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航天员在轨出舱作业时,其穿戴的航天服面临空间尘粒污染的静电吸附增强效应问题,空间尘粒污染会对航天员的健康及仪器设备的安全稳定运行造成威胁。文章分析了空间站–航天服静电起电模型,研究了污染物粒子带电机理及带电尘粒在电场作用下的静电吸附过程;在此基础上搭建空间站–航天服电场的静电吸附效应地面模拟装置,并开展了4种航天服表面典型材料对空间中尘埃粒子的静电吸附效应试验验证。通过对试验结果的分析,提出后续应在航天员出舱活动中设计静电消除装置、处理航天服主体材料表面保持航天服洁净等建议。 相似文献
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论述了固体火箭发动机产生静电的机理,分析了发动机在系统中的电磁环境,同静电起电有关的位置环境,提出了发动机发生静电激发点火的模式。以复合材料壳体并装有丁羟推进剂药柱的固体发动机为例,对其静电发火可能性及防范措施作了分析。按照有关的静电感度标准和试验方法,对发云南壳体,药柱,片状或粉状推进剂和火工品,进行了静电特性的试验。 相似文献
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冲击载荷下CMDB推进剂断裂性能实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高过载冲击载荷下,固体推进剂出现断裂行为是影响箭弹发动机装药结构完整性的重要原因之一。采用霍普金森实验技术(SHPB),对CMDB推进剂进行了冲击断裂实验。运用实验-仿真的方法,将实验数据直接输入仿真模型中,验证了实验条件下试件满足动态平衡前提假设,获得了推进剂的I型动态起裂韧性;利用扫描电镜设备(SEM),对推进剂断面形貌进行了观察和讨论。结果表明,CMDB推进剂动态起裂韧性在60 000~100 000 MPa·m1/2/s加载率范围内表现出明显的线性率敏感特性,并在加载率达到100 000 MPa·m1/2/s后出现极值3.96 MPa·m1/2;CMDB推进剂在高过载条件下表现出明显的脆性起裂特性以及动态起裂韧性存在率敏感性,直接与应力波对基体和AP颗粒损伤程度相关。 相似文献
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电火箭是将电能转换为动能的动力装置。电火箭按工作特点可分为电热式和电离式两大类。论述了各种电火箭发动机的工作原理、主要特点和研究现状。介绍了电火箭的航天飞行试验和应用情况。分析和展望了电火箭的发展趋势 ,指出重点发展的电火箭为稳态等离子体发动机、电弧加热发动机和离子发动机 相似文献
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根据二级箭体钝化处理的需要,小推力泵压式游动发动机需要在低入口压力下 实现自身起动,进入稳态工作.在MWorks通用仿真平台的基础上,建立发动机起动过程系统仿真模型,通过试车数据验证了仿真模型的合理性.进一步分析了发动机的入口压力条件、主阀流阻以及环境压力对发动机起动过程的影响.结果表明:发动机能够实现自身起动,但起动过程较长;氧化剂的入口压力对发动机自身起动过程影响很大,氧化剂入口压力降低,涡轮泵起旋时间延迟明显,起动品质变差;降低发动机主阀流阻,能够使涡轮泵起旋时间提前,改善起动品质;环境压力降低使推进剂充填过程加快,涡轮泵起旋和工况爬升加快,有利于发动机的自身起动过程. 相似文献
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美陆军1985年4月24日宣称,今年1月在西德的一枚“潘兴”Ⅱ导弹在装配过程中发生的第一级固体火箭发动机起火事故,是固体发动机内的静电放电造成的。历时3个月的事故调查报告说,放电电压是由于在低温和低湿度的情况下,火箭发动机在运输贮存容器中运动所引起的。调查还发脱,“潘兴”Ⅱ第一级发动机的端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在低温时易于被静电放电引燃。这点是固体发动机制造业过去所不知道的。美陆军说,为防止在导弹上产生或积储 相似文献
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Shuvalov V. A. Kochubei G. S. Priimak A. I. Gubin V. V. Tokmak N. A. 《Cosmic Research》2003,41(4):413-423
A methodology of the physical modeling of radiation electrification of the leeward surfaces of the materials used to construct space vehicles by auroral electrons, when the vehicles are flown supersonically around by the ionospheric plasma at low and middle heights, is developed. Based on laboratory modeling, numerical experiments, and in situ observations, the dependencies of charging levels and equilibrium potentials on the ratio of the auroral electron density to the positive ions in the near wake behind the body and in the undisturbed plasma are determined. 相似文献
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MEO卫星内部充电环境及典型材料充电特征分析 总被引:1,自引:1,他引:1
文章利用通用模型DICTAT,计算了恶劣期地球中高轨道(MEO)高能电子通量随卫星运行位置的变化情况以及日均积分能谱,之后选择4种参数具有代表性的电介质材料,分析了其在MEO环境下的充电特征,并将上述结果与地球同步轨道(GEO)情况进行了对比。结果表明,通常而言MEO卫星的内部充电风险更高,平均充电电位是GEO的3倍左右,而且充电电位在整个轨道周期内起伏变化明显,电位达到最高值的时间相对于高能电子通量最大值有0.3~0.9 h的延迟,具体的变化特征由电介质材料时间常数决定。 相似文献
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卫星外露电缆束介质结构深层充电仿真分析 总被引:2,自引:0,他引:2
受到空间高能带电粒子的作用,航天器蒙皮外侧电缆束的绝缘介质会产生深层充电效应。基于介质的电流连续性方程,并利用Geant4粒子输运模拟和辐射诱导电导率公式分析了介质深层充电的物理过程。在地球同步轨道(GEO)恶劣电子环境下,对外露电缆束介质结构深层充电进行三维仿真分析。结果表明:深层充电导致介质结构带20 V以内负电位,电位和电场强度峰值分别出现在电缆束外圈电缆介质层的外侧与内侧;对于导线介质层厚度为0.19 mm的情况,各介质层间是否紧密邻接和电缆束包含电缆根数多少对充电峰值结果影响不大;捆缚电缆的条状介质块是发生放电的危险区域,介质块厚度为0.8 mm时,充电电位在-103 V量级,电场强度可达到4×106 V·m-1,且电场强度与电位随介质块厚度增加而显著增大。 相似文献
