Anais do 14O Encontro de Iniciação Científica e Pós-Graduação do ITA – XIV ENCITA / 2008
Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos, SP, Brasil, Outubro, 20 a 23, 2008.
DISTRIBUIÇÃO DE TEMPERATURA NO SATÉLITE ITASAT EM
FUNÇÃO DO ÂNGULO BETA PARA O FINAL DE VIDA – CASO QUENTE
Douglas Felipe da Silva
Instituto Tecnológico de Aeronáutica, Divisão de Engenharia Mecânica, Praça Marechal Eduardo Gomes, 50, Vila das Acácias,
CEP 12.228-900, São José dos Campos-SP.
[email protected]
Ezio Castejon Garcia
Instituto Tecnológico de Aeronáutica, Divisão de Engenharia Mecânica, Praça Marechal Eduardo Gomes, 50, Vila das Acácias,
CEP 12.228-900, São José dos Campos-SP.
[email protected]
Resumo. O presente trabalho tem como finalidade apresentar a análise preliminar das variações de temperatura a que o satélite
ITASAT será submetido para a condição crítica de final de vida, para diferentes valores do ângulo entre o vetor solar e o plano da
órbita (ângulo Beta)do satélite. O ITASAT será o primeiro satélite brasileiro de serviços desenvolvido por universidades. O
programa está sendo coordenado pelo Instituto Tecnológico de Aeronáutica (ITA) em conjunto com outras universidades do país,
com apoio do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) e financiado pela Agência Espacial Brasileira (AEB). Os cálculos
foram baseados na utilização de um software comercial denominado “System Improved Numerical Differencing Analyser”
(SINDA). Este tem a facilidade de cálculo de cargas térmicas externas (solar, radiação terrestre e albedo) sobre um dado satélite
artificial em órbita. Parâmetros como tipo de órbita e atitude do satélite influenciam diretamente na intensidade destas cargas.
Associando estas cargas, com as dissipações internas de calor dos equipamentos, é possível calcular a distribuição de temperatura
no satélite. Este estudo é parte do projeto de controle térmico que garantirá que as temperaturas limites aceitáveis, máximas e
mínimas, para todos equipamentos possam ser obedecidas.
Palavras chave: Satélite, ITASAT, Cargas Térmicas, Controle Térmico
1. Introdução
O modelo numérico térmico é a ferramenta de trabalho no desenvolvimento do sistema de controle térmico para
satélites. Este é utilizado para predizer as temperaturas numa larga escala, da maioria dos componentes estruturais e
outros componentes que interagem entre si, e com o ambiente. Geralmente o modelo térmico começa cedo no
desenvolvimento do projeto de um satélite, com complementos e atualizações à medida que o projeto vá tomando
forma. Para a confirmação final, a realização de um teste de balanço térmico numa câmara vácuo-térmica irá
correlacionar os dados obtidos numericamente com os valores obtidos no teste (Karam, 1998).
O projeto ITASAT (satélite universitário) é um desenvolvimento multidisciplinar envolvendo alunos do ITA, com
o patrocínio da Agência Espacial Brasileira (AEB) e com o apoio do Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE).
É uma iniciativa voltada para multitecnologia, de um grupo de alunos do ITA tornando assim uma atitude pioneira.
Uma proposta inicial foi revista para envolver a Instituição (ITA) em maior intensidade, estendendo-se do corpo
discente para o corpo docente, para a viabilização e ganho de confiança de empreendimento. A necessidade de
plataformas de inovação no espaço, aliada a uma capacitação de futuros tecnologistas destinados aos estudos de
aplicações espaciais, por parte do INPE, e mais a necessidade da síntese inovadora inerente a uma atividade
universitária em ciência e tecnologia do ar e do espaço, por parte do ITA, foram origens deste projeto.
O programa ITASAT tem a missão de projetar, desenvolver, fabricar, integrar, testar, lançar e operar um
microssatélite tecnológico para validação em órbita de um sistema integrado de supervisão de bordo e controle de
atitude e órbita (Attitude Control and Data Handling – ACDH), munido de um sistema de localização GPS (Global
Positioning System), com provisão para duas cargas úteis: um subsistema de coleta de dados (Data Collecting
Subsystem – DCS) e uma outra carga, a ser definida (Saotome, 2007).
