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II Conferencia Internacional de Usuarios de ANSYS

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Ingeniería, Desarrollo y Manejo de Información

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30, 31 de Octubre y 1 de Noviembre

Sección de Estudios de Posgrado e Investigación.

Escuela Superior de Ingeniería Mecánica y Eléctrica Unidad Profesional Ticomán

Instituto Politécnico Nacional

Ing. Joel N. Jiménez L.; M. en C. Asur Cortes G.



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Resumen

Una vez realizada la primera parte de la metodología referente al diseño térmico en satélites las cargas térmicas a las que es expuesto son conocidas, cargas determinadas por la geometría rectangular y las características de la órbita, posteriormente se procede a crear el modelo en el programa de análisis por elemento finito ANSYS, este modelo de la estructura del satélite, se analiza utilizando el modulo de transferencia de calor para los casos “caliente” y “frío”, siendo los casos mas críticos a los que opera en órbita. Este análisis nos permite conocer la distribución de temperaturas en la estructura con lo que es posible posicionar adecuadamente el lugar que ocuparan los dispositivos de mayor sensibilidad a los cambios térmicos y se evita un mal funcionamiento de los mismos, con este posicionamiento se contribuye al aumento de la vida útil del satélite.



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E

En la actualidad es común el empleo de satélites para una diversidad de utilidades, que van desde, comunicaciones, predicción del clima, localización geográfica, astronomía, seguridad nacional, uso militar, etc. Básicamente la tecnología aeroespacial ha crecido considerablemente desde la primera puesta en órbita de un satélite, tal como lo fue el Sputnik ruso (1957), este avance ha aumentado las capacidades y el campo de empleo de los satélites. Este crecimiento tecnológico ha sido ya explotado comercialmente, esto, por algunas compañías que se dedican al diseño, construcción y puesta en órbita de satélites, es decir, todo el proceso desde el proyecto conceptual hasta ya tener al satélite operando en órbita, cabe mencionar que el costo monetario es muy alto, es por ello que muchos proyectos quedan solo en “papel” y no es posible finalizarlos. En el México actual el uso de satélites es también cotidiano, pero las empresas que ofrecen el servicio satelital solo se encargan de su operación y control ya en órbita, el diseño y construcción esta por demás mencionar, es solicitado a empresas extranjeras del área aeroespacial.

De esto que sea importante que se incrementen trabajos en este campo, a fin de evitar el rezago en esta área de la ciencia, razón que motivo el desarrollo de este trabajo.

En el siguiente trabajo se presenta el análisis térmico preliminar en la estructura de un satélite, se selecciono el caso de un satélite en órbita polar a una altura de 1000 km, un satélite del tipo caja estabilizado en sus tres ejes, con la estructura compuesta de paneles rectangulares y un cilindro central, se analiza su operación en sus Casos Caliente y Frío, con lo que se simula en ANSYS la conducción y radiación debido a las cargas térmicas en los casos mencionados.



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El ambiente térmico y los flujos de calor en órbita.

Debido a la ausencia de convección atmosférica en el espacio, el control térmico del satélite en órbita, se realiza usualmente por el balance de la energía emitida por el satélite como radiación infrarroja contra la energía disipada por los componentes internos más la energía absorbida del ambiente [8] que son las causas del calentamiento del satélite, este calentamiento del satélite en órbita es debido en lo referente al ambiente, por causa principalmente de tres fuentes: 1) Proveniente de la radiación solar. (Llamado Solar directo)2) La radiación solar que es reflejada por la Tierra. (Llamada comúnmente Albedo)3) La radiación de onda corta emitida por la Tierra y su atmósfera. (Llamada emisión terrestre)

Fig.1 Ambiente térmico.



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1) Solar directo.La luz solar es la mas grande fuente de calentamiento incidente en órbita en los satélites. Sin embargo, debido a la órbita elíptica de la Tierra alrededor del Sol, la intensidad de la luz solar que alcanza la Tierra varia aproximadamente 3.5%, dependiendo de la distancia de la Tierra al Sol. En el solsticio de verano la intensidad esta al mínimo y al máximo en el solsticio de invierno [8].La radiación proveniente del Sol sobre una superficie se caracteriza por el flujo solar, S (W/m2), comúnmente conocida como la constante solar, y por la orientación con respecto al Sol [9].

El flujo de calor debido a la radiación solar que incide sobre una superficie es[9]:

cosS as Sq

Donde qs (W/m2) es la energía solar cuando el vector solar (magnitud S) incide a un ángulo a la superficie normal..

