MODELISATION ET SIMULATION DANS LES
ETUDES THERMIQUES DE SYSTEMES
SPATIAUX
A. ROLFO, CNES Toulouse
RESUME : anglais
Due ta envirünmental differences between in flight conditions
and ground condi tians (vacuum around the spacecraft. sa we have
no convection) we have had to develop specifie me ans for computing temperatures and special devices for testing.
First we have to compute external fluxes (solar, albedo and earth), radiative exchanges (inside and outside the spacecraft) and conductive exchanges.
After, due to the size of the spacecraft and the complexi ty of the modelisation, we have to check the valididy of the thermal mathematical model in a special test chamber (high vacuum inside, liquid nitrogen cooled screens and sun simulator).
RESUME : français
Les différences d' environnement très importantes entre les condi tians
du vol et au sol (le vide, donc absence de convection), nous avons dû développer des logiciels de calcul thermique spécifiques
et des chambres d'essai spéciales.
D'abord, nous devons calculer les flux externes (solaire, albédo
et terrestre), les échanges radiatifs (à l'intérieur et à l'extérieur
du véhicule) et les échanges conductifs.
Ensuite, à cause de la taille des satellites et de la complexité de la modéli>;ation, nous devons vérifier la validité du modèle mathématique thermique dans une chambre d'essais spéciale (vide poussé, écrans refroidis à l'azote liquide et simulateur solaire).
1·) L'environnement spatial :
Un satelli te arti ficiel est soumis à un environnement très différent de ce qui peut Itre rencontré au niveau du sol.
l'absence d'atmosphère entraîne d'abord la disparition de tout échange convectif,
les flux externes reçus sont plus élevés qu'au sol
- flux solaire (longueur d'onde de 0,2 à 2,5~) parallèle, valeur moyenne 1370 '111m2, nul en "éclipse".
- flux albédo : flux solaire réfléchi par les hautes couches de l'atmosphère, diffus avec une répartition spectrale voisine de celle du flux solaire, valeur moyenne 400 W/m2
- flux terrestre: flux infra-rouge émis par la terre, diffus, répartition spectrale et intensités voisines de celles d'un corps noir à 255 K.
. Les flux U.V., d'électrons, de particules entraînent d'autre part des dégradations importantes des revêtements externes servant au contrôle thermique des satellites.
2°) Modélisation du contrôle thermique 2.1) But du contrôle thermique
Le contrôle thermique doit garantir pour tous les équipements de la plage de tempérture spécifiée par le constructeur, soient :
le mode de fonctionnement des équipements, la position et l'attitude sur l'orbite, la durée de vie orbitale du véhicule.
le reSp8ct quels que
2.2) Modélisation générale
La méthode de calcul utilisée est appelée méthode nodale. Le spécimen i étudier est découpé en noeuds supposés isothermes et on détermine le bIlan thermique de chaque noeud (L'espace est un corps noir à une Température de 4 K). avec Mepi Ti o{Si " Si
Ai
0ai ( i 0Ti Pi Rij<r
Cijcapacité calorifique du noeud (J/K) Température du noeud i (Kelvin)
absorptivité solaire
flux solaire incident (W/m2) aire du noeud i (m2)
flux albédo incident (W/m2) émissivité infra-rouge
flux terrestre incident (W/m2) Puissance interne dissipée (Watt)
Coefficients de couplage radiatif entre i constante de stephan-Boltzmann 5.67 10-8 Coefficient de couplage conductif entre i
et j (m2) W!m2.K4 et j (W/K).
Nous obtenons ainsi un système de N équations i N inconnues (les températures des N noeuds thermiques).
Pour un satellite, le modèle global comporte couramment 300 noeuds,
400 à 500 couplages conductifs 3000 à 5000 couplages radiatifs.
La détermination de ces coefficients fera appel au maximum à des logiciels de calcul.
2.3) Logiciel de calcul
2.3.1) Calcul des flux externes
La première tâche du thermicien sera de préparer un modèle géométrique externe du véhicule pour permettre de calculer les flux externes incidents. Ces calculs seront en général effectués en utilisant des logiciels plus ou moins sophistiqués selon que l'on tient ou non compte des ombres portées (dlfficiles à calculer en flux diffus) et que l'on prend en compte les flux réfléchis. Au CNE3, nous utilisons
PROTERJl calcul simple (sans réflexion et sans ombres portées pour les flux terrestre et albédo).
