Geometric Simplification for Radiative Thermal Simulation of satellites
Simplification Géométrique pour la Simulation Thermique Radiative de satellites
Résumé
The life cycle of a satellite includes the launch phase, the positioning on the desired orbit, different maneuvers (e.g. deployment of solar panels and safety position), and finally placing the satellite on the junk orbit. The satellite gravitates in a hostile environment, exposed to thermal variations of very large amplitude, alternating sun exposure and eclipse phases. The survival of the satellite depends on the temperature of its components, the variation of which must be monitored within safety intervals.
In this context, the thermal simulation of the satellite for its design is crucial to anticipate the reality of its operation. Radiative thermal simulation is essential for anticipating the generation of energy from solar and albedo radiation, and for regulating temperatures of on-board equipments. Ideal operation consists in providing appropriate cooling for components exposed to radiation, and conversely, heating of unexposed components. As an order of magnitude, the external temperature ranges from -150 to +150 degrees Celsius, and the internal electronic equipment has for instance a safe range between -50 and +50 degrees Celsius, with a safety margin of 10 degrees. In the eclipse phase where the radiation is significantly lower, heating is provided by the energy accumulated during the exposed phase, combined with heat pipes for thermal regulation.
In this thesis, the objective is to advance the knowledge on radiative thermal simulation calculation methods for satellites. To this end, two approaches are considered. The first approach consists in establishing a reference calculation of a quantity governing radiative thermal simulation: view factors. Being subject to time constraints, this method is based on a hierarchical data structure enabling progressive computation of view factors, in order to offer a satisfactory tradeoff between time dedicated to computations and desired accuracy. For the sake of accuracy, a prediction step is added to guarantee a better convergence towards the reference value.
The second approach, also motivated by time constraints, aims at reducing the geometric model of a mechanical part or a spacecraft while being faithful to the numerical simulation. In order to render the decimation physics-informed, a preprocessing step relying on a sensitivity analysis is carried out. To better preserve the physical simulation, the geometric cost of a simplification operator is coupled to a factor deduced from the
simulation deviation between the reference model and the reduced model.
Le cycle de vie d’un satellite comprend la phase de lancement, la mise en orbite, le fonctionnement avec déploiement des panneaux solaires (manœuvres, positions de sécurité), et la mise en orbite de fin de vie. Le satellite gravite dans un environnement hostile, exposé à des variations thermiques de très grandes amplitudes, avec des alternances de phases d’éclipses et éclairées. La survie du satellite est liée à la température de ses composants, dont la variation doit être contrôlée dans des intervalles de sécurité.
Dans ce contexte, la simulation thermique du satellite pour sa conception est cruciale pour anticiper le réel de son fonctionnement. Les échanges radiatifs sont indispensables au satellite à la fois pour la génération d’énergie à partir de rayonnements solaires et de l’albédo, et pour la régulation thermique des équipements. Un bon fonctionnement consiste à assurer une réfrigération des composants exposés aux rayonnements, et à l’inverse un réchauffement des composants non exposés. Pour donner un ordre de grandeur, les amplitudes externes vont de -150 à +150 degrés Celsius, et les équipements électroniques internes ont une amplitude de sécurité entre -50 et +50, avec une marge de sécurité de 10 degrés. En phase d’éclipse où le rayonnement est bien plus faible, le réchauffement est assuré par l’énergie accumulée en phase exposée, combinée à des caloducs.
Dans cette thèse, l’objectif est d’avancer les connaissances sur les méthodes de calcul de la simulation thermique radiative des satellites. Pour ce faire, deux approches sont considérées. La première approche consiste en l’établissement d’un calcul de référence pour des grandeurs gouvernant la simulation thermique radiative: les facteurs de vue. Etant soumise à des contraintes temporelles, cette méthode repose sur une structure de
données hiérarchique permettant un calcul progressif des facteurs de vue afin d’optimiser le compromis entre temps dédié aux calculs et précision souhaitée. Par soucis de précision, une étape de prédiction est ajoutée pour garantir une meilleure convergence vers la valeur de référence.
La seconde approche, également motivée par des contraintes de temps de calculs, a pour objectif la réduction du modèle géométrique d’une pièce mécanique ou d’un engin spatial tout en étant fidèle à la simulation numérique. Afin de rendre la décimation informée de la physique, un prétraitement réalisant une analyse de sensibilité est effectué. Pour accentuer la préservation de la simulation physique, le coût géométrique
d’un opérateur de simplification est couplé à un facteur déduit des écarts de simulation entre modèle de référence et modèle réduit.
| Origine | Fichiers produits par l'(les) auteur(s) |
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