2) Albedo.Albedo (del Latin albus, para blanqueza) es el calor incidente que es reflejado por la Tierra de la luz solar. Es comúnmente considerado dentro del mismo espectro de la radiación solar y es usualmente expresado como una fracción de la constante solar, esto es [9]:

SA fDonde f es conocido como el factor de albedo. Como una primera aproximación uno puede asumir un valor de f del 333%[8]

3) Emisión terrestre.La Tierra no solo refleja la luz solar, también emite radiación de onda larga IR. La Tierra, al igual que un satélite, consigue el equilibrio térmico por el balance de la energía recibida (absorbida) del Sol con la energía re-emitida como radiación IR[8]. La radiación emitida por la Tierra es considerada difusa y equivalente en intensidad y longitud de onda a una superficie negra a -20°C, lo cual da un valor nominal de flujo terrestre E de 236 W/m2 [9].A veces se usa una tolerancia de 38W/m2 (16%) en análisis térmicos.



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Tipo Flujos normales incidentes

Flujos normales incidentes absorbidos

Solar directo

Albedo

Emisión terrestre

Determinación del flujo normal incidente.

Los flujos normales incidentes por la superficie dependerán del factor de visión con respecto a la Tierra, este problema se relaciona a encontrar el factor de forma o visión de una superficie plana a una esfera [9].

cosSsqs

sas qq ,

AerA Fq A

saA qq ,

EetE Fq E

saE qq ,

Además si consideramos la absortancia de la superficie, los flujos normales incidentes absorbidos :

Se consideran valores de:S =1400W/m2 (Sol Máximo) y 1306 W/m2 (Sol Mínimo)A= 0.36SE=224(Sol Máximo) y 208 W/m2 (Sol Mínimo)

Los Factores de visión encontrados fueron:(Emisión Terrestre) Fet=0.192(Albedo) Fer=0.061

Terrestre Albedo

*La absortancia que es la propiedad del revestimiento del satélite, pinturas blancas, negras, etc.



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Características generales:

Orbita Polar Circular Inclinación: 90° Altura: 1000 Km Radio de órbita: 7378.14 Km Velocidad satélite: 26460 Km/hr Período: 105.11 min (1.752hr)

Seguimiento Terrestre



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Estructura primaria:

Dimensión exterior: 2x2x1 m Paneles rectangulares: 2x1 m Cilindro central: R= 0.5m, Largo= 1m Paneles Interiores: 0.5x1 m Material Aluminio 6061-T6 Espesor 0.0035 m Revestimiento exterior: TEFLON 1.0 MIL (α =0.2 y ε=0.5) *Panel Z+ y Z- con aislamiento (MLI)

TIPO X+ X- Y+ Y-

FLUJO DE CALOR TOTAL

(W/m2)

76.2 76.2 13.72 13.72

Cargas térmicas

TIPO X+ X- Y+ Y-

FLUJO DE CALOR TOTAL

(W/m2)

264.8 8.6 8.6 8.6



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Se creo el modelo geométrico. Selección del elemento “Thermal Shell” Se definió la constante real , espesor de 0.0035m

Propiedades del material: Conductividad térmica: 221 W/m°K Densidad: 2710 Kg/m3

FASE DE PREPROCESAMIENTO

Se definieron divisiones para mallado: Paneles exteriores 12x6

Paneles interiores 3x6 Cilindro 24x6 Se creo el mallado con elementos de forma triangular.

FASE DE SOLUCION Se aplicaron los flujos de calor en el área correspondiente (X+,X-,Y+ y Y-) y temperatura del cilindro central 298°K, 2 tipos: Caso Frío y Caso Caliente. Se resolvió el sistema (Análisis en estado estable).



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FASE DE POSTPROCESAMIENTO

Gráficas de temperatura. Temperatura Máxima: 416.22 °K Temperatura Mínima: 298°K

Gráficas del flujo de calor en forma vectorial.

Animación de la temperatura Sol Mínimo.



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Distribución de temperaturas en paneles exteriores.

X+ Y-

Máxima temperatura en los extremos (407.373 °K)

Máxima temperatura en el centro (416.229 °K)



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Gráficas de temperatura. Temperatura Máxima: 499.28 °K Temperatura Mínima: 298°K

Gráficas del flujo de calor en forma vectorial.

Animación de la temperaturaSol Máximo.



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Distribución de temperaturas en paneles exteriores.

