ساخت اتاقک خلاء حرارتی برای آزمایش محیطی چگونه است؟

رصدخانه یونوسفر سه گانه-CubeSat برای یون، میدان های نوترونی، الکترونی و مغناطیسی (TRIO-CINEMA) یک CubeSat با وزن ۳.۱۴ کیلوگرم و اندازه ۳-U (10 × ۱۰ × ۳۰ سانتی متر) است، به طور مشترک توسط دانشگاه کیونگ هی و دانشگاه برکلی برای اندازه گیری میدان های مغناطیسی فضای نزدیک زمین و شناسایی ذرات پلاسما توسعه یافته است. هنگامی که یک ماهواره به مدار پرتاب می شود، با خلاء فوق العاده بالا و دمای شدید مواجه می شود.

برای تأیید عملکرد و بقای ماهواره در چنین محیط فضایی شدید، آزمایش‌های تجربی بر روی زمین با استفاده از محفظه خلاء حرارتی انجام می‌شود. این مقاله دستگاه کنترل دما و سیستم نظارت مناسب برای محیط آزمایش CubeSat را با استفاده از محفظه خلاء حرارتی دانشکده تحقیقات فضایی دانشگاه کیونگ هی توصیف می‌کند. برای ساخت محفظه از برنامه آنالیز حرارتی عمومی و برنامه NX 6.0 TMG استفاده می کنیم. ما آزمایش‌های خلاء حرارتی را بر روی دو مدل پروازی که توسط دانشگاه کیونگ هی بر اساس مدل حرارتی ماهواره TRIO-CINEMA ایجاد شده‌اند، انجام می‌دهیم. انتظار می رود از این آزمایش عملکرد مناسب ماهواره در محیط فضایی حاصل شود.
برای خرید و کسب اطلاعات بیشتر درمورد چمبر شوک حرارتی کلیک کنید.

رصدخانه یونوسفر سه گانه-CubeSat

رصدخانه یونوسفر سه گانه-CubeSat برای یون، نوترون، میدان های الکترونی و مغناطیسی (TRIO-CINEMA) یک CubeSat با وزن ۳.۱۴ کیلوگرم و اندازه ۳-U (10 × ۱۰ × ۳۰ سانتی متر) با بار ذرات پلاسما، الکترون فوق حرارتی و یون و خنثی (STEIN) و مغناطیس سنج اندازه گیری میدان های مغناطیسی فضای نزدیک زمین، Magnetometer Imperial College (MAGIC). TRIO-CINEMA به طور مشترک توسط دانشگاه کیونگ هی و دانشگاه برکلی ساخته شده است. این ماهواره قرار است در ۲۱ نوامبر ۲۰۱۳ از طریق پرتابگر Dnepr در کیهان یاسنی روسیه به مدار خورشید همزمان در ارتفاع حدود ۷۰۰ کیلومتری و زاویه شیب ۹۸.۵۷ درجه پرتاب شود. TRIO-CINEMA دارای ساختار بیرونی است که در آن MAGIC در محور +X قرار دارد همانطور که در شکل ۱ نشان داده شده است. شکل ۲ ساختار داخلی را نشان می دهد.
یک ماهواره در معرض محیط شدید دمای بسیار پایین و خلاء زیاد در فضا قرار خواهد گرفت. در چنین محیطی، پایداری حرارتی باید تضمین شود

پیکربندی خارجی TRIO-CINEMA

به طوری که تمام اجزای ماهواره را می توان در محدوده مجاز برای ماهواره برای انجام ماموریت خود نگه داشت (لی و همکاران ۲۰۱۱). برای کنترل مناسب دمای ماهواره در محیط فضا، یک طراحی کنترل حرارتی انجام می‌شود و آزمایش‌های محیطی مدار در داخل محفظه خلاء بالا و خلاء حرارتی ساخته شده روی زمین انجام می‌شود تا طراحی کنترل حرارتی ماهواره را تأیید کند (Jun et al. 2009). این مقاله ساخت محیط آزمایش خلاء حرارتی را با تغییر ساختار پوشش، سیستم نظارت و محفظه خلاء برای آزمایش خلاء حرارتی TRIO-CINEMA نشان می‌دهد. همچنین نتیجه آزمایش خلاء حرارتی انجام شده با تعیین محدوده دمایی آزمایش، بر اساس نتایج آنالیز حرارتی TRIO-CINEMA ارائه شد.

