文摘

本文包含的概念化和验证阶段微微卫星命名为遥感活动简单2原型使用COTS(商用现货)组件和模块化的设计方法。评价其性能,确保测量结果的精密度和准确度由卫星原型,描述的方法设计并实现和资格CanSats(苏打可以卫星)通过统计检验和DoE(试验设计)技术基于立方体卫星航天标准和法规,在缺乏官方测试过程这些卫星的形成因素。上面,两个实验单元使用,所有不同的卫星子系统的性能变量被歧视。上面,两个实验单元使用,所有不同的卫星子系统的性能变量被歧视。这些分组根据热治疗制定的依赖和动态变量。第一个测试的变量,建立了单因素设计样本使用依赖的治疗。然后,假设测试进行中位数的平等,使用非参数分析克鲁斯卡尔-沃利斯的方差。此外,多元方差分析进行了非参数样本(非参数多变量测试),和应用程序的事后多个测试来确定治疗呈现显著差异在可接受范围内。了解动态响应,确保卫星的结构完整性模块,冲击,振动,通过瓶正弦测试应用。实验方法适用于不同的单位,一个真正的实验结果说明一个高空气球的应用程序通过使用非参数回归方法。这个实验的兴趣测量平流层的热力学变量和污染物的浓度以证实操作范围计划使用航班上在上面的实验条件和估计未来的TLR (trl)原型。

1。介绍

CanSat微微卫星形式因素(0.1 1公斤的卫星分类质量标准)。近20年来,CanSat概念已经用于学术领域通过实践活动教学空间技术和经验,可以增强和发展在更复杂的卫星任务青年学生感兴趣的一般科学或工程(1]。由于CanSats一起工作,可以传输给学生不同的专业设计和施工的基本概念的小型人造卫星作为教育策略产生兴趣未来的工程师和科学家在太空领域(2]。CanSat任务是有趣,因为它们涉及系统集成、协议和的定义所需的步骤验证任务的集成子系统,和定义所需的集成测试。例如,ESA的教育办公室(欧洲太空总署)提供了大量研究机会的大学和学生从成员国,从仪器和小平台卫星在地球和月球轨道,有效载荷在微重力平台,小卫星项目,和大气气球,使验证的学习方法应用于工程和知识/技术转移模型(学生3]。

虽然CanSats一直被称为“sat,”这个术语以来一直受到讨论没有工件之间的引用,通过这种形式,成功或其他天体轨道绕地球飞行。然而,近年来,小卫星实施更多的空间业务(4]。微微卫星的属性之一,微微是他们采用最先进的商业技术命名的COTS(商用现货),它允许新的和更便宜的方法开展卫星任务与更快的设计和构建5];这转化为更快地扩张的技术和科学知识,更大程度上的参与当地的行业(5]。大学已经紧密地连接到这些过程和利用的技术进步在电子、新材料、和更精确的传感器来创建更小和技术简单的卫星发射和较低的运营成本。同样,这些资源丰富学生培训计划,刺激他们的兴趣问题解决的多学科技术环境,并有必要的基地面临的风险,从导师与广泛的和必要的支持,合作伙伴的行业和机构等(5]。

今天,CanSats提供机会不仅训练人们在卫星问题,还为他们低体积,容易运输和安装,这可能是一个合适的平台获取信息的现象,从而进行地理定位活动和多样化原位观察在多个环境和场景。这些原型由低成本封装系统,结合模块化设计方法,这不是CanSat平台上广泛使用。这种方法假装卫星设计的子系统与相同的通信总线和不受单个任务的设计,例如,EPS(电力供应),C&DH(命令和数据处理)、通信(通信),和adc(态度决定和控制系统)。这些子系统的特点是使函数的执行一个实验或特定的负载和通常构成任何现代卫星系统的体系结构,如立方体卫星或卫星在一升体积立方(6]。一个令人兴奋的领域测试实验载荷测量大气变量通过高空气球,因为它们涉及到处理大量数据和维护一个远程通信下行。这些类型的活动构成的相对廉价的方法应用所谓的实践空间实验测试不同的组件在环境条件相似的空间,如高辐射、高真空和极端温度。作为一个例子,LibreCube倡议旨在开发从OSS(开源软件)和立方体卫星原型OSHW(开源硬件)7]。然而,他们主要集中在空间应用。2015年,例如,演示实验进行了高空气球,达到的高度超过30公里的主要载荷是他们的一个原型。这个实验成功测试了遥测传输接收和位在飞行(8]。另一方面,高层大气实验数据可用于评估化学传输模式和通过卫星数据同化技术,提高状态估计和参数提供的数学模型(9]。

简单2模块(图1)是一种CanSat,成为Simple-1模块的一个更新,由Semillero de Coheteria y推进(火箭和推进研究研究小组)在大学2016年EAFIT和测试的负载midpower火箭(10,11]。简单2的更新模块涉及的设计pcb(印刷电路板)的多层集成的SMD(表面安装设备)组件和改善电信集成的数字无线电通信系统4月(自动分组报告系统),它使用AX.25卫星通信协议与频率调制格式AFSK(音频移频键控)。简单2模块由四个子系统组成:SimpleVitalOB&DH;SimplePollution和SimplePower每股收益和有效载荷子系统在同一电路板,分别;和SimpleRadio作为通讯。

