在卫星上施加热耦合
本例将学习如何：
* 使用热耦合对辐射热传递和穿过飞船面板的导热进行建模：
* 通过一个机械连接对导热建模；
* 使用不同类型的热耦合。
打开上例的文件 my_sat.mf1，调出 FEM1。
1. 在飞船内外面板之间创建一个传导热耦合，导热率为 24 W/m-C。
在飞船内外面板之间创建传导热耦合：
怎样做:
面板的导热率是根据它的组成和比例计算的。
为什么？
在面板的两个表面之间的蜂窝结构在模型中没有明确表示。使用导热型的热耦合，其导热系数是材料的导热率及其厚度的函数。因此，表面网格之间的距离必须准确。
2. 在内外面板之间创建一个辐射热耦合，采用灰度视角因子 0.4。
为什么:
由于蜂窝板的多孔特性，一些辐射热会传到内外面板之间的蜂窝板上。
当视角因子可以由试验得到时，可以使用辐射热耦合来减少由完全辐射计算产生的载荷。表面发射率也是已知的并作为网格的材料属性。对这种情况，传热是表面发射率和表面之间相互的视角因子的函数。
注意确认内面板的所有单元均被选中，因为所有内面板单元都与外面板发生耦合。
在内外面板之间创建辐射热耦合：
3. 在电子设备底板与代表该设备的盒子下面的内面板的表面之间创建一个 500 W/m^2-C 的常系数热耦合。
为什么？
正如在本例第一部分所说，电子盒并不与内面板接触。一种结合材料将它们分割开，在表面之间造成了小的间隙。 这个间隙并不大。即使面是接触的 (如螺栓连接的情况)，也可以在两组单元之间插入一个间隙，以方便选择和观看。
使用一个常系数热耦合，盒子底板与卫星内面板之间的导热率是给定系数和单元面积的函数，而不受建模时表面之间的物理距离的影响。
在电子盒底板与内面板表面之间创建常系数热耦合：
4. 在 MLI 与外面板之间创建一个辐射热耦合，使用灰度视角因子 0.03。
为什么:
在外面板上涂有 MLI (多层隔热) 材料以防止飞船收到外部辐射。和前面的辐射热耦合一样，辐射导热率是表面发射率和表面之间的视角因子的函数，与两组网格之间的物理距离无关。
由于用单一的视角因子对多层结构建模，以及材料的发射率还有其它用途，必须用一个有效视角因子代替实际的视角因子。
穿过这一高度隔热的材料，仍会有少量导热发生，但在这一模型中不予考虑。
在 MLI 与外面板之间创建辐射热耦合
5. 在各太阳电池板的顶面和底面之间创建一个常系数热耦合，导热率为 50W/m^2-C。
为什么:
太阳电池板的结构未包含在模型中。所提供的系数是根据太阳电池板的结构及其材料的导热率。作为替代，TMG 也可以对太阳电池板详细建模，而不提供这个系数。
6. 在各太阳电池板的根部边界和飞船壳体外表面之间创建一个常系数热耦合，导热率为 150 W/m^2-C。
假设有效载荷的面板与飞船壳体类似。
7. 在有效载荷内外表面之间创建一个传导热耦合，导热率 24 W/m-c。
8. 在有效载荷内外表面之间创建一个辐射热耦合，取视角因子为 0.4。
由于这些热耦合包含相同的单元，可以使用 Model Manager 拷贝前面创建的传导热耦合以简化该任务。然后修改拷贝以创建辐射热耦合。
在有效载荷内外表面之间创建传导热耦合：
在有效载荷内外表面之间创建辐射热耦合：
9. 在飞船顶部基板与底部基板之间创建一个常系数热耦合，导热系数 1500 W/m^2-C。
为什么:
这一系数是根据基板的结构及其材料的导热率推导出来的。由于实际连接很复杂，没有对它们明确建模。
在飞船顶部基板与底部基板之间创建常系数热耦合：
本例到此结束，共创建了 9 种热耦合：
下面将学习如何对轨道建模。
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