SIMULAÇÃO COMPUTACIONAL DO AMBIENTE TÉRMICO E ESTRUTURAL DE VEÍCULOS ESPACIAIS

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1 CONVÊNIOS CNPq/UFU & FAPEMIG/UFU Universidade Federal de Uberlândia Pró-Reitoria de Pesquisa e Pós-Graduação DIRETORIA DE PESQUISA COMISSÃO INSTITUCIONAL DE INICIAÇÃO CIENTÍFICA 2008 UFU 30 anos SIMULAÇÃO COMPUTACIONAL DO AMBIENTE TÉRMICO E ESTRUTURAL DE VEÍCULOS ESPACIAIS Felipe Tannús Dórea 1 Universidade Federal de Uberlândia, Av. João Naves de Ávila, Campus Santa Mônica - Bloco 1M - Uberlândia/MG CEP: felipemectd@yahoo.com.br Ricardo Fortes de Miranda 2 Universidade Federal de Uberlândia rfmiranda@mecanica.ufu.br Humberto Araújo Machado 3 Instituto de Aeronáutica e Espaço, Comando Geral de Tecnologia Aeroespacial,, Praça Marechal Eduardo Gomes, 50 - Campus do CTA - Vila das Acácias- São José dos Campos /SP CEP: humbertoam@iae.cta.br Resumo: Neste trabalho, é descrita a metodologia empregada para a simulação da distribuição de temperaturas no invólucro e ambiente térmico interno da plataforma sub-orbital SARA (Satélite de Reentrada Atmosférica) durante o período de vôo, utilizando o software comercial Ansys. Foi implementada a geometria do SARA, já disponível na Divisão de Sistemas Espaciais (ASE) do Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando Geral de Tecnologia Aeroespacial (IAE\CTA), e considerado a geração de calor pelos equipamentos eletrônicos, a transferência de calor por convecção entre os equipamentos eletrônicos e o ar interno e a transferência de calor por radiação entre o invólucro da plataforma sub-orbital SARA e o espaço, de modo a determinar o efeito do aquecimento do ambiente térmico interno na estrutura e nas cargas úteis do SARA. Devido à falta de informações detalhadas sobre os componentes eletrônicos, as propriedades físicas consideradas foram as do alumínio, a potência dissipada por cada componente foi considerada como a potência total de funcionamento. Esta aproximação foi usada em virtude de não se conhecer a eficiência de cada componente eletrônico, as potências geradas foram distribuídas nos respectivos volumes. A análise foi realizada em regime transiente. Foram utilizadas quatro configurações de malha, com intuito de avaliar o tempo de processamento e a representatividade dos resultados obtidos com cada tipo de malha e observou-se que a modelagem do SARA pode ser feita utilizando a configuração de malha mais grosseira analisada, já que não houve uma mudança significativa dos resultados com o refinamento da malha, contudo houve uma mudança significativa no tempo de processamento, que era de 200 minutos na primeira configuração de malha analisada e diminuiu para 25 minutos para a última configuração. Os resultados foram satisfatórios, na maior parte do domínio a temperatura permaneceu abaixo do limite máximo de 60 C, apenas em quatro equipamentos a temperatura atingiu níveis maiores que 60 C, o que ocorreu devido à alta potência individual desses equipamentos, seu pequeno volume e a proximidade com outras fontes de calor. Palavras-chave Convecção Interna, Calor Dissipado, Plataforma Sub-Orbital SARA. 1 Acadêmico do curso de graduação em Engenharia Mecânica 2 Professor da Faculdade de Engenharia Mecânica e orientador do trabalho 3 Pesquisador do Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando Geral de Tecnologia Aeroespacial (IAE/CTA) e orientador do Trabalho

