IDEAS-航天器热分析设计

3.4 Create a thermal coupling for the solar panels
Name: Solar Array Primary Elements: Group Primary Elements: SUN SIDE PANEL Secondary Elements: Group Secondary Elements: DARK SIDE PANEL Type: Conductive Thermal Conductivity：2
说明： 说明：建立电池阵边缘与主体的耦合传热 TMG will determine which elements of the main unit are the closest to the edge elements of the panels.
3.6 Create a non-geometric element at 17°C Name: Contents Fix temperature at: 17°C 说明：建立一个non-geometric element 代表主体内部的热传导 This element is coupled to the main unit in the next step. 3.7 Couple the spacecraft contents to the main unit
0.25 0.2 0.25
Shell0.5 Shell20
antenna beam
Mapped
说明： 说明：Define a beam mesh on the four edgesof the solar array
closest to the main unit
在电池阵靠近航天器主体处的四个边界进行网格划分 目的： 目的：建立电池阵与主体的耦合传热
转到划分网格应用模块
2.1 Material 建立 建立材料属性
Material
Mass Density (kg/m3) Thermal Conductivity (W/m C) Specific Heat (J/kg C)
Emissivity
Solar
Absorptivity
Reverse side
Reverse side
Emissivity
Solar Absorptivity
Reflector
Honeycomb Aluminum
1400 209 2100
16 21 200
1600 1600 1600
0.8 0.81 0.85
0.3 0.77 0.8
0.45
0.35
SunSide Panel
DarkSide Panel null
Physical Property Shell35 Shell0.5
Material
Mapped Mapped
Honeycomb Aluminum
SunSide Panel DarkSide Panel Reflector null
Solar array Dark side
Mapped
three-node triangle
2.3 Create the FE Model 创建有限元模型
2.4 分别对 分别对main unit 、solar array 和 antenna 定义网格划分
Mesh /Element type Main unit
Solar array Sun side
Element Length/ number 3*3*6 0.25
2100
200
1600
0.95
0.8
0
2.2 Physical properties 单元建立物理性质 选择 TMG/ESC 利用I 利用I-DEAS Thin Shell / Membrane Physical Prop Name： Thicknesses: 0.020m 分别建立 Name： Shell20 Shell0.5 0.0005m Shell35 0.035m
Orient the spacecraft. 人造卫星的姿势 Vector 1 ：The reflector must point at the Earth (Nadir). 天线必须指向赤道
Vector 1
Vector 2： The main unit long sides must be in the velocity direction (Velocity Vector). 航天器主体的长边必须在其运行轨道的速度方向上 Vector 2
轨道类型 ：经典的（Classical ）：任何轨道都可以定义为经典的轨道 经典的
需指定轨道倾角、 需指定轨道倾角、近地点和un Characteristics form 行星和太阳的特征 Sun Position: December Solstice （冬至点） 冬至点） Compute From December Solstice 说明： 说明：确定太阳的位置和计算太阳辐射的值 Orbit Parameters form 轨道参数 Eccentricity: 0.1 偏心率 Orbit Inclination: 45°轨道倾角：轨道平面与赤道平面的夹角 轨道倾角： Argument of Perigee: 50°近地点角距：轨道平面上近地点与升交点之间的夹角 近地点角距： Right Ascension of Ascending Node 升交点的赤经：在赤道平面上升交点与春分矢量的夹角 升交点的赤经： Right Ascension of Ascending Node:30°
说明：在电池阵两个表面建立耦合传热，导热系数为 2（W/m.C) 说明：在电池阵两个表面建立耦合传热 导热系数为 （ 3.5 Create an edge thermal coupling
Name: Array to Unit Primary Elements: Group Primary Elements: PANEL EDGES Secondary Elements: Group Secondary Elements: MAIN UNIT Type: Length Prop. Conductance / Length: 35 （W/m.C)
