การออกแบบบานพับด้วยวัสดุคอมโพสิตสำหรับยานอวกาศ

บทคัดย่อ

ในปัจจุบัน โครงสร้างที่กางออกได้ของยานอวกาศมักใช้กลไกบานพับโลหะ ซึ่งมีข้อจากัดด้าน น้าหนักและความทนทานต่อสภาวะสุดขั้วในอวกาศ โครงงานนี้จึงมีวัตถุประสงค์เพื่อออกแบบและ วิเคราะห์บานพับแบบยืดหยุ่นด้วยวัสดุคอมโพสิต (Composite Flexures) สาหรับยานอวกาศ เพื่อให้ ได้โ ครงสร้างที่มีน้าหนักเบา ลดความซับซ้อน และสามารถกางออกได้ด้ว ยตัวเอง การศึกษาได้ พิจารณาความแข็งแรงของวัสดุและพฤติกรรมของโครงสร้างตามมาตรฐานวิศวกรรมการบินและ อวกาศ ผ่านการวิเคราะห์ด้วยระเบียบวิธี FEA ภายใต้สภาวะการพับที่มุม 180 องศา การสั่นสะเทือน แบบสุ่ม และวัฏจักรความร้อนที่อุณหภูมิ -100°C ถึง 100°C ผลการวิเคราะห์ยืนยันว่าการออกแบบ ดังกล่าวสามารถรองรับความเค้น และมีค่าความแข็งเกร็งในการดัดผ่านเกณฑ์ที่กาหนดอย่างปลอดภัย ซึ่งสามารถทนทานต่อภาระทางกลและสภาพแวดล้อมระหว่างการปล่อยยานและการปฏิบัติงานในวง โคจรได้อย่างมีประสิทธิภาพ คาสาคัญ: บานพับคอมโพสิต / โครงสร้างกางออกได้ / ยานอวกาศ / การวิเคราะห์ด้วย FEA ก Name Mr. Patipran Shattam Mr. Nattaphat Suksankraisorn Mr. Nattapon Butwaew Mr. Rattanan Rakkan Thesis Title Design of Composite Flexures for Spacecraft Applications Mechanical and Aerospace Engineering Pathawee Kunakorn-ong, Ph.D. 2025 Department Advisor Academic year Abstract Currently, deployable structures in spacecraft often rely on metallic hinge mechanisms, which present limitations regarding weight and durability under extreme space environments. Therefore, this project aims to design and analyze composite flexures for spacecraft to achieve a lightweight, self-deployable structure with reduced mechanical complexity. The study evaluates the material strength and structural behavior in accordance with aerospace engineering standards through Finite Element Analysis (FEA). The analysis was conducted under a 180-degree folding angle, random vibration, and thermal cycling conditions ranging from -1 0 0 ° C to 1 0 0 ° C. The results confirm that the proposed design safely withstands the applied stress and meets the required bending stiffness criteria, effectively enduring the mechanical and environmental loads encountered during launch and in-orbit operations. Keywords: Composite flexures / Deployable structures / Spacecraft / FEA ข กิตติกรรมประกาศ ปริญญานิพนธ์ฉบับนี้สาเร็จลุล่วงไปได้ด้วยดีเนื่องจากได้รับความกรุณาอย่างยิ่งจาก ดร.ปฐวี คุณากรองค์ อาจารย์ที่ปรึกษาโครงงาน ที่ได้สละเวลาให้คาปรึกษา แนะนา ตลอดจนตรวจสอบและ แก้ไขข้อบกพร่องต่างๆ อย่างใกล้ชิดในทุกขั้นตอนการดาเนินงาน คณะผู้จัดทาจึงขอกราบขอบพระคุณ เป็นอย่างสูง ณ โอกาสนี้ ขอกราบขอบพระคุณคณาจารย์ป ระจาภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน -อวกาศ มหาวิทยาลัยเทคโนโลยีพระจอมเกล้าพระนครเหนือ ทุกท่าน ที่ได้ประสิทธิ์ประสาทวิชาความรู้ และ ให้คาแนะนาที่เป็นประโยชน์ต่อการบูรณาการความรู้มาประยุกต์ใช้ในการออกแบบและวิเคราะห์ โครงสร้างในครั้งนี้ รวมถึงขอขอบคุณเจ้าหน้าที่ห้องปฏิบัติการและผู้ที่เกี่ยวข้องทุกท่าน ที่คอยอานวย ความสะดวกในด้านซอฟต์แวร์ อุปกรณ์ และสถานที่ที่ใช้ในการศึกษา สุดท้ายนี้ คุณค่าและประโยชน์อันพึงมีจากโครงงาน “การออกแบบบานพับด้วยวัสดุ คอมโพ สิตสาหรับยานอวกาศ” ฉบับนี้ คณะผู้จัดทาขอมอบเป็นกตัญญูกตเวทิตาแด่ บิดา มารดา และ ครอบครัว ที่คอยให้การสนับสนุน ส่งเสริม และเป็นกาลังใจสาคัญเสมอมา รวมทั้งเพื่อนๆ นักศึกษาที่ คอยให้ความช่วยเหลือและแลกเปลี่ยนความคิดเห็น จนทาให้โครงงานนี้ประสบความสาเร็จลุล่ว งไปได้ ด้วยความสมบูรณ์ นาย ปฎิภาณ สระธรรม นาย ณัฐภัทร สุขแสนไกรศร นาย ณัฐพล บุตรแวว นาย รัฐนันท์ รักการ ค สารบัญ บทที่ 1 บทนา ................................................................................................................................... 1 1.1 ที่มาและความสาคัญ............................................................................................................... 1 1.2 วัตถุประสงค์ ........................................................................................................................... 4 1.3 ขอบเขตของโครงงาน ............................................................................................................. 4 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ .......................................................................................... 4 1.5 แผนการดาเนินงาน................................................................................................................. 5 1.6 งบประมาณ ............................................................................................................................ 6 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง .................................................................................................................. 7 2.1 วัสดุที่เกี่ยวข้อง (Material) ..................................................................................................... 7 2.1.1 คาร์บอนไฟเบอร์ (Carbon Fiber) .................................................................................. 7 2.1.2 อลูมิเนียม 6061 (Aluminum 6061) ............................................................................. 9 2.1.3 เทฟลอน (Teflon) ........................................................................................................ 10 2.2 แนวคิดในการออกแบบและดาเนินการผลิต (Design and Production Concepts) ........... 11 2.2.1 ข้อกาหนดการการออกแบบ .......................................................................................... 11 2.2.2 การวิเคราะห์ การคานวณ และการจาลองเพื่อการออกแบบ ......................................... 12 2.2.3 การวิเคราะห์เชิงกลศาสตร์ของวัสดุ (Mechanics of Materials Analysis) .................. 12 2.2.4 การวิเคราะห์ความแข็งแรงในสภาพแวดล้อมอวกาศ...................................................... 12 2.2.5 การออกแบบแม่พิมพ์และชิ้นงานหลังจากการวิเคราะห์และคานวณ .............................. 13 2.3 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับวัสดุคอมโพสิต (Theories of Composite Materials) ....................... 13 2.3.1 กฎการผสม (Rule of Mixture) .................................................................................... 13 2.3.2 ทฤษฎีการวิเคราะห์ลามิเนตของวัสดุคอมโพสิต (Classical Lamination Theory – CLT) ............................................................................................................................................... 15 2.4 วงโคจรค้างฟ้า (Geostationary orbit) ................................................................................ 20 ง 2.4.1 การเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบเป็นรอบในวงโคจรค้างฟ้า (Thermal Cycling in Geostationary Orbit) ........................................................................................................... 21 2.5 การวิเคราะห์การสั่นสะเทือน (Vibration Analysis)............................................................. 22 2.5.1 ความถี่ธรรมชาติ (Natural Frequency) ...................................................................... 22 2.5.2 เรโซแนนซ์ (Resonance) ............................................................................................. 22 2.5.3 การสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration) ............................................................. 23 2.6 ความแข็งเชิงมุม (Rotational Stiffness, K) ........................................................................ 24 2.7 สรุปแนวคิดและทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับการออกแบบ ............................................................... 27 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบบานพับวัสดุคอมโพสิต ....................................................................... 29 3.1 ข้อจากัดในการออกแบบ (Design Constraints) .................................................................. 29 3.2 มาตรฐาน (Standard).......................................................................................................... 30 3.2.1 มาตรฐานในการออกแบบแม่พิมพ์ ................................................................................. 30 3.2.2 มาตรฐานในการทดสอบชิ้นงาน (Testing Standards) ................................................. 31 3.3 ข้อกาหนดสาหรับการออกแบบและพัฒนา (Design and Development Requirements)34 3.3.1 ข้อกาหนดด้านการออกแบบชิ้นงาน (Component Design Requirements) ............. 34 3.3.2 ข้อกาหนดด้านการออกแบบแม่พิมพ์ (Mold Design Requirements) ........................ 34 3.4 การพัฒนาและคัดเลือกแนวคิดการออกแบบ (Design Concept Development and Selection) ................................................................................................................................. 34 3.4.1 การสร้างแนวคิดขั้นแรก (Initial Concept Generation) ............................................. 34 3.4.2 การประเมินแนวคิด (Design Concept Evaluation) .................................................. 35 3.4.3 สรุปการออกแบบขั้นแรก (Preliminary Design Summary) ....................................... 36 3.5 การจาลองความแข็ง (K) ของเทปสปริง (Simulation Stiffness (K) of tape spring)......... 37 3.6 ขั้นตอนการออกแบบ หาค่าความแข็ง (K)และตรวจสอบความเสียหายของ Tape Spring ด้วย โปรแกรม Abaqus (Design Procedure and Determination of Tape Spring Stiffness (K) Using Abaqus) .......................................................................................................................... 40 จ 3.6.1 การสร้างชิ้นงาน (Part / Geometry) ........................................................................... 45 3.6.2 การกาหนดคุณสมบัติวัสดุและเลย์อัพ (Property / Composite Layup) .................... 45 3.6.3 การประกอบชิ้นงาน (Assembly) ................................................................................. 46 3.6.4 การสร้างสเต็ปการพับ (Step) ....................................................................................... 47 3.6.5 เงื่อนไขขอบเขตและการใส่โหลด (Boundary Conditions & Load) ........................... 47 3.6.6 การกาหนดการสัมผัส (Interaction) ............................................................................. 49 3.6.7 แนวทางการคานวณค่า (K) Stiffness (Approach for Calculating Stiffness (K))..... 49 3.7 การจาลองการขยายตัวทางความร้อน (Simulation Thermal expansion)........................ 49 3.7.1 คุณสมบัติ (Property) ................................................................................................... 50 3.7.2 ขั้นตอน (Step) ............................................................................................................. 51 3.7.3 การกาหนดปฏิสัมพันธ์ระหว่างชิ้นส่วน (หรือพื้นผิว) ในแบบจาลอง (Interaction) ตัว จัดการข้อจากัด (Constraint Manager) ................................................................................ 55 3.7.4 แรงกระทา (Load) ........................................................................................................ 56 3.8 การวิเคราะห์การสั่นสะเทือนของโครงสร้าง (Vibration analysis) ....................................... 57 3.8.1 ขั้นตอน (Step) ............................................................................................................. 58 3.8.2 การกาหนดและจัดการผลลัพธ์ที่แสดงเป็นการกระจายตัวในโมเดล (Field Output Requests Manager) ............................................................................................................. 60 3.8.3 การกาหนดและจัดการการบันทึกผลลัพธ์ตามเวลา/ลาดับขั้น (History Output Requests Manager) ............................................................................................................. 61 3.9 การสร้างและออกแบบแม่พิมพ์อลูมิเนียมและเทฟลอน (Design and Fabrication of Aluminum and Teflon Molds).............................................................................................. 62 3.10 การวิเคราะห์ความเที่ยงตรงของแม่พิมพ์อลูมิเนียมและวัสดุเทฟลอน (Dimensional Accuracy Analysis of Aluminum Molds and Teflon Materials) ...................................... 62 3.11 ขั้นตอนการเตรียมและประกอบชิ้นงาน Prepreg สาหรับการอบ (Preparation and Assembly Procedure of Prepreg for Curing) ...................................................................... 67 3.11.1 การเตรียมวัสดุ Prepreg (Prepreg Preparation) ..................................................... 67 ฉ 3.11.2 การประกอบชิ้นงานก่อนการอบ (Pre-Curing Assembly) ......................................... 68 3.11.3 การอบชิ้นงาน (Curing) และการถอดชิ้นงาน (Curing and Demolding of the Specimen) ............................................................................................................................ 69 3.12 การทดสอบ Bending Test แบบ Three point bending (Three-Point Bending Test (Flexural Test)) ........................................................................................................................ 71 บทที่ 4 ผลการทดลอง ..................................................................................................................... 73 4.1 การเปรียบเทียบความแข็งแกร่งของโครงสร้างระหว่างรุ่นเดิมและรุ่นใหม่ ............................. 73 4.2 ผลลัพธ์ของการออกแบบแบบจาลองและการประเมินความแข็งแกร่ง (Results of Model Design and Stiffness Evaluation) .......................................................................................... 75 4.3 ผลลัพธ์ของ Tape Spring Hinge ในวัฎจักรความร้อน (Result of Thermal cycling)....... 77 4.4 ผลการตอบสนองของ Tape Spring Hinge จากการสั่นสะเทือน (Result Vibration) ......... 82 4.5 การบีบอัดแบบทดลองของบานพับสปริงเทป (Experimental Compression of Tape Spring Hinge) ............................................................................................................................ 87 บทที่ 5 ข้อพิจารณาในการออกแบบ................................................................................................ 91 5.1 เกณฑ์และแนวคิดในการออกแบบ (Design Considerations)............................................. 91 5.1.1 การทางาน (Functionality) ......................................................................................... 91 5.1.2 สมรรถนะด้านโครงสร้าง (Structural Performance).................................................. 91 5.1.3 ความสามารถในการผลิต (Manufacturability) ........................................................... 91 5.2 พารามิเตอร์ในการออกแบบ (Design Parameters) ............................................................ 92 5.2.1 รัศมี (Radius) ............................................................................................................... 92 5.2.2 ความยาว (Long) .......................................................................................................... 92 5.2.3 มุมโค้ง (Zeta) ............................................................................................................... 92 5.2.4 ขนาดช่อง (Slot) ........................................................................................................... 92 5.2.5 ระดับของพารามิเตอร์ (Parameter Level Definition) ............................................... 93 5.2.6 ช่วงค่าที่ใช้ในการศึกษา (Parameter Ranges Used in the Study)........................... 93 ช 5.2.7 วัตถุประสงค์ของการกาหนดพารามิเตอร์ ...................................................................... 94 5.3 การออกแบบการทดลอง (Design of experiments: DOE) ................................................ 94 5.3.1 การออกแบบการทดลองทางความร้อน (Thermal Experiment Design) ................... 95 5.3.2 การออกแบบการทดลองการสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration Experiment Design) .................................................................................................................................. 95 5.3.3 เกณฑ์การประเมิน(Evaluation Criteria) ..................................................................... 95 5.3.4 สรุปผลการทดลอง (Experimental Results Summary) ............................................ 96 5.3.5 บทสรุปของการออกแบบการทดลอง (Conclusion of Design of Experiments) ...... 96 5.4 การกาหนดเงื่อนไขการวิเคราะห์ (Simulation Conditions) ............................................... 96 5.5 เกณฑ์การประเมินผล (Evaluation Criteria) ....................................................................... 98 บทที่ 6 สรุปผล.............................................................................................................................. 106 6.2 ผลสรุปด้านประสิทธิภาพ (Performance Summary) ...................................................... 106 6.2.1 ค่าด้านความแข็ง (K, Stiffness) .................................................................................. 106 6.2.2 ค่าความร้อน (Thermal) ............................................................................................. 106 6.2.3 การสั่นสะเทือน (Vibration) ....................................................................................... 107 6.3 ผลสรุปด้านโครงสร้าง (Structural Performance Summary)......................................... 107 เอกสารอ้างอิง ............................................................................................................................... 108 ซ สารบัญรูปภาพ รูปที่ 1.1 Hinges and joint of satellite [1]................................................................................... 1 รูปที่ 1.2 Tape-spring hinge [2]..................................................................................................... 2 รูปที่ 1.3 Geometry and Deployment Behavior of a Tape-Spring Boom [3] ...................... 3 รูปที่ 1.4 Concept of a Tape-Spring Rolling Hinge [4] ............................................................. 3 รูปที่ 2.1 Carbon fiber [8] .............................................................................................................. 7 รูปที่ 2.2 Carbon UD Prepreg [9] .................................................................................................. 8 รูปที่ 2.3 อะลูมิเนียม 6061 [12]..................................................................................................... 10 รูปที่ 2.4 เทฟลอน [13]................................................................................................................... 10 รูปที่ 7.5 Reference coordinates of unidirectional fiber reinforced laminate [15] .......... 16 รูปที่ 2.6 การจัดเรียงชั้นของวัสดุคอมโพสิตแบบสมมาตร (Symmetric Laminate) [12] .............. 19 รูปที่ 2.7 การจัดเรียงชั้นของวัสดุคอมโพสิตแบบไม่สมมาตร (Non-Symmetric Laminate) [14] .. 20 รูปที่ 2.8 การจาลองการโคจรของดาวเทียมในชั้น Geostationary Orbit [18]............................... 21 รูปที่ 2.9 Resonance frequency [20] ......................................................................................... 22 รูปที่ 2.10 Random Vibration [22].............................................................................................. 23 รูปที่ 2.11 Falcon9/Falcon Heavy Random Vibration MPE [21] .......................................... 24 รูปที่ 2.12 Schematic moment-rotation behavior of a tape spring and tube [20] .......... 25 รูปที่ 3.1 อลูมิเนียม 6061 ............................................................................................................... 30 รูปที่ 3.2 Teflon ............................................................................................................................. 30 รูปที่ 3.3 ส่วนหนึ่งของแนวคิดในช่วงเริ่มต้น .................................................................................... 35 รูปที่ 3.4 Experimental test rig set-up [33] .............................................................................. 37 รูปที่ 3.5 Tape measure simulation .......................................................................................... 38 รูปที่ 3.6 Boundary condition and Viscous pressure in simulation .................................... 38 รูปที่ 3.7 Moment – rotation test for tape spring FN VS Test ............................................. 39 รูปที่ 3.8 Schematic moment-rotation of Mobrem and Adams (2009) ............................. 40 รูปที่ 3.9 GG200T (Tenax HTA-3k) – DT806R-42 Fabric Laminate ....................................... 41 รูปที่ 3.10 Tape measure Stress Result .................................................................................... 41 รูปที่ 3.11 Moment – Rotation Angle Graph of Tape measure ........................................... 