محفظه خلاء حرارتی

حالت کنترل در محفظه خلاء حرارتی را می توان به حالت تزریق نیتروژن مایع و حالت گردش مبرد تقسیم کرد. اولی یک سیستم کنترل حرارتی با استفاده از نیتروژن مایع و یک بخاری الکتریکی است و دومی یک سیستم کنترل حرارتی است که می تواند گرما را در محدوده وسیعی از دما از طریق خنک کردن و گرم کردن مبرد کنترل کند. حالت تزریق نیتروژن مایع این مزیت را دارد که با ساختار گردشی ساده، داخل کفپوش را تا دمای بسیار پایین ۱۸۰- درجه سانتیگراد و پایین تر خنک می کند، با مشکلی در کنترل دما. حالت استفاده از نیتروژن مایع برای آزمایش در دمای بسیار پایین مناسب است. حالت گردش مبرد اجازه می دهد تا مبردها را با چرخاندن آنها در داخل پوشش خنک یا گرم کنید. این حالت می تواند دقیقاً کنترل حرارتی با دمای پایین و بالا را با ضرر هزینه نصب اولیه پرهزینه انجام دهد. این مقاله آزمایش‌هایی را با استفاده از حالت تزریق نیتروژن مایع، که هزینه نصب مرحله اولیه پایین و ساختار ساده برای محفظه خلاء حرارتی دانشگاه کیونگ هی دارد، توصیف می‌کند.ظرفیت محفظه خلاء ۷۵۰ لیتر است و دارای دو فلنج برای کانکتور ۲۵ پین و دو فلنج است که با آنها امکان اتصال چهار جفت کابل وجود دارد. بخش کنترل خلاء متشکل از پنل گرافیکی برای شناسایی آسان کنترل عملکرد پمپ های چرخشی و کریو است. شکل ۳ کل ساختار را در یک بلوک دیاگرام نشان می دهد. شکل ۴ فلنج، برد گرافیکی، کنترل کننده بیرونی و کل ظاهر محفظه را نشان می دهد.

شکل ۳. بلوک دیاگرام محفظه خلاء حرارتی. شکل ۲. پیکربندی داخلی TRIO-CINEMA.

کنترل حرارتی

کنترل حرارتی یک محفظه خلاء حرارتی را می توان به سرمایش و گرمایش تقسیم کرد. خنک‌سازی در حالتی انجام می‌شود که نیتروژن مایع را با شیر گلوب و فلومتر کنترل می‌کند. نیتروژن مایع از طریق لوله فلزی به دیواره کفن داخل محفظه تزریق می شود تا دمای قسمت مرکزی کاهش یابد. نیتروژن تبخیر شده در یک لوله جداگانه تخلیه می شود و نیتروژن مایع اضافی باید تامین شود. در مورد گرمایش، دما و نرخ تغییر دما روی سیم پیچی که داخل روکش را می پوشاند با استفاده از کنترل کننده دما و صفحه خروجی خارجی کنترل می شود. شرایط محیطی، مانند زمان چرخه کار، الگوی دما و دما در آزمایش خلاء حرارتی قابل تنظیم است، و هر چرخه پیشرفت را می توان توسط کنترل کننده دما کنترل کرد. دما را می توان با استفاده همزمان از سرمایش و گرمایش که به ترتیب از نیتروژن مایع و بخاری برقی استفاده می کند، حفظ کرد.

کنترل خلاء

کارآمدترین سیستم محیط خلاء را تا ۱۰-۶ Torr یا کمتر با استفاده از پمپ مولکولی توربو یا پمپ کریو ارائه می دهد (چو و همکاران ۲۰۰۷). محفظه خلاء حرارتی دو حالت برای آزمایش فراهم می کند: اول، یک پمپ دوار برای کاهش فشار تا ۱۰-۳ Torr استفاده می شود. برای کمتر از ۱۰-۳ Torr، یک پمپ Cyro از اصل حذف هوا با اجازه دادن به مولکول های گاز برای متراکم یا جذب در سطح سرد استفاده می کند. این حالت سطح قسمت پایینی محفظه خلاء را با هلیوم تا ۱۰ K خنک می کند. برای کاهش خلاء به ۱۰-۵ Torr استفاده می شود.
خنک کننده پمپ Cyro با استفاده از چیلر آب خنک انجام می شود. همچنین، شیر اصلی متصل به محفظه و پمپ Cyro، جریان برگشتی هوا را مسدود می کند، مقدار پیش خط به پمپ دوار و پمپ Cyro متصل می شود. و شیر خشن اتصال به محفظه و پمپ دوار تنظیم شده است که همزمان با سایر شیرهای بسته باز نشود. پانل مانیتورینگ خلاء خلاء پمپ Cyro و خلاء پمپ دوار را نشان می دهد. خلاء با کمتر از ۱۰-۳ Torr با اندازه گیری آن با یون گیج نشان داده می شود.

