Etapa I (29.11.2013-17.12.2013)

In cadrul Etapei I proiectului "Studiul materialelor compozite avansate, sisteme de acoperiri, definirea proceselor si cerintelor preliminare" au fost realizate urmataorele activitati: Activitatea I.1 "Studiul materialelor compozite avansate, sisteme de acoperiri, procese si tehnologii asociate" si respectiv Activitatea I.2 "Definirea cerintelor preliminare: sisteme de acoperiri de suprafata". In cadrul Activitatii I.1., a fost realizat un studiu bibliografic si o analiza a diferitelor configuratii si modele privind sistemele de acoperiri existente pentru structurile din materiale compozite avansate utilizate in aplicatii spatiale precum si a proceselor si tehnologiilor asociate dezvoltarii acestora. Acest studiu a vizat cele mai recente descoperiri in domeniul materialelor pentru aplicatii spatiale si s-a focusat pe stabilirea performantelor acestor solutii raportate in literatura de specialitate privind: acoperirile metalice, structurile din materiale compozite avansate, configuratiile structurale de tipul "packiging space structure", in ceea ce priveste rezistenta lor la conditiile critice din mediul spatial pe orbita joasa (mediul LEO). In cadrul Activitatii I.2., s-a realizat un bilant al datelor privind conditiile critice de funtionare in spatiu al structurilor spatiale, pe orbita joasa (LEO) si, pornind de la acestea a fost definit un set de cerinte preliminare: pentru structurile spatiale din materiale compozite avansate integrand sisteme de acoperiri metalice de suprafata speciale, dezvoltate in cadrul proiectului. In cadrul managementului de proiect au fost desfasurate urmatoarele activitati: Activitatea 0.1 Rapoarte de activitate si concluzii privind obiectivele propuse; Activitatea 0.2 Intalniri periodice ale echipei de proiect; Activitatea 0.4 Diseminare. In cadrul managementului de proiect (Activitatea 0.2), a fost organizata, conform planului de lucru stabilit, prima reuniune, "Kick of Meeting" in cadrul proiectului "Sisteme avansate de acoperiri metalice pentru structuri compozite pentru Aplicatii Spatiale", acronim ADCOTMAT, a fost stabilita structura paginii web a proiectului ADCOTMAT si a fost intocmit si respectiv predat raportul de faza catre autoritatea contractanta.

Rezultate Etapa I

Prima etapa a proiectului prezinta o parte preliminara de studiu privind materialele compozite avansate, sistemele de acoperiri metalice pentru structuri spatiale din materiale compozite si definirea proceselor, cerintelor preliminare privind dezvoltarea acestora. In introducere, este prezentata pe scurt situatia pe plan national si international privind materialele compozite avansate, sistemele de acoperiri pentru aplicatii spatiale, procesele si tehnologiile asociate. Ulterior s-a facut o definire generala a cerintelor preliminare privind sistemele de acoperiri de suprafata. Aceste rezultate ale primei etape stau la baza Etapei II a proiectului, "Selectia materialelor si experimentare". Stabilirea unor cerinte clare, la care structura spatiala din materiale compozite integrand sisteme inovative de acoperiri va trebui sa raspunda, constituie baza intregului proiect, iar intelegerea fenomenelor si a parametrilor exacti la care structura acoperita este supusa vor asigura buna desfasurare a proiectului si obtinerea rezultatelor la nivelul dorit. Etapa I include de asemenea si activitatea "Management si diseminare". In cadrul acestei activitati au fost realizate: intalirea de lansare a proiectului "Kick-of-Meeting" si o prima iteratie privind structura paginii web a proiectului. Raportul fazei I a proiectului a fost intocmit si predat catre autoritatea contractanta ROSA.

