Diseño de un mecanismo flexible biestable para el accionamiento de sistemas de separación de carga útil de pequeños satélites
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Título: Diseño de un mecanismo flexible biestable para el accionamiento de sistemas de separación de carga útil de pequeños satélites
Autor: Babiloni Martí, José Vicente
Resumen:
[ES] El despliegue de cargas útiles en misiones espaciales implica mecanismos altamente precisos y fiables para garantizar tanto un transporte seguro como un despliegue eficaz en órbita. Los avances recientes en la tecnología de los vehículos espaciales se han centrado cada vez más en reducir el impacto mecánico y mejorar la precisión de los sistemas de despliegue, con los últimos sistemas conocidos por sus características de liberación de bajo impacto, cruciales para proteger los componentes sensibles del satélite. Actualmente, en el despliegue de vehículos espaciales se utilizan principalmente mecanismos rígidos que, si bien son fiables, a menudo implican ensamblajes complejos y pueden inducir importantes choques mecánicos, que usualmente supone una de los tipos de carga más desfavorables a los que está sometido el vehículo. Sin embargo, la incorporación de mecanismos flexibles, conocidos por sus propiedades elásticas que permiten la transmisión de fuerzas y desplazamientos sin partes móviles discretas, presenta una alternativa prometedora. Los mecanismos flexibles pueden ofrecer potencialmente un funcionamiento más suave, una reducción en la complejidad, una alta precisión, una disminución de la carga dinámica aplicada durante la separación y unos costes de producción más bajos. No obstante, también introduce algunos inconvenientes que habrá que valorar durante el diseño, tales como la precisión necesaria para la fabricación y el tipo de proceso de fabricación que debe utilizarse. Este trabajo tiene como objetivo diseñar y estudiar un mecanismo flexible para su uso como accionamiento en dispositivos de sujeción y liberación de cargas útiles de naves espaciales. El mecanismo presentará un funcionamiento biestable, donde en una posición será responsable de actuar y sujetar de forma segura la carga útil durante el lanzamiento, mientras que la otra posición estable se diseñará para facilitar una liberación controlada y suave de la carga útil, minimizando golpes y vibraciones. Para realizará el diseño se evaluará el comportamiento mecánico de los sistemas propuestos mediante una simulación utilizando el Método de los Elementos Finitos (FEA). En el diseño se comparará el comportamiento mecánico de un mecanismo flexible biestable conocido y se comparará con otro obtenido mediante optimización topológica. En base a los resultados obtenidos se adoptará la mejor solución posible. El objetivo final del diseño será evaluar el rendimiento, la fiabilidad y la viabilidad de integrar un sistema de este tipo en vehículos espaciales, centrando la atención especialmente en sus ventajas operativas en comparación con los mecanismos rígidos tradicionales. Por último, si existe la posibilidad, se fabricará un prototipo con material polimérico y fabricación aditiva con el fin de realizar una prueba de concepto.
[EN] Deploying payloads in space missions involves highly precise and reliable mechanisms to ensure safe transportation and efficient deployment in orbit. Recent advances in space vehicle technology have increasingly focused on reducing mechanical impact and improving the precision of deployment systems, with the latest systems known for their low-impact release characteristics, which are crucial for protecting sensitive components of satellites. Currently, the deployment of space vehicles mainly uses rigid mechanisms that, although reliable, often involve complex assemblies and can induce significant mecha- nical shocks, which is usually one of the most unfavourable types of loading to which the vehicle is subjected. However, incorporating flexible mechanisms, known for their elastic properties that allow the transmission of forces and displacements without discrete moving parts, presents a promising alternative. Flexible mechanisms can potentially offer smoother operation, reduced complexity, high precision, decreased dynamic loading applied during separation, and lower production costs. However, it also introduces some drawbacks that must be considered during design, such as the precision required for manufacturing and the type of manufacturing process that should be used. This thesis aims to design and study a flexible mechanism for use as an activator in fastening and releasing devices for spacecraft payloads. The mechanism will feature bistable operation, where one position will be responsible for acting and safely holding the payload during launch, while the other stable position will be designed to facilitate a controlled and smooth release of the payload, minimising shocks and vibrations. In order to accomplish the design, the mechanical behaviour of the proposed systems will be evaluated through a simulation using the Finite Element Method (FEA). In the design, a known bistable flexible mechanism’s mechanical behaviour will be compared with another obtained through topological optimisation. Based on the re- sults obtained, the best possible solution will be adopted. The ultimate design goal will be to evaluate the performance, reliability, and feasibility of integrating such a system into space vehicles, focusing especially on its operational advantages over traditional rigid mechanisms. Finally, if possible, a prototype will be manufactured with a polymeric material and additive manufacturing to carry out a proof of concept.