42 รูปที่ 3.12 ค่าตัวแปรพารามิเตอร์ .................................................................................................... 42 จ รูปที่ 3.13 Finite Element Results โมเดลที่ 1 ............................................................................ 43 รูปที่ 3.14 Moment – Rotation Angle Graph โมเดลที่ 1 .......................................................... 43 รูปที่ 3.15 Finite Element Results 13 ........................................................................................ 44 รูปที่ 3.16 Moment – Rotation Angle Graph of Tape measure 13 ..................................... 44 รูปที่ 3.17 Dimension ................................................................................................................... 45 รูปที่ 3.18 คุณสมบัติของชิ้นงาน ..................................................................................................... 46 รูปที่ 3.19 รายละเอียดของแผ่นคอมโพสิต ...................................................................................... 46 รูปที่ 3.20 Assembly ..................................................................................................................... 47 รูปที่ 3.21 Step ประเภท Dynamic, Explicit ............................................................................... 47 รูปที่ 3.22 Boundary Conditions ที่จุด RP 2 .............................................................................. 48 รูปที่ 3.23Boundary Conditions ที่จุด RP 1 ................................................................................ 48 รูปที่ 3.24 Pressure Load............................................................................................................. 48 รูปที่ 8.24 Pressure Load............................................................................................................. 48 รูปที่ 3.25 Interaction ประเภท Surface-to-Surface Contact .................................................. 49 รูปที่ 3.26 Hashin Damage of CFRP Tube Flexure Optimization[34] .................................. 50 รูปที่ 3.27 ตารางค่า Property Expansion ของ Material ........................................................... 51 รูปที่ 3.28 เงื่อนไขการจาลอง Thermal cycling จานวน 1 รอบ ................................................... 52 รูปที่ 3.29 การตั้งค่า Step สาหรับการจาลอง Thermal Cycling .................................................. 53 รูปที่ 3.30 การตั้งค่า Field Output สาหรับการจาลอง Thermal Cycling ................................... 54 รูปที่ 3.31 การตั้งค่า History Output สาหรับการจาลอง Thermal Cycling ............................... 55 รูปที่ 3.32 การกาหนดค่า Constraint ของแบบจาลองในการจาลอง Thermal Cycling ............... 56 รูปที่ 3.33 กาหนดค่า Predefined Field load แต่ละช่วงของ Thermal cycling ........................ 57 รูปที่ 3.34 การกาหนดค่าอุณหภูมิในแต่ละช่วงของรอบการจาลอง Thermal Cycling ................... 57 รูปที่ 3.35 Falcon 9....................................................................................................................... 58 รูปที่ 3.36 Step Manager ............................................................................................................. 58 รูปที่ 3.37 การกาหนดความถี่ให้สอดคล้องกับสภาวะการสั่นสะเทือนระหว่างการขนส่ง .................. 59 รูปที่ 3.38 Setting ของ History Output ในการหาค่าที่ต้องการวิเคราะห์ Modal ....................... 59 รูปที่ 3.39 การตั้ง PSD input ......................................................................................................... 60 รูปที่ 3.40 Setting ของ Field Output ในการหาค่าที่ต้องการวิเคราะห์ Modal ........................... 61 รูปที่ 3.41 การกาหนดความถี่ให้สอดคล้องกับสภาวะการสั่นสะเทือนระหว่างการขนส่ง .................. 61 ฉ รูปที่ 3.42 การกลึงขึ้นรูปวัสดุ Teflon ............................................................................................ 62 รูปที่ 3.43 การวัดความแม่นยา ....................................................................................................... 62 รูปที่ 3.44 แม่พิมพ์อลูมิเนียมชิ้นงาน A และ B................................................................................ 63 รูปที่ 3.45 ผลที่วัดได้จากจุดกึ่งกลางของแม่พิมพ์ชิ้น A .................................................................... 63 รูปที่ 3.46 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 1-5 ของแม่พิมพ์ชิ้น A ................................................................. 64 รูปที่ 3.47 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 6-10 ของแม่พิมพ์ชิ้น A ............................................................... 64 รูปที่ 3.48 ผลที่วัดได้จากจุดกึ่งกลางของแม่พิมพ์ชิ้น B .................................................................... 65 รูปที่ 3.49 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 1-5 ของแม่พิมพ์ชิ้น B ................................................................. 65 รูปที่ 3.50 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 6-10 ของแม่พิมพ์ชิ้น B ............................................................... 65 รูปที่ 3.51 Teflon หลังผ่านการกลึงปรับขนาด ............................................................................... 66 รูปที่ 3.52 ผลที่วัดได้แถว I ของ Teflon ......................................................................................... 66 รูปที่ 3.53 ผลที่วัดได้แถว II ของ Teflon ........................................................................................ 66 รูปที่ 3.54 ผลที่วัดได้แถว III ของ Teflon ....................................................................................... 67 รูปที่ 3.55 Prepreg ที่อยู่ในตู้แช่เพื่อรักษาอุณหภูมิ ......................................................................... 68 รูปที่ 3.56 ตัด Release film มาติดกับ Prepreg ........................................................................... 68 รูปที่ 3.57 การพันรอบ Prepreg บน Teflon และการใช้ Release film........................................ 69 รูปที่ 3.58 ชุดประกอบที่พร้อมนาเข้าเตาอบ ................................................................................... 69 รูปที่ 3.59 นาตุ้มน้าหนักมาวางทับชุดประกอบ ............................................................................... 70 รูปที่ 3.60 นาชิ้นงานเข้าเตาอบ ....................................................................................................... 70 รูปที่ 3.61 พักชิ้นงานให้เย็นตัว........................................................................................................ 70 รูปที่ 3.62 ถอด Teflon ออกจากแม่แบบ Aluminium .................................................................. 71 รูปที่ 3.63 ถอด Prepreg ออกจาก Teflon .................................................................................... 71 รูปที่ 3.64 การเตรียมชิ้นงานก่อนการทดสอบ ................................................................................. 72 รูปที่ 3.65 การทดสอบชิ้นงานโดยการกด ........................................................................................ 72 รูปที่ 4.1 Finite Element Results (thickness = 0.15 มิลลิเมตร , Angle = 160°).................... 73 รูปที่ 4.2 Moment – Rotation Angle Graph (thickness = 0.15 มิลลิเมตร , Angle = 160°) . 74 รูปที่ 4.3 Finite Element Results (thickness = 0.346 มิลลิเมตร , Angle = 60°).................... 74 รูปที่ 4.4 Moment – Rotation Angle Graph (thickness = 0.346 มิลลิเมตร , Angle = 60°) . 74 รูปที่ 4.5 Finite Element Results S11 ........................................................................................ 75 รูปที่ 4.6 Finite Element Results S22 ........................................................................................ 76 ช รูปที่ 4.7 Finite Element Results S12 ........................................................................................ 76 รูปที่ 4.8 Moment - Rotation Angle Graph .............................................................................. 77 รูปที่ 4.9 Result Stress S11 ......................................................................................................... 78 รูปที่ 4.10 Result Stress S22 ....................................................................................................... 78 รูปที่ 4.11 Result Stress S12 ....................................................................................................... 78 รูปที่ 4.12 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S11 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling .......................................................................................................................... 79 รูปที่ 4.13 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S22 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling .......................................................................................................................... 79 รูปที่ 4.14 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S12 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling .......................................................................................................................... 80 รูปที่ 4.15 Result Hashin Damage HSNMCCRT ........................................................................ 81 รูปที่ 4.16 Result Hashin Damage HSNMTCRT ........................................................................ 81 รูปที่ 4.17 Result Hashin Damage HSNFCCRT ......................................................................... 81 รูปที่ 4.18 Result Hashin Damage HSNFTCRT ......................................................................... 82 รูปที่ 4.19 สัญญาณการตอบสนองของชิ้นงาน (PSD Response) ................................................... 84 รูปที่ 4.20 mode shape 1 ............................................................................................................ 84 รูปที่ 4.21 mode shape 2 ............................................................................................................ 85 รูปที่ 4.22 mode shape 3 ............................................................................................................ 85 รูปที่ 4.23 mode shape 4 ............................................................................................................ 85 รูปที่ 4.24 mode shape 5 ............................................................................................................ 85 รูปที่ 4.25 mode shape 6 ............................................................................................................ 85 รูปที่ 4.26 mode shape 7 ............................................................................................................ 86 รูปที่ 4.27 mode shape 8 ............................................................................................................ 86 รูปที่ 4.28 mode shape 9 ............................................................................................................ 86 รูปที่ 4.29 mode shape 10 .......................................................................................................... 86 รูปที่ 4.30 mode shape 11 .......................................................................................................... 86 รูปที่ 4.31 mode shape 12 .......................................................................................................... 87 รูปที่4.32 การทดสอบ 3 Point Bending โดยใช้เครื่อง Tensile .................................................... 88 รูปที่ 4.33 การทดสอบ 3 Point Bending แบบ Manual โดยใช้เครื่องชั่งสปริง ............................. 88 ซ รูปที่ 4.34 กราฟการทดสอบการดัดแบบ 3 Point Bending........................................................... 89 รูปที่ 4.35 3 Point Bending Simulation ..................................................................................... 89 รูปที่ 4.36 กราฟการทดสอบการดัดแบบ 3 Point Bending ทั้ง 3 แบบ......................................... 90 รูปที่5.1 Response Surface of S11 vs Radius and Long ........................................................ 98 รูปที่5.2 Response Surface of S11 vs Zeta and Slot ............................................................. 99 รูปที่ 5.3 Response Surface of S22 vs Radius and Long ..................................................... 100 รูปที่5.4 Response Surface of S22 vs Zeta and Slot ........................................................... 101 รูปที่5.5 Response Surface of S12 vs Zeta and Slot ........................................................... 102 รูปที่ 5.6 Response Surface of S12 vs Radius and Long ..................................................... 103 รูปที่5.7 Response Surface of Stiffness vs Zeta and Slot ................................................... 104 รูปที่5.8 Response Surface of Stiffness vs Long and Zeta ................................................. 105 ฌ สารบัญตาราง ตารางที่ 1.1 งบประมาณ .................................................................................................................. 6 ตารางที่ 3.1 Sine Maximum Predicted Sinusoidal Vibration Environment [28] ................ 31 ตารางที่ 3.2 Random Vibration MPE [28] ................................................................................. 31 ตารางที่ 3.3 เกณฑ์การให้คะแนนคัดเลือกแนวคิด ........................................................................... 36 ตารางที่ 3.4 Comparison between Test and Simulation ...................................................... 39 ตารางที่ 4.1 Natural frequency .................................................................................................. 83 ตารางที5่ .1 พารามิเตอร์และช่วงค่าที่ใช้ในการออกแบบ ................................................................. 94 ตารางที5่ .2 ตารางกาหนดเงื่อนไขการวิเคราะห์............................................................................... 97 จ บทที่ 1 บทนา 1.1 ที่มาและความสาคัญ โครงสร้างของอุปกรณ์อุตสาหกรรมเทคโนโลยีอวกาศทีผู่้ผลิตดาวเทียมใช้ในปัจจุบันมักมีขนาด ใหญ่เมื่อต้องการใช้งานจริง แต่จาเป็นต้องถูกออกแบบให้มีขนาดเล็กและน้าหนักเบาในระหว่างการ ขนส่ง เพื่อประหยัดพื้นที่และลดต้นทุนในการปล่อยสู่อวกาศ โดยที่ผ่านมาได้มีการใช้กลไกในการกาง ออก เช่น บานพับ และข้อต่อ ซึ่งแม้จะใช้งานได้จริง แต่ยังมีข้อจากัดในด้านน้าหนัก ความซับซ้อนของ กลไก และความเสี่ยงจากความล้มเหลวทางกล รูปที่ 1.1 Hinges and joint of satellite [1] ดังในรูปแสดง ที่ใช้ในการเชื่อมต่อและพับเก็บส่วนต่างๆ ของโครงสร้างดาวเทียม โดยระบบ เหล่านี้ช่วยให้ชิ้นส่วนสามารถหมุนหรือบิดตัวได้ตามที่ออกแบบไว้ เพื่อให้โครงสร้างสามารถพับเก็บ และกางออกได้ตามต้องการ ทั้งนี้การเลือกใช้รูปแบบของข้อต่อหรือบานพับที่เหมาะสมมีผลต่อความ แม่นยา ความแข็งแรง และเสถียรภาพของโครงสร้างเมื่อต้องกางออกเพื่อปฏิบัติภารกิจในอวกาศ ด้วยเหตุนี้จึงมีการพัฒนาและนาวัสดุประเภท Composite มาใช้ ซึ่งเป็นวัสดุที่สามารถพับเก็บ ให้มีขนาดที่เหมาะสมต่อการขนส่ง มีน้าหนักเบา และสามารถคลายตัวหรือกางออกได้เอง (Selfdeployable) เมื่อต้องปฏิบัติภารกิจในอวกาศ โดยไม่จาเป็นต้องใช้กลไกที่ซับซ้อน วัสดุชนิดนี้จึงมี ศักยภาพสูงในการนาไปประยุกต์ใช้ในโครงสร้างที่ต้องการความยืดหยุ่นในการแปรสภาพ เช่น เสา อากาศแผงโซล่าร์เซลล์ หรืออุปกรณ์ตรวจวัดที่ใช้ในดาวเทียม โดยก่อนที่จะมีการใช้วัสดุ Composite ได้มีการศึกษาวัสดุต่างๆโดยจะยกตัวอย่างมา เป็นรายงาน SAR Advanced Deployable Structure [2] จาก Cambridge University 1 โดยเป็นการศึกษาพฤติกรรมและออกแบบ Tape-spring ที่สามารถกางออกได้เองบนดาวเทียม หรือยานอวกาศ โดยทาจากวัสดุที่เป็นโลหะเป็นหลัก ในส่วนของการศึกษาพฤติกรรมของ Tapespring ได้มีการวิเคราะห์ Moment-Rotation Curve พร้อมกับการนิยามพารามิเตอร์ที่สาคัญ ที่จะมี ส่วนในการออกแบบ แนวคิดของโครงสร้างสาหรับเสาอากาศแบบ SAR (Synthetic Aperture Radar) ได้ใช้ เมมเบรนแบบบาง เช่น Kapton ที่ตึงอยู่บนโครงที่สามารถพับและกางออกเองได้โดยใช้ ระบบบานพับแบบ Tape-spring ดังแสดงในรูปที่ 1.2 ที่ทาจากโลหะ ข้อดีคือ ระบบกลไกเป็นระบบที่ เรียบง่าย และลดความซับซ้อนของระบบการกางตัว แต่ Tape-spring ที่ใช้วัสดุจากโลหะ ก็ยังมี ข้อจากัดในด้านน้าหนัก การรับ fatigue จากการใช้งานหลายครั้ง รวมถึงการรูปทรงที่เปลี่ยนแปลง เนื่องจากการที่ต้องทนต่ออุณหภูมิในอวกาศ รูปที่ 1.2 Tape-spring hinge [2] ระบบ ROSA (Roll-Out Solar Array) [3] เป็ น ตั ว อย่า งที่ชัด เจนของการนาแนวคิ ด tape spring มาใช้ ใ นโครงสร้า งแบบพั บ เก็ บ ได้ (deployable structure) โดยเฉพาะในงานอวกาศที่ ต้องการลดน้าหนักและความซับซ้อนของกลไกการกางแผงโซล่าร์เซลล์ ROSA ใช้โครงสร้างหลักเป็น แถบวัส ดุคอมโพสิตที่มีลักษณะโค้งตามแนวหน้าตัด ซึ่งเป็น ลักษณะเฉพาะของ tape spring ที่ สามารถม้วนเก็บได้อย่างกะทัดรัด และสามารถกางออกเองเมื่อถูกปล่อยในสภาพไร้น้าหนักของ อวกาศ แถบ tape spring นี้มีคุณสมบัติในการเก็บพลังงานยืดหยุ่นไว้ขณะถูกม้วน เมื่อถึงเวลาปล่อย มันจะคืนรูปโดยอัตโนมัติ ทาให้บูมกางตัวออกอย่างช้า ๆ และควบคุมได้โดยไม่ต้องใช้มอเตอร์หรือ ระบบขับเคลื่อนอื่น ๆ ตามแบบระบบ ROSA (Roll-Out Solar Array) ดังที่แสดงในรูปที่ 1.3 แนวคิด นี้ช่วยลดน้าหนักของระบบได้มากถึง 30% เมื่อเทียบกับโครงสร้างแผงโซลาร์ เซลล์แบบเดิม และยัง ช่วยเพิ่มความน่าเชื่อถือของระบบโดยลดความเสี่ยงจากการขัดข้องของชิ้นส่วนเคลื่อนไหว ROSA ถูก ทดสอบครั้งแรกบนสถานีอวกาศนานาชาติ (ISS) ในปี 2017 และต่อมามีการพัฒนาเพิ่มเติมในชื่อ iROSA ที่ถูกนาไปใช้จริงกับภารกิจต่าง ๆ ของ NASA 2 รูปที่ 1.3 Geometry and Deployment Behavior of a Tape-Spring Boom [3] ในปี 2002 Alan M. Watt และ Sergio Pellegrino ได้ ทาโครงงาน Tape-spring Rolling Hinges [4] ดังที่แสดงในรูปที่ 1.4 โดยนาเสนอการออกแบบและการวิเคราะห์กลไกบานพับชนิดใหม่ ที่ใช้แถบโลหะบางโค้ง (Steel tape-spring) จัดเรียงในลักษณะกลไกบานพับที่ใช้แถบวัสดุยืดหยุ่น (Rolamite hinge) เพื่อที่จะใช้ในโครงสร้างการกางออก (Deployable structures) สาหรับงานที่ ต้องปฏิบัติภารกิจในอวกาศ โดยกลไกนี้ถูกพัฒนาขึ้นเพื่อให้สามารถพับได้โดยไม่สิ้นเปลืองพื้นที่ในการ จัดเก็บและสามารถกางออกได้ด้วยตนเอง โดยไม่ต้องใช้กลไกที่ซับซ้อน และมีความแม่นยาสูงในการ หยุดในมุมหรือจุดที่ออกแบบไว้ โดยโครงสร้างของ Hinge จะอาศัยการ Elastic buckling และการ คืนรูปของ tape-spring พร้อมกับการรองรับด้วยลูกกลิ้งหมุนอิสระ ทาให้เกิดพฤติกรรม Bistable ที่ มี 2 สถานะได้แก่ พับเก็บและกางออกเต็มที่ จากผลการทดสอบแสดงให้เห็นว่า hinge สามารถให้ แรงบิดกางที่ค่อนข้างคงที่ มีพฤติกรรมของโครงสร้างหรือชิ้นส่ วนยืดหยุ่นที่เปลี่ยนรูปร่างหรือสถานะ อย่างรวดเร็ว (snap-through behavior) ที่สามารถควบคุมได้ และสามารถเพิ่มคุณสมบัติของบาน พับที่ช่วยหยุดการหมุนหรือการกางในมุมที่ถูกกาหนดไว้อย่างแม่นยา (precision end-stop) แต่ โครงงานนี้ยังมีข้อจากัดอยู่ เช่น ปัญหาความฝืดและการสึกหรอจากการสัมผัสของลูกกลิ้งกับผิว tape รูปที่ 1.4 Concept of a Tape-Spring Rolling Hinge [4] 3 จากแนวโน้มดังกล่าว จึงเป็นที่มาของโครงงานนี้ ซึ่งมีวัตถุประสงค์เพื่อศึกษาและออกแบบโครงสร้างที่ สามารถพับเก็บได้จากวัส ดุ composite โดยเน้นถึงคุณสมบัติด้านน้าหนัก ความแข็งแรง และ พฤติกรรมในการคลายตัวของวัสดุ เพื่อประเมินความเหมาะสมในการนาไปประยุกต์ใช้ในภารกิจ อวกาศในอนาคต 1.2 วัตถุประสงค์ 1. ศึกษาและกาหนดกระบวนการขึ้นรูปบานพับให้ได้ความหนาทีส่ ม่าเสมอตามข้อกาหนด 2. วิเคราะห์ความแข็งแรงบานพับด้วยระเบียบวิธี Finite Element Analysis 3. ออกแบบและทดสอบบานพับที่ทาจากวัสดุคอมโพสิตให้เป็นไปตามมาตรฐาน NASA-STD7001 [5] และ ECSS-Q-ST-70-04C [6] เพื่ อ ให้ สามารถทนต่ อ สภาพแวดล้ อ มแบบ ไดนามิกระหว่างการปล่อยจรวด รวมถึงสภาวะอุณหภูมิที่เกิดขึ้นในอวกาศได้อย่างปลอดภัย 1.3 ขอบเขตของโครงงาน 1. ศึกษาข้อมูล ที่เ กี่ยวข้ อง เช่น คุณสมบัติข องวัส ดุ ที่ เหมาะสม Carbon fiber เพื่อนามา ออกแบบรูปทรงของบานพับแบบที่มีความยืดหยุ่น (flexure hinges) 2. ศึกษาเงื่อนไขและข้อจากัดในการออกแบบให้มีความแข็งแรงตามมาตรฐานที่กาหนด ด้วยวิธี ไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Method: FEM) 3. ออกแบบบานพับรูปแบบ Tape spring เพื่อทาการเปรียบเทียบประสิทธิภาพ 4. วิเคราะห์ความแข็งแรงและการเสียรูปของบานพับภายใต้แรงกระทาด้วยวิธีไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Method: FEM) 5. ทาการสร้า งต้ น แบบ (Prototype) เพื่ อ ทดสอบสมรรถนะด้า นความแข็ ง แรงและ ความสามารถในการพับงอของโครงสร้าง โดยทาการเปรียบเทียบผลการทดสอบกับผลการ วิเคราะห์ด้วยวิธีไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Method: FEM) ผ่านการทดสอบแบบ Three-point bending ทั้ ง ในส่ ว นของการจาลอง (Simulation) และการทดสอบจริ ง (Experimental test) เพื่อใช้ในการวิเคราะห์และยืนยันความถูกต้องของแบบจาลอง 1.4 ประโยชน์และผลที่คาดว่าจะได้รับ โครงงานนี้ คาดว่าจะสร้า งประโยชน์ใ นด้านการพั ฒ นาองค์ค วามรู้ และเทคโนโลยีวัส ดุ Composite สาหรับการออกแบบบานพับที่สามารถพับเก็บได้เพื่อตอบสนองการใช้งานในงานด้าน อวกาศ ซึ่งผลลัพธ์จากโครงงานจะช่วยให้สามารถออกแบบและสร้างบานพับที่มีน้าหนักเบาและมี 4 ความแข็งแรงตามมาตรฐานที่กาหนด ช่วยลดความซับซ้อนของกลไกเมื่อเปรียบเทียบกับโครงสร้าง แบบเดิม นอกจากนี้ยังได้องค์ความรู้เชิงลึกเกี่ยวกับกระบวนการขึ้นรูปและการออกแบบบานพับแบบ ยืดหยุ่น (Flexure Hinges) ผลงานจากโครงงานนี้จะช่วยลดต้นทุน เพิ่มประสิทธิภาพของอุปกรณ์ อวกาศ และเป็นแนวทางสาหรับการพัฒนาอุปกรณ์ที่สามารถพับเก็บได้สาหรับการใช้งานในภารกิจ ด้านอวกาศ เช่น ดาวเทียม เสาอากาศ และแผงโซล่าร์เซลล์ 1.5 แผนการดาเนินงาน 5 1.6 งบประมาณ ตารางที่ 1.1 งบประมาณ รายละเอียด 1. Aluminum 2. Teflon 3. Prepreg จานวน ราคารวม (บาท) 1 1 1 1000 2000 7000 10000 Total 6 บทที่ 2 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้อง ในบทความนี้จะกล่าวถึงทฤษฎีและข้อมูลที่มีความเกี่ยวข้องกับโครงงานนี้ทั้งทางตรงและ ทางอ้อมเพื่อจะนาองค์ความรู้ทั้งหมดมาต่อยอดสาหรับการออกแบบและประเมินประสิทธิภาพของ โครงสร้างที่พับเก็บได้ 2.1 วัสดุที่เกี่ยวข้อง (Material) 2.1.1 คาร์บอนไฟเบอร์ (Carbon Fiber) เส้นใยคาร์บอน ดังที่แสดงในรูปที่ 2.1 เป็นวัสดุเสริมแรงในงานวิศวกรรมคอมโพสิต เนื่องจาก ทนต่อการกัดกร่อนและอุณหภูมิสูง มีอัตราส่วนความแข็งแรงต่อน้าหนักสูง น้าหนักเบา มีความ แข็งแกร่ง เหมาะสาหรับสภาพแวดล้อมที่รุนแรงในอุตสาหกรรมอวกาศและการบิน เมื่อผสม Epoxy Resin ในรูปแบบ Prepreg หรือ Carbon UD Prepreg สามารถขึ้นรูปเป็นโครงสร้างที่เบา แข็งแรง และออกแบบการวางเส้นใยให้รับแรงตามทิศทางที่ต้องการได้ [7] รูปที่ 2.1 Carbon fiber [8] พรีเพรค (Prepreg) Prepreg เป็นวัสดุคอมโพสิตที่เส้นใยเสริมแรง เช่น Carbon Fiber, Fiber Glass ถูกชุบด้วย Resin ล่วงหน้า (Pre-impregnated) และอยู่ในสภาพกึ่งแข็ง (B-stage) ทาให้สามารถขึ้นรูปและ วางเลเยอร์ได้สะดวก ก่อนนาไปผ่านกระบวนการอบและอัด (Curing) เพื่อให้แข็งแรงเต็มที่ วัสดุชนิด นี้มีข้อดีคือสามารถควบคุมปริมาณเส้นใยและ Resin ได้อย่างแม่นยา ทาให้ได้คุณสมบัติทางกลที่ 7 สม่าเสมอ เหมาะสาหรับชิ้นงานที่ต้องการความแข็งแรงสูงและน้าหนักเบา เช่น โครงสร้างอากาศยาน อุปกรณ์อวกาศ [9] คาร์บอนไฟเบอร์ยูดีพรีเพรค (Carbon UD Prepreg) ชนิดของ Prepreg ที่เส้นใยคาร์บอนถูกจัดเรียงในทิศทางเดียว (Unidirectional) ดังที่แสดง ในรูปที่ 2.2 โดยไม่มีการทอ ทาให้มีความแข็งแรงสูงมากในทิศทางหลักที่เส้นใยถูกจัดเรียง จึงเหมาะ สาหรับโครงสร้างที่ต้องรับแรงดึงหรือแรงดัดในทิศทางเดียว แผ่นโครงสร้างของแผงโซลาร์เซลล์ เมื่อ นา UD Prepreg ดังที่แสดงในรูป 2.2 มาซ้อนเลเยอร์ในมุมต่าง ๆ เช่น 0°, ±45°, 90° จะสามารถ สร้างชิ้นงานคอมโพสิตที่มีความแข็งแรงครอบคลุมหลายทิศทางได้ [9] รูปที่ 2.2 Carbon UD Prepreg [9] การวางแนวเส้นใยในวัสดุคอมโพสิต (Fiber Orientation in Composites) การจัดเรียงเส้นใยในวัสดุคอมโพสิต เป็นปัจจัยสาคัญที่กาหนดคุณสมบัติทางกลของวัสดุ โดย ทิศทางและรูปแบบการวางเส้นใยจะส่งผลโดยตรงต่อความแข็งแรง ความแข็งแกร่ง และความสามารถ ในการรับแรงในทิศทางต่าง ๆ รูปแบบที่พบได้ทั่วไปประกอบด้วยการทอ (Woven), การกระจาย (Random) และการเรียงในทิศทางเดียว (Unidirectional, UD) ซึ่งแต่ละแบบมีลักษณะและสมบัติที่ แตกต่างกันไป [9] 8 การทอแบบ (Woven) และ การกระจาย (Random) การทอ (Woven) คือการจัดเรียงเส้นใยยาวโดยการไขว้กันในแนวตั้ง (Warp) และแนวนอน (Weft) ทาให้วัสดุมีความแข็งแรงกระจายในสองทิศทางและคงรูปได้ดี เหมาะกับชิ้นงานที่มีพื้นผิวโค้ง หรือรูปร่างซับซ้อน แต่เนื่องจากเส้นใยถูกบังคับให้โค้งงอเป็นจุด (Crimp) จึงทาให้ความแข็งแรงสูงสุด ในทิศทางเดียวต่ากว่าแบบที่วางเส้นใยตรงทั้งหมด ในขณะที่การกระจาย (Random) ใช้เส้นใยสั้นที่ โปรยกระจายโดยไม่เรียงทิศทาง ทาให้ได้คุณสมบัติที่ใกล้เคียงกันในทุกทิศทาง (Quasi-isotropic) แม้ จะมีความแข็งแรงและความแข็งแกร่งโดยรวมต่ากว่าแบบเส้นใยยาว แต่ขึ้นรูปได้ง่ายและมีต้นทุนต่า จึงเหมาะกับชิ้นส่วนที่ไม่ต้องรับแรงมากหรือชิ้นส่วนตกแต่ง [10] การวางเส้นใยทิศทางเดียว (Unidirectional, UD) สาหรับการเรีย งในทิศทางเดียว (Unidirectional, UD) เส้นใยยาวทั้งหมดถูกวางในแนว เดียวกันโดยไม่มีการทอ ทาให้วัสดุมีความแข็งแรงและความแข็งแกร่งสูงสุดในทิศทางของเส้นใย เนื่องจากเส้นใยทั้งหมดถูกวางในแนวเดียวกันโดยไม่มีการทอหรือไขว้ ทาให้สามารถรับแรงดึงและแรง กดได้อย่างมีประสิทธิภาพในทิศทางเดีย ว (Load-bearing direction) ลักษณะนี้เหมาะอย่างยิ่ง สาหรับการออกแบบโครงสร้างที่ต้องการให้วัสดุรับแรงสูงสุดในทิศทางเฉพาะ และมีอัตราส่วนความ แข็งแรงต่อน้าหนักที่ดีที่สุดเมื่อเทียบกับรูปแบบอื่น อย่างไรก็ตาม วัสดุจะมีความเปราะและอ่อนแอใน ทิศทางตั้งฉากกับเส้นใย จึงมักต้องวางหลายชั้นในมุมต่าง ๆ เช่น 0°, ±45°, 90° เพื่อสร้างสมบัติที่ สมดุลในหลายทิศทาง การจัดเรียงแบบ UD นิยมใช้ในโครงสร้างที่ต้องการประสิทธิภาพสู งและ น้าหนักเบา [11] 2.1.2 อลูมิเนียม 6061 (Aluminum 6061) อะลูมิเนียมเป็นโลหะที่มีน้าหนักเบาแต่มีความแข็งแรงเชิงกลเพียงพอ เหมาะสาหรับงาน โครงสร้างและงานวิศวกรรมทั่วไป โดยมีความหนาแน่นประมาณ 2.7 g/cm³ ซึ่งเบากว่าเหล็กถึงสาม เท่า อีกทั้งยังมีคุณสมบัติในการนาความร้อนและไฟฟ้าได้ดี ทนต่อการกัดกร่อนจากสภาพแวดล้อม เนื่องจากสามารถสร้างชั้นออกไซด์บาง ๆ บนผิววัสดุได้เองตามธรรมชาติ นอกจากนี้ยังสามารถขึ้นรูป กลึง และเชื่อมได้ง่าย จึงเป็นวัสดุที่นิยมใช้ในอุตสาหกรรมการบิน อุตสาหกรรมยานยนต์ และการผลิต ชิ้นส่วนเครื่องจักรต่าง ๆ [12] แสดงดังรูปที่ 2.3 9 รูปที่ 2.3 อะลูมิเนียม 6061 [12] สาหรับอลูมิเนียมอัลลอยชนิด 6061 ซึ่งเป็นโลหะผสมของอะลูมิเนียมกับแมกนีเซียมและ ซิลิกอน มีความแข็งแรง เหนียว และทนการกัดกร่อนได้ดี โดยเฉพาะเมื่อผ่านกระบวนการอบแข็งแบบ T6 จะมีค่าความต้านแรงดึงสูงประมาณ 310 MPa จึงนิยมใช้ในการสร้างโครงสร้างน้าหนักเบา แม่พิมพ์ต้นแบบ และชิ้นส่วนที่ต้องการความแม่นยาสูง เช่น แม่พิมพ์สาหรับการขึ้นรูปวัสดุคอมโพสิต หรือ UD prepreg ที่ต้องการการกระจายความร้อนสม่าเสมอและการขึ้นรูปที่มีความละเอียด 2.1.3 เทฟลอน (Teflon) เทฟลอน (Teflon) หรือชื่อทางเคมีว่า Polytetrafluoroethylene: PTFE เป็นพอลิเมอร์ใน กลุ่มฟลูออโรพอลิเมอร์ที่มีโครงสร้างทางเคมีประกอบด้วยพันธะคาร์บอน-ฟลูออรีน (C–F bond) ซึ่งมี ความแข็งแรงสูงมาก ส่งผลให้วัสดุมีคุณสมบัติเด่นด้านความทนทานต่อสารเคมี , ไม่เกิดการยึดเกาะ (Non-stick), ทนความร้อนสูง, และมีค่าสัมประสิทธิ์แรงเสียดทานต่ามาก คุณสมบัติเหล่านี้ทาให้เทฟ ลอนถูกใช้อย่างแพร่หลายในงานอุตสาหกรรมที่ต้องการความสะอาด ความทนทาน และการหล่อลื่น ในตัว เช่น อุปกรณ์ซีล แบริ่ง ฉนวนไฟฟ้า และท่อส่งสารเคมี [13] แสดงดังรูปที่ 2.4 รูปที่ 2.4 เทฟลอน [13] 10 ในงาน ขึ้นรูปวัสดุ (Molding and Forming Process) เทฟลอนถูกนามาใช้เคลือบผิว ของ แม่พิมพ์หรือทาเป็นแผ่นรองพื้น (release sheet) เพื่อ ป้องกันไม่ให้ชิ้นงานยึดติดกับแม่พิมพ์ ระหว่าง กระบวนการอบหรือกดร้อน โดยเฉพาะในกรณีของวัสดุคอมโพสิต เช่น UD Prepreg ซึ่งมีเรซินเป็น ส่วนประกอบที่สามารถละลายและยึดติดกับผิวโลหะได้ง่าย การใช้เทฟลอนจึงช่วยให้สามารถถอด ชิ้นงานออกจากแม่พิมพ์ได้สะดวก ลดความเสียหายของพื้นผิว และยืดอายุการใช้งานของแม่พิมพ์ นอกจากนี้ยังช่วยให้ได้ผิวชิ้นงานที่เรียบเนียน สม่าเสมอ และลดขั้นตอนการทาความสะอาดหลังการ ขึ้นรูป 2.2 แนวคิดในการออกแบบและดาเนินการผลิต (Design and Production Concepts) ในหัวข้อโครงงานนี้ เป็นการประยุกต์ใช้องค์ความรู้ด้านเทคโนโลยีอวกาศและกลศาสตร์ของ วัสดุ เพื่อออกแบบและสร้างบานพับที่ผลิตจากวัสดุคอมโพสิต (Composite Material) ซึ่งมีคุณสมบัติ เด่ น ด้า นความแข็ ง แรงต่ อ น้า หนั ก และความสามารถในการคื น รู ป ( Shape Memory/Elastic Recovery) โดยบานพับนี้สามารถพับเก็บได้อย่างกะทัดรัด และสามารถกางออกได้เองเมื่อถึงตาแหน่ง ที่ต้องการใช้งาน โดยไม่จาเป็นต้องใช้พลังงานภายนอก เช่น มอเตอร์หรือแหล่งจ่ายไฟ เหมาะสมกับ การใช้งานในสภาพแวดล้อมของอวกาศที่มีข้อจากัดด้านพลังงานและแรงโน้มถ่วงต่า 2.2.1 ข้อกาหนดการการออกแบบ ในการออกแบบบานพับจากวัสดุคอมโพสิตเพื่อใช้งานในยานอวกาศ จาเป็นต้องออกแบบให้มี คุณสมบัติ ที่ครอบคลุมทั้งด้านโครงสร้าง กลไก วัสดุ และสิ่งแวดล้อมในอวกาศ โดยบานพับต้องมี น้าหนักเบาแต่แข็งแรง ทนต่อแรงบิด แรงดึง และแรงสั่นสะเทือนระหว่างการปล่อยจรวด รวมถึง สามารถพับเก็บและกางออกได้เองโดยไม่ใช้พลังงานจากภายนอก วัสดุคอมโพสิตที่ใช้ต้องทนต่อ อุณหภูมิสุดขั้ว รังสี UV รวมถึงมีคุณสมบัติในการคืนรูป (Shape recovery) และต้องไม่เกิดการ ปล่อยก๊าซ (Low outgassing) ตามมาตรฐานของ NASA ASTM E595 บานพับต้องสามารถทางานได้ ในสภาวะสุญญากาศระดับสูงและไม่เปราะหรือเสียหายเมื่อเกิดการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิอย่างรวดเร็ว ทั้งนี้ยังต้องรองรับกระบวนการผลิตและการทดสอบจาลองสภาพอวกาศ เช่น การทดสอบแรงสั่น การ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ และการกางตัวในภาวะไร้น้าหนัก เพื่อให้มั่นใจว่ามีความทนทานและพร้อมใช้ งานจริงในภารกิจอวกาศ 11 2.2.2 การวิเคราะห์ การคานวณ และการจาลองเพื่อการออกแบบ ในการออกแบบบานพับ จากวัส ดุ ค อมโพสิ ต สาหรั บ ใช้ งานในอวกาศ จาเป็นต้ อ งมี การ วิเคราะห์และคานวณทางวิศวกรรมร่วมกับการจาลองพฤติกรรมทางกล เพื่อให้โครงสร้างสามารถ ทางานได้อย่างมีประสิทธิภาพในสภาพแวดล้อมอวกาศ ขั้นแรกจะทาการวิเคราะห์เชิงกลศาสตร์ของ วัสดุเพื่อประเมินความแข็งแรง ความเครียด และแรงที่เกิดขึ้นในขณะพับและกางบานพับ รวมถึง ศึกษาพฤติกรรมการคืนรูปของวัสดุ เช่น การบิดตัวและการปลดปล่อยพลังงานสะสม เพื่อให้โครงสร้าง สามารถกางออกได้เองโดยไม่ต้องใช้พลังงานเสริม จากนั้นจึงทาการสร้างแบบจาลองสามมิติ ใน โปรแกรม CAD และทาการวิเคราะห์การเคลื่อนไหว (Motion Analysis) เพื่อตรวจสอบการทางาน ของกลไก เช่น จุดหมุน จุดรับแรง และบริเวณที่อาจเกิดความอ่อนตัวของโครงสร้าง นอกจากนี้ยังต้อง คานึงถึงผลกระทบจากแรงสั่นสะเทือน แรงกระแทก และการเปลี่ยนแปลงของอุณหภูมิในสภาวะ สุญญากาศ ซึ่งสามารถวิเคราะห์ได้ด้วยวิธีไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Analysis: FEA) เพื่อ จาลองพฤติกรรมของชิ้นส่วนภายใต้เงื่อนไขต่าง ๆ รวมถึงการประเมินอายุการใช้งานและความ เสียหายที่อาจเกิดขึ้นจากการใช้งานซ้า ผลการวิเคราะห์และการจาลองจะถูกนามาใช้ในการปรับปรุง รูป แบบโครงสร้าง เพื่อให้กลไกบานพับ มีความเหมาะสม แข็งแรง และสามารถทางานได้อย่าง ปลอดภัยก่อนนาไปสร้างต้นแบบจริง 2.2.3 การวิเคราะห์เชิงกลศาสตร์ของวัสดุ (Mechanics of Materials Analysis) เพื่อคานวณความเค้น ความเครียด และแรงที่บานพับต้องรับในระหว่างการพับ -กาง รวมถึง การทางานขณะถูกติดตั้งในโครงสร้างยานอวกาศ โดยพิจารณาค่าสัมประสิทธิ์การขยายตัวทางความ ร้อน (CTE) และพฤติกรรมของวัสดุ Composite ภายใต้โหลดต่าง ๆ 2.2.4 การวิเคราะห์ความแข็งแรงในสภาพแวดล้อมอวกาศ การวิเคราะห์ภายใต้แรงสั่นสะเทือน (Vibration Analysis) และแรงกระแทก (Shock Load) ที่เกิดขึ้นในระหว่างปล่อยจรวด รวมถึงการวิเคราะห์ภายใต้สุญญากาศและการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ (Thermal Stress Analysis) โดยใช้ ซ อฟต์ แ วร์ วิ เ คราะห์ อ งค์ ป ระกอบจากั ด (Finite Element Analysis – FEA) เช่น Abaqus หรือ ANSYS 12 2.2.5 การออกแบบแม่พิมพ์และชิ้นงานหลังจากการวิเคราะห์และคานวณ ในการสร้างและออกแบบแม่พิมพ์สาหรับชิ้นงานในโครงงานนี้ ได้กาหนดขนาดของแม่พิมพ์ให้มี มิติไม่เกิน 70 x 50 x 150 ลูกบาศก์มิลลิเมตร โดยออกแบบให้เป็นแม่พิมพ์แบบประกบ (Split Mold) ซึ่งสามารถถอดชิ้นงานออกได้สะดวก เหมาะสมกับกระบวนการขึ้นรูปวัสดุที่ต้องการความแม่นยาและ การถอดแบบที่ดี ตัวแม่พิมพ์มีลักษณะเด่นคือมีรูวงกลมขนาดเส้นผ่านศูนย์กลาง 30 มิลลิเมตรอยู่ตรง กลาง ซึ่งทาหน้าที่เป็นส่วนสาคัญของชิ้นงานหรืออาจใช้ในการยึดจับระหว่างกระบวนการขึ้นรูปวัสดุที่ เลือกใช้สาหรับทาแม่พิมพ์คือ อะลูมิเนียมเกรด 6061 (Aluminum 6061) ซึ่งเป็นวัสดุที่นิยมใช้ในงาน อุตสาหกรรมแม่พิมพ์เนื่องจากมีคุณสมบัติเชิงกลที่ดี น้าหนักเบา ทนต่อการกัดกร่อน และที่สาคัญคือ สามารถทนอุณหภูมิในช่วงประมาณ 180 – 230°Cได้ ซึ่งเหมาะสมกับช่วงอุณหภูมิที่ใช้ในกระบวนการ อบชิ้นงาน จึงทาให้แม่พิมพ์สามารถใช้งานได้อย่างมีประสิทธิภาพโดยไม่เสียรูปหรือเสื่อมสภาพจาก ความร้อนระหว่างกระบวนการผลิต 2.3 ทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับวัสดุคอมโพสิต (Theories of Composite Materials) เนื้อหาส่วนนี้จะเป็นการสืบค้นข้อมูลทางทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับวัสดุคอมโพสิตที่สามารถพับเก็บ ได้ (Self-Deploying) ที่สาคัญต่อโครงงานนี้ซึ่งจะนาไปประยุกต์ใช้ในโครงสร้างที่ต้องการความ ยืดหยุ่นในการแปรสภาพ เช่น อุปกรณ์ที่ใช้ในดาวเทียม 2.3.1 กฎการผสม (Rule of Mixture) เป็นสูตรพื้นฐานที่ใช้ในการคานวณสมบัติเชิงกลของวัสดุคอมโพสิต (เช่น ความแข็งแรงหรือ โมดูลัสยืดหยุ่น) จากสมบัติของส่วนประกอบ (เส้นใยและเมทริกซ์) ตามสัดส่วนปริมาตรของแต่ละส่วน โดยเฉพาะสาหรับการออกแบบบานพับคอมโพสิต (Flexure hinges) ที่ใช้เส้นใยคาร์บอน (Carbon Fiber) และ Epoxy Matrix หลักการของ Rule of Mixtures วัสดุคอมโพสิตเสริมแรง (Fiber-Reinforced Composites) ประกอบด้วย 2 ส่วนหลัก: 1. เส้นใย (Fiber) – ให้ความแข็งแรงและโมดูลัสสูง 2. เมทริกซ์ (Matrix) – ช่ว ยยึดเส้นใยเข้าด้ว ยกัน กระจายแรง และป้องกัน ความ เสียหาย สมบัติทางกลของคอมโพสิต (EC , σC , ρC ) ขึ้นอยู่กับ สัดส่วนปริมาตร ของเส้นใย Vf และเมทริกซ์ รวมถึงสมบัติเดิมของเส้นใยและเมทริกซ์ 13 1. การหาค่าโมดูลัสยืดหยุ่น (Elastic Modulus) ในทิศทางของเส้นใย (Longitudinal) ใช้ในกรณีที่แรงกระทาในทิศทางเดียวกับเส้นใย (ซึ่งสาคัญสาหรับบานพับที่รับแรงดัดตาม แนวเส้นใย) : EcL = Vf Ef + Vm Em (2.1) EcL คือ โมดูลัสยืดหยุ่นของคอมโพสิต Ef คือ โมดูลัสของเส้นใย Em คือ โมดูลัสของเมทริกซ์ Vf คือ สัดส่วนปริมาตรของเส้นใย Vm คือ สัดส่วนปริมาตรของเมทริกซ์ 2. โมดูลัสยืดหยุ่นตั้งฉากกับเส้นใย (Transverse Modulus) วัสดุจะอ่อนกว่าในทิศทางตั้งฉากกับเส้นใย ใช้สูตรแบบสมการฮาร์โมนิก: 1 EcT = Vf Ef + Vm Em (2.2) EcT คือ โมดูลัสของคอมโพสิตตั้งฉากเส้นใย 3. ความหนาแน่นของคอมโพสิต ใช้หาน้าหนักต่อหน่วยปริมาตรของคอมโพสิต ρc = Vf ρf + Vm ρm (2.3) 4. ความแข็งแรง Ultimate Strength สำหรับแรงดึงในทิศทางเส้นใย: σc = Vf σf + Vc σc ซึ่งใช้เป็นค่าโดยประมาณเบื้องต้นก่อนนาไปใช้ในการจาลอง FEA 14 (2.4) 2.3.2 ทฤษฎีการวิเคราะห์ลามิเนตของวัสดุคอมโพสิต (Classical Lamination Theory – CLT) เป็ น ทฤษฎี พื้ น ฐานที่ ใ ช้ ใ นการวิ เ คราะห์ พ ฤติ ก รรมเชิ ง กลของวั ส ดุ ค อมโพสิ ต แบบชั้ น (Laminated composite materials) [11][1] โดยเฉพาะอย่างยิ่งสาหรับแผ่นระนาบ (Plates) และ เปลือก (Shells) ที่ประกอบด้วยวัสดุที่แตกต่างกันหลายชั้น (Laminae หรือ Plies) ที่วางซ้อนกันและ ยึดติดกัน การวิเคราะห์ด้วย CLT ช่วยให้เราสามารถทานายการตอบสนองของโครงสร้างคอมโพสิตต่อ แรงกระทาภายนอก เช่น ความเค้น (Stress), ความเครียด (Strain), การโก่งตัว (Deflection) และ ความแข็งแกร่ง (Stiffness) โดยพิจารณาจากคุณสมบัติของวัสดุแต่ละชั้น ทิศทางการวางตัวของเส้น ใยในแต่ละชั้น และลาดับการจัดเรียงชั้น แต่ต้องตระหนักถึงข้อจากัดของทฤษฎี เช่น การไม่พิจารณา การเสียรูปแบบ Shear หรือผลกระทบจากความหนา เพื่อให้ได้ผลลัพธ์ที่แม่นยาในกรณีที่ซับซ้อนมาก ขึ้น อาจต้องใช้ทฤษฎีที่สูงกว่าหรือการจาลองด้วยวิธี Finite Element Analysis แผ่นคอมโพสิตหลายชั้น (Laminated Composite Plate) วัสดุคอมโพสิตที่ประกอบด้วยหลายชั้น (Layers หรือ Laminae) ของวัสดุที่แตกต่างกันหรือ มีทิศทางการวางแนวที่หลากหลาย ซึ่งถูกยึดติดกันอย่างแน่นหนาเพื่อสร้างโครงสร้างที่มีคุณสมบัติ เชิงกลที่เหนือกว่าวัสดุเพียงชิ้นเดียว ชั้นเหล่านี้มักทาจากเส้นใย (Fibers) เช่น Carbon fiber หรือ Glass fiber เสริมในเมทริกซ์ เช่น Epoxy resin หรือ Polyester เพื่อให้ได้ความแข็งแรงสูง น้าหนัก เบา และความต้านทานต่อการเสียรูป 1. องค์ประกอบของ CLT ความสัมพันธ์ระหว่างโหลดที่กระทา (Forces and Moments) และการเสียรูป (Strains and Curvatures) ซึ่งสามารถแบ่งออกเป็นส่วนประกอบหลัก 6 ส่วน 2. ระบบพิกดั - ระบบพิกดั เฉพาะที่ (Local Coordinate System) ระบบนี้ใช้ในการกาหนดคุณสมบัติเชิงกลของชั้น เช่น โมดูลัสของยาง (Young’s modulus), อัตราส่วนปัวซอง (Poisson’s ratio), และโมดูลัสเฉือน (shear modulus) ซึ่งมักแสดงในรูปเมทริกซ์ ความแข็ง (Stiffness matrix, [Q]) สาหรับชั้นแต่ละชั้น [14] ดังแสดงในรูปที่ 2.5 แกน 1: แทนทิศทางตามแนวเส้นใย (Fiber direction) หรือทิศทางหลักของวัสดุในชั้นนั้น แกน 2: แทนทิศทางตั้งฉากกับเส้นใยในระนาบของชั้น (Transverse direction) 15 แกน 3: แทนทิศทางตั้งฉากกับระนาบของชั้น (ผ่านความหนาของชั้น) รูปที่ 2.5 Reference coordinates of unidirectional fiber reinforced laminate [15] - ระบบพิกดั ของระบบแบบแบบแกน x, y, z (Global Coordinate System, x - y – z) ระบบนี้ใช้ในการวิเคราะห์พฤติกรรมโดยรวมของลามิเนต เช่น การคานวณเมทริกซ์ความแข็ง รวม (Laminate stiffness matrix, [A], [B], [D]) ซึ่งรวมผลกระทบจากทุกชั้น ในแต่ละชั้น (Lamina) มีความหนาคงที่และอาจมีการวางแนวของเส้นใยที่แตกต่างกัน (เช่น 0°, 90°, ±45°) [16] แกน x, y: (In-plane directions) และมักกาหนดตามโครงสร้างหรือการใช้งาน เช่น แกน x อาจ สอดคล้องกับทิศทางหลักของโครงสร้าง แกน z: ตั้งฉากกับระนาบของลามิเนต (ทิศทางความหนา) - ความสัมพันธ์ระหว่างความเครียดและการกระจัด (Strain-Displacement Relations) เป็นสมการที่เชื่อมโยงการกระจัด (Displacement) ของลามิเนตกับ ความเครียด (Strain) ที่ เกิดขึ้นในแต่ละชั้นของวัสดุคอมโพสิต สมการเหล่านี้พัฒนาขึ้นจากสมมติฐานของ KirchhoffLove plate theory [16] ซึ่งใช้สาหรับแผ่นบาง โดยสมมติว่าเส้นตั้งฉากกับระนาบกลางของลามิ เนตยังคงตั้งฉากและไม่ยืดตัวหลังการเสียรูป [16] - ความเครียดในระนาบกลาง (Mid-plane strains) ความเครียดในแต่ละชั้นที่ตาแหน่ง z [12]: ε0x εx = ε0x + zk x (2.5) εy = ε0y + zk y (2.6) γxy = γ0xy + zk xy (2.7) คือ ความเครียดปกติในทิศ x (หน่วย: ไม่มีหน่วย, เป็นอัตราส่วนการยืดตัวต่อหน่วยความ ยาว) 16 ε0y คือ ความเครียดปกติในทิศ y (หน่วย: ไม่มีหน่วย) γ0xy คือ ความเครียดเฉือนในระนาบ x - y (หน่วย: ไม่มีหน่วย, เป็นมุมเฉือน) คือ ระยะห่างจากระนาบกลาง z - ความสมดุล (Force and Moment Resultants) แรงในระนาบ (In-plane forces) และโมเมนต์ (Moments) เพื่ออธิบายโหลดที่กระทาต่อแผ่นเคลือบ [15] แรงในระนาบ (Force resultants): σx Nx z [ Ny ] = ∑nk=1 ∫z k−1 [ σy ] dz k γxy Nxy (2.8) Nx , Ny , Nxy คือ แรงในระนาบ (หน่วย: N/mm) โมเมนต์ (Moment resultants): σx Mx z [ My ] = ∑nk=1 ∫z k−1 [ σy ] dz k γxy Mxy (2.9) Mx , My, Mxy คือ โมเมนต์ (หน่วย: N-mm/mm) - เมทริกซ์ความสัมพันธ์ (ABD Matrix) N A [ ]= [ M B B ε0 ][ ] D K (2.10) เมทริกซ์ A: ความสัมพันธ์ระหว่างแรงในระนาบ (In-plane forces) และความเครียดในระนาบ (Inplane strains) เมทริ ก ซ์ B: การเชื่ อ มโยง (Coupling) ระหว่า งแรงในระนาบ (In-plane forces) กั บ การโค้ งงอ (Bending) และระหว่างโมเมนต์ (Moments) กับความเครียดในระนาบ เมทริกซ์ D: ความสัมพันธ์ระหว่างโมเมนต์ (Bending moments) และความโค้ง (Curvatures) [11] 17 รวมความสัมพันธ์ระหว่างแรงโมเมนต์, ความเครียด และความโค้งเข้าในสมการเดียว โดยใช้ เมทริกซ์ ABD: Nx ε0x Ny ε0y Nxy [A] [B] γxy =[ ] Mx [B] [D] K x My Ky [Mxy ] [K xy ] (2.11) [A] เมทริกซ์ความแข็งในระนาบ (Extensional stiffness matrix): Aij = ∑nk=1(Q ij ) (zk − zk−1 ) k (2.12) [B] เมทริกซ์การเชื่อมโยง (Coupling stiffness matrix) ซี่งเชื่อมโยงการยืดในระนาบกับการโค้งงอ: 1 2 Bij = ∑nk=1(Q ij ) (zk2 − zk−1 ) 2 k (2.13) [D] เมทริกซ์ความแข็งในการโค้ง (Bending stiffness matrix): 1 3 Dij = ∑nk=1(Q ij ) (zk3 − zk−1 ) 3 k (2.14) Q ij คือ เมทริกซ์ความแข็งที่ถูกแปลง (Transformed stiffness matrix) ของชั้นที่ k zk คือ ระยะห่างจากระนาบกึ่งกลางถึงด้านบนของชั้นที่ k zk−1 คือ ระยะห่างจากระนาบกึ่งกลางถึงด้านล่างของชั้นที่ k เมทริกซ์ [Q]: [Q] = [T]−1 [Q principle ][T] [Q] คือ การแปลงเมทริกซ์ความแข็งในทิศทางหลัก [Q principle ] คือ โดยใช้เมทริกซ์การแปลง [T] คือ ตามมุมการวางแนวของเส้นใย (θ) 18 (2.15) - เมทริกซ์การคัปปลิง (The B Metrix: Coupling Stiffness Matrix) เมทริกซ์ B หรือเมทริกซ์ความแข็งเชื่อมโยง (coupling stiffness matrix) [17] ในเมทริกซ์ ABD ของทฤษฎีลามิเนตแบบดั้งเดิม (Classical Laminate Theory: CLT) มีบทบาทสาคัญในการ อธิ บายการเชื่ อ มโยงระหว่า งแรงในระนาบกั บ ความโค้ ง นอกระนาบ และระหว่า งโมเมนต์ กั บ ความเครียดในระนาบในลามิเนตคอมโพสิต พฤติกรรมของเมทริกซ์ B จะแตกต่างกัน อย่า งมาก ระหว่าง Symmetric laminate และ Non-Symmetric laminate [15] - ลามิเนตแบบสมมาตร (Symmetric laminate) การจัดเรียงชั้น (PLY stacking sequence) ดังที่แสดงในรูปที่ 2.6 จะสมมาตรเกี่ยวกับระนาบ กึ่งกลาง (เช่น [0/90/90/0]) ความสมมาตรนี้ทาให้เมทริกซ์ B มีค่าเป็นศูนย์ (B = 0) เนื่องจาก ผลกระทบจากความแข็งเชื่อมโยงของชั้นด้านบนระนาบกึ่งกลางจะถูกหักล้างโดยชั้นด้านล่างที่ สมมาตรกัน สูตรคานวณเมทริกซ์ B จากสมการ (15) โดย (Qij )k คือเมทริกซ์ความแข็งที่ถูกแปลง ของชั้นที่ k และ zk , zk−1 คือระยะห่างจากระนาบกึ่งกลางถึงด้านบนและด้านล่างของชั้นที่ k ใน Symmetric laminate ระยะ z ที่เป็นบวกและลบของชั้นที่สมมาตรกันจะทาให้ผลรวมเป็นศูนย์ [17] B=0 (2.16) ส่งผลให้ไม่มีการเชื่อมโยง ระหว่างแรงในระนาบ (เช่น แรงดึงหรือเฉือน) กับความโค้ง (เช่น การโค้งงอหรือบิด) หรือระหว่างโมเมนต์กับความเครียดในระนาบ ทาให้การออกแบบและวิเคราะห์ ง่ายขึ้น เนื่องจากพฤติกรรมในระนาบและการโค้งงอเป็นอิสระต่อกัน Symmetric laminate จึง เหมาะสาหรับโครงสร้าง เช่น ในงานการบินและอวกาศ รูปที่ 2.6 การจัดเรียงชั้นของวัสดุคอมโพสิตแบบสมมาตร (Symmetric Laminate) [12] 19 - ลามิเนตแบบไม่สมมาตร (Non-Symmetric laminate) การจัดเรียง Non-Symmetric laminate ดังทีแ่ สดงในรูปที่ 2.7 เกี่ยวกับระนาบกึ่งกลาง (เช่น [0/90/0] หรือคอมโพสิตเสริมแรงด้วยผ้าทอชั้นเดียว) ทาให้ เมทริกซ์ B มีค่าไม่เป็นศูนย์ B≠0 (2.17) ส่งผลให้เกิดการเชื่อมโยง (Coupling) ระหว่างแรงในระนาบกับความโค้ง (เช่น การยืด -บิด หรือการ ยืด-โค้งงอ) และระหว่างโมเมนต์กับความเครียดในระนาบ เมทริกซ์ B คานวณด้วยสูตรเดียวกัน แต่ การจัดเรียงที่ไม่สมมาตรทาให้ผลกระทบจากชั้นที่ระยะ Z ต่างกันไม่หักล้างกัน ตัวอย่างเช่น ใน laminate ที่มีมุมวางแนวหรือความหนาต่างกัน เมทริกซ์ B อาจทาให้เกิดการเสียรูปที่ซับซ้อน เช่น การบิดเมื่อถูกยืดหรือการยืดเมื่อโค้งงอ ซึ่งอาจสร้างความท้าทายในการออกแบบ ในกรณีคอมโพสิต เสริมแรงด้วยผ้าทอชั้นเดียว การเชื่อมโยงนี้อาจส่งผลกระทบต่อพฤติกรรมเชิงกลอย่างมาก และอาจ ทาให้เกิดข้อผิดพลาดในการคานวณความแข็ง (เช่น ความแข็งในระนาบอาจคลาดเคลื่อนถึง 35.9% หากไม่พิจารณาการเลื่อนของระนาบกึ่งกลาง) Non-Symmetric laminate จึงต้องวิเคราะห์อย่าง รอบคอบ โดยมักใช้เครื่องมือเช่น การวิเคราะห์ด้วยวิธีไฟไนต์เอลิเมนต์ (FEA) ด้วยซอฟต์แวร์อย่าง ABAQUS