Etapa II - STAR ctr.81/2013

Titlu etapa II : "Selectia materialelor si experimentare "

Perioada de desfasurare : 18/12/2013-31/12/2014

Activitati Etapa II:

• II.1 Definirea cerintelor specifice

• II.2 Selectia materialelor si a proceselor/tehnologiilor specifice- Variante experimentale

• II.3 Studii privind standardele ESA si materialele, normele, testele de certificare a structurilor spatiale

• Management si diseminare

Rezultate obtinute:

- Cerintele specifice legate de condi?iile critice de functionare in spa?iu pentru structurile (mecanice) dezvoltate. Setul de cerinte a fost elaborat avand la baza standardele ESA (ECSS) indicand conditiile "On-ground Environment" (pe pamant, inaintea lansarii), "Launch Environment" (la lansare), "Space Environment" (in spatiu) ce trebuie sa fie luate in considerare atunci cand se proiecteaza si se fabrica o structura spatiala a unui subsistem intr-un satelit.

- Materialele selectate utilizate la realizarea structurii spatiale a unui subsistem intr-un satelit (substrat si sistemul de acoperiri de suprafata), prezentarea proceselor/tehnologiile specifice atat pentru fabricarea substratului cat si pentru acoperirile de suprafata, parametrii tehnici si variantele experimentale. Configuratiile structurale de materiale prezentate pentru substrat au avut ca scop obtinerea performantelor: rezistenta, rigiditatea si performantele mecanice necesare in momentul lansarii dar si o buna rezistenta la mediul critic LEO (obita terestra joasa, <1000km altitudine), in principal functionare in vid avansat (~1010¯⁶ Torr) cf. ECSS ECSS-Q-ST-70-02C (15.11.2008), rezistenta la temperaturi extreme (in functie de orientarea materialului fata de soare, cicluri termice [-100°C;+100°C]), rezistenta la radiatii ionizate (∝,ß, raze X, dar in principal UV si γ ). Configuratiile definite au la baza materiale compozite avansate de tipul CFRP (materiale polimerice termorigide ranforsate cu fibre de carbon). Configuratiile care au vizat sistemul de acoperiri de suprafata (metalice, nemetalice, oxidice, etc) au avut ca scop asigurarea rezistentei si durabilitatii structurii pe toata durata misiunii in mediul LEO (obita terestra joasa, <1000km altitudine), impact (micrometeoriti, particule tip "space debris), abraziune (expunere, coliziuni hipertermice cu specii atomice, ex. Atomi de oigen-AO), ecranarea radiatiilor ionizate.

- Doua studii privind standardele ESA si materialele, normele, testele de certificare a structurilor spatiale

- Reuniuni tehnice de lucru (nr.2/25.04.2014 si respectiv Nr.3/08.08.2014), diseminarea rezultatelor obtinute (prezentarea rezultatelor la conferinta Romanian Space Week, 12-16 mai 2014, Bucureti), actualizarea paginii web a proiectului ADCOTMAT (http://www.comoti.ro/ro/Proiect_ADCOTMAT.htm?pag=3) si raportarea rezultatelor obtinute (raport de etapa catre autoritatea contractanta).

Concluzii:

Obiectivele Etapei II "Selectia materialelor si experimentare" au fost atinse. In cadrul acestei etape s-au definitivat cerintele specifice pentru structura spatiala care integreaza designul structural pe baza de materiale compozite avansate ingloband sisteme de acoperiri de suprafata performante. Stabilirea unor cerinte clare, la care structura spatiala din materiale compozite integrand sisteme inovative de acoperiri trebuie sa raspunda, constituie baza intregului proiect, iar intelegerea fenomenelor si a parametrilor exacti la care structura acoperita este supusa asigura buna desfasurare a proiectului si obtinerea rezultatelor la nivelul dorit. Au fost stabilite materialele care vor fi studiate in etapa III a proiectului, dar si procesele si tehnologiile asociate de procesare, atat pentru structura de rezistenta cat si pentru sistemele de acoperiri. Doua studii de cercetare privind standardele ESA si materialele, normele, testele de certificare a structurilor spatiale au fost realizate. In cadrul activitatii de Management si diseminare au fost organizate doua reuniuni tehnice de lucru, s-a actualizat pagina web a proiectului cu cele mai recente rezultate obtinute (Etapa I) care au si fost diseminate in cadrul conferintei Romanian Space Week 12-16 mai 2014. A fost elaborat si transmis catre autoritatea contractanta raportul de etapa.

