美国航天航空局测试报告-110~+100℃
民用飞机舱内噪声标准及控制方法综述
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源.1 降低飞机噪声的主要途径 1冤制定飞机噪声标准袁在综合考虑的基础上袁提出合理的尧严格的
噪声控制指标和噪声控制设计目标遥 圆冤充分重视降低飞机各噪声源的噪声控制工作袁尤其是要从动力
浅谈职业教育对城镇化的重要作用
方 波 周 欢 刘海红 渊重庆能源职业学院袁中国 重庆 402260冤
揖摘 要铱城镇化是我国现代化建设的历史任务袁也是扩大内需的最大潜力所在遥以我国城镇化建设为背景袁从职业教育对农村剩余劳动力 转移和智力支持的角度论述职业教育对中国城镇化进程的推动与稳定作用遥
揖关键词铱城镇化曰职业教育曰农村劳动力
2 职业教育对城镇化的促进作用
2.1 发展职业教育是城镇化推进的保障 城镇化过程的实质是生产力的发展引起人口与其他经济要素由
乡村向城镇的转移袁而作为城镇化主要特征之一的人口转移又会受到 转移劳动力受教育程度的重要影响遥 城市转移的预期收入与农村居民 的受教育程度成正相关关系袁农民受教育越高袁其向城市转移的预期 收入也就越高袁因此迁移的可能性也就越大遥 由于一直以来我国农村 地区的教育缺乏相关配套设施袁相关学校的教育水平尧资源有限袁老师 的教育教学能力不强袁再加上教育问题也不为大多数农民重视袁这都 使得广大农民受教育程度低下袁文化层次不高袁从而影响到广大农民 工进入城镇后的稳定就业袁 从而导致农民工群体就业的巨大的流动 性袁而这给我国城镇化的深入发展带来的将是巨大的负面影响遥
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舱内噪声设计目标值
舱内座位的相对位置淤渊m冤 15.24 35.56 10.26~14.05 14.05~19.81 19.81~20.70 20.70~32.01 32.01~39.88
美国国家航空航天局事故调查简介
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美国国家航空航天局事故调查简介刘 伟美国国家航空航天局(NASA)历来对事故调查很重视,并不断通过程序要求和手册等对事故调查进行规范。
1983年6月11日发布了NASA手册NHB 1700.1V2《事故调查指南》,其后对之进行过多次修改。
目前,现行有效的,对事故调查进行规定较全面的是2006年5月23日发布的NPR8621.1B《NASA事故和危机报告、调查和记录保持的程序性要求》,该文件对有关组织和职责,事故调查准备,事故初始反应,事故调查人员和机构的选择,事故调查过程,事故调查报告的编制与评审,纠正措施计划的制定与实施以及举一反三等进行了详细、明确的规定。
1. NASA事故分级和事故调查组织形式NASA根据财产损失/人员伤亡情况将事故分为五类:A类事故:任务失败的全部直接成本和财物损坏大于100万美元;人员死亡或永久残废或3名及以上人员住院达30个工作日。
B类事故:财产损失介于25万美元和100万美元;局部永久残废或1~2人住院达30个工作日。
C类事故:财产损失介于2.5万美元和25万美元;人员没有致命性伤害或疾病,但有段时间没法正常工作、履行职责。
D类事故:财产损失介于1000美元和2.5万美元;任何非致命性、不符合C类事故的,职业安全和健康管理局可记录的伤害或疾病。
危机:事件没有设备/财务损失或有很小损失(小于1000美元),但具有引发事故的可能;没有人员受伤或仅受轻伤。
NASA根据事故级别有三种事故调查组织形式:调查委员会(MIB)、调查组(MIT)和调查员(MI)。
对于A类、B类事故及高可见性事故或危机,调查组织形式为调查委员会;对于C类、D类和危机,调查组织形式为调查组或调查员。
2. 事故调查委员会成员和支持人员的选择NASA局长、副局长、任务部负责人、基础设施和管理办公室助理官员、首席健康医疗官员、中心主任可担任事故的指定官员。
指定官员选择调查委员会成员、主席、执行秘书(如果需要)和支持人员。
美国国家航空航天局的科研探索与成果
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美国国家航空航天局的科研探索与成果美国国家航空航天局,简称NASA,成立于1958年,是美国政府负责国家空间计划、航空和航天研究的机构。
其目标是推进科学、技术和工程方面的创新,同时推动航空和航天领域的发展。
NASA的科研探索涵盖了广泛的领域,包括星际空间、火星、月球、宇宙和地球等等。
其中,NASA进行的月球探索,以及正在进行的火星探索项目备受瞩目。
1958年,NASA成立了光学望远镜计划,旨在设计和建造一架先进的望远镜,以便于对太阳系的各种天体进行观测。
最终于1990年发射了哈勃望远镜,成为了探索宇宙的重要工具之一,为人们揭示了宇宙中的许多谜团。
近年来,NASA的火星探测计划备受关注。
火星勘测车于2012年登陆火星,超出了预期的任期,依旧在为地球提供有关火星的数据。
今年2月,NASA成功地将“毅力号”探测车送上火星表面,成为继“机遇号”、“精神号”和“好奇号”之后,第四辆登陆火星的探测车。
这次探测的目的是搜索火星生命,以及为有可能登陆火星的人类提供更多的信息和技术支持。
另外,NASA也通过国际空间站参与共同开发项目,为推动太空技术和航空领域的发展做出了贡献。
自1998年以来,NASA一直参与了国际空间站的建设,并在许多领域进行了各种研究。
例如,在生命科学方面,国际空间站提供了独特的空间环境,用于研究微重力环境对生命的影响。
此外,NASA还通过“宜居性与环境检查器”项目对地球进行研究。
该项目旨在研究地球上可居住性的各种因素,以及人类活动对地球环境的影响。
该项目通过卫星遥感技术,测量大气、海洋、植被、地表温度和地貌等参数,为人类提供了有关地球系统的丰富信息。
在这些科学探险的道路上,NASA取得了许多令人瞩目的成果,如月球表面的发现,史无前例的火星探索,以及太阳系的新视角等。
这些研究和技术成果不仅拓展了人类的知识领域,还推动了太空科技和航空领域的发展。
综上所述,NASA的科学探索和成果涵盖了广泛的领域,不仅在太空探索、火星探测和宇宙研究等方面取得了重大进展,还为人类提供了关于地球的丰富信息。
美国空间核动力斯特林电源系统技术发展分析
![美国空间核动力斯特林电源系统技术发展分析](https://img.taocdn.com/s3/m/65e790e777a20029bd64783e0912a21614797fca.png)
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Space International 国际太空·总第 510 期
展大量地面试验。其他技术方案均停留在概念设计和 技术论证阶段,采用放射性同位素热源的系统方案最 高供电水平将近 500W,采用核裂变热源的系统方案 单机最高供电水平高达 40kW。
同 时,NASA GRC 资 助 SunPower 公 司 面 向 系统飞行逐步完善发电器设计。已完成了 6 代 ASC 机型设计,现有的 ASC 工程样机 3 号(ASC-E3) 技术成熟度达到 6 级(TRL 6),并已在 GRC 完成 独立验证和验证测试 。 [20] 该公司进行的 ASRG 研究 项目中的试验结果表明,其研发的斯特林发电器已经 能够满足航天器的发射力学环境要求。
此外,美国也不断开发新型发电机和系统设计, SunPower 公司在汲取 ASC 设计经验的基础上与洛 克达因公司(Aerojet Rocketdyne)团队合作,尝试 开发一种新型 SunPower 鲁棒斯特林发电器(SRSC), 进一步提升发电器鲁棒性与可靠性。设计目标为全 功率连续运行寿命 20 年,质量 2kg,单机发电功率 63.7W,热电转换效率 29.2%[21] 。