O presente trabalho tem como objetivo analisar a simulação numérica para o caso crítico de final de vida (EOL) dos
equipamentos e dos revestimentos térmicos, com diferentes valores do ângulo beta na órbita, para a obtenção das
temperaturas máximas que atuam sobre o satélite com a finalidade de garantir que as mesmas não ultrapassem os
limites máximos aceitáveis para cada equipamento.
1.1. O satélite ITASAT
O satélite ITASAT precisa ainda passar por definições melhores de missão. Uma definição preliminar é que o
satélite tem duas funções, uma operacional e outra experimental. A primeira é de coleta de dados e deve funcionar de
modo semelhante aos satélites SCD1 e SCD2, desenvolvidos pelo INPE, que hoje captam, entre outras, informações
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meteorológicas. Para enviar as informações a Terra, o ITASAT utilizará um transponder (equipamento modulador,
transmissor e receptor de dados), que também receberá os telecomandos enviados de terra.
Quanto à coleta de dados do satélite, ainda não se sabe quais dados serão coletados, mas para tal, utilizar-se-á
transponders, que terão as características de receber informações de bases espalhadas em terra (em especial no Brasil),
e quando o satélite estiver passando, em sua órbita, por cima das estações de recepção, seus sinais de envios de dados
serão captados por antenas situadas no território nacional (e eventualmente em países vizinhos), e colocados à
disposição do INPE para o tratamento dos dados.
O segundo objetivo é fazer experimentos tecnológicos com aplicações na área espacial, em especialidades como
controle de altitude, computação, telecomunicações, controle térmico, geração e distribuição de potência.
O satélite ITASAT irá utilizar uma órbita parecida com a do SCD-2, ou seja, uma órbita de baixa altitude com
750 km de altitude com 25° de inclinação e com período de aproximadamente 100 minutos. Será também uma órbita
que se concentrará na zona tropical do planeta. Uma ilustração da órbita proposta pode ser vista na Fig. 1 a seguir.
Figura 1. Órbita do ITASAT (Sorice, 2007).
O satélite ITASAT terá como uma de suas propriedades de órbita o fato de ser “spinado”, ou seja, ele girará em
torno de seu próprio eixo “Z”, com aproximadamente 40 rotações por minuto e com um apontamento de 0,5° em
relação ao campo geomagnético. A seguir uma imagem tridimensional do satélite poderá ser vista na Fig. 2.
Figura 2. Concepção artística da estrutura do ITASAT (INPE, 2007).
O satélite pode ser aproximado por um paralelepípedo com as dimensões de 0,70 m na direção X, 0,70 m na
direção Y e 0,65 m na direção Z. O satélite, incluindo as antenas e demais apêndices deverá estar contido em um
cilindro de aproximadamente 1 m de diâmetro por 1 m de altura, para assegurar a compatibilidade com o lançador, e
também, a massa do mesmo como um todo não deverá exceder 80 kg.
Os painéis solares serão dispostos paralelos ao eixo de spin, assegurando a iluminação necessária para gerar a
potência requerida. Na parte interna os painéis estão dispostos em uma forma de “X”, partindo de um extremo ao outro,
e nestes painéis que os equipamentos serão afixados.
O ITASAT será composto pelos subsistemas de estrutura, suprimento de energia, telemetria de rastreamento e
comando, computador de bordo, propulsão e, obviamente, controle térmico.
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2.1 O subsistema de controle térmico
Os satélites atuam melhor e resistem mais quando seus componentes permanecem dentro de suas faixas de
temperaturas limites de operação. A função do engenheiro térmico é determinar os fatores que influenciam no projeto
térmico, gerenciar e prever os possíveis problemas que possam ocorrer no satélite durante sua vida orbital. O processo
de gerenciamento envolve métodos de análises e testes e frequentemente requer o uso de equipamentos altamente
especializados (Karam, 1998).
O principal objetivo do subsistema de controle térmico é manter os equipamentos dos vários subsistemas
componentes do satélite em suas respectivas temperaturas limites de operação (máximas e mínimas), buscando também
minimizar gradientes de temperatura. Os princípios de controles térmicos que podem ser utilizados, geralmente
dividem-se em ativo e passivo. O controle térmico ativo utiliza equipamentos com partes móveis, além de requerer
consumo de energia elétrica. O sistema de controle térmico passivo, basicamente consiste na utilização do conceito de
não requerer consumo de energia elétrica, e também na não utilização de componentes com partes móveis, tais como
venezianas. O controle passivo é baseado no uso de pinturas com propriedades termoópticas definidas, revestimentos,
isolantes de multicamadas (MLI), radiadores, etc. O sistema passivo apresenta a vantagem de ser simples de se projetar,
implementar e testar, porém, apresenta baixa capacidade para transportar calor (Fischer, 1995).