卫星轨道能力必须符合设计约束很难承受空间环境的严重的条件下,考虑到不可能修复系统失败的事件。因此,设备的设计和组装必须遵守严格的安全标准通常应用于电子系统。尤其如此使用COTS组件和技术时,需要采用的设计技术,保证系统操作,即使在设备级的故障的存在(2,12,13]。目前,没有明确标准的可操作性和性能验证CanSats。然而,立方体卫星设计的监管控制,资格,和验收测试通常被应用于其他特定标准的小卫星,除了立方体卫星/部署人员发射环境测试根据ISO-17770:2017-space systems-cube卫星(立方体卫星)。通常,这些测试寻求建立所有卫星子系统的主要性能和功能是否符合设计要求的测试环境实验。这些包括热真空测试,用于观察热平衡的状态和电子元器件的性能,研究热设计和表面材料的性质揭示设计缺陷的子系统和振动测试14,15]。振动测试的目的是检查卫星体的机械强度和同一系统的安全事件失去部分或部署的故障开关启动期间(16]。

虽然规定是明确的立方体卫星的形式因素,就有可能找到最近的一个案例研究中,上述测试实施CanSat原型,展示他们的有效性2]。

本研究有助于开发方法论(如何得知)有用的测试在未来的发展,特点,调整新的CanSat平台获取原位数据和预测天气和环境现象;也旨在为立方体卫星应用和/或适应当前规定,符合实验设计技术,从而达到统计学意义。论文的第一部分回顾了技术标准的简单2模块和每一个规格。在第二部分,实验要求,测试环境,定义和理论框架。测试应用到两个实验单位CanSat简单2之前提出了分析飞行数据通过一个高空气球。最后,本研究的结论和未来工作的建议。

2。CanSat简单2体系结构

萨里卫星技术有限公司在英国萨里大学的先驱在模块化设计的实现方法,使小卫星在商业领域获得巨大的竞争优势(17]。集成组件的模块化设计方法在卫星由相同的性能需求到模块的结构必须适应一个标准化的接口,保证其他组件配合机电方面(18]。这种方法的实现还允许测试标准产品支持各种各样的任务。

在定义方法实现之前,有必要回顾每一个基本子系统组成卫星原型和概念上定义什么是基于CanSats遥感系统。图2描述每一个简单2模块子系统,通过一个总线互连(SMD头),使用标准通信协议传输数据从其他子系统SimpleVital。红框内的点实验下一节将战略重点。

的概念化CanSat简单2设计是第一种方法的使用模块化的设计方法,独立模块子系统的构思OB&DH和通讯。需要注意的是,利用可用的卷,每股收益和有效载荷子系统设计在同一电路板,如上所述。在接下来的部分,它将描述每个子系统的特征。

2.1。SimpleVital:车载数据处理(OB&DH)

OB&DH负责管理,存储和发送信息,来自于其他电子子系统在地上部分通过通信子系统。这个板(图3)由一个8位单片机,通信采用标准协议串行等我²C (Interintegrated电路)和SPI串行外围接口)外围单位如GPS(全球定位系统)、IMU(惯性测量单元),气压计,温度和与外部单位如EPS的子系统,载荷和通讯。这个子系统还负责提供一个格式的数据存储在SD记忆。

2.2。SimplePower:电力供应(EPS)

EPS控制卫星子系统的权力。在这个模块(图4),电荷存储在一个一个细胞脂肪和1500 mAh(锂聚合物)的电池。这3至4.2伏特电池供应,这是规范使用直流-直流升频器,随后5伏特分发给其他子系统。根据使用的无线电发射机(UHF和VHF),传感器配置,采样率,消费由这个子系统是3 (Wh)。此外,该子系统控制电源提供的太阳能电池(太阳能阵列接口)通过直接的能量转移体系结构(19];这使的扩展模块的操作时间由于额外的力量已经可以在电池。

2.3。SimplePollution:负载子系统

这个子系统是位于同一EPS子系统的PCB和由一个传感器测量气体的浓度(图4 (b))有限公司(一氧化碳)等(二氧化氮),(乙醇),H₂(氢)(氨),(甲烷),(丙烷),(异丁烷),除了相对湿度和温度等物理量。

2.4。SimpleRadio:通信子系统

这个子系统负责发送的信息传输到地面段OB&DH通过4月协议在UHF / VHF波段数据帧,使用NB(窄带)无线电发射机433.650 MHz @ 10兆瓦和144.390 MHz @ 300兆瓦,分别(图5(一个))。

2.5。温度监测系统

表面热监测子系统包括三个传感器分布在多氯联苯测量温度对应不同的兴趣点在其他子系统,如每股收益和OB&DH,以及环境温度。

3所示。实验设计:描述和热真空和飞行分析理论框架

单因素设计(单因素设计)使用定性解释变量命名的因素。假定的值命名该因素的水平。在统计模型,提出了水平不同的治疗方法应用于实验单元(20.]。本实验探索是一个单因素设计,考虑到有限制设备建立治疗,进而使它不可能代表的主要典型的阶乘设计和交互影响。在线性模型的情况下,这项技术单向方差分析(方差分析)单因素或单因素设计被广泛用于知道变化观察到每一种治疗方法。

在这种情况下,数据不正常和方差齐性条件,克鲁斯卡尔-沃利斯检验,这被认为是一个同源单向方差分析测试,对比的假设定量样本来自或取得了相同的人口。通过这种方式,克鲁斯卡尔-沃利斯检验的假设 ,在哪里中位数都是平等的和来自相同的人口,和 ,至少有一个在哪里中位数是不同的,并非来自相同的人口。