Etapa III Ctr. 81 ROSA/2013 - ADCOTMAT -

Titlu etapa a III-a : Dezvoltarea si evaluarea solutiilor de design pentru structurile spatiale tip carcase "packaging"

Perioada de desfasurare : 31.12.2014 - 11.12.2015

Activitati Etapa III:

• III.1 Modele CAD si dezvoltarea designului structural de material

• III.2 Simulari cu element finit FEM a designului structural/modelelor de materiale a structurilor spatiale din compozit cu acoperiri metalice

• III.3 Selectia configuratiilor de testare optime: materiale, design structura, parametrii de proces si elaborare tehnologii de laborator

• III.4 Proiectarea matritei pentru structurile spatiale din compozit cu acoperiri metalice

Rezultate obtinute:

Activitatea III.1
Structura tip "packaging" propusa pentru dezvoltare in cadrul viitoarei etape a proiectului este structura de rezistenta a unui nanosatelit CubeSat tip 2U. Conceptul de CubeSat a fost dezvoltat din anul 1999 ca o colaborare intre Universitatea Politehnica din California (California Polytechnic State University) si Universitatea Stanford (Stanford University's Space Systems Development Laboratory - SSDL). CubeSat-ul este un satelit in miniatura, un echipament cu masa redusa si dimensiuni mai mici decat ale unui satelit conventional, acest tip de echipament este tot mai utilizat in ultimii ani pentru diferite tipuri de misiuni. Pentru realizarea modelelor CAD a fost utilizat programul SOLIDEDGE ST4. Modelul experimental va fi fabricat cu pereti plini conform schitei CAD prezentata in Figura 1a, dupa fabricare urmand a fi prelucrate mecanic toate fetele acestuia (Figura 1b) utilizand un sablon.

Figura 1 Modelul CAD optim al structurii CubeSat 2 U. a) Model CAD optim - CubeSat cu fete pline; b) Model CAD optim - CubeSat cu fete prelucrate - structura finala

Pentru realizarea substratului au fost alesi doi precursori ai materialelor compozite polimerice tip prepreg:
- EP 127-C20-45 T2 (matrice termorigida amestec epoxidic - cianat ester, faza de armare 60% fibre de carbon);
- M49/42%/ 200 T2X2/ CHS-3K (matrice termorigida epoxidica, faza de armare 58 % fibre carbon).
Au fost evaluate diferite tipuri de acoperiri: materiale metalice (Zn, Al, Cu), compusi intermetalici (Ni-Al: 95-5), si respectiv materiale cu structura gradual functionalizata de tipul "functionally graded material -FGMs" (Zn/ Ni-Al: 95-5, Zn/Ni-Al:95-5/Cu). Acoperirile tip FGM sunt caracterizate de o variatie graduala in volum, in compozitia chimica si structura, care conduc la un gradient al proprietatilor in material, permitand obtinerea unor materiale sau sisteme de acoperiri de suprafata multifunctionale.

Activitatea III.2
Simularile numerice (analiza statica si analiza modala) au fost realizate pe doua design-uri de material utilizand programele NASTRAN si ANSYS. Conditiile impuse pentru realizarea calculelor de rezistenta au fost fortele si accelaratiile maxime din timpul lansarii in cazul utilizarii lansatorului Vega. Designul 1 consta intr-o structura CubeSat avand un substrat compus din 8 pliuri de material M49/42%/200T2X2/CHS-3K ce integreaza simetric in structura o foita metalica de aluminiu (grosime 0.009 mm) si un sistemul de acoperire metalica de tipul gradual stratificat ce prezinta o grosime totala de 100 μm fiind compus din doua materiale metalice: un strat de Zn (50 μm) si un strat de NiAl 95:5 (50 μm). Designul 2 consta intr-o structura CubeSat cu substratul compus din 8 pliuri de material EP 127-C20-45 T2 ce integreaza simetric in structura o foita metalica de tantal (0.08 mm), iar acoperirea metalica este formata dintr-un singur strat de Cu (50 μm).

