DESIGN A CUBESAT WITH CERTAIN THERMAL FATIGUE LIFE IN SUN SYNCHRONOUS ORBIT. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

PDF (DESIGN A CUBESAT WITH CERTAIN THERMAL FATIGUE LIFE IN SUN SYNCHRONOUS ORBIT) Thesis R2.1.pdf - Accepted Version Restricted to Repository staff only until 23 October 2026. Download (6MB)

Arabic Abstract

في السنوات الأخيرة، ازداد تطوير الأقمارالصناعية المكعبة الشكل كثيراً وذلك لزيادة عمرها الافتراضي بما يتناسب مع متطلبات المهمة. تتعرض الأقمارالصناعية مكعبة الشكل التي تعمل في المدارات متزامنة مع الشمس لتقلبات حرارية كبيرة بسبب التعرض المتكرر للشمس وكسوفها خلال فترة زمنية قصيرة. تُسبب هذه الحرارة إجهادات حرارية متكررة في هيكل القمر الصناعي، مما قد يؤدي إلى فشل التعب بمرور الوقت. تهدف هذه الدراسة إلى تصميم قمر صناعي مكعب الشكل بعمر تعب حراري محدد، وتحسين خصائصه الهيكلية والحرارية المادية لتحمل هذه الظروف المدارية. باستخدام برنامج تحليل العناصر المحدودة مثل برنامج كومسول للفيزياء المتعددة، لحساب وتحليل التدفق الحراري لكل وجه من وجوه القمر الصناعي ، بالإضافة إلى الأحمال الحرارية وتوزيع الإجهاد وعمر التعب بما يتناسب مع متطلبات المهمة. في هذا البحث، تُستخدم مجموعات من تصاميم ومواد مختلفة للتخفيف من آثار التعب مع الحفاظ على وظائف القمر الصناعي ، مما يعزز موثوقيته ويطيل عمر المهمة في مثل هذه البيئات المدارية الصعبة. ومع ذلك، من خلال استخدام تصاميم لتغيير شكل جدار القمر الصناعي مثل أشكال (شكل اليقطين والدائرة والمعين) جنبًا إلى جنب مع مواد مثل (الألومنيوم وألياف الكربون - الإيبوكسي والتيتانيوم) وجدنا أن شكل الدائرة هو الأفضل من حيث الإجهاد الحراري وعمر التعب الحراري خاصة عند استخدام ألياف الكربون معها. بالإضافة إلى ذلك، فإن شكل الدائرة مع ألياف الكربون غير مناسبة لدرجة حرارة تشغيل المكونات الداخلية للقمر الصناعي مثل البطاريات، المعالج، اجهزة الاتصال والحساسات. بدلاً من أن شكل اليقطين أو المعين مع التيتانيوم أفضل بكثير. ومع ذلك، فيما يتعلق بالوزن، فإن التيتانيوم ثقيل مقارنة بالمواد الأخرى. بسبب ذلك، وفقًا لقيود كل مهمة ومتطلباتها فيما يتعلق بـ (الوزن ودرجة حرارة تشغيل المكونات الداخلية والإجهادات الحرارية والتعب الحراري) بالإضافة إلى الخصائص المدارية مثل ارتفاع المهمة، جميع الزوايا السماوية و المدارية ومصدر تدفق الحرارة يجب وضعها في الاعتبار لاختيار الشكل والمواد الصحيحة حسب متطلبات المهمة

English Abstract

In the last decade, the development of CubeSats has increased in a notorious way to increase its life span as per the mission requirements. CubeSats operating in sun-synchronous orbits (SSO) experience significant thermal fluctuation due to repeated exposure to and eclipsing from the Sun in short period. This thermal induces thermal cycling stresses in the satellite’s structural frame, potentially leading to fatigue failure over time. This study aims to design a CubeSat with a particular thermal fatigue life, optimizing its structural and thermal material properties to withstand these orbital conditions. Using a finite element analysis program such as COMSOL Multiphysics, to calculate and analyze the heat flux for each face of the CubeSat as well as the thermal loads, stress distributions, and fatigue life to suit the mission requirements. In this research, combinations of different CubeSat designs and materials are used to mitigate fatigue effects while maintaining CubeSat’s functionality, enhancing CubeSat reliability and extending mission lifetimes in demanding orbital environments. Nevertheless, by using CubeSat wall designs like (Pumpkin, Circle and Rhombus) shapes along with materials such as (Aluminum, Carbon Fiber - Epoxy, and Titanium) we found that Circle shape is the best one in terms of thermal stress and thermal fatigue life especially when using Carbon fiber with it. In addition, Circle with Carbon fiber is unsuitable for the CubeSat internal components operation temperature such as batteries, processors, communications devices, and sensors. Instead of that Pumpkin or Rhombus with Titanium is much better. However, in respect of weight Titanium is heavy compared with other materials. Because of that, as per each mission limitation and requirements with regard to (weight, internal components operating temperature, thermal stresses and thermal fatigue) as well as the orbital parameters such as mission altitude, all celestial angles and source of flux should be taken into consideration to choose the right combination for specific mission.

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Aerospace
Department:	College of Engineering and Physics > Aerospace Engineering
Committee Advisor:	Abdelrahman, W. G.
Committee Members:	Hawwa, Muhammad and Baluch, Abrar-Ul-Haq
Depositing User:	IBRAHEEM A AL-KHATIB (g202008100)
Date Deposited:	28 Oct 2025 05:58
Last Modified:	28 Oct 2025 05:58
URI:	http://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/143734