เพื่อจัดการผลกระทบจากการเชื่อมโยง [16] รูปที่ 2.7 การจัดเรียงชั้นของวัสดุคอมโพสิตแบบไม่สมมาตร (Non-Symmetric Laminate) [14] 2.4 วงโคจรค้างฟ้า (Geostationary orbit) เป็นวงโคจรที่ดาวเทียมเคลื่อนที่ด้วยคาบการโคจรเท่ากับการหมุนรอบตัวเองของโลก ทาให้มี ตาแหน่งคงที่เหนือพื้นโลกที่เส้นศูนย์สูตรที่ระดับความสูงประมาณ 35,786 กิโลเมตร ลักษณะดังกล่าว ทาให้เหมาะสาหรับภารกิจที่ต้องการการสื่อสารหรือการสังเกตการณ์ในพื้น ที่เดิมอย่างต่อเนื่ อง อย่างไรก็ตาม อุปกรณ์ที่ทางานในวงโคจร GEO จะต้องเผชิญกับสภาพแวดล้อมอุณหภูมิที่รุนแรง โดย ในช่วงที่รับรังสีดวงอาทิตย์โดยตรง อุณหภูมิพื้นผิวอาจสูงถึงประมาณ +150°C ในขณะที่เมื่ออยู่ในเงา โลก (Earth eclipse) อุณหภูมิสามารถลดต่า ได้ ถึ งประมาณ −150°C ดังนั้น การออกแบบระบบ ควบคุมความร้อน (thermal control system) และการเลือกวัส ดุจึงมีความสาคัญอย่างยิ่ ง เพื่ อ ป้องกันความเสียหายต่ออุปกรณ์อวกาศ [18] ดังรูป 2.8 20 รูปที่ 2.8 การจาลองการโคจรของดาวเทียมในชั้น Geostationary Orbit [18] 2.4.1 การเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบเป็นรอบในวงโคจรค้างฟ้า (Thermal Cycling in Geostationary Orbit) วงโคจรคงที่ (GEO) เป็นสภาพแวดล้อมที่อุปกรณ์อวกาศต้องเผชิญกับ การเปลี่ยนแปลง อุณหภูมิที่รุนแรงและเกิดซ้าอย่างต่อเนื่อง เนื่องจากช่วงเวลาที่อุปกรณ์ได้รับแสงอาทิตย์โดยตรงและ ช่วงที่ถูกเงาบังโลก (Earth eclipse) ส่งผลให้โครงสร้างต้องเผชิญ กับการสลับอุณหภูมิจากร้อนจัด ประมาณ +150°C ไปจนถึงหนาวจัดราว −150°C เป็นรอบๆ กระบวนการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิซ้านี้ เรี ย กว่า Thermal Cycling ซึ่ ง สามารถก่ อ ให้ เ กิ ด ความเค้ น สะสม (Thermal Stress), การล้า (fatigue), การแตกร้า วระหว่า งชั้ น วั ส ดุ (Delamination) และการเสี ย รู ป ถาวร (Permanent deformation) ได้ เพื่อรับมือกับสภาวะดังกล่าว อุปกรณ์อวกาศจาเป็นต้องผ่านการทดสอบ Thermal Cycling Test ตามมาตรฐาน เช่น ECSS หรือ NASA ซึ่งกาหนดเงื่อนไขการทดสอบทั้งในด้านช่วงอุณหภูมิ อัตราการเปลี่ยนแปลง (ramp rate) และจานวนรอบการทดสอบ โดยผลลัพธ์ของการทดสอบจะเป็น ตัวชี้วัดความสามารถของวัสดุและโครงสร้างในการทนต่อสภาพแวดล้อมจริงในอวกาศ การออกแบบ ระบบควบคุมความร้อน (Thermal Control System) และการเลือกใช้วัส ดุคอมโพสิตที่มีส มบั ติ เชิงกลและความเสถียรทางความร้อนที่เหมาะสม จึงมีบทบาทสาคัญต่อความน่าเชื่อถือและอายุการใช้ งานของอุปกรณ์ที่โคจรใน GEO 21 2.5 การวิเคราะห์การสั่นสะเทือน (Vibration Analysis) 2.5.1 ความถี่ธรรมชาติ (Natural Frequency) ความถี่ที่วัตถุหรือระบบเครื่องกลจะยังคงสั่นต่อไปหลังจากถูกกระทบหรือปลดปล่อยพลังงาน ออกมา (struck) โดยไม่ถูกกระตุ้นต่อเนื่องเพิ่มเติม ทุกโครงสร้างหรือเครื่องจักรมีความถี่ธรรมชาติ เสมอ และบางระบบอาจมีหลายความถี่ธรรมชาติตามรูปร่าง (geometry) และคุณสมบัติทางวัสดุ (material) [19] 2.5.2 เรโซแนนซ์ (Resonance) ปรากฏการณ์ที่การสั่นสะเทือนมีการขยายตัว (amplification) เมื่อระบบถูกรบกวน (excited) ด้วยความถี่ที่เท่าหรือใกล้เคียงกับความถี่ธรรมชาติของมันเอง เมื่อความถี่กระตุ้นตรงกับ ความถี่ธรรมชาติ แม้แรงกระตุ้นจะเล็กน้อยก็สามารถสะสมพลังงาน ดังรูปที่ 2.9 ทาให้การสั่นเพิ่มขึ้น อย่างรวดเร็ว ซึ่งอาจนาไปสู่ความเสียหายโครงสร้าง [20] รูปที่ 2.9 Resonance frequency [20] ในการออกแบบเพื่อลดความเสี่ยงต่อการเกิด resonance (เรโซแนนซ์) ควรให้ความสาคัญ กับการควบคุมความถี่ธรรมชาติของโครงสร้างให้อยู่ห่างจากย่านความถี่กระตุ้นที่อาจเกิดขึ้นระหว่าง การใช้งาน โดยสามารถทาได้ผ่านการเลือกค่าความแข็งเชิงดัดและเชิงบิดที่เหมาะสม ซึ่งขึ้นอยู่กับ คุณสมบัติของวัสดุคอมโพสิต ความหนา รูปตัดขวาง และความยาวของ ชิ้นงาน นอกจากนี้ การเพิ่ม ความหนาหรือการเสริม ใยในทิ ศทางที่เหมาะสมจะช่ว ยเพิ่ ม ค่า stiffness และปรับย่านความถี่ ธรรมชาติให้เหมาะสม อีกทั้งควรทาการวิเคราะห์แบบพลศาสตร์ (Dynamic analysis) เพื่อประเมิน การตอบสนอง ต่อแรงสั่นสะเทือนในสภาวะจริง และทาให้มั่นใจว่าความถี่ธรรมชาติไม่ทับซ้อนกับ ความถี่เรโซแนนซ์ที่จะเกิดจากแรงกระตุ้นภายนอก 22 2.5.3 การสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration) การทดสอบการสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration Test) เป็นการเร้าโครงสร้างหรือ อุปกรณ์ด้วยสัญญาณการสั่นสะเทือนที่มีหลายความถี่ (Multi-Frequency) เกิดขึ้นพร้อมกัน โดย ลักษณะของแรงเร้าที่ใช้จะถูกกาหนดในรูป ของ Power Spectral Density (PSD) แทนที่จะเป็น ความถี่ เ ดี ย วแบบการทดสอบไซน์ (Sine Vibration) การทดสอบชนิ ด นี้ มี ค วามสมจริ ง มากกว่า เนื่องจากสามารถจาลองสภาพการสั่นสะเทือนที่เกิดขึ้นจริง ดังรูปที่ 2.10 เช่น การสั่นสะเทือนจาก เครื่องยนต์ การสั่นสะเทือนระหว่างการปล่อยดาวเทียม หรือการสั่นสะเทือนจากยานพาหนะบนถนน ขรุขระ [19] รูปที่ 2.10 Random Vibration [22] SpaceX ได้กาหนด Random Vibration MPE (P95/50) [19] ที่ตาแหน่งด้านบนของ Payload Attach Fitting (PAF) โดยอ้างอิงจากข้อมูลเที่ยวบินจริง ย่านความถี่ถูกแบ่งออกเป็น 3 ช่วงหลัก ได้แก่ 1. 20–100 Hz: Global motion และ vehicle modes 2. 100–600 Hz: Aeroacoustics 3. 600–2000 Hz: Structural response และการทางานของเครื่องยนต์ MVac ดังตารางที่ 2.1 และ รูปที่ 2.11 ตารางที่ 2.1 Falcon Heavy Random Vibration Maximum Predicted Environment (P95/50) 23 รูปที่ 2.11 Falcon9/Falcon Heavy Random Vibration MPE [21] 2.6 ความแข็งเชิงมุม (Rotational Stiffness, K) การวิ เ คราะห์ ส มรรถนะของ Tape Spring Hinge สามารถทาได้ โ ดยการสร้า งกราฟ ความสัมพันธ์ระหว่างโมเมนต์ที่กระทา (M) กับมุมการหมุน (𝜃)หรือที่เรียกว่า Moment–Angle curve (M - 𝜃) ซึ่งเป็นกราฟพื้นฐานที่ใช้แสดงพฤติกรรมเชิงกลของบานพับชนิดนี้ ค่าความแข็งเชิงมุม (Rotational stiffness, k) ของ Tape Spring Hinge สามารถนิ ยามได้ จากอั ต ราส่ ว นของการ เปลี่ยนแปลงโมเมนต์ต่อการเปลี่ยนแปลงมุมการหมุน [21] ดังสมการที่ 2.18 ∆𝑀 𝑘= ∆𝜃 (2.18) โดยที่ 𝑘 คือ ความแข็งเชิงมุม (Rotational stiffness) [N·m/rad] 𝛥𝑀 คือ การเปลี่ยนแปลงของโมเมนต์ (Applied moment) [N·m] 𝛥𝜃 คือ การเปลี่ยนแปลงของมุมการหมุน (Rotation angle) [rad] ทั้งนี้ มุมการหมุนที่วัดได้จากการทดลองหรือการจาลองในหน่วยองศา (degree) จะต้องถูกแปลงเป็น เรเดียน (radian) ก่อนนาไปใช้คานวณ ดังสมการที่ 2.19 24 𝜋 (2.19) 180 ในการใช้งานจริง มักเลือกหาค่า k จากช่วงต้นของกราฟ (Initial region) เนื่องจากพฤติกรรมในช่วง ดังกล่าวใกล้เคียงกับเชิงเส้นมากที่สุด และสามารถใช้แทนค่า stiffness เฉลี่ยของบานพับได้ อย่างไรก็ ตาม หากต้องการวิเคราะห์เชิงลึก อาจทาการหาค่า k ในแต่ละช่วงของกราฟดังรูปที่ 2.13 เพื่อแสดง ให้เห็นถึงความเปลี่ยนแปลงของความแข็งเชิงมุมเมื่อบานพับเกิด snap-through หรือเข้าสู่ช่วง nonlinear 𝜃𝑟𝑎𝑑 = 𝜃𝑑𝑒𝑔 × รูปที่ 2.12 Schematic moment-rotation behavior of a tape spring and tube [20] -Stiffness ของ tape-spring hinge ที่ใช้ใน MARSIS บานพับ เทปสปริง (Tape-Spring Hinge) ที่ใช้ในระบบเสาอากาศของโครงการ MARSIS (Mars Advanced Radar for Subsurface and Ionosphere Sounding) ซึ่งติดตั้งบนยานอวกาศ Mars Express ขององค์การอวกาศยุโรป (ESA) ได้รับการออกแบบให้สามารถกางได้ด้วยตนเอง โดย อาศัยพลังงานศักย์ที่สะสมอยู่ในโครงสร้างคอมโพสิต แบบบางรูปเลนติคิวลาร์ (lenticular crosssection) ซึ่งทาหน้าที่เป็นข้อต่อพับระหว่างท่อนเสาอากาศ งานวิจัยของ Mobrem (2006) [22] ได้ ทาการวิเคราะห์เชิงกลและจาลองการกางของบานพับดังกล่าวภายใต้สภาวะสุญญากาศและอุณหภูมิ ต่า (−70°C) พบว่าแรงบิดสูงสุดก่อนเกิดการบัคกลิง (buckling) มีค่า Maximum Moment (Mₘₐₓ) ประมาณ 180 in·lb หรือเท่ากับ 20.34 N·m (20,340 N·mm) หลังจากนั้นแรงบิดจะลดลงและคงที่ ในช่วงการกางแบบหลังบัคกลิง (post-buckling) ที่ประมาณ 0.23 N·m ผลการจาลองด้วยโปรแกรม ADAMS ให้ผลสอดคล้องกับการทดสอบจริง โดยมีค่าความคลาดเคลื่อนของแรงบิดสูงสุดไม่เกินร้อย ละ 5 ซึ่งยืนยันความถูกต้องของแบบจาลองเชิงกลที่ใช้ในการวิเคราะห์กระบวนการกางของระบบเสา อากาศ MARSIS งานของ Mobrem และ Adams (2009) [23] รวมถึงเอกสารฉบับ Mobrem และ Adams (Annotated Version) (2009) [23] ได้ทาการตรวจสอบและยืนยันผลการวิเคราะห์ดังกล่าว โดย เปรียบเทียบกับข้อมูลจริงจากการกางเสาอากาศของยาน Mars Express ในวงโคจรของดาวอังคาร 25 พบว่าค่าแรงบิดสูงสุดยังคงมีค่าใกล้เคียงกับผลการทดสอบภาคพื้นดิน คือประมาณ 180 in·lb (≈ 20.3 N·m หรือ 20,300 N·mm) จุดสูงสุดของแรงบิดเกิดขึ้นที่มุมหมุนประมาณ 40° ก่อนเกิดการ Buckling ครั้งแรก ทั้งนี้ กราฟ Moment–Rotation ในเอกสาร Annotated (2009) ได้แสดงจุด ดังกล่าวอย่างชัดเจน ซึ่งสอดคล้องกับข้อมูลการจาลองและผลการทดสอบในห้องปฏิบัติการโดย สมบูรณ์ การเปรียบเทียบผลการศึกษาทั้งสามฉบับจึงแสดงให้เห็นถึงความสอดคล้องของค่าแรงบิด สูงสุดภายใต้ส ภาวะการทางานจริง ของระบบ MARSIS และยืน ยัน ว่า ค่า Maximum Moment ประมาณ 20,300 N·mm เป็นค่าพารามิเตอร์อ้างอิงสาคัญในการออกแบบและประเมินสมรรถนะของ บานพับ เทปสปริงในโครงสร้างกางแบบ lenticular jointed boom ของภารกิจดังกล่าวอย่า งมี นัยสาคัญทางวิศวกรรม [21] [22] [23] รูปที่ 2.13 Schematic moment-rotation of Mobrem and Adams (2006)[23] รูปที่ 2.14 Schematic moment-rotation of Mobrem and Adams (2009)[24] 26 2.7 สรุปแนวคิดและทฤษฎีที่เกี่ยวข้องกับการออกแบบ จากการศึกษาทฤษฎีและงานวิจัยที่เกี่ยวข้องในบทนี้ แสดงให้เห็นว่าวัสดุคอมโพสิต โดยเฉพาะ Carbon Fiber Reinforced Polymer มีความเหมาะสมอย่างยิ่งสาหรับการนามาใช้ใน การออกแบบบานพับแบบพับเก็บได้ เนื่องจากมีอัตราส่วนความแข็งแรงต่อน้าหนักสูง สามารถปรับ ทิศทางเส้นใยเพื่อควบคุมสมบัติเชิงกลได้ และสามารถออกแบบให้เกิดพฤติกรรมการกางตัวได้เองตาม หลักการของ tape-spring hinge นอกจากนี้การออกแบบจาเป็นต้องอาศัยทฤษฎีด้าน Mechanics of Materials, Classical Lamination Theory และ Rule of Mixtures เพื่อใช้คานวณสมบัติเชิงกล เบื้องต้น ก่อนนาไปวิเคราะห์ด้วยวิธี Finite Element Analysis เพื่อประเมินความแข็งแรง ความเค้น การสั่นสะเทือน และผลกระทบจากสภาพแวดล้อมอวกาศ เช่น Thermal cycling และสุญญากาศ ทั้งนี้องค์ความรู้ดังกล่าวถือเป็นพื้นฐานสาคัญในการนาไปใช้กาหนดแนวทางการออกแบบ การจาลอง และการสร้างต้นแบบของบานพับคอมโพสิตในงานวิจัยนี้ เพื่อให้โครงสร้างมีความแข็งแรง น้าหนักเบา และสามารถทางานได้อย่างมีประสิทธิภาพตามข้อกาหนดของงานด้านวิศวกรรมอวกาศ 27 บทที่ 3 ขั้นตอนการออกแบบ โครงสร้างที่สามารถพับเก็บได้ ซึ่งผลิตจากวัสดุคอมโพสิต ถูกออกแบบให้ มีความสามารถใน การกางออกได้ด้วยตัวเอง (Self-Deploying) เมื่อถึงเวลาที่ต้องใช้งาน โดยคานึงถึงเงื่อนไขสาคัญ เช่น น้าหนักที่เบา และความแข็งแรงที่เหมาะสม เพื่อให้สะดวกต่อการขนส่งในระหว่างการปล่อยจรวด และสามารถทางานได้อย่างมีประสิทธิภาพในสภาวะอวกาศ นอกจากนี้ การออกแบบลักษณะนี้ยังช่วย ลดต้นทุนด้านการผลิตและการขนส่ง รวมถึงช่วยลดความซับซ้อนและข้อผิดพลาดที่อาจเกิดขึ้นจาก กลไกแบบบานพับด้วยวัสดุกลุ่มโลหะในระหว่างการใช้งาน ในขั้นตอนการออกแบบโครงสร้างที่สามารถพับเก็บได้จากวัสดุ Composite เริ่มต้นจากการ ค้นคว้างานวิจัย และทฤษฎีต่างๆที่มีสามารถนามาประยุกต์ใช้ในการออกแบบ ให้อยู่ภายใต้เงื่อนไขที่ กาหนด แล้วจึงคัดเลือกแนวคิดที่มีความเป็นไปได้จากการค้นคว้ามาประกอบการวิเคราะห์ และ คานวณในส่วนถัดไป ซึ่งในขั้นตอนในการวิเคราะห์ จะใช้วิธีการจาลองด้วยโปรแกรม Finite Element Analysis เพื่อวิเคราะห์โครงสร้าง โดยการกาหนด และควบคุมตัวแปรต่างๆ ว่าผลลัพธ์ของแต่ละการ ทดลองส่งผลอย่างไรต่อโครงสร้าง แล้วจึงนาผลลัพธ์ที่ได้ไปใช้ในการขึ้นรูปชิ้นงานต่อไป 3.1 ข้อจากัดในการออกแบบ (Design Constraints) 1. โครงสร้างต้องสามารถพับและกางออกได้ ตามมุมที่กาหนดโดยไม่เกิดความเสียหายต่อวัสดุ และต้องมีค่าความเค้นสูงสุด (Maximum stress) ไม่เกิน 835 MPa 2. ค่า Bending stiffness ของโครงสร้างต้องมีค่าใกล้เคียงกับงานอ้างอิง โดยมีค่าเป้าหมาย ประมาณ 2.32 N·m/degree เพื่ อ ให้ มั่ น ใจถึ ง ความสามารถในการรั บ แรงดั ด ได้ อ ย่า ง เหมาะสม 3. วัสดุที่เลือกใช้ต้องสามารถทนต่อสภาวะอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงในช่วง −150°C ถึง 150°C ได้ โดยไม่ทาให้คุณสมบัติทางกลของวัสดุลดลง 4. โครงสร้างต้องสามารถทนต่อการสั่นสะเทือน (Vibration) ในช่วงความถี่ 20–2,000 Hz ได้ เพื่อให้มั่นใจว่าสามารถใช้งานได้จริงในสภาวะแรงสั่นสะเทือนระหว่างการปล่อยจรวดและ การทางานในอวกาศ 29 5. วัสดุที่ใช้ในการผลิตแม่พิมพ์สาหรับขึ้นรูปบานพับ ต้องมีความสามารถในการทนต่ออุณหภูมิ ในกระบวนการขึ้นรูปได้ โดยไม่เกิดการเสียรูปหรือสูญเสียความแข็งแรง เพื่อให้ได้ชิ้นงานที่มี คุณภาพและมีความแม่นยาตามแบบที่กาหนด ดังรูปที่แสดง 3.1 และ 3.2 ตามลาดับ รูปที่ 3.1 อลูมิเนียม 6061 รูปที่ 3.2 Teflon 3.2 มาตรฐาน (Standard) 3.2.1 มาตรฐานในการออกแบบแม่พิมพ์ อลูมิเนียมที่นามาเป็นวัสดุในการทาแม่พิมพ์ควรมีความมีความสมดุลระหว่างความแข็งแรง, ความสามารถในการแปรรูป และสามารถขึ้นรูปง่าย คือ อลูมิเนียม 6061ตามมาตรฐาน ASTM B209 [25] 30 3.2.2 มาตรฐานในการทดสอบชิ้นงาน (Testing Standards) การทดสอบการสั่นสะเทือน (Vibration Test) ตามมาตรฐาน NASA-STD-7001[5] เป็นการประเมิน ความสามารถของ Payload ให้ทน ต่ อ แรงสั่ น ที่ ใ กล้ เ คี ย งกั บ สภาพแวดล้ อ มจริ ง การทดสอบการสั่ น สะเทื อ นแบบสุ่ ม (Random Vibration) เพื่อจาลองแรงสั่นสะเทือนที่เกิดจากสภาพแวดล้อมจริงระหว่างการปล่อย โดยทดสอบ Payload ที่ระดับ MPE (Maximum Predicted Environment) ซึ่งคานวณจากระดับความน่าจะ เป็น P95/50 ดังตาราง ที่ 3.2 ค่า GRMS (Root Mean Square Acceleration) อยู่ที่ 5.57 แสดงถึงระดับความรุนแรงรวม ของการสั่ น ในช่ ว งความถี่ที่กาหนด การทดสอบทั้ ง สองแบบจะทาการจาลองการสั่น สะเทือน (Vibration) ตามมาตรฐาน เช่น NASA-STD-7001 [5] ด้วยซอฟต์แวร์วิเคราะห์ไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Analysis: FEA) เพื่อใช้คาดการณ์การตอบสนองของชิ้นงาน ครอบคลุมแรงกระทา ที่ Payload จะต้องเผชิญตลอดกระบวนการปล่อยและการเดินทางสู่อวกาศอย่างสมบูรณ์ ตารางที่ 3.1 Sine Maximum Predicted Sinusoidal Vibration Environment [28] ตารางที่ 3.2 Random Vibration MPE [28] ขั้นตอนการจาลอง Vibration ด้วย Finite element method 1. สร้างแบบจาลอง 3 มิติ (Geometry) สร้างชิ้นงานในโปรแกรมที่จะวิเคราะห์ เช่น Abaqus, SolidWorks Simulation 2. กาหนดคุณสมบัติวัสดุ (Material Properties) กาหนดค่า Modulus of Elasticity, Poisson’s Ratio, Density และ Damping Ratio 31 3. กาหนดเงื่อนไข (Boundary & Loading Conditions) - Sine Sweep: ความเร่ง (g) ตามความถี่ที่กาหนด - Random PSD Profile: ค่ากาลังสเปกตรัม (g²/Hz) และค่า GRMS ตามมาตรฐาน ตั้งค่าการวิเคราะห์ (Simulation Settings) - ทา Modal Analysis เพื่อหาความถี่ธรรมชาติและ mode shapes - ทา Random Vibration Analysis เพื่อดูการตอบสนอง RMS และ Peak 4.วิเคราะห์และตรวจสอบผลลัพธ์ (Post-processing) - ดูการกระจายตัวของความเค้น (Stress) และการเคลื่อนตัว (Displacement) - ตรวจสอบจุดที่มีค่าเกิน Allowable การทดสอบวัฏจักรความร้อน (Thermal Cycling) การทดสอบ Thermal Cycle [26] เป็นกระบวนการทดสอบที่ใช้เพื่อประเมินความทนทาน ของชิ้นงานต่อการเปลี่ยงแปลงอุณหภูมิอย่างรวดเร็ว ซึ่งจาลองสภาพแวดล้อมที่ชิ้นงานต้องเผชิญใน อวกาศ เช่น การเปลี่ยนจากด้านที่ได้รับแสงอาทิตย์ไปยังเงามืดของโลกอย่างรวดเร็ว ทาให้อุณหภูมิ เปลี่ยนแปลงระหว่างประมาณ –150 ถึง 150 องศาเซลเซียส ภายในระยะเวลาอันสั้น ในการทดสอบนี้ ชิ้นงานจะถูกนาไปผ่านการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิสูงและต่าสลับกันหลาย รอบ (thermal cycles) ตามขั้นตอนที่ระบุในมาตรฐาน ECSS-Q-ST-70-04C [27] เพื่อประเมินผล กระทบ โดยใช้การทดสอบด้วยเทคนิค Finite Element Analysis (FEA) ผ่านโปรแกรม Abaqus ซึ่ง ช่วยให้สามารถวิเคราะห์ผลกระทบของอุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงต่อวัสดุและโครงสร้างของชิ้นงานได้โดย ไม่ต้องสร้างชิ้นงานจริง ขั้นตอนการจาลอง Thermal Cycling ด้วย FEA 1. สร้างแบบจาลองสามมิติ (Geometry) สร้างรูปทรงของชิ้นงานในโปรแกรม Abaqus ให้ สอดคล้องกับรูปแบบการใช้งานจริงของบานพับคอมโพสิต 2. กาหนดคุณสมบัติวัสดุ (Material Properties) กาหนดคุณสมบัติวัสดุแบบ Orthotropic สาหรับวัสดุคอมโพสิต ได้แก่ Modulus of Elasticity, Poisson’s ratio และ Coefficient of Thermal Expansion (CTE) ในทิศทาง α₁₁, α₂₂ และ α₃₃ โดยกาหนดให้เป็นฟังก์ชัน ของอุณหภูมิ (temperature-dependent) ในช่วง -100°C ถึง 100°C 32 3. กาหนด Assembly และข้อจากัด (Interaction & Constraint) กาหนดการประกอบ (Assembly) และใช้ Constraint เช่น MPC (Multi-Point Constraint) แบบ Beam เพื่อ ควบคุมการเคลื่อนที่และการถ่ายแรงของโครงสร้างให้สอดคล้องกับสภาพการใช้งานจริง 4. กาหนดขั้นตอนการวิเคราะห์ (Step Definition) กาหนดขั้นตอนใน Step Manager โดยใช้ Static, General และแบ่งเป็นช่วงเพื่อจาลอง Thermal Cycling ได้แก่ - Initial Step - ช่วงเพิ่มอุณหภูมิ (Temp0 → Temp100) - ช่วงคงอุณหภูมิ (Dwell) - ช่วงลดอุณหภูมิ (Temp100 → Temp-100) - การทาซ้าเป็นรอบ (Cycle) พร้อมกาหนด Time period และ Increment รวมถึงใช้ Automatic stabilization เพื่อ เพิ่มเสถียรภาพในการคานวณ 5. กาหนดเงื่อนไขอุณหภูมิ (Thermal Loading) กาหนดอุณหภูมิด้วย Predefined Field (Temperature) โดยใช้ Direct specification และ Amplitude แบบ Ramp เพื่อให้การ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิเป็นไปอย่างต่อเนื่องตามรอบ Thermal Cycling 6. ตั้งค่าการแสดงผล (Output Requests) Field Output: Stress, Strain, Displacement และ Temperature/ History Output: ค่าความเค้น (S11, S22, S12) และอุณหภูมิ 7. วิเคราะห์ผล (Post-processing) วิเคราะห์การกระจายความเค้น การเปลี่ยนแปลงของความ เค้นตามอุณหภูมิ และพฤติกรรมของโครงสร้างในแต่ละรอบ Thermal Cycling เพื่อระบุ ตาแหน่งจุดวิกฤตและแนวโน้มการสะสมความเค้น ความปลอดภัยในการออกแบบและการทดลอง (Safety in Design and Experimentation) ในการออกแบบ การทดลอง โครงสร้างที่มีความบางและยืดหยุ่นสูง ควรให้ความสาคัญต่อ ความปลอดภัยในทุกขั้นตอนของการดาเนินงาน โดยในขั้นตอนการออกแบบต้องคานึงถึงขีดจากัดของ วัสดุ (Material limit) เช่น ค่าความเค้นสูงสุดที่วัสดุสามารถรับได้ก่อนเกิดการเสียรูปถาวร ส่วนใน ขั้นตอนการทดลองต้องจัดเตรียมอุปกรณ์ป้องกัน เช่น แผ่นกันกระเด็น และตรวจสอบการยึดชิ้นงาน อย่างมั่นคง เพื่อป้องกันอันตรายจากการเปลี่ยนรูปของชิ้นงาน และในขั้นตอนการใช้งานจริงควรมีการ ตรวจสอบความเสีย หายของวัส ดุก่อนการนากลับมาใช้ซ้า รวมถึงควบคุมสภาวะแวดล้อม เช่น อุณหภูมิ ความชื้น และแรงสั่นสะเทือนที่อาจส่งผลต่อประสิทธิภาพและความปลอดภัยของระบบ 33 ทั้งนี้ การทดสอบในสภาวะจาลองจริงจะช่วยให้สามารถประเมินความเสี่ยงและเพิ่มความน่าเชื่อถือใน การใช้งานได้อย่างเหมาะสม 3.3 ข้อกาหนดสาหรับการออกแบบและพัฒนา (Design and Development Requirements) 3.3.1 ข้อกาหนดด้านการออกแบบชิ้นงาน (Component Design Requirements) - - ออกแบบให้บานพับที่ทาจากวัสดุ Composite มีความสามารถในการพับเก็บและกางออกได้ ด้วยตัวเอง และมีน้าหนักเบา ตามรูปที่ 1.1 ออกแบบให้บานพับที่ทาจากวัสดุ Composite สามารถใช้งานได้ในสภาวะอวกาศ 3.3.2 ข้อกาหนดด้านการออกแบบแม่พิมพ์ (Mold Design Requirements) - ออกแบบแม่พิมพ์ที่มีขนาด 150 x 70 x 50 มิลลิเมตร - ออกแบบแม่พิมพ์ที่สามารถทดต่ออุณหภูมิระหว่าง 180 – 230 องศาเซลเซียล - ใช้เครื่องจักรทีม่ีความแม่นยาสูง ระดับความคลาดเคลื่อน ± 0.01 – 0.05 มิลลิเมตร 3.4 การพัฒนาและคัดเลือกแนวคิดการออกแบบ (Design Concept Development and Selection) ในหัวข้อนี้เป็นการออกแบบและประเมินแนวคิดสาหรับ Composite Hinge ที่ใช้ในงาน วิศวกรรม โดยเนื้อหาหลักมุ่งเน้นการกาหนดแนวทางในการสร้างต้นแบบเบื้องต้น เพื่อทดสอบความ เหมาะสมและสมรรถนะของชิ้นงาน ก่อนที่จะนาไปพัฒ นาต่อยอดในขั้นถัดไป โดย Composite Hinge ที่พิจารณาแบ่งออกเป็น 2 แนวคิดหลัก ได้แก่ Tape spring และ Tube 3.4.1 การสร้างแนวคิดขั้นแรก (Initial Concept Generation) ในขั้นตอนนี้ จะเป็นการสร้างแนวคิดการออกแบบ ดังรูปที่ 3.5 โดยมีเป้าหมายเพื่อการสร้าง ต้นแบบ Tape Spring สาหรับการทดสอบสมรรถนะเชิงกล ตลอดจนความเสถียรของการกางออก จริง ต้นแบบที่สร้างขึ้นอาจมีรูปแบบที่หลากหลาย เช่น วัสดุที่เลือกใช้ที่ต่างกัน ความหนาของแถบ สปริงที่ต่างกัน หรือรัศมีความโค้งที่กาหนดไว้ไม่เท่ากัน เพื่อนามาวิเคราะห์ว่าองค์ประกอบใดส่งผลต่อ พฤติกรรมการกางตัวและค่าความแข็งเชิงมุม (Angular Stiffness, k) ในอนาคต การสร้างต้นแบบ Tape Spring ในระยะนี้ยังไม่มีการกาหนดค่าที่ตายตัว แต่จะเป็นการรวบรวมแนวทางและพิจารณา วิธีการประกอบ รวมถึงการทดลองกลไกการกางพับในสภาวะเบื้องต้น เพื่อใช้เป็นข้อมูลพื้นฐานในการ พัฒนาต่อไป 34 รูปที่ 3.3 ส่วนหนึ่งของแนวคิดในช่วงเริ่มต้น 3.4.2 การประเมินแนวคิด (Design Concept Evaluation) ในการประเมินแนวคิดการออกแบบ Tape Spring ในระยะเริ่มต้นนี้ มีเป้าหมายเพื่อสร้าง ต้น แบบสาหรับ การทดสอบความทนทานต่อ การสั่น สะเทือ น และ Thermal Cycling Test โดย แนวทางการออกแบบจะเน้นการสารวจและเปรียบเทียบปัจจัยต่าง ๆ ได้แก่ รูปแบบของบานพับ วัสดุ ที่เลือกใช้ ความหนาของแถบสปริง และรัศมีความโค้งที่แตกต่างกัน เพื่อตรวจสอบว่าองค์ประกอบ เหล่านี้ส่งผลต่อพฤติกรรมการกางพับและค่าความแข็งเชิงมุม (Angular Stiffness, k) อย่างไร การ ประเมินในขั้นตอนนี้ยังไม่กาหนดค่าหรือรูปแบบที่ตายตัว แต่เป็นการสร้างต้นแบบในหลายแนวทาง เพื่อใช้ในการทดลองประกอบและทดสอบการกางพับในสภาวะเบื้องต้น โดยผลที่ได้จะช่วยให้สามารถ วิเคราะห์เชิงเปรียบเทียบและระบุแนวทางที่เหมาะสมสาหรับการพัฒนา Tape Spring รุ่นถัดไป รวมถึงเป็นข้อมูลพื้นฐานสาหรับการออกแบบเชิงวิศวกรรมและการปรับปรุงในอนาคต 35 ตารางที่ 3.3 เกณฑ์การให้คะแนนคัดเลือกแนวคิด เกณฑ์การประเมิน ต้นทุนในการทา Prototype ความยาก-ง่ายในการหา ข้อมูล ความยาก-ง่ายในการทา Prototype ความยาก-ง่ายในการทา Simulation ความน่าเชื่อถือ (Space deployable structure) total Rank Continue Weight% Concept Tape spring Tube Max score 10 8 6 10 10 8 7 10 25 7 6 10 25 6 6 10 30 9 9 10 100 38 1 Yes 34 2 No 50 จากการคัดเลือกแนวคิดด้วยวิธีให้คะแนน ดังตารางที่ 3.3 จะเหลือแนวคิดที่มีคะแนนสูงที่สุด ลาดับแรก ได้แก่ Tape spring โดยผลการประเมินพบว่า Tape spring ได้คะแนนรวมมากกว่า จึงถูก คัดเลือกเป็นแนวคิดหลักที่ควรดาเนินการต่อ ทั้งนี้การเลือกดังกล่าวสะท้อนถึงความเหมาะสมในด้าน ราคา ความง่ายในการหาข้อมูล และความน่าเชื่อถือในการใช้งานจริงในโครงสร้างที่ต้องการการกาง ตัวในอวกาศ เมื่อเปรียบเทียบกับ Tube ที่แม้จะมีคะแนนใกล้เคียง แต่ยังด้อยกว่าในหลายด้าน จึงไม่ ถูกเลือกให้พัฒนาต่อ 3.4.3 สรุปการออกแบบขั้นแรก (Preliminary Design Summary) จากการเปรี ย บเที ย บระหว่า งกลไก Tape Spring และกลไกแบบ Tube พบว่า ทั้ ง สอง แนวทางมีข้อดีและข้อจากัดที่แตกต่างกัน