As características do ITASAT tais como baixa potência, baixa órbita e estabilização por rotação favorecem a
obtenção de todas as temperaturas dentro dos limites estabelecidos utilizando somente o controle passivo. Órbita baixa
significa menor período orbital, menor tempo de eclipse, ou seja, menor flutuação de temperatura entre o período
ensolarado e sombreado. A estabilização por rotação também é um fator positivo do ponto de vista térmico uma vez que
promove uma homogeneização de temperatura. O conceito de controle térmico para o satélite ITASAT deve ser similar
ao conceito de controle térmico do satélite SCD-1, onde apenas materiais de controle térmico passivo foram utilizados.
Uma figura mental dos fluxos incidentes pode ser obtida através da citação ao ângulo beta, β, definido como sendo
o ângulo que o vetor solar forma com o plano da órbita. Por causa do achatamento da Terra e da ascensão direta do sol
do ponto de equinócio de primavera e a declinação do plano equatorial, o ângulo beta varia continuamente através do
ano, passando do valor zero até um valor máximo (Karam, 1998).
A variação do valor do ângulo beta determina as intensidades máximas e mínimas das cargas térmicas externas à
que o satélite estará submetido, e neste trabalho consideraram-se diferentes valores do ângulo, juntamente com as
condições críticas de final de vida para a absortividade dos revestimentos empregados e para a dissipação de calor
máxima de alguns equipamentos, para garantir que estas temperaturas não excedem o valor operacional determinado.
3. Cargas térmicas externas
As fontes de radiação determinam a intensidade das cargas térmicas externas, a que o satélite estará submetido. As
principais fontes de radiação incidentes em satélites são: a radiação solar direta, o albedo (que é a radiação solar
refletida pela Terra), e a radiação infravermelha emitida pela Terra. A quantidade de calor recebida de cada uma das
fontes depende da intensidade da radiação e do fator de forma entre a superfície considerada e a Terra. É contabilizada
apenas a componente da radiação normal a superfície. Um satélite orbitando próximo à superfície da Terra sempre
receberá a radiação terrestre independente de sua posição relativa ao sistema Terra-Sol, entretanto, ele poderá receber
ou não radiação das outras duas fontes, solar e albedo, dependendo desta posição relativa.
A radiação solar direta é a fonte de radiação de maior importância e é obtida mais precisamente. O problema
consiste simplesmente na determinação da orientação instantânea de cada superfície externa do satélite em relação ao
vetor solar.
O albedo é calculado numericamente considerando-se a radiação refletida difusamente, com a intensidade variando
com o cosseno do ângulo entre o vetor solar e a normal a cada elemento de área sobre a superfície da Terra. É
necessário levar em conta o tempo de passagem do satélite pela sombra da Terra.
A radiação terrestre também é calculada numericamente considerando a Terra como um corpo negro que radia
uniformemente a uma temperatura equivalente a -23°C (Sorice, 2007).
3.1. Radiação solar direta
A radiação solar é a maior fonte de aquecimento em satélites. A radiação emitida pelo Sol tem uma flutuação
inferior a 1% do valor adotado. Entretanto devido à órbita elíptica da Terra, esta intensidade solar varia
aproximadamente ±3,5% dependendo da distância Terra Sol. No solstício de verão do hemisfério norte, a intensidade é
mínima, e é de 1310 W/m2, e a máxima acontece no solstício de inverno com o valor de 1400 W/m2.
