Spacecraft thermal control
अंतरिक्ष यान डिजाइन में, थर्मल कंट्रोल सिस्टम (टी. सी. एस.) का कार्य सभी मिशन चरणों के दौरान अंतरिक्ष यान के सभी घटक प्रणालियों को स्वीकार्य तापमान सीमा के भीतर रखना है। इसे बाहरी वातावरण का सामना करना पड़ता है, जो एक विस्तृत श्रृंखला में भिन्न हो सकता है क्योंकि अंतरिक्ष यान गहरे अंतरिक्ष की छाया में पाई जाने वाली अत्यधिक ठंडक या बाहरी अंतरिक्ष की अनफ़िल्टर्ड सीधी धूप में पाई जाने वाली तीव्र गर्मी के संपर्क में है। एक टी. सी. एस. को अंतरिक्ष यान के संचालन से उत्पन्न आंतरिक गर्मी को भी नियंत्रित करना चाहिए। एक टी. सी. एस. अंतरिक्ष यान के सरल और प्राकृतिक अवरक्त विकिरण के माध्यम से निष्क्रिय रूप से गर्मी निकाल सकता है, या सक्रिय रूप से एक बाहरी रूप से घुड़सवार अवरक्त विकिरण कुंडल के माध्यम से। मिशन के इष्टतम प्रदर्शन और सफलता की गारंटी के लिए तापीय नियंत्रण आवश्यक है क्योंकि यदि कोई घटक बहुत अधिक या बहुत कम तापमान के अधीन है, तो वह क्षतिग्रस्त हो सकता है या उसका प्रदर्शन गंभीर रूप से प्रभावित हो सकता है। विशिष्ट घटकों (जैसे ऑप्टिकल सेंसर, परमाणु घड़ियाँ, आदि) को रखने के लिए तापीय नियंत्रण भी आवश्यक है। एक निर्दिष्ट तापमान स्थिरता आवश्यकता के भीतर, यह सुनिश्चित करने के लिए कि वे यथासंभव कुशलता से प्रदर्शन करते हैं। सक्रिय या निष्क्रिय प्रणालियाँ तापीय नियंत्रण उप-प्रणाली निष्क्रिय और सक्रिय दोनों वस्तुओं से बनी हो सकती है और दो तरीकों से काम करती हैः या तो बाहरी ताप प्रवाह (जैसे सूर्य या ग्रहों के अवरक्त और एल्बिडो प्रवाह) से तापीय इन्सुलेशन द्वारा, या आंतरिक स्रोतों से उचित गर्मी हटाने (जैसे आंतरिक इलेक्ट्रॉनिक उपकरण द्वारा उत्सर्जित गर्मी) द्वारा उपकरण को अधिक गर्म होने से बचाती है। उपकरण को बहुत कम तापमान से बचाता है, बाहरी सिंक से थर्मल इन्सुलेशन द्वारा, बाहरी स्रोतों से बढ़े हुए गर्मी अवशोषण द्वारा, या आंतरिक स्रोतों से गर्मी छोड़ने से। निष्क्रिय तापीय नियंत्रण प्रणाली (पी. टी. सी. एस.) घटकों में शामिल हैंः बहु-परत इन्सुलेशन (एम. एल. आई.), जो अंतरिक्ष यान को अत्यधिक सौर या ग्रहों के ताप से बचाता है, साथ ही साथ गहरे अंतरिक्ष के संपर्क में आने पर अत्यधिक शीतलन से भी बचाता है। कोटिंग्स जो बाहरी सतहों के थर्मो-ऑप्टिकल गुणों को बदलते हैं। चयनित इंटरफेस पर थर्मल युग्मन में सुधार के लिए थर्मल फिलर्स (उदाहरण के लिए, एक इलेक्ट्रॉनिक इकाई और उसके रेडिएटर के बीच थर्मल पथ पर)। चयनित इंटरफेस पर थर्मल कपलिंग को कम करने के लिए थर्मल वॉशर। रेडिएटर सतह पर फैलाने के लिए थर्मल डबलर उपकरण द्वारा गर्मी को नष्ट कर देते हैं। दर्पण (द्वितीयक सतह दर्पण, एसएसएम, या ऑप्टिकल सौर परावर्तक, ओएसआर) बाहरी रेडिएटर की गर्मी अस्वीकृति क्षमता में सुधार करने