Figura 2 Simulari FEM ale structurii CubeSat - Design 1

Figura 3 Simulari FEM ale structurii CubeSat - Design 2

Ca o concluzie preliminara, structura CubeSat tip 2U din compozit CFRP care integreaza sisteme de acoperiri de suprafata metalice, prezinta in regim static o rezistenta mecanica foarte buna la solicitarile considerate, preluate din Manualul lansatorului Vega. In ceea ce priveste analiza modala, din punct de vedere al cerintelor misiunii (utilizand lansatorul Vega) frecventele proprii ale CubeSat-ului se incadreaza in limitele impuse, fiind in afara domeniului critic de 1 - 125 Hz.

Activitatea III.3
In cadrul Activitatii III.3 au fost propuse diferite configuratii pentru realizarea substratului utilizand cei doi precursori ai materialelor compozite avansate si integrand in structura sisteme de pulberi sau foite metalice cu numar atomic ridicat, acestea avand un rol important in vederea cresterii protectiei structurii impotriva radiatiilor gamma (conceptul Low Z - High Z - Low Z). O prima configuratie propusa pentru realizare si testare a fost un laminat format din 8 pliuri de prepreg ce integra simetric in structura o foita metalica de aluminiu (grosime 0.009 mm, Z=13). Aceeasi configuratie formata din 8 pliuri de prepreg este propusa, dar integrand simetric in structura o foita de tantal (grosime 0.08 mm, Z=73). Alte configuratii au integrat in structura aditii de pulberi: configuratii formate din 8 pliuri de prepreg integrand dupa fiecare 2 pliuri pulberi metalice. Pulberile selectate pentru aceste configuratii au fost: pulberi metalice din aliaj alumniu-siliciu (88% aluminiu, 12% siliciu), pulbere de nichel (cu puritate >90%, Z=28), pulbere de molibden (diametrul particulelor 45 μm, Z=43). In vederea realizarii substratului din materiale compozite avansate a fost selectata pentru utilizare tehnologia autoclavei.
Au fost evaluate doua metode de acoperire a suprafetelor: metalizare prin pulverizare termica si magnetron sputtering. Materialele selectate pentru realizarea acoperirilor de suprafata ale configuratiilor propuse au fost: aluminiu, zinc, cupru, materiale cu structura gradual functionalizata de tipul "functionally graded material -FGMs": Zn/ Ni-Al: 95-5 si respectiv Zn/ Ni-Al: 95-5/Cu.

Activitatea III.4
Modelul CAD optim selectat a fost utilizat ca data de intrare pentru proiectarea matritei structurii spatiale. Au fost propuse trei modele de matrite cu pereti plani si trei materiale din care pot fi fabricate:

- lemn - acesta este un material usor de prelucrat, poate fi folosit la temperaturi ce depasesc 100⁰C, punctul de aprindere al lemnului fiind intre 200 si 275^oC (Figura 4);

Figura 4 Model CAD al matritei realizata din lemn

- Necuron 702 - material distribuit sub forma de placi din rasini epoxidice cu temperaturi de lucru cuprinse in intervalul 130 - 140^oC, pot fi folosite pentru realizarea matritelor pentru structuri din compozite polimerice armate cu fibre de carbon;

Figura 5 Model CAD al matritei din Necuron 702

- Otel - pentru fabricarea acestei matrite sunt necesare mai multe placi din otel; matrita a fost proiectata astfel incat sa permita fabricarea mai multor structuri din material compozite polimerice simultan (Figura 6).