CALMAR : Calculs complets mais temps de calcul élevé
,.LUOR \en cours de mise au point) calculs complets et temps de calcul réduit par rapport à CALMAR.
Ces calculs seront effectués pour différentes orbites et différentes attitutes du satellite.
2.3.2) Calcul des coouplages radiatifs
Les alvéoles internes seront d'abord modélisées géométriquement (pour alvéole externe, on réutilise généralement le modèle préparé pour le calcul des flux) puis les coefficients de couplage radiatif sont calculés. Pour éviter
d'accroître trop fortement le nombre de ces coefficients, on négligera les termes les plus petits.
2.3.3) Calcul des couplages conductifs
Ces couplages sont en général calculés manuellement, car il est difficle d'automatiser' leur calcul. En effet entre noeuds, on a souvent empi lage en série et/ou en parallèle de divers métériaux, avec des coefflcients de passage entre pièces dlfficiles à établir (liés à l'état de surface',
à la pr.S~10n de serrage etc ...
J.
2.3.4) Calcul des températures
E" général, pour savoir 51 le concept de contrôle thermi que retenu
est bon, on commencer'8 pô.!' faire un calcul en permanent. On déterminera
d'abord les flux moyens externes reçus et absorbés par chaque noeud, ainsi que la puissance moyenne dissipée. Ensuite on résout le système de N équations en supposant que les MCpi ~ sont tous nuls. Cela nous permet >,our différents types d'orbite dgt vérifier que la température d"s noeuds Jes >'Jus sens i b1es l'es te bi en dans 1apI age autor i sée. Si quelques températures ne sont pas correctement situées on apportera des modificatiolls au cOllcept (déplacement d'équipements, changement de place ou de taille des radiateurs, aménagement des couplages thermiques etc ... ) jusqu'à ce que tout.es les températures restent dans les plages
Ensuite nous effectuerons Jes calculs dits en "semi-permanent" correspondant
au calcul le long d'une or·bite avec o!Jt"ntion d'un pseudo équilibre correspor,dan t à une orb i te et ur, rég i me de fonc t i onnement donnés.
Le tllC:llllicien vérift:.:ra alurs que ~IV'.Jl'
et tuu~ les régimeS de fonetiJJlneIJH:~ljt,
dans l~~ plages autoriti~~s.
Lous les types d'orbite possibles
les températures restent toujours
3°) Simulation
3.1) Justification des .oyens de simulation
A tous les niveaux de la modélisation, nous sommes amenés à effectuer des simplifications ou des approximations
formes dans les modèles géométriques, suppression de certaines parties etc ... )
(câblage, tubul",._"
valeur réelle des coefficients thermo-optiques non prise en compte des réflexions dans certains cas cheminement de l'énergie par conduction
évolution des paramètres en fonction de la température isothermie des noeuds.
L'expérience montre que l'écart entre les températures calculées et celles qui seront réellement obtenues peut atteindre 10 à 15°C.
D'autre part, sur un satellite de télécommunications, en utilisant des moyens de contrôle thermique classiques, alors que la plage de température autorisée sur certains équipements électroniques est de 45°C, la variation de température dûe aux conditions d'orbite, de fonction-nement et au vieillissement des revêtements est de l'ordre de 30 à 35°C.
Dans ces condi tions le cal cu 1 seu 1 ne permet pas de garanti r le resp',ct des spécificatios de température des équipements.
Pour réduire la plage d'incertitude sur les calculs effectués nous allons être amenés à effectuer des essais de simulation dans des conditions aussi voisines que possible de la réalité: une autre solution consisterait à uti liser des moyens de contrôle actif consommant davantage d' éll' cgie et entrainant un accroissement de la masse et du coût du satellite.
3.2)l.es moyens de simulation
Pour effectuer des le mieux possible qui seront :
essais thermiques représentatifs, nous allons simuler
l'environnenlt'..:nt sJ..lédi ...d dans dèti chambres d'essai
nlaintenues sous viùe, Cf: qui sl'~'p['irnera tout échange
équipé~d'écrans intermédiaires seront refroidis à une température la plus basse possible.