के लिए और साथ ही बाहरी सौर प्रवाह के अवशोषण को कम करने के लिए। रेडियोआइसोटोप हीटर इकाइयाँ (आरएचयू), जिनका उपयोग कुछ ग्रहों और खोज अभियानों द्वारा टी. सी. एस. उद्देश्यों के लिए गर्मी का उत्पादन करने के लिए किया जाता है। सक्रिय तापीय नियंत्रण प्रणाली (ए. टी. सी. एस.) के घटकों में शामिल हैंः मिशन के ठंडे चरणों के दौरान उपकरण के तापमान को अपनी निचली सीमा से ऊपर रखने के लिए तापस्थैतिक रूप से नियंत्रित प्रतिरोधी विद्युत तापक। उपकरण द्वारा उत्सर्जित ऊष्मा को रेडिएटर में स्थानांतरित करने के लिए द्रव लूप। वे हो सकते हैंः एकल-चरण लूप, एक पंप द्वारा नियंत्रित; दो-चरण लूप, हीट पाइप (एचपी), लूप हीट पाइप (एलएचपी) या केशिका पंप लूप (सी. पी. एल.) से बना। लौवर (जो तापमान के एक कार्य के रूप में गर्मी अस्वीकृति क्षमता को अंतरिक्ष में बदल देता है)। थर्मोइलेक्ट्रिक शीतलक। तापीय नियंत्रण प्रणाली पर्यावरण अंतःक्रिया में अंतरिक्ष यान की बाहरी सतहों की पर्यावरण के साथ अंतःक्रिया शामिल है। या तो सतहों को पर्यावरण से संरक्षित करने की आवश्यकता है, या बेहतर अंतःक्रिया की आवश्यकता है। पर्यावरण अंतःक्रिया के दो मुख्य लक्ष्य अवशोषित पर्यावरणीय प्रवाहों को कम करना या बढ़ाना और पर्यावरण को गर्मी के नुकसान को कम करना या बढ़ाना हैं। ऊष्मा संग्रह में अंतरिक्ष यान के तापमान में अवांछित वृद्धि से बचने के लिए बनाए गए उपकरण से विघटित ऊष्मा को हटाना शामिल है। ऊष्मा परिवहन ऊष्मा को वहाँ से ले जा रहा है जहाँ से इसे एक विकिरण उपकरण में बनाया जाता है। ऊष्मा अस्वीकृति एकत्र की गई और परिवहन की गई ऊष्मा को ऊष्मा सिंक के लिए एक उपयुक्त तापमान पर अस्वीकार करना पड़ता है, जो आमतौर पर आसपास के अंतरिक्ष वातावरण में होता है। अस्वीकृति तापमान शामिल गर्मी की मात्रा, नियंत्रित किए जाने वाले तापमान और उस वातावरण के तापमान पर निर्भर करता है जिसमें उपकरण गर्मी का विकिरण करता है। ताप प्रावधान और भंडारण। एक वांछित तापमान स्तर बनाए रखना है जहां गर्मी प्रदान की जानी है और उपयुक्त गर्मी भंडारण क्षमता का अनुमान लगाया जाना है। एक अंतरिक्ष यान के लिए मुख्य पर्यावरणीय अंतःक्रिया सूर्य से आने वाली ऊर्जा और गहरे अंतरिक्ष में विकिरणित गर्मी है। अन्य पैरामीटर थर्मल कंट्रोल सिस्टम डिजाइन को भी प्रभावित करते हैं जैसे कि अंतरिक्ष यान की ऊंचाई, कक्षा, दृष्टिकोण स्थिरीकरण और अंतरिक्ष यान के आकार। विभिन्न प्रकार की कक्षाएँ, जैसे कि पृथ्वी की निचली कक्षा और भूस्थैतिक कक्षा, भी तापीय नियंत्रण प्रणाली के डिजाइन को प्रभावित करती हैं। पृथ्वी की निचली कक्षा (एल. ई. ओ.) इस कक्षा का उपयोग अक्सर अंतरिक्ष यान द्वारा किया जाता है जो पृथ्वी और उसके आसपास के वातावरण की विशेषताओं की निगरानी या माप करता है और ई. यू. आर. ई. सी. ए. और अंतर्राष्ट्रीय