A intensidade solar varia em função do comprimento de onda, como mostrado na Fig. 3. A distribuição do espectro
de energia é aproximadamente 7% no ultravioleta, 46% no visível e de 47% no infravermelho próximo. Esta
intensidade, uma vez integrada no espectro em função do comprimento de onda, varia de 1310W/m2 até 1400W/m2,
conforme valores e explicações citados acima. É importante ressaltar que, no entanto, a radiação infravermelha emitida
pelo Sol (em aproximadamente 5500°C) está em um comprimento de onda muito menor do que a radiação
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infravermelha emitida por um corpo em temperatura ambiente, como é o caso dos satélites. Essa diferença permite a
escolha de acabamentos de controle térmico que são muito refletivos no espectro solar e extremamente emissivos na
temperatura ambiente (longos comprimentos de onda). Isso minimiza as cargas solares enquanto maximiza a
capacidade para rejeitar calor desnecessário para os artefatos espaciais (Gilmore, 1994).
Figura 3. Distribuição espectral solar (Gilmore, 1994).
3.2. Albedo
A luz do Sol que é refletida por um planeta ou satélite natural é conhecida como albedo. O albedo da Terra é
usualmente representado como uma porcentagem da luz solar incidente que é refletida de volta para o espaço e é
extremamente variável. Em uma primeira aproximação pode-se considerar o valor por volta de 30% da chamada
constante solar (conforme já citado, varia de 1310 W/m² a 1400 W/m²). Deve-se salientar que esta refletividade é maior
sobre continentes do que nas regiões oceânicas. Geralmente, o albedo aumenta com a latitude. Isso é devido a grande
refletividade das coberturas de gelo localizadas nos pólos. A cobertura da superfície terrestre por nuvens também
influencia no albedo, pois quanto maior a nebulosidade, maior a energia refletida e consequentemente maior será o
albedo. Valores de constantes diferentes para o albedo terrestre são encontrados com freqüência em análises diversas.
Isso ocorre devido a essa grande variação que o valor do albedo pode sofrer (Gilmore, 1994).
3.3. Radiação terrestre
A Terra não só reflete a luz do Sol, mas também emite radiação infravermelha em ondas longas. A Terra, como um
satélite, realiza um equilíbrio térmico pelo balanço da energia absorvida do Sol com a energia emitida como radiação
em longos comprimentos de onda. Esse balanço é mantido bem descrito em uma base média anual global. A
intensidade da energia infravermelha emitida é assumida única para qualquer ponto particular da Terra, entretanto, esta
pode variar consideravelmente dependendo de fatores tais como a temperatura da superfície e do ar, a umidade relativa
do ar e a nebulosidade. As maiores intensidades estão geralmente sobre regiões tropicais e tendem a decrescer com o
aumento da latitude e com o aumento da nebulosidade. Em uma aproximação primária, um valor que pode ser usado é
em torno de 236,5 W/m2. A emissão infravermelha da Terra também é chamada de brilho terrestre.
A radiação infravermelha é emitida pela Terra, considerando esta um corpo negro a uma temperatura em torno de
-20°C, e está aproximadamente no mesmo comprimento de onda da energia infravermelha que é emitida por satélites, e
é muito maior do que o comprimento de onda da radiação emitida pelo Sol em 5500°C. Distintamente da radiação solar
de ondas curtas, a radiação terrestre não é tão intensamente refletida com a utilização dos mesmos revestimentos
especiais de controle térmico. Por conta disso, a radiação infravermelha terrestre pode representar uma pesada carga
térmica nos radiadores do satélite em órbitas de baixa altitude (Gilmore, 1994).
4- Cargas térmicas internas
Os componentes do satélite geram calor internamente. Tais precisam ser aquecidos ou arrefecidos dependendo da
faixa de temperatura limite de operação. O calor gerado pelos componentes resulta nas cargas térmicas internas a que o
satélite estará submetido.
As dissipações de calor pelos equipamentos, os revestimentos empregados e a faixa de temperatura operacional
estão dispostos a seguir, na Tab. 1.
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Tabela 1. Características dos equipamentos.