ساخت یک محفظه خلاء حرارتی برای آزمایش محیط

سیستم نظارت

سیستمی برای نظارت بر تست و ثبت داده ها در طول آزمایش خلاء حرارتی در این بخش توضیح داده شده است. برای این سیستم، میز کار مهندسی ابزار مجازی آزمایشگاهی (LabVIEW)، یک برنامه نویسی مبتنی بر گرافیک، از LabVIEW که توسط National Instrument Inc توسعه داده شده است، استفاده شد. برنامه LabVIEW یک ابزار توسعه نرم افزار S/W قدرتمند و انعطاف پذیر برای کنترل ماشین و تجزیه و تحلیل داده ها است. LabVIEW به طور مداوم توسط مهندسان و دانشمندان در زمینه های تحقیق، توسعه، تولید و آزمایش و صنایع مختلف از جمله وسایل نقلیه، نیمه هادی ها، علوم هوافضا، برق، ارتباطات و پزشکی استفاده شده است. LabVIEW یک ابزار اصلی در زمینه های تست، اندازه گیری، اتوماسیون صنعتی و تجزیه و تحلیل داده ها است (پارک ۲۰۰۶).

رابط های گرافیکی کاربر همانطور که در شکل ۵ نشان داده شده است تشکیل شده است و می تواند اطلاعات دمای ۱۲ کانال، نمودارهای زمان واقعی، انتخاب گراف به کانال و ثبت داده ها را نشان دهد. در داده های ضبط شده، زمان و مکان سنسور و دما در مکان های مختلف در قالب فایل اکسل با فاصله زمانی از پیش تعیین شده ثبت می شود. از نوع T با قابلیت اندازه گیری -۲۵۰ تا +۳۵۰ درجه سانتی گراد استفاده شد. ترموکوپل داخل محفظه از طریق فلنج ۲۵ پین روی دیواره محفظه با استفاده از یک کابل ولتاژ بالا محافظ برای محافظت از صدا و ضربه به بیرون متصل می شود. اطلاعات دمای متصل شده از ماژول ورودی ترموکوپل ۱۶Ch NI-9213 و کنترلر زمان واقعی NI cRio-9022 با IP ثابت اختصاص داده شده به رایانه شخصی ارائه می شود. اطلاعات دمایی که از طریق اتصال LAN ارائه می‌شود، دارای این امتیاز است که می‌توان آن‌ها را در مکان‌هایی که برنامه نصب نمی‌شود به‌صورت بلادرنگ نظارت کرد. کنترلر Real Time NI cRio-9022 دمای کفپوش مورد نیاز برای عملیات گرمایش محفظه را با RS-232 فراهم می کند.

اصلاحات ساختاری محفظه خلاء حرارتی

کفن از یک ساختار استوانه ای به قطر ۶۰ سانتی متر و طول ۸۰ سانتی متر تشکیل شده است. ساختار پایه برای پشتیبانی از ماهواره در محفظه خلاء از مواد تفلون در شکل ۶a ساخته شده است. با این حال، زمان قابل توجهی برای خنک کردن ماهواره تنها با تشعشع با توجه به ساختار کفن مورد نیاز بود و بنابراین، بهبود ساختاری کفن ضروری بود.

انرژی تابشی تخلیه شده به خارج از محفظه با پوشاندن قسمت بیرونی پوشش با فیلم MLI بیشتر مسدود می شود. قسمت بیرونی کفن با توری ساخته شده از مواد پلی استر و KF-6B پلی استر آلومینیومی MLI با ضخامت ۶ میکرومتر در ساختار لمینیت ۵ برابر احاطه شده است. پس از برداشتن ساپورت ماهواره ای ساخته شده با مواد تفلون، صفحه فلزی برای افزایش رسانایی حرارتی با تماس سطح این صفحه فلزی با صفحه نازک مسی به ضخامت ۰.۱ میلی متر با دیواره پوششی اضافه شده است.