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Space International 国际太空·总第 510 期
钚- 238。为满足任务需求,实现钚- 238 的自主可控, NASA 与 DOE 在 2011 年启动了钚- 238 生产项目 来重建生产能力,计划在 2023 年实现年均至少 1.5kg 的二氧化钚产量。但这仍无法满足其未来航天任务燃 料需求,即便是将年产量提升到 5kg,美国航天领域 在 2025 年前后仍会出现钚- 238 供应告急的情况。 为此,美国计划从缩短生产材料停留时间、延长衰变 时间、减少裂变产物库存和放射水平、缩短生产处理 过程,以及缩小生产设施占地面积等方面入手,进一 步提升生产能力。
航天产品试验报告模板下载
![航天产品试验报告模板下载](https://img.taocdn.com/s3/m/8c21a77286c24028915f804d2b160b4e767f81bc.png)
航天产品试验报告模板下载1. 引言本试验报告旨在对航天产品进行试验,并对试验结果进行分析和总结,以评估产品的性能和可靠性。
本报告将提供详细的试验步骤、结果和结论,并结合相关数据进行说明。
2. 试验目的本次试验的目的是对航天产品进行性能测试,主要包括以下几个方面:- 测试产品的耐热性能- 测试产品的防辐射性能- 测试产品的抗震性能- 测试产品的可靠性3. 试验设计本次试验采用了以下设计方法:- 确定试验样本数量和试验场地- 选择适当的试验设备和仪器- 制定详细的试验步骤和流程- 根据试验需求设置合适的参数和指标4. 试验步骤4.1 准备工作在进行试验前,需要完成以下准备工作:1. 确定试验样本数量和选择代表性样本2. 准备试验设备和仪器,并进行校准3. 对试验场地进行检查,并确保安全4.2 试验过程本次试验分为以下几个步骤进行:1. 对样本进行耐热性能测试,使用恒温烤箱将产品置入,分别在高温条件下进行长时间加热和快速变温测试2. 对样本进行防辐射性能测试,使用辐射源对产品进行辐射,测试其抗辐射能力3. 对样本进行抗震性能测试,将产品置入振动台上,进行不同频率和幅度的振动测试4. 对样本进行可靠性测试,对产品进行长时间连续工作和各种异常情况测试,以评估其可靠性5. 试验结果经过以上试验步骤,我们得到了以下结果:- 样本在高温条件下表现出良好的耐热性能,能够承受长时间加热和快速变温的挑战- 样本在辐射源的照射下表现出较强的防辐射性能,对辐射有较好的吸收和屏蔽能力- 样本在各种频率和幅度的振动测试中没有出现明显的破损或失效现象- 样本在长时间连续工作和异常情况测试中表现出较高的可靠性和稳定性6. 试验分析与总结通过对以上试验结果的分析,我们得出以下结论:1. 产品的设计和制造质量良好,符合航天要求的耐热、防辐射、抗震和可靠性能指标2. 产品在极端环境下表现出良好的性能和稳定性,能够满足航天任务需求3. 试验过程中未发现明显的缺陷或故障,证明产品的制造工艺和质量管理得到了有效控制7. 结论本次试验对航天产品的性能和可靠性进行了全面的测试和评估,经过试验和分析,我们可以得出以下结论:- 产品的耐热、防辐射、抗震性能符合航天要求,并具有较高的可靠性- 产品的设计和制造工艺得到了有效控制,并具有较好的性能和稳定性- 产品可以满足航天任务的需求,具备广泛的应用前景8. 后续工作建议基于本次试验的结果和结论,我们提出以下后续工作建议:1. 进一步优化产品设计和制造,提高产品的性能和可靠性指标2. 继续进行耐久性试验和长时间可靠性测试,以验证产品在实际使用中的表现3. 加强对产品性能和可靠性的监测和评估,确保产品始终处于良好状态参考文献- [航天产品试验与检测](- [航天器性能试验方法](。
美国撞击小行星实验报告
![美国撞击小行星实验报告](https://img.taocdn.com/s3/m/410def7bcdbff121dd36a32d7375a417876fc15b.png)
一、实验背景随着人类对宇宙的探索不断深入,近地小行星对地球构成的潜在威胁日益引起关注。
为应对这一挑战,美国国家航空航天局(NASA)于2022年9月27日成功实施了一项名为“双小行星重定向测试”(DART)的实验,旨在通过撞击小行星改变其轨道,从而验证行星防御技术的可行性。
二、实验目的1. 验证动能撞击改变小行星轨道的可行性;2. 探索近地小行星防御策略;3. 提高人类应对小行星撞击地球的能力。
三、实验过程1. 实验准备DART实验的航天器名为“双小行星重定向测试器”(DART),总重约570公斤,于2021年11月23日发射升空。
航天器搭载高分辨率摄像机和自动导航系统,能够在太空中准确记录撞击过程。
实验目标为近地双小行星系统中的较小一颗,名为“迪莫弗斯”(Dimorphos),直径约160米。
该小行星围绕着一颗直径780米的同名小行星“迪莫弗斯”飞行,距离地球约1100万公里。
2. 撞击过程2022年9月27日,DART航天器成功撞击迪莫弗斯小行星。
撞击速度约为2万公里/小时,释放出约6000吨的动能。
撞击后,小行星的亮度增加了两倍,轨道周期缩短了约7分钟。
3. 实验结果分析根据NASA的数据,撞击后迪莫弗斯小行星的轨道周期缩短了约7分钟,轨道高度降低了约1.5公里。
这表明,动能撞击确实能够改变小行星的轨道。
四、实验意义1. 验证了动能撞击改变小行星轨道的可行性,为行星防御提供了新的思路;2. 推动了近地小行星防御技术的发展,提高了人类应对小行星撞击地球的能力;3. 增强了国际社会对行星防御问题的关注,为全球合作应对小行星撞击地球提供了契机。
五、实验展望DART实验的成功为人类应对小行星撞击地球提供了有力支持。
未来,NASA将继续开展相关实验,进一步完善行星防御技术。
同时,全球各国应加强合作,共同应对小行星撞击地球这一全球性挑战。
1. 进一步研究小行星撞击地球的规律和影响,为制定有效的防御策略提供科学依据;2. 推进行星防御技术的发展,提高防御系统的可靠性;3. 加强国际合作,共同应对小行星撞击地球这一全球性挑战。
航天器检测报告
![航天器检测报告](https://img.taocdn.com/s3/m/999d829732d4b14e852458fb770bf78a65293a0b.png)
航天器检测报告摘要本报告旨在对航天器进行检测,评估其安全性、可靠性和性能。
通过安全性检查、功能测试和性能评估,我们发现航天器在多个方面表现出良好的特征,但也发现了一些需要改善的问题。
本报告总结了检测发现的关键问题,并提出了改进建议。
1. 引言航天器是现代航天探索的重要组成部分,在保证人员和设备安全的前提下,航天器需要具备较高的性能和可靠性。
本次检测旨在对航天器进行全面评估,确保其达到预期标准。
2. 安全性检查在安全性检查中,我们重点关注航天器的材料、设计和制造过程。
通过对航天器的结构、电路、连接件和传感器进行仔细检查,我们发现了若干安全隐患。
这些安全隐患包括材料疲劳、连接件松动和电路故障等。
为了保证航天器的安全使用,我们建议及时修复这些问题。
3. 功能测试在功能测试中,我们验证了航天器的各项功能。
我们对航天器的导航系统、通信设备和数据处理能力进行了测试,并记录了各个功能的表现。
结果显示航天器的功能表现良好,但在某些情况下可能会出现异常,例如导航系统的定位误差和通信设备的信号干扰。
为了进一步提高航天器的功能性,我们建议对这些问题进行优化和改进。
4. 性能评估性能评估是对航天器性能进行定量评价的过程。
我们测试了航天器的推进力、飞行速度和导航精度,并与预期性能进行了对比。
结果显示,航天器的性能基本符合预期要求,但在某些方面略有不足,例如推进力稍低和导航精度的测量误差。
为了提升航天器的整体性能,我们建议进行细节调整和工艺优化。
5. 结论综上所述,航天器在本次检测中表现出优秀的特征,但也存在一些需要改进的问题。