此外,这种探索考虑使用NPMV(非参数多变量)推理分析技术,因为它支持情况下,有多个因变量,不能以简单的方式相结合。NPMV技术的优点对多变量等参数假设常态。这些假设所需的经典参数MANOVA(多元方差分析),这是相当严格的,具有挑战性的验证(21]。在这种情况下,概率值(值)的近似计算(费舍尔分布),即使是一般和排列测试,响应变量和因素水平的重要子集。多变量分析技术被用来确定自变量的变化对因变量有显著影响。

此外,这些技术也识别潜在的独立变量之间的关系及其与因变量(22]。总之,克鲁斯卡尔-沃利斯测试两个或两个以上的组中值之间的差异,而NPMV测试意味着两个或两个以上的向量的区别。一旦拒绝零假设在单变量和多变量分析,单因素实验涉及多个测试和样品对比测试来确定哪些治疗,哪些因变量不同于对方。

以前的统计推断测试集可以收集信息在实验室实验模块的性能水平和受控条件下。然而,这个模块的实际飞行测试将表明,感兴趣的变量的性质(热力学和大气变量)需要非线性回归方法来预测他们的行为和变化与高度的变化。

是决定运用不同的非参数回归方法与单一预测飞行数据集。这种方法替代回归函数的线性假设通过平滑(23]。

应该注意的是,在大多数情况下,变量和大气污染物之间的关系并不总是线性行为。其行为是复杂,受气象因素的影响,通过发射源的特点,和地形方面(24]。因此,参数回归方法失去有效性与非参数方法相比,因为这些模型的行为数据集没有假设已知的函数形式先天的(25]。

4所示。方法

感兴趣的变量的实验分析子系统的一部分传感器(负载)和热监控子系统,因为它构成了基本变量气象现象的理解方面接近RS(无线电探空仪站)类型(26]。在实验设计中,这些变量在概念上分为依赖于治疗实现,这些变量的标准差,即 , , , , ,和 。这样的DV(因变量)将在表中详细定义1。

正如上面提到的,有两个主要的测试环境:热真空测试和振动测试。在卫星的原型,有必要执行第一个控制组件和非易失性的除气的有效负载的残留限度,它允许确认或不适当的功能和业务需求环境(高,低温糟糕的情况下)。振动测试旨在确保卫星的结构强度(动态载荷),共振频率的确定和集成电路的电阻,连接,和材料的电阻启动期间受到机械应力。

这些测试环境包括外部条件的集合出现在航空飞行器的飞行。每个环境可以根据实际飞行数据,分析预测,或两者的结合。预期水平的极端环境,用于测试资格,P99/90,也就是说,一个不超过至少99%的航班,估计至少有90%的信心。验收测试中使用的最大预期环境水平P95/50 [27]。在方法论方面,图中的虚线框6代表每一个实验性的测试环境策略和/或资格测试应用。

应该指出的是,环境(1)与vacuum-thermal测试时温度是正(温度在零值),因为低温没有考虑,而测试环境(2)由振动测试。提到这些测试是很重要的总是伴随着参考传感器保证校准和可追溯性的过程。部分7将显示的结果将用一个真实的测试环境(3)数量。测试环境(1)和(3)对应场景在前一节中描述的统计检验的理论框架。

德国焊接学会构成特定类型的传感器选择不仅对其商业可用性也为其容量低质量,和低功耗存储化学能源消费不会超过100瓦特时,就像卫星所示标准立方体卫星(28]。这些传感器的特点已经被列在表中1。

一旦传感器确定变量的分析,他们的数据验证通过董事会的单片机数据处理子系统。然后,这些变量实时绘制图表。一旦信号稳定的参考温度和压力值,预先制定的治疗方法是应用于一个热真空室(见图7)。应该注意的是,这些程序前,样本的大小根据计算的最大误差估计意味着人口和根据方差估计。最后,一旦所有的样本依赖收集每一个治疗方法,假设测试进行了均值和中位数的平等,通过单变量和多变量分析,假设的验证和多个测试是用来确定哪些治疗方法呈现显著差异。

方差的置信区间计算每个因变量的收集信息测量的可变性比较参考传感器的等效计算。最后鉴于数据的性质从模块获得提升测试使用一个高空气球,非参数回归方法中描述的部分3被用来确定环境变量之间的关系和高度的变化。

5。考虑热漂移测试

在卫星的轨道周期,由于白天气温变化交替,地球的阴影。然而,轨道周期足够短,不允许太多的热积累或被释放进入太空,防止卫星的燃烧或冻结。一些预测外部温度范围与活跃的电子5至+ 50°C。有必要指定周边地区受这个范围,如太阳能电池板和天线。温度范围内的卫星之间+ 20 + 70°C;因此,电子电路必须符合的特点与标准兼容的商业设备(12]。一些常见的热循环可能不同(表2),例如,如果它是资格模型从-15°C + 45°C和飞行模型(FM)从-10°C + 35°C (29日]。

模拟条件操作的完整周期,在温度变化时,nanosatellite面临轨道周期期间,积极的热漂移测试站常用结合真空测试站(30.]。先前的实验表明,它并不是一个问题,当电子组件密封真空试验。然而,热功率传输容量减少是由于缺少对流,只留下传导和辐射传热机制之外(12]。的关系,热真空测试进行温度范围从+ 20 + 50°C和压力 托。这个真空值低于水平,可以实现在轨道上。空间真空涉及之间的压力和托;例如,卫星LEO(低地球轨道)环境中能够实现真空值以下托(31日,32]。然而,考虑到简单2原型缺乏外部情况,其真空接触足以通过统计测试评价其可靠性。