[ES] El despliegue de cargas útiles en misiones espaciales implica mecanismos altamente precisos y fiables para garantizar tanto un transporte seguro como un despliegue eficaz en órbita. Los avances recientes en la tecnología de los vehículos espaciales se han centrado cada vez más en reducir el impacto mecánico y mejorar la precisión de los sistemas de despliegue, con los últimos sistemas conocidos por sus características de liberación de bajo impacto, cruciales para proteger los componentes sensibles del satélite. Actualmente, en el despliegue de vehículos espaciales se utilizan principalmente mecanismos rígidos que, si bien son fiables, a menudo implican ensamblajes complejos y pueden inducir importantes choques mecánicos, que usualmente supone una de los tipos de carga más desfavorables a los que está sometido el vehículo. Sin embargo, la incorporación de mecanismos flexibles, conocidos por sus propiedades elásticas que permiten la transmisión de fuerzas y desplazamientos sin partes móviles discretas, presenta una alternativa prometedora. Los mecanismos flexibles pueden ofrecer potencialmente un funcionamiento más suave, una reducción en la complejidad, una alta precisión, una disminución de la carga dinámica aplicada durante la separación y unos costes de producción más bajos. No obstante, también introduce algunos inconvenientes que habrá que valorar durante el diseño, tales como la precisión necesaria para la fabricación y el tipo de proceso de fabricación que debe utilizarse. Este trabajo tiene como objetivo diseñar y estudiar un mecanismo flexible para su uso como accionamiento en dispositivos de sujeción y liberación de cargas útiles de naves espaciales. El mecanismo presentará un funcionamiento biestable, donde en una posición será responsable de actuar y sujetar de forma segura la carga útil durante el lanzamiento, mientras que la otra posición estable se diseñará para facilitar una liberación controlada y suave de la carga útil, minimizando golpes y vibraciones. Para realizará el diseño se evaluará el comportamiento mecánico de los sistemas propuestos mediante una simulación utilizando el Método de los Elementos Finitos (FEA). En el diseño se comparará el comportamiento mecánico de un mecanismo flexible biestable conocido y se comparará con otro obtenido mediante optimización topológica. En base a los resultados obtenidos se adoptará la mejor solución posible. El objetivo final del diseño será evaluar el rendimiento, la fiabilidad y la viabilidad de integrar un sistema de este tipo en vehículos espaciales, centrando la atención especialmente en sus ventajas operativas en comparación con los mecanismos rígidos tradicionales. Por último, si existe la posibilidad, se fabricará un prototipo con material polimérico y fabricación aditiva con el fin de realizar una prueba de concepto.
[EN] Deploying payloads in space missions involves highly precise and reliable mechanisms to ensure safe transportation and efficient deployment in orbit. Recent advances in space vehicle technology have increasingly focused on reducing mechanical impact and improving the precision of deployment systems, with the latest systems known for their low-impact release characteristics, which are crucial for protecting sensitive components of satellites. Currently, the deployment of space vehicles mainly uses rigid mechanisms that, although reliable, often involve complex assemblies and can induce significant mecha- nical shocks, which is usually one of the most unfavourable types of loading to which the vehicle is subjected. However, incorporating flexible mechanisms, known for their elastic properties that allow the transmission of forces and displacements without discrete moving parts, presents a promising alternative. Flexible mechanisms can potentially offer smoother operation, reduced complexity, high precision, decreased dynamic loading applied during separation, and lower production costs. However, it also introduces some drawbacks that must be considered during design, such as the precision required for manufacturing and the type of manufacturing process that should be used. This thesis aims to design and study a flexible mechanism for use as an activator in fastening and releasing devices for spacecraft payloads. The mechanism will feature bistable operation, where one position will be responsible for acting and safely holding the payload during launch, while the other stable position will be designed to facilitate a controlled and smooth release of the payload, minimising shocks and vibrations. In order to accomplish the design, the mechanical behaviour of the proposed systems will be evaluated through a simulation using the Finite Element Method (FEA). In the design, a known bistable flexible mechanism’s mechanical behaviour will be compared with another obtained through topological optimisation. Based on the re- sults obtained, the best possible solution will be adopted. The ultimate design goal will be to evaluate the performance, reliability, and feasibility of integrating such a system into space vehicles, focusing especially on its operational advantages over traditional rigid mechanisms. Finally, if possible, a prototype will be manufactured with a polymeric material and additive manufacturing to carry out a proof of concept.
URI: http://hdl.handle.net/10251/211267
Fecha: 2024-11-05
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