Thermal analysis of the QARMAN re-entry satellite

Elien Verheire
Hoe overleeft een nano-satelliet extreme temperaturen tijdens zijn terugkeermissie naar aarde?Dave Scott, commandant aan boord van de Apollo 15 raket zei ooit “Ik besef dat er een fundamentele waarheid bestaat over ons bestaan. De mens moet verkennen … en dit op zich is verkennen op zijn grootst”. Zo zijn vandaag onderzoekers continu op zoek naar methodes om de ruimte op een goedkopere en efficiëntere manier te verkennen, zonder te moeten deelnemen aan zeer dure ruimtevaartprogramma’s.

Thermal analysis of the QARMAN re-entry satellite

Hoe overleeft een nano-satelliet extreme temperaturen tijdens zijn terugkeermissie naar aarde?

Dave Scott, commandant aan boord van de Apollo 15 raket zei ooit “Ik besef dat er een fundamentele waarheid bestaat over ons bestaan. De mens moet verkennen … en dit op zich is verkennen op zijn grootst”. Zo zijn vandaag onderzoekers continu op zoek naar methodes om de ruimte op een goedkopere en efficiëntere manier te verkennen, zonder te moeten deelnemen aan zeer dure ruimtevaartprogramma’s. Hierdoor ontstond in het Brusselse Von Karman instituut het unieke idee om onderzoek en experimenten uit te voeren tijdens een ruimtereis rond de aarde en de terugkeer van een nano-satelliet QARMAN naar de aarde. Eén van de belangrijkste uitdagingen was: “Hoe kan een nano-satelliet met het volume van slechts 3 dm³ beschermd worden tegen gastemperaturen van 9800°C die anderhalf keer zo groot zijn als de temperatuur aan het zichtbare oppervlakte van de zon?”.

MISSIE

De QARMAN satelliet zal met behulp van een draagraket gelanceerd worden. De draagraket heeft aan boord ook nog andere nano-satellieten mee die tezamen met de QARMAN satelliet in de ruimte op een hoogte van 380 km in een baan rond de aarde gebracht worden (Fig. 1). Aan boord van de QARMAN satelliet bevinden er zich verschillende wetenschappelijke experimenten, die elk op een ander tijdstip van de missie zullen geactiveerd worden. Eén van de belangrijkste wetenschappelijke experimenten is zodanig ontworpen om een beter inzicht te krijgen in de verschillende gasstromings- en warmte fenomenen die de satelliet rood doen opgloeien tijdens de terugkeer naar de aarde (Fig. 2). Het ontwerpen van een geschikt thermisch beschermingssysteem voor QARMAN is complex omdat de satelliet bestand moet zijn tegen heel verschillende omgevingscondities tijdens zijn levensduur. Tijdens de eerste vier maanden zal de satelliet per dag 16 omwentelingen rond de aarde maken. Dit betekent ook dat de satelliet per dag 16 maal opwarmt in het door de zon belichte deel van de aarde en 16 keer per dag zal afkoelen wanneer de satelliet in de schaduw van de aarde komt. Daarenboven moet de satelliet ook bestand zijn tegen de continue extreem hoge omgevingstemperaturen van 9800°C die de satelliet ondervindt tijdens zijn terugkeer naar de aarde.

UITDAGING

Het thermische ontwerp van de satelliet is één van de meest uitdagende en kritische fases van het QARMAN project. Een voorwerp isoleren en beschermen tegen extreme temperaturen van zijn buitenomgeving lijkt eenvoudig. Alleen wordt het minder eenvoudig als een ontwerp zo licht mogelijk moet zijn en de satelliet binnenin vol zit met elektronica waardoor er weinig plaats overblijft voor isolatiemateriaal. Maar isolatie is ook geen wondermiddel, het is een mes dat snijdt aan twee kanten. Tijdens de missiefase waarbij de satelliet in banen rond de aarde vliegt is de meeste elektronica binnenin de satelliet actief. Een elektronisch component werkt nooit optimaal zonder verlies, maar zal altijd warmte uitstralen. Veel isolatie gebruiken voorkomt dat de elektronica opwarmt door externe warmtestraling van de zon en de aarde. Maar veel isolatie betekent ook dat de door de elektronica uitgestraalde warmte gevangen blijft binnen de satelliet en niet kan afgevoerd worden naar buiten, waardoor de elektronica steeds warmer wordt. Het is al snel duidelijk dat de eisen voor de isolatie voor elke missiefase tegenstrijdig zijn. Als de satelliet in de schaduw van de aarde is, zou de isolatie dik moeten zijn om te vermijden dat de elektronische componenten te veel afkoelen en bevriezen. Wanneer de satelliet aan de zonnekant van de aarde passeert, zou de isolatie dun moeten zijn om te voorkomen dat de elektronica te warm wordt. Tijdens de terugkeer naar de aarde is de warmtestroom rondom de satelliet zo hevig dat de elektronica binnenin zou moeten afgeschermd worden van zijn omgeving door extreem dikke isolatie. Maar hoe kan er nu een compromis gevonden worden voor de thermische protectie zodanig dat alle systemen kunnen blijven werken tijdens elke missiefase?

