Analysis of composite sandwich panel under conditions simulating placement on a rocket carrier

Tato práce se zabývá kompozitními sendvičovými panely, které v současnosti nacházejí uplatnění jako nosné konstrukce satelitů. Tento typ panelu obsahuje jádro z hliníkové voštiny a dva tenké laminátové potahy, vyztužené uhlíkovými vlákny. Laminátové potahy sendvičových panelů nabízí alternativu ke konvenčním hliníkovým potahům, která je výhodná především z důvodu snížení hmotnosti a zvýšení ohybové tuhosti panelů. V práci je provedena parametrická studie mechanických vlastností pro několik variant potahu sendvičových panelů. Jedná se o laminátové potahy, lišící se orientací vláken v jednotlivých vrstvách, a také o potah z hliníkové slitiny. Studie je rozdělena do dvou částí. V první části je zkoumána deformačně-napěťová odezva sendvičového panelu, který je na okrajích prostě podepřený a tlakově zatížený. Výpočet odezvy je proveden pomocí MKP a verifikován metodou součtu nekonečné řady. V druhé části je zkoumána deformačně-napěťová odezva spoje, (uzlu) dvou sendvičových panelů, který je namáhán náhodnými vibracemi, mající za cíl simulovat mechanické prostředí raketového nosiče při vzletu nosné rakety. Odezva je vypočítána pomocí MKP a verifikována experimentem na vibrační stolici pro zvolenou variantu laminátového potahu sendvičových panelů. Výsledky práce lze využít pro návrh stínící přepážky rentgenového zobrazovacího přístroje (SXI), který je součástí vybavení vesmírné družice projektu SMILE.This work deals with composite sandwich panels, which are currently used as supporting structures for satellites. This type of panel contains an aluminum honeycomb core and two thin laminate coatings, reinforced with carbon fibers. Laminate sandwich panel coatings offer an alternative to conventional aluminum coatings, which is advantageous mainly due to the reduction of weight and increase of the flexural stiffness of the panels. The work is a parametric study of mechanical properties for several variants of the coating of sandwich panels. These are laminate coatings, differing in the orientation of the fibers in the individual layers, as well as an aluminum alloy coating. The study is divided into two parts. The first part examines the deformation-stress response of a sandwich panel, which is simply supported at the edges and loaded with pressure. The response calculation is performed using FEM and verified by the method of sum of an infinite series. The second part investigates the deformation-stress response of the joint, (node) of two sandwich panels, which is loaded by random vibrations, aimed at simulating the mechanical environment of the rocket carrier during the takeoff of the launch vehicle. The response is calculated using FEM and verified by an experiment on a vibrating stool for a selected variant of the laminate coating of sandwich panels. The results of the work can be used for the design of baffle of the X-ray imaging device (SXI), which is part of the equipment of the space satellite of the SMILE project.