شکل ۶b . تصویر پوشش اصلاح شده را با استفاده از فیلم MLI و صفحه فلزی نشان می دهد. حالت کنترل حرارتی با چنین تابش و رسانایی نتیجه کاهش ۲۰ درصدی زمان خنک‌سازی را در مقایسه با حالت خنک‌کننده موجود که تنها توسط تشعشع انجام می‌شود، نشان می‌دهد.
یک شیر برقی که برای تزریق نیتروژن مایع استفاده می‌شود، دلیلی برای طولانی‌تر کردن زمان خنک‌سازی می‌شود، زیرا قبل از رسیدن به دمای از پیش تعیین شده، به‌طور خودکار توسط کنترل‌کننده حرارتی کار می‌کند. بنابراین، شیر برقی را جابجا کردیم و با نصب یک شیر گلوب برای دمای شدید و یک دبی سنج، مقدار یکنواخت نیتروژن مایع را می‌توان به داخل پوشش تزریق کرد.

نتیجه آنالیز حرارتی

با توجه به محیط حرارتی ذاتی مدار مأموریت، شبیه‌سازی اثر حرارتی بر روی فضاپیما که شرایط حرارتی مداری را منعکس می‌کند باید قبل از انجام این کار انجام شود. در این تحقیق، یک ابزار نرم‌افزاری مهندسی به کمک کامپیوتر (CAE) بر اساس روش اجزای محدود (FEM)، NX6.0، برای تحلیل حرارتی با استفاده از مدل‌سازی ساختار فضاپیمای CINEMA که در شکل ۷ نشان داده شده است، استفاده می‌شود. در این تحلیل، نگرش فضاپیما نسبت به هندسه ساده ساختار CubeSat، عامل مهم‌تری است. نگرش CINEMA کنترل ثابت چرخشی با ۴ دور در دقیقه (RPM) است، که در آن محور چرخش نسبت به صفحه دایره البروج نرمال است. بنابراین، ۴ طرف فضاپیما به طور متناوب رو به خورشید هستند، به جز اضلاع بالا و پایین.
دمای داخلی فضاپیما به حالت های عملیاتی که ایمن هستند، علم، اتصال پایین و حالت کنترل نگرش بستگی دارد.

شکل ۷. مدل آنالیز حرارتی TRIO-CINEMA. شکل ۶. (الف) قبل از اصلاح کفن، (ب) پس از اصلاح کفن
در این مقاله شبیه سازی با توجه به دو حالت امن و علمی انجام شده است. در حالت ایمن که حداقل دمای داخلی را تولید می‌کند، گرمایش توسط چهار تخته مدار چاپی روی هم (PCB) که در ①، ②، ③ و ④ در شکل ۸ قرار دارند، ایجاد می‌شود. در حالی که حالت علمی حداکثر دمای داخلی را بین ① تا ⑦ PCB تولید می کند. علاوه بر این، این تحقیق از خاصیت حرارتی نوری استفاده کرد که نشان‌دهنده بیرونی‌ترین حالت سطح ماده است. شاسی TRIO-CINEMA توسط آلومینیوم ۵۰۵۲-H32 و آلومینیوم ۶۰۶۱-T6 ساخته شده است در حالی که آنتن UHF و STEIN Baffle توسط مس بریلیوم ساخته می شود. آن خواص مختلف مواد با در نظر گرفتن چگالی، رسانایی و ظرفیت حرارتی هر ماده اعمال می شود (لی و همکاران ۲۰۰۶).

بر اساس نتایج این تحلیل، دما از حداقل -۱۳ درجه سانتیگراد در حالت ایمن در برد داخلی به حداکثر +۳۱ درجه سانتیگراد در حالت علمی تغییر می کند، در حالی که فضاپیما زمین را بالای ۷۰۰ کیلومتر می چرخاند. چنین حداقل و حداکثر دما تغییراتی است که در خارج از ماهواره رخ می دهد. تغییرات دمای شاسی و داخل تخمین زده شده از طریق آنالیز حرارتی در جدول ۱ و جدول ۲ خلاصه شده است. تغییرات دمای MAGIC در خارج از ماهواره و پنل خورشیدی به ترتیب ۳۰-~۳۰+ درجه سانتیگراد و -۵۵-~۱۰- درجه سانتیگراد برآورد شده است.