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The electrostatic charging of ASTROD I test mass (the Astrodynamical Space Test of Relativity using Optical Devices I) will disturb its pure geodesic motion due to spurious Coulomb and Lorentz forces. The three main disturbances associated with the charging are the acceleration noise of the test mass, the coupling between the test mass and the spacecraft, the appearance of unwanted coherent Fourier components in the measurement bandwidth. By implementing the same geometry and physics models in our previous work, a positive charging rate of 9369 e+/s for the solar energetic particles (SEPs) event on October 19th 1989 is predicted. Based on these charging rates, we calculated the acceleration noise and stiffness associated with charging. We also compared the acceleration noises arising from Coulomb and Lorentz effects using different discharge characteristics. Although the noise due to charging exceeds the ASTROD I budget for the two events at 0.5 AU, it can be suppressed through continuous discharging. In addition to Monte Carlo uncertainty, an error of ±30% in the net charging rates was added to account for uncertainties in the primaries spectra, physics and geometry models. 相似文献
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影响GEO卫星长寿命高可靠的空间环境因素及其评估、验证和保障技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
文章叙述了空间环境与卫星长寿命高可靠的关系,着重分析了影响GEO卫星长寿命高可靠的各种空间环境效应,如:地磁亚暴电子造成的卫星表面带电及诱导的二次放电、辐射带高能电子引起卫星内带电、太阳耀斑质子和银河宇宙射线造成的单粒子效应、空间带电粒子和太阳电磁辐照造成的辐照总剂量效应以及空间环境下敏感表面的污染效应等.文章最后给出GEO卫星空间环境效应的评估、验证和保障技术研究的必要性及其主要研究方向. 相似文献
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行星际空间质子引起介质深层充电的GEANT4模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高通量的空间质子是导致行星际航天器深层充电的主要原因,基于辐射诱导电导率模 型(RIC)和粒子输运模拟工具GEANT4对介质材料在质子辐照条件下的深层充电问题进行了 预估。利用GEANT4-RIC充电计算方法,首先计算出10MeV质子在Kapton和Teflon中的注量和 剂量沉积曲线,进而根据电流连续性方程、泊松方程和电荷俘获方程组成的辐射诱导电导率 模型(RIC)求解出介质内电荷和电场分布,与介质击穿电场阈值对比作为其是否发生放电 的依据。模拟结果证实了对10MeV质子,在质子注量为3×10 12 /cm 2时Kapton会发 生放电,而Teflon则不会发生放电的一般性试验结论。验证了GEANT4-RIC方法用于行星际航 天器介质材料质子充放电评价的可行性,为此类问题的解决奠定了基础。
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用于深层充电评估的卫星介质电导率测量技术研究 总被引:1,自引:1,他引:0
准确测量得到卫星介质材料的电导率对于卫星深层充电危害评估具有重要意义。在电荷贮存衰减法的基础上,文章提出了一种获得介质材料暗电导率和辐射诱导电导率的试验测量和数值计算方法,即采用90Sr-90Y β放射源,在温度为20 ℃、束流密度为5 pA/cm2的条件下对卫星常用的聚酰亚胺材料进行辐照试验,通过测得的材料表面电位随时间的变化曲线,拟合得到材料的暗电导率和辐射诱导电导率。该方法已在某卫星产品的充电评估中得到应用,计算结果与模拟试验结果符合较好。 相似文献
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Accomplishment of multi-utility spacecraft charging analysis tool (MUSCAT) and its future evolution 总被引:1,自引:0,他引:1
Shinji Hatta Takanobu Muranaka Jeongho Kim Satoshi Hosoda Kouichirou Ikeda Naomi Kurahara Mengu Cho Hiroko O. Ueda Kiyokazu Koga Tateo Goka 《Acta Astronautica》2009,64(5-6):495-500
(MUSCAT) is a high value computation tool for analyzing spacecraft–plasma interaction, whose typical example is charging–arcing issue, corresponding to spacecrafts in LEO, GEO and PEO. JAXA and Kyushu Institute of Technology (KIT) started the development as a joint project in November 2004 and the final version of MUSCAT was released in March 2007. The final version includes many important features to simulate spacecraft–plasma interaction and the features can be separated into four parts. The first part is its GUI named “Vineyard”. By using Vineyard, MUSCAT users can build a satellite model including not only its geometry but also material properties of the surface. As for the second part, MUSCAT includes many kinds of effects derived from space plasma environment as well as electrical functions of spacecraft. For the third part, MUSCAT can work on parallel workstation with multi-CPU. The last feature is that the computation result by MUSCAT was thoroughly validated by experiments in plasma chamber. The numerical result shows very good agreement with the code validation experiment. We also conducted trial computation of charging analysis on Greenhouse gases Observing Satellite (GOSAT) with MUSCAT. One purpose of the computation was prediction of charging status of GOSAT for the real satellite design in combination with the ground test. The other is performance assessment of MUSCAT. After the joint project, expansion and maintenance of MUSCAT will be carried out by “MUSCAT Space Engineering Ltd” which is a new enterprise made of the development team. In future we will try to conduct MUSCAT computation for various spacecrafts and also try to add useful function such as 3D CAD compatibility. 相似文献