Equipamento
Amortecedor de
Nutação
Bateria:
Codificador
Computador UPC
Conversor:
Decodificador
Duplex
Eletrônica do
Magnetômetro
Transponder PCD
Unidade de Controle
de Potência (PCU)
Unidade de
Distribuição de
Potência (PDU)
Sensor Solar
Sensor do
Magnetômetro
Transponder TMTC
Shunt
Face
Revestimento
Dissipação (W)
Limite Operacional (°C)
Todas
Tinta preta
0
-50 a 75
Laterais e superior
Inferior
Inferior e Laterais
Superior
Todas
Todas
Todas
Todas
Laterais e superior
Face inferior
Todas as faces
Fita G407912
Alodine
Tinta preta
Fita G407912
Tinta preta
Tinta preta
Tinta preta
Tinta preta
Tinta preta
Alodine
Fita G407912
2,2
-5 a 25
0
-10 a 40
2,1
4,7
3,7
0
-10 a 40
-10 a 50
-10 a 40
-10 a 40
1
-20 a 60
3,4
0 a 40
Todas
Tinta preta
9
-10 a 50
Todas
Tinta preta
0,5
-10 a 50
Superior e laterais
Inferior
Laterais e superior
Inferior
Laterais e superior
Inferior
Laterais
Inferior e superior
Tinta preta
Alodine
Tinta preta
Alodine
Tinta preta
Fita G407912
Tinta preta
Fita G407912
0,3
-30 a 50
0
-20 a 60
7,6
-10 a 40
10
-20 a 60
A dissipação de calor em função do tempo, para a Bateria, para o dissipador Shunt e para a Unidade de Controle de
Potência está demonstrada na Fig. 4.
Figura 4. Perfil original da dissipação do Shunt¸ Bateria e PCU (Sorice, 2007).
5. Detalhes da simulação
Na fase atual (Ago. 2008) do projeto ITASAT, estão ainda indefinidos os equipamentos que serão embarcados.
Esta situação prejudica o desenvolvimento do subsistema de controle térmico devido à falta de dados básicos inerentes
a tais equipamentos como: dimensões, massa, capacidade térmica e dissipação interna de calor. Assim, por causa desta
conjuntura, este artigo estará apresentando resultados preliminares para situação do satélite utilizando os equipamentos
empregados no satélite SCD-1, já que não deve ocorrer muita diferença entre os equipamentos do SCD-1 e do ITASAT.
Toda a estrutura do ITASAT deverá ser de honeycomb, que consiste em duas placas de alumínio preenchidas por
uma estrutura que tem o formato de colméia também constituída de alumínio. Como resultado da utilização de um
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,
material composto e anisotrópico, as propriedades termofísicas, como a condutividade térmica, variam de acordo com a
direção do eixo de referência do material. No caso do material utilizado, considerou-se o valor de 1,278 W/m.K para a
condutividade térmica efetiva na direção transversal, enquanto que nas direções laterais utilizou-se o valor de
4,79 W/m.K. O valor da densidade do material foi de 315 kg/m³ e o valor do calor específico foi de 936 J/kg.K. Para
esta simulação considerou-se as paredes laterais do satélite, onde se fixarão os painéis solares, com 0,01m de espessura,
os painéis internos, onde se fixarão os equipamentos com 0,014 m enquanto que as placas inferiores e superiores
possuem 0,025 m de espessura. O valor da constante solar é de 1428 W/m², da radiação Terrestre infravermelha de
261 W/m² e o albedo como sendo 0,4 da radiação solar.
As partes externas do satélite foram dotadas dos seguintes revestimentos: a) manta Kapton® fabricada pela Dupont
revestiu as placas inferior e superior; b) células solares nas superfícies laterais. A parte interna foi pintada com tinta
preta em todas as placas do satélite. As propriedades termoópticas principais (absortividade solar, emissividade
infravermelha, e a razão da absortividade solar com emissividade infravermelha) estão descritas na Tab. (2):
Tabela 2. Propriedades termoópticas dos materiais empregados.
Revestimento
αsolar
εir
αsolar/ εir
Células Solares
0.85
0.85
1
Kapton®
0.41
0.55
0.745
Tinta Preta
0.9
0.9
1
Alodine
0.36
0.1
3.6
Fita G407912 da Sheldahl
0.36
0.03
12
5.1. Métodos de cálculo
A ferramenta computacional utilizada na elaboração do projeto térmico do ITASAT é denominada Sinda. O Sinda é
um pacote de softwares (Thermal Desktop, Radcad, Sinaps Plus, e Sinda Fluint) comercializado pela C&R
Technologies (www.crtec.com) possuindo interface amigável e interligada com o AutoCAD, que permite a realização
de cálculos de cargas térmicas externas e internas, gerando distribuição de temperaturas, fazendo esboço de órbitas e
permitindo a montagem, utilizando o ambiente do próprio AutoCAD, da geometria do satélite e de suas propriedades
ópticas, termofísicas, estruturais, entre outras.
