Finite element analysis of thermo-mechanical behavior of cracked coating in the outer space

Rafał Pijewski

Abstract

A spacecraft experiences extreme temperatures in an outer space. It goes into cold deep space when driven into the Earth’s shadow and becomes extremely hot when exposed to direct sunlight. If no action is taken passive equipment would adopt the temperatures typically from -200 to +150 , and active electronics might reach temperatures of several hundred degrees. Because there is no atmosphere, heat management of a satellite cannot be achieved by convection or conduction but only by radiation. Radiation interactions occur with the Earth, the moon, deep cold space, the sun and nearby parts of the satellite. That is why electrochemical coatings play an important role in the thermal control of spacecraft modifying the optical properties of surfaces. Anodic process creates a hard, corrosion- and abrasion- resistant layer. These properties, combined with superior adhesion and dielectric strength of the anodized coating, allow aluminium to be substituted for costlier materials in these applications. Nevertheless, the ability of such coatings to be coloured provided that oxide black coatings have high emissivity ( ) and high absorptivity ( ) which result in efficient radiative heat transfer, and the coating is stable in the space environment. Unfortunately, thermal cracking occurs because the coefficient of thermal expansion of aluminium is greater than that of aluminium oxide. At a sufficiently high temperature, this thermal mismatch results in tensile stress in the coating large enough to crack the oxide. The cracking of the coatings may changes the optical and thermal properties of the coating and may cause particular contamination. The thermal loading, and the other kinds of aggression, can reduce the coating adherence, making the coating useless and even, in extreme cases, generate defects. Cracking of the coating may occur during fabrication and during operation. The aim of this study is to create the first numerical model for better understand the problem of cracking thin black coating. This work leads to propose the numerical model which can be adapted to the types of coatings being currently under investigation in the Mechanical Engineering Department of ENSICA within the framework of its industrial collaborations, in particular with the French National Centre of Space Study (CNES).
Diploma typeEngineer's / Bachelor of Science
Diploma typeEngineer's thesis
Author Rafał Pijewski (FPAE / IAAM)
Rafał Pijewski,,
- The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics
Title in PolishAnaliza termiczna i mechaniczna pękania powłoki zewnętrznej elementów manipulatora w przestrzeni kosmicznej za pomocą metody elementów skończonych
Supervisor Adam Dacko (FPAE / IAAM)
Adam Dacko,,
- The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

Certifying unitFaculty of Power and Aeronautical Engineering (FPAE)
Affiliation unitThe Institute of Aeronautics and Applied Mechanics (FPAE / IAAM)
Study subject / specialization, Automatyka i Robotyka (Automation and Robotics)
Languageen angielski
StatusFinished
Defense Date23-09-2008
Issue date (year)2008
Pages64
Internal identifierMEL; PD-672
Reviewers Tomasz Zagrajek (FPAE / IAAM)
Tomasz Zagrajek,,
- The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics
, Adam Dacko (FPAE / IAAM)
Adam Dacko,,
- The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics
Keywords in Polishmetoda elementów skończonych, wytrzymałość materiałów, mechanika pękania
Keywords in Englishxxx
Abstract in PolishSatelity to urządzenia bez których szybko rozwijający się świat, w szczególności telefonia komórkowa, systemy GPS, a przede wszystkim możliwość poznania przestrzeni kosmicznej nie byłoby możliwe. Podczas lotów kosmicznych satelity narażone są na działanie bardzo różnych czynników, które w warunkach ziemskich nie wpływają na nie. Sprawia to, że projektując urządzenia pracujące w kosmosie należy uwzględnić szczególne warunki tam panujące min. temperatura, próżnia, promieniowanie kosmiczne, itp. Zróżnicowanie temperatur w jakich musi pracować satelita ma bardzo duży wpływ na stan pojazdu. W przestrzeni w której wystawione są na bezpośrednie działanie promieni słonecznych nagrzewają się do wysokich temperatur, natomiast wkraczając w cień Ziemi narażone są na skrajnie niską temperaturę. Jeśli nie zostałyby podjęte żadne działania wszystkie elementy satelity, a w szczególności urządzenia elektroniczne musiałyby pracować w zakresie temperatur, który może powodować zmniejszenie wydajności sprzętu elektronicznego, a w skrajnych przypadkach, do uszkodzeń. Temperatury w jakich satelita musi pracować to od -200 w cieniu naszej planety do +150 w pełnym słońcu. Wymianę ciepła z otoczeniem utrudnia fakt, że w przestrzeni kosmicznej panuje próżnia, a tym samym brak środowiska sprzyjającego wymianie ciepła z otoczeniem. Nie ma możliwości przekazywania ciepła przez konwekcję lub kondukcję, a jedynie przez radiację. Po wnikliwych badaniach stwierdzono, że jedynym sposobem na poprawienie warunków pracy satelity jest pokrycie elementów zewnętrznych obiektu powłoką ułatwiającą emitowanie ciepła do otoczenia, a jednocześnie odbijaniem promieni słonecznych co zapobiegałoby nadmiernemu nagrzewaniu się elementów pojazdu. W związku z tym zaczęto wykorzystywać proces anodowania aluminium jako sposób na poprawienie własności elementów pojazdu kosmicznego i warunki temperaturowe wewnątrz satelity. Dzięki zabarwieniu jej na kolor czarny możliwe jest uzyskanie współczynnika emitowania ciepła do otoczenia ( ) oraz wysokim współczynnikiem absorpcji ( ). Powłoka oprócz walorów optycznych ma również inne zalety: jest twardsza niż stopy aluminium, odporna na korozję i inne czynniki zewnętrzne. Ponieważ współczynnik rozszerzalności cieplnej powłoki jest około 5 razy mniejszy niż stopu aluminium to w odpowiednich warunkach, które w naszym przypadku stanowi
File
Pijewski_Rafal-Praca_dyplomowa.doc 3.1 MB

Get link to the record

Back
Confirmation
Are you sure?