अंतरिक्ष स्टेशन जैसी मानव रहित और चालक दल वाली अंतरिक्ष प्रयोगशालाओं द्वारा किया जाता है। पृथ्वी से कक्षा की निकटता का तापीय नियंत्रण प्रणाली की जरूरतों पर बहुत प्रभाव पड़ता है, जिसमें पृथ्वी का अवरक्त उत्सर्जन और एल्बिडो बहुत महत्वपूर्ण भूमिका निभाते हैं, साथ ही साथ अपेक्षाकृत छोटी कक्षीय अवधि, 2 घंटे से कम और लंबी ग्रहण अवधि होती है। छोटे उपकरण या अंतरिक्ष यान के उपांग जैसे कि सौर पैनल जिनमें कम तापीय जड़ता होती है, इस लगातार बदलते वातावरण से गंभीर रूप से प्रभावित हो सकते हैं और इसके लिए बहुत विशिष्ट तापीय डिजाइन समाधानों की आवश्यकता हो सकती है। भूस्थैतिक कक्षा (जी. ई. ओ.) इस 24 घंटे की कक्षा में, ग्रहण के दौरान छाया को छोड़कर, पृथ्वी का प्रभाव लगभग नगण्य है, जो संक्रांति पर शून्य से लेकर विषुव पर अधिकतम 1.2 घंटे तक की अवधि में भिन्न हो सकता है। लंबे ग्रहण अंतरिक्ष यान के इन्सुलेशन और हीटिंग सिस्टम दोनों के डिजाइन को प्रभावित करते हैं। सौर निवेश की दिशा और तीव्रता में मौसमी भिन्नताओं का डिजाइन पर बहुत प्रभाव पड़ता है, जिससे छाया में रेडिएटर को अधिकांश विघटित गर्मी और बढ़े हुए रेडिएटर क्षेत्र के माध्यम से गर्मी-अस्वीकृति प्रणालियों को पहुँचाने की आवश्यकता के कारण गर्मी परिवहन जटिल हो जाता है। लगभग सभी दूरसंचार और कई मौसम संबंधी उपग्रह इस प्रकार की कक्षा में हैं। अत्यधिक विलक्षण कक्षाएँ (एच. ई. ओ.) इन कक्षाओं में विशेष मिशन के आधार पर अपोजी और पेरिजी ऊंचाई की एक विस्तृत श्रृंखला हो सकती है। आम तौर पर, उनका उपयोग खगोल विज्ञान वेधशालाओं के लिए किया जाता है, और टी. सी. एस. डिजाइन की आवश्यकताएँ अंतरिक्ष यान की कक्षीय अवधि, ग्रहणों की संख्या और अवधि, पृथ्वी, सूर्य और अंतरिक्ष यान के सापेक्ष दृष्टिकोण, जहाज पर उपकरणों के प्रकार और उनकी व्यक्तिगत तापमान आवश्यकताओं पर निर्भर करती हैं। गहन अंतरिक्ष और ग्रहों का अन्वेषण एक अंतरग्रहीय प्रक्षेपवक्र अंतरिक्ष यान को पृथ्वी की कक्षाओं के आसपास सामना करने वालों की तुलना में अधिक गंभीर तापीय वातावरण की एक विस्तृत श्रृंखला के लिए उजागर करता है। अंतरग्रहीय मिशन में विशेष खगोलीय पिंड के आधार पर कई अलग-अलग उप-परिदृश्य शामिल हैं। सामान्य रूप से, सामान्य विशेषताओं में एक लंबी मिशन अवधि और अत्यधिक तापीय स्थितियों से निपटने की आवश्यकता होती है, जैसे कि सूर्य के करीब या उससे दूर परिभ्रमण (1 से 4 से 5 ए. यू. तक), बहुत ठंडे या बहुत गर्म खगोलीय पिंडों की कम परिक्रमा, शत्रुतापूर्ण वायुमंडल के माध्यम से अवरोहण, और शरीर की सतहों पर चरम (धूल, बर्फीले) वातावरण में जीवित रहना। टी. सी. एस. के लिए चुनौती गर्म संचालन चरणों के दौरान पर्याप्त गर्मी-अस्वीकृति क्षमता प्रदान करना है और फिर भी ठंडे निष्क्रिय चरणों से बचना है। प्रमुख समस्या अक्सर