5.1。积极的热真空测试

热真空循环测试的技术因素建立了基于两个前提:首先,综述了测试法规适用于小型卫星的资格;同时,研究文档与测试应用于立方体卫星和CanSat原型进行评估,如表所示3。

其次,装机容量方面探讨了本地可用的设备,符合规格的热真空测试打算定义治疗应用于实验单位。前面的前提,实验测试的总结在表说明4。

响应变量主要包括一些温度传感器( , , )作为卫星热监测系统的一部分。重要的是,这些测试旨在确定卫星的性能,表征过程涉及的变量(响应)进行校准。为此,稳定的温度和真空浸渍时间间隔对应于1小时。对于这些测试,两个简单2模块作为实验单位,被安排在一个热适应室(图7分别为A和B)治疗应用。

图8说明了温度资料的TVCT(热真空循环测试)。红线代表模拟或设计温度。高亮区域对应的时间间隔称为稳定阶段或浸泡时间的小时的持续时间,这对应于典型的热循环概要山谷。数据最接近稳定温度和真空谷位和使用在不同的统计推断测试。图8介绍了热真空循环概要S2-1和s2 2模块,分别。

治疗C由同时测试两个实验单元控制环境条件下收集信息从一个不同的环境与响应变量。

6。振动测试注意事项

机械应力和振动卫星发射升空时可能会导致损坏的硬件和模块的断开或电子连接器。仔细选择的总体结构是强制性的,以及元素和电子设备,封装系统,足迹的PCB焊接旨在解决组件被添加。必须做出努力,平等的措施,在改善性能的应用实践和技术驱动的连接、照顾与BGA等表面挂载设备的使用(球阵列),这是更敏感的振动(12]。

振动测试出现在小卫星的标准ISO-17770:2017模块包括随机振动和冲击测试和定性和视觉检查。条件建立了这些测试的类型各不相同,取决于发射器聘请因为每个火箭及其部署系统有不同的最低要求(38]。

推进,认证过程中启动的简单2模块,进行了振动测试使用振动器来激发横向轴的结构和特定的频率范围。

6.1。瞬态冲击试验

冲击或影响可能发生由于加载的应用程序或突然释放与立方体卫星部署或分离和可能的影响。在这样的事件,炸药通常由高频特征生成特定环境中使用加速度的变化,通常衰变5至15毫秒。振动的一个利益主体包括寻找在特定频率共振,产生突然的不同能量的高频交流。,动态显示出现不可预测的范围的操作失败的概率增加39]。

6.2。正弦振动试验

正弦振动试验是必要的执行在小卫星设备由于周期性荷载引起的旋转元素,例如,汽车、pogo-type不稳定(结构相互作用和推进动力),和颤振(结构动态和空气动力学交互),燃烧不稳定,在车辆启动或运输40]。正弦振动试验和振动波形已经被应用到某个范围的频率,这些波形的振幅和频率被认为在任何即时的时间离散。对于一个给定的加速度、位移随频率降低;这就是为什么,在低频段,位移可能会超过被测设备的限制。一些规范的测试使用位移振幅在低频范围内。通常,一个频率范围在20到2000 Hz之间建议(39]。

6.3。振动测试

标准ISO-17770:2017后,建议进行了测试,和振荡测试也执行,由振动的实验单位在两个不同的配置见图9。他们的长度( 毫米, 毫米)振荡的半径的改变。加速度的频率兴奋钟摆的运动由乌兹别克斯坦伊斯兰运动在可测量的范围内,低于5赫兹。这种测试是获取动态感知的比较范围参考加速度计和仪器的简单2模块。

测试模块的另一个论点在这些场景是他们操作的主要载荷高空气球,在上升,自振荡有经验而负载悬浮的关系。

7所示。结果

7.1。热真空测试的结果

获得数据集的响应变量,它是必要的,以确定他们的可变性与每个治疗应用。首先,它是为了实现单向方差分析。然而,检查每一个模型的假设,它是确定不服从正态分布的数据Kolmogorov-Smirnov测试(值= 0),禁用该分析。

因为方差齐性的假设通过列文的测试假设每组都有相同的方差,克鲁斯卡尔-沃利斯的非参数检验是用于确定每个数据样本来自相同的人口(分布)。在这种特殊情况下,这个测试是用来确定是否测量对应的治疗应用。克鲁斯卡尔-沃利斯检验确定有差异与平均至少两个反应变量≈0值的显著性水平 。非参数推断是比较多变量数据样本与多个反应证实了前面分析的一个因素。表5显示了三个多元统计的结果:ANOVA-type测试,麦肯近似Lawley-Hotelling测试(LH)测试,和Wilkλ的测试,平等意味着向量的零假设被拒绝与置信水平为95%。

像单向方差分析,克鲁斯卡尔-沃利斯检验确定不同的答案,但没有指定哪一个。为此,有必要应用非参数事后测试,调整缺乏正常的发现的组有显著差异。的图基HSD(老实说显著差异)测试使用,和三组发现,对应于三个应用的治疗方法。然而,了解影响大小和样本对之间的意义,在这种情况下,测量结果之间的每个实验单元的传感器,MWW测试(Mann-Whitney-Wilcoxon),也称为Wilcoxon rank-sum测试,是像同族体实现 - - - - - -测试参数情况下(41]。图10显示了多个测试的结果和Wilcoxon比较测试。谢谢,实验单位1和2有类似行为的相似性存在于传感器和与传感器相比 。

