KM6载人航天器空间环境试验设备

KM6载人航天器空间环境试验设备是中国最大的一台空间环境模拟试验设备 ,是国际上五大典型空间环境试验设备之一。已建成的有 9个分系统 ,模拟室由三舱组合 ,主模拟室直径 1 2 m、高 2 2 .4m,极限真空度 4.5× 1 0 - 6Pa、热沉温度 1 0 0 K,主要性能达到国际先进水平。文章对其技术指标、系统组成、功能、特点进行了介绍 ,并给出了试验结果 ;对研制过程中的重要技术问题进行了分析     

我国首个空间实验室天宫二号发射成功

正9月15日22时04分,搭载着天宫二号空间实验室的长征二号FT2运载火箭在酒泉卫星发射中心点火发射。约575秒后,天宫二号与火箭成功分离,进入预定轨道,发射取得圆满成功。天宫二号空间实验室是在天宫一号目标飞行器备份产品的基础上改进研制而成,全长10.4米,最大直径3.35米,太阳翼展宽约18.4米,重8.6吨,采用实验舱和资源舱两舱构型,设计在轨寿命2年。天宫二号在轨飞行期     

天宫二号的1036天

<正>2016年9月15日22时04分,沐浴在中秋皎洁月光之中的酒泉卫星发射中心响起了一声巨大的轰鸣声。我国首个空间实验室天宫二号在"神箭"长征二号F运载火箭的托举下,踏上了它的太空旅程。天宫二号空间实验室是在天宫一号备份目标飞行器的基础上改进研制而成,采用实验舱和资源舱两舱构型,全长10.4米,最大直径3.35米,太阳翼展宽约18.4米,重8.6吨,设计在轨寿命2年。     

苏联将发射和平号空间站的新舱段

苏联准备在1988年底和1990年初向和平号空间站发射两个新舱段:D舱和T舱。这是苏联扩建和平号空间站计划的重要组成部分。 D舱(Module D)为服务舱,原计划1989年10月16日发射,但在地面测试时,发现Kurs自动对接系统存在问题,不够可靠,因而推迟到11月26日发射,并与和平号空间站对接。D舱全长12.4米,最大直径4.35米,重19.5吨,有效载荷重7吨,舱内温度18～28℃。 D舱由3个压力舱室组成:过渡密封舱室、设备/科学舱室、服务/     

日本新一代大型航天器环境试验设备

为了空间事业发展的需要,从1970年起,日本宇宙开发事业团在筑波宇宙中心建起了一整套卫星环境试验设备,其中有: 直径8米、高25米的空间环境模拟器,它装有光束直径为4米的离轴式太阳模拟器; 推力达140千牛顿的电磁振动台系统; 体积为910立方米的声学混响室; 直径15米的磁试验设备。这些设备已经完全能够满足1990年以前日本中小型卫星研制计划(对地静止卫星重550公斤量级)的需要。     

人造天宫

国际空间站以长达上百米的组装式桁架为基本结构，将多个舱段和设备安装在桁架上，建成后的国际空间工作寿命10年-15年，总重量423吨，长108米，宽88米，面积约为两个足球场大小，其增压舱近似等于两架747喷气式客机的客舱体积，     

雷达卫星有效载荷舱正在装备中

雷达卫星有效载荷舱正在装备中加拿大雷达卫星的有效载荷舱于１９９４年３月１０日送往渥太华的加拿大空间局的戴维佛罗里达实验室（ＤＦＬ）进行试验。有效载荷舱内有一台合成孔径雷达、一台计算机、专门的时序和控制设备、温控系统、能源和雷达天线等。有效载荷运到ＤＦ...     

印度建成世界高水平的大型空间模拟舱

随着航天事业的发展,航天器的种类和数量的增多,尺寸的增大,复杂程度的提高,希望它们的设计和使用可靠性也随之提高。这在很大程度上取决于外围的环模试验设备,靠它们来验证航天器在空间环境中的性能,如热平衡试验可验证和评估航天器的热设计。最近,印度在美国的帮助下,在班加罗尔的ISRO卫星中心建立了一个大型空间模拟舱(LSSC),并已交付使用。迄今为止,像这样的大型环模设备在世界上只有6～8台。它能模拟空间的真空、热和太阳辐射条件,进行航天器的热真空和热平衡试验。有了它,印度可以自己做IRS、INSAT     

图解世界载人航天发展史(十三)

<正>载人航天器初期载人航天器"东方"号飞船"东方"号飞船是苏联最早期用来突破人类进入太空的载人航天器,质量约4.73吨,长约7.35米,由密封的乘员舱和非密封的设备舱两部分组成,乘员为1人。图为在厂房内将上方直径2.3米的球形乘员舱和下方的圆锥形设备舱组装在—起,成为完整的"东方"号飞船。"东方"号飞船的乘员舱比较狭小,仅能容纳一个人,舱内大气压与地面相同,舱内温度15℃~20℃,相对湿度30%~70%,电源由蓄电池提供。乘员舱有两个圆形舱门,一个是降落伞舱门,一个是弹射座椅舱门。     

“量子”天体物理舱

“量子”天体物理舱由实验舱和过渡舱组成,都是圆柱形。总密封容积40立方米,长约6米,最大直径4米。过渡舱外有一个正八角形承力架(外切圆直径4米),这是仪器舱。过渡舱另一端是被动对接装置,用于和飞船对接。仪器舱外有交会天线、飞行传感器、遥测天线、遥控天线和监视对接的电视摄象机。实验舱底部呈圆锥形,也是和“和平号”空间站的对接处。它的外部有温度调节和气体成分保障设备、密封舱门和舱外作业用的梯子。圆柱部分装有散热片,货运飞船向空     