我们建议对安全隐患、功能异常和性能不足进行改进,以确保航天器的安全性、可靠性和性能达到最佳状态。
最详细的军用无人机大全
![最详细的军用无人机大全](https://img.taocdn.com/s3/m/3cc5403cf68a6529647d27284b73f242336c3124.png)
HyperSizer 是专业(de)复合材料结构应力分析和尺寸优化软件,HyperSizer 能够自动与Nastran 等有限元软件相结合对整机结构进行分析研究,并针对各个部件提出安全裕度报告,能够大大节省工程师(de)工作强度.该软件能够对加筋板、连接结构进行详细(de)力学与热应力、热应变分析,能够对金属和复合材料进行精确(de)破坏失效分析,此外还包括板屈曲、局部屈曲、断裂、加强筋分析等复合材料力学分析(de)各个方面.HyperSizer 是被美国航空航天局(NASA)和波音公司所选用(de)专用复合材料结构分析软件.HyperSizer 覆盖了从细观力学到整体结构分析,从热防护到结构最优化等有关复合材材料设计、分析(de)各个方面,按照用户(de)不同需求定制,HyperSizer 分 Manager, , 三种功能组合.Material Manager 提供图形化专业(de)复合材料数据库,使您可以基于Windows 界面设定和修改各种材料数据,同时能够计算出材料(de)各种工程数据,比如A、B、D 矩阵、应力应变分布、各种失效准则(de)失效包络线等.HyperSizer Basic 包含Material Manager (de)所有功能,增加了应力分析以及超过50 种加强筋、加芯板结构(de)设计功能,能够根据给定(de)载荷计算出基本复合材料结构(de)安全裕度,使您提早发觉设计缺陷.同时具有结构尺寸优化和梁截面(de)优化功能.案例:航天员返回舱......世界无人机大全,,“奎宿九星26”无人机“猎人”无人机RQ-4A“全球鹰”无人侦察机波音X-50A“蜻蜓”无人机俄“蜜蜂-1”战术无人侦察机捷克SojkaIII型无人侦察机美国X-45C无人战斗机美国“捕食者”B型无人机美国“火蜂”无人机美国“金眼”-50垂直起降无人机美国“全球鹰”无人机美军RQ-7“影子-200”战术无人机南非“探求者”无人机欧洲无人机公司研制(de)Brevel型无人机日本无人喷气式飞行器美国“捕食者”无人机雅克-61无人机以色列“微小-V”无人机以色列哈比无人机以色列银箭公司“云雀”无人英国“不死鸟”无人机英国CA3“观察家”无人侦察机中国无人战斗机想象图中国AW4鲨鱼Ⅱ无人驾驶飞机WZ-2000无人驾驶飞机模型玻璃钢模具制作描述:PVA脱模剂图片:为了能制造出高质量(de)模具以及鉴于目前国内制造模具(de)技术水平和质量,现对制造模具(de)过程做如下阐述,供大家参考.一、制造模具(de)条件1、环境条件温度:在制造阳模和阴模(de)全过程应始终保持同一环境温度,即21~2 8℃.湿度:湿度对胶衣和树脂(de)固化影响很大,理想(de)湿度范围为40~60,若制造模具时相对湿度超过65,应等待至合适(de)生产条件再施工,尤其南方及沿海地区,湿度比较大,更应该慎重.2、洁净(de)车间在一个肮脏环境中是不能制造出高质量(de)模具,阴、阳模(de)制造区应高度清洁,必须比制品生产区有更高(de)维护管理标准,所以,在模具制造伊始,就应提前作好模具制造区(de)除尘与清洁工作.3、洁净(de)压缩空气纯净、干燥(de)气源供给是制造高品质模具(de)另一要素.若风管中空气带有少量(de)水或油,则模具胶衣表面就会出现大量针孔和麻点,为此要付出大量(de)劳动力进行修补,这样,模具(de)质量将受到很大(de)影响.空压机需要安置在良好(de)环境中,并为其配备有效(de)空气干燥器和油水分离器.4、原辅材料(de)选用选用优质(de)原辅材料,是制造高品质模具(de)重要条件.用于制造模具(de)原辅材料成本对于总成本来说只占很小(de)百分比,不能试图节约而使用产品树脂或已过贮存期(de)材料和劣质材料.5、制定合理(de)制模时间表安排适宜(de)制模时间表是制造好模具(de)因素之一.不管是采用传统(d e)铺层方法,还是选用新(de)低收缩系统,所需求(de)时间均由这些原辅材料(de)化学特性决定(de),企图走捷径或加速工艺,都将对模具(de)质量产生不良(de)影响.二、模具胶衣(de)喷涂模具胶衣(de)操作过程是模具制造中至关重要(de)一步,甚至可以想象模具胶衣就是整个模具,所有(de)后铺层及结构骨架都是为模具表面胶衣层服务(de).模具胶衣比一般产品胶衣需要更高(de)使用和固化条件.高质量(de)模具表面要求十分精密(de)模具胶衣操作及混合过程.1、设备采用喷射设备涂敷模具胶衣是模具制造工艺中一个重要环节.适宜(de)喷射压力对避免多孔和胶衣流挂、胶衣分色等现象有重要影响.我们目前使用(de)871喷枪,在喷枪壶里,固化剂通过手动混合,保证了准确(de)比例,但喷枪喷出(de)扇形混合物(de)分布产生一非常细(de)雾化效果,喷涂(de)速度比泵送系统慢,其工作时间受到原料凝胶时间(de)限制.2、模具胶衣(de)检验模具胶衣(de)贮存期是要求非常严格(de)指标,依照胶衣供应商(de)建议是十分重要(de),大多数情况下,生产者能够保证胶衣从包装到一特定时间(de)使用质量.因此,生产者与检查者应经常检验每桶胶衣(de)生产日期或日期编号,以便确认胶衣是否在有效(de)使用期内.⑴混合在使用前用一气动搅拌器彻底搅拌每一桶模具胶衣,并确保桶里所有(de)材料都得到完全(de)混合,然后,允许胶衣停留几分钟以恢复到它自身(de)黏度,再进行使用.⑵温度核实胶衣(de)温度在21~28℃范围内,该温度是制模工艺要求(de)适宜温度.⑶凝胶时间每桶模具胶衣(de)凝胶时间、供应商都有明确规定.模具胶衣进厂后,质检部门必须核实凝胶时间,即A、样品应达到标准(de)测试温度25℃;B、加入指定数量(de)固化剂并混和均匀;C、记录下从固化到加入到凝胶(de)时间.⑷粘度需要用BROOKFIELD粘度计测试胶衣粘度.胶衣样品(de)温度为25℃.a、选择合适(de)转子置于样品中;b、粘度计以低速和高速旋转;c、记录读数并转化为粘度指标.在工厂内进行模具材料(de)质检是非常重要(de),往往生产者都把这一重要步骤忽略了.3、新模具最好是使用PVA脱模剂,因为PVA脱模剂具有零脱模风险特性.⑴把水磨、抛光处理好(de)玻璃钢模具清理干净,用毛巾擦干,待干透后.派脱PVA 10模――形成隔离模保护模具直接喷漆规格:1加仑(约4公斤)/瓶用途:1.适用于分离聚酯或环氧树脂及各种模具(de)脱模.特点:1.能在模具与产品之间形成一层隔离膜,零脱模风险,有效保护模具.2.可溶于水不溶于剂,形成(de)隔离膜用水即可洗掉,操作方便.3.洗掉隔离膜后即可上油喷漆.使用说明:1.不能与含水或加工处理过程中释放出水(de)树脂(即酚醛塑料), 以及汽车末道漆一道使用,模具底层建议配合使用派脱2脱模蜡.2.可直接使用,不用稀释.以刷子或喷枪喷涂.使用喷枪时,应将喷枪气压调至90psi(数值依所用设备而有所不同).正常喷涂距离为20-30CM.3.充分干燥(de)模具,用10膜涂装一层,表面未完全干燥前不可制模.4.对于新(de)模具,用10膜涂装二层,须等第一层完全干燥后再涂第二层.干膜厚度最少应为约为工业用垃圾袋一层之厚度),久用(de)模应为.5.喷雾之干燥时间约为8-12分钟,而流平涂层约为15-30分钟.喷涂浓度以正好让液体一起流动并形成连续(de)膜为最佳.喷涂时会呈现白色泡沫,待其干燥后将开成透明涂层.使用时,涂层不应流淌或流动.6.干燥时间可能因湿度或临近日光而有所不同,须确保膜完全干燥后方可进行制模.膜干燥后应为平滑且光泽,黯淡无光(de)膜有可能是喷涂不足所造成,并可能含有汽泡.4、胶衣(de)喷涂模具上涂完脱模剂后,就进行胶衣喷涂.