比较实验的温度传感器读数单位每次治疗和准确性由制造商表示,置信区间估计的标准偏差与卡方分布。这些估计的结果中可以看到表6。

重要的是要注意,治疗期间,传感器相当于增加了不确定性31%±0.626525°C有关制造商提交的数据表信息。治疗期间,两个传感器和显示平均增加46%相当于±0.93534°C的不确定性与制造商的引用。治疗B,传感器和 ,两个实验的单位,增加了不确定性(0.0882864±4.4%C)和(0.809163±40.4%分别C)。下面的其他传感器保持不确定性水平表示的制造商。上面还保持在两个实验单位治疗期间C。

图的箱线图图11允许图形相关的反应每个实验单位及其标准差为每个应用治疗(变化),根据先前估计的置信区间。此外,可以注意到,两个实验的测量单位治疗期间B,概括地说,更精确和更大的传感器精度有偏差和 。根据治疗的结果,推断出这两个模块增加非常敏感,因为他们的不确定性+ 30°C,考虑到测量既不准确也不精确。上面可以看到传感器的偏差 , ,和在热真空室和可能是由于波动稳定参考温度。关于治疗C,可以确定不同的传感器的反应保持低于相当精确和不确定性水平稍微准确。然而,像处理,异常值的存在是由于非线性行为在稳定的温度。试点s2 2选择从先前的研究作为参考在飞行试验数据分析。

7.2。振动测试的结果

的压电加速度计的测量参考3轴(PCB PIEZOTRONICS 356 a01)实现的。然后连接到一个镍9233年收购模块四个通道同时采样24位分辨率和配备反锯齿过滤器通过一个接口在虚拟仪器开发的。3至70年捕捉在每个测试进行后处理的数据来生成一个更好的动态行为的统计表示。

错误,例如山峰的数据生成的信号测试设备被丢弃。剩下的数据平滑使用样本的平均值,和单位转换为重力( )。这些单位是有两个原因:相关仪器的校准参数毫伏以重力和广泛的使用在参考文献[42,43]。最后得到的数据平均每次运行的分析,揭示了预期的反应,并减少随机行为。进行振动测试(冲击、振动、正弦)允许确定特征的动态响应模块(43]。MEMS(微电子机械系统)的特点和校准加速度计集成到模块。

7.2.1。瞬态冲击试验

这个测试导致识别模块的谐振模式当兴奋在一个宽频带的频率(狄拉克)产生影响。面对这种刺激,由加速度计的数据允许识别哪些频率放大,哪些频率衰减。

图12显示的响应在频域中的每个轴的加速度计。图12(一个)测试显示了结果的影响的结构情况下3 d印刷生产的ABS(丙烯腈丁二烯苯乙烯),介绍了电池。图12 (b)测试B对应的结果产生影响的一个青铜对峙多氯联苯。尽管宽带频率的刺激,根据锤(紫色)反应,结果证实,最高的信心1000 Hz。

日珥位于15至35赫兹不是决定性的,这可以归因于组装行为用于这个测试。如此低的频率可能是由于机械松动和不严格的部分如ABS的简单2模块。此外,它是观察到的模块放大至少1.4 dB频率20和500赫兹之间和轴,形成飞机应用的影响。最后,它可能会确认模块的响应开始相关和三轴一致的从700 Hz,最大化之间的800和900赫兹。

建议执行测试范围宽,频率要求的发射器和模块的操作和运输所需要的那些文件(工艺部队)庇护(44]。

7.2.2。振动测试

数据(13日)和13 (b)对应的谱表示的动态响应S2-1模块和s2 2字符串长度 。数据13 (c)和13 (d)分别对应到相同的表示字符串长度的模块 。这些结果显示相似的频率响应的四个测试。这些结果表明,IMU回应始终与参考加速度计在低频段,以其低分辨率有限,考虑到降低采样率(43]。也可以感知的差异使用的传感器的测量范围,因为模块级的IMU呈现一个小乐队。

在数据(13日)和13 (b),可以看到一个主要峰值为1.33赫兹,对应的振荡频率产生的钟摆大会,在这种情况下,长度 。强调,对于模块,S2-1和s2 2,检测峰值频率等于1.33赫兹。在数据13 (c)和13 (d),这是发现的结果长度相应的峰值1.46赫兹的频率。也可以注意到,约7 - 10赫兹的频率对应于实验装置配件。

衡量相似性IMU和参考加速度计,每个信号都与本身提取他们的时间,使用Matlab。这段时期比较,计算他们的差异在几秒钟内,然后比较他们的差异对捕获的信号,如表所示7。上述验证简单2模块的容量测量低频,自期之间的差异来衡量参考加速度计和IMU小,记住样品或模块采样周期之间的时间是0.1217秒。这些阶段差异(滞后)对应的误差3.9%的时期,相当于0.53%的响应时间的差异4.1%, 。这些结果是一致的,因为时间越短,越落后的响应时间。

7.2.3。正弦振动测试的结果

在正弦振动试验瓶玛瑙- 2040(见图14),一个离散扫描进行了从10赫兹至50 Hz的间隔10赫兹和继续从100 Hz蚂蚁150赫兹到200赫兹。增加了1500赫兹,不同频率的变化与一个100 Hz的间隔。最后,这个模块很兴奋到2000 Hz不断激励振幅的1 g_rms。