苏联自动货运飞船进步号结构细节

[据英国《空间飞行》1979年2月一期报道] 去年加入苏联空间舰队的一种新型自动货运飞船进步号全长10.8米(包括会合探测器在内),最大直径3.7米。这艘自动货船系根据载人的联盟飞船设计改装的,共有三个舱。第一个舱叫作货舱,类似于联盟飞船的轨道     

空间电推进的技术发展及应用

<正>近日,由中国空间技术研究院兰州空间技术物理研究所自主研制的中国首个卫星用离子电推进系统(LIPS-200)(其束流直径为200mm)地面寿命及可靠性试验累计工作时间达到6000h,开关机3000次,具备确保卫星在轨可靠运行15年的能力。另外,航天推进技术研究院上海空间推进研究所的霍尔电推进技术也取得了重大突破—80m N霍尔推力器的空心阴极长寿命试验突破18000h,这标志着我国自主研制的电推进系统达到了国际先进水平,将全面迈入工程应用阶段,能够满足我国通信卫星系列平台的发展需求。     

印度兴建两项环模设备

印度为了发展自己的空间事业,近几年来兴建了两项大型环境模拟试验设备,以用于自己研制的卫星试验,一项是大型声试验设备,一项是空间环境模拟器。大型声试验设备已经在1988年建成并进行了性能测试。该设备由印度国家航空实验室(NAL)及印度空间研究组织(ISRO)共同设计和     

"惠更斯"约会泰坦

卡西尼探测器上携带的惠更斯子探测器专门用于深入土卫六的大气层进行探测，携带6台测量大气和卫星表面特性的科学仪器，外形星铁饼状，直径2.7米，重319千克，由防热外罩和降落的两部分组成。防热外罩分前罩和后盖，由多层耐热材料制成，用于进入大气层时保护罩内的降落舱。降落舱由上，下平     

苏联大型地球观测卫星与材料科学实验卫星简介

一、钻石卫星苏联第一颗钻石卫星(A1maz)是在1987年7月发射的,该星当时的代号为宇宙1870。1989年7月它脱离轨道,寿命为2年。这颗星原定80年代初发射。钻石卫星前部似礼炮号空间站,主体长7米,最大直径4.15米。发射重量18.5吨,科学仪器重4吨。有效载荷舱的容积为90立方米,内部大气压可达到在地面时的水平,由空气或氮气加压。有效载荷内的温度为5～35度,温度精度为±1度。设备舱采用空气或别的气体通风。钻石卫星由2块太阳能电池板供电,电池板的面积达86平方米,平均输出功率2400     

图解世界载人航天发展史(十七)

<正>短期载人空间实验室航天飞机太空实验室短期运行的太空实验室,均是依附在航天飞机轨道器货舱中,借助于轨道器的飞行条件、生活条件、能源条件等实现其太空实验功能的航天器。图为欧洲研制的太空实验室,实验室前边是与轨道器气闸舱和轨道器中舱相通的直径1米的通道,实验室后边安装的是暴露于太空的实验设备。欧洲太空实验室呈圆柱形,长度为6.9米和4.2米两种,依据任务需要进行选配。实验室分核心段和实验段两部分,核心段安装有全部操     

美国第二代移动通信卫星

为了在第一代移动通信卫星的基础上进一步开发移动卫星业务,美航宇局喷气推进实验室(JPL)已经完成了拟于90年代中期发射的第二代移动通信卫星的论证。JPL提出的这代移动卫星使用大功率的通信卫星公用舱,采用UHF频段,星上装有20米直径的大型可展开天线,可提供24个波束,有9000条信道,可为几十万用户服务。一、公用舱移动通信卫星的设计目标是要实现最大的卫星信道数量和最低的用户费用,然而它们要受到卫星公用舱容量的限制。所提出的     

电推进点亮航天器动力新希望

<正>新春伊始,记者从中国航天科技集团公司五院510所了解到,我国东方红三号B卫星平台应用的LIPS-200离子电推进系统地面1:1长寿命考核试验取得重要成果。经过一年多的考核试验,目前已突破6500小时,开关机次数3250次,按照东方红三号B平台电推进冗余设计的标准,完全具备确保型号在轨可靠运行15年的能力。这也是我国第一个正式应用型号的电推进系统,它开启了电推进系统工程应用的新时代。     

法国建造热真空试验设备

法国宇航工程环境试验中心（ＩＮＴＥ－ＳＰＡＣＥ）目前正在兴建一台大型热真空试验设备──ＳＩＭＭＥＲ。自１９６９年该中心在图鲁兹建立以来，在它的试验大厅内已经建立起一整套用于整星级试验的设备，其中有直径７ｍ，长９ｍ，配备有直径３．８ｍ太阳模拟器的大型空间模拟器；推力为３００ｋＮ的多电动振动台系统；体积１０００ｍ３的声混响室；体积１６×１０×１１ｍ３的用于ＥＭＩ／ＥＭＣ试验的吸波室和承重４ｔ的质量特性测试设备等。然而考虑到未来不断扩大的全球卫星市场，适应下一代阿里安－５火箭的有效载荷的试验要求，决定…     

LIPS-200离子推力器关键部组件寿命分析

基于离子推力器关键部组件前期寿命试验,结合离子推力器部组件失效模式的失效机理分析,对采用数值建模和理论分析方法开展的LIPS-200离子推力器部组件寿命理论分析进展情况进行了总结,包括栅极系统电子反流失效分析、加速栅结构失效分析和空心阴极发射体耗尽失效分析,分析得到部组件的寿命,结果显示离子推力器寿命满足设计要求.分析结果对离子推力器寿命评价和性能改进具有参考意义.