建议模具胶衣厚度为1mm,胶衣分两层,喷涂过程分两次完成,每层 mm厚,且每层喷三遍,一遍 mm~ mm.模具胶衣(de)厚度需要严格控制(de),这就要求每喷完一遍胶衣后,都要用胶衣尺在模具表面很多地方精确计量胶衣层(de)厚度.正确(de)胶衣喷涂方法如下:⑴喷第一遍厚度为 mm~ mm(de)模具胶衣.⑵与第一遍成垂直方向喷第二遍胶衣,厚度为 mm~ mm.⑶再按第一遍(de)方向喷最后一遍胶衣,这样第一层(de)胶衣厚度就是mm.⑷为避免龟裂或起皱,应在第一层胶衣固化后,才能喷另一层胶衣.在正常温度下,固化时间为90分钟.三、模具铺层胶衣喷完后1小时~3小时,等胶衣固化后,表面不粘手(de)情况下,进行铺层.我们目前基本上采用传统(de)多步骤铺层方法.1、原料:A、模具树脂模具树脂具有较高(de)热变形温度和低收缩率,我们基本选用间苯树脂、乙烯基树脂.B、玻纤增强材料短切毡是非常好(de)模具增强材料,它可以最大程度(de)减少纤维纹路(d e)印出.相对针织纤维毡和纤维编织类产品,短切毡(de)优点更为突出.C、质量检验为了保证模具树脂达到使用要求,也要象对模具胶衣那样进行质检.包括:材料贮存期,对每一批进行混合测试以及测试凝胶时间和黏度.2、首层模具积层是从糊制首层开始(de).首层(de)质量要求是非常高(de),要避免一切模具完成后(de)再修理或对胶衣造成破坏(de)可能性.根据模具形状(de)复杂程度,糊制首层时纤维选用30克/米2表面毡、300克/米2、4 50克/米2(de)短切毡,积层时必须用铁滚仔细滚压铺层,确保所有气泡已赶净,并保证合理(de)树脂与纤维比例.当首层固化后,要对铺层做认真全面(de)检查,包括所有(de)拐角、曲面以及其他可能发生问题(de)地方.如发现气泡等缺陷,必须小心(de)将气泡去掉,并重新修补好创面.3、增厚铺层积层工艺一般为M450×4~5+RX×N,小(de)模具8mm厚左右,大(de)模具保证15mm左右.生产者必须严格执行积层工艺及时间表.4、巴氏硬度制定铺层计划(de)一个好方法,就是观察铺层巴氏硬度(de)变化.当积层(de)巴氏硬度达到完全固化硬度(de)80%~90%时,就可以进行下一铺层.当采用巴氏硬度仪测量铺层硬度时,要注意需记录多个读数并算出平均值,并以此作为硬度值.这种方法消除了由于固化时间差异而产生(de)数据误差,用这种方法铺层通常要比依据铺层时间计划表要快.四、模具外结构当模具铺层完毕后,下一步工作就是制作模具(de)外部加强结构.加强结构(de)目(de)是:使外部力量平均传递到模具表面,阻止了模具(de)表面变形.模具胶衣产生裂纹(de)最基本原因是模具(de)变形,正因为如此,设计一刚性模具结构将会大大(de)阻止胶衣(de)干裂.无论钢架结构或胶合板(de)条箱结构,都应悬吊在高于模具铺层面1/4英尺(de)地方,如果结构骨架直接与模面联结,不同(de)热传导将引起模具表面印痕.另外,在结构层与表面之间不要放置部分泡沫、层板或其他绝缘材料做垫层,该结构与铺层之间(de)黏结最好使用玻纤,但不要用编织布以防印痕.五、脱模当框架结构完全固化,模具就可以脱模.第一步将模具边缘切割整齐,然后用多个脱模楔均布插入阴、阳模之间,均匀用力(不要单独用力以防损坏模具),并用橡皮锤敲打各个应力集中部位(注意不要用铁器敲打),最后完全脱模.使用PVA脱模剂生产出(de)产品一般能达到镜面效果.六、模具处理脱模后,仔细检查模具每一个部位,任何表面(de)缺陷都应注意到并标记出来.在理想状态下,模具不需要打磨表面,只将模具表面抛光即可,一般制造出(de)模具无法达到理想状态,那只好按照传统(de)方法对模具进行打磨处理.七、结束语因此,高质量模具(de)制造与严格(de)模具制造程序及严格(de)生产管理是分不开(de).环氧树脂(de)品种环氧树脂经历50多年(de)研制与发展,已经开发上百种规格(de)品种:一、缩水甘油基型环氧树脂:1.缩水甘油醚型环氧树脂1.1双酚A型环氧树脂:双酚A型环氧树脂是应用最广泛(de)树脂之一,占环氧树脂树脂总产量(de)90%.在分子结构中含有羟基和醚键,固化过程进一步生成新(de)—OH和—O—,使固化物具有很高(de)内聚力和粘附力.因此可以对金属、陶瓷、木材、水泥和塑料进行粘接.另外,双酚A型环氧树脂属无毒树脂,其白鼠(de)最低口服致死量为LD50为kg.双酚A型环氧树脂(de)牌号与性质表新牌号原牌号外观粘度()软化点(℃)环氧值E—55 616 浅黄粘稠液体 6-8 -----E—51 618 浅黄粘稠液体 10-16 -----E—44 6101 黄色高粘度液体 20-40 -----E—42 634 同上---- 21-27 -E—35 637 同上---- 20-35 -E—31 638 浅黄粘稠液体---- 40-55 -E—20 601 黄色透明固体---- 64-76 -E—14 603 同上---- 78-85 -E—12 604 同上---- 85-95 -E—06 607 同上---- 110-135 -E—03 609 同上---- 135-155 -E—01 665 液体 30-40 -----1.2双酚S型环氧树脂双酚S型环氧树脂是由双酚S和过量环氧氯丙烷在碱性条件下缩聚得到(de)耐高温环氧树脂.双酚S为浅黄色固体,由东北石化研究所研制,全名为“4,4‘—二羟基二苯双缩水甘油醚环氧树脂”,胺类、酸酐、咪唑均能固化双酚S,其固化物具有热变形温度高、热稳定性能好(de)特点.这是因为分子中极性强(de)砜基—SO2—取代双酚A中(de)异丙基,提高了热稳定性;砜基改善了粘附力,增强了环氧基(de)开环活性.1.3双酚F型环氧树脂双酚F型环氧树脂是由双酚F和过量环氧氯丙烷(1:10),在四甲基氯化铵和NaOH条件下,经醚化和闭环反应,缩聚而成(de).双酚F型环氧树脂(de)粘度低,可用于碳纤维复合材料、玻纤增强塑料以及地下油井(de)灌封材料.1.4环氧化线型酚醛树脂环氧酚醛是由低分子量酚醛树脂与环氧氯丙烷在酸催化剂下缩合而成,兼有酚醛和双酚A型环氧树脂(de)优点.按线型酚醛树脂分子量和发羟基含量不同,可以合成不同分子量和官能度(de)环氧酚醛,如甲酚线型酚醛树脂.环氧酚醛高粘度半固体,平均官能度为-,软化点≤28℃,环氧值-,在上海树脂厂和无锡树脂厂生产.为改善工艺,添加低粘度(de)稀释剂,或与双酚A混合使用.胺类、酸酐类和咪唑均能固化环氧酚醛.在150℃以下固化环氧酚醛和双酚A型环氧树脂(de)热变形温度相近.例如:固化剂固化条件用量% 热变形温度(℃)环氧酚醛双酚A4,4‘一二氨基二苯甲烷 93℃,2h204℃,25h 28 206 167 间苯二胺同上 16 205 160三乙烯四胺 166℃,4h 14 150 1274,4‘一二氨基二苯砜 177℃,18h 34 220 190六次甲苯四胺同上 100 210 196内次甲苯四氢苯二甲酸酐 97℃,2h232℃,15h 101 206 178 甲苯内次甲苯四氢苯二甲酸酐+DMP—30 93℃,2h260℃,24h 101 298 228邻苯二甲酸酐 177℃,18h 40 125 107三氟化硼—甲乙胺 93℃,2h177℃,18h 5 239 1602乙基-4甲基咪唑 80℃,2h204℃,24h 2 260 1.5其他缩水甘油醚型环氧树脂A.1,1,2,2—四(对羟基苯基)乙烷四缩水甘油醚环氧树脂:(四酚基乙烷四缩水甘油醚环氧树脂)呈白色固体,熔点80℃,平均官能度-,环氧值为-.其粘接性能:试验条件δ剪切(kg/cm2)定温 296—65℃ 259260℃/8H 90260℃/200H 95260℃/400H 77B.间苯二酚双缩水甘油醚型环氧树脂(680)℃), 环氧值为~,由上海新华树脂生产.C.均苯三酚三缩水甘油醚环氧树脂此缩水甘油醚环氧树脂是一类高活性(de)粘稠液体环氧树脂,环氧值为,由均苯三酚和过量环氧氯丙烷合成.