بر اساس نتیجه آنالیز حرارتی در صورت دمای پذیرش و ± ۱۰ درجه سانتیگراد در مورد دمای واجد شرایط. در مورد TRIO-CINEMA، دمای کار اکثر اجزای الکتریکی و مکانیکی از حداکثر دمای ۳۱+ درجه سانتیگراد بیشتر است. علاوه بر این، به دلیل عملکرد محدود محفظه خلاء که مدت زمان خنک‌سازی طولانی دارد، این نگرانی را ایجاد می‌کند که فضاپیما با قرار گرفتن در معرض دمای پایین طولانی‌تر از مدت زمان مطلوب تحت تأثیر قرار گیرد. به همین دلیل، محدوده دمایی در این آزمایش بین ۲۰- تا ۳۵+ درجه سانتی گراد، بر اساس کمترین و بالاترین دماهای شاسی ماهواره و ماهواره در داخل با بازتاب مقدار میانه دمای پذیرش و دمای صلاحیت تنظیم می شود (دیوید ۲۰۰۱). برای تنظیم دمای حد پایین‌تر، نتایج تحلیل حرارتی شاسی نیز منعکس می‌شود، زیرا پنل خورشیدی و MAGIC در دمای پایین دامنه وسیعی دارند و مستقیماً تحت تأثیر دمای پوشش قرار می‌گیرند.

یک چرخه آزمایش واحد آزمایش خلاء حرارتی با در نظر گرفتن محدوده دمایی خارج از زمان چرخش فضاپیما به دور زمین تنظیم می شود. تغییر دما بین -۱۳ درجه سانتیگراد و +۳۱ درجه سانتیگراد و ۱۱۰ دقیقه زمان چرخشی، نرخ تغییر ۰.۵ درجه سانتیگراد در دقیقه بین -۲۰ درجه سانتیگراد و +۳۵ درجه سانتیگراد را به پایان می رساند (یو و همکاران ۲۰۱۲). جدول ۳ محدوده دمای عملیاتی اجزای الکتریکی را نشان می دهد که بر روی سیستم فضاپیما تأثیر مهمی دارد. اکثر اجزاء به جز باتری، محدوده دمایی نتایج آنالیز حرارتی را طبقه بندی می کنند. با این حال، مقدار حداقل دمای عملیاتی، تفاوت کمی را با کمترین دمای نتایج آنالیز حرارتی، در مقایسه با بالاترین دما نشان می‌دهد. با توجه به این موضوع، کمترین دمای آزمایش خلاء حرارتی در ۲۰- درجه سانتیگراد تنظیم می شود تا وضعیت عملکرد عادی قطعات الکتریکی در دمای پایین، به ویژه عملکرد بخاری در دمای -۵ درجه سانتیگراد در داخل باتری و بررسی شود.

روش آزمایش خلاء حرارتی مدل پرواز

چهار چرخه آزمایش خلاء حرارتی بین -۲۰ درجه سانتیگراد تا +۳۵ درجه سانتیگراد انجام می شود که از +۲۰ درجه سانتیگراد شروع می شود که دمای اتاق تمیز است.

شکل ۹ .جزئیات چرخه دمایی آزمایش خلاء حرارتی را نشان می دهد. بر اساس ترموکوپل در سمت +Y که تغییر دما در بین سنسورهای دما متصل به ماهواره ثابت‌ترین است، پس از رسیدن دمای محل به -۲۰ درجه سانتی‌گراد و +۳۵ درجه سانتی‌گراد، دو ساعت زمان خیساندن مورد نیاز است. پس از یک ساعت خیساندن، تست عملکرد ماهواره انجام می شود. وضعیت خلاء بالا ۱۰-۵ ~ ۱۰-۶ Torr باید با توجه به دمای اتاق خلاء حرارتی حفظ شود. در مورد آزمایش دمای پایین، دمای کفپوش در ۱۰۰- درجه سانتیگراد حفظ می شود و تنها با استفاده از نیتروژن مایع به دست می آید.

