Uso de Ansys Mechanical para analizar por elementos finitos el CubeSat (Parte 3)

En la industria aeroespacial, los CubeSats han surgido como una solución de bajo coste y fácil fabricación para sistemas ópticos espaciales. Esta serie de blogs presenta cómo puede utilizarse el software Ansys Zemax para llevar un CubeSat desde un diseño óptico inicial hasta un paquete opto-mecánico listo para el análisis estructural-térmico-óptico-rendimiento (STOP).

Para una carga útil opto-mecánica, es importante tener en cuenta los impactos estructurales y térmicos que experimentará en órbita. Con Ansys Mechanical, se puede realizar un análisis de elementos finitos (FEA) para analizar estos efectos. Para preparar el FEA, puede utilizarse Mechanical para mallar el modelo opto-mecánico y definir las condiciones de contorno para el análisis. Una vez completado el AEF, la extensión Export to STAR de Mechanical proporciona un proceso simplificado para preparar los datos para su uso con el módulo STAR de Ansys OpticStudio.

Preparando el diseño para el análisis FEA

El diseño finalizado se exportó como archivo STEP. En Mechanical, el archivo STEP se abrió y se preparó para el AEF. Para este ejemplo, se eligieron las siguientes definiciones de material para el diseño:

Tras asignar los materiales al modelo, se procedió a mallarlo. Una malla está formada por elementos que contienen nodos que representan la forma de la geometría. Para la malla, es importante tener en cuenta que el tamaño de los elementos se ajustó para ambas superficies de espejo de forma que cada una contuviera al menos 10.000 nodos. Un número elevado de nodos garantiza una buena calidad de ajuste una vez que los datos de AEF se introducen en el módulo STAR de OpticStudio para futuros análisis. La siguiente imagen muestra la malla final que se utilizó para el modelo opto-mecánico.

Definiendo las condiciones de contorno

A efectos de este ejemplo, la única carga considerada fue una condición térmica que provocó que todos los componentes se dilataran según su coeficiente térmico de dilatación (CTE). Se asumió que el sistema de control de radiación del CubeSat aislaría la óptica de grandes fluctuaciones de temperatura. Se eligieron temperaturas discretas de 12 °C, 15 °C y 18 °C para representar el rango de temperaturas operativas experimentado por el CubeSat en órbita terrestre baja (LEO).

Se asumió que el diseño nominal construido en OpticStudio se había construido en un entorno de 21 °C a temperatura ambiente. Esta es la temperatura de referencia a la que se definió la geometría.

Las temperaturas aplicadas en Mechanical fueron las siguientes:

Resultado del análsis FEA

Una vez mallado el modelo opto-mecánico y determinada la carga térmica, se realizó un AEF en Mechanical. La siguiente imagen muestra el impacto de la deformación estructural a la temperatura de funcionamiento más baja (12 °C).

Dado que esta carga útil consta de dos espejos, sólo se resolvieron los datos de deformación estructural. Si se integrara algún componente refractivo en el sistema, sería necesario resolver los cambios de índice térmico en toda la óptica. Tanto los datos de deformación estructural como los de índice térmico pueden exportarse al módulo STAR de OpticStudio para analizar su impacto en el rendimiento del sistema.

Una vez completado el análisis de elementos finitos, el siguiente paso es introducir los datos de deformación estructural de ambos espejos en el módulo STAR de OpticStudio. Con la extensión Mechanical Export to STAR ACT, los datos de deformación estructural pueden exportarse fácilmente al formato de archivo de texto utilizado por STAR.