THERMISCHE PROTECTIE

De berekeningen voor de interne temperaturen en het virtueel testen van het thermische protectie systeem vraagt een computermodel dat rekening houdt met de stand van de zon, de baan van de satelliet, reflecties tussen verschillende oppervlakken, … De thermische controle gebeurt alleen door passieve middelen omdat er door de vele elektronica geen plaats is om gebruik te maken van complexe mechanische systemen zoals radiatoren, verwarmingselementen en vloeistofleidingen. Het passieve thermische protectiesysteem van QARMAN bestaat uit isolatie, verschillende reflecterende oppervlakken en een frame die als het ware een weg vormt voor het afvoeren van de warmte. De elektronica binnenin de satelliet kan onderverdeeld worden in twee grote groepen, namelijk elektronica die actief moet blijven tijdens de terugkeermissie naar aarde en de elektronica die niet nodig is tijdens die terugkeer. De componenten die de gehele terugkeermissie moeten overleven worden in een “overlevingseenheid” geplaatst (Fig. 3). Een “overlevingseenheid” is een 3D geprinte titanium box met binnenin Pyrogel® isolatiemateriaal die aan beide zijdes bedekt is met een reflecterend folie. Pyrogel® is werelds lichtste, vast materiaal met de laagste warmte geleidbaarheid (Fig. 4). De batterijen binnenin de “overlevingseenheid” zijn de gevoeligste componenten. Ze kunnen zwellen en exploderen bij te hoge temperaturen. De batterijen hebben slechts een klein werkingsgebied van 0°C tot 50°C en moeten blijven werken gedurende de gehele terugkeermissie, waar de omgevingstemperatuur oploopt tot 9800°C. Het primaire hitteschild van de satelliet wordt gevormd door een stompe neuskegel met P50 kurkmateriaal en keramische zijpanelen die aan de binnenkant bedekt zijn met een fiberfrax® doek bestaande uit keramische vezels. Het 3D geprinte titanium frame van de satelliet zorgt ervoor dat de warmte doorheen de structuur goed verdeeld wordt en voorkomt het ontstaan van spots met extreem hoge temperaturen. Deze structuur vormt een thermische massa die warmte kan opslaan tijdens warme missiefases en warmte kan afstaan tijdens koude missiefases.

Het ontwikkelen van een thermische bescherming voor een nano-satelliet is vooral een kwestie van het vinden van een juiste balans tussen isolatie en een thermisch pad die de warmte afvoert. En zoals volgens Prof. Bob Twiggs het leidende motief voor het ontwikkelen van satellieten “Testen, testen en nog een testen” is, zo zal ook de QARMAN satelliet verder ontwikkeld worden. 

Bibliografie

[1]

QB50, “The project,” 2014. [Online]. Available: www.qb50.eu. [Accessed 23 September 2014].

[2]

C. O. Asma, “QARMAN: QB50 Qubesat for Aerothermodynamic Research and Measurement on Ablation,” Von Karman Institute, Sint-Genesius-Rode, 2013.

[3]

T. Azzarelli, “International Regulations for Nano/Pico Satellites,” in ITU Seminar, Cyprus, 2014.

[4]

CubeSat Kit, “3D CAD Design,” Pumpkin, Inc., 10 october 2014. [Online]. Available: http://www.cubesatkit.com/content/design.html. [Accessed 23 September 2014].

[5]

V. Van der Haegen, I. Sakraker, T. Scholz, G. Baillet, L. Dell'Ecle and E. Umit, “QARMAN deliverable D2AB Mission/System preliminary design,” Von Karman Institute, Sint-Genesius Rhode, 2014.