در طول زمان خیساندن، از نیتروژن مایع و سیم پیچ گرمایشی برای حفظ دمای ماهواره در ۲۰- درجه سانتیگراد استفاده می شود. در آزمایش محفظه با دمای بالا، دمای کفپوش توسط کویل گرمایشی افزایش می‌یابد. دمای فضاپیما باید نرخ تغییر ۰.۵ درجه سانتیگراد در دقیقه را حفظ کند. سنسورهای دما بر روی ۶ مکان مختلف بر روی سطح ساختار TRIO-CINEMA و دیواره‌های پوشش برای نظارت در زمان واقعی متصل می‌شوند. شکل ۱۰ موقعیت و مختصات محورهای ترموکوپل را نشان می دهد. علاوه بر ترموکوپل ها، هر پنل خورشیدی و PCBهای داخل ساختار CubeSat دارای حسگرهای دمایی جداگانه هستند. داده های دما جمع آوری شده توسط فضاپیما برای آزمایش عملکردی سیستم الکتریکی و برای بررسی دمای وابسته به مکان های مختلف استفاده می شود. در مورد اتصال ترموکوپل روی سطح ماهواره، ترموکوپل با نوار مسی روی نوار کاپتون ثابت می شود.

شکل ۱۱. آماده شدن برای آزمایش شکل ۱۰. محل قرارگیری ترموکوپل ها شکل ۹. پروفایل تست چرخه حرارتی

شکل ۱۳. نمودار دمای شاسی و روکش (TRIO-CINEMA3). شکل ۱۲. نمودار دمای شاسی و روکش (TRIO-CINEMA2).

شکل ۱۵. تغییر ولتاژ باتری. شکل ۱۴. تغییر دمای باتری
سپس نوار کاپتون برای دمای دقیق دوباره روی آن چسبانده می شود (کامرون ۱۹۹۹). محل اتصال نزدیک به مرکز هر طرف است، در حالی که ترموکوپل برای بخش فضای باریک روی لبه وصل شده است. تست عملکرد اولیه با اتصال کابل USB برای شارژ باتری و ارتباط داده با رایانه خارجی از طریق فلنج محفظه انجام می شود. شکل ۱۱ آزمایش عملکردی اولیه انجام شده قبل از شروع آزمایش خلاء حرارتی را نشان می دهد. مکان TRIO-CINEMA در داخل کفن را می توان در شکل مشخص کرد.

 نتایج آزمون

تست خلاء حرارتی برای دو مدل پروازی با روش دقیق ذکر شده در بخش فوق انجام شد. شکل ۱۲ دمای بیرونی سازه و پوشش را از آزمایش خلاء حرارتی TRIO-CINEMA2 نشان می دهد. ترموکوپل ها در شش طرف ماهواره در خارج متصل شدند و با توجه به تغییر دمای کفن، تغییر دمای بین -۲۰ درجه سانتیگراد و +۳۵ درجه سانتیگراد را برگرداندند. سمت +Z که نزدیک‌ترین قسمت به کفن است، در مقایسه با طرف‌های دیگر، تغییر دما نسبتاً گسترده‌تری را نشان داد.

در مورد زمان لازم برای یک سیکل، چهار ساعت و هشت ساعت برای گرمایش و سرمایش با احتساب زمان خیساندن به ترتیب مورد نیاز است. در طول آزمایش، به دلیل غیرعادی بودن لوله نیتروژن در طول آزمایش، زمان خنک سازی تا ۹ ساعت افزایش یافت. شکل ۱۳ نمودار تغییر دمای بیرون و پوشش TRIO-CINEMA3 را نشان می دهد. تغییر دما در سمت +Z نزدیکترین به کفن بالاترین دما است. در آزمایش TRIO-CINEMA2، تغییر دمای کفن ثابت بود.

بنابراین، زمان خنک‌سازی سه ساعت کوتاه‌تر نشان داده شد. جداول ۴ و ۵ کمترین و بالاترین دمای پنل های خورشیدی و PCB های داخل ماهواره را در هر چرخه نشان می دهد. کمترین و بالاترین دمای پنل های خورشیدی در پنل +Y هر دو TRIO-CINEMA2 و TRIO-CINEMA3 نشان داده شده است.