从这个测试,频率响应及其RMS(根均方)和PSD(功率谱密度)情况下提取,如图15。结果表明,卫星模块的第一共振被发现在400年和500赫兹之间。一方面,乐队的振幅响应还不到1克_rms与衰减。从另一个意义上说,乐队的振幅大于1 g_rms放大区域,第一模块的共振,接近500 Hz。

为飞行证明任何设备,需要提交到一个广泛的频率覆盖所有这些发现在不同阶段其启动,包括运输和发射。验证,测试必须指定低于最低标准的大小和频率(44),以便在这些刺激,它可以保证模块不受任何损害。

根据简单2模块的质量(0.185千克)和smc - s - 016标准,这需要至少0.2 PSD的资质等级。在g²/赫兹和范围的至少20到2000赫兹(45),模块测试在这个频率范围内恒定强度较高的1 g²/ Hz。这个测试模块的结构和操作的完整性,保证没有出现可检测的物理变化或不连续的操作。图15显示的响应与参考加速度计测量模块位于顶部,显示临界频率的近似400到500赫兹。

7.3。飞行测试的结果

两个CanSat简单2模块进行测试的主要载荷在平流层气球(BalloonSat) 11月5日,2017年,在坐标5.4745984°N, -74.6603083°W。S2-1模块放置在平流层探头s2 2运输是外围,如图16。还可以观察到GPS轨迹在内部和外部设备位于提升车辆。

使命宣言是估计可变性,对热力学变量的变化高度(单因素实验中所描述的)和一些气体浓度测量的物种。设备在坐标恢复5.4961331°N, -74.7296626°总飞行时间01:12:00后W)。

一些外部模块的飞行过程中收集的数据显示其变化对图的时间17。图(17日)显示了高度变化的设备提升到最高点或探头达成的最大高度。在数据17 (b)-17 (d),它可以看到的值相对湿度、温度和气压在总上升时间衰减。重要的是要注意在图17 (c)的拐点12:56:04 (UTC),作为对流层和平流层之间的过渡区。在热带,该地区约17公里,那里是一个突然增加温度的交互与来自太阳的紫外线臭氧。

值得注意的是,从所有的数据捕获在探头的总飞行时间,只有上升段的数据用于统计测试,因为在下降阶段,探头经验的更高速度的提升,导致一些样本采集时间。减少样本数量在下降并不能保证传感器输出信号的滞后或偏差的确定在一个特定的输入信号。

飞行数据分析,物理量 , , , ,RH和气体浓度(ppm (ppm)) , , , , , , 和第四是概念化的DV(独立变量)(GSP高度)。应该指出的是,变量在这项研究中没有考虑,因为这是一个测量依赖于气压。此外,置信区间估计的方差测试之间和 。方程的结果(1)表明,传感器的不确定性增加了31%,而传感器精度的名义价值吗仍低于计算区间。

构造相关矩阵来确定之间的关系强度DV和IV。值得注意的是,在一个实验水平,相关的变量时,通常使用控制;它刚刚被测量找出如果他们是否相关46]。

作为选择标准,变量之间的相关系数或效应大小±0.7(高协会)和±0.9(非常高的协会)被认为是。因此,对应的变量 , , ,和丢弃,可以看到图吗18。可以看出大多数的相关系数,根据选择标准,有一个高度负相关关系(高负相关),这将反映在选定的回归模型。

然后,使用简单的线性模型进行回归分析来调整模型的数据。回归系数估计的观察,和响应变量或DV预测,鉴于其与海拔高度的关系作为一个定量预测变量。诊断是这个模型的假设(简单或多个)线性而言,方差齐性,正常,错误或残差的独立性。一个适当的行线性模型的摘要(隐式独立)提出了方程(2)[47]:

图形诊断残差与预测值。同样,正常quantile-quantile情节。在两者中,线性和残差的方差齐性的存在可能会升值。然而,正常的和独立的假设都不满意。鉴于上述,常态假设Shapiro-Wilks和Kolmogorov-Smirnov测试( ),残差的独立性Durbin-Watson,列文测试进行。只有后者自 - - - - - -价值超过的显著性水平 ,它是不可能拒绝零假设因为方差是均匀的。

根据之前的信息,异常值的可能性被排除,这些是不服从的潜在原因的假设。虽然改进的统计值测试,他们不超过重要性水平。

剩下的选择是数据的转换,以实现其适应简单线性模型。为此,简单的电力转换Yeo-Johnson实施。这是一个变化的Box-Cox转换,因变量不需要严格积极;它接受消极的价值观和等于零,在实现数据集的变量。这个变换旨在发现值功率( )为了提高残差的分布,不平等的方差,DV之间的非线性和IV。一旦每个德国的λ值确定,这些被取代的线性模型。鉴于不服从的假设继续盛行,非参数回归制定。

7.3.1。非参数回归

先前的研究显示响应之间没有线性关系(DV)和预测(IV)的数据集。克鲁斯卡尔-沃利斯的非参数检验执行检查这一假设。结果显示平均值为0.48,所以有足够的证据不拒绝 。可以肯定,没有差异中位数的观察在不同的测量。克鲁斯卡尔-沃利斯表示,线性回归是不足够的分析数据集。