Figura 6 Model CAD al matritei metalice : a) capac CubeSat; b) componenta centrala CubeSat

CONCLUZII:
Obiectivele Etapei III "Dezvoltarea si evaluarea solutiilor de design pentru structurile spatiale tip carcase "packaging"" au fost atinse. In cadrul prezentei etape: a fost stabilita structura care va fi fabricata in urmatoarea etapa a proiectului: CubeSat model 2U; a fost proiectata structura, definindu-se diferite modele CAD, ulterior fiind selectat design-ul geometric optim. De asemenea, au fost definitivate aspecte cu privire la design-ul structural de materiale pe baza rezultatelor simularilor numerice (analize cu elementul finit). Configuratiile de material propuse pentru fabricare si testare, au fost evaluate, o serie de analize preliminare au fost realizate la nivel de laborator pentru caracterizarea materialelor substrat si sistemelor de acoperiri metalice de suprafata (caracterizare microstructurala, analize termogravimetrice si calorimetrie diferentiala dinamica (TG-DSC), determinarea conductivitatii termice a probelor, iradierea probelor din materiale compozite polimerice (radiatii ?), determinarea coeficientului de dilatare, determinarea rezistentei la zgariere liniara analize ale proprietatilor tribologice). De asemenea, in cadrul prezentei etape, au fost propuse diferite solutii privind proiectarea (design-ul geometric) dar si materialele pentru matrita ce va fi utilizata pentru fabricarea structurii nanosatelitului CubeSat 2U din materiale compozite avansate. In cadrul activitatii de Management si diseminare a fost organizata o reuniune tehnica de lucru, a fost actualizata pagina web a proiectului cu rezultatele Etapei II a proiectului si au fost prezentate rezultatele proiectului in cadrul Romanian Space Week 27-29 Mai 2015.

Etapa IV Ctr. 81/ ROSA - ADCOTMAT -

Titlu etapa a IV-a : "Realizarea structurilor spatiale din compozit cu acoperiri metalice tip carcase "packaging" - modele experimentale. Validarea prin Campania de testare"

Perioada de desfasurare : 17.12.2015 - 29.09.2015

Activitati Etapa IV:

• IV.1 Fabricarea matritei(lor) pentru structurile spatiale usoare cu acoperiri metalice tip carcase "packaging"

• IV.2 Realizarea structurilor spatiale usoare cu acoperiri metalice tip carcase "packaging", model experimental

• IV.3 Caracterizare si evaluare: teste

Rezultate obtinute:

Activitatea IV.1
In cadrul Activitatii IV.1 au fost realizate doua matrite utilizate pentru fabricarea structurilor spatiale usoare. Pentru realizarea matritelor au fost evaluate in prealabil urmatoarele:

• design-ul final al structurii spatiale usoare;

• modelul CAD al matritelor;

• materialul selectat pentru fabricarea structurilor spatiale usoare;

• materialul selectat pentru realizarea matritelor.

Design-ul final al structurii spatiale usoare
Initial (in Etapa III) s-a optat pentru realizarea unei structuri CubeSat cu o singura componenta detasabila, in urma unor analize suplimentare s-a concluzionat ca este mai bine sa fie realizata structura spatiala cu doua componente detasabile (capace), componenta centrala fiind fixa si realizata din pliuri continue de material compozit, astfel asigurandu-se o rezistenta mecanica superioara in zona respectiva.

Figura 1 Model CAD CubeSat - design final. a) Model CAD CubeSat cu fete pline; b) Componente CubeSat; c) Model CAD CubeSat cu fete frezate

Design-ul matritelor
Pentru realizarea structurii CubeSat au fost proiectate doua matrite: o matrita pentru realizarea capacelor structurii si o matrita pentru realizarea componentei centrale a acestuia. Matritele au fost proiectate astfel incat sa permita realizarea in mod simultan a doua componente (Figura 2).

Figura 2 Matritele proiectate pentru fabricarea CubeSat-ului. a) Modelul CAD al matritei duble utilizata pentru fabricarea componentei principale a CubeSat-ului; b) Model CAD al matritei utilizate pentru fabricarea capacelor CubeSat-ului