Thermal Desktop™ é um programa que permite que o usuário construa, analise, e faça o pós-processamento de
modelos térmicos sofisticados. O Thermal Desktop aproveita-se da rede abstrata, e dos métodos de modelagem de
diferenças finitas e de elementos finitos. RadCAD é o módulo analisador da radiação para o Thermal Desktop. Um
ultra-rápido algoritmo acelerado do método de Monte-Carlo é usado pelo RadCAD para calcular fatores de troca de
radiação e fatores de forma. Os dados de saída do Thermal Desktop e do RadCAD são combinados automaticamente
para a entrada no analisador térmico SINDA/FLUINT. O SINDA/FLUINT não usa nem não necessita do uso de
geometria. Este é um agente de resolução de equação baseado não em uma descrição geométrica de um sistema
(circuito ou rede), mas sim em uma descrição matemática abstrata. A troca da radiação, entretanto, exige normalmente a
construção da geometria para produzir a condutância da radiação infravermelha (“RADKs") e fluxos os solares
absorvidos.
5.2. Equações de modelagem
O equacionamento térmico surge do balanço de calor feito em cada nó, considerando sua interação com os demais
nós do modelo e com o meio ambiente, resultando em um sistema de equações diferenciais dado pela Eq. (1):
mi Cpi
(
)
n
dTi n +1
= ∑ R jiσ T j4 − Ti 4 + ∑ B ji T j − Ti + Qi + Aiα i q s + Ai ε i qir
dt
j =1
j =1
(
)
Onde:
Ti e Tj são temperaturas absolutas dos nós i e j;
t é tempo;
miCpi é capacitância térmica do nó i;
Rji é a condutância radiativa entre os nós j e i;
σ é a constante de Stefan-Boltzmann;
Bji é a condutância condutiva entre os nós j e i;
i=1...n
(1)
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,
Qi é o calor gerado internamente no nó i;
Ai é a área do nó i exposta ao ambiente;
αi é a absortividade no espectro solar do nó i;
εi é a emissividade no espectro infravermelho do nó i;
qs é a intensidade de radiação no espectro solar incidente em i;
qir é a intensidade de radiação no espectro infravermelho incidente em i;
n é o número de nós em que o satélite foi dividido;
n +1 é o nó representando o ambiente (ou espaço).
Os acoplamentos condutivos podem se apresentar de diversas formas dependendo da configuração dos nós. No caso
em que os nós i e j representam partes sobre o mesmo painel, Bij pode ser calculado através da Eq. (2).
B ji =
kA
L
(2)
Onde:
Bji é a condutância condutiva entre os nós i e j;
k é a condutividade térmica do material;
A é a área da seção de troca de calor;
L é a distância entre os nós i e j.
Os acoplamentos radiativos são calculados conforme apresentado na Eq. (3).
 n
−1 
Rij = ε i Ai ∑ Fik (δ jk − (1 − ε j )F jk ) ε j
 k =1

(3)
Onde:
Rji é a condutância radiativa entre os nós i e j;
ε é a emissividade da superfície;
F é o fator de forma entre a superfície i e vizinhas;
A é a área da superfície;
δ é o delta de Kronecker.
O Software Sinda trabalha na manipulação da Eq.(1). A solução do sistema de Eq. (1) resulta na evolução das
temperaturas dos n nós do modelo em função do tempo. Os coeficientes miCpi , Rji , Bj , Ai , αi e εi são inerentes à
configuração física do satélite enquanto Qi depende das condições funcionais dos equipamentos embarcados, qs e qir
dependem das condições ambientais às quais o satélite está exposto (Sorice, 2007).
6. Resultados da simulação
Os resultados obtidos na simulação são apresentados na Tab. 3 abaixo:
Tabela 3. Temperatura máxima em cada equipamento, para diferentes valores do ângulo beta.