由于苯环(de)吸电子效应,提高环氧基(de)反应活性,尤以均苯三酚三缩水甘油醚反应活性最高,例如1,4—环乙烷二甲胺固化,反应速度比双酚A型环氧树脂高10倍.D.F—76 环氧树脂(双间苯二酚缩甲醛四缩水甘油醚)其粘度为2000~2700CP(25℃),环氧值-.2.氨基环氧树脂(芳香胺缩水甘油基型环氧树脂)2.1对氨基苯酚三缩水甘油基环氧树脂这是由对羟基苯胺和环氧氯丙烷缩聚得到(de)浅棕色液体,环氧值为,25℃粘度为- .其反应活性是双酚A型环氧树脂(de)10倍,可用酸酐、双氰双胺和咪唑固化,中科院化学所生产.2.2氨基四官能环氧树脂(AG—80)又称4,4‘—二氨基二苯醚四缩水甘油基环氧树脂或称4,4‘—二氨基二苯基甲烷四缩水甘油基环氧树脂.由4,4’—二氨基二苯甲烷、4,4‘—二氨基二苯醚、4,4’—二氨基二苯砜在催化剂和碱作用下与环氧氯丙烷加成缩聚而成.该树脂为浅黄色液体,环氧值为-,由上海合成树脂所生产.其平均官能度为3-,二氨基二苯甲烷、咪唑衍生物、酸酐均能固化氨基四官能环氧树脂.固化后树脂(de)交联密度高,在高温150℃老化3万小时,其胶接强度没有变化.2.3 AFG—90 环氧树脂在常温下为棕色液体,粘度小,25℃时为环氧值为3.缩水甘油酯型环氧树脂(从有机酸制备)711 环氧树脂(脂环族):又称四氢化邻苯二甲酸双缩水甘油酯环氧树脂是914双组分室温快固胶(de)主体环氧之一,且和双酚A相溶性好.℃),环氧值为-,耐超低温性能良好,天津合成材料所生产.3.2 TDE—85 环氧树脂(1,2,环氧环己烷4,5二甲酸二缩水甘油酯)脂环族缩水甘油酯环氧树脂(de)粘度低,适宜灌注,包封及活性高,在电气工业广泛使用.天津合成材料所生产.3.3 731环氧树脂又称邻苯二甲酸二缩水甘油酯,呈浅黄色液体,粘度为 25℃,环氧值为,天津合成材料所生产.3.4 732 环氧树脂又称间苯二甲酸二缩水甘油酯,呈白色结晶,熔点为60~63℃,环氧值为-,天津合成材料所生产.3.5 均苯三甲酸三缩水甘油酯:呈白色固体状,熔点为78-80℃,环氧值为,大连化学物理所生产.3.6 672(FA—68)环氧树脂又称对苯二甲酸二缩水甘油酯,由上海有机所生产.3.7 CY—183 环氧树脂又称六氢化邻苯二甲酸二缩水甘油酯,由中科院化学所生产.3.8 内次甲苯四氢化邻苯二甲酸二缩水甘油酯,呈棕黄色液体,粘度为 25℃,环氧值为,晨光化工二院生产.3.9 对羟基苯甲酸缩水甘油酯呈棕红色液体,粘度为- 25℃,环氧值为,由中科院化学所生产. 二、环氧化烯烃1.环氧化聚丁二烯(D—17环氧树脂)由液体聚丁二烯经醋酸氧化制得(de)一种浅黄色粘稠液体.在分子结构中,既有环氧基,也有双键、羟基和酯基侧链.D—17(de)粘度为-2 ,易溶于苯、甲苯和丙酮中,易于酸酐固化反应,也能与胺类固化,由于树脂分子具有较长(de)碳链,因此树脂可以用来改善双酚A(de)脆性,具有十分优异(de)韧性.D—17对于橡胶制品与玻璃钢(de)胶接优于通常(de)环氧树脂胶.固化条件为:100℃,2h;150℃,4h;180℃,4h.2.脂环族环氧树脂:2.1 脂环族环氧(de)概念:从含有不饱和双键结构(de)脂环族经双键氧化或与次氯酸加成环氧化制得.具有如下结构(de)烯烃可转化为环氧基.A.不饱和双键在分子链末端B.不饱和双键在分子链主段中C.不饱和双键在脂环族化物(de)骨架上2.2 脂环族环氧(de)特性脂环族环氧(de)粘度很低,可作为高粘度环氧树脂(de)活性稀释剂;其固化物热稳定性良好,耐化学试剂和耐大气老化性好.脂环族环氧对胺类固化剂反应性很低,咪唑及三级胺几乎不固化它.例如:芳香胺固化双(2,3一环氧基环戊基)醚即6300,6400和烯双环氧6269;间苯二胺固化1,3一双(环氧化乙烯基)环戊烷;酸酐(六氢苯酐)固化3,4一环氧基6一甲基环己烷甲酸3,4一环氧基6一甲基环己烷甲酯(6201).2.3 脂环族环氧(de)制备A.过醋酸氧化法,这是烯烃环氧化(de)最主要方法.B.氯化乙酰法:以二苯醚为骨架(de)4,4‘—双(环氧化异丙基)二苯醚,环氧基在侧链上,用1%对甲苯磺酸固化.C.次氯酸加成法脂环族环氧(de)种类A.W—95 环氧树脂[双(2,3一环氧基环戊基)醚]环氧值为,粘度为- 25℃.此环氧树脂溶于乙醇、异丙醇、丙酮和苯等,可用酸酐和胺类固化,是一种耐高温胶,具有优良(de)柔韧性、热老化性和耐化学介质性.固化条件:85℃,6h;160℃,6h.B. 6221环氧树脂和6201环氧树脂又称3,4—环氧化环己烷甲酸3‘,4’—环氧化环己烷甲酯或3,4—环氧化6—甲基环己烷甲酸3‘,4’—环氧6—甲基环己烷甲酯.6221和6201是以丁二烯为原料制备(de)低粘度液体环氧,对于芳香胺和咪唑(de)活性很低.通常采用酸酐类固化,但由于H—71环氧树脂分子结构中没有羟基,用六氢苯二甲酸酐固化是需加1-2%乙二醇或其他含羟基物质,使酸酐开环,可使凝胶化时间缩短一倍左右.C.6206和62696206又称乙烯基环乙烯双环氧,呈浅黄色液体,环氧值为6269称萜烯双环氧,呈无色透明液体,环氧值为-D.R—122或6207(二氧化双环戊二烯)双环戊二烯双氧化呈白色固体,环氧值为.三、特种环氧树脂1.海因树脂(Hydantoin 环氧树脂 Resins)1970年瑞士Ciba Geigy对海因(乙丙酰脲)氮杂环进行研制,用HCN、NH3、CO2及醛或酮合成海因环.目前主要(de)工业产品是低粘度(- 25℃)(de)5,5一二甲基海因环氧树脂,商业名称为XB2793,由江苏丹阳县河阳化工厂生产.海因环氧树脂具有优异特点:① 粘度低,工艺性能好.一般均为- ,比双酚A(de)最低粘度13-15 低得多.② 热稳定性能良好,耐高温,在180℃上使用5000小时以上,在130℃使用寿命为40年.③ 耐高电压和抗漏电性良好,适合于电气工业.④ 海因环氧树脂(de)极性很强,对碳纤维、玻璃纤维等具有很好(de)润湿能力.2.阻燃树脂2.1 溴化树脂:用四溴双酚A环氧树脂合成(de)含溴量为40 wt%,具有难燃性能.2.2磷化环氧树脂1.板材plate一般指厚度在2毫米以上(de)软质平面材料和厚度在毫米以上(de)硬质平面材料.3.半透明性translucence物体只能透过一部分可见光,但不能通过它清晰地观察其他物体(de)性质.4.包封encapsulation用涂刷、浸涂、喷涂等方法将热塑性或热固性树脂施加在制件上,并使其外表面全部被包覆而作为保护涂层或绝缘涂层(de)一种作业.5.薄膜film一般指厚度在毫米以下(de)平整而柔软(de)塑料制品.7.爆破强度bursting strength塑料容器、管材、薄膜等在爆破试验时所能承受液体或空气对其连续施加(de)最大压力.8.变色discoloration因光、热、室外暴露、化学试剂作用而引起(de)塑料制品颜色(de)变化. 9.表观密度apparent density单位体积(de)试验材料(包括空隙在内)(de)质量.10.表面电阻率surface treating agent平行于通过材料表面上电流方向(de)电位梯度与表面单位宽度上(de)电流之比,用欧姆表示.(注:如果电流是稳定(de),表面电阻率在数值上即等于正方形材料两边(de)两个电极间(de)表面电阻,且与该正方形大小无关.)11.丙-阶段(C-阶段)C-stage某些热固性树脂在熟化反应中(de)最后阶段.该阶段中,树脂既不溶解也不熔融.12.波纹waviness出现在塑料制品表面上(de)波状凹凸不平缺陷.13.不饱和聚酯unsaturated polyester分子主链上含有不饱和键(de)聚酯.18.差热分析(DTA)differential thermal analysis一种分析物质(de)方法.试样与参与物质受同一程序温度控制时,记录试样与参比物质间(de)温差随时间或温度变化(de)分析方法.19.掺混料polyblends两种或两种以上聚合物形成(de)均匀混合料.20.冲击强度impact strength(1)材料承受冲击负荷(de)最大能力.(2)冲击负荷下,材料破坏时所消耗(de)功与试样(de)横截面积之比,用公斤·厘米/厘米2[牛顿·米/米2].21.储存期storage life, shelf life性能可变化(de)物料(单体、树脂、涂料、粘结剂等)在一定条件下存放时,仍保持其可用性(de)最长时间.23.促进剂accelerator, promoter与催化剂或固化剂并用时,可以提高反应速率(de)一种用量较少(de)物质.25.单体monomer能自身聚合或与其他类似(de)化合物共聚而生成聚合物(de)简单化合物. 26.导热系数。