โดยกลไก Tape Spring มีจุดเด่นด้านน้าหนักเบาและ ความสามารถในการกางพับซ้าได้หลายครั้ง รวมทั้งสามารถปรับค่าความแข็งเชิงมุมได้จากวัสดุ ความ หนา และรัศมีความโค้ง แต่ก็มีข้อจากัดในด้านความเสถียรและความแข็งแรงเชิงโครงสร้าง ขณะที่ 36 กลไกแบบ Tube มีโครงสร้างที่ให้ความแข็งแรงและเสถียรภาพสูงกว่า สามารถต้านทานแรงดัดและ แรงบิดได้ดีกว่า และมีความทนทานต่อการเสียรูปถาวร แม้จะมีน้าหนักมากกว่าและไม่สะดวกต่อการ กางพับซ้า ๆ แต่ด้วยคุณสมบัติด้านความแข็งแรงและเสถียรภาพที่เหมาะสมกับการประยุกต์ใช้ในงาน วิศวกรรม จึงได้มีการเลือกใช้กลไกแบบ Tape spring ในการออกแบบครั้งนี้ เพื่อให้ได้ต้นแบบที่มี ความแข็งแรงมั่นคงและสามารถรองรับการทดสอบเชิงกลได้อย่างมีประสิทธิภาพ 3.5 การจาลองความแข็ง (K) ของเทปสปริง (Simulation Stiffness (K) of tape spring) ในระยะเริ่มต้นจะดาเนินการจาลองการดัดงอของตลับเมตรดังรูปที่ 3.4 เพื่อคานวณค่าความ แข็งเชิงมุม (Stiffness,K) ที่รายงานโดย Imperial College London [28] เพื่อยืนยันความน่าเชื่อถือ ของแบบจาลองเชิงตัวเลขและเงื่อนไขการคานวณที่ใช้ รูปที่ 3.4 Experimental test rig set-up [33] ดังรูปที่ 3.5 แสดงแบบจาลองของแถบโลหะลักษณะคล้ายตลับเมตรที่ใช้ในการจาลองด้วยโปรแกรม Abaqus โดยกาหนดค่าพารามิเตอร์ทางวัสดุและการวิเคราะห์ดังนี้ 1. ค่าความหนาแน่น (Density) เท่ากับ 7.85×10-9 tonne/mm³ 2. โมดูลัสยืดหยุ่น (Young’s Modulus) เท่ากับ 210,000 MPa 3. อัตราส่วนของปัวซอง (Poisson’s Ratio) เท่ากับ 0.28 4. ชนิดขององค์ประกอบ (Element type) เท่ากับ S4R 5. ขนาดของมุมมองตาข่าย (Mesh size) เท่ากับ 4 มิลลิเมตร ในส่ ว นของ Boundary Conditions ได้ กาหนดเงื่ อ นไขขอบเขตแบบ Displacement/Rotation ในขั้น ตอนการวิเคราะห์แบบ Dynamic Explicit โดยยึดปลายด้านขวาที่จุดอ้างอิง RP1 ให้คงที่ ในแนวแกน U1 = U2 = U3 = 0 และกาหนดการหมุนรอบแกน X เป็น UR1 = +1.5708 rad ขณะที่ ปลายด้านซ้ายที่จุด RP2 ถูกจากัดการเคลื่อนที่ในแนว U1, U2 = 0 ปล่อยให้ U3 เคลื่อนที่ได้ ตาม 37 ฟังก์ชัน Amplitude และกาหนดการหมุนรอบแกน X เป็น UR1 = -1.5708 rad เพื่อสร้างสภาวะการ ดัดของชิ้นงาน สาหรับส่วนของ แรงดันแบบหนืด (Viscous Pressure) ได้ใช้เพื่อจาลองแรงต้านเชิง หนืดที่เกิดขึ้นระหว่างการบิดของแถบโลหะบางที่มีพฤติกรรมคล้ายเทปสปริงในตลับเมตร โดยแรงดัน ถูกกาหนดให้กระทาบนพื้นผิวด้านบนและด้านล่างของชิ้นงาน ซึ่งทั้งสองด้านใช้ค่าความดันเท่ากันคือ 2 x 10-6 Pa ดังแสดงในรูปที่ 3.6 รูปที่ 3.5 Tape measure simulation รูปที่ 3.6 Boundary condition and Viscous pressure in simulation 38 รูปที่ 3.7 Moment – rotation test for tape spring FN VS Test จากการ Simulation พบว่าค่าที่ได้จาก Simulation มีความใกล้เคียงกับค่าที่ได้จากผลการ ทดลองจริง ดังรูปที่ 3.7 จึงสามารถนามาใช้เป็นค่าอ้างอิง สาหรับการทดลองที่เป็นวัสดุ Composite โดยที่ค่าโมเมนต์สูงสุดของผลการทดลองมีค่าอยู่ที่ 2431.42 N·mm และในส่วนของผลที่ได้จากการ Simulation ในโปรแกรม Abaqus จะมีค่าโมเมนต์สูงสุดอยู่ที่ 2361.31 N·mm ทาให้เห็นว่า เปอร์เซ็นคาดเคลื่อนจะมีค่าประมาณ 2.88% ค่าโมเมนต์คงที่ของ simulation เกิดขึ้นในช่วงมุม 11 ถึง 25 องศา มีค่าประมาณ 170 N·mm เมื่อเทียบกับผลการทดลองเกิดขึ้นในช่วงมุม 20 ถึง 85 องศามีค่าอยู่ในช่วง 70 - 100 N·mm ทาให้เห็นว่า ผลของการ Simulation สูงกว่า ประมาณ 70140% ค่า Stiffness ของการ Simulation มีค่าอยู่ที่ 470 N·mm/Degree, และในส่วนของการ ทดลอง มีค่า Stiffness อยู่ที่ 500 N·mm/Degree ฉะนั้นมีเปอร์เซ็นต์คลาดเคลื่อนอยู่ที่ 6% ดัง ตารางที่ 3.4 ตารางที่ 3.4 Comparison between Test and Simulation 39 3.6 ขั้นตอนการออกแบบ หาค่าความแข็ง (K)และตรวจสอบความเสียหายของ Tape Spring ด้วยโปรแกรม Abaqus (Design Procedure and Determination of Tape Spring Stiffness (K) Using Abaqus) การศึกษานี้จัดทาขึ้นเพื่อออกแบบและหาค่าความแข็งเชิงการพับ (Stiffness, K) ของชิ้นงาน Tape Spring โดยเปรียบเทียบกับค่าความแข็งที่รายงานในงานวิจัยของ Moberm ดังรูป 3.8 ซึ่งมี ค่าประมาณ 2.32 N·m/degree รวมถึงค่า Tensile Strength (0°) จะต้องไม่เกิน 817 MPa Tensile Strength (90°) จะต้องไม่เกิน 835 MPa และ In-Plane Shear Strength จะต้องไม่เกิน 128.2 MPa จากอ้า งอิ ง DT806 Resins Versatile Low Viscosity Epoxy [30] ดั ง รู ป 3.9 และการวิ เ คราะห์ ความเสีย หายของโครงสร้าง Tape Spring Hinge ได้ดาเนินการโดยใช้เกณฑ์ความเสียหายแบบ Hashin Damage Criterion เพื่ อ ประเมิ น พฤติ ก รรมความเสี ย หายของวั ส ดุ ค อมโพสิ ต โดยการ ประเมินพิจารณาครอบคลุมกลไกความเสียหายหลักของวัสดุคอมโพสิตทั้ง 4 รูปแบบ ได้แก่ - ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงอัด (Matrix Compression Failure) ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงดึง (Matrix Tension Failure) ความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงอัด (Fiber Compression Failure) ความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงดึง (Fiber Tension Failure) รูปที่ 3.8 Schematic moment-rotation of Mobrem and Adams (2009) 40 รูปที่ 3.9 GG200T (Tenax HTA-3k) – DT806R-42 Fabric Laminate ซึ่งเริ่มแรกของการออกแบบ Parameters ในส่วนต่างๆของบานพับ จะใช้พารามิเตอร์ ค่า เดียวกันกับตลับเมตร ซึง่ ส่วนใหญ่ทาจากวัสดุโลหะอย่างไรก็ตาม เมื่อนามาประยุกต์ใช้กับวัสดุคอมโพ สิตและทาการจาลองการรับภาระแรง พบว่าค่าความเค้น (Stress) มากที่สุดอยู่ที่ 439.3 ซึง่ ผ่านเกณฑ์ แต่ความแข็งเกร็ง (Stiffness) มีค่าอยู่ที่ 0.009 N.m/degree ซึ่งยังไม่ผ่านเกณฑ์เมื่อใช้วัสดุเป็นคอม โพสิต ดังรูปที่ 3.10 รูปที่ 3.10 Tape measure Stress Result 41 รูปที่ 3.11 Moment – Rotation Angle Graph of Tape measure หลังจากนั้นได้ศึกษาเพิ่มเติมจาก Imperial College London [28] และ H.M.Y.C.Mallikarachchi [31] และได้ Simulation โดยปรับเปลี่ยนพารามิเตอร์ ดังรูปที่ 3.12 โดยมีตัวแปรดังนี้ R คือ รัศมี L คือ ความยาว Θ คือ รัศมีความโค้ง S คือ ระยะห่างของทั้งสองชิ้นงาน รูปที่ 3.12 ค่าตัวแปรพารามิเตอร์ จากนั้นทาการ Simulation มา 2 โมเดลเพื่อทาการเปรียบเทียบค่า พารามิเตอร์ที่ส่งผลต่อ ค่าความ เค้น (Stress) และ ความแข็งเกร็ง (Stiffness) โดยโมเดลแรก ใช้ รัศมีเท่ากับ 30 มิลลิเมตร ความยาว เท่ากับ 140 มิล ลิเมตร รัศมีความโค้ งเท่ากับ 60° และระยะห่างของทั้งสองชิ้ น งาน เท่ากั บ 10 42 มิลลิเมตรได้ผลดัง รูปที่ 3.13 และ 3.14 ซึง่ ได้ค่า Stress ที่มากที่สุดอยู่ที่ 408.9 MPa และ Stiffness อยู่ที่ 3.737 N.m/degree ซึ่งผ่านเกณฑ์ของ DT806R-42 Fabric Laminate และ Mobrem and Adams ทั้งหมด แต่ค่า Hashin Damage ได้ค่าที่ 1.03 ซึ่งวัสดุอาจเกิดความเสียหาย รูปที่ 3.13 Finite Element Results โมเดลที่ 1 รูปที่ 3.14 Moment – Rotation Angle Graph โมเดลที่ 1 โมเดลที่ 2 ใช้ รัศมีอยู่ที่ 30 มิลลิเมตร ความยาว 160 มิลลิเมตร รัศมีความโค้ง 45° ระยะห่าง ระหว่าง 6 มิลลิเมตร จะได้ผลดัง รูปที่ 3.15 และ 3.16 ซึ่งได้ค่า Stress ที่มากที่สุดอยู่ที่ 237.2 MPa ผ่านเกณฑ์ และ Stiffness อยู่ที่ 0.667 N.m/degree ซึ่งไม่ผ่านเกฑ์ 43 รูปที่ 3.15 Finite Element Results 13 รูปที่ 3.16 Moment – Rotation Angle Graph of Tape measure 13 จากการวิเคราะห์พารามิเตอร์แต่ละตัว ที่จะส่งผลต่อ ค่าความเค้น (Stress) และ ความแข็งเกร็ง (Stiffness) และ เกณฑ์ความเสียหาย Hashin สามารถสรุปได้ดังนี้ Radius (R) หรือรัศมีความโค้ง ถือเป็นพารามิเตอร์เชิงบวกที่ให้ประโยชน์สูงสุด เพราะเมื่อเพิ่มค่า R จะช่วยกระจายแรงและลดจุดรวมความเค้น ส่งผลให้ค่าความเค้น (Stress) และเกณฑ์ความเสียหาย (Hashin) ลดลงอย่างชัดเจน ในขณะที่ยังช่วยเสริมให้ความแข็งเกร็ง (Stiffness) เพิ่มสูงขึ้นได้ ในทาง ตรงข้าม Long (L) หรือความยาว การเพิ่มความยาวจะช่วยให้ชิ้นงานมีระยะให้ตัวและยืดหยุ่นขึ้น ซึ่ง ดีต่อการกดค่า Stress และ Hashin ให้ต่าลง แต่ความแข็งเกร็งลดลงอย่างรุนแรง สาหรับ Zeta (Z) หากปรับค่าสูงขึ้น Stiffness จะสูงขึ้นอย่างมาก ส่วน Stress และ Hashin พุ่งสูง และสุดท้ายคือ Slot (S) หรือขนาดร่อง แม้การขยายร่องกว้างขึ้นจะช่วยใช้ค่า Stiffness สูงขึ้น แต่ทาให้ค่า Stress และ ความเสี่ยงในการพังทลาย (Hashin) เพิ่มสูงขึ้น กระบวนการดังกล่าวเป็น การสารวจพื้น ที่ การ ออกแบบ (Design space exploration) เพื่อหาค่าพารามิเตอร์ที่เหมาะสมสาหรับวัสดุคอมโพสิต 44 ก่อนนาไปใช้ในการออกแบบขั้นสุดท้ายของบานพับ ในงานวิจัยนี้ จากการศึกษา Parametric design พบว่าโครงสร้างที่มีรัศมี 25 มิลลิเมตร มุมความโค้ง 60° ความยาว 140 มิลลิเมตร และระยะห่าง ระหว่างชิ้นงาน 10 มิลลิเมตร สามารถให้ค่าความเค้น ค่าความแข็ง (Stiffness) และค่าความเสียหาย ตามเกณฑ์ Hashin อยู่ภายในขอบเขตที่กาหนดทั้งหมด แสดงให้เห็นว่าการออกแบบดังกล่าวมีความ เหมาะสมทั้งในด้านความแข็งแรงเชิงโครงสร้างและสามารถออกแบบชิ้นงานด้วยวิธีต่อไปนี้ 3.6.1 การสร้างชิ้นงาน (Part / Geometry) การสร้างชิ้นงานใน Abaqus กาหนดให้ Tape Spring มีรัศมีโค้ง R เท่ากับ 25 มิลลิเมตร และรัศมีความโค้ง60° โดยสร้างชิ้นงานจานวน 2 ชิ้น วางประกบกันเป็นคู่ ความยาวของชิ้นงานแต่ละ ชิ้นเท่ากับ 140 มิลลิเมตร และกาหนดระยะห่างจากตาแหน่งกึ่งกลางชิ้นงานด้านบนถึงด้านล่างเท่ากับ 10 มิลลิเมตร ตามแบบที่กาหนด ดังรูป 3.17 รูปที่ 3.17 Dimension 3.6.2 การกาหนดคุณสมบัติวัสดุและเลย์อัพ (Property / Composite Layup) กาหนดคุณสมบัติของวัสดุคอมโพสิตใน Material Property โดยระบุค่า Density 1.58x10-9 tonne/mm3 และคุณสมบัติเชิงยืดหยุ่น (Elastic) ตามข้อมูลอ้างอิง/การทดสอบ รวมถึง Hashin damage ที่ใช้เป็นเกณฑ์การวิเคราะห์ความเสียหาย ดังรูป 3.18 45 รูปที่ 3.18 คุณสมบัติของชิ้นงาน จากนั้นสร้าง Composite Layup เพื่อกาหนดรายละเอียดของแผ่นคอมโพสิต โดยตั้งค่าความหนา รวมของชิ้นงานเท่ากับ 0.346 มิลลิเมตร และกาหนดทิศทางเส้นใย (Fiber Orientation) ที่ 45°ตาม รูปประกอบ 3.19 รูปที่ 3.19 รายละเอียดของแผ่นคอมโพสิต 3.6.3 การประกอบชิ้นงาน (Assembly) นาชิ้นงานทั้งสองเข้าสู่ Assembly และจัดตาแหน่งให้หันผิวสัมผัสเข้าหากันตามแบบ โดย ตรวจสอบแนววาง ระยะห่าง และตาแหน่งกึ่งกลางให้ถูกต้องก่อนสร้าง Step ดังรูป 3.20 46 รูปที่ 3.20 Assembly 3.6.4 การสร้างสเต็ปการพับ (Step) หลังจากประกอบชิ้นงานเรียบร้อยแล้ว สร้าง Step สาหรับ การพับ โดยเลือกประเภท Dynamic, Explicit และกาหนด Time Period = 1 วินาที เพื่อจาลองพฤติกรรมการพับของ Tape Spring ในช่วงเวลาที่สนใจ ดังรูป 3.21 รูปที่ 3.21 Step ประเภท Dynamic, Explicit 3.6.5 เงื่อนไขขอบเขตและการใส่โหลด (Boundary Conditions & Load) กาหนด Boundary Condition ที่จุดอ้างอิง (Reference Point) เพื่อควบคุมการพับ ดังนี้ - ที่ RP-2 กาหนดการหมุนรอบแกน เป็น UR1 อยู่ที่ +1.5708 เรเดียน (เท่ากับ 90° ) และ กาหนดองศา/การเคลื่อนที่อื่น ๆ เป็น 0 ดังรูป 3.22 - ที่ปลายอีกด้านหนึ่ง กาหนดการหมุนรอบแกน 1 เป็น UR1 อยู่ที่ −1.5708 เรเดียน และ กาหนดส่วนที่เหลือเป็น 0 เช่นเดียวกัน โดยปล่อยให้ U3 เป็นอิสระ เพื่อให้เกิดการเคลื่อนที่ ตามแนวที่ต้องการระหว่างการพับ ดังรูป 3.23 47 จากนั้นใส่โหลดแบบ Pressure บนผิวชิ้นงานทั้งสองชิ้น โดยกาหนดขนาดแรงดันตามค่าที่ตั้งไว้ใน แบบจาลอง ดังรูป 3.24 รูปที่ 3.22 Boundary Conditions ที่จุด RP 2 รูปที่ 3.23Boundary Conditions ที่จุด RP 1 รูปที่ 3.24 Pressure Load รูปที่ 3.25 Pressure Load 48 3.6.6 การกาหนดการสัมผัส (Interaction) สร้าง Interaction ประเภท Surface-to-Surface Contact ระหว่างผิวด้านในของชิ้นงาน ทั้งสองที่หันเข้าหากัน เพื่อจาลองการสัมผัสระหว่างการพับ โดยตรวจสอบให้แน่ใจว่าเลือกผิวสัมผัส ถูกต้องและครอบคลุมบริเวณที่มีโอกาสเกิดการชน/สัมผัสระหว่างการเคลื่อนที่ ดังรูป 3.25 รูปที่ 3.26 Interaction ประเภท Surface-to-Surface Contact 3.6.7 แนวทางการคานวณค่า (K) Stiffness (Approach for Calculating Stiffness (K)) หลังวิเคราะห์ผลเสร็จ ให้ดึงผลจากจุดอ้างอิง (RP) เช่น Moment / Reaction Moment และมุมหมุน 𝜃 แล้วคานวณความแข็งจากความชันของกราฟโมเมนต์ – มุมหมุนในช่วงที่มีพฤติกรรม เชิงเส้น 3.7 การจาลองการขยายตัวทางความร้อน (Simulation Thermal expansion) สภาพแวดล้อมอวกาศโดยเฉพาะวงโคจรคงที่ (GEO) ทาให้โครงสร้างต้องเผชิญการสลับ อุณหภูมิร้อน–หนาวอย่างต่อเนื่องจากช่วงรับแสงอาทิตย์และช่วงถูกเงาโลกบัง โดยอุณหภูมิอาจ เปลี่ยนจากประมาณ +150°C ถึง −150°C เป็นรอบ ๆ ซึ่งกระบวนการนี้เรียกว่า Thermal Cycling และสามารถก่อให้เกิดความเค้นสะสม (thermal stress) และความเสียหายของวัสดุได้ นอกจากนี้ มาตรฐานการทดสอบยังมีช่วงอุณหภูมิตัวอย่างประมาณ −100°C ถึง 100°C และทดสอบสลับหลาย รอบตามแนวทาง ECSS-Q-ST-70-04C เพื่อประเมินผลกระทบ เช่น การยืดหดขยายตัว การเสียรูป เพื่อให้สามารถประเมินผลกระทบจาก Thermal Cycling ได้โดยไม่ต้องสร้างชิ้นงานจริงก่อน สามารถ จาลองด้วยเทคนิค Finite Element Analysis (FEA) ในโปรแกรม Abaqus ซึ่งช่วยวิเคราะห์ผลของ อุณหภูมิที่เปลี่ยนแปลงต่อวัสดุและโครงสร้างได้ วิธีการ Design ทา Thermal cycling เพื่อหาค่า Stress และค่า Hashin Damage เที ย บกั บ แหล่ ง อ้า งอิ ง จากงานวิ จั ย CFRP Tube Flexure Optimization [29] ดังรูป 3.26 49 รูปที่ 3.27 Hashin Damage of CFRP Tube Flexure Optimization[34] 3.7.1 คุณสมบัติ (Property) Expansion ในการศึกษานี้ ได้กาหนดค่าสัมประสิทธิ์การขยายตัวเนื่องจากความร้อน (Coefficient of Thermal Expansion: CTE) ของวัสดุเชิงประกอบในลักษณะสมบัติแบบออร์โธโทรปิก (orthotropic material) โดยกาหนดค่าในทิศทางหลักของวัสดุ ได้แก่ α11, α22 และ α33 ให้มีความแปรผัน ตาม อุณหภูมิ (temperature-dependent) ภายในโปรแกรม Abaqus ค่าดังกล่าวอ้างอิงจากงานวิจัย ด้านการเพิ่มประสิทธิภาพการดัดงอของท่อ CFRP Tube Flexure Optimization [29] และนามา ปรับใช้ในช่วงอุณหภูมิ −100°C ถึง 100°C โดยกาหนดอุณหภูมิอ้างอิงที่ 0°C เพื่อให้สอดคล้องกับ เงื่อนไขการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิที่เกิดขึ้นระหว่างกระบวนการให้ความร้อนและการลดอุณหภูมิใน รอบการทดสอบแบบ Thermal Cycling ดังแสดงในรูปที่ 3.27 50 รูปที่ 3.28 ตารางค่า Property Expansion ของ Material 3.7.2 ขั้นตอน (Step) 1) การจัดการขั้นตอนการวิเคราะห์ (Step Manager) ในการวิเคราะห์ด้ว ยโปรแกรม Abaqus ส่ว นของ Step และ Step Manager ใช้สาหรับ กาหนดลาดับขั้นตอนการคานวณของแบบจาลอง โดยในการศึกษานี้ประกอบด้วยขั้นตอน เริ่มต้น (Initial) และขั้นตอนต่างๆ ในการวิเคราะห์แบบ Static, General จานวนทั้งหมด 6 ขั้ น ต อ น ไ ด้ แ ก่ Fold, Temp0 _to_Temp1 0 0 , Temp1 0 0 _Dwell5 min, Temp100_to_Temp-100, Temp-100_Dwell5min และ Temp-100_to_Temp0 ขั้นตอน Fold ใช้สาหรับกาหนดสภาวะการยึดจับและเตรียมสภาพเริ่มต้นของชิ้นงาน จากนั้น ขั้นตอนถัดไปเป็นการกาหนดการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิเพื่อจาลองกระบวนการ Thermal Cycling โดยเริ่มจากการเพิ่มอุณหภูมิจาก ( 0°C ไปยัง 100°C ) การคงอุณหภูมิที่ระดับ สูงสุด การลดอุณหภูมิลงสู่ −100°C การคงอุณหภูมิที่ระดับต่าสุด และการเพิ่มอุณหภูมิกลับสู่ 0°C ตามลาดับ การกาหนดช่วงเวลา (time period) ของแต่ละขั้นตอนทาให้สามารถติดตาม การเปลี่ยนแปลงพฤติกรรมของแบบจาลองตลอดหนึ่งรอบของการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิได้ อย่างต่อเนื่อง ดังแสดงในรูปที่ 3.28 51 รูปที่ 3.29 เงื่อนไขการจาลอง Thermal cycling จานวน 1 รอบ 2) การปรับแก้หรือกาหนดรายละเอียดของขั้นตอนการวิเคราะห์ (Edit Step) ในการตั้งค่าการวิเคราะห์ในเมนู Edit Step ภายใต้แท็บ Basic ได้กาหนดช่วงเวลาในการ คานวณ (Time period) สาหรั บ แต่ ละขั้ น ตอนของการจาลอง Thermal Cycling ให้ สอดคล้องกับเงื่อนไขการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิของแบบจาลอง พร้อมทั้งเปิดใช้งานตัวเลือก Automatic stabilization เพื่ อ ช่ ว ยเพิ่ ม เสถี ย รภาพในการคานวณสาหรั บ ปั ญ หาที่ มี พฤติกรรมไม่เชิงเส้น ทั้งจากการเปลี่ยนแปลงรูปทรงของโครงสร้างและการเกิดความเสียหาย ของวัส ดุ ในการศึกษานี้กาหนดค่า dissipated energy fraction สาหรับ stabilization เท่า กั บ 0.001 และเปิ ด ใช้ งาน adaptive stabilization โดยกาหนดอั ต ราส่ ว นพลั งงาน stabilization ต่อพลังงานความเครีย ดสูงสุดเท่ากับ 0.05 เพื่อช่วยให้การคานวณสามารถลู่ เข้าสู่คาตอบได้ อย่า งมีเสถียรภาพโดยไม่ส่ งผลกระทบต่อผลการวิเ คราะห์ห ลัก อย่า งมี นัยสาคัญ ในส่วนของแท็บ Incrementations ได้เลือกวิธีควบคุมขนาดช่วงการคานวณแบบ Automatic เพื่อให้โปรแกรมสามารถปรับขนาดช่วงการคานวณได้อัตโนมัติตามพฤติกรรม ของแบบจาลองในระหว่างการวิเคราะห์ ส่งผลให้การคานวณสามารถดาเนินไปได้อย่าง ต่อเนื่องและลดปัญหาการไม่ลู่เข้าสู่คาตอบ 52 รูปที่ 3.30 การตั้งค่า Step สาหรับการจาลอง Thermal Cycling 3) การกาหนดและจัด การผลลั พธ์ที่แ สดงเป็น การกระจายตัว ในโมเดล (Field Output Requests Manager) ในขั้นตอนการกาหนดผลลัพธ์การคานวณ ได้ทาการตั้งค่าในเมนู Field Output Requests Manager เพื่อกาหนดชนิดของข้อมูลที่โปรแกรม Abaqus จะบันทึกในแต่ละขั้นตอนการ วิเคราะห์ โดยในการศึกษานี้ได้กาหนดให้บัน ทึกผลลั พธ์ที่สาคั ญสาหรับการวิเคราะห์ พฤติกรรมของโครงสร้าง ได้แก่ ค่าความเค้น (Stress) การกระจัดของโครงสร้าง ตัวแปร ความเสียหายของวัสดุตามแบบจาลอง Hashin Damage รวมถึงผลลัพธ์ด้านความร้อน (Thermal) เช่น การกระจายตัวของอุณหภูมิภายในชิ้นงาน ซึ่งมีความสาคัญต่อการวิเคราะห์ พฤติกรรมของโครงสร้างภายใต้กระบวนการ Thermal Cycling ผลลัพธ์ถูกกาหนดให้บันทึก สาหรับทั้งแบบจาลอง (whole model) และบันทึกผลลัพธ์ในทุกช่วงการคานวณ เพื่อให้ สามารถนาข้อมูลไปใช้ในการสร้างแผนภาพแสดงการกระจายตัวของค่าต่าง ๆ (contour plot) และใช้วิเคราะห์ตาแหน่งวิกฤติที่เกิดขึ้นระหว่างกระบวนการ Thermal Cycling ได้ อย่างต่อเนื่อ งตลอดการจาลอง นอกจากนี้ การกาหนด Field Output แยกตามแต่ ละ ขั้นตอนการวิเคราะห์ยังช่ว ยให้สามารถเลื อ กใช้งานข้ อมูล เฉพาะช่ว งที่ ต้อ งการในการ วิเคราะห์และเปรียบเทียบผลลัพธ์ได้อย่างเหมาะสม ดังแสดงในรูปที่ 3.31 53 รูปที่ 3.31 การตั้งค่า Field Output สาหรับการจาลอง Thermal Cycling 4) การกาหนดและจัดการการบันทึกผลลัพธ์ตามเวลา/ลาดับขั้น (History Output Requests Manager) ในการกาหนดผลลัพธ์แบบบัน ทึกตามเวลา ได้ตั้งค่าในเมนู History Output Requests Manager เพื่อบันทึกข้อมูลการเปลี่ยนแปลงของตัวแปรสาคัญในระหว่างการวิเคราะห์ ณ จุด หรือบริเวณที่สนใจของแบบจาลอง เพื่อใช้ในการติดตามพฤติกรรมของโครงสร้างตลอด กระบวนการ Thermal Cycling ในการศึกษานี้ได้กาหนดให้บัน ทึกผลลัพธ์แบบ History Output ครอบคลุมทั้งแบบจาลอง (whole model) โดยเลือกบันทึกค่าที่เกี่ยวข้องกับแรง และปฏิกิริยารองรับ การกระจัดของโครงสร้าง ตัวแปรด้านพลังงาน ตัวแปรความเสียหาย ของวัสดุ รวมถึงผลลัพธ์ด้านความร้อน เช่น การเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิของแบบจาลองใน ระหว่างการวิเคราะห์ ข้อมูลดังกล่าวถูกบันทึกตลอดขั้นตอนการคานวณ เพื่อให้สามารถ นาไปสร้างกราฟแสดงความสัมพันธ์ของตัวแปรกับเวลา และใช้วิเคราะห์พฤติกรรมของ โครงสร้างในแต่ละช่วงของการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิได้อย่างต่อเนื่อง ดังแสดงในรูปที่ 3.31 54 รูปที่ 3.32 การตั้งค่า History Output สาหรับการจาลอง Thermal Cycling 3.7.3 การกาหนดปฏิสัมพันธ์ระหว่างชิ้นส่วน (หรือพื้นผิว) ในแบบจาลอง (Interaction) ตัว จัดการข้อจากัด (Constraint Manager) ในการกาหนดปฏิสัมพันธ์ของแบบจาลอง ได้ใช้เมนู Constraint Manager ภายในโปรแกรม Abaqus เพื่อสร้างเงื่อนไขการเชื่อมโยงการเคลื่อนที่ระหว่างส่วนต่าง ๆ ของแบบจาลองให้สามารถ ถ่ายโอนแรงและการเคลื่อนที่ได้อย่างต่อเนื่องและสมจริง โดยในการศึกษานี้ได้กาหนดเงื่อนไขใน รูปแบบ MPC Constraint (Multi-Point Constraint) สาหรับควบคุมความสัมพันธ์ของการเคลื่อนที่ ระหว่างชุดโหนดที่เชื่อมต่อกัน Constraint ที่ใช้ถูกกาหนดเป็นชนิด MPC Type: Beam ซึ่งเป็นการ กาหนดความสัมพันธ์ของการเคลื่อนที่และการหมุนระหว่างโหนดควบคุม (Control point) และชุด โหนดที่เชื่อมต่อ (Secondary nodes) ให้มีพฤติกรรมสอดคล้องกับการเชื่อมต่อแบบคาน ทาให้การ ถ่ายโอนแรง โมเมนต์ และการเคลื่อนที่ระหว่างส่วนประกอบที่เชื่อมต่อกันเกิดขึ้นอย่างต่อเนื่อง ไม่เกิด การเคลื่อนที่แยกออกจากกันบริเวณรอยต่อ การใช้ MPC Constraint ลักษณะดังกล่าวช่วยลดปัญหา การกระจายแรงหรือการเคลื่อนที่ที่ไม่ต่อเนื่องบริเวณตาแหน่งเชื่อมต่อ และช่วยให้แบบจาลองมี พฤติกรรมใกล้เคียงกับโครงสร้างจริง โดยเฉพาะในการวิเคราะห์ที่มีการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิซ้าใน กระบวนการ Thermal Cycling ซึ่งอาจก่อให้เกิดการเปลี่ยนแปลงการกระจัดและความเค้นสะสมใน บริเวณรอยต่อของโครงสร้าง นอกจากนี้ การใช้ Constraint ในลักษณะนี้ยังช่วยลดความซับซ้อนของ การกาหนดเงื่อนไขขอบเขตในแบบจาลอง และช่ว ยเพิ่มเสถีย รภาพของการคานวณในระหว่าง กระบวนการวิเคราะห์อีกด้วย ดังแสดงในรูปที่ 3.32 55 รูปที่ 3.33 การกาหนดค่า Constraint ของแบบจาลองในการจาลอง Thermal Cycling 3.7.4 แรงกระทา (Load) การกาหนดค่าตั้งต้นให้กับแบบจาลองก่อนเริ่มการวิเคราะห์ (Predefined Field Manager) ในการจาลองกระบวนการ Thermal Cycling ภายในโปรแกรม Abaqus ได้กาหนดเงื่อนไขอุณหภูมิ ของแบบจาลองโดยใช้เมนู Predefined Field Manager เพื่อกาหนดค่าอุณหภูมิที่กระทาต่อชิ้นงาน ตามช่วงเวลาที่ต้องการ แทนการคานวณการถ่ายเทความร้อนโดยตรง ทาให้สามารถควบคุมเงื่อนไข อุณหภูมิของชิ้นงานในแต่ละขั้นตอนการวิเคราะห์ได้อย่างชัดเจนและสอดคล้องกับเงื่อนไขการทดสอบ ที่กาหนด ในขั้นตอน Initial ได้กาหนดให้อุณหภูมิเริ่มต้นของแบบจาลองมีค่าเท่ากับอุณหภูมิอ้างอิง เพื่อใช้เป็นสภาวะตั้งต้นของการวิเคราะห์ จากนั้นในแต่ละขั้นตอนของการจาลองได้สร้าง Predefined Field ประเภท Temperature เพื่อกาหนดการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิของชิ้นงานในแต่ ละช่วงของกระบวนการ Thermal Cycling การกาหนดค่าอุณหภูมิใช้รูปแบบการระบุค่าโดยตรง (Direct specification) และกาหนดให้ค่าอุณหภูมิคงที่ภายในบริเวณที่เลือก (Constant through region) โดยกาหนดพื้นที่ที่ได้รับอุณหภูมิครอบคลุมบริเวณของชิ้นงานที่ต้องการวิเคราะห์ทั้งหมด พร้อมทั้งใช้ Amplitude แบบ Ramp เพื่อให้อุณหภูมิเพิ่มหรือลดลงอย่างต่อเนื่องตามเวลาในแต่ละ ขั้นตอนการวิเคราะห์ การตั้งค่าดังกล่าวช่วยให้การเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิของแบบจาลองเกิดขึ้นอย่าง ต่อเนื่องในแต่ละช่วงของการจาลอง ทาให้สามารถศึกษาพฤติกรรมของโครงสร้างภายใต้การ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบเป็นรอบได้อย่างสอดคล้องกับเงื่อนไขการทดสอบจริง ดังแสดงในรูปที่ 3.33 และรูปที่ 3.34 56 รูปที่ 3.34 กาหนดค่า Predefined Field load แต่ละช่วงของ Thermal cycling รูปที่ 3.35 การกาหนดค่าอุณหภูมิในแต่ละช่วงของรอบการจาลอง Thermal Cycling 3.8 การวิเคราะห์การสั่นสะเทือนของโครงสร้าง (Vibration analysis) ในการวิเคราะห์การสั่นสะเทือนของโครงสร้าง (Vibration Analysis) โดยเฉพาะในกรณีของ ชิ้นงานที่ต้องเผชิญกับสภาวะการสั่นสะเทือนจากจรวดขณะขนส่งและปล่อยขึ้นสู่อวกาศ ดังรูปที่ 3.35 ซึ่งมีช่วงความถี่ของการกระตุ้นอยู่ในช่วงประมาณ 20–2000 Hz การวิเคราะห์เชิงโหมด (Modal Analysis) จึงมีความจาเป็นอย่างยิ่ง เพื่อใช้ในการศึกษาความถี่ธรรมชาติ (Natural Frequency) และ ลักษณะการสั่นของโครงสร้างในแต่ละโหมด (Mode Shape) การทราบคุณลักษณะดังกล่าวช่วยให้ สามารถประเมินความเสี่ยงของการเกิดปรากฏการณ์เรโซแนนซ์ (Resonance) ซึ่งอาจนาไปสู่ความ เสียหายหรือความล้มเหลวของชิ้นงานได้ ดังนั้น ผลลัพธ์จาก Modal Analysis จึงถูกนามาใช้เป็น ข้อมูลพื้นฐานในการออกแบบและปรับปรุงโครงสร้าง เพื่อให้ความถี่ธรรมชาติของชิ้นงานไม่สอดคล้อง กับย่านความถี่ของแรงกระตุ้นที่เกิดขึ้นระหว่างการขนส่งและการทางานของจรวด 57 รูปที่ 3.36 Falcon 9 ในการจาลองการสั่นสะเทือน ชิ้นงานถูกกาหนดให้อยู่ในสภาพพับเก็บ เพื่อจาลองสภาวะจริง ของการจัดเก็บระหว่างการขนส่งขึ้นสู่วงโคจร ซึ่งเป็นสภาวะที่โครงสร้างต้องเผชิญกับแรงกระตุ้นจาก การสั่นสะเทือนของจรวด ในโปรแกรม Abaqus ได้กาหนดให้กระบวนการพับเก็บของชิ้นงานเกิดขึ้น 3.8.1 ขั้นตอน (Step) ในขั้นตอนการวิเคราะห์ขั้นแรก (Step-1) โดยใช้การวิเคราะห์แบบ Static ,General ดังรูปที่ 3.36 เพื่อให้โครงสร้างเปลี่ยนรูปจนอยู่ในตาแหน่งพับตามที่ต้องการ พร้อมทั้งมีการกาหนดเงื่อนไขขอบเขต การสัมผัสระหว่างผิว (Contact interaction) และพารามิเตอร์ที่เกี่ยวข้องอื่น ๆ ให้สอดคล้องกับ สภาวะจริงดังแสดงในภาพ จากนั้นสภาพการเปลี่ยนรูปและสถานะความเค้นที่ได้จาก Step-1 จะถูก นาไปใช้เป็นสภาวะเริ่มต้นสาหรับการวิเคราะห์เชิงโหมดในขั้นตอนถัดไป เพื่อประเมินความถี่ ธรรมชาติและลักษณะการสั่นของโครงสร้างภายใต้สภาวะพับเก็บ รูปที่ 3.37 Step Manager ในส่วนของการกาหนดขั้นตอนการวิเคราะห์ (Step และ Step Manager) ได้เลือกใช้การ วิเคราะห์แบบ Frequency Step สาหรับการทา Modal Analysis ซึ่งเป็นการวิเคราะห์เชิงเส้นเพื่อ หาค่าความถี่ธรรมชาติของโครงสร้าง โดยในการวิเคราะห์นี้ได้กาหนดย่านความถี่ที่สนใจอยู่ในช่วง 20–2000 Hz ดังรูปที่ 3.37 เพื่อให้สอดคล้องกับสภาวะการสั่นสะเทือนที่เกิดขึ้นระหว่างการขนส่ง 58 ด้วยจรวด ผลลัพธ์ที่ได้จากการวิเคราะห์ประกอบด้วยค่าความถี่ธรรมชาติของชิ้นงาน และลักษณะการ เปลี่ยนรูปของโครงสร้างในแต่ละโหมดการสั่น (Mode Shape) ซึ่งใช้เป็นข้อมูลพื้นฐานในการประเมิน พฤติกรรมการสั่นสะเทือนของชิ้นงาน รูปที่ 3.38 การกาหนดความถี่ให้สอดคล้องกับสภาวะการสั่นสะเทือนระหว่างการขนส่ง จากนั้นกาหนด Time period, maximum number of increment, Initial increment, Minimum Increment size, และ Maximum Increment ดังรูปที่ 3.38 รูปที่ 3.39 Setting ของ History Output ในการหาค่าที่ต้องการวิเคราะห์ Modal 59 เมื่อได้ความถี่ธรรมชาติในแต่ละ Mode จากการทา Modal step จะนาผลลัพธ์ที่ได้ มาวิเคราะห์หา ความเค้นในวัสดุต่อใน Random response step โดยกาหนด PSD input ดังรูปที่ 3.39 รูปที่ 3.40 การตั้ง PSD input 3.8.2 การกาหนดและจัดการผลลัพธ์ที่แสดงเป็นการกระจายตัวในโมเดล (Field Output Requests Manager) กาหนดค่าต้องการให้ Abaqus บันทึกผลลัพธ์แบบ Field output อะไรบ้างในแต่ละ Step เช่น สนามความเค้น (S), ความเครียด (E), ระยะกระจัด (Displacement), ตัวแปรความเสียหายของ Hashin Damage และตัวแปรเชิงความร้อนอื่น ๆ ดังรูปที่ 3.40 โดยในงานนี้ตั้งให้ Field output ถูก บันทึก “ทุก Increments ที่คานวณผลลัพธ์” เพื่อให้สามารถสร้าง contour plot และตรวจสอบ ตาแหน่งวิกฤติของความเค้นและดัชนีความเสียหายได้ละเอียดตลอดการทา Modal analysis การตั้ง Field output แยกตาม Step ยังช่วยควบคุมขนาดไฟล์ผลลัพธ์และเลือกเฉพาะปริมาณที่จาเป็นใช้ใน งานวิเคราะห์และเปรียบเทียบกับงานวิจัยอ้างอิง 60 รูปที่ 3.41 Setting ของ Field Output ในการหาค่าที่ต้องการวิเคราะห์ Modal 3.8.3 การกาหนดและจัดการการบันทึกผลลัพธ์ตามเวลา/ลาดับขั้น (History Output Requests Manager) กาหนดให้บันทึกข้อมูลตามเวลา ณ จุดหรือบริเวณสาคัญดังรูป 3.41 เช่น จุดเกณฑ์การ เสียหาย ใยกลางชิ้นงาน หรือจุดที่ paper ใช้วิเคราะห์ โดยในงานนี้ตั้ง History output ให้บันทึกค่า Displacement, Energy, Failure และตัวแปรความเสียหายของ Hashin ที่จุด integration point เฉพาะตาแหน่ง พร้อมกาหนดความถี่เป็นทุก Increment ให้เพียงพอสาหรับเทียบกับผลทดลองและ ผลจาก Paper การใช้ History output ทาให้สามารถอธิบายพฤติกรรมการสะสมความเค้นและการ เริ่มต้นเสียหายของคอมโพสิต ได้อย่างชัดเจน รูปที่ 3.42 การกาหนดความถี่ให้สอดคล้องกับสภาวะการสั่นสะเทือนระหว่างการขนส่ง 61 3.9 การสร้างและออกแบบแม่พิมพ์อลูมิเนียมและเทฟลอน (Design and Fabrication of Aluminum and Teflon Molds) เริ่มต้นจากการวัดขนาดชิ้นงานเทฟลอน (Teflon) ที่ได้รับ พบว่ามีเส้นผ่านศูนย์กลางโตกว่า ขนาดที่กาหนดไว้ในการออกแบบ จากนั้นจึงทาการตัดชิ้นงานให้ได้ความยาวตามที่ต้องการ โดยใน กรณีของกลุ่มผู้จัดทากาหนดความยาวชิ้นงานเท่ากับ 150 มิลลิเมตร ทั้งนี้ ชิ้นงานเดิมมีเส้นผ่าน ศูนย์กลางประมาณ 31 มิลลิเมตร ขณะที่ขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางที่ต้องการใช้งานคือ 29.8 มิลลิเมตร ดังนั้นจึงได้ดาเนินการกลึงผิวด้านนอกของชิ้นงานเพื่อลดขนาดเส้นผ่านศูนย์กลางให้เป็นไปตามค่าที่ กาหนดดังรูปที่ 3.42 รูปที่ 3.43 การกลึงขึ้นรูปวัสดุ Teflon 3.10 การวิเคราะห์ความเที่ยงตรงของแม่พิมพ์อลูมิเนียมและวัสดุเทฟลอน (Dimensional Accuracy Analysis of Aluminum Molds and Teflon Materials) หลังจากที่ได้ทาการออกแบบและสร้างแม่พิมพ์อลูมิเนียมและ Teflon แล้ว จะต้องทาการวัด ความสม่าเสมอของผิวชิ้นงานโดยใช้ Dial Gauge ดังรูปที่ 3.43 และนามาบันทึกผลได้ค่าดังนี้ โดยใน ส่วนของแม่พิมพ์อลูมิเนียมจะสร้างชิ้นงาน 2 ชิ้น ตั้งชื่อชิ้นงานเป็นชิ้น A และ B และได้แบ่งช่วงในการ วัดเป็นหมายเลข 1-10 ดังรูปที่ 3.41 และในส่วนของ Teflon ได้ทาการแบ่งแนวการวัดเป็น 3 แนว คือแนว I-III และ แบ่งเป็นช่วงการในการวัดเป็นหมายเลข 1-5 ดังรูปที่ 3.44 รูปที่ 3.44 การวัดความแม่นยา 62 รูปที่ 3.45 แม่พิมพ์อลูมิเนียมชิ้นงาน A และ B จากรูปที่ 3.45 ถึงรูปที่ 3.50 แสดงผลการวัดความไม่สม่าเสมอของผิวแม่พิมพ์อลูมิเนียมสาหรับ ชิ้นงาน A และ B โดยใช้ Dial Gauge ทาการวัดในแนวกึ่งกลางของร่องชิ้นงาน และบริเวณขอบทั้ง สองด้าน ซึ่งแบ่งตาแหน่งการวัดออกเป็นด้านที่ 1–5 และ 6–10 ตามลาดับ ผลการวัดบริเวณร่อง กึ่งกลางตามแนวรัศมีความโค้งพบว่ามีค่าความคลาดเคลื่อนของผิว (Surface deviation) อยู่ในช่วง ประมาณ –0.15 ถึง –0.01 mm ดังรูปที่แสดงที่ 3.42 ซึ่งแสดงให้เห็นว่าผิวแม่พิมพ์มีค่าความต่าง ระดับรวม (Total clearance variation) ประมาณ 0.14 mm โดยค่าดังกล่าวสามารถใช้เป็นค่า ช่องว่าง (Clearance) อ้างอิงระหว่างแม่พิมพ์กับชิ้นงานในกระบวนการขึ้นรูป และใช้ประเมินความ สม่าเสมอของผิวแม่พิมพ์ก่อนการผลิตจริง รูปที่ 3.46 ผลที่วัดได้จากจุดกึ่งกลางของแม่พิมพ์ชิ้น A 63 จากรูปที่ 3.45 และ 3.46 แสดงผลการวัดค่าความคลาดเคลื่อนของผิวด้านข้างของแม่พิมพ์ A ใน ตาแหน่งที่ 1–5 และ 6–10 โดยใช้ Dial Gauge พบว่าค่าความคลาดเคลื่อนของผิว (Surface deviation) มีค่าอยู่ในช่วงประมาณ –0.005 ถึง 0 mm ซึ่งแสดงให้เห็นว่าผิวแม่พิมพ์มีความเรียบ ค่อนข้างสม่าเสมอ และมีความแตกต่างของระดับผิวเพียงเล็กน้อยเท่านั้น เมื่อพิจารณาแนวโน้มของ ค่าที่วัดได้พบว่าตาแหน่งที่ 3 มีค่าความคลาดเคลื่อนมากที่สุด แต่ยังอยู่ในช่วงที่ยอมรับได้สาหรับงาน ขึ้นรูปวัสดุคอมโพสิต ทั้งนี้ค่าความแตกต่างสูงสุดของผิวอยู่ประมาณ 0.005 mm ซึ่งบ่งชี้ว่าแม่พิมพ์มี ความแม่นยาในการผลิตอยู่ในระดับดี และไม่น่าจะส่งผลกระทบต่อคุณภาพของชิ้นงานใน กระบวนการขึ้นรูป รูปที่ 3.47 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 1-5 ของแม่พิมพ์ชิ้น A รูปที่ 3.48 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 6-10 ของแม่พิมพ์ชิ้น A จากรูปที่ 3.45 ถึงรูปที่ 3.50 แสดงผลการวัดค่าความคลาดเคลื่อนของผิวแม่พิมพ์ B โดยทาการวัด บริเวณร่องกึ่งกลางและผิวด้านข้างทั้งสองด้านด้วย Dial Gauge ผลการวัดบริเวณร่องกึ่งกลางพบว่า ค่าความคลาดเคลื่อนของผิวอยู่ในช่วงประมาณ –0.008 ถึง 0.001 mm ซึ่งแสดงให้เห็นว่าผิวบริเวณ ร่องมีความเรียบค่อนข้างสม่าเสมอ แม้จะมีความแตกต่างของระดับผิวเล็กน้อยในบางตาแหน่ง 64 สาหรับผลการวัดบริเวณผิวด้านข้างตาแหน่งที่ 1–5 พบว่าค่าความคลาดเคลื่อนอยู่ในช่วงประมาณ – 0.001 ถึง 0.003 mm และตาแหน่งที่ 6–10 อยู่ในช่วงประมาณ –0.008 ถึง 0.002 mm โดยค่า ความแตกต่างของระดับผิวรวม (Total deviation) อยู่ประมาณ 0.01 mm ซึ่งถือว่าอยู่ในเกณฑ์ที่ ยอมรับได้สาหรับการใช้งานเป็นแม่พิมพ์ขึ้นรูปวัสดุคอมโพสิต และไม่ส่งผลกระทบต่อความแม่นยา ของชิ้นงานในกระบวนการผลิต รูปที่ 3.49 ผลที่วัดได้จากจุดกึ่งกลางของแม่พิมพ์ชิ้น B รูปที่ 3.50 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 1-5 ของแม่พิมพ์ชิ้น B รูปที่ 3.51 ผลที่วัดได้จากขอบฝั่ง 6-10 ของแม่พิมพ์ชิ้น B 65 รูปที่ 3.52 Teflon หลังผ่านการกลึงปรับขนาด จากรูปที่ 3.52 ถึงรูปที่ 3.54 เป็นผลของความไม่สม่าเสมอของวัสดุ Teflon โดยจะใช้ Dial Gauge วัดในแนวด้านข้างของชิ้นงาน แบ่งเป็นด้าน I - III รูปที่ 3.53 ผลที่วัดได้แถว I ของ Teflon รูปที่ 3.54 ผลที่วัดได้แถว II ของ Teflon 66 รูปที่ 3.55 ผลที่วัดได้แถว III ของ Teflon จากผลการวัดความเที่ยงตรงของแม่พิมพ์อลูมิเนียมชิ้น A และ B รวมถึงวัสดุ Teflon พบว่าค่าความ คลาดเคลื่อนของผิวโดยรวมอยู่ในช่วงที่ยอมรับได้สาหรับกระบวนการขึ้นรูปวัสดุคอมโพสิต โดย แม่พิมพ์ชิ้น A มีค่าความแตกต่างของผิวบริเวณร่องกลางประมาณ 0.14 mm ขณะที่ผิวด้านข้างมีค่า ความคลาดเคลื่อนต่ากว่า 0.005 mm ส่วนแม่พิมพ์ชิ้น B พบว่ามีค่าความแตกต่างของผิวโดยรวม ประมาณ 0.01 mm ซึ่งแสดงถึงความสม่าเสมอของผิวที่ดีกว่าแม่พิมพ์ชิ้น A นอกจากนี้ผลการวัดวัสดุ Teflon พบว่ามีค่าความคลาดเคลื่อนของผิวอยู่ในระดับต่าและมีความสม่าเสมอในแต่ละแนวการวัด จากผลการทดลองดังกล่าวสามารถสรุปได้ว่าแม่พิมพ์และวัสดุที่ใช้มีความแม่นยาเพียงพอสาหรับการ นาไปใช้ในกระบวนการขึ้นรูปชิ้นงานคอมโพสิต และไม่ส่งผลกระทบต่อคุณภาพของชิ้นงานในเชิง โครงสร้าง 3.11 ขั้นตอนการเตรียมและประกอบชิ้นงาน Prepreg สาหรับการอบ (Preparation and Assembly Procedure of Prepreg for Curing) 3.11.1 การเตรียมวัสดุ Prepreg (Prepreg Preparation) 1. นาวัสดุ Prepreg ออกจากตู้เก็บรักษาที่อุณหภูมิ −18°C ดังรูปที่ 3.55 และพักไว้ที่ อุณหภูมิห้อง เพื่อให้วัสดุกลับสู่สภาพพร้อมใช้งาน 67 รูปที่ 3.56 Prepreg ที่อยู่ในตู้แช่เพื่อรักษาอุณหภูมิ 2. ทาการวัดและกาหนดทิศทางเส้นใยของ Prepreg ให้มี มุมเส้นใย 45° และกาหนด ความยาวชิ้นงาน 120 มิลลิเมตร 3. ตัด Release film ให้มีขนาด ใหญ่กว่า Prepreg ด้านละประมาณ 10 มิลลิเมตร เพื่อใช้เป็นชั้นกั้นบริเวณด้านที่ Prepreg สัมผัสกับ Aluminium (ลดการยึดติดหลัง การอบ) ดังรูปที่ 3.56 รูปที่ 3.57 ตัด Release film มาติดกับ Prepreg 3.11.2 การประกอบชิ้นงานก่อนการอบ (Pre-Curing Assembly) 1. เตรียมชิ้นส่วน Aluminium และจัดวาง Teflon ไว้บริเวณกึ่งกลางตามตาแหน่งที่กาหนด 2. วาง Prepreg ตามแนวยาวและทาการ พันรอบ Teflon จนได้มุม/แนววางตามที่ต้องการ 3. แปะ Release film บนผิวสัมผัสที่มีโอกาสเกิดการยึดติด เพื่อป้องกันไม่ให้ Prepreg ติดกับ Aluminium หลังการอบ ดังรูปที่ 3.57 68 รูปที่ 3.58 การพันรอบ Prepreg บน Teflon และการใช้ Release film 4. ประกบ Aluminium ให้เรียบร้อยเพื่อให้ชุดประกอบอยู่ในตาแหน่งคงที่ก่อนนาเข้าเตาอบ ดัง รูปที่ 3.58 รูปที่ 3.59 ชุดประกอบที่พร้อมนาเข้าเตาอบ 3.11.3 การอบชิ้นงาน (Curing) และการถอดชิ้นงาน (Curing and Demolding of the Specimen) 1. ก่อนนาเข้าอบ ทาการวาง ตุ้มน้าหนักบน Aluminium เพื่อช่วยกดชุดประกอบ ลดช่องว่าง และลดโอกาสที่อากาศจะแทรกเข้าไประหว่างการอบ ดังรูปที่ 3.59 69 รูปที่ 3.60 นาตุ้มน้าหนักมาวางทับชุดประกอบ 2. นาเข้าเตาอบและอบที่อุณหภูมิ 110°C เป็นเวลา 1 ชั่วโมง 30 นาที ดังรูปที่ 3.60 รูปที่ 3.61 นาชิ้นงานเข้าเตาอบ 3. ขั้นตอนหลังอบขึ้นรูปสาเร็จ พักให้ตัวชิ้นงาน เย็นตัวจนถึงอุณหภูมิห้อง ดังรูปที่ 3.61 รูปที่ 3.62 พักชิ้นงานให้เย็นตัว 70 4. แกะชิ้นงานออกจากแม่แบบ Aluminium และตรวจสอบความเรียบร้อยของชิ้นงานหลังการ ถอดแบบ ดังรูปที่ 3.62 รูปที่ 3.63 ถอด Teflon ออกจากแม่แบบ Aluminium 5. นาคัตเตอร์มาแซะชิ้นงาน Prepreg ออกจาก Teflon เพื่อให้ได้ชิ้นงานที่เสร็จสมบูรณ์ ดังรูปที่ 3.63 รูปที่ 3.64 ถอด Prepreg ออกจาก Teflon 3.12 การทดสอบ Bending Test แบบ Three point bending (Three-Point Bending Test (Flexural Test)) การทดสอบการดัดงอแบบสามจุด (Three-point bending test) ดาเนินการเพื่อเก็บข้อมูล แรง (Force) และการกระจัด (Displacement) สาหรับนาไปวิเคราะห์พฤติกรรมเชิงกลของวัสดุ โดย การทดสอบเป็ น ไปตามมาตรฐาน ASTM D790 ใช้ ระยะช่ ว งพาด (span length) เท่า กั บ 100 มิลลิเมตร หัวกดและแท่นรองรับ (support) เป็นแบบทรงกระบอก มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 6 มิลลิเมตร เพื่อลดความเข้มข้นของความเค้นเฉพาะจุดระหว่างการทดสอบ 71 ชิ้นงานทดสอบถูกวางบนแท่นรองรับทั้งสองด้านให้มีตาแหน่งสมมาตร และจัดแนวให้หัวกด อยู่กึ่งกลางของช่วงพาด จากนั้นทาการเพิ่มแรงกดในแนวดิ่งด้วยอัตราคงที่ตามที่กาหนดในมาตรฐาน จนกระทั่งชิ้นงานเกิดการเสียรูปหรือแตกหัก ระบบทดสอบทาการบันทึกค่าแรงและการกระจัดอย่าง ต่อเนื่องตลอดการทดสอบ เพื่อนาข้อมูลที่ได้ไปใช้ในการวิเคราะห์พฤติกรรมการดัดงอและลักษณะ การรับแรงของวัสดุ ดังรูปที่ 3.64 และรูปที่ 3.65 รูปที่ 3.65 การเตรียมชิ้นงานก่อนการทดสอบ รูปที่ 3.66 การทดสอบชิ้นงานโดยการกด 72 บทที่ 4 ผลการทดลอง 4.1 การเปรียบเทียบความแข็งแกร่งของโครงสร้างระหว่างรุ่นเดิมและรุ่นใหม่ (Comparison of Structural Stiffness Between Old and New Models) ก่อนทีจ่ะทาการอบขึ้นรูป Prepreg คณะผู้วิจัยได้ทาการออกแบบตัวบานพับโดยอ้างอิงค่า Parameters จากโมเดลตลับเมตรและลอง Simulation ในหลายๆเมลเดลเพื่อเปรียบเทียบว่า Parameter ตัวไหนส่งผลต่อ Stiffness และ Stress บ้าง ซึง่ โมเดลที่ผ่านเกณฑ์จะกาหนดให้มีขนาด ความหนาอยู่ที่ 0.15 มิลลิเมตร และใช้มุมโค้งที่ 120° แต่หลังจากที่ได้อบขึ้นรูปแล้วทาการวัดชิ้นงาน พบว่าขนาดชิ้นงานจริงมีความหนาอยู่ที่ 0.346 มิลลิเมตร ทางคณะผู้วิจัยจึงได้ทาการออกแบบชิ้นงาน ใหม่โดยจะมีความโค้งอยู่ที่ 60° เพื่อให้มีค่า Stiffness (K) ใกล้เคียงกับเอกสารอ้างอิง Mobrem and Adams (2009) [23] รวมถึงเปรียบเทียบค่า K เพื่อที่จะบ่งชี้ถึงการส่งผลของความหนาและมุมโค้งที่มี ต่อค่า Stiffness รูปที่ 4.1 Finite Element Results (thickness = 0.15 มิลลิเมตร , Angle = 160°) 73 รูปที่ 4.2 Moment – Rotation Angle Graph (thickness = 0.15 มิลลิเมตร , Angle = 160°) รูปที่ 4.3 Finite Element Results (thickness = 0.346 มิลลิเมตร , Angle = 60°) รูปที่ 4.4 Moment – Rotation Angle Graph (thickness = 0.346 มิลลิเมตร , Angle = 60°) 74 จากรูป 4.1 - 4.2 จะสังเกตุได้ว่า บริเวณช่วงเริ่มต้น (ช่วงมุมประมาณ 0 - 0.338°) มีลักษณะ เป็นเส้นตรง ซึ่งสะท้อนพฤติกรรมเชิงเส้นแบบยืดหยุ่นของชิ้นงานโดยยังไม่เกิดการเสียรูปแบบไม่เชิง เส้นหรือการโก่งตัว (buckling) เมื่อคิดค่า K ออกมาแล้วจะได้ค่าอยู่ที่ 0.322 N.m / degree และใน รูป 4.3 - 4.4 จะสังเกตุได้ว่าไม่มีการเกิด Bucking สาเหตุเกิดจาก มุมโค้งที่มีค่าน้อยเกินไปทาให้ ชิ้นงานยังคงมีความแข็งแกร่งเชิงโครงสร้างเพียงพอ 4.2 ผลลัพธ์ของการออกแบบแบบจาลองและการประเมินความแข็งแกร่ง (Results of Model Design and Stiffness Evaluation) จากผลการจาลอง (Simulation) ดังรูปที่ 4.5 – 4.7 พบว่าการกระจายตัวของความเค้นบน แบบจาลองมีความไม่ส ม่าเสมอตลอดทั้งชิ้นงาน โดยความเค้นสูงสุดอยู่บริเวณส่วนโค้ง ซึ่งเป็น ตาแหน่งที่โครงสร้างรับภาระการดัดร่วมกันมากที่สุด ในขณะที่บริเวณปลายแขนทั้งสองข้างมีระดับ ความเค้นที่ต่ากว่าอย่างชัดเจน พฤติกรรมดังกล่าวแสดงให้ เห็นว่าการเสียรูปและการรับแรงหลักของ ชิ้นงาน จะเกิดขึ้นที่บริเวณส่วนโค้ง นอกจากนี้ เมื่อนาค่าความเค้นสูงสุดที่เกิดขึ้นในแบบจาลอง (Simulation) มาเปรี ย บเที ย บกั บ ขี ด จากั ด ความแข็ ง แรงทางกลของวั ส ดุ ค อมโพสิ ต (Material Strength) จะสรุปได้ดังนี้ จากรูปที่ 4.5 จะสังเกตุได้ว่า ความเค้นดึงสูงสุดที่เกิดตามแนวเส้นใยหลัก (S11) มีค่าที่ 741.6 MPa ซึ่งมีค่าน้อยกว่า ค่าความต้านทานแรงดึงสูงสุดของวัสดุ (Tensile Strength 0°) ที่มีค่าอยู่ที่ 817 MPa รูปที่ 4.5 Finite Element Results S11 จากรูปที่ 4.6 จะสังเกตุได้ว่าความเค้นดึงสูงสุดที่เกิด ในแนวตั้งฉากกับเส้นใยหลัก (S22) มี ค่าที่ 738.2 MPa ซึ่งมีค่าน้อยกว่า ค่าความต้านทานแรงดึงสูงสุดของวัสดุ (Tensile Strength 90°) ที่ มีค่าอยู่ที่ 835 MPa 75 รูปที่ 4.6 Finite Element Results S22 จากรูปที่ 4.7 จะสังเกตุได้ว่าความเค้นเฉือนสูงสุดที่เกิดในระนาบของแผ่นผ้า (S12) มีค่าที่ 106.9 MPa ซึ่งมีค่าน้อยกว่า ความต้านทานแรงเฉือนของวัสดุ (In-Plane Shear Strength) ที่มีค่า อยู่ที่ 128.2 MPa รูปที่ 4.7 Finite Element Results S12 จากผลการวิเคราะห์ดังกล่าว สามารถประเมินได้ว่า ชิ้นงานจะสามารถรับภาระแรงดัดที่ กาหนดได้โดยไม่เกิดการแตกหัก เนื่องจากค่าความเค้นที่เกิดขึ้นยังอยู่ภายใต้ขีดจากัดของวัสดุ จากกราฟผลการวิเคราะห์ที่แสดงในรูปที่ 4.8 พบว่า ในช่วง pre-buckling ค่าที่นามาใช้ใน การคานวณประกอบด้ ว ยค่า Moment เท่ากับ 2,540 N·mm และค่า Rotation angle เท่า กั บ 1.009° เมื่อนาค่าดังกล่าวมาคานวณหาค่าความแข็งเชิงมุม (K) จะได้ค่าเท่ากับ 2.518 N·m/degree ซึ่งมีค่าใกล้เคียงกับผลการทดลองของ Mobrem and Adams (2009) [23] ที่รายงานค่าความแข็ง เชิงมุมไว้ที่ 2.32 N·m/degree แสดงให้เห็นว่าผลการวิเคราะห์มีความสอดคล้องกับงานอ้างอิงใน ระดับที่น่าพอใจ นอกจากนี้ ยังพบว่าค่า Maximum stress ของแบบจาลองมีค่าประมาณ 738.2 MPa ซึ่ง เมื่อเปรีย บเที ย บกับ ข้อ มู ล จากเอกสารอ้างอิง DT806 Resins Versatile Low Viscosity Epoxy 76 Matrices [30] ที่ระบุค่าความเค้นที่ยอมรับได้ไว้ที่ 835 MPa จะเห็นได้ว่าค่าความเค้นที่เกิดขึ้นยังไม่ เกินขีดจากัดของวัสดุ จึงสามารถพิจารณาได้ว่าแบบจาลองมีความเหมาะสมและยังอยู่ในเกณฑ์ที่ ปลอดภัยต่อการใช้งาน รูปที่ 4.8 Moment - Rotation Angle Graph 4.3 ผลลัพธ์ของ Tape Spring Hinge ในวัฎจักรความร้อน (Result of Thermal cycling) ผลการจาลองแสดงการกระจายตัวของความเค้นในแต่ละทิศทางของชิ้นงานภายใต้ การ ทดสอบ Thermal Cycling โดยรูปที่ 4.9 แสดงความเค้นปกติในทิศทาง S11 ซึ่งพบว่าค่าความเค้น สูงสุดเกิดขึ้นบริเวณด้านในของชิ้นงานในตาแหน่งที่มีความโค้งสูงและเกิดการดัดมากที่สุด ขณะที่ บริเวณอื่นมีค่าความเค้นต่ากว่าอย่างชัดเจน ในรูปที่ 4.10 แสดงความเค้นปกติในทิศทาง S22 ซึ่งมีลักษณะการกระจายคล้ายคลึงกับ S11 โดยค่าความเค้นสูงยังคงกระจุกตัวบริเวณด้านในของโครงสร้าง แสดงถึงการรับแรงในทิศทางตั้งฉากที่ สอดคล้องกับการเปลี่ยนรูปของชิ้นงานจากอิทธิพลของอุณหภูมิ ส่วนรูปที่ 4.11 แสดงความเค้นเฉือน S12 ซึ่งพบว่าค่าความเค้นมีการกระจายตัวในลักษณะที่ แตกต่างออกไป โดยมีค่าสูงในบางบริเวณที่เกิดการเปลี่ยนแปลงเชิงเรขาคณิตและการบิดตัวของ โครงสร้าง อย่างไรก็ตาม ค่าความเค้นเฉือนโดยรวมมีค่าน้อยกว่าความเค้นปกติในทิศทาง S11 และ S22 โดยสรุป ความเค้นในทั้งสามทิศทางมีแนวโน้มกระจุกตัวในบริเวณด้านในของชิ้นงานซึ่งเป็น ตาแหน่งที่เกิดการเปลี่ยนรูปมากที่สุด สะท้อนให้เห็นถึงพฤติกรรมการตอบสนองของโครงสร้างต่อการ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบวัฏจักร และเป็นตาแหน่งที่มีความสาคัญต่อการพิจารณาความแข็งแรงของ ชิ้นงาน 77 รูปที่ 4.9 Result Stress S11 รูปที่ 4.10 Result Stress S22 รูปที่ 4.11 Result Stress S12 จากผลการจาลอง Thermal Cycling พบว่าความเค้น S11 และ S22 ดังรูปที่ 4.12 และ 4.13 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤตมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วในช่วงเริ่มต้นเมื่ออุณหภูมิสูงขึ้น เนื่องจาก การขยายตัวทางความร้อนของวัสดุที่ถูกจากัดโดยเงื่อนไขขอบเขตและรูปทรงของโครงสร้าง ส่งผลให้ เกิดการสะสมความเค้นภายในอย่างรวดเร็ว จากนั้นเมื่ออุณหภูมิถึงค่าสูงสุด ความเค้น จะเข้าสู่สภาวะ คงที่ซึ่งบ่งชี้ว่าโครงสร้างเกิดสมดุลระหว่างการขยายตัวและข้อจากัดเชิงโครงสร้าง และเมื่ออุณหภูมิ ลดลง ความเค้นจะลดลงตามลาดับเนื่องจากการหดตัวของวัสดุ อย่างไรก็ตามแนวโน้มดังกล่าวอาจไม่ กลับสู่ค่าเริ่มต้นอย่างสมบูรณ์ในบางกรณี อันเนื่องมาจากพฤติกรรมไม่เชิงเส้นของวัสดุหรือการสะสม ความเค้นตกค้าง (Residual Stress) ในขณะเดียวกัน ความเค้นเฉือน S12 ดังรูปที่ 4.14 แสดง พฤติกรรมที่ผันผวนในช่วงเริ่มต้น ซึ่งเกิดจากการกระจายตัวของการเสียรูปที่ไม่สม่าเสมอ โดยเฉพาะ 78 ในบริเวณที่มีความโค้งหรือมีการเปลี่ยนแปลงทางเรขาคณิต ส่งผลให้เกิดการเลื่อนตัวภายในโครงสร้าง เมื่ออุณหภูมิเพิ่มขึ้นจนถึงช่วงคงที่ ความเค้นเฉือนจะมีแนวโน้มเสถียรมากขึ้น ก่อนจะเปลี่ยนแปลง ตามรอบของอุณหภูมิในลักษณะซ้าไปมา พฤติกรรมโดยรวมดังกล่าวสะท้อนให้เห็นถึงการตอบสนองของโครงสร้างต่อการขยายตัวและ หดตัวจากความร้อนแบบวัฏจักร ซึ่งก่อให้เกิดการเปลี่ยนแปลงของความเค้นทั้งในแนวปกติและแนว เฉือนในแต่ละรอบของการใช้งาน โดยเฉพาะในตาแหน่งจุดวิกฤตที่มีการกระจายความเค้นสูง และมี แนวโน้มส่งผลต่อความเสถียรของโครงสร้างเมื่อมีการใช้งานซ้าเป็นจานวนรอบมากในระยะยาว รูปที่ 4.12 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S11 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling รูปที่ 4.13 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S22 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling 79 รูปที่ 4.14 ความสัมพันธ์ระหว่างอุณหภูมิและความเค้น S12 ณ ตาแหน่งจุดวิกฤต ภายใต้การทดสอบ Thermal Cycling ความเสียหายแบบฮาชิน (Hashin Damage) ผลการวิเคราะห์ภายใต้สภาวะการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบวัฏจักร (Thermal Cycling) แสดงให้เห็นว่าโครงสร้าง Tape Spring Hinge สามารถรองรับการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิได้โดยยังไม่ เกิดความเสียหายเชิงโครงสร้างในระดับวิกฤติ โดยการประเมินความเสียหายของวัสดุได้พิจารณาตาม เกณฑ์ Hashin Damage ซึ่งครอบคลุมรูปแบบความเสียหายของวัสดุเชิงประกอบทั้งหมด 4 รูปแบบ ได้แก่ ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงอัดและแรงดึง รวมถึงความเสียหายของเส้นใยภายใต้ แรงอัดและแรงดึง ผลการวิเคราะห์พบว่า ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงอัด (Matrix Compression Damage) ดังรูป 4.15 มี การกระจุกตัวในบางตาแหน่งของบริเวณโค้งด้านในของโครงสร้าง ซึ่งเป็นบริเวณที่เกิดการเปลี่ยนรูป มากที่สุดระหว่างการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ อย่างไรก็ตาม ค่าดัชนีความเสียหายสูงสุดยังต่ากว่าค่าที่ บ่งชี้การเริ่มต้นความเสียหาย ในส่วนของ ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงดึง (Matrix Tension Damage) ดังรูป 4.16 พบการ กระจายตัวของค่าความเสียหายในบริเวณเดียวกัน แต่มีการกระจายตัวกว้างขึ้นตามพื้นที่ที่เกิดการดัด