000			04271namaa22004211i 4500
003			OSt
005			20250621122229.0
008			250621s2024 ua a|||frm||| 000 0 eng d
040			_aEG-GICUC _beng _cEG-GICUC _dEG-GICUC _erda
041	0		_aeng _beng _bara
049			_aDeposit
082	0	4	_a629.46
092			_a629.46 _221
097			_aM.Sc
099			_aCai01.13.01.M.Sc.2024.Ah.O
100	0		_aAhmed Fathy Fathallah Salem, _epreparation.
245	1	0	_aOptimum structural design of a small composite satellite / _cby Ahmed Fathy Fathallah Salem ; Supervisors Prof. Hany M. Negm, Dr. Mohamed A. Mahran.
246	1	5	_aالتصميم الأمثل لهيكل قمر صناعي صغير مصنوع من المواد المركبة /
264		0	_c2024.
300			_a108 pages : _billustrations ; _c30 cm. + _eCD.
336			_atext _2rda content
337			_aUnmediated _2rdamedia
338			_avolume _2rdacarrier
502			_aThesis (M.Sc)-Cairo University, 2024.
504			_aBibliography: pages 106-108.
520			_aThe aim of this work is to find an optimum design of small-scale composite satellite. An aluminum satellite acts as the reference model. Parametric and sensitivity analyses are performed to determine the most effective satellite panels and input parameters for optimization. New ANSYS models and MATLAB code are created for parametric analysis and design optimization based on the Finite Element Method (FEM). The goal is to reduce the satellite's total weight while meeting European space standards and launcher specifications, with a minimum safety margin. A Genetic Algorithm is used to find the best satellite design. The study concludes with a comparison between the optimized composite satellite and the aluminum alloy version. Thermo-elastic coupled analyses are performed on the composite satellite to assess its performance in low Earth orbit (LEO), showing a weight reduction of more than 26% compared to the aluminum satellite
520			_aتهدف هذه الرسالة الي التوصل الي التصميم الأمثل لهيكل قمر صناعي صغير مصنوع من المواد المركبة ذات الألياف، ولتقليل فضاء البحث في عملية التصميم الأمثل تم عمل دراسة بارمترية لتصميم القمر، للتعرف على الأجزاء ذات التأثير الأكبر على اداء القمر، وكذلك زوايا الألياف الأكثر فاعلية في تحسين اداء القمر، وتم اجراء عمليات التحليل الإنشائي باستخدام طريقة العناصر المحدودة كما تم إجراء التحليلات المزدوجة الحرارية المرنة على المركب القمر الصناعي لتقييم أدائه في المدار الأرضي المنخفض. الهدف من عملية التصميم الأمثل كان تقليل الوزن الي اقل حد ممكن، مع زيادة التردد الأساسي لهيكل القمر لتحسين الكزازة، مع ضمان عدم انهيار اي من أجزاء القمر، وتم التوصل الي التصميم الأمثل باستخدام الخوارزميات الجينية وعلى سبيل المقارنة تم تصميم قمر صناعي مماثل من سبائك الألومنيوم، مع مراعاة كافة الاشتراطات، واتضح من المقارنة تفوق القمر المصنوع من المواد المركبة في الأداء السكوني والحركي، مع تقليل الوزن من 65.5 كجم الي 48.05 كجم.
530			_aIssues also as CD.
546			_aText in English and abstract in Arabic & English.
650		7	_aSatellite _2qrmak
653		0	_aComposite Material _aComposite Satellite _aOptimization _aFinite element analysis _aThermal and structure analysis
700	0		_aHany M. Negm _ethesis advisor.
700	0		_aMohamed A. Mahran _ethesis advisor.
900			_b01-01-2023 _cHany M. Negm _cMohamed A. Mahran _dEdward A. Sadek _dKaram Yousef Maalawi _UCairo University _FFaculty of Engineering _DDepartment of Aerospace Engineering
905			_aShimaa
942			_2ddc _cTH _e21 _n0
999			_c172665