उस उत्तरजीविता चरण के लिए आवश्यक शक्ति का प्रावधान है। तापमान की आवश्यकताएँ बोर्ड पर उपकरणों और उपकरणों की तापमान आवश्यकताएँ तापीय नियंत्रण प्रणाली के डिजाइन में मुख्य कारक हैं। टी. सी. एस. का लक्ष्य सभी उपकरणों को उनके स्वीकार्य तापमान सीमा के भीतर काम करना है। अंतरिक्ष यान में लगे सभी इलेक्ट्रॉनिक उपकरणों, जैसे कैमरा, डेटा-संग्रह उपकरण, बैटरी आदि की एक निश्चित संचालन तापमान सीमा होती है। इन उपकरणों को उनकी इष्टतम परिचालन तापमान सीमा में रखना प्रत्येक मिशन के लिए महत्वपूर्ण है। तापमान सीमा के कुछ उदाहरणों में बैटरियाँ शामिल हैं, जिनकी संचालन सीमा बहुत संकीर्ण होती है, आमतौर पर-5 और 20 डिग्री सेल्सियस के बीच। प्रणोदन घटक, जिनकी सुरक्षा कारणों से 5 से 40 डिग्री सेल्सियस की एक विशिष्ट सीमा होती है, हालांकि, एक व्यापक सीमा स्वीकार्य है। कैमरे, जिनकी सीमा-30 से 40 डिग्री सेल्सियस तक होती है। सौर सरणी, जिनकी संचालन सीमा-150 से 100 डिग्री सेल्सियस तक होती है। इन्फ्रारेड स्पेक्ट्रोमीटर, जिनकी सीमा-40 से 60 डिग्री सेल्सियस तक होती है। वर्तमान तकनीकों कोटिंग कोटिंग्स टी. सी. एस. तकनीकों में सबसे सरल और सबसे कम खर्चीली हैं। एक परत पेंट या अधिक परिष्कृत रसायन हो सकता है जिसे अंतरिक्ष यान की सतहों पर गर्मी हस्तांतरण को कम करने या बढ़ाने के लिए लगाया जाता है। कोटिंग के प्रकार की विशेषताएँ उनकी अवशोषण, उत्सर्जन, पारदर्शिता और परावर्तनशीलता पर निर्भर करती हैं। कोटिंग का मुख्य नुकसान यह है कि यह परिचालन वातावरण के कारण जल्दी खराब हो जाता है। क्षरण को कम करने के लिए कोटिंग को चिपकने वाली टेप या स्टिकर के रूप में भी लगाया जा सकता है। मल्टीलेयर इंसुलेशन (एम. एल. आई.) मल्टीलेयर इंसुलेशन (एम. एल. आई.) अंतरिक्ष यान पर उपयोग किया जाने वाला सबसे आम निष्क्रिय थर्मल नियंत्रण तत्व है। एम. एल. आई. पर्यावरण के लिए गर्मी के नुकसान और पर्यावरण से अत्यधिक गर्मी दोनों को रोकता है। अंतरिक्ष यान के घटक जैसे प्रणोदक टैंक, प्रणोदक लाइनें, बैटरी और ठोस रॉकेट मोटर भी आदर्श परिचालन तापमान बनाए रखने के लिए एम. एल. आई. कंबल में ढके होते हैं। एम. एल. आई. में एक बाहरी आवरण परत, आंतरिक परत और एक आंतरिक आवरण परत होती है। बाहरी आवरण परत को सूर्य के प्रकाश के लिए अपारदर्शी होना चाहिए, कम मात्रा में कण संदूषक उत्पन्न करना चाहिए, और उस वातावरण और तापमान में जीवित रहने में सक्षम होना चाहिए जिससे अंतरिक्ष यान उजागर होगा। बाहरी परत के लिए उपयोग की जाने वाली कुछ सामान्य सामग्रियों में पी. टी. एफ. ई. टेफ्लॉन के साथ संवर्धित फाइबर ग्लास बुना हुआ कपड़ा, पॉलिएस्टर चिपकने वाले के साथ बंधे नोमेक्स के साथ प्रबलित पी. वी. एफ. और एफ. ई. पी. टेफ्लॉन शामिल हैं। आंतरिक परत के लिए सामान्य आवश्यकता यह है कि इसमें कम