L'idéal serait d'utiliser des écrans refroidiS à l'Hélium liquide pour simuler l'espace qui se comporte comme un corps noir à environ 4 Kelvin. En réal ité pour des problèmes de prix de revient, nous utiliserons des écrans noirs refroidis à l'Azote liquide (N 80 Kelvin) ce qui nouS donnera des flux I.R. parasites de l'ordre de 1 % du flux émis par 1e sa te l 1 i te à 300 Ke 1 vin'
munies d'un simulateur solaire capable de générer un flux lumineux aussi vOisin que possible de celui du soleil en ce qui concerne le parallélisme, la répartition spectrale et l'intensité du rayonnement. Ce générateur solaire sera en génèral associé à une dispositif supportant le satellite et capable de lui donner un mouvement relatif correspondant à celui du satellite en orbite (par rapport au soleil). Certaines chambres d'essai ont un diamètre de 8 à 10 m, une hauteur de 10 m et un faisceau solaire de 6 m de diamètre.
3.3) Des essais de qualification thermique :
Pour qualifier le modèle thermique, c'est-à-dire vérifier que dans le domaine de fonctionnel1)ent du satellite, le modèle permet de calculer correctement d'une pFt les échanges thermiques avec l'espace (rayonnement, flux externes absorbés etc . . . ), le thermicien définira un certain nombre de configurations d'essai (cas chaud, cas froid, éclipse, etc ... ). Ces essais ont généralement une durée de 5 à 15 jours.
3.3.1) Préparation des essais
Le thermie ien devra d'abord modi fier son modèl e thermique pour prendre en compte les différences entre les conditions de vol et les conditIons de l'essai, s o i t :
remplacement du noeud espace par un noeud correspondant aux parois de la chambre d'essais,
prise en compte du support du satellite,
suppression de certaines parties du satellite qui ne pourront pas entrer dans la chambre d'essais (panneaux solaires, antennes etc ... )
prise en compte des conditions réelles d'ensoleillement dans la chambre d'essais.
A p"rtir de ce modèle. on calculera la température des différents noeuds pour les différentes phases d'essai: ensuite on déterminera l'emplacement des capteurs de température qui équiperont le specimen lors des essais (en généra l thermocoup 1 es chromeI-Al ume 1 ou Cui vre-Cons tan tan) . On peut avoir jusqu'à 500 ou 600 thermocouplAs
3.3.2) Exécution des essais
Lors de l'essai proprement dit, le travail du thermicien consistera à surveiller les paramètres d'essai, vérifier que d'une part les conditions de l'essai correspondent à ce qui a été demandé et que d'autre part les températures des équipements du satellite ne dépassent pas les plages autorisées surtout si les essais ont lieu sur un modèle de vol (risque de destruction d'un équipement).
3.3.3.) Exploitation des essais
A partir des enregistrements de température et des prévisions, il va falloir expliquer les différences. Celles-ci peuvent provenir:
d'une non concordance du noeud thermique et du capteur, (la température mesurée par le capteur peut n'être pas représentative de la température moyenne du noeud). Il faut alors établ ir une relation entre la température du noeud et celle mesurée par un ou plusieurs capteurs voisins.
d'une déviation de certains paramètres en cours d'essai. Il faut refaire les calculs en tenant compte de l'évolution réelle des paramètres d'essai. (intensité du soleil, angle d'incidence, matériel localement non conforme au plan de définition utilisé pour la modélisation, puissance dissipée par des équipements différente de ce qui avait été pris en compte etc ... ).
de certains éléments négligés lors de la modélisation et qui ont une importance non négligeable.
Lorsqu'on a réussi à retrouver par le calcul (en utilisant le modèle thermique modifié), les températures mesurées lors des essais, il reste à vér i fier qu'en orb i te. avec ce modè le réadapté pour l'env ironnement de vol, les températures de tous les équipements restent dans les plages autorisées.
Si tel n'est pas le cas, il va falloir concevoir et vérifier des modifications du sous-système contrale thermique (changement de dimensions de radiateurs modi fication de revêtements, impl antation de réchauffeurs etc ... ). Si ces modifications sont trop importantes, la vérification peut demander une nouvelle série d'essais.
40) CONCLUS ION
Lorsque les calculs, prenant en compte les resultats des essais permettent de garantir avec un bon degré de confiance que les températures en vol resteront dans les plages autorisées, le modèle thermique est dit qualifié. Le thermicien n'aura alors plus qu'à attendre le lancement pour vérifier à partir des capteurs de température embarqués dans le satellite que ses prévisions sont correctes et qu'aucun équipement n'est trop chaud ou trop froid.