美国航天测控网基本信息

中文名称 美国航天测控网 外文名称 United States Space Tracking Networks
系    统 美国跟踪测量和控制航天器的系统 应    用 如子午仪号导航卫星跟踪网

主要是美国国家航空航天局的航天测控和数据采集网。航天测控和数据采集网有用于地球轨道航天计划的航天跟踪和数据网和用于月球和行星探测的深空网两种。为这两个网传递各种信息的地面通信系统是综合通信网。航天跟踪和数据网是20世纪70年代初由卫星跟踪和数据采集网与载人航天网合并而成的,用于所有科学卫星、应用卫星和载人飞船的测控和数据采集。这个网的指挥控制中心设在戈达德航天中心。1983年后又增加了跟踪和数据中继卫星系统,它由两颗静止轨道上的跟踪和数据中继卫星与新墨西哥州的白沙地球站组成。它能对中、低轨道航天器进行连续跟踪测量和控制。深空网由控制中心和5 个测控站组成 ,中心设在加利福尼亚州的喷气推进实验室 ( JPL ) , 测控站分别设在美国加利福尼亚州的戈尔德斯敦、澳大利亚的堪培拉和武麦拉 、南非的约翰内斯堡以及西班牙的马德里。此外,美国还有一些规模较小的应用卫星专用网,如子午仪号导航卫星跟踪网、国际通信卫星跟踪网等。

美国航天测控网造价信息

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信息价
行情 品牌 单位 税率 地区/时间
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美国航天测控网常见问题

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    1.中国航天北京卫星制造厂 地址:北京市海淀区知春路63号(近卫星大厦) 2.航天东方红卫星信息技术有限公司 地址:北京市海淀区中关村南大街31号神舟大厦4层 3.中国航天人才开发交流中心苏州教学基地...

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    航天的冰箱很好的,我家就是用的航天冰箱。航天是军工企业,它使用的是铜管制作的蒸发器,可以保证不出现内漏,冷冻室是丝管蒸发器,这些地方比其他品牌的要好,并且在性价比上来说,航天冰箱性价比高,我个人挺喜欢...

美国航天测控网文献

美国航天局总部“钦点”科锐CR系列LED灯具 美国航天局总部“钦点”科锐CR系列LED灯具

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近日,美国国家航空和航天局(NASA)总部配备了科锐节能CR系列LED暗灯槽。安装高性能LED是为这600000平方英尺的大楼最大限度地节约能源进行的改造工程的一部分,目前已安装了1300余盏科锐CR22建筑LEDI~灯槽,预计新装置的LED照明系统能比先前安装的T8荧光灯节能52%以上。预计还需5200盏科锐CR22暗灯槽才能完成照明升级。

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美国航空航天局开发出中红外光子探测器 美国航空航天局开发出中红外光子探测器

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这一探测器采用了碲镉汞(HgCdTe)合金,与激光雷达协同工作。通过向目标发射红外激光,并分析反射激光的频谱,可以分析得知探测对象的物理性质。这台仪器的独特之处是可以以单光子水平分析处理反射激光,而此前的探测器每一光脉冲至少包含数百光子。NASA与DRS技术公司合作,利用碲镉汞合金特性和近零噪声光电子雪崩增殖机制实现了这一技术突破。

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航天器各个受力和支承构件的总成。它的作用是安装、连接各种仪器设备和动力装置,满足它们所需要的环境要求,承受地面操作、发射、轨道飞行和返回地面时的外力,并保持航天器的完整性。对航天器结构的基本要求是重量小、可靠性高、成本低等,通常用结构质量比,即结构重量占航天器总重的比例来衡量航天器结构设计和制造的水平,这个比值越小表示水平越高。航天器任务的多样性决定航天器结构形式的多样性。航天器结构一般分为卫星结构、空间探测器结构、载人飞船结构和航天飞机结构(图1 )。早期近地轨道卫星大多为固定式结构。为了增加航天器的功能和扩大航天器的尺寸,现代卫星和空间探测器也采用一些可展开式结构。这种结构在发射时藏在运载火箭的有限容积内,到了空间展开成较大的结构。需要返回地面的航天器,特别是载人飞船,对结构又有新的要求,从而形成与再入防热、着陆、救生、生命保障等要求相适应的许多特殊结构形式。随着航天飞机的诞生,又出现了兼有飞机、火箭和航天器特性的新型结构。 卫星结构 卫星结构虽然多种多样,但从功能上看大都由承力部件、外壳、安装部件、天线、太阳电池阵结构、防热结构、分离连接装置组成。为了达到多用途和提高经济效益的目的,后又发展出公用舱结构(见航天器设计)。