Materialul selectat pentru fabricarea structurilor spatile usoare
Materialele utilizate in industria spatiala trebuie sa prezinte performante ridicate, cum sunt: un grad de degazare redus, rezistenta ridicata la microfisurare, stabilitate dimensionala (coeficient de dilatare termica redus) in timpul expunerii la temperaturi ridicate sau scazute (cicluri termice), rezistenta la radiatii gamma, atac cu atomi de oxigen, iradiere cu protoni, electroni, radiatii UV si VUV. Materialul selectat pentru realizarea structurii finale a fost EP 127-C20-45 T2. Acesta a fost selectat datorita rezistentei ridicate in cazul functionarii atat la temperaturi negative cat si pozitive (-55...+185^oC) si datorita studiilor bibliografice realizate cu privire la rezistenta materialelor compozite polimerice in spatiu, rasinile cianat ester fiind utilizate pentru fabricarea componentelor structurale in aplicatii aerospatiale (componente ale satelitilor, antene, reflectoare, elemente optice, detectoare de mare precizie, substraturile panourilor solare etc.). Design-ul structural de material integreaza conceptul Low Z - High Z - Low Z, acesta avand un rol important in vederea cresterii protectiei structurii impotriva razelor cosmice formate in special din protoni, electroni, ioni grei si particule alfa.

Materialul selectat pentru realizarea matritei Materialul selectat pentru fabricarea matritelor a fost Necuron 702. Necuron 702 este un material distribuit sub forma de placi realizate din rasina epoxidica. Acest material poate fi utilizat pentru fabricarea matritelor necesare realizarii de structuri din materiale compozite polimerice armate cu fibre.
Tabelul 1 Proprietatile Necuron 702

Procesul de fabricare a matritelor din Necuron 702
Dintr-o placa de Necuron 702 au fost debitate componentele matritelor, ulterior fiind frezate. Suprafetele active ale matritelor trebuie sa fie plane si sa aiba o rugozitate cat mai redusa pentru a fi evitata aderarea materialului compozit polimeric la suprafata matritei si pentru obtinerea unor suprafete uniforme a structurilor. Astfel pentru a reduce rugozitatea matritelor acestea au fost slefuite cu hartie abraziva ulterior fiind aplicat un gelcoat - Necuron V7.

Activitatea IV.2
Tehnologia de fabricatie aleasa pentru realizarea structurilor spatiale usoare este tehnologia autoclavei. In Figura 3 sunt prezentate componentele structurii fabricate.

Figura 3 Componentele structurii Cubesat realizate: a,b,c) componenta centrala; c) capacele structurii

Design-ul de pe fetele Cubesat-urilor a fost realizat cu ajutorul unor masini de debitare cu jet de apa.

Figura 4 a) Componenta centrala a CubeSat-ului in timpul debitarii cu jet de apa; b) Componenta centrala ulterior debitarii design-ului; c) Capace CubeSat

Figura 5 a) Componenta centrala a CubeSat-ului ulterior sablarii; b) Componenta centrala a CubeSat-ului in timpul procesului de metalizare; c) Componenta centrala a CubeSat-ului ulterior metalizarii

Figura 6 Structuri CubeSat asamblate

Activitate IV.3
In cadrul acestei activitati au fost realizate doua tipuri de investigatii:

• teste mecanice in regim de vibratii;

• teste de iradiere cu protoni;

• teste de iradiere cu electroni.

Teste mecanice in regim de vibratii Testele mecanice in regim de vibratii au vizat reproducerea in laborator a mediului dinamic in care este lansat satelitul. Structurile CubeSat au fost supuse la diverse profile de testare pentru a se observa daca indeplinesc conditiile de calificare pentru structuri mecanice spatiale. Testele mecanice in regim de vibratii au fost realizate conform cerintelor impuse calificarii nanosatelitilor 2U din cadrul programului QB50. Pentru realizarea testelor mecanice in regim de vibratii a fost utilizata o masa vibranta. Structurile au fost validate, iar primul mod de vibratii al acestora a depasit 100Hz.