2 1. INTRODUÇÃO O SARA é concebido como uma plataforma recuperável para a realização de experimentos em ambiente de microgravidade, e vem sendo desenvolvido pelo Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando Geral de Tecnologia Aeroespacial (IAE/CTA). Sua massa total é da ordem de 150 Kg e a carga útil prevista por volta de 20 kg. A versão atualmente em desenvolvimento prevê o emprego em vôos sub-orbitais. A versão definitiva deverá ser capaz de manter-se em órbita de 300 Km ao longo da Terra por alguns dias. (MORAES JR, 1998) Em seguida, sua reentrada é induzida, e ele deve ser capaz de trazer o experimento intacto à superfície terrestre. A realização de experimentos em microgravidade permite, desde a produção de cristais homogêneos e quimicamente perfeitos, até a criação de novas ligas metálicas, novos componentes eletrônicos e pesquisas em biomateriais, enfim produtos tecnológicos que apresentam um comportamento diferente quando sujeitos a microgravidade. (MIRANDA E MAYALL, 2001) O SARA, além de complementar os meios já existentes de provisão de ambientes de microgravidade, tais como torres de queda livre, aeronaves em vôo parabólico, foguetes de sondagem e plataformas espaciais, representa uma alternativa promissora em relação a estes sistemas, os quais têm um custo por hora e por capacidade de carga útil relativamente alto. É de concepção do tipo return-on-request, inovadora e realista para os usuários de experimentos científicos e tecnológicos de pequeno porte e para os propósitos de domínio tecnológico do país (GENARO, 2004). No presente trabalho é analisado o comportamento do ambiente interno durante a órbita, de modo a determinar possíveis pontos críticos, onde a temperatura ultrapassa o limite máximo de 60 C. Para isso foi implementada a geometria do micro-satélite no software Ansys e foram aplicadas em cada equipamento eletrônico a potência dissipada por ele. Os dados sobre os equipamentos eletrônicos e os sistemas em que estão agrupados foram obtidos a partir da descrição da empresa Mectron, empresa fornecedora dos equipamentos eletrônicos do SARA. Devido à falta de informação detalhada sobre os componentes, as propriedades físicas consideradas foram as do alumínio, exceto a massa especifica média, obtida a partir da massa, extraída da configuração básica, dividida pelo volume. A potência dissipada por cada componente é considerada como a potência total de funcionamento, dada pelo produto corrente vezes tensão. Tal aproximação foi usada em virtude de não se conhecer a eficiência de cada componente. As potências geradas por cada componente são distribuídas nos respectivos volumes. No cálculo da distribuição do calor gerado são considerados os sistemas eletrônicos, os pratos interno e de fechamento e a estrutura de fixação dos pratos. Assumiu-se que em todas as superfícies expostas existe convecção para o ar interno, que está inicialmente a 27ºC(Lavrado Filho e Machado, 2007). A simulação computacional da transferência de calor no ambiente térmico interno do SARA foi feita via Método dos Elementos Finitos, através do pacote computacional Ansys, disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando-Geral de Tecnologia Aeroespacial. 2. MÉTODO UTILIZADO A Modelagem da geometria foi realizada utilizando elementos finitos. Foram testadas quatro configurações de malhas distintas com o intuito de avaliar o efeito do número de graus de liberdade no tempo de processamento e na representatividade dos resultados. Como se trata de uma análise térmica o número de graus de liberdade é dado pelo produto do número de variáveis analisadas por nó e o número de nós, já que a única variável analisada é a temperatura, nesse caso o número de nós é igual ao número de graus de liberdade. Foi realizada uma análise térmica em regime transiente e as condições iniciais foram de 27 C para todos os nós, para todas as configurações de malha. A figura 2.1, ilustra os modelos em elementos finitos para as quatro configurações de malha. 2

3 A Figura 2.1a mostra o modelo em elementos finitos gerado para a primeira configuração de malha; a Figura 2.1b representa o modelo em elementos finitos para a segunda configuração de malha; a Figura 2.1c representa o modelo em elementos finitos para a terceira configuração de malha; a Figura 2.1d representa o modelo em elementos finitos para a quarta configuração de malha. A tabela 2.1 ilustra as características dos modelos estudados. Tabela 2.1-Características dos modelos estudados para as quatro configurações de malha Configuração da malha 1ª 2ª 3ª 4ª Representado pela figura 2.1a 2.1b 2.1c 2.1d Número de nós do modelo Número de Graus de Liberdade do modelo Na geração do modelo em elementos finitos utilizou-se elementos do tipo Thermall Mass Solid70 para modelar os volumes sólidos. Na geração do modelo em elementos finitos utilizou-se elementos do tipo Thermall Mass Shell57 para modelar os volumes modelados com elementos de casca. No presente problema considerou-se a geração de calor dos equipamentos internos, a convecção do ar interno e a transferência de calor por radiação entre a superfície externa e o espaço, considerando a temperatura do espaço de 10 K. A figura 2.2 abaixo ilustra essas condições de contorno implementadas no modelo do SARA: 3

4 (a) (b) Figura 2.2-Condição de contorno de convecção do ar interno implementada no modelo do SARA. A figura 2.2a mostra a condição de contorno de convecção do ar interno aplicada na primeira configuração de malha utilizada, a figura 2.2b ilustra esta condição de contorno aplicada à segunda, terceira e quarta configurações de malha utilizadas. A figura 2.3 abaixo ilustra a condição de contorno de radiação aplicada ao modelo do SARA. Figura 2.3-Condição de contorno de transferência de calor por radiação entre a superfície externa do SARA e o espaço. A figura 2.3 mostra a condição de contorno de transferência de calor por radiação entre a superfície externa do SARA e o espaço para as quatro configurações de malha utilizadas. 3.RESULTADOS Na obtenção dos resultados foram testadas quatro configurações de malha, com o intuito de avaliar o efeito do número de nós no tempo de processamento e na representatividade dos resultados, para todas as configurações de malha, obtiveram-se os mesmos pontos críticos. As figuras abaixo ilustram os pontos críticos encontrados. Convém ressaltar que todas as análises resultaram nos mesmos pontos criticos, que estão representados na figura abaixo. 4