承力部件 它与运载火箭相连接,承受发射过程中的推力和弯矩。因而需要有很高的强度和刚度。承力部件有以下几种形式:薄壁圆柱(或截锥)壳、波纹或蜂窝夹层圆柱(或截锥)壳、杆件组成的支架等。承力部件采用铝合金、钛合金和碳纤维复合材料等。

外壳 它处于卫星的最外层,形成卫星的外表面,也可兼作承力构件。外壳的形状多种多样,如球形、多面柱形、锥形和各种不规则的多面体等。除维持外形外,外壳还应满足表面积、热控制、卫星内容积、各种表面开孔、空间辐射防护等要求。外壳的结构形式有:①半硬壳结构:由薄的外蒙皮、桁条、隔框等组装而成。外蒙皮的常用材料是铝合金,根据热控制要求经过必要的表面处理,如抛光、喷漆、镀金等。桁条和隔框常用铝合金型材制成,也有用镁铸件的。②蜂窝结构和夹层结构:一般由铝合金制成。现代也采用碳纤维复合材料作为表板材料。③整体结构:由机械铣切或化学铣切等整体壁板组装而成,它能减少半硬壳结构所需的铆接工作量并容易获得良好的刚度。④柔性张力表面结构:由张紧的柔性薄膜制成。如气球式卫星的外表面。

安装部件 结构型式可以是仪器舱、盘式构件或支架(图2)。安装部件的功能是保证仪器设备安装的各种要求,如安装精度、密封性、热控制、防振、防磁等。为了保证足够高的刚度,可采用蜂窝夹层结构、波纹夹层结构、铸造或机械铣削的整体壁板和由型材组装的支架等。仪器安装面积不足时,可采用多层或多面的安装部件。 太阳电池阵结构 安装太阳电池的构件。其结构型式有下列几种:①体装结构:在航天器本体表面直接粘贴太阳电池片。这种结构多使用本体的外壳,可以是半硬壳式结构或蜂窝结构、夹层结构,现代已发展为套筒式伸展结构,进入空间轨道后外筒沿导轨伸展,增加太阳电池阵的面积。②可展开式结构:可展开式的太阳电池翼,简称太阳翼。这种结构分为刚性折叠、柔性折叠和柔性卷式三种。刚性折叠式结构由刚性板通过铰链连接而成,以铰链弹簧为动力展开成翼状。刚性板用蜂窝夹层板制成,也有采用刚性边框和张紧柔性薄膜组合的半刚性板。柔性折叠式结构由薄膜和折臂式(或望远镜镜筒式)的展开机构组成。薄膜用玻璃纤维布或碳纤维布增强的聚酰亚胺制成,为防止电池相互接触,在薄膜间插入一层衬垫。柔性卷式结构由薄膜和支杆组成,可用卷筒卷成很小体积,其支杆类似金属卷尺,靠电机和传动装置展开成具有一定刚度的长直杆。