Equipamento
Amortecedor de Nutação
Bateria
Codificador
Computador UPC
Conversor
Decodificador
Duplex
Eletrônica do Magnetômetro
Transponder PCD
PCU
PDU
Sensor solar
Beta 45°
13,45
15,75
13,63
13,76
16,14
16,46
17,55
17,45
15,79
16,79
18,66
18,32
Temperatura Máxima (°C)
Beta 60° Beta 75° Beta 90°
13,68
13,73
13,55
15,81
15,48
15,74
13,63
13,37
13,76
13,77
13,50
13,90
16,31
15,87
16,01
16,51
16,21
16,46
17,74
17,22
17,60
17,62
17,12
17,49
15,90
15,57
15,83
16,83
16,54
16,80
18,72
18,28
18,39
18,65
17,71
18,12
Anais do XIV ENCITA 2008, ITA, Outubro, 20-23, 2008
,
Sensor do Magnetômetro
Transponder TMTC
Shunt
17,36
18,49
34,74
17,50
18,54
33,79
17,02
18,13
34,61
17,25
18,24
34,54
Percebe-se que as variações de temperatura não apresentam uma tendência definida em função do ângulo beta.
Porém, na maioria dos equipamentos observa-se o aumento da temperatura com o aumento do ângulo, sendo resultado
da radiação solar agindo perpendicularmente sobre a superfície do satélite. O posicionamento dos equipamentos influi
diretamente nas variações, sendo esta a causa da diminuição de temperatura em alguns equipamentos.
A variação da temperatura em função do tempo para uma órbita com ângulo beta de 90° será demonstrada a seguir.
Na Fig. 5 têm-se os gradientes de temperaturas para o amortecedor de nutação (AMORT. NUT.), para a bateria e
para o codificador.
Figura 5. Variação de temperatura em alguns equipamentos.
Na Fig. 6 têm-se os gradientes de temperaturas para o computador UPC (COMP. UPC.), para o decodificador e
para o duplex.
Figura 6. Variação de temperatura em alguns equipamentos.
Na Fig. 7 têm-se os gradientes de temperaturas para o conversor, para a eletrônica do magnetômetro e para o PCD.
Anais do XIV ENCITA 2008, ITA, Outubro, 20-23, 2008
,
Figura 7. Variação de temperatura em alguns equipamentos.
Na Fig. 8 têm-se os gradientes de temperaturas para o PCU, para o PDU e para o sensor solar.
Figura 8. Variação de temperatura em alguns equipamentos.
Na Fig. 9 têm-se os gradientes de temperaturas para o sensor do magnetômetro (SENSOR MAG.), para o SHUNT
e para o transponder TMTC (TRANSP. TMTC).
Anais do XIV ENCITA 2008, ITA, Outubro, 20-23, 2008
,
Figura 9. Variação de temperatura em alguns equipamentos.
7. Conclusões
Analisando-se os resultados apresentados nas Fig. 5 a Fig. 10, e fazendo a comparação com os valores dos limites
operacionais apresentados na Tab.1, observa-se que nenhum equipamento do satélite excedeu seu respectivo limite de
temperatura máximo, o que torna satisfatório os resultados apresentados neste trabalho, para o caso de valor máximo do
ângulo beta.
Os resultados provenientes desta simulação numérica fornecem uma referência muito importante para o projeto do
sistema de controle térmico do ITASAT. Com estas informações preliminares, a seleção dos revestimentos adequados
pode ser obtida, podendo sofrer pequenas alterações para o caso da condição de início de vida (EOL), que será simulada
futuramente, caso os mesmos não apresentem desempenho satisfatório.
A simulação apresentada tem o propósito de fornecer informação inicial para o projeto térmico final e também para
a especificação do teste vácuo-térmico (TVT). Em resumo, pode-se dizer que os resultados apresentados neste trabalho,
são fisicamente coerentes e aplicáveis para satélites de órbita de baixa altitude (LEO).
8. Referências bibliográficas
Fischer, M., 2007 Arquivo Extraído da Internet:
<www.tsgc.utexas.edu/archive/subsystems/thermal.pdf>.
Gilmore, D. G., 1994, “Satellite Thermal Control Handbook”, The Aerospace Corporation Press, El Segundo,
California.
Karam, R. D., 1998, “Satellite Thermal Control for System Engineers”, Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol.
181, AIAA, Cambridge, 274p.
Saotome, O., 2007, Arquivo Extraído da Internet:
<http://www.itasat.redecasd.ita.br/index.php/Sobre_o_projeto>.
Sorice, A. F., 2007, “Análise da Evolução de Longo Prazo das Temperaturas do Satélite SCD-1”, Dissertação de
Mestrado, Instituto Tecnológico de Aeronáutica, São José dos Campos.