งอของโครงสร้าง โดยค่าที่เกิดขึ้นยังไม่ถึงระดับที่ก่อให้เกิดการล้มเหลวของชั้นวัสดุ สาหรับ ความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงอัด (Fiber Compression Damage) ดังรูป 4.17 พบค่า ความเสียหายในระดับต่าและกระจายตัวเฉพาะบางตาแหน่งที่มีการเปลี่ยนรูปสูง แสดงให้เห็นว่าเส้น ใยยังคงสามารถรองรับแรงที่เกิดขึ้นได้โดยไม่เกิดการเสียหายอย่างมีนัยสาคัญขณะที่ ความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงดึง (Fiber Tension Damage) ดังรูป 4.18 พบการ กระจุกตัวของค่าความเสียหายในตาแหน่งที่เกิดการดัดงอสูงสุดของชิ้นงาน แต่ค่าดัชนีความเสียหาย ยังต่ากว่าค่าที่บ่งชี้การเริ่มต้นการแตกหักของเส้นใย โดยภาพรวม ผลการจาลองแสดงให้เห็นว่าค่า 80 ความเสียหายของวัสดุทั้งสี่รูปแบบยังไม่ถึงเกณฑ์ที่ทาให้เกิดการล้มเหลวของโครงสร้างภายใต้เงื่อนไข Thermal Cycling ที่กาหนด แสดงว่าโครงสร้างยังคงสามารถรองรับการเปลี่ยนแปลงอุณหภู มิ แบบวัฏจักรได้โดยไม่เกิดความเสียหายสะสมในระดับที่กระทบต่อการใช้งาน อย่างไรก็ตาม บริเวณที่ เกิดค่าความเสียหายสูงควรได้รับการพิจารณาในการปรับปรุงการออกแบบเพื่อเพิ่มความทนทาน สาหรับการใช้งานระยะยาวหรือในกรณีที่จานวนรอบการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิเพิ่มสูงขึ้น รูปที่ 4.15 Result Hashin Damage HSNMCCRT รูปที่ 4.16 Result Hashin Damage HSNMTCRT รูปที่ 4.17 Result Hashin Damage HSNFCCRT 81 รูปที่ 4.18 Result Hashin Damage HSNFTCRT 4.4 ผลการตอบสนองของ Tape Spring Hinge จากการสั่นสะเทือน (Result Vibration) จากการวิเคราะห์การสั่นสะเทือนแบบโมดัล (Modal Analysis) สามารถหาค่าความถี่ ธรรมชาติของโครงสร้างในแต่ละโหมดการสั่น (Natural Frequency) รวมถึงลักษณะการเปลี่ยนรูป ของโครงสร้างในแต่ละโหมด (Mode Shape) ได้ซึ่งข้อมูลดังกล่าวสามารถนามาใช้ในการประเมิน พฤติกรรมการสั่นสะเทือนของชิ้นงาน และตรวจสอบความเสี่ยงของการเกิดปรากฏการณ์เรโซแนนซ์ ภายใต้ย่านความถี่กระตุ้นที่กาหนด ดังตารางที่ 4.1 82 ตารางที่ 4.1 Natural frequency จากผลการวิเคราะห์พบว่า โครงสร้างมีค่าความถี่ธรรมชาติทั้งหมด 12 โหมด โดยโหมดที่ 1 เป็นโหมดพื้นฐานของโครงสร้าง (Fundamental Mode) ซึ่งมีค่าความถี่เท่ากับ 110.55 Hz ขณะที่ โหมดที่มีลาดับสูงขึ้นจะเกิดขึ้นที่ช่วงความถี่ที่สูงขึ้นตามลาดับ ผลการวิเคราะห์แสดงให้เห็นว่าค่าความถี่ธรรมชาติของโหมดพื้นฐานมีค่ามากกว่า 35 Hz ซึ่ง เป็นไปตามข้อกาหนดจาก Falcon Payload User Guide ที่กาหนดให้โครงสร้างต้องมีค่าความถี่ ธรรมชาติไม่น้อยกว่า 35 Hz จากการวิเคราะห์การสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration Analysis) พบว่าการ ตอบสนองของโครงสร้างในรูปแบบ Power Spectral Density (PSD) มีค่าสูงสุดที่ความถี่ประมาณ 1000 Hz ตามแนวแกน Z ซึ่งแสดงให้เห็นว่าโครงสร้างเกิดการขยายการสั่นสะเทือน (dynamic amplification) สูงสุดที่ความถี่ดังกล่าว อันเนื่องมาจากความถี่นี้มีความสอดคล้องกับ ความถี่ ธรรมชาติ (natural frequency) ของโครงสร้างบางโหมด ดังรูปที่ 4.19 83 รูปที่ 4.19 สัญญาณการตอบสนองของชิ้นงาน (PSD Response) นอกจากนี้ พบการตอบสนองสูงสุด (Peak) ที่ช่วงความถี่ประมาณ 1,150–1,200 Hz ซึง่ สอดคล้องกับโหมดการสั่นสะเทือนลาดับที่สูงขึ้นของโครงสร้าง ในขณะที่ช่วงความถี่ต่ากว่า 800 Hz พบว่าโครงสร้างมีการตอบสนองค่อนข้างต่า แสดงให้เห็นว่าไม่มีการสั่นพ้อง (Resonance) ที่ นัยสาคัญในชิ่งความถี่ดังกล่าว สาหรับการวิเคราะห์ความเค้นที่เกิดขึ้นจากการทดสอบการสั่นสะเทือนแบบสุ่ม และ mode shape ของ1 Natural frequency ทั้ง 12 mode ดังแสดงในรูปที่ 4.20 ถึงรูปที่ 4.31 ซึง่ เมื่อพิจารณาความเค้นในช่วงความถี่ที่เกิด Resonanceตามมาตรฐาน DT806 (Resins Versatile Low Viscosity Epoxy Matrices) พบว่าค่าความเค้นดังกล่าวไม่เกินขีดจากัดความแข็งแรงที่กาหนด ได้แก่ Tensile Strength (0°) ไม่เกิน 817 MPa Tensile Strength (90°) ไม่เกิน 835 MPa In-Plane Shear Strength ไม่เกิน 128.2 MPa ผลการทดสอบจึงสรุปได้ว่า โครงสร้างมีความแข็งแรงเพียงพอและเป็นไปตามเกณฑ์มาตรฐาน รูปที่ 4.20 mode shape 1 84 รูปที่ 4.21 mode shape 2 รูปที่ 4.22 mode shape 3 รูปที่ 4.23 mode shape 4 รูปที่ 4.24 mode shape 5 รูปที่ 4.25 mode shape 6 85 รูปที่ 4.26 mode shape 7 รูปที่ 4.27 mode shape 8 รูปที่ 4.28 mode shape 9 รูปที่ 4.29 mode shape 10 รูปที่ 4.30 mode shape 11 86 รูปที่ 4.31 mode shape 12 จากผลวิเคราะห์ความเค้นเนื่องจากการสั่นสะเทือนแบบสุ่มพบว่าค่าความเค้นสูงสุดเกิดที่ mode 1 ตามแนวการสั่นสะเทือนในแกน z ได้แก่ ตามรูปที่ 4.20 : Tensile Strength (0°) เท่ากับ 517.2 MPa Tensile Strength (90°) เท่ากับ 512.3 MPa In-Plane Shear Strength เท่ากับ 233.1 MPa ผลการทดสอบจึงสรุปได้ว่า โครงสร้างมีความแข็งแรงเพียงพอและเป็นไปตามเกณฑ์มาตรฐาน 4.5 การบีบอัดแบบทดลองของบานพับสปริงเทป (Experimental Compression of Tape Spring Hinge) จากการใช้เครื่อง Tensile ในการทดสอบการดัดแบบ 3 Point Bending และการทดสอบ โดยการจาลองแบบ Manual โดยใช้เครื่องชั่งสปริงในการจาลองแรงดัดและการกระจัด ดังรูป 4.32 และ 4.33 จะได้กราฟความสัมพันธ์ระหว่างแรงดัดและการกระจัด ดังรูปที่ 4.34 แสดงให้เห็นว่า ในช่วงต้นแรงเพิ่มขึ้นตามการกระจัดอย่างต่อเนื่อง ซึ่งเป็นพฤติกรรมในช่วงยืดหยุ่นของวัสดุ เมื่อการ กระจัดเพิ่มขึ้นถึงระดับหนึ่ง แรงดัดมีค่าสูงสุด แสดงถึงขีดความสามารถในการรับแรงดัดของวัสดุ หลังจากนั้นแรงที่วัดได้มีแนวโน้มลดลงแม้ว่าการกระจัดยัง คงเพิ่มขึ้น สะท้อนถึงการเกิดการเสียรูป ถาวรและการเริ่มเกิดรอยร้าวภายในวัสดุ นอกจากนี้ความผันผวนของค่าแรงในช่วงท้ายของกราฟบ่งชี้ ถึงการลุกลามของรอยร้าวและการแตกหักของวัสดุในระหว่างการทดสอบ ซึ่งผลจากกราฟนี้สามารถ นาไปใช้ในการวิเคราะห์พฤติกรรมการดัด การหาค่า Stiffness และลักษณะการแตกหักของวัสดุได้ อย่างเหมาะสม 87 รูปที่4.32 การทดสอบ 3 Point Bending โดยใช้เครื่อง Tensile รูปที่ 4.33 การทดสอบ 3 Point Bending แบบ Manual โดยใช้เครื่องชั่งสปริง 88 รูปที่ 4.34 กราฟการทดสอบการดัดแบบ 3 Point Bending หลังจากนั้นได้ทาการจาลอง (Simulation) การทดสอบ 3 Point Bending โดยกาหนดให้ เพลาที่ใช้ทดสอบเป็น Rigid Body ดังรูปที่ 4.35 และเมื่อนาผลของแรงและการกระจัดที่ได้มาเปรียบ กันทั้ง 3 การทดสอบ ดังรูปที่ 4.36 ผลที่ได้คือ ผลของ Simulation ได้ค่าแรงที่สูงกว่าการทดสอบ แบบใช้เครื่อง Tensile และการทดสอบโดยการจาลองแบบ Manual ซึ่งผู้วิจัยได้คาดว่าอาจเกิดจาก การกาหนดคุณสมบัติของวัสดุในแบบจาลอง (Simulation) ที่ยังไม่ได้สะท้อนถึงพฤติกรรมการเรียง ชั้น (Laminate behavior) ของวัสดุคอมโพสิตอย่างแท้จริง เช่น การจาลองแผ่นทดสอบให้เป็นวัสดุ เนื้อเดียว (Homogeneous) หรือกาหนดเป็นความหนาแบบชั้นเดียว (Single layer) ซึ่งตามทฤษฎี กลศาสตร์ของวัสดุคอมโพสิต จะส่งผลให้โปรแกรมประเมินค่าความแข็งเกร็งในการดัด (Bending Stiffness) สูงกว่าพฤติกรรมของวัสดุจริงที่มีการทอหรือซ้อนทับกันหลายชั้น รูปที่ 4.35 3 Point Bending Simulation 89 รูปที่ 4.36 กราฟการทดสอบการดัดแบบ 3 Point Bending ทั้ง 3 แบบ 90 บทที่ 5 ข้อพิจารณาในการออกแบบ 5.1 เกณฑ์และแนวคิดในการออกแบบ (Design Considerations) ในการออกแบบ Tape Spring Hinge สาหรั บ การใช้ งานในสภาวะอวกาศ จาเป็ น ต้ อ ง พิจารณาปัจจัยสาคัญหลายด้าน เพื่อให้โครงสร้างสามารถทางานได้อย่างมีประสิทธิภาพ มีความ น่าเชื่อถือ และสามารถรองรับสภาพแวดล้อมที่มีการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบวัฏจักร (Thermal Cycling) ซึ่งเป็นลักษณะสาคัญของสภาพแวดล้อมในวงโคจร Geostationary Orbit (GEO) 5.1.1 การทางาน (Functionality) บานพับต้องสามารถพับเก็บและกางออกได้ด้วยตัวเอง (self-deployable) โดยไม่ต้องใช้ พลังงานจากภายนอก ซึ่งอาศัยคุณสมบัติของวัสดุคอมโพสิตในการเก็บและปลดปล่อยพลังงานยืดหยุ่น อีกทั้งต้องสามารถทางานได้ในสภาวะสุญญากาศและไร้น้าหนัก รวมถึงรองรับการเปลี่ยนแปลง อุณหภูมิแบบวัฏจักรโดยไม่สูญเสียสมรรถนะในการทางาน และการทนต่อสภาวะการสั่นสะเทื อน เนื่องจากการขนส่งด้วยยานขนส่ง 5.1.2 สมรรถนะด้านโครงสร้าง (Structural Performance) โครงสร้างต้องมีความแข็งแรงเพียงพอในการรองรับแรงเชิงกลและความเค้นที่เกิดจากการ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ ซึ่งอาจนาไปสู่ความเค้นสะสม (thermal stress) และการเสียรูปของโครงสร้าง ดังนั้นจึงต้องออกแบบให้สามารถควบคุมการกระจายตัวของความเค้น ลดความเข้มข้นของความเค้น ในบริเวณวิกฤต และรักษาเสถียรภาพของโครงสร้างตลอดอายุการใช้งาน รวมถึงมีความทนทานต่อ ความเค้นที่เกิดจากการตอบสนองต่อแรงสั่นสะเทือนระหว่างการขนส่ง 5.1.3 ความสามารถในการผลิต (Manufacturability) การออกแบบต้องคานึงถึงข้อจากัดของกระบวนการผลิตวัสดุคอมโพสิต เช่น การขึ้นรูปด้วย Prepreg การควบคุมความหนา และการจัดเรียงเลเยอร์ของเส้นใย รวมถึงการออกแบบแม่พิมพ์ให้ สามารถผลิตได้จริงโดยไม่เพิ่มความซับซ้อนของกระบวนการผลิต ทั้งนี้ต้องสามารถควบคุมคุณภาพ ของชิ้นงานให้มีความสม่าเสมอและเหมาะสมต่อการใช้งานในสภาวะอวกาศ 91 5.2 พารามิเตอร์ในการออกแบบ (Design Parameters) ในการศึกษานี้ ได้กาหนดพารามิเตอร์หลักที่มีผลต่อพฤติกรรมของ Tape Spring Hinge เพื่อ ใช้ในการวิเคราะห์และปรับปรุงการออกแบบ โดยมีรายละเอียดดังนี้ 5.2.1 รัศมี (Radius) เป็นพารามิเตอร์ที่กาหนดความโค้งของหน้าตัดบานพับ ซึ่งมีผลโดยตรงต่อความแข็งเชิงดัด (Bending Stiffness) และพฤติกรรมการคืนรูปของโครงสร้าง รัศมีที่มากขึ้นจะทาให้โครงสร้างมีความ แข็งเพิ่มขึ้นและสามารถต้านทานการดัดได้ดีขึ้น ในขณะที่รัศมีที่น้อยลงจะทาให้ โครงสร้างเกิดการดัด ได้ง่ายขึ้น แต่มีแนวโน้มเกิดความเค้นสูงในบริเวณโค้ง นอกจากนี้ยังส่งผลต่อเสถียรภาพของโครงสร้าง ในระหว่างการพับและกาง 5.2.2 ความยาว (Long) ความยาวของบานพับมีผลต่อความสามารถในการรับแรงและการกระจายตัวของความเค้น ตามแนวโครงสร้าง โดยบานพับที่มีความยาวมากขึ้นจะมีความยืดหยุ่นสูงและสามารถกระจายการเสีย รูปได้ดีขึ้น แต่ในขณะเดียวกันอาจทาให้ค่าความเค้นสูงสุดลดลง อย่างไรก็ตาม หากความยาวมาก เกินไปอาจทาให้โครงสร้างสูญเสียความแข็งแรงเชิงโครงสร้างและเกิดการโก่งตัว (buckling) ได้ง่าย ขึ้น 5.2.3 มุมโค้ง (Zeta) เป็นพารามิเตอร์ที่กาหนดลักษณะรูปทรงของบานพับในเชิงเรขาคณิต ซึ่งมีผลต่อพฤติกรรม การพับและกาง (deployment behavior) รวมถึงการกระจายตัวของความเค้นในโครงสร้าง มุมที่ มากขึ้นจะทาให้โครงสร้างมีความโค้งสูง ส่งผลให้เกิดการสะสมพลังงานยืดหยุ่นมากขึ้น และอาจเพิ่ม แรงในการกางตัว (deployment force) ขณะที่มุมที่น้อยลงจะทาให้โครงสร้างมีความยืดหยุ่นมากขึ้น แต่ความสามารถในการคืนรูปอาจลดลง 5.2.4 ขนาดช่อง (Slot) ขนาดของช่องมีผลต่อการลดน้าหนักของโครงสร้างและเพิ่มความยืดหยุ่นของบานพับ โดย ช่องที่มีขนาดใหญ่จะช่วยลดมวลของโครงสร้างและเพิ่มความสามารถในการดัดงอ อย่างไรก็ตาม อาจ 92 ทาให้เกิดการกระจุกตัวของความเค้น (stress concentration) บริเวณขอบช่องได้ง่าย ในทางกลับกัน ช่องที่มีขนาดเล็กจะช่วยเพิ่มความแข็งแรงของโครงสร้าง แต่ลดความยืดหยุ่นและเพิ่มน้าหนักโดยรวม 5.2.5 ระดับของพารามิเตอร์ (Parameter Level Definition) พารามิเตอร์แต่ละตัว ถูกกาหนดใน 3 ระดับ ได้แก่ ระดับ ต่า (-1), ระดับ กลาง (0) และ ระดั บ สู ง (+1) เพื่ อ ใช้ ใ นการออกแบบการทดลอง (Design of Experiments: DOE) โดยระดั บ ดังกล่าวถูกเลือกให้ครอบคลุมช่วงค่าที่เหมาะสมต่อการออกแบบและสามารถผลิตได้จริง การกาหนด ระดับแบบนี้ช่วยให้สามารถวิเคราะห์อิทธิพลของแต่ละพารามิเตอร์ รวมถึงปฏิสัมพันธ์ระหว่าง พารามิเตอร์ (interaction effect) ต่อพฤติกรรมของโครงสร้างได้อย่างเป็น ระบบ และสามารถ นาไปใช้ในการหาค่าที่เหมาะสมที่สุด (optimization) ของการออกแบบ 5.2.6 ช่วงค่าที่ใช้ในการศึกษา (Parameter Ranges Used in the Study) ค่า พารามิ เ ตอร์ ที่ กาหนดประกอบด้ ว ย Radius 25–30 มิ ล ลิ เ มตร, Length 140–160 มิลลิเมตร, Theta 45–60 องศา และ Slot 6–10 มิลลิเมตร ดังตารางที่ 5.1 โดยช่วงค่าดังกล่าวถูก เลือกให้ครอบคลุมขอบเขตของรูปทรงที่สามารถใช้งานได้จริงทั้งในด้านสมรรถนะและการผลิต ทั้งนี้ ค่า Radius ถูกกาหนดให้อยู่ในช่วงที่สามารถสร้างความโค้งที่เพียงพอต่อการเกิดพฤติกรรมการคืนรูป โดยไม่ทาให้เกิดความเค้นสูงเกินไป ขณะที่ Length ถูกเลือกให้ครอบคลุมช่วงที่โครงสร้างยังคงมีความ ยืดหยุ่นแต่ไม่เกิดการโก่งตัว (buckling) ได้ง่าย ในส่วนของ Theta ถูกกาหนดให้ครอบคลุมช่วงมุมที่ส่งผลต่อพฤติกรรมการพับและกางของ บานพับอย่างมีนัยสาคัญ โดยเฉพาะต่อการสะสมพลังงานยืดหยุ่นภายในโครงสร้าง ส่วน Slot ถูก กาหนดในช่วงที่สามารถลดน้าหนักและเพิ่มความยืดหยุ่นได้โดยไม่ทาให้ความแข็งแรงของโครงสร้าง ลดลงอย่างมีนัยสาคัญ นอกจากนี้ ช่วงค่าทั้งหมดถูกเลือกให้สอดคล้องกับข้อจากัดของกระบวนการ ผลิต เช่น การขึ้นรูปด้วยวัสดุ Prepreg และการใช้แม่พิมพ์ที่มีความแม่นยา เพื่อให้สามารถนาไปผลิต ต้นแบบได้จริง 93 ตารางที่5.1 พารามิเตอร์และช่วงค่าที่ใช้ในการออกแบบ Parameter รัศมี (mm) ความยาว (mm) รัศมีความโค้ง 𝜃 (°) ระยะห่างระหว่างชิ้นงาน (mm) Lower bound (-1) 25 140 45 6 Baseline (0) 27.5 150 52.5 8 Upper bound (+1) 30 160 60 10 5.2.7 วัตถุประสงค์ของการกาหนดพารามิเตอร์ การกาหนดพารามิเตอร์ดังกล่าวมีวัตถุประสงค์เพื่อศึกษาผลกระทบของตัวแปรทางเรขาคณิต ต่อพฤติกรรมเชิงกลของ Tape Spring Hinge อย่างเป็นระบบ โดยมุ่งเน้นการวิเคราะห์ความเค้น (Stress), การเสียรูป (Deformation) และการกระจายตัว ของความเค้น ภายใต้การเปลี่ยนแปลง อุณหภูมิแบบวัฏจักร (Thermal Cycling) ผ่านการจาลองด้วยวิธีไฟไนต์เอลิเมนต์ (Finite Element Analysis: FEA) นอกจากนี้ การกาหนดพารามิเตอร์ในหลายระดับยังช่วยให้สามารถวิเคราะห์อิทธิพลของแต่ ละตัวแปร (main effect) และผลกระทบร่วมระหว่างพารามิเตอร์ (interaction effect) ได้อย่าง ชัดเจน ซึ่งมีความสาคัญต่อการทาความเข้าใจพฤติกรรมของโครงสร้างในสภาวะการใช้งานจริง ผลลัพธ์ที่ได้จากการศึกษา จะสามารถนาไปใช้ในการระบุแนวโน้มของพารามิเตอร์ที่ส่งผลต่อความเค้น สูงสุดและตาแหน่งจุดวิกฤต รวมถึงใช้เป็นแนวทางในการปรับปรุงรูปทรงเพื่อให้โครงสร้างมีความ แข็งแรง ลดการกระจุกตัวของความเค้น และเพิ่มประสิทธิภาพในการใช้งานในสภาวะอวกาศ 5.3 การออกแบบการทดลอง (Design of experiments: DOE) การออกแบบการทดลองนี้มีวัตถุประสงค์เพื่อประเมินพฤติกรรมและความแข็งแรงของ โครงสร้างบานพับคอมโพสิตภายใต้สภาวะแวดล้อมที่สาคัญในภารกิจอวกาศ ได้แก่ สภาวะการ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบเป็นรอบ (Thermal Cycling) และการสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration) โดยใช้วิธี Finite Element Analysis (FEA) ผ่านโปรแกรม Abaqus 94 ในการทดลองได้ใช้แบบจาลองเดียวกับการวิเคราะห์เชิงกล เพื่อให้สามารถสะท้อนพฤติกรรมของ โครงสร้างได้อย่างสอดคล้องกัน โดยกาหนดคุณสมบัติวัสดุคอมโพสิตที่สาคัญ ได้แก่ Elastic Modulus และ Coefficient of Thermal Expansion (CTE) 5.3.1 การออกแบบการทดลองทางความร้อน (Thermal Experiment Design) กาหนดเงื่อนไขอุณหภูมิให้แปรผันในช่วง −100°C ถึง +100°C ในลักษณะเป็นรอบ เพื่อ จาลอง Thermal Cycling ตามมาตรฐาน ECSS-Q-ST-70-04C โดยพิจารณาตัวแปรตอบสนอง ได้แก่ การกระจายอุณหภูมิ การขยายตัว ของวัส ดุ และความเค้น ทางความร้อน (Thermal Stress) รวมถึงการเกิด Residual Stress ภายในโครงสร้าง 5.3.2 การออกแบบการทดลองการสั่นสะเทือนแบบสุ่ม (Random Vibration Experiment Design) กาหนดช่วงความถี่การสั่นสะเทือนที่ 20–2000 Hz และใช้การกระตุ้นในรูปแบบ Power Spectral Density (PSD) ตามข้อกาหนดของ Falcon Payload User Guide โดยพิจารณาตัวแปร ตอบสนอง ได้ แ ก่ ความถี่ ธ รรมชาติ พื้ น ฐาน (Fundamental Frequency) และค่า ความเค้ น ใน โครงสร้าง (Tensile และ In-plane Shear) 5.3.3 เกณฑ์การประเมิน(Evaluation Criteria) - Fundamental Frequency ≥ 35 Hz - ความเค้นต้องไม่เกินค่าความแข็งแรงของวัสดุ - ค่า Tensile Strength (0°) จะต้องไม่เกิน 817 MPa - Tensile Strength (90°) จะต้องไม่เกิน 835 MPa - In-Plane Shear Strength จะต้องไม่เกิน 128.2 MPa - ไม่เกิด Residual Stress จาก Thermal Cycling - โครงสร้างต้องคงเสถียรภาพทางกลและความร้อน 95 5.3.4 สรุปผลการทดลอง (Experimental Results Summary) ผลการวิเคราะห์พบว่าโครงสร้างมีความถี่ธรรมชาติพื้นฐานเท่ากับ 110.5 Hz ซึ่งเป็นไปตาม ข้อกาหนด และสามารถทนต่อสภาวะ Thermal Cycling ได้โดยไม่เกิด Residual Stress แสดงถึง เสถียรภาพทางความร้อนของโครงสร้าง อย่างไรก็ตาม พบว่าค่าความเค้นเฉือนในระนาบจากการ วิเคราะห์ Random Vibration มีแนวโน้มเกินค่าที่กาหนด ซึ่งเป็นข้อจากัดที่ควรได้รับการปรับปรุงใน การออกแบบ 5.3.5 บทสรุปของการออกแบบการทดลอง (Conclusion of Design of Experiments) การออกแบบการทดลองนี้สามารถใช้ประเมินพฤติกรรมของโครงสร้างภายใต้สภาวะใช้งาน จริงได้อย่างครอบคลุม โดยแสดงให้เห็นว่าโครงสร้างมีความเหมาะสมในด้านความถี่ธรรมชาติและ เสถียรภาพทางความร้อน แต่ยังมีข้อจากัดด้านความเค้นเฉือนภายใต้การสั่นสะเทือน ซึ่งเป็นแนวทาง สาคัญสาหรับการปรับปรุงการออกแบบในอนาคต 5.4 การกาหนดเงื่อนไขการวิเคราะห์ (Simulation Conditions) ในการศึกษาครั้งนี้ได้กาหนดเงื่อนไขการวิเคราะห์ออกเป็นทั้งหมด 17 กรณี (Cases) โดยใช้ การออกแบบการทดลองเชิงสถิติเพื่อดูการส่งผลของพารามิเตอร์หลัก 4 ตัว ได้แก่ Radius, Long, Zeta และ Slot ซึ่งสามารถแบ่งกลุ่มข้อมูลออกได้เป็น 3 ส่วนหลัก ตามตารางที5่ .1 ดังนี้: - - - กลุ่มที่ 1: การทดสอบระดับต่า (Low Level Variables) ในกรณีที่ 1 ถึง 8 จะเป็นการ ทดสอบโดยเน้นค่าลบ (-1) ของปัจจัยหลัก (Radius) ควบคู่ไปกับการสลับค่าของปัจจัยรอง อื่นๆ เพื่อดูการตอบสนองในสภาวะเริ่มต้นหรือค่าต่าสุดของช่วงที่กาหนด กลุ่มที่ 2: การทดสอบระดับสูง (High Level Variables) ในกรณีที่ 9 ถึง 16 จะเป็นการ เปลี่ยนปัจจัยหลัก (Radius) ให้เป็นค่าบวก (1) ทั้งหมด พร้อมทั้งแปรผันค่าปัจจัยอื่นๆ (Long, Zeta, Slot) ในลักษณะที่ล้อไปกับกลุ่มแรก เพื่อเปรียบเทียบผลกระทบเมื่อปัจจัย หลักมีการเปลี่ยนแปลงเชิงบวก กลุ่มที่ 3: จุดกึ่งกลางสาหรับการควบคุม (Center Point) ในกรณีที่ 17 เป็นการกาหนดค่า ทุกปัจจัยให้เป็นศูนย์ (0, 0, 0, 0) ซึ่งทาหน้าที่เป็นจุดอ้างอิงกลาง (Center Point) เพื่อใช้ใน การตรวจสอบความเป็นเส้นตรง (Curvature) และความคลาดเคลื่อนของการจาลอง สถานการณ์ ดังตารางที่ 5.2 96 ตารางที่5.2 ตารางกาหนดเงื่อนไขการวิเคราะห์ Case Radius Long Zeta Slot Code 1 -1 -1 -1 -1 (-1, -1, -1,-1) 2 -1 -1 -1 1 (-1, -1, -1, 1) 3 -1 -1 1 -1 (-1, -1, 1, -1) 4 -1 -1 1 1 (-1, -1 ,1, 1) 5 -1 1 -1 -1 (-1, 1, -1, -1) 6 -1 1 -1 1 (-1, 1, -1, 1) 7 -1 1 1 -1 (-1, 1, 1, -1) 8 -1 1 1 1 (-1, 1, 1, 1) 9 1 -1 -1 -1 (1, -1, -1, -1) 10 1 -1 -1 1 (1, -1, -1, 1) 11 1 -1 1 -1 (1, -1, 1, -1) 12 1 -1 1 1 (1, -1, 1, 1) 13 1 1 -1 -1 (1, 1, -1, -1) 14 1 1 -1 1 (1, 1, -1, 1) 15 1 1 1 -1 (1, 1, 1, -1) 16 1 1 1 1 (1, 1, 1, 1) 17 0 0 0 0 (0, 0, 0, 0) 97 5.5 เกณฑ์การประเมินผล (Evaluation Criteria) การประเมินผลทางวิศวกรรมดาเนินการโดยพิจารณาค่าความเค้นและความแข็งของ โครงสร้าง โดยมีเกณฑ์ดังนี้ - Tensile Strength (0°): 817 MPa - Tensile Strength (90°): 835 MPa - In-Plane Shear Strength: 128.2 MPa นอกจากนี้ โครงสร้างต้องมีค่า stiffness ไม่น้อยกว่า 2.32 N·m/degree และค่า Hashin Damage จะต้องมีค่าน้อยกว่า 1 รวมถึงต้องไม่เกิดความเค้นตกค้าง (Residual Stress) จาก กระบวนการ Thermal Cycling และต้องสามารถรองรับแรงสั่นสะเทือนได้ในทุกแกน (Three-axis vibration) รูปที5่ .1 Response Surface of S11 vs Radius and Long รูปที่ 5.1 รูปแสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้น S11 ที่เป็น ฟังก์ชันของพารามิเตอร์ Radius และ Long ในรูปแบบ Coded ariables จากผลการวิเคราะห์พบว่า ค่าความเค้น S11 มีแนวโน้มลดลงอย่างต่อเนื่องเมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น แสดงให้เห็นว่า พารามิเตอร์ทั้งสองมีอิทธิพลอย่างมีนัยสาคัญต่อระดับความเค้นของโครงสร้าง บริเวณที่มีค่า Radius และ Long ต่า (ใกล้ -1, -1) ให้ค่าความเค้นสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเกิดความเข้มข้นของความเค้นใน โครงสร้างที่มีความโค้งสูงและมีความยาวจากัด ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น (เข้าใกล้ +1, +1) พบว่าค่าความเค้นลดลงอย่างชัดเจน อันเนื่องมาจากความสามารถของโครงสร้างใน การกระจายความเค้นได้ดีขึ้น 98 นอกจากนี้ ลักษณะของพื้น ผิว ตอบสนองที่ มี ความโค้ง อย่างต่ อเนื่ อ งสะท้ อ นให้เห็ น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพลร่วมกัน (interaction effect) กล่าวคือ ผลกระทบของพารามิเตอร์หนึ่งขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Radius และ Long เป็นตัวแปรสาคัญที่ส่งผลต่อพฤติกรรมความเค้นของ โครงสร้าง และการเลือกค่าพารามิเตอร์ในระดับที่สูงขึ้นมีแนวโน้มช่วยลดค่าความเค้น S11 และเพิ่ม ประสิทธิภาพเชิงโครงสร้างของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด รูปที5่ .2 Response Surface of S11 vs Zeta and Slot รูปที่ 5.2 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้น S11 ที่เป็นฟังก์ชัน ของพารามิเตอร์ Zeta และ Slot ในรูปแบบ Coded ariables จากผลการวิเคราะห์พบว่า ค่าความ เค้น S11 มีการเปลี่ยนแปลงในลักษณะไม่เชิงเส้น โดยมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นเมื่อค่า Zeta และ Slot เข้า ใกล้ระดับกลาง และลดลงเมื่อค่าพารามิเตอร์เบี่ยงเบนไปยังระดับต่าหรือระดับสูง บริเวณที่มีค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับกลาง (ใกล้ 0, 0) ให้ค่าความเค้นสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเกิดความเข้มข้นของความ เค้นในโครงสร้างที่มีลักษณะทางเรขาคณิตส่งผลให้การกระจายความเค้นไม่สม่าเสมอ ในทางตรงกัน ข้าม เมื่อค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับต่าหรือสูง (เช่น -1 หรือ +1) พบว่าค่าความเค้นลดลงอย่าง ชัดเจน อันเนื่องมาจากโครงสร้างสามารถกระจายความเค้นได้ดีขึ้น นอกจากนี้ ลักษณะของพื้น ผิว ตอบสนองที่ มี ความโค้ง อย่างต่ อเนื่ อ งสะท้ อ นให้เห็ น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพลร่วมกัน (interaction effect) กล่าวคือ ผลกระทบของพารามิเตอร์หนึ่งขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Zeta และ Slot เป็นตัวแปรสาคัญที่ส่งผลต่อพฤติกรรมความเค้นของโครงสร้าง โดยควรหลีกเลี่ยงช่วงค่ากลางของพารามิเตอร์ (0, 0) ซึ่งให้ค่าความเค้นสูง และพิจารณาเลือกค่าที่อยู่ 99 ในช่วงขอบเขตของการออกแบบเพื่อช่วยลดค่าความเค้น S11 และเพิ่มประสิทธิภาพเชิงโครงสร้าง ของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด รูปที่ 5.3 Response Surface of S22 vs Radius and Long รูปที่ 5.3 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้น S22 ที่เป็นฟังก์ชันของ พารามิเตอร์ Radius และ Long ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผลการวิเคราะห์ พบว่า ค่าความเค้น S22 มีแนวโน้มลดลงอย่างต่อเนื่องเมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น แสดงให้ เห็นว่าพารามิเตอร์ทั้งสองมีอิทธิพลอย่างมีนัยสาคัญต่อระดับความเค้นของโครงสร้าง บริเวณที่มีค่า Radius และ Long ต่า (ใกล้ -1, -1) ให้ค่าความเค้นสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเกิดความเข้มข้นของความ เค้นในโครงสร้างที่มีความโค้งสูงและมีความยาวจากัด ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น (เข้าใกล้ +1, +1) พบว่าค่าความเค้นลดลงอย่างชัดเจน อันเนื่องมาจากความสามารถของ โครงสร้างในการกระจายความเค้นได้ดีขึ้น นอกจากนี้ ลักษณะของพื้นผิวตอบสนองที่มีความโค้งอย่างต่อเนื่องสะท้อนให้เห็นว่าความสัมพันธ์ ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพลร่วมกัน (interaction effect) กล่าวคือ ผลกระทบของพารามิเตอร์หนึ่งขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่า พารามิเตอร์ Radius และ Long เป็นตัวแปรสาคัญที่ส่งผลต่อพฤติกรรมความเค้นในทิศทาง S22 ของ โครงสร้าง และการเลือกค่าพารามิเตอร์ในระดับที่สูงขึ้นมีแนวโน้มช่วยลดค่าความเค้นและเพิ่ม ประสิทธิภาพเชิงโครงสร้างของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 100 รูปที5่ .4 Response Surface of S22 vs Zeta and Slot รูปที่ 5.4 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้น S22 ที่เป็นฟังก์ชัน ของพารามิเตอร์ Zeta และ Slot ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผลการวิเคราะห์ พบว่า ค่าความเค้น S22 มีการเปลี่ยนแปลงในลักษณะไม่เชิงเส้น โดยมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นเมื่อค่า Zeta และ Slot เข้าใกล้ระดับกลาง และลดลงเมื่อค่าพารามิเตอร์เบี่ยงเบนไปยังระดับต่าหรือระดับสูง บริเวณที่มีค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับกลาง (ใกล้ 0, 0) ให้ค่าความเค้นสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเกิด ความเข้มข้นของความเค้นในโครงสร้างที่มีลักษณะทางเรขาคณิตส่งผลให้การกระจายความเค้นไม่ สม่าเสมอ ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับต่าหรือสูง (เช่น -1 หรือ +1) พบว่า ค่าความเค้นลดลงอย่างชัดเจน อันเนื่องมาจากโครงสร้างสามารถกระจายความเค้นได้ดีขึ้น นอกจากนี้ ลักษณะของพื้น ผิว ตอบสนองที่ มี ความโค้ง อย่างต่ อเนื่ อ งสะท้ อ นให้เห็ น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพลร่วมกัน (interaction effect) กล่าวคือ ผลกระทบของพารามิเตอร์หนึ่งขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง โดยสรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Zeta และ Slot เป็นตัวแปรสาคัญที่ส่งผลต่อพฤติกรรมความเค้นในทิศทาง S22 ของโครงสร้าง โดยควรหลีกเลี่ยงช่วงค่ากลางของพารามิเตอร์ (0, 0) ซึ่งให้ค่าความเค้นสูง และ พิจารณาเลือกค่าที่อยู่ในช่วงขอบเขตของการออกแบบเพื่อช่วยลดค่าความเค้นและเพิ่มประสิทธิภาพ เชิงโครงสร้างของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 101 รูปที5่ .5 Response Surface of S12 vs Zeta and Slot รูปที่ 5.5 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้นเฉือน S12 ที่เป็น ฟังก์ชันของพารามิเตอร์ Zeta และ Slot ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผลการ วิเคราะห์พบว่า ค่าความเค้น S12 มีการเปลี่ยนแปลงในลักษณะไม่เชิงเส้น โดยมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นเมื่อ ค่า Zeta และ Slot เพิ่มขึ้น บริเวณที่มีค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับสูง (ใกล้ +1, +1) ให้ค่าความ เค้นเฉือนสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเพิ่มขึ้นของการเสียรูปเชิงเฉือนในโครงสร้างจากอิทธิพลของรูปทรงทาง เรขาคณิต ในขณะที่บริเวณที่มีค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับต่า (ใกล้ -1, -1) พบว่าค่าความเค้น เฉือนมีค่าต่ากว่าอย่างชัดเจน นอกจากนี้ ลักษณะของพื้น ผิว ตอบสนองที่ มี ความโค้ง อย่างต่ อเนื่ อ งสะท้ อ นให้เห็ น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นเฉือนมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพล ร่ ว มกั น (interaction effect) กล่า วคื อ ผลกระทบของพารามิ เ ตอร์ ห นึ่ ง ขึ้ น อยู่ กั บ ค่า ของอี ก พารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Zeta และ Slot มีอิทธิพลต่อค่าความเค้นเฉือน S12 อย่างมี นัยสาคัญ โดยการเพิ่มค่าพารามิเตอร์ทั้งสองมีแนวโน้มทาให้ค่าความเค้นเฉือนเพิ่มขึ้น ซึ่งควรนาไป พิจารณาร่วมกับความเค้นในทิศทางอื่นเพื่อให้ได้การออกแบบที่เหมาะสมภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 102 รูปที่ 5.6 Response Surface of S12 vs Radius and Long รูปที่ 5.6 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความเค้นเฉือน S12 ที่เป็น ฟังก์ชันของพารามิเตอร์ Radius และ Long ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผล การวิเคราะห์พบว่า ค่าความเค้น S12 มีแนวโน้มลดลงอย่างต่อเนื่องเมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น แสดงให้เห็นว่าพารามิเตอร์ทั้งสองมีอิทธิพลต่อพฤติกรรมความเค้นเฉือนของโครงสร้าง บริเวณที่มีค่า Radius และ Long ต่า (ใกล้ -1, -1) ให้ค่าความเค้นเฉือนสูงสุด ซึ่งบ่งชี้ถึงการเกิดการ กระจุกตัวของความเค้นเฉือนในโครงสร้างที่มีความโค้งสูงและมีความยาวจากัด ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Radius และ Long เพิ่มขึ้น (เข้าใกล้ +1, +1) พบว่าค่าความเค้นเฉือนลดลงอย่างชัดเจน อัน เนื่องมาจากความสามารถของโครงสร้างในการกระจายการเสียรูปเฉือนได้ดีขึ้น นอกจากนี้ ลั ก ษณะของพื้ น ผิ ว ตอบสนองที่ มี ค วามโค้ง อย่า งต่ อ เนื่ อ งสะท้ อ นให้เ ห็น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความเค้นเฉือนมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพล ร่ ว มกั น (interaction effect) กล่า วคื อ ผลกระทบของพารามิ เ ตอร์ ห นึ่ ง ขึ้ น อยู่ กั บ ค่า ของอี ก พารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Radius และ Long เป็นตัวแปรสาคัญที่ส่งผลต่อพฤติกรรม ความเค้นเฉือน S12 ของโครงสร้าง และการเลือกค่าพารามิเตอร์ในระดับที่สูงขึ้นมีแนวโน้มช่วยลดค่า ความเค้นเฉือนและเพิ่มประสิทธิภาพเชิงโครงสร้างของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 103 รูปที่5.7 Response Surface of Stiffness vs Zeta and Slot รูปที่ 5.7 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความแข็ง (Stiffness) ที่เป็น ฟังก์ชันของพารามิเตอร์ Zeta และ Slot ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผลการ วิเคราะห์พบว่า ค่าความแข็งมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่องเมื่อค่า Zeta และ Slot เพิ่มขึ้น แสดงให้ เห็นว่าพารามิเตอร์ทั้งสองมีอิทธิพลต่อสมรรถนะเชิงโครงสร้างของชิ้นงาน บริเวณที่มีค่า Zeta และ Slot อยู่ในระดับต่า (ใกล้ -1, -1) ให้ค่าความแข็งต่าสุด ซึ่งบ่งชี้ว่าโครงสร้างมีความยืดหยุ่นสูงและ ต้านทานการเสียรูปได้น้อย ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Zeta และ Slot เพิ่มขึ้น (เข้าใกล้ +1, +1) พบว่าค่าความแข็งเพิ่มขึ้นอย่างชัดเจน อันเนื่องมาจากรูปทรงของโครงสร้างที่สามารถต้านทานการ เสียรูปได้ดีขึ้น นอกจากนี้ ลั ก ษณะของพื้ น ผิ ว ตอบสนองที่ มี ค วามโค้ง อย่า งต่ อ เนื่ อ งสะท้ อ นให้เ ห็น ว่า ความสัมพันธ์ระหว่างพารามิเตอร์ดังกล่าวกับค่าความแข็งมีลักษณะไม่เชิงเส้น และมีอิทธิพลร่วมกัน (interaction effect) กล่าวคือ การเปลี่ยนแปลงของพารามิเ ตอร์ห นึ่ งจะส่งผลต่ อ ค่า ความแข็ ง แตกต่างกันขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง สรุปได้ว่าพารามิเตอร์ Theta และ Slot เป็นตัวแปร สาคัญที่ส่งผลต่อค่าความแข็งของโครงสร้าง โดยการเลือกค่าพารามิเตอร์ในระดับสูงมีแนวโน้มช่วย เพิ่มความแข็งและเสถียรภาพของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 104 รูปที่5.8 Response Surface of Stiffness vs Long and Zeta รูปที่ 5.8 แสดงพื้นผิวตอบสนอง (response surface) ของค่าความแข็ง (Stiffness) ที่เป็น ฟังก์ชันของพารามิเตอร์ Long และ Zeta ในรูปแบบตัวแปรเชิงรหัส (coded variables) จากผลการ วิเคราะห์พบว่า ค่าความแข็งมีแนวโน้มเพิ่มขึ้นเมื่อค่า Zeta เพิ่มขึ้น ขณะที่การเพิ่มค่า Long มี แนวโน้มทาให้ค่าความแข็งลดลง บริเวณที่มีค่า Zeta อยู่ในระดับสูง (ใกล้ +1) และ Long อยู่ในระดับ ต่า (ใกล้ -1) ให้ค่าความแข็งสูงสุด ซึ่งสะท้อนถึงความสามารถของโครงสร้างในการต้านทานการเสีย รูปได้ดีภายใต้รูปทรงที่มีความโค้งมากและความยาวจากัด ในทางตรงกันข้าม เมื่อค่า Long เพิ่มขึ้น และ Zeta ลดลง (ใกล้ +1, -1) พบว่าค่าความแข็งลดลงอย่างชัดเจน เนื่องจากโครงสร้างมีความ ยืดหยุ่นเพิ่มขึ้นและต้านทานการเสียรูปได้น้อยลง นอกจากนี้ ลักษณะของพื้นผิวตอบสนองที่มีความลาดเอียงอย่างต่อเนื่องแสดงให้เห็นว่า ความสั ม พั น ธ์ระหว่า งพารามิ เตอร์กั บค่า ความแข็ง มี ลัก ษณะไม่ เ ชิง เส้น และมี อิ ท ธิ พ ลร่ว มกัน (interaction effect) กล่าวคือ ผลของพารามิเตอร์หนึ่งขึ้นอยู่กับค่าของอีกพารามิเตอร์หนึ่ง โดยสรุป ได้ว่าพารามิเตอร์ Zeta และ Long มีบทบาทสาคัญต่อค่าความแข็งของโครงสร้าง โดยการเลือกค่า Theta ในระดับสูงร่วมกับ Long ในระดับต่ามีแนวโน้มให้ค่าความแข็งสูง ซึ่งเหมาะสมต่อการเพิ่ม เสถียรภาพของ Tape Spring Hinge ภายใต้เงื่อนไขที่กาหนด 105 บทที่ 6 สรุปผล 6.1 ผลสรุปด้านประสิทธิภาพ (Performance Summary) การวิเคราะห์ประสิทธิภาพของโครงสร้าง Tape Spring Hinge ในการศึกษานี้พิจารณาจาก ผลการจาลองเชิง โครงสร้างในหลายด้าน ได้ แ ก่ ความแข็ ง เชิ งมุ ม ของโครงสร้า ง ( K Stiffness) ผลกระทบจากอุณหภูมิ (Thermal) และพฤติกรรมการสั่นสะเทือนของโครงสร้าง (Vibration) เพื่อ ประเมินความเหมาะสมของโครงสร้างต่อการใช้งานจริง 6.1.1 ค่าด้านความแข็ง (K, Stiffness) จากผลการวิเคราะห์ความสัมพันธ์ระหว่างโมเมนต์และมุมการหมุน (Moment–Rotation curve) ของแบบจาลอง Tape Spring Hinge พบว่า ในช่ ว งก่ อ นเกิ ด การบั ค กลิ ง (Pre-buckling region) กราฟมีลักษณะเป็นเชิงเส้น ซึ่งสามารถใช้ในการคานวณค่าความแข็งเชิงมุมของโครงสร้างได้ โดยค่าที่นามาใช้ในการคานวณประกอบด้วยค่าโมเมนต์เท่ากับ 2,516.3 N·mm และค่ามุมการหมุน เท่ากับ 1.00895° เมื่อนาค่าดังกล่าวมาคานวณตามสมการความแข็งเชิง มุมจะได้ ค่า K เท่ากั บ ประมาณ 2.494 N·m/degree ซึ่ ง มี ค่า ใกล้ เ คี ย งกั บ ค่า ที่ รายงานในงานวิจั ยของ Mobrem and Adams (2009) ที่มีค่าประมาณ 2.32 N·m/degree ผลการเปรียบเทียบดังกล่าวแสดงให้เห็นว่า แบบจาลองที่พัฒนาขึ้นสามารถให้ค่าความแข็งเชิงมุมที่สอดคล้องกับงานวิจัยอ้างอิงได้ในระดับที่น่า พอใจ แสดงถึงความถูกต้องของแบบจาลองและความเหมาะสมของการออกแบบโครงสร้าง Tape Spring Hinge ที่ใช้วัสดุคอมโพสิตในการศึกษา นอกจากนี้จากผลการวิเคราะห์ยังพบว่าค่าความเค้น สูงสุดที่เกิดขึ้นในโครงสร้างมีค่าประมาณ 729.1 MPa ซึ่งยังต่ากว่าค่าความเค้นที่วัสดุสามารถรับได้ ตามข้อมูลจาก DT806 Epoxy Matrix ที่กาหนดไว้ที่ 835 MPa จึงสามารถพิจารณาได้ว่าโครงสร้างที่ ออกแบบมีความแข็งแรงเพียงพอและยังอยู่ในขอบเขตที่ปลอดภัยต่อการใช้งาน 6.1.2 ค่าความร้อน (Thermal) ผลการวิเคราะห์ภายใต้สภาวะการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบวัฏจักร (Thermal Cycling) แสดงให้เห็นว่าโครงสร้าง Tape Spring Hinge สามารถรองรับการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิภายในช่วงที่ กาหนดได้โดยยังไม่เกิดความเสียหายเชิงโครงสร้างในระดับวิกฤติ การประเมินความเสียหายของวัสดุ 106 ด้วยเกณฑ์ Hashin Damage ซึ่งพิจารณาทั้งความเสียหายของเมทริกซ์และเส้นใยภายใต้ สภาวะการรับแรงดึงและแรงอัด พบว่าค่าดัชนีความเสียหายของทั้งสี่รูปแบบ ได้แก่ ความเสียหายของ เมทริกซ์ภายใต้แรงอัด ความเสียหายของเมทริกซ์ภายใต้แรงดึง ความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงอัด และความเสียหายของเส้นใยภายใต้แรงดึง มีค่าสูงสุดยังต่ากว่าค่าที่บ่งชี้การเริ่มต้นความเสียหายของ วัสดุ ตาแหน่งที่พบค่าความเสียหายสูงมักเกิดบริเวณส่วนโค้งด้านในของโครงสร้าง ซึ่งเป็นบริเวณที่ เกิดการเปลี่ยนรูปและการสะสมความเค้นมากที่สุดในระหว่างกระบวนการเปลี่ยนแปลงอุณหภูมิ อย่างไรก็ตาม พื้นที่ดังกล่าวยังไม่แสดงการล้มเหลวของชั้นวัสดุ และโครงสร้างโดยรวมยังสามารถ ทางานได้ตามปกติภายใต้เงื่อนไขที่ทาการจาลอง ดังนั้นสามารถสรุปได้ว่า โครงสร้างที่ออกแบบมี ความสามารถในการรองรับสภาวะ Thermal Cycling ได้อย่างเหมาะสม โดยไม่เกิดความเสียหาย สะสมในระดับที่กระทบต่อสมรรถนะการทางานของโครงสร้างภายในช่วงเงื่อนไขที่ศึกษา อย่างไรก็ ตาม บริเวณที่เกิดค่าความเสียหายสูงยังคงเป็นตาแหน่งที่ควรพิจารณาปรับปรุงการออกแบบเพื่อเพิ่ม ความทนทานในการใช้งานระยะยาวหรือเมื่อเผชิญจานวนรอบอุณหภูมิที่สูงขึ้น 6.1.3 การสั่นสะเทือน (Vibration) ผลการวิเคราะห์การสั่นสะเทือนของโครงสร้างในช่วงความถี่ 20–2000 Hz พบว่าโครงสร้างมี ความถี่ธรรมชาติทั้งหมด 12 โหมด โดยโหมดที่ 1 ซึ่งเป็นโหมดพื้นฐาน (Fundamental Mode) มี ค่าความถี่เท่ากับ 108.25 Hz ซึ่งสูงกว่าค่าขั้นต่าที่กาหนดใน Falcon Payload User’s Guide ที่ระบุ ว่าความถี่พื้นฐานของโครงสร้างไม่ควรต่ากว่า 35 Hz แสดงให้เห็นว่าโครงสร้างมีความแข็งแรงเชิง โครงสร้างเพียงพอต่อข้อกาหนดดังกล่าว จากการวิเคราะห์ Random Vibration ในรูปแบบ Power Spectral Density (PSD) พบว่า การตอบสนองของโครงสร้างมีค่า peak สูงสุดที่บริเวณประมาณ 1000 Hz ซึ่งเกิดจากปรากฏการณ์ dynamic amplification ที่สัมพัน ธ์กับ ความถี่ธ รรมชาติของโครงสร้างบางโหมด อย่างไรก็ตาม ในช่วงความถี่ต่ากว่า 800 Hz การตอบสนองของโครงสร้างมีค่าไม่สูงมาก แสดงให้เห็นว่าโครงสร้างไม่ มีแนวโน้มเกิดการสั่นพ้องอย่างมีนัยสาคัญในช่วงความถี่ดังกล่าว ดังนั้น โครงสร้างที่ออกแบบจึงมีคุณสมบัติด้านพลศาสตร์โครงสร้างที่สอดคล้องกับข้อกาหนด ด้านการสั่นสะเทือน และสามารถทนต่อสภาวะการสั่นสะเทือนแบบสุ่มในช่วงความถี่ที่กาหนดได้ 6.2 ผลสรุปด้านโครงสร้าง (Structural Performance Summary) จากผลการวิเคราะห์โครงสร้าง Tape Spring Hinge ที่ทาจากวัสดุคอมโพสิตด้วยวิธี Finite Element Analysis (FEA) พบว่าโครงสร้างที่ออกแบบมีสมรรถนะเชิงกลที่เหมาะสมต่อการใช้งานใน 107 ระบบบานพับของแผงโซลาร์เซลล์สาหรับยานอวกาศ โดยพิจารณาจากค่าความแข็งเชิงมุม ความเค้น สูงสุดที่เกิดขึ้น และพฤติกรรมการตอบสนองต่อสภาวะแวดล้อมต่าง ๆ ผลการวิเคราะห์ Moment–Rotation แสดงให้เห็นว่าค่า Rotational Stiffness (K) ของ โครงสร้างมีค่าเท่ากับประมาณ 2.518 N·m/degree ซึ่งมีค่าใกล้เคียงกับค่าที่รายงานในงานวิจัยของ Mobrem and Adams (2009) ที่มีค่าประมาณ 2.32 N·m/degree แสดงให้เห็นว่าแบบจาลองที่ พัฒนาขึ้นสามารถให้พฤติกรรมเชิงกลที่สอดคล้องกับงานวิจัยอ้างอิงได้ ในด้านความแข็งแรงของวัสดุ ผลการวิเคราะห์พบว่าค่าความเค้นสูงสุด (Maximum Stress) ที่เกิดขึ้นในโครงสร้างมีความเค้นดึงสูงสุดที่เกิดตามแนวเส้นใยหลัก (S11) มีค่าที่ 741.6 MPa ซึ่งมีค่า น้อยกว่า ค่าความต้านทานแรงดึงสูงสุดของวัสดุ (Tensile Strength 0°) ที่มีค่าอยู่ที่ 817 MPa ความ เค้นดึงสูงสุดที่เกิดในแนวตั้งฉากกับเส้นใยหลัก (S22) มีค่าที่ 738.2 MPa ซึ่งมีค่าน้อยกว่า ค่าความ ต้านทานแรงดึงสูงสุดของวัสดุ (Tensile Strength 90°) ที่มีค่าอยู่ที่ 835 MPa ความเค้นเฉือนสูงสุดที่ เกิดในระนาบของแผ่นผ้า (S12) มีค่าที่ 106.9 MPa ซึ่งมีค่าน้อยกว่า ความต้านทานแรงเฉือนของวัสดุ (In-Plane Shear Strength) ที่มีค่าอยู่ที่ 128.2 MPa ตามข้อมูลของ DT806 Epoxy Matrix แสดง ให้เห็นว่าโครงสร้างยังคงอยู่ในขอบเขตที่ นอกจากนี้ จากการวิ เ คราะห์ Thermal Cycling พบว่า โครงสร้า งสามารถรองรั บ การ เปลี่ยนแปลงอุณหภูมิแบบวัฏจักรได้โดยไม่เกิดความเสียหายที่สาคัญตามเกณฑ์ Hashin Damage Criterion ขณะที่การวิเคราะห์ Vibration แสดงให้เห็นว่าโครงสร้างมีค่าความถี่ธรรมชาติที่เหมาะสม และสามารถรองรับแรงสั่นสะเทือนที่อาจเกิดขึ้นระหว่างการปล่อยจรวดได้ ดังนั้นจึงสามารถสรุปได้ว่าโครงสร้าง Tape Spring Hinge ที่ออกแบบมีความแข็งแรง ความ เสถียร และความเหมาะสมต่อการใช้งานในสภาพแวดล้อมของอวกาศ 108 เอกสารอ้างอิง [1] Fufa, B.; Zhao-Bo, C.; Wensheng, M. Modeling and simulation of satellite solar panel deployment and locking. InfTJ 2010, 9, 600–604. [Google Scholar] [CrossRef] [Green Version] [2] Pellegrino, Sergio และ M. Guest, SAR Advanced Deployable Structure [Online], 2000, https://studylib.net/doc/14300146/sar-advanced-deployable-structure [สืบค้น เมื่อ 27 กรกฎาคม 2567]. [3] Wang, S.; Xu, S.; Lu, L.; Sun, L. (2023). Roll-Out Deployment Process Analysis of a Fiber Reinforced Polymer (FRP) Composite Tape-Spring Boom. Polymers, 15(11), 2455. [4] Watt, A. M., และ Pellegrino, S., Tape-spring rolling hinges [Online], 2002, Available:https://www.its.caltech.edu/~sslab/PUBLICATIONS/Tapespring%20rolling%20hinges%202002.pdf [สืบค้นเมื่อ: 6 สิงหาคม 2025] [5] NASA. (2017). NASA STD 7001B: Payload Vibroacoustic Test Criteria. National Aeronautics and Space Administration. [6] ECSS-Q-ST-70-04C – Thermal testing for the evaluation of space materials, processes, mechanical parts and assemblies (15 November 2008) [7] Mallick, P. K. (2007). Fiber-Reinforced Composites: Materials, Manufacturing, and Design. CRC Press. [8] ScienceDirect Topics, Carbon Fiber Structure [Online], Available: https://shorturl.asia/ZJiKA [สืบค้นเมื่อ: 27 กรกฎาคม 2025 [9] Campbell, F. C. (2010). Structural Composite Materials. ASM International. [10] Explains differences between Unidirectional and Woven fiber configurations and their structural applications. [11] Research on UD Prepreg in space applications – Found in journals such as Composites Part A/B or Acta Astronautica, covering UD Prepreg fabrication and use in deployable structures. 109 [12] Henan Mingtai Al. Industrial Co., Ltd. (n.d.). High Grade 6061 t6 Aluminum Sheet Supplier. Mingtai Aluminum. 2025 , Retrieved August 7, from https://www.mingtaial.com/6061-Aluminum-Sheet.html [13] PTFETHAI.(n.d.). เทฟลอน( TEFLON ). 2025,Retrieved August 7, from https://surl.li/zytrvs [14] Basic Mechanics of Laminated Composite Plates by A.T. Nettles (NASA Reference Publication, MSFC, Alabama, 1994) [15] Feature Guided Waves (FGW) in Fiber Reinforced Composite Plates with 90° Transverse Bends by Xudong Yu, Madis Ratassepp, Zheng Fan, Prabhakaran Manogharan, Prabhu Rajagopal [16] Mechanics of Composite Materials by R.M. 15s (2nd Edition, Taylor & Francis, 1999) [17] Handbook of Advances in Braided Composite Materials, Woodhead Publishing Ltd (2017) by Adams, P., Bridgwater, T., Lea Langton, A., Ross, A., & Watson, I. (2017). Working with the braided composite app. In Handbook of Advances in Braided Composite Materials [18] European Space Agency, “Types of orbits,” ESA, Mar. 30, (2020). [Online]. Available: https://surl.li/imrwaj [19] Den Hartog, J. P. (1934/1985). Mechanical Vibrations. Dover. [20] Yang, J. (2024). Vibrational resonance: A review. https://doi.org/10.1088/1757-899X/1185/1/012035 ouci.dntb.gov.ua+1 [21] Space Exploration Technologies Corp. (2025). Falcon payload user’s guide (Version 8, March 2025). SpaceX. https://www.spacex.com [22] Swapna, Y., & Harsha, K. S. (2021). Random vibration analysis of composite plate. IOP Conference Series: Materials Science and Engineering, 1185, 012035. [23] “Analysis of tape spring hinges”/ Ömer Soykasap/ International Journal of Mechanical Sciences, Vol. 49 (2007), page 853–860 [24] Mobrem, M., & Adams, D. S. (2006, May). Analysis of the lenticular jointed MARSIS antenna deployment (AIAA Paper No. 2006-1683). American Institute of Aeronautics and Astronautics. 110 [25] ASTM International. (2021). ASTM B209 – Standard Specification for Aluminum and Aluminum-Alloy Sheet and Plate. West Conshohocken, PA: ASTM International. https://doi.org/10.1520/B0209-21 [26] Gao, T., Gao, B., Gao, Y., Wang, B., & Dong, S. (2023). Characterization on fatigue behavior and damage mechanism of C/BMI composites experienced thermal cycling. Journal of Composite Materials, 57(18). Published online May 29. https://doi.org/10.1177/00219983231179101 [27] European Cooperation for Space Standardization. (2008). ECSS-Q-ST-70-04C: Thermal cycling test for the screening of space materials and processes (Rev. 1, 15 February 2008). ECSS. [28] Rasnack, W. (2017). Fabrication and test of ultra-thin composite tube flexures for deployable spacecraft structures [Master’s thesis, Imperial College London, Department of Aeronautics]. [29] CFRP Tube Flexure Optimization: Using an FEA model within an optimizer script to improve tube flexure’s performance parameters for initial design exploration [Master’s thesis, Imperial College London, Department of Aeronautics]. [30] DT806 Resins Versatile Low Viscosity Epoxy Matrices: Matrix TDS – Technical Data Sheet Issue 1: September 2014 [31] Mallikarachchi, H. M. Y. C., & Pellegrino, S. (2010). Optimized designs of composite booms with integral tape-spring hinges. AIAA Journal. 111

Abstract

Currently, deployable structures in spacecraft often rely on metallic hinge mechanisms, which present limitations regarding weight and durability under extreme space environments. Therefore, this project aims to design and analyze composite flexures for spacecraft to achieve a lightweight, self-deployable structure with reduced mechanical complexity. The study evaluates the material strength and structural behavior in accordance with aerospace engineering standards through Finite Element Analysis (FEA). The analysis was conducted under a 180-degree folding angle, random vibration, and thermal cycling conditions ranging from -1 0 0 ° C to 1 0 0 ° C. The results confirm that the proposed design safely withstands the applied stress and meets the required bending stiffness criteria, effectively enduring the mechanical and environmental loads encountered during launch and in-orbit operations.

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AM-2568-002

ชื่อเรื่อง

การออกแบบบานพับด้วยวัสดุคอมโพสิตสำหรับยานอวกาศ / Design of Composite Flexures for Spacecraft Applications

ผู้จัดทำ

ณัฐพล บุตรแวว, ปฎิภาณ สระธรรม, ณัฐภัทร สุขแสนไกรศร, รัฐนันท์ รักการ

อาจารย์ที่ปรึกษา

ดร.ปฐวี คุณากรองค์

ปีการศึกษา

2568 (C.E. 2025)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2qd33002qxtyrc9i03mve