抛物面天线结构 抛物面形状的天线反射器分为固定式和展开式两种:①固定式天线:反射器是一个大面积的薄壁构件,有蜂窝夹层、肋骨网式和薄壳三种结构型式,以蜂窝夹层结构用得最多。为了防止热变形影响天线的电性能,通常用膨胀系数很小的石墨纤维或有机纤维的复合材料来制作反射器。②可展开式天线:有撑伞一样展开的伞状天线(图3 )、类似花朵开放的花瓣天线、鱼网式的张力索天线和桁架式天线。它们都由反射面部件、展开反射面的动力部件和支承反射面的部件组成。反射面部件一般由金属或非金属网等柔性材料制成。动力部件有弹性元件、可伸缩充气管或马达驱动的传动机构。 分离连接装置 卫星在发射时必须可靠地连接在运载火箭上;入轨后又必须可靠地与运载火箭分离。为实现这种功能,采用了专用的分离连接装置。为减少分离时冲击的影响,卫星与火箭之间多采用包带夹块式分离连接装置,用侧向爆炸螺栓解锁。

空间探测器结构 空间探测器的型式多样,具有与卫星相同的部分,如承力部件、天线、太阳电池阵结构等;也有一些特殊型式的结构,如探测臂和着陆装置。探测臂往往由可以伸展的杆件组成,它的功能是把有特殊要求的探测仪器伸出探测器本体之外,以免受本体磁场或辐射的干扰,这种探测臂有时也用在卫星上。需要在行星或月球表面着陆的空间探测器采用着陆支架、着陆舱等着陆装置。硬着陆的着陆装置须有良好的缓冲性能。在行星或月球表面上行走的探测器(如自动月球车)则须有挠性轮之类的挠性结构,以适应凹凸不平的表面。

载人飞船结构 载人飞船与卫星和空间探测器的结构型式有较大区别。早期发射的飞船大多是截锥加上圆柱段,最外面都有防热结构。例如"阿波罗"号飞船的结构由救生塔、指挥舱、服务舱、登月舱等几大部分组成。救生塔是一个桁架式的塔形结构。它的功能是在发射过程出现紧急情况时,使飞船逃离危险区。登月舱是一个极其复杂的特殊结构,供载人登月之用。指挥舱的外形呈圆锥形,是需要返回地面的部分。它的外部由烧蚀材料层和不锈钢蜂窝夹层组成防热外壳。内部是铝蜂窝夹层结构的密封舱体,用多根锻铝纵梁加强。密封舱体为航天员提供可靠的工作环境。服务舱的外壳是一个铝蜂窝夹层的圆柱壳体。舱内有铝合金的径向壁板,用以安装主发动机、燃料和氧化剂箱等设备(图4 )。载人飞船和返回式卫星在重返大气层时会遇到极高的温度,必须采用特殊的防热结构。 航天飞机结构 航天飞机一般由轨道器、助推器、外贮箱三部分组成。助推器实际上是两枚固体火箭。外贮箱与火箭贮箱类似。轨道器是返回部分,它是一个类似于飞机的薄壁结构,但增加了特殊的表面防热结构。约70%的表面上覆以陶瓷防热瓦,它与烧蚀防热结构不同,可以多次重复使用。轨道器分为前机身、中机身、后机身、机翼、尾翼等几部分。前机身又分为头锥和乘员舱两部分。乘员舱是由铝合金蒙皮和加强桁条焊接而成的密封舱。中机身是一个铝合金半硬壳结构的大型货舱,许多部件采用了新型复合材料结构。例如,主框元件采用硼纤维增强铝合金材料,大型的货舱舱门采用以碳纤维复合材料为表板的蜂窝夹层结构。货舱内有机械操作臂,它由三节杆件组成(图5 )。 航天器结构的发展趋势是复合材料结构将更多地替代金属结构,公用舱结构将得到更广泛的应用。随着大型航天器的发展,网络式、柔性、空间装配式等更新型的结构形式正处于研究阶段。

  日前,航天世源中标长安H系列汽车升级发动机水泵项目,实现新年开门红。这是该公司自2017年4月进入长安汽车供应商体系后7个月内拿下的第三个项目,使用该产品的长安汽车将于今年8月量产。(覃永秋) 来源:航天科技网站

在航天器研制过程中,多次发生因为电连接器插接错误或导线绝缘皮损伤导致导线承受过电应力而烧毁的故障。导线烧毁问题在世界航空航天领域是共性问题,如NASA 就发表过关于导线烧毁的研究报告,资助了研究导线绝缘层烧毁特性的飞行实验项目。