美国FCC认证第15部分第18部分87部分介绍
![美国FCC认证第15部分第18部分87部分介绍](https://img.taocdn.com/s3/m/809f2909a66e58fafab069dc5022aaea998f412f.png)
电磁兼容法规更新亲爱的同事,我们提供了典型的问题和答案,在大多数情况下,这些问题和答案代表了FCC和CE要求的技术意见。
认证产品的细节必须考虑这些问题和答案的适用性。
我们希望您发现我们的更新价值,并欢迎您的反馈,如果你有任何特殊的需要或问题。
致电703-6890368或查看多点归档问题网站.FCC第15部分与FCC第18部分问题:我们正在设计一种用于LED的开关稳压器电源。
照明灯具。
该装置工作在150千赫。
我们被告知,它需要符合FCC第15部分作为B类数字设备。
我们目前销售的荧光照明产品,工作在50千赫范围,这些产品属于FCC第18部分。
为什么对外观的产品有不同的要求?答:通常,FCC规则和法规的第18部分是使用RF能量的设备所必需的。
执行工作(即热、光等),其中RF能量的工作频率定义为高于9 kHz。
确定何时应用第15部分或第18部分规则有一条细线。
为了区别,我们必须首先检查从电源到灯本身的输出。
第一个问题是:“器件是否使用大于9kHz的RF能量来执行工作(在第18部分中通常定义为大于9kHz)?”大多数具有镇流器或其他这种RF灯的设备都结合了这种输出来驱动光源(例如,50kHz的荧光灯)。
如果向LED固定装置的开关电源的输出具有>9kHz的RF输出,这反过来又将该频率用于灯(即,未整流),则很可能第18部分将应用于开关电源。
然而,如果输出是AC和小于9 kHz或DC,那么第15部分应用于开关电源。
当供应被用于不仅仅是RF照明,那么应该咨询FCC作为最终仲裁人在这个问题上。
第87部分和美国联邦航空局的要求问题:我们公司正在开发一种87号发射机,我们计划获得FCC认证。
然而,我们也知道有联邦航空局的要求。
你能解释一下吗?答:根据第87.147部分,FCC规则的设备授权和法规,第87部分发射机必须符合第2部分的程序,当需要认证。
此外,打算在下列任何频带传输的设备的认证必须通知FAA认证申请文件。
美国国家航空航天局对阿瑞斯火箭致命缺陷做出回应
![美国国家航空航天局对阿瑞斯火箭致命缺陷做出回应](https://img.taocdn.com/s3/m/335cbb4fb307e87101f69682.png)
员 舱 之 间 的减 振 , 以确 保 宇 航 员 安 全 。另 外 , 对 于 火箭 发 射 时 的 漂移 问题 可 通 过 操 纵机 构 加 以解 决 。
命缺陷,发射 时当风速超过 2 m h 火箭将发生漂移并撞击发 0 /, k
射 塔 ,造 成 星箭 俱 毁 、宇 航 员 性 命 不保 的后 果 。此 外 ,火 箭 还
2 0 一6 1 0 6O .5
扰提 供 了时 问条件 。接 收机 为 了同 时接 收在 空 中多 个 平 台 的导航信 号 ,其接 收天 线波 束较 宽 ,这就 为干 扰 提 供 了角度 条件 。由于 临近 空 间平台 离地面几 十公里 ,
[] Se h n . ersa e ]AiF me g z e 0 58 () 1 2 t e s N a— c [ p H p J r o ai , 0 , 7: . Ma n 2 8 3
4 结 束 语
本 文介 绍 了临近 空 间与临 近 空间平 台 的概念 和特 点 ,列举 了 临近 空 间平 台在军 事 上 的应 用 ,然后 详细 分 析 了对 临近 空 间平 台信 息对 抗 可能 的手段 和方 法 。 对 于 临近 空 间这 一新 的信 息对 抗领 域 的研 究还处 于起 步 阶段 ,还 有待 于进 一 步更深 层 次 的分 析 ,针对 临近 空 间平 台的特 点 ,研 究 出一 些新 的对抗手 段和 方法 。
导 弹 与 航 天 运 载 技 术
20 0 8笠
问的通信 链路 ,其 中包 括指控 信 息 的上传 和探 测信 息 的下发 。平 台选择 可考 虑地 基和 临近 空 间平 台两种 方 式 ,尤其 以临近 空间平 台为主 。 地 基 干 扰 平 台一 般 为 固定 干 扰 站 或车 载 干 扰 装 备,重点 是干扰地 面接 收站和地 面接 受服务 的用户等 。 临近 空 间平 台搭载 综合信 息 对抗 系统 ,在地 面 系 统 的支 持下 ,机动 并接 近被 干扰 的浮 空平 台 ,充分 利 用所 处位 置优 势 , 临近 空 间通信 系统 实施综合 对抗 。 对 当临近 空 间平 台搭 载 的通信侦 察 载荷侦 测 到通信 信 号 后,将获取 的信号 数据下传 给地 面系统 进行 分析处理 , 提 取其 技术特 征参 数 ,建立 数据 库 ;然后 临近 空 间平 台搭载 的通信 干扰 载荷 在地 面系 统 的控 制 下 ,根 据 获
美国国家航空航天局告诉你,2100年有多热
![美国国家航空航天局告诉你,2100年有多热](https://img.taocdn.com/s3/m/db391dd789eb172ded63b721.png)
貌似到本世纪末地球上温度会比现在高很多。
美国国家航空航天局科学家发布的新数据显示到2100年为止全球气温和降水模式会如何改变。
利用基于二氧化碳水平所预测到的气候变化,该数据揭示了每个乡镇和城市气候将如何变化。
目前很多仍是原始数据,以便科学家能以天为单位运行模型。
然而,美国国家航空航天局发布了一幅世界地图,展示了2100年7月份的预计气温,为世界未来的发展提供了一些线索。
全球气候变暖是一种自然现象。
由于人们焚烧化石燃料,如石油,煤炭等,或砍伐森林并将其焚烧时会产生大量的二氧化碳等温室气体,这些温室气体对来自太阳辐射的可见光具有高度透过性,而对地球发射出来的长波辐射具有高度吸收性,能强烈吸收地面辐射中的红外线,导致地球温度上升,即温室效应。
而当温室效应不断积累,导致地气系统吸收与发射的能量不平衡,能量不断在地气系统累积,从而导致温度上升,造成全球气候变暖这一现象。
全球变暖会使全球降水量重新分配、冰川和冻土消融、海平面上升等,不但危害自然生态系统的平衡,而且威胁人类的生存。
2012年10月14日,英国《周日邮报》假借英国气象局名义宣称全球已停止变暖16年,再次引发热议。
据美国国家航空航天局科学家发布的新数据预测,到2100年,大气中二氧化碳水平将达到每百万935单位,这意味着大气中的二氧化碳含量将达到近0.1%。
今年早些时候,二氧化碳水平达到每百万400单位。
如果到本世纪末大气中二氧化碳水平变成现在两倍多,非洲、南美和印度大部分地区将遭受超过45°C的日平均最高气温。
耶路撒冷、纽约、洛杉矶和孟买夏季气温也会达到这一水平。
伦敦温度将达25度左右,而巴黎7月的温度将接近30多度。
美国国家航空航天局首席科学家艾伦·斯托芬说:“美国国家航空航天局正利用我们从太空了解到的关于地球的知识研究出新的成果,来帮助我们所有人守护未来。
”文章来源:一米金融互联网金融平台。
采用航天产品和服务,应对复杂挑战——2019年第一季度《航天报告》摘编
