Multi-nodal thermal analysis and design for SmallSats in the martian environment

In recent years CubeSats have gone beyond their original educational purpose, now playing a key role for in-space scientific research. As the performance standards have raised, so did the power demand. Thanks to the introduction of deployable solar panels, the power density of SmallSats have strongly increased leading to the need for detailed thermal analysis and thermal control. This work presents the TASTE 16U CubeSat thermal model development in ESATAN in phase B. It provides the foundation for the mission thermal analysis in a highly diverse thermal loads scenario. The satellite is a CubeSat-in-CubeSat made up of an orbiter and a deployable lander, that will travel toward the Martian moon Deimos. The primary objective of the work is to highlight criticalities and to propose potential solutions. To achieve that, the CubeSat geometrical and thermal mathematical models are built and the most demanding conditions combining environmental inputs and internal dissipation are studied. Both critical cold and hot scenarios are encountered, requiring a local approach to solve the thermal control problem. The design driver was the high dissipation of the radio hardware, that originally causes a strong over-heating of the CubeSat. Throughout multiple iterations, the main outcome of this work is a baseline for the thermal control strategy that guarantees a feasible communication thanks to the introduction of radiators, thermal straps and highly conductive thermal fillers. A further result of the work is the definition of a reference approach for building detailed multi-nodal thermal models to support essential thermal analyses for high energy dense SmallSats.

Negli ultimi anni i CubeSat sono andati oltre il loro originario scopo educativo, assumendo ora un ruolo chiave nella ricerca scientifica nello spazio. Con l’aumento delle prestazioni attese, è conseguentemente cresciuta anche la richiesta di potenza. Grazie all’introduzione dei pannelli solari dispiegabili, la densità energetica degli SmallSat è aumentata notevolmente, rendendo necessari un adeguato controllo termico ed analisi termiche dettagliate. Questo lavoro descrive lo sviluppo del modello termico del CubeSat 16U della missione TASTE in ESATAN, in fase B; fornisce le basi per l’analisi termica della missione in uno scenario caratterizzato da carichi termici molto diversificati. Il satellite presenta una configurazione CubeSat-in-CubeSat, composto da un orbiter e da un lander viaggerà verso la luna marziana Deimos. L’obiettivo principale del lavoro è evidenziare le criticità e proporre potenziali soluzioni. Per raggiungere questo scopo, i modelli geometrico-matematico e termico-matematico del CubeSat sono stati costruiti. Sono state studiate le condizioni più estreme derivanti dalla combinazione di flussi termici ambientali e dissipazione interna. Sono stati riscontrati sia scenari critici di temperature molto fredde, che molto calde richiedendo quindi un approccio locale per risolvere il problema del controllo termico. Ciò che ha guidato il design è stata l’elevata dissipazione delle componenti della radio, che causava inizialmente un forte surriscaldamento del CubeSat. Attraverso molteplici iterazioni, questo lavoro fornisce una solida base per la strategia di controllo termico. É garantita la possibilità di comunicazione grazie all’introduzione di radiatori, straps e resine termiche dedicate ad alta conducibilità. Un ulteriore risultato di questa tesi è la definizione di un riferimento per la costruzione di modelli termici multi nodali dettagliati, a supporto di essenziali analisi termiche per SmallSat ad alte densità di energia.