在认识到数据后提出了一个非线性分布,有必要检查获得的相关系数图18。虽然这些由皮尔森系数得到方法的值是相当强劲,尽管缺乏正常(48极端值),这些都是敏感,因此推荐使用斯皮尔曼相关的非参数方法,当连续变量的正常条件不满意也不能被转换为范围的数据。此外,计算确认真的有意义关系每个德国焊接学会比第四。变量的情况和( , ≈0)值,确定他们的关系是显著的。

表8总结了之前部分中描述的方法的应用3描述的行为关于 ,该模型符合标准,它们之间的选择。提到有关这些模型应用于每个数据集变量,但只有上面指定的变量的结果将显示为实际效果。

要适当的回归方法的选择标准,实现的模型会显示最低的均方误差(均方误差)和RMSE(相对均方误差)和高系数的决心是寻找因为这将提供一个更好的解释数据的可变性。根据结果列在下表中8观察到,MSE, RMSEA,相对稳定在不同的应用方法。例如,多项式回归提供了一个高(-0.8725445)和稍高的MSE和RMSE值与其他方法相比。尽管前面,其他选择标准不能被忽略。例如,通过样条函数的回归方法计算成本高,平滑样条函数和局部多项式回归。高自由度和敏感性等过度拟合模型平滑参数取决于小值时的带宽导致更大的灵活性相关联的估计量和高预测错误(53,55]。

在图19之间的差异,不同的非参数回归方法应用到温度的变化对高度可以图形化地感激。注意,回归的带宽几乎听不清,表明置信区间是相当准确的。

可以看出,图的多项式回归19 (b)提供了一个灵活的模型与其他方法相比计算成本较低。正如上面提到的,为了避免在配件和多项式度高,这个选择是通过LOOCV(留一交叉验证)和单向方差分析有不同的阶多项式。此外,尽管它使用当地每个内核回归函数域,局部多项式回归方法实现为一个图形化的方法来验证多项式回归的多项式的次数,如图19 (f)。模型从这个方法,它符合选择标准,并允许响应的解释变量,见以下方程:

多项式回归方法在解释的变化经历了不同的dv在提升飞行平流层。表9总结了不同的回归通过这个方法:

这些结果使相似性建立模型之间的变量和 ,考虑到因素的值(影响、回归系数或斜坡)和拦截的回归了类似的大小。例如,山坡上是消极的,他们的拦截,证实,温度在高度增加有所下降。这种行为继续占上风的变量 ,尽管其拦截和第一坡低于别人。概括地说,这些多项式回归促进减少行为的变量的描述 , ,和以及变量 , ,和 。的变量,相反,越来越行为在其价值观是它的斜率为正。

的变量,和 ,多项式的度用来描述他们的行为变化对海拔的变化没有提供一个重要的反应,考虑到利用多项式的高度,高度灵活的适合。这使得建立这些代理在第一层的高散射的大气和低分辨率的传感器实现对这些变量的测量,以及倾向于减少他们的浓度与高度的变化。

8。讨论

8.1。振动测试

振动测试的执行是冲击试验;这个测试的优势是它的简单,因为它不需要复杂的装配或不限制在一定条件下激发。另一方面,频率分辨率有限只有传感器的动态范围和采集系统。然而,这个测试有缺点以来正弦前者更费力,关于重复的模型必须提交;也是敏感的刚度、阻尼的锤,以及使用的支持。因此,它取决于技术人员的技能和能力筛选获得的数据。的重复模块必须受到的冲击试验是合理的减弱来自组装错误或不准确的大小或位置的影响,可以发现差异的原因在系统响应:~ 900赫兹在冲击试验和~ 500赫兹(图13在正弦测试。

正弦检测提供了更多的控制条件,在一个严格的装配和更少的不确定性离散频率。相反,它需要更复杂的设备,和激发可以认为是单轴,而三轴冲击试验。除了上述之外,同样的组装需要的机械紧固元素,增加了系统的质量(0.035公斤),这是由于显著降低动态响应获得其他测试。

8.2。热真空试验

虽然对振动测试实验单位,就足够了热真空测试需要额外的单位,让实验的可重复性增加其确定性(减少方差)和减少测量误差与随机或不受控制的原因。热真空试验证明了简单2单元操作的稳定性和其所有子系统的正确运行的能力在这种环境。同样,没有缺陷的制造工艺和材料的质量验证。ABS主要被用来制造模块的电池外壳采用加法制造或3 d打印。这些作品是高度多孔的完成,导致水分的积累。虽然这额外的湿度降低目标的稳定真空压力,是不明智的预热实验模块因为这大大影响热概要文件和浸泡时间。

尽管TVCT进行设备容易改进有关应用治疗的稳定,这些都是可再生的和可复制的,结果在图所示10。从这一点,可以推断出这两个模块提出了相同的行为,不要在他们的反应方面有显著的差异。此外,重要的是要注意,热真空室的差异或不稳定可能是由于没有足够的证据拒绝温度的高斯行为,如图11。

8.3。飞行测试

相对于从飞行试验获得的数据,分析单元的操作在极端环境中可以证实。图17显示在飞行途中获得的数据中,高度的温度和大气压力成反比关系可以推断出,预计结果,演示正确的传感器单元的行为。这些变量之间的关系也可以看到在图18,变量之间的相关矩阵显示了一个高关系记录的单位,所有的气象变量和气体(气溶胶浓度)。应该指出的是,简单2单位沟通管理在整个飞行期间和发送信息。到此结束,所有的模块组成单元的功能充分尽管低温低气压压力达到或观察到的数字17 (c)和17日(d),分别。