在理想条件下金属导线熔断的物理模型。该模型可以较好地表征在大气环境或真空环境下单根、均匀直径的铜丝的熔断特性。然而实际应用中的导线往往是多股铜丝绞合使用,且外层套有聚四氟乙烯保护层。在铜丝熔断理想模型基础之上,引入铜丝对周围媒介的热传导系数,对铜导线的实际熔断特性开展研究。

熔断特性理论研究

在理想的铜丝熔断模型中,主要考虑铜丝在通电过程中积累热量,当局部热量积累达到一定程度发生熔融,熔融局部铜丝由于重力脱离周围铜丝即发生熔断。其中,铜丝获得的电能所提供的能量使其温度升高,同时要考虑热辐射和热传导、对流造成的能量损失,此外,还要考虑金属丝的电阻随温度升高而增大等相关影响因素。但是当金属丝熔断时间较短时,可以忽略金属丝热辐射所散失的热量,假设经过金属丝热传导损失的热量为Q1;金属丝达到熔断时的热容热量为Q2;金属丝熔断热量为Q3;电能提供金属丝温升的热量为Q。

熔断特性试验

样品选择

航天型号及某些地面设备中大量采用AF-250AH 导线,本试验采用AF-250AH 型19 芯镀银铜线绞合缠绕而成的多股铜导线,外部采用聚四氟乙烯薄膜绕包保护。该型号导线的最高耐压值为1500 V,额定工作电流为3.3 A,最高工作温度为250 ℃。其中单芯镀银铜丝的直为0.12 mm,导线的标称截面积为0.2 mm2,外层绝缘保护皮的厚度约0.1 mm。

试验环境

在大气环境下,铜导线可以通过空气向周围传导热量。在真空环境下,铜导线向真空热传导效率下降,经过电流过载后热积累严重,与大气环境条件下相比,熔断阈值降低。本试验结合导线在航天型号中的实际使用环境,分别选取:大气环境(25±5 ℃、1 个大气压);真空环境(25±5 ℃、5×10-3 Pa)这2 种环境条件进行导线熔断试验。

试验方法

截取50 cm 长的导线,连接大功率供电电源,采用恒流模式在大气环境和真空环境下对导线分别施加额定工作电流I0的整数倍电流。由于导线在施加5 倍额定工作电流时很难熔断,但其绝缘层已失效[6],所以设定的试验电流分别为额定工作电流的5 倍、6 倍、7 倍、8 倍、9 倍。试验中,对导线的熔断时间进行监测并记录。

熔断特性相关对比

根据拟合计算获得的 kq 值,对比大气环境和真空环境下AF-250 型导线的熔断特性曲线,当导线在较短时间(t<20 s)内发生熔断时,两种环境条件下所需的熔断电流密度相差较小,表明无论何种环境条件下导线都还来不及向外界散热,熔断导线的热量主要来自于导线自身通电产生的电阻热,因此kq 对熔断特性的影响相对较小。但随着熔断时间的增加,由于kq 的影响,在2 种环境条件下所需的熔断电流密度差距增大。

无论是在大气还是真空环境下,随着熔断时间的增加,所需的熔断电流密度值均趋于一个定值,大气环境下约为1.07 A/mm2,真空环境下约为0.647 A/mm2。该稳定电流密度值即为导线在长期通电条件下不发生熔断的最低电流密度值。在实际使用过程中,每种导线都存在一个最高安全工作电流值,在任何条件下都必须保证导线中的电流不能超过该电流值。

熔断特性结论

单芯铜导线在理想环境下的熔断具有成熟的理论模型。分析传热学和实验传热学相结合,在铜丝熔断理论模型基础之上,引入多股铜丝等效直径的概念对理论模型进行修正,获得了实际应用中的多股绞合铜线的熔断特性;并采用试验获得的等效热传导系数对物理模型进行修正,获得了有绝缘保护层的多股铜线的熔断特性。研究结果可为安全使用安装铜导线提供参考。

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