उत्सर्जन होना चाहिए। इस परत के लिए सबसे अधिक उपयोग की जाने वाली सामग्री माइलर है जिसे एक या दोनों तरफ एल्यूमीनियम किया गया है। वजन बचाने के लिए बाहरी परत की तुलना में आंतरिक परतें आमतौर पर पतली होती हैं और प्रक्षेपण के दौरान फंसी हुई हवा को बाहर निकालने में सहायता के लिए छिद्रित होती हैं। भीतरी आवरण अंतरिक्ष यान के हार्डवेयर का सामना करता है और इसका उपयोग पतली आंतरिक परतों की रक्षा के लिए किया जाता है। विद्युत शॉर्ट्स को रोकने के लिए आंतरिक आवरणों को अक्सर एल्यूमीनियम नहीं किया जाता है। भीतरी आवरण के लिए उपयोग की जाने वाली कुछ सामग्रियाँ डैक्रोन और नोमेक्स नेटिंग हैं। ज्वलनशीलता की चिंताओं के कारण माइलर का उपयोग नहीं किया जाता है। एम. एल. आई. कंबल तापीय नियंत्रण प्रणाली का एक महत्वपूर्ण तत्व है। लौवर सक्रिय तापीय नियंत्रण तत्व हैं जिनका उपयोग कई अलग-अलग रूपों में किया जाता है। आमतौर पर उन्हें बाहरी रेडिएटर के ऊपर रखा जाता है, लौवर का उपयोग आंतरिक अंतरिक्ष यान की सतहों के बीच गर्मी हस्तांतरण को नियंत्रित करने के लिए भी किया जा सकता है या अंतरिक्ष यान की दीवारों पर उद्घाटन पर रखा जा सकता है। अपनी पूरी तरह से खुली स्थिति में एक लौवर अपनी पूरी तरह से बंद स्थिति की तुलना में छह गुना अधिक गर्मी को अस्वीकार कर सकता है, जिसे संचालित करने के लिए किसी शक्ति की आवश्यकता नहीं होती है। सबसे अधिक उपयोग किया जाने वाला लौवर बाइमेटेलिक, स्प्रिंग-एक्चुएटेड, आयताकार ब्लेड लौवर है जिसे वेनिस-ब्लाइंड लौवर के रूप में भी जाना जाता है। लौवर रेडिएटर असेंबली में पाँच मुख्य तत्व होते हैंः बेसप्लेट, ब्लेड, एक्चुएटर, संवेदी तत्व और संरचनात्मक तत्व। तापक तापक का उपयोग तापीय नियंत्रण डिजाइन में ठंडे वातावरण की स्थितियों में घटकों की रक्षा करने या नष्ट नहीं होने वाली गर्मी की भरपाई करने के लिए किया जाता है। किसी विशेष घटक का सटीक तापमान नियंत्रण प्रदान करने के लिए ऊष्मायन या ठोस-अवस्था नियंत्रकों के साथ ऊष्मायन का उपयोग किया जाता है। हीटर के लिए एक और आम उपयोग घटकों को चालू करने से पहले घटकों को उनके न्यूनतम परिचालन तापमान तक गर्म करना है। अंतरिक्ष यान पर उपयोग किया जाने वाला सबसे आम प्रकार का हीटर पैच हीटर है, जिसमें एक विद्युत-प्रतिरोध तत्व होता है जो लचीली विद्युत इन्सुलेटिंग सामग्री के दो शीट्स के बीच सैंडविच होता है, जैसे कि कप्तान। पैच हीटर में या तो एक सर्किट या कई सर्किट हो सकते हैं, जो इस बात पर निर्भर करता है कि इसके भीतर अतिरेक की आवश्यकता है या नहीं। एक अन्य प्रकार का हीटर, कार्ट्रिज हीटर, का उपयोग अक्सर सामग्री या उच्च तापमान वाले घटकों जैसे प्रणोदक के ब्लॉकों को गर्म करने के लिए किया जाता है। इस हीटर में एक बेलनाकार धातु के मामले में संलग्न एक कुंडलित प्रतिरोधक होता है। आमतौर