Figura 7 Montarea structurilor pe dispozitivul de vibratii

Teste de iradiere cu protoni Anterior realizarii testelor propriu-zise au fost realizate simulari cu ajutorul programului SRIM (Stopping and Range of Ions in Matter) ce permite calcularea interactiunii ionilor cu diverse materiale. Pentru realizarea simularilor au fost utilizate design-urile structurale ale celor trei CubeSat-uri impreuna cu referinte din CFRP si aluminiu. A fost considerata o energie a fasciculului de 15 MeV si densitatea de 1,45 g/cm³ a CFRP-ului. In urma simularilor s-a constatat ca cele trei design-uri structurale de material propuse nu permit trecerea unui fascicul cu energia de 15 MeV, cele mai bune performante fiind inregistrate in cazul probei ce integreaza foita de Ta si cu acoperire de Zn/Monel.
Testele de iradiere cu fascicul de protoni au fost realizate in cadrul Institutului National de Cercetare-Dezvoltare pentru Fizica si Inginerie Nucleara Horia Hulubei, utilizand acceleratorul HVE FN Tandem Van de Graaff de 9MV. Probele au fost utilizate ca tinta pentru fasciculul de protoni si au fost introduse in incinta aparatului, incinta ce a fost ulterior vidata (nivelul vidului 3*10^-6 bari). In spatele probelor, dupa magnetul de inalta energie, a fost asezata o cupa Faraday pentru a putea inregistra curentul ce trece prin proba. Timpul de iradiere per proba a fost intre 15÷30 s, iar energia fasciculului a fost de 15,8 MeV.
In urma iradierii cu protoni a probelor s-au constatat ca probele realizate din CFRP ce integreaza acoperiri metalice de suprafata si conceptul LowZ - High Z - Low Z nu permit trecerea fasciculului si nu a fost inregistrat curent electric la nivelul cupei Faraday iar rezultatele oferite de simularile SRIM sunt corecte.

Teste de iradiere cu electroni Scopul realizarii acestor teste a fost determinarea procentului de atenuare a debitului de radiatii ionizante (fascicul cu energia medie de 6MeV). Iradierile s-au efectuat la Institutul National de Cercetare-Dezvoltare pentru Fizica Laserilor, Plasmei si Radiatiei, din cadrul Laboratorului Acceleratoare de Electroni, utilizand acceleratorul liniar de electroni ALID-7. In urma acestor teste s-a constatat ca toate probele din materialele compozite realizate atenueaza fasciculul de electroni (procent de atenuare cuprins in intervalul 6,7÷58,7%). A fost determinata capacitatea de atenuare a energiei electronilor de catre acoperirile metalice de pe suprafata compozitelor polimerice. Astfel la o grosime de ~200 μm acoperirea cu Zn atenueaza 0,245 MeV, la o grosime de ~200 μm acoperirea cu Babbitt atenueaza 0,253 MeV si acoperirea cu Zn/Monel (~100 μm / ~100 μm) atenueaza 0,274 MeV, in timp ce foita de Ta integrata in substraturile compozite (grosime 0,08 mm) asigura o atenuare cu 0,240 MeV a energiei electronilor.

Concluzii:
Obiectivele Etapei a IV-a au fost atinse in totalitate. Au fost fabricate matritele utilizate pentru realizarea structurilor spatiale usoare - CubeSat pornind de la design-ul final al CubeSat-ului, de la materialele selectate atat pentru structura cat si pentru matrita si de la modelele CAD ale matritelor realizate. Au fost realizate 3 structuri CubeSat din CFRP integrand conceptul Low Z-High Z-Low Z (foita de Ta) si sisteme de acoperiri de suprafata (acoperire cu Zn, acoperire cu Babbitt, acoperire cu Zn si Monel). Cele trei structuri CubeSat metalizate au fost testate mecanic in regim de vibratii. Structurile au fost validate, primul mod de vibratii depasind 100Hz. Au fost realizate teste de iradiere cu protoni si electroni (particule incarcate electric regasite in spatiu) constatandu-se ca design-urile de material propuse asigura protectie impotriva radiatiilor ionizante.
In cadrul activitatii de Manangement si Diseminare a fost organizata o reuniune tehnica de lucru, a fost actualizata pagina web a proiectului, au fost prezentate rezultatele preliminare ale prezentei etape in cadrul Romanian Space Week 2016 organizata de catre autoritatea contractanta ROSA si a fost publicat un articol in Revista de Materiale Plastice (Voicu. R. - "CFRP Composite behaviour under extreme environmental exposure", Revista de Materiale Plastice, Vol. 53, Nr. 3, 2016).