这项研究证实,非参数回归方法是主要的工具建模气体浓度和热力学变量的变化,尤其是当他们的收购是受大气不稳定的时期。这些变量提出了行为很难使用参数回归方法。其他的研究表明,这些方法不考虑气候因素如温度、风速、或沉淀,最终可能改变不同的污染物的典型行为56,57]。与污染物的测量,虽然大部分的气体传感器的表现充分引用,它提出了一个高不确定性和和一个低分辨率的浓度 , , ,和 ,大概是因为这些化合物在高层大气中不是很丰富。这些测量未来的发展重点;提出了使用这种类型的至少两个传感器嵌入在PCB并生成一个自校准程序,允许测量之间的确证。

8.4。未来的考虑

不同的实验结果考虑支持的统计推断和相关的测试环境对未来提出建议硬件测试协议和改编或重新设计。例如,OB&DH加速度计需要更新,取而代之的是另一个具有更合适的动态范围。虽然飞行操作中使用的气压计在测量范围内,同样的没有发生时受到高真空条件。因此,推荐的方法是使用高分辨率近太空压力传感器操作条件,甚至在轨道的条件。对于温度测量,建议检查的操作范围传感器和考虑其搬迁超过中国人民银行的有效载荷子系统,以避免它受到外部热源的偏见的影响的不确定性。它也建议传感器安装在槽磨成PCB减少传热为未来的原型。

最后,重新设计简单2模块或构建未来的原型,必须考虑两个独立的PCB板的载荷和EPS子系统。后者的目标知道其他子系统可以更稳定的电力供应,增加不同的过滤阶段估计消费模式的变化,考虑到电力电子实验中可以自然噪声源对热敏感的雪堆,如图11结果。

9。结论

随着研究的发展,实验方法论的方法提出了复制的小卫星pico -(0.1 - 1公斤)和毫微微-(0.01 - -0.09公斤)形式因素在评估使用COTS组件在一个太空项目的可行性大大降低成本,以及验证内部子系统的模块化允许重用未来的任务。本研究的主要发现:(1)CanSat标准和规定,(2)模块化设计方法,(3)技术验证和(4)支持文档和结构稳定性。以下的结论如下:(1)本研究建立的可行性和应用一个验收和质量鉴定试验方法观察CanSat原型的性能通过修订、适应和/或扩展的标准立方体卫星的形式因素。建立这些新的测试协议的能力在很大程度上取决于实验室设备的可用性,确保可追溯性的实验,例如,一个工业热真空室,比使用图更健壮10。也必要的规定小立方体卫星卫星作为参考,充分记录,反过来,适用于功能原型,鉴于与CanSat发展,可用的文档主要是一个教育和探索大自然,和还没有标准化的测试方法(2)由于实现了模块化的设计方法,这是反映在不同的子系统是如何构思(见图3- - - - - -5),可以保证数据通信模块的能量转移和结构。有一个标准化的公共汽车在不同子系统之间的互连体系结构允许模块来支持各种各样的实验或有效载荷(传感器)(3)在这种特殊情况下,测试的简单2模块启用验证实验室(TRL)的设计和技术实现,因为,在这个原型,四级(组件和/或案板实验室验证),5级(组件和/或试验板验证模拟或真实空间环境),和6级(系统充足率在模拟环境中验证)满意。根据这些水平,简单2模块假设作为一个平台,为未来的发展一个重新设计和调试过程。进行测试在实际操作环境使用高空气球,另外,可以证实的正确操作收购,功耗,和遥测单元在极端环境中,考虑到数据16和17。此外,获得变量显示振幅和结果符合测试之前进行控制实验环境(4)一些变量的不确定性的增加是由于不采用这些建议中引用。在CanSat简单2,这些建议被忽略了由于条件可用的安装能力的学院和当地产业的航天项目。然而,通过振动和冲击测试的发展,设备的频率范围被观察到 公斤如CanSats没有透露共振(见图15),这些CanSats有确凿的动态响应的操作范围,通常被发现在太空发射器

总之,在计量过程和资格测试环境可以提高这些设备的可靠性和提高它们的使用,不仅在传统的学术和教育背景,也在商业领域。使用这些航空航天设计标准保证多样化和地面空气中使用的应用程序场景遥感活动,从而促进技术发展,使拉丁美洲的新兴经济体进入太空。

数据可用性

使用的数据来支持本研究的结果中包括补充材料文件。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

作者要感谢的支持Oficina de Asuntos Espaciales的FAC (Fuerza Aerea动作片)感激地。他们指导开发飞行测试和足够的空域使用按照规定和后勤支持的探头的发射,直到经济复苏非常有帮助。作者也想扩展他们的确认计量和微工程学实验室在大学EAFIT提供必要的设备进行这项研究。作者也想扩展特别感谢哥伦比亚公司A-MAQ S.A.年代允许使用他们的设施和设备和技术咨询开发正弦振动和Cryogas-Air产品哥伦比亚公司提供提升飞行测试的气体。最后,作者想表达感谢未来一代的年轻研究人员参与这个任务,导致各种活动在火箭研究小组和推进研究。这个项目由Vicerrectoria de Descubrimiento y Creacion通过Direccion de Planeacion y Descubrimiento Formativo在大学EAFIT以及所涉及的研究人员和组织资源。

补充材料

补充描述。自述文件。rtf:文件相关数据集的测试提出了这项工作。(补充材料)