पर गर्म किए जाने वाले घटक में एक छेद ड्रिल किया जाता है, और कार्ट्रिज को छेद में डाला जाता है। कार्ट्रिज हीटर आमतौर पर एक चौथाई इंच या उससे कम व्यास के होते हैं और कुछ इंच तक लंबे होते हैं। अंतरिक्ष यान पर उपयोग किए जाने वाले एक अन्य प्रकार के हीटर रेडियोआइसोटोप हीटर इकाइयाँ हैं जिन्हें आरएचयू के रूप में भी जाना जाता है। आर. एच. यू. का उपयोग बहुत कम सौर विकिरण के कारण बृहस्पति के पार बाहरी ग्रहों की यात्रा के लिए किया जाता है, जो सौर पैनलों से उत्पन्न बिजली को बहुत कम कर देता है। इन हीटरों को अंतरिक्ष यान से किसी भी विद्युत शक्ति की आवश्यकता नहीं होती है और जहां इसकी आवश्यकता होती है, वे सीधे गर्मी प्रदान करते हैं। प्रत्येक आर. एच. यू. के केंद्र में एक रेडियोधर्मी पदार्थ होता है, जो ऊष्मा प्रदान करने के लिए क्षय होता है। सबसे अधिक उपयोग की जाने वाली सामग्री प्लूटोनियम डाइऑक्साइड है। एक एकल आर. एच. यू. का वजन केवल 42 ग्राम होता है और यह 26 मिमी व्यास और 32 मिमी लंबे बेलनाकार आवरण में फिट हो सकता है। प्रत्येक इकाई कैप्सूलेशन पर 1 डब्ल्यू ऊष्मा भी उत्पन्न करती है, हालांकि ऊष्मा उत्पादन दर समय के साथ कम होती जाती है। कैसिनी मिशन पर कुल 117 आरएचयू का उपयोग किया गया था। रेडिएटर अंतरिक्ष यान पर बनाई गई अतिरिक्त अपशिष्ट गर्मी को रेडिएटर के उपयोग से अंतरिक्ष में अस्वीकार कर दिया जाता है। रेडिएटर कई अलग-अलग रूपों में आते हैं, जैसे कि अंतरिक्ष यान संरचनात्मक पैनल, अंतरिक्ष यान के किनारे पर लगे फ्लैट-प्लेट रेडिएटर और अंतरिक्ष यान के कक्षा में होने के बाद तैनात पैनल। विन्यास जो भी हो, सभी रेडिएटर अपनी सतहों से अवरक्त (आई. आर.) विकिरण द्वारा गर्मी को अस्वीकार करते हैं। विकिरण शक्ति सतह के उत्सर्जन और तापमान पर निर्भर करती है। रेडिएटर को अंतरिक्ष यान अपशिष्ट गर्मी और पर्यावरण से किसी भी विकिरण-गर्मी भार दोनों को अस्वीकार करना चाहिए। इसलिए अधिकांश रेडिएटरों को सूर्य से गर्मी को सीमित करने के लिए गर्मी अस्वीकृति और कम सौर अवशोषण को अधिकतम करने के लिए उच्च आई. आर. उत्सर्जन के साथ सतह परिष्करण दिया जाता है। अधिकांश अंतरिक्ष यान रेडिएटर प्रति वर्ग मीटर 100 और 350 डब्ल्यू के बीच आंतरिक रूप से उत्पन्न इलेक्ट्रॉनिक्स अपशिष्ट गर्मी को अस्वीकार करते हैं। रेडिएटरों का वजन आम तौर पर लगभग शून्य से भिन्न होता है, यदि एक मौजूदा संरचनात्मक पैनल को रेडिएटर के रूप में उपयोग किया जाता है, तो भारी परिनियोजन योग्य रेडिएटर और इसकी समर्थन संरचना के लिए लगभग 12 किलोग्राम/एम 2 तक। अंतर्राष्ट्रीय अंतरिक्ष स्टेशन के रेडिएटर मुख्य ट्रस से जुड़े सफेद वर्गाकार पैनलों की सरणी के रूप में स्पष्ट रूप से दिखाई देते हैं। ऊष्मा पाइप ऊष्मा पाइप बिना विद्युत शक्ति के अपेक्षाकृत बड़ी मात्रा में ऊष्मा को एक