اگرچه پنل خورشیدی +Z نزدیکترین مکان به پوشش است، کمترین و بالاترین دما در پنل خورشیدی +Y ثبت شد. دلیل آن این است که سنسور دما در پنل خورشیدی +Y روی پنل وصل شده است، در حالی که دمای پنل خورشیدی +Z در زیر پنل وصل شده است. در مورد انحراف باتری از محدوده دمای عملیاتی، دمای آن حداقل ۱۰ درجه سانتیگراد در مقایسه با برد رابط ابزار (IIB) که مجاورترین برد است، بالاتر است. در نظر گرفته می شود که بخاری معمولاً با در نظر گرفتن افزایش مصرف برق در دمای تعیین شده کار می کند. شکل ۱۴ و ۱۵ تغییرات دما و ولتاژ را در چرخه آزمایش خلاء حرارتی باتری نشان می دهد.

تست عملکردی

در مجموع هشت بار آزمایش عملکردی، قبل از آزمایش خلاء حرارتی، پس از یک ساعت از هر زمان خیساندن و بعد از آزمایش خلاء حرارتی انجام شد. تست عملکردی وضعیت عملکرد عادی هر جزء الکتریکی و مکانیکی را در آزمایش چرخه حرارتی بر اساس جدول ۶ تأیید می‌کند و تغییر شکل ظاهری را که ممکن است در طول آزمایش خلاء حرارتی از طریق بازرسی بصری، پس از پایان آزمایش رخ دهد، بررسی می‌کند. از جمله موارد تست عملکردی در جدول ۶، تست تزریق MAGIC به دلیل ویژگی خود ابزار، نیازمند جداسازی TRIO-CINEMA است.

بنابراین، آزمایش تزریق MAGIC حذف می شود زیرا ویژگی های ارتعاش ممکن است به دلیل جداسازی و مونتاژ مجدد تغییر کند. سیم پیچ گشتاور نیز به دلیل دشواری اندازه گیری میدان مغناطیسی از آیتم های تست عملکردی حذف شد. تست عملکرد پنل های خورشیدی و حسگرهای خورشیدی پس از پایان آزمایش خلاء حرارتی به دلیل عدم وجود منبع نور در محفظه انجام شد. تست تزریق آنتن UHF نیز به دلیل فضای باریک داخل کفن انجام شد. از طریق آزمایش‌های عملکردی، مانند عملکرد هر PCB، تغییر ولتاژ باتری و آزمایش ارتباط با استفاده از آنتن، عملکرد عادی را در حالت خلاء بالا و تغییر دمای شدید تأیید می‌کند.

نتیجه گیری

این مقاله آزمایش‌های خلاء حرارتی را بر روی دو مدل پروازی TRIO-CINEMA شرح می‌دهد. یک سیستم مانیتورینگ قبل از آزمایش بر اساس برنامه LabVIEW ایجاد شد. برای حل مشکل زمان زیادی در خنک‌سازی، روکش با فیلم MLI پوشانده می‌شود و خنک‌کاری از طریق اصلاح پوشش به دو حالت هدایت و تابش تغییر می‌کند. ما می توانیم حدود ۲۰ درصد از زمان خنک شدن را کاهش دهیم. بر اساس مقادیر تغییر دمای سطح ماهواره بین -۱۳ درجه سانتیگراد و +۳۱ درجه سانتیگراد که نتیجه آنالیز حرارتی است، این تحقیق نشان داد که دو مدل پرواز می توانند با تنظیم محدوده دمایی آزمایش بین -۲۰ درجه سانتیگراد نیاز دما را برآورده کنند. و +۳۵ درجه سانتیگراد در محفظه تازه توسعه یافته. دمایی که آزمایش‌ها از طریق آن انجام شد، شرایط دمایی گسترده‌تری نسبت به نتایج آنالیز حرارتی به عنوان حاشیه طراحی دارد. این مقاله عملکرد نرمال ماهواره ها را در شرایطی تایید کرده است که ماهواره ها با ارائه زمان خنک سازی طولانی مدت در معرض محیط دمایی پایین تری نسبت به نتایج تحلیل قرار می گیرند. نتایج آزمایش خلاء حرارتی کنونی اجازه داده است که فرآیند آزمایش خلاء حرارتی یک ماهواره توسط دانشگاه کیونگ هی توسعه یابد.
قدردانی
این کار توسط برنامه BK21 plus از طریق بنیاد تحقیقات ملی (NRF) با بودجه وزارت آموزش کره پشتیبانی شد.