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采用航天产品和服务,应对复杂挑战-2019年第一季度《航天报告》摘编自动驾驶汽车且可能导致周围生活和工作的人们受到严重的伤害或死亡。
多年来,人们一直在使用直升机、汽车和马匹来监测管道的健康状况。
可是由于安装管道的地貌类型不同、管道距离超长、以及天气条件等原因,通过这些方式检查管道受到了极大的限制。
即使是通过直升机携带传感器来探测空气中的甲烷含量(表明管道是否出现泄漏),也只能检查管道的一小部分。
虽然直升机可以快速到达指定区域,但检查仍需消耗大量的时间和人力成本。
此外,直升机必须每两周重新检测同一区域,占用了更多时间与资源。
卫星可以每3到4天对某个大规模观测区域进行重访。
在过去几年中,卫星遥感图像与其他遥感手段已经在管道监测中得到了一些应用。
最近,人们开始利用来自导航卫星和对地观测卫星传感器的集成数据来提供管道的监测服务和相关数据。
例如,合成孔径雷达(SAR)卫星不仅可以获得日光下观测区域的高分辨率数据,还可以提供黑暗处和被云层覆盖区域的遥感图像数据。
利用合成孔径雷达卫星在一段时间内拍摄多幅图像并进行比较,就可以发现所观测管道状况的不同。
科学家和石油工程师们识别图像之间的任何微小变化,如泄漏引起的地面高程变化或管道结为鲨鱼安装通过卫星连接的信号标签构本身的变化,通过移动卫星通信链路实时传输给系统维护人员。
最后,工作人员在导航卫星引导下找到管道发生泄漏的准确位置,并对其进行评估及修复。
快速救援,减少自然灾害影响2018年9月,印度尼西亚发生大地震。
2018年11月,美国加州野火袭击了该州居民。
每次自然灾害发生后,当地居民和应急处理小组都需要面对极端恶劣的环境变化。
同时,因火灾而无法进入的区域,无人驾驶飞机(UAV)在高温下根本毫无用处,可以借助对地观测卫星提供的数据来帮助受灾地区的居民和救援人员。
美国数字地球公司(Digital Globe)提供了这两次灾难后的卫星图像。
利用卫星图像,救援小组可以确定灾区倒塌房屋、倒塌桥梁、或其他倒塌物下被困人员的位置。
无人机空中撞击严重性结构性评估报告
![无人机空中撞击严重性结构性评估报告](https://img.taocdn.com/s3/m/e193824c5727a5e9846a6156.png)
无人机空中撞击严重性结构性评估报告作者:来源:《无人机》2018年第09期无人机系统的快速发展和使用给空中飞行目标构成威胁。
美国联邦航空局针对无人机撞向空中飞行目标时,对空中飞行目标的损伤程度和着火危险级别进行了建模和仿真评估,其方法和模型值得借鉴。
近年来,随着无人驾驶航空器系统(以下简称无人机)技术的成熟和成本降低,这类飞行器越来越多的得到应用。
这一趋势给各国民航主管机关带来了前所未有的挑战。
以美国为例,2015年12月21日,美国联邦航空局( FAA)开始对无人机进行登记,到2018年初,登记总数已经超过了100万架。
美国已经为超过1600位无人机运营人颁发了FAR 107部运行偏离许可,到2017年底颁发了超过1.3万个空域使用的偏离,其中近半数在机场附近的D类空域,涉及到B、C、E类空域的偏离也日益常见。
无人机突破隔离空域,与传统的有人驾驶航空器在同一空域内运行的需求和趋势日益凸显。
让新兴的无人机与被实践证明成熟、有效的空域系统融合,与传统的有人驾驶航空器共同安全、高效的运行,成为一个亟待解决的问题。
有鉴于此,2014年3月起,在国会和FAA的支持下,美国陆续组建了一系列与无人机相关的卓越中心(COE),承接了政府政策、标准、法规相关的研究工作。
以密西西比州州立大学为首的23家高校和科研机构组成了无人机系统研究卓越中心系统安全联盟(Alliance for System Safety of UASthrough Research Excellence,下文简称ASSURE),ASSURE承接了很多关于无人机融入到美国国家空域系统的(NAS)关键问题研究,主要涉及无人机和有人驾驶航空器空中撞击概率、一般飞行和运行规则、无人机对地面人员的危险和损伤严重性、空中撞击的危险和损伤严重性。
本文只就其无人机空中撞击危险性研究进行介绍,这一研究获得了2016财年的资金支持,2017年5月完成。
研究范围和总体原则新兴的无人机与传统的有人驾驶航空器存在大量区别,比如飞行器类型(无人机最常见多旋翼类型)、材料、布局、操纵特性、飞行器上是否有人等,这些差异会带来新的被撞击飞行器失效模式、新的危险因素。
航天材料的温度范围
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航天材料的温度范围
航天材料是指用于航天器或卫星等宇宙飞行器的特殊材料。
这些材料需要具有耐高温、抗辐射、高强度、轻重量等特点,在极端的环境中长期运行。
航天材料的温度范围是非常
广泛的,下面我就来介绍一下。
首先是低温范围。
在太空中,温度可以低至负数百摄氏度,因此航天材料需要能够承受超低温和极端寒
冷的条件。
目前,被广泛应用的航天材料有碳素纤维增强复合材料(CFRP)、PAN纤维增强复合材料、聚四氟乙烯等。
这些材料能够耐受低至-196℃的温度,并且能保持稳定性。
航天飞行器在进入大气层时会受到极高的温度和气压的影响,为了保证材料的稳定性
和耐久性,需要使用能够承受高温的特殊材料。
例如,使用高温陶瓷来制造喷气式引擎的
燃烧室,能够耐受3000℃以上的高温。
还有一些金属材料,如钨、钼、铼等,也可以耐受高温,并且能够保持稳定性。
最后是辐射范围。
在宇宙中,航天器所受到的辐射也是很大的考验。
航天材料需要能够承受辐射的破坏,并且不会对材料造成不良影响。
使用一些特殊合金材料,如镍基合金、钛合金、铌合金等,可以有效地承受辐射,同时保持耐久性。
总结一下,航天材料的温度范围是比较广泛的,从超低温到极高温,都需要具备特殊
的材料来满足需求,同时还要考虑到辐射等因素。
未来,随着科技的发展,新的航天材料
也会不断涌现,以适应更加极端的环境要求。
飞机短舱环境温度飞行试验及某飞机试飞结果分析
![飞机短舱环境温度飞行试验及某飞机试飞结果分析](https://img.taocdn.com/s3/m/22360b2d6ad97f192279168884868762caaebb27.png)
飞机短舱环境温度飞行试验及某飞机试飞结果分析飞机短舱环境温度飞行试验及某飞机试飞结果分析随着空中交通的日益发展,飞机作为一种安全、快捷的交通工具,被越来越多的人们选择。
对于机上乘客和机组成员而言,舒适的舱内温度是一个非常重要的环节,它能够优化机上环境,确保乘客和机组成员身心健康,保持良好的工作状态。
因此,对于一款飞机,舱内温度稳定性和适宜性的测试是十分必要的。
飞机短舱环境温度飞行试验是一种测试方法,其通过测试机上的短舱舱内环境温度变化情况,检验飞机的环境适应性和安全性。
这种方法可以有效地检测出飞机的冷却系统和供暖系统以及其他适应性参数,对于正确设计和安装机组设备提供参考依据。
某型号飞机在试飞期间,进行了短舱环境温度试验。
在试飞中,飞机的航程为8小时,高度在15000英尺至40000英尺之间往返。
各种类型的航班都被模拟,包括在起飞和降落过程中所面临的压力。
经过试验,结果表明,该飞机短舱舱内温度变化范围很小,并且舱内的温度非常稳定,符合机上乘客和机组成员的舒适需求。
试验结果还显示,该飞机的冷却和供暖系统工作正常。
在起飞和降落时,系统能够立即调整舱内的温度,确保乘客和机组成员的身体舒适度,具有很高的适应性。
除此之外,经过试飞,该飞机的环境适应性和安全性方面都达到了国际航空安全标准的要求,处于一个比较高水平的水平上。
这证明了该飞机生产商在设计和生产飞机时,以人为本,并且一直致力于提高飞机的安全性和舒适度。
总之,飞机短舱环境温度飞行试验对于确保飞机安全性和舒适度的提高是非常有帮助的。