[6]

G. Bailet and J. Muylaert, “Re-entsat, an atmospheric triple unit re-entry cubesat,” in 9th annual CubeSat developer's workshop, San Luis Obispo, 2012.

[7]

V. Van der Haegen, I. Sakraker, T. Scholz, G. Baillet, L. Dell'Ecle and E. Umit, “QARMAN Deliverable D1AB Mission/System Objectives and Requirements,” von Karman Institute for Fluid Dynamics, Rhode Saint Genèse, 2014.

[8]

V. Van der Haegen, I. Sakraker, T. Scholz, G. Baillet, L. Dell'Ecle and E. Umit, “QARMAN Deliverable D2AB Mission/System Preliminary design,” von Karman Institute for Fluid Dynamics, Rhode Saint Genèse, 2014.

[9]

W. M. Rohsenow and J. P. Hartnett, Handbook of heat transfer, New York: McGraw-Hill book company, 1973.

[10]

W. M. Rohsenow, J. P. Hartnett and Y. I. Cho, Handbook of heat transfer, Boston: Mc Graw Hill, 1998.

[11]

J. H. Lienhard IV and J. H. Lienhard IV, A heat transfer textbook, Cambridge: Phlogiston Press, 2008.

[12]

R. Tanghe, “Warmteoverdracht deel I - Tekst,” Acco, Leuven, 2014.

[13]

V. Van der Haegen and J.-M. Buchlin, “An introduction to infrared thermography,” in Lecture series VKI: Introduction to measurement techniques, Rhode Saint Genèse, 2014.

[14]

H. J. Allen and A. J. Eggers, “A study of the motion and aerodynamic heating of missiles entering the earth's atmosphere at high supersonic speeds,” National Advisory Committee For Aeronautics, Washington, 1953.

[15]

J. D. Anderson, “Chapter 1 Aerodynamics: Some introductory thoughts,” in Fundamentals of aerodynamics, Singapore, MC Graw Hill, 2011, p. 11.

[16]

Federal Aviation Administration, “4.1.7 Returning from space: Re-entry,” 2014. [Online]. Available: https://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/designees_delegations…. [Accessed 1 December 2014].

[17]

Federal Aviation Administration, “4.1.4 Describing Orbits,” [Online]. [Accessed 1 November 2014].

[18]

M. Hackworth, “Weather & climate Ohio State University,” [Online]. [Accessed 1 November 2014].

[19]

D. G. Gilmore, Spacecraft thermal control handbook, vol. Volume 1: Fundamental technologies, California: The aerospace press, 2002.

[20]

L. Jacques, “QARMAN Thermal Analysis Report,” Université de Liège, Liège, 2014.

[21]

J. Menglin and L. Shunlin, “An improved land surface emissivity parameter for land surface models using global remote sensing observations,” Journal of climate, no. Volume 19, pp. 2897-2881, 2006 june 2006.

[22]

A. Bejan and A. D. Kraus, Heat transfer handbook, New Jersey: John Wiley & Sons, 2003.

[23]

M. C. J. T. P. Yovanovich, “Calculating interface resistance,” Microelectronics heat transfer laboratory department of mechanical engineering university of Waterloo, [Online]. Available: www.thermalengineer.com/library/calculating_interface_resistance.htm. [Accessed 4 November 2014].

[24]

B. Mikic, “Thermal contact conductance; theoretical considerations,” International Journal of Heat and Mass Transfer, vol. 17, no. 2, pp. 205-214, 1974.

[25]

B. M. Korevaar and G. den Ouden, “3.12 Hardheid,” in Meraalkunde deel 1, Delft, Delftse Universitaire Pers, 2005, p. 57.

[26]

D. W. Hahn and O. M. Necati, “Heat conduction fundamentals,” in Heat Conduction, 3rd Edition, Hoboken, John Wiley & Sons, 2012, p. 23.

[27]

M. B. H. Mantelli and M. M. Yovanovich, “Compact analytical model for overall thermal resistance of bolted joints,” International Journal Heat Mass Transfer, vol. Vol. 41, no. No. 10, pp. 1255-1266, 1998.

[28]

Secretariat DIN, “Aerospace-Determination of coefficients of friction of bolts and nuts under specific conditions-Complementary element,” 2011.

[29]

Tochnici Mfg. CO., “Technical Data,” 2007. [Online]. Available: http://tohnichi.jp/english/technical/index.html. [Accessed 23 November 2014].

[30]

A. K. J. Hasselström and U. E. Nilsson, “Thermal contact conductance in bolted joints,” Chalmers University of Technology, Gothenburg, 2012.