X+

Y-

X-

Máxima temperatura en los extremos (416.88°K)

Temperatura en los extremos ( 496.87°K y 416.86 °K)

Máxima temperatura antes de los extremos (499.27°K)



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El análisis por conducción nos mostró como se distribuye la temperatura para el flujo absorbido del ambiente(Solar directo, Albedo y Emisión Terrestre) y en este se considero la propiedad del revestimiento exterior, la absortividad (α=0.2).

Para estudiar la radiación en el recinto interior de nuestra estructura primaria, es necesario las temperaturaspromedio de los paneles, para esto es importante recordar la otra propiedad del revestimiento que es la emisitividad, (ε=0.5). Por lo que en una situación simplificada, el satélite puede considerarse en equilibrio térmico al recibir calor del ambiente y que pierde calor hacia el espacio por radiación [12].

De aquí que:

Calor absorbido del ambiente = Calor radiado al Espacioen la estructura

Para cada panel:

Qpanel = Qradiado

Por lo que:

4prppanel TAQ

4

p

panelpr A

QT

Ya con esta temperatura promedio del panel es posible analizar la radiación en el recinto, ya que son considerados la absortancia y emitancia del revestimiento del material.



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Se creo el modelo geométrico*. (*Solo la mitad del recinto interior).

Selección del elemento “Thermal Shell” Se definió la constante real , espesor de 0.0035m

Propiedades del material: Conductividad térmica: 221 W/m°K Densidad: 2710 Kg/m3

Calor específico: 896 J/Kg°K Modulo de Elasticidad: 68.9 GPa Relación de Poisson: 0.35


Se definieron divisiones para mallado: Paneles exteriores 6x3

Paneles interiores 2x3 Medio Cilindro 12x3 Se creo el mallado con elementos de forma triangular.

FASE DE SOLUCION

Se aplicaron temperatura en el en los paneles exteriores y cilindro central (Temperatura Promedio), 2 tipos: Caso Frío y Caso Caliente.

Se aplicaron posteriormente radiación en áreas, se definió tipo de recinto cerrado 1, emisitividad de 0.85, PINTURA BLANCA en el interior.



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TIPO X+ X- Y- Cilindro

TEMPERATURA PROMEDIO (°K)

184.3 184.3 125.8 298

TIPO X+ X- Y- Cilindro

TEMPERATURA PROMEDIO (°K)

200.3 198 152.8 298

... cont. FASE DE SOLUCION

Se utilizo el “Radiosity Solver Method”, tipo iterativo. En opciones constante de Stefan-Boltzmann (5.67 E-8 W/m2K4) , TOFFST=0 (T en °K). Como el problema es de radiación como forma dominante, se uso solución cuasi-estatica, tipo transitoria. (Recomendado para este método de “Radiosity”)



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Tespacio=3°K

Tpanel

Consideración:El panel se tiene una Temperatura (Tpanel) y pierde calor por radiación a su alrededor a una Temperatura del espacio (Tesp=3°K).

Se creo el modelo geométrico*. (*Solo un panel).

Selección del elemento “SOLID70” y “SURF152” Se definió: Propiedades del material: Conductividad térmica: 221 W/m°K Densidad: 2710 Kg/m3

Calor específico: 896 J/Kg°K Emisitividad 1 (Considerando radiando como cuerpo negro)

Se creo un extra nodo fuera para representar la temperatura exterior y generar los elementos de efecto de superficie.


FASE DE SOLUCION

Se aplico temperatura uniforme en el panel la máxima alcanzada, en Caso Frío y Caso Caliente. Se utilizó el método para radiación “Surface Effect Element”, ya que da la capacidad de simularla radiación entre una superficie y un nodo exterior. Al nodo se determino una temperatura de 3°K. Como es un análisis transitorio, se especifico una longitud de cálculo de 600 seg. Se definió un factor de forma de 1.

SOLID70

SURF152



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T panel= 200 °K después de 10 min (600s)

Tpanel= 188.5 °K

T panel= 184 °K después de 10 min (600s)

Tpanel= 175.6°K




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1) Al analizar térmicamente al satélite, deben considerarse los casos frío y caliente, donde se trabaja con flujo solar mínimo y máximo, valores usuales de 1300 y 1400 W/m2 , respectivamente.

2) Análisis por conducción: Este análisis nos permite encontrar la variación de temperaturas en el panel con lo que podemos estimar el calor neto en este, con lo que posteriormente considerando la emisitividad del material podrá encontrarse la temperatura promedio del panel.

- En Caso Frío, Sol Mínimo: Temperatura máxima de 416.2°K en el panel Y-.

Variaciones de temperatura en X+, en el centro de 364.9°K a 407.3°K en extremos. - En Caso Caliente, Sol Máximo:

En el panel X+, temperatura en el centro de 440°K. Temperatura variante en el panel Y-, Temperatura en extremos de 496.8 °K y 416.8°K.

En el panel X- temperatura máxima de 416.88°K en extremos, 360.22°K en el centro.

3) Análisis por radiación: Con la temperatura promedio del panel podemos estudiar la radiación en el interior, considerando un recinto cerrado y la propiedad de emisitividad del revestimiento en el interior.

- Sol Mínimo: El panel Y- decrece la temperatura en sus extremos. Los paneles interiores muestran una distribución de temperatura no uniforme, al igual el gradiente. En las esquinas se muestran variaciones.- Sol Máximo: Panel Y- decrece su temperatura en extremos. Distribución de temperaturas no uniformes en paneles interiores. Gradientes no uniformes en las esquinas.



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Puede observarse que el Panel Y- en su centro es donde existe la menor variación, en este puede montarse equipo de ser necesario.

En los paneles interiores podemos ver que en conducción y radiación su trabajo no es uniforme, por lo que no es recomendable montar equipo en estos, o de hacerlo utilizar interfases para montado.

4) Enfriamiento por radiación:A una temperatura espacial de 3°K, cuando el satélite no es afectado por las cargas térmicas, el satélite se “enfría”, esto en un rango de 10minutos los resultados son:

- Tpanel de 200°K baja a 188.5°K.- Tpanel de 184°K baja a 175.6°K.

5) Los resultado arrojan que será necesario utilizar elementos de control térmico, como calentadores eléctricos, caloductos, radiadores variables, etc., esto debido a que se alcanzan temperaturas bajas con un revestimiento exterior de TEFLON de absortancia de 0.2 y emitancia de 0.5, o es posible estudiarse otros casos con diferente revestimiento.

6) En el modelo analítico detallado deberán incluirse todos los elementos de control térmico a si mismo de la posición de los componentes electrónicos y otros además de su calor generado.

7) ANSYS es una valiosa herramienta para el diseño preliminar , ya que permite estudiar el problema con distintas variantes como cambio de conductividad, distintas cargas, etc.

... Cont. Conclusiones



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[1] Fortescue Peter & John Stark; Spacecraft systems engineering; 2nd. Edition; Ed.Wiley; Great Britain; 1995; pp. 11-36; pp. 337-264.[2] Griffin Michael D. & French James R; Space vehicle design; AIAA Education Series; AIAA; United States; 1991; pp. 15-83, 371-394.[3] Tribble Alan C.; The space environment: Implications for spacecraft design; Princeton University Press; New Jersey; 1995; pp. 1-21; pp.137-164; pp. 185-187.Princeton University press[4] Brown Charles D.; Spacecraft mission design; AIAA Education series; AIAA; United States; 1992; pp. 5-37; pp. 55-94.[5] Montenbruck Oliver & Gill Eberhard; Satellite orbits: Models, Methods and applications; Springer; Germany; 2001; pp. 1-13; pp. 77-83; pp. 107-112; pp.157-192.[6] Thornton Earl A.; Thermal structures for aerospace applications; AIAA Education Series; AIAA; Reston; 1996; pp. 27-43; pp. 63-140; pp. 285-342.[7] AIAA Aerospace design engineers guide; Fourth Edition; AIAA; Reston; 1998; pp. (9-1)-(9-7); pp. (10-1)-(10-79).[8] Gilmore David G.; Satellite thermal control handbook; The Aerospace Corporation Press; El Segundo; 1994; pp. (1-3)-(1-17); pp. (2-3)-(2-32); pp. (3-3)-(3-65); pp. (5-3)-(5-86).[9] Karam Robert D.; Satellite thermal control for systems engineers; Progress in Astronautics and Aeronautics; Volume 181; AIAA; Reston; 1998; pp. 1-12; pp. 13-43; pp. 45-66; pp. 67-90; pp.91-145.[10] Bate Roger R., Mueller Donald D. & White Jerry E.; Fundamentals of astrodynamics; Dover publications, inc.; New York; 1971; pp. 1-37; pp. 51-69.[11] Rosado R. Carlos; Comunicación por satélite; Editorial Limusa; México, D.F.; 2001; pp. 13-89; pp.277-379; pp. 371-449.[12] Lyle Robert, Stabekis Pericles & Stroud Robert; Spacecraft thermal control; NASA SP-8105; 1973.[13] Bonnie F. James, D.W. Norton & Margaret B. Alexander ; The natural space environment : Effects on spacecraft ; NASA RP-1350 ; 1994.

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