说明：建立 来代表Contents并建立 与MAIN UNIT 说明：建立non-geometric element 来代表 并建立 的热辐射耦合，利用这种耦合方法可以简化模型， 的热辐射耦合，利用这种耦合方法可以简化模型，少建立数百个单元
3.7 Define the orbit 定义卫星轨道
Orbit / Attitude Modeling Orbit Type: Classical 选择轨道类型 Classical
Transient Analysis of a Spacecraft in Orbit
具体内容如下 create parts using the Part Catalog define an orbit for the model set up transient analysis parameters evaluating temperature results
Transient Analysis of a Spacecraft in Orbit
11.25
§应用软件
软件介绍: 软件介绍:
I-DEAS
EDS I-DEAS是美国 是美国UGS子公司 子公司SDRC公司开发的 公司开发的CAD/CAM/CAE软件。 软件。 是美国 子公司 公司开发的 软件
1.Digital Simulation（数字化仿真） 2.I-deas机构设计（I-deas Mechanism Design 3.仿真模型构造（Simulation Modeling Set） 仿真模型构造（ 仿真模型构造 ） 4.仿真解算（Simulation Solution Set） 5.非线性求解器（Model Solution-Non-Linear） 6.变量化分析（Variationl Analysis） 7.响应分析（Response Analysis） 8.复合铺合分析（Laminnate Composites） 9.注塑冷却顾问（Part Advisor） 10.机械仿真（Mechanism Sim） 11.产品寿命预测（Durability）： 12.高级产品寿命预测（Advanced Durability） 13.电子系统冷却仿真（Electronic System Cooling） 14.传热仿真（TMG）： 传热仿真（ 传热仿真 ）：
2.5 Create element groups. 建立单元组 采用命令 Group —Auto Create—By Material
说明：组（Group）是一个用户定义的单元、表面、边或其他几何体的集合 在IDEAS软件中进行设计分析时，“分组”将模型组织成小的子集，有助于显 示和选择实体
网格划分如右图
下建模 在 Master Modeler下建模 模型组成： 模型组成： 1 main unit 航天器主体 1*2*1 （米） 2 solar array 太阳能电池阵 9.5*0.8*0.05 3 antenna 天线— 天线 抛物面
模型如下图
§Part2
Switch to meshing
Meshing the Spacecraft
Calculation Positions form 指定计算位置：通过求解一系列部分轨道可模拟卫星的飞行情况 指定计算位置： Note the orbit period that appears at the top of the form ：7230.206
S
Starting at the ascending node, 12 Calculation Positions will be distributed on the orbit. 说明：确定卫星的初始位置，指定计算位置的数目及他们在轨道上的分布。这些位置之处TMG在 说明：确定卫星的初始位置，指定计算位置的数目及他们在轨道上的分布。这些位置之处 在 轨道的什么地方计算卫星的环境热负荷。 轨道的什么地方计算卫星的环境热负荷。
建模 定义卫星轨道 定义暂态分析参数 结果评估
§Part1
Creating the spacecraft with the I-DEAS Master Modeler
Model File Name: spacecraft Application: Simulation Task: Master Modeler
§Part 3
Define boundary conditions and orbit parameters
Switch to TMG Thermal Analysis 3.1 Switch to the TMG task and check the shell element +Z triad orientation. 说明： 1 天线单元的辐射性质参数正反面是不同的 2 为了保证与环境的辐射换热，相应单元的正向必须指向外侧
Name: Contents to Unit Primary Elements: Group Primary Elements: MAIN UNIT Secondary Elements: Non-Geometric Secondary Elements: CONTENTS Type: Radiation Gray View Factor: 0.45
3.2 Create a Space Enclosure 建立一个包围模型的场 Space Enclosure Constant Temperature: -269°C 说明 ：TMG uses the Space Enclosure to model radiation from objects to a large surrounding environment. TMG通过Space Enclosure建立模型与环境之间的辐射换热 3.3 Create a radiation request for All Radiation 创建辐射请求表 目的：选择计算黑体视角系数的方法 共有5种类型的辐射请求： 封闭腔体（ 封闭腔体（Enclosure） ） 模拟从所有表面（及梁） 全辐射 （ All Radiation ）：模拟从所有表面（及梁）单元发出的辐射 组对组 （Group to Group ） 组内 (Among Group ) 组对全体 (Group to All)