[31]

S. Lee, S. S. Van Au and K. P. Moran, “Constriction/spreading resistance model for electronics packaging,” ASME, vol. XL, no. 4, pp. 199-206, 1995.

[32]

Hittite, “Thermal management for surface mount components,” Hittite Microwave Corporation, Chermsford, 2012.

[33]

IPC, “Joint Industry Standard, Space applications electronic hardware addendum to J-STD-001D requirements for soldered electrical and electronic assemblies,” IPC Technical Activities Executive Committee, Illinois, 2006.

[34]

T. Pola, T. Häkkinen, J. Hännikäinen and J. Vanhala, “Thermal performance analysis of 13 heat sink materials suitable for wearable electronics applications,” Sience and Technology, vol. III, no. 3, pp. 67-73, 2013.

[35]

U. Ertan, V. d. H. Vincent, S. Thorsten, T. Paride and B. Gilles, “QARMAN: An atmospheric entry experiment on cubesat platform,” in 8th European Symposium of Aerothermodynamics for space vehicles, Lisbon, 2015.

[36]

P. Testani, “QARMAN Thermal Analysis Report,” Von Karman Institute, Rhode-Saint-Genèse, 2014.

[37]

Astrodev, “AstroDev Helium Radios,” Astronautical Development LLC, Arizona, 2009.

[38]

Sarantel Ltd., “SL3105SP Overmoulded Iridium Antenna,” Sarantel Ltd., Willenborough, 2012.

[39]

Clyde Space, “SmallSat Reaction Wheel,” 2015. [Online]. Available: http://www.clyde-space.com/cubesat_shop/smallsat_subsystems/366_smallsa…. [Accessed 14 Mai 2015].

[40]

Aspen Aerogels, “Product data sheet Pyrogel XT-E,” 2015. [Online]. Available: http://www.aerogel.com/_resources/common/userfiles/file/Data%20Sheets/P…. [Accessed 3 February 2015].

[41]

Aspen Aerogels, “Product data sheet Pyrogel 6650,” 2010. [Online]. Available: http://www.insulationfabricators.com/downloads/data-sheets/aspen-aeroge…. [Accessed 3 February 2015].

[42]

Solar AC, “Table of absorptivity and emissivity of common materials and coatings,” 26 July 2001. [Online]. Available: http://www.solarmirror.com/fom/fom-serve/cache/43.html. [Accessed 2015 February 3].

[43]

READE advanced materials, “Titanium Metal & sponge / powder,” 20 July 2009. [Online]. Available: http://www.reade.com/Products/Elements/titanium.html. [Accessed 3 February 2015].

[44]

LayerWise, “Material data sheet: Titanium grade 1,” LayerWise, Leuven, 2015.

[45]

United States EP Agency, “Volume III- Part A, Process for conducting probalistic risk assesement,” in Risk assessment guidance, Washington DC, EP Agency, 2001, pp. A-13.

[46]

B. H. Lindqvist, “Factorial experiments at two levels,” Norwegian University of Science and Technology, Trondheim, 2010.

[47]

R. Gojon, “Detailed thermal design of OUFTI-1 CubeSat,” University of Liège - Centre Spatial de Liège, Liège, 2012.

[48]

D. C. Montgomery, Design and analysis of experiments-5th ed., New York: John Wiley & Sons, Inc. , 2001.

[49]

NIST/SEMATECH, E-handbook of Statistical Methods, Colorado: U.S. Department of Commerce, 2013.

[50]

Microthermgroup, “Standard Tolerances on measurements of products,” 17 Mai 2013. [Online]. Available: http://www.microthermgroup.com/high/EXEN/assets_db/ITEMSKEYWORDS3/items…. [Accessed 9 Mai 2015].

[51]

Mastercool, Inc., “Infrared Emissivity - Metals,” 2013. [Online]. Available: http://www.mastercool.com/media/emissivity-metals.pdf. [Accessed 9 Mai 2015].

[52]

G. Bailet, I. Sakraker, T. Scholz and J. Muylaert, “Qubesat for Aerothermodynamic Research and Measurement on AblatioN,” von Karman Institute for Fluid Dynamics, Rhodes-Saint-Genèse.

 

Universiteit of Hogeschool
Industrieel ingenieur elektromechanica, afstudeerrichting luchtvaarttechnologie
Publicatiejaar
2015
Kernwoorden
Share this on: