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I-DEAS在航天器热分析中的应用

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I-DEAS在航天器热分析中的应用

钟杨帆, 朱敏波, 魏锋 (西安电子科技大学机电工程学院,陕西西安710071)

作者简介:钟杨帆(19Sl一),男,湖南澧县人,硕士研究生,研究方向为电子设备结构热设计; 朱敏波,男,硕士,副教授,研究方向为电子设备结构热设计与工程数据库设计; 魏锋,男,硕士研究生,研究方向为电子设备结构热设计。

摘要:为了保证航天器在宇宙空间热环境中安全可靠地工作,需要对航天器进行合理地热分析计算,针对航天器在轨工作的特征,介绍了I-DEASMasterSeriesTMG软件的主要功能,并通过TMG计算了一卫星模型的在轨瞬态温度场,为进一步的在轨热变形计算提供了必要的温度数据,并对以后的热控方案具有一定的参考作用。

关键词:热分析,热设计,I-DEAS,航天器,温度场
中图法分类号:V416、4 文献标识码:A 文章编号:1000.7024(2006)12.2306.03
Application of I·-DEAS in thermal·-analysis of spacecraft
ZHoNG Yang fan, ZHU Minbo, WEI Feng
(School of Mechanic-Electronic Engineering,Xidian University,Xi’an 7 1 007 1,China)
Abstract:In order tO maintain the high reliability of spacecraft in space thermal environment, the therm al-analysis of spacecraft must be done adequately.Aiming at the characters ofspacecraft working on the orbit,the main function ofI-DEAS master series TM G software is introduced. The on-orbit transient temperature profiles ofa spacecraft are calculated by using TMG. Th e necessary temperature data are provided for the therm al distortion an alysis and the selection ofthe therm al control measures.
Key words:thermal—analysis; thermal design; I-DEAS; spacecraft;temperature filed
0 引 言
卫星飞船和空间站在外层空间运行时,要长期经受太阳、行星和空间低温热沉的交替加热和冷却,引起高低温的剧烈变化,在最坏的情况下其温度变化幅度可达+150~C[11 7对于大部分星上仪器来说,在这样大幅度的温度变化的情况下是无法工作的。以前国外由于航天器的热设计不周而导致其温度过高或过低,从而影响其正常工作甚至停止工作的情况常有报道。因此,为保证航天器能正常工作,就必须对它们进行合理的温度控制,而通过计算分析温度场,就可以为热控系统方案的优化提供可靠的依据。航天器的热分析主要包括轨道计算、外热流计算和温度计算等方面。热计算的目的是根据航天器内外热状况及热措施来确定航天器各部分的温度变化规律,以便检验热设计是否已将各部分的温度控制在所要求的温度范围之内以及在给定的运行条件下是否预示航天器的实际运行温度。随着电子计算机的应用,航天器热分析逐渐走向成熟,并且用专业的热分析软件进行热分析 。国内目前较流行的软件有NEwLDA ,SINDA/G 和I-DEAS TMG。I-DEAS是美国EDS公司的产品,是全球最知名的MCAD软件之一。
I-DEAS是一个高度集成CAD/CAE/CAM/CAT系统,它在CAD/CAE一体化技术方面一直雄踞世界榜首,软件内含诸如结构分析、热力分析、优化设计和耐久性分析等真正提高产品性能的高级分析功能。本文使用了I-DEAS的TMG模块对一卫星模型的在轨瞬态温度进行了预算。
1 I-DEAS TMG模块简介
I-DEASTMG是一个全面的传热仿真程序,它能提供快速精确的方法求解复杂的传热问题。TMG与I-DEASMasterSeries融为一体。模型建立在设计的几何图形上,因而处于底层的零件的变化将在热模型中得到反映。有大量的工具用于创建、检查和求解热模型。I-DEAS TMG使用先进的有限差分控制体技术。可以解决传导、辐射、自然或强制对流、管流冷却和相位变化等传热问题。支持实体、壳、梁单元和任意网格形状。支持随温度变化的材料及各向异性材料。采用角系数计算辐射传热,可模拟漫反射、镜面反射和透射。热耦合技术在不连接、不匹配或不相似的网格之间建立热通路。强大的航天器轨道热效应分析,包含轨道环境热载、轨道和姿态模型构造及航天器自转等。共轭梯度求解器运用多种控制方法和运行选项进行稳态或瞬态热分析 。
2 用TMG进行航天器热分析的步骤
由于TMG和I-DEAS软件集成在一起,所以从建模、网格划分、边界条件和求解参数的设置以及后处理等热分析的全过程均可在I-DEAS软件中进行,无需附加的输入文件或几何转换。用I-DEAS TMG进行计算及仿真的过程可分为5个基
本步骤:几何造型、定义材料和物理特性、划分热模型网格、定义轨道参数以及求解和后处理。
2.1 几何造型
我们可使用I-DEAS中全部几何造型命令来构造热分析模型。由于I-DEAS实体建模是以变量化设计为基础且尺寸和约束驱动修改,因此构造、修改模型比较方便。用I-DEAS建立好的卫星模型如图1所示。
2.2 定义材料和物理特性
在有限元模型里,材料特性被用来定义单元的热特性。
当模型中单元生成时,就必须为单元定义一定的材料特性,因此,材料特性是分析模型中单元的一种属性。针对不同材料的实体传导和表面辐射,必须定义相应的热传导率和辐射率,TMG包含一个材料数据库,可以修改、增加材料。材料数据库拥有镜面反射和漫反射表面的涂层数据、热传导率、比热容等各种计算所需的材料特性Ⅲ。物理特性是单元的另一种属性,如壳单元的厚度、梁单元的横截面积等。
2.3 划分热模型网格
划分热模型网格包括划分传导单元网格、热耦合单元网格、热边界条件单元网格和流动曲面单元网格。传导模型可用三维线性六面体、楔形和四面体单元,非零厚度的二维线性薄壳单元和横截面积不等于零的一维线性梁单元来造型。耦合模型通常用壳单元来造型,梁单元和集中质量单元也可用来生成耦合。热边界条件可以设置在三维实体单元、二维壳单元、一维梁单元和集中质量单元上,也可在实体单元表面、壳单元的边上、梁单元的端点生成附加的单元来定义边界条件。而流动曲面只能用二维薄壳单元来造型。对图1中的模型全部采用壳单元有限元网格划分,其中太阳电池阵两表面间的传导用传导热耦合,而不是用三维实体热传导模型,卫星内部用了一个非几何单元建模并设定为一个固定的温度,这个非几何单元用辐射热耦合连接到卫星主体的6个表面。卫星主体和太阳电池阵分别用不同厚度的壳单元进行网格划分,其它部分被忽略不计。划分好的有限元模型如图2所示。

2.4 轨道任务设计
轨道任务编制包括定义轨道、卫星方位、有效载荷和太阳电池阵。在I-DEASTMG模块中轨道定义可以用多种方法描述,比如经典、B角、太阳同步、行星/太阳矢量等轨道类型。为了帮助设计人员校验轨道,先进的轨道可视化系统能帮助快速验证轨道定义的正确性,可以用动画把航天器模型沿轨道轨迹运动显示出来,本次计算卫星轨道参数为:① 轨道半长轴:8 885.95Km;②轨道偏心率:0.1;③ 轨道倾角:45。;④ 轨道周期:7 230.21秒;⑤ 轨道姿态:+z面为卫星的对地面,+Y方向为飞行方向;⑥ 升交点到轨道近地点地角距:5O。;⑦ 春分点到升交点的地心角距:30。;⑧ 轨道步长的划分轨道按照0~-360。进行12等分,如果轨道上有遮挡,两个附加的计算位置将被分别加在遮挡的起始处和终结处。轨道示意图如图3所示。
轨道定义后,与轨道、地球和太阳相关的卫星方位就定义了,自由度、旋转轴和旋转限制也相应被描述。TMG的联接功能对于诸如太阳电池阵列、跟踪天线或遥控设备等机械组
件的运动引起的瞬态辐射换热进行模拟。联接对被选择的单元项相对于模型中其它部分的刚体运动进行建模,在模型中支持转动和平动铰链,并提供了一套图形工具来对机械运动进行动画模拟。
2.5 求解和后处理
利用TMG的求解器可以求解模拟稳态和瞬态条件下的温度响应得热模型,对于在轨卫星的瞬态分析,瞬态热模型是通过在离散的时间段上积分求解的。时间步长只是时间域的网格,大的或快速的温度改变需要较细的时间步长,对于轨道卫星这样的周期模型中,应使用周期性收敛,当使用周期收敛时,TMG用指定的温差与循环的起点和终点温度相比,以判断是否收敛。除了热模型的温度结果外,TMG还可以获得热流、视角系数值和质量流率等更多的结果。求解参数设定以后,TMG就会自动进行计算。一旦求解过程结束,就可以把结果加载进模型文件中。温度结果可以用温度等值线显示法来评估温度结果。图4和图5是瞬态热分析的结果。通过瞬态热分析,能够得到该卫星在轨道上各个时刻的详细温度分布,从而为进一步的热变形计算 以及热控方案的实施提供了必要的温度数据。

3 结束语

I-DEAS TMG 热设计系统集成了全部空间飞行器设计环境。具有完全集成的功能来分析航天器的环境热,包括直接的太阳光源、星体反照率和行星热流。该模块包含一个复杂的系统用于构建航天器热分析各种复杂功能,使分析人员可以形象地了解卫星轨道、位置、轨道热载、温度及其它可用数据。为了反复校正设计参数,可以方便地修改设计数据。
应用的结果表明I-DEAS TMG对于求解航天器在轨温度场非常方便快捷,在需要进一步分析热变形和热应力时,热分析得出的温度分布可以直接应用于I-DEAS的结构分析中,这样能够大大提高分析效率和计算精度。

参考文献:
【l】 闵桂荣,航天器热控制【M】.第2版.北京:科学出版社,1998.
 [2] 朱敏波,何恩,曹峰云.星载天线热分析系统研究与开发【J】.计算机工程与设计,2004,25(12):225 1-2267.
【3】 叶宏,焦冬生,徐斌,等.I.DEAS热分析实用教程【M】.合肥:中国科学技术大学出版社,2003.
【4】 张立华.有限元法在空间飞行器天线反射器热分析中的应用[J].中国空间科学技术,1999,l9(1):32.37.
【5】 朱敏波,曹峰云,刘明治,等.星载大型可展开天线太空辐射热变形计算[J].西安电子科技大学学报,2004,3l(1):28.31.

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