5 Figura 3.1- Pontos críticos do SARA A Figura 3.1 mostra os pontos críticos encontrados no ambiente interno da plataforma suborbital SARA, que são os pontos que ultrapassaram o limite máximo de 60 C. A tabela abaixo mostra os resultados obtidos para as quatro configurações de malha, para três tempos de simulação analisados. Tabela 3.1- Resultados obtidos para o instante inicial de simulação Configuração da malha 1ª 2ª 3ª 4ª Tempo de Processamento (Minutos) Número de nós do modelo Número de graus de liberdade do modelo Temperatura no ponto crítico (1) (K) 27 C 27 C 27 C 27 C Temperatura no ponto crítico (2) (K) 27 C 27 C 27 C 27 C Temperatura no ponto crítico (3) (K) 27 C 27 C 27 C 27 C Temperatura no ponto crítico (4) (K) 27 C 27 C 27 C 27 C A tabela 3.1, mostra o campo de temperaturas para o primeiro instante de tempo, zero minutos, observa-se que todos os pontos críticos têm a temperatura de 27 C, já que essa foi a condição inicial de temperatura imposta ao problema. Tabela 3.2- Resultados obtidos para 2 horas e 14 minutos de simulação Configuração da malha 1ª 2ª 3ª 4ª Tempo de Processamento (Minutos) Número de nós do modelo Número de graus de liberdade do modelo Temperatura no ponto crítico (1) (K) 76 C 76 C 76 C 76 C Temperatura no ponto crítico (2) (K) 74 C 73 C 73 C 73 C Temperatura no ponto crítico (3) (K) 52 C 52 C 52 C 52 C Temperatura no ponto crítico (4) (K) 52 C 52 C 52 C 52 C A Tabela 3.2, mostra o campo de temperaturas no instante de 2h e 14 minutos de simulação, observando-se uma pequena diferença de 1 C, entre a primeira e a segunda configuração de malha utilizadas, para o segundo ponto crítico. Tabela 3.3- Resultados obtidos para 4 horas de simulação Configuração da malha 1ª 2ª 3ª 4ª Tempo de Processamento (Minutos) Número de nós do modelo Número de graus de liberdade do modelo Temperatura no ponto crítico (1) (K) 119 C 119 C 119 C 119 C 5

6 Temperatura no ponto crítico (2) (K) 116 C 113 C 113 C 113 C Temperatura no ponto crítico (3) (K) 74 C 74 C 74 C 74 C Temperatura no ponto crítico (4) (K) 74 C 74 C 74 C 74 C A Tabela 3.3, mostra o campo de temperaturas no instante de 4 horas de simulação, observase uma pequena diferença de 3 C, entre a primeira e a segunda configuração de malha utilizadas, para o segundo ponto crítico. 4.CONCLUSÕES As quatro configurações de malha analisadas apresentaram os mesmo pontos críticos, como mostrado nas tabelas acima, a única alteração de resultado com a mudança da malha foi na mudança da primeira para a segunda configuração. Observa-se que embora a variação nos resultados tenha sido pequena, e só ocorreu da primeira para a segunda configuração de malha, a mudança no tempo de processamento foi significativa. Na primeira configuração de malha, o tempo de processamento foi de 200 minutos, na segunda configuração de malha foi de 50 minutos, com uma diminuição de 31% no número de nós, houve uma queda de 75% no tempo de processamento, convêm ressaltar que essa grande diminuição no tempo de processamento se deu principalmente porque houve uma diminuição do número de graus de liberdade na superfície externa, região que esta transferindo calor por radiação, como a equação da radiação é do quarto grau, a Ansys utiliza uma análise não linear para solucionar o problema, o que justifica o tempo de processamento ser bem mais alto que o ambiente interno que esta trocando calor por condução e convecção, ambas as equações do primeiro grau nesse caso o Ansys utiliza análise linear para solucionar o problema, o que explica a grande diminuição no tempo de processamento. Na terceira configuração de malha, o tempo de processamento foi de 40 minutos, ligeiramente menor que a segunda configuração, devido ao menor número de graus de liberdade no ambiente interno. Na última configuração o tempo de processamento foi de 25 minutos, novamente a diminuição no tempo de processamento se deu devido à diminuição do número de graus de liberdade no modelo. A partir da análise da configuração da malha utilizada, é importante ressaltar que a quarta configuração de malha é o tipo de malha mais apropriado para avaliara o problema proposto, já que com um tempo curto de processamento se obteve resultados similares aos resultados obtidos com a primeira configuração de malha, que apresentava uma malha refinada para o problema. 5. AGRADECIMENTOS À Fapemig pelo suporte financeiro que possibilitou a realização deste trabalho. 6. REFERÊNCIAS Carvalho, C. A. de P., 2006, Redefinição das Redes Elétricas do VS-40/SARA Suborbital, Relatório Mectron RE06006A. Da Costa, L. E. V. L., Silva F. de A. e De Souza, C. E., 2007, SARA Suborbital: Configuração Básica, Relatório Técnico /A4001. Genaro, G., 2004, Transferência de calor por condução e radiação através de proteções térmicas multicamadas para baixas e altas temperaturas, Tese de Doutorado, Universidade Federal de Uberlândia, Uberlândia-MG, Brasil. Incropera, F. P. and Dewitt, D. P., Fundamentos de Transferência de Calor e Massa, 5ª ed., Rio de Janeiro, 2003, LTC. Lavrado Filho, C. e Machado, H. A., 2007, Análise térmica do Ambiente Interno da plataforma SARA Sub-orbital, Relatório Técnico /B1011, IAE/CTA, São José dos Campos. 6

7 Machado, H. A., 2006, Proteção Térmica para aquecimento Aerodinâmico da Plataforma Sub- Orbital SARA, Anais do Congresso Nacional de Engenharia Mecânica Conem, Recife PE. Machado, H. A., 2007, Análise do Ambiente Térmico Externo para a Plataforma SARA Suborbital, Relatório Técnico /B1005. Miranda, I. F. e Mayall, M. C de M., 2001, Fluxo de Calor Convectivo em Micro-Satélites em Reentrada atmosférica, Trabalho de Graduação, ITA, Brasil. Moraes Jr., P., 1998, Design Aspects of the Recoverable Orbital Platform SARA, Proceedings of 8th Chilean Congress of Mechanical Engineering, Concepcíon, Chile. Moraes Jr., P. e Pilchowski, H., 1997, Plataforma orbital recuperável para experimentação em ambiente de microgravidade, Anais do 14º Congresso Brasileiro de Engenharia Mecânica, Bauru- SP. Oliveira, U. C., Fluxo convectivo Aerotermodinâmico em Corpos de Revolução com ângulo de Ataque em Escoamento Supersônico, ITA, Tese de Mestrado, Tutorial do Software Ansys, disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando-Geral de Tecnologia Aeroespacial, (IAE\CTA). Tutorial do Software Pro\E, disponível no Instituto de Aeronáutica e Espaço do Comando-Geral de Tecnologia Aeroespacial, (IAE\CTA). 7

8 COMPUTATIONAL SIMULATION OF ENVIRONMENT THERMAL AND STRUCTURAL OF SPACE VEHICLES Felipe Tannús Dórea Federal University of Uberlândia - FEMEC felipemectd@yahoo.com.br Ricardo Fortes de Miranda Federal University of Uberlândia - FEMEC rfmiranda@mecanica.ufu.br Humberto Araújo Machado Division of Space Systems (ASE) of the Institute of Aeronautics and Space of the Command - General of Aerospace Technology (IAE \ CTA) humbertoam@iae.cta.br Abstract: In this work, it is described the methodology used to simulate the distribution of temperatures in the capsule and internal environment of sub-orbital platform SARA (Satellite entry of Atmospheric) during the flight, using commercial software Ansys. It implemented the geometry of the SARA, already available in the Division of Space Systems (ASE) of the Institute of Aeronautics and Space of the Command - General of Aerospace Technology (IAE \ CTA), and considered the heat generation by electronic equipment, heat transfer by convection between electronic equipment and air and heat transfer by radiation from the capsule of the sub-orbital platform SARA and space, to determine the effect of thermal heating of the internal environment in the internal structure and payloads of SARA. Due to lack of detailed information about the electronics, the physical properties considered were those of aluminum, the power dissipated by each component was considered as the total power of operation, this approach was used because of not knowing the efficiency of each component electronic, the power generated were distributed in their volumes. The analysis was performed on a transient. We used four settings mesh, in order to assess the processing time and representativeness of the results obtained with each type of knitwear and it was observed that the modeling of SARA can be made using the configuration of mesh more grossly examined, since there was no a significant change of results with the refinement of the loop, however there was a significant change in processing time, which was 200 minutes in the first set of mesh reviewed and reduced to 25 minutes for the final configuration. The results were satisfactory in most of the field the temperature remained below the ceiling of 60 degrees, only four equipment in the temperature reached levels higher than 60 degrees, which occurred because of the high potency of individual equipment, its small volume and proximity to other sources of heat. Keywords: Internal convection, Heat dissipated, Sub-orbital platform SARA 8