स्थान से दूसरे स्थान पर ले जाने के लिए वाष्पीकरणक और कंडेनसर के साथ एक बंद दो-चरण तरल-प्रवाह चक्र का उपयोग करते हैं। एयरोस्पेस-ग्रेड विशिष्ट हीट पाइप जैसे कि कॉन्स्टेंट कंडक्टेंस हीट पाइप (सी. सी. एच. पी.) या एक्सियल ग्रूव हीट पाइप एल्यूमीनियम एक्सट्रूशन होते हैं जिनमें अमोनिया का उपयोग काम करने वाले तरल पदार्थ के रूप में किया जाता है। विशिष्ट अनुप्रयोगों में शामिल हैंः पेलोड थर्मल प्रबंधन गर्मी परिवहन, आइसोथर्मलाइजेशन, रेडिएटर पैनल थर्मल एन्हांसमेंट थर्मल कंट्रोल सिस्टम का भविष्य विभिन्न मिश्रित सामग्री उन्नत निष्क्रिय रेडिएटर के माध्यम से गर्मी अस्वीकृति शीतलन उपकरणों का छिड़काव करें (जैसे। लिक्विड ड्रॉपलेट रेडिएटर) लाइटवेट थर्मल इंसुलेशन वैरिएबल-एमिटेन्स टेक्नोलॉजीज डायमंड फिल्म्स एडवांस्ड थर्मल कंट्रोल कोटिंग्स माइक्रोशीट्स एडवांस्ड स्प्रे ऑन थिन फिल्म्स सिल्वर्ड क्वार्ट्ज मिरर एडवांस्ड मेटलाइज्ड पॉलिमर-बेस्ड फिल्म्स 3डी प्रिंटेड एवापोरेटर फॉर लूप हीट पाइप्स स्पेस कॉपर-वाटर हीट पाइप्स फॉर चिप-लेवल कूलिंग इवेंट्स स्पेस थर्मल कंट्रोल के क्षेत्र में एक प्रमुख कार्यक्रम पर्यावरण प्रणालियों पर अंतर्राष्ट्रीय सम्मेलन है, जिसका आयोजन हर साल ए. आई. ए. ए. द्वारा किया जाता है। एक अन्य है यूरोपीय अंतरिक्ष तापीय विश्लेषण कार्यशाला सूर्य कवच अंतरिक्ष यान के डिजाइन में, एक सूर्य कवच एक अंतरिक्ष यान से टकराने वाले सूर्य के प्रकाश के कारण होने वाली गर्मी को प्रतिबंधित या कम करता है। थर्मल शील्ड के उपयोग का एक उदाहरण अवरक्त अंतरिक्ष वेधशाला पर है। आईएसओ सनशील्ड ने क्रायोस्टेट को सूरज की रोशनी से बचाने में मदद की, और यह सौर पैनलों से भी ढका हुआ था। भूइंजीनियरिंग में वैश्विक स्तर के सूर्य कवच की अवधारणा के साथ भ्रमित न हों, जिसे अक्सर स्पेस सनशेड या "सन शील्ड" कहा जाता है, जिसमें अंतरिक्ष यान का उपयोग किसी ग्रह पर सूर्य के प्रकाश को अवरुद्ध करने के लिए किया जाता है। अंतरिक्ष यान डिजाइन में सनशील्ड का एक उदाहरण जेम्स वेब स्पेस टेलीस्कोप पर सनशील्ड है। पर्यावरण नियंत्रण और जीवन-समर्थन प्रणाली स्पेस सनशेड तापमान नियंत्रण ग्रंथ सूची गिलमोर, डी. जी., "सैटेलाइट थर्मल कंट्रोल हैंडबुक", द एयरोस्पेस कॉर्पोरेशन प्रेस, 1994 भी देखें। करम, आर. डी., सैटेलाइट थर्मल कंट्रोल फॉर सिस्टम इंजीनियर्स, प्रोग्रेस इन एस्ट्रोनॉटिक्स एंड एयरोनॉटिक्स, ए. आई. ए. ए., 1998। गिलमोर, डी. जी., "स्पेसक्राफ्ट थर्मल कंट्रोल हैंडबुक 2nd संस्करण", द एयरोस्पेस कॉर्पोरेशन प्रेस, 2002। डी पारोलिस, एम. एन. और डब्ल्यू. पिंटर-क्रेनर। अंतरिक्ष यान तापीय नियंत्रण के लिए वर्तमान और भविष्य की तकनीकें 1. डिजाइन ड्राइवर और वर्तमान तकनीकें। 1 अगस्त 1996। वेबः 5 सितंबर 2014। संदर्भ तापमान नियंत्रण अंतरिक्ष यान डिजाइन