同时,试飞结果的分析,也将对该型号飞机的进一步改进提供有力支持。
在飞机短舱环境温度试验的数据收集过程中,具体的温度变化数值是一个重要的参考依据。
下面将列举出某型号飞机在试飞中的相关数据,以及对数据的分析。
1. 舱内平均温度变化范围在试飞中,经过实测,该飞机的舱内平均温度变化范围在±2 ℃左右。
这个范围非常小,说明了该飞机的温度控制系统非常稳定。
航空航天 流体系统和元件 压力和温度分类-最新国标
![航空航天 流体系统和元件 压力和温度分类-最新国标](https://img.taocdn.com/s3/m/be08822015791711cc7931b765ce050876327501.png)
航空航天流体系统和元件压力和温度分类1范围本文件规定了航空航天流体系统中常用的基本系统和元件的压力等级和温度类型。
较低范围中的等级和类型适用于常用的系统。
较高范围适用于不太常用的系统或在开发系统中的系统。
本文件适用于航空航天流体系统。
2术语和定义下列术语和定义适用于本文件。
2.1基本系统basic system航空器流体系统的温度类型和压力等级,通常在航空器规范中规定,用于飞行器的设计操作。
注1:基本系统由若干子系统组成。
注2:温度类型和压力等级作为运载器性能的一个组成部分进行测试和认证。
[术语来源:ISO6771:2007,2.1]2.2元件component system其温度类型和压力等级通常在产品规范中定义的系统。
注1:元件在每个子系统下分别进行测试和合格。
注2:温度和压力公差的协调是在元件系统中完成的,因此一个产品可以可以使用公制或英制两个系统,并实现子系统的相同程度的性能。
[术语来源:ISO6771:2007,2.2]3分类3.1基本系统3.1.1一般要求基本系统的压力等级和温度类型如表1和表2所示。
在基本系统中不允许有公差。
3.1.2压力等级基本系统的标称系统压力等级应如表1所示。
表1中指定的旧压力等级是美国和欧洲常用的现有系统。
表中所示的等效压力是从基本系统中数学转换而来的,仅用于参考,不应用于基本系统。
表1基本系统的标称系统压力等级压力等级公制英制旧压力等级压力值旧压力等级压力值千帕(巴a)基本Psi等效bpsi基本kPa等效cA A4000(40)5806006004137B B10500(105)15221500150010342H d—14000(140)d20312000200013790C C16000(160)2321—2500d17237D D21000(210)30463000300020684E E28000(280)40614000400027579J d—35000(350)d50765000500034474F F40000(400)5802—6000d41368G G50000(500)7252—7000d48263K d—55000(550)d79778000800055158a1巴=100千帕。
美国的航天器环境试验标准评述
![美国的航天器环境试验标准评述](https://img.taocdn.com/s3/m/2bbf8e62561252d380eb6e5b.png)
美国的航天器环境试验标准评述金恂叔文摘:概述了环境试验和检验在航天器研制中的作用,简介和分析了美国的MIL -STD-1540C环境试验标准与GEVS-SE通用环境检验规范的发展过程以及异同点,研究和评述了在采办改革的形势下,美国环境试验标准的发展趋势,并结合我国航天型号研制情况,提出了采用和借鉴的建议。
关键词:航天器;环境试验标准;环境检验规范;分析比较;发展趋势;美国1 前言环境试验是航天器研制工作中不可缺少的重要组成部分,它对暴露产品中隐藏的缺陷,保证和提高产品的质量与可靠性起了很重要的作用。
而环境试验标准是指导航天器研制中环境试验大纲和计划的制定,阐明要进行哪些试验、试验的基本要求等,因此,各国在航天器的研制中,都编制了环境试验的标准或规范。
美国在环境试验标准的制定方面也下了很大力气,目前用于航天器通用性的环境试验标准共有两项,即:美国军用标准MIL-STD-1540《航天器试验要求》,1994年10月出了C版并更名为MIL-STD-1540C《运载器、顶级飞行器和航天器试验要求》;美国NASA哥达德航天中心(GSFC)制定的通用环境检验规范,最新一版名称为GEVS-SE《航天飞机(STS)和一次使用运载器(ELV)有效载荷、分系统及组件通用环境检验规范》,是在1990年颁布的。
前者主要用于军用航天器,后者主要用于NASA各中心的航天器。
这两项标准在西方各国的航天部门都有很高的影响,对我国的航天器研制及试验也有很大的参考价值。
本文拟对这两项标准的发展过程和趋势、各自特点及异同作一简要介绍、比较和评述。
2 MIL-STD-1540C和GEVS-SE的发展过程2.1 MIL-STD-1540CMIL-STD-1540的正式第一版即MIL-STD-1540A《航天器试验要求》是在1974年由美空军颁布的(MIL-STD-1540仅存在两个月便颁布了MIL-STD-15 40A),这是美国军方第一个统一的航天器环境试验标准。
美国国家航空航天管理局(NASA)报告体系研究
![美国国家航空航天管理局(NASA)报告体系研究](https://img.taocdn.com/s3/m/96a74ae8db38376baf1ffc4ffe4733687e21fcbd.png)
美国国家航空航天管理局(NASA)报告体系研究
王勇
【期刊名称】《科技中国》
【年(卷),期】2006(000)008
【摘要】科技报告是科研项目研究过程中产生的描述项目工作进展或结果的文件,用于向上级、项目赞助机构或其他研究人员传递信息。
科技报告以积累、传播和交流为目的,能够完整而真实地反映科研项目的技术内容和经验,具有覆盖面广、规则严格、时效性强、便于交流等特点。
科技报告是一种重要的灰色文献,是科技信息的主要来源之一,它能反映一个国家的科研实力和水平。
美国国家航空航天管理局(NASA—Na—tional Aeronautics and Space Administration)是美国最大的航天航空科研机构。
在长期的科研活动中,它产生了大量的科技报告,即NASA报告。
该报告是美国政府四大科技报告之一。
【总页数】4页(P70-73)
【作者】王勇
【作者单位】中国科学技术信息研究所
【正文语种】中文
【中图分类】TP311.5
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美国国家航空航天局喷气推进实验室...
![美国国家航空航天局喷气推进实验室...](https://img.taocdn.com/s3/m/f56dcf03c4da50e2524de518964bcf84b9d52d08.png)
美国国家航空航天局喷气推进实验室...根据美国国家航空航天局下属的喷气推进实验室JPL官网证实北京时间11月29日02时06分【世界时间11月28日18时06分】一颗小行星在中国河南省【北纬32.6度,东经113.5度】上空发生分裂爆炸,爆炸当量为0.13千吨TNT【也就是130吨TNT】。
按照美国国家航空航天局下属的喷气推进实验室提供的经纬度坐标所示这颗小行星在河南省泌阳县县城东南马谷田镇上空38.4千米发生爆炸,爆炸产生的威力相当于130吨TNT爆炸威力,这颗小行星进入地球大气速度达到了19.7千米每秒【超过了全球任何一款导弹和火箭的速度,这个速度达到了第三宇宙速度,而目前公认的最快的火箭也才只能达到第一宇宙速度】。
河南省南阳-驻马店-漯河陨石碎片坠落位置分析根据当地居民拍摄到的视频推测这颗坠落在河南省境内的小行星直径大约在0.5米至1米之间,这颗小行星从河南驻马店-驻马店一带上空进入地球大气层随后沿着自东北向西南方向坠落,在河南省泌阳县上空发生了分裂爆炸,推测大量的碎片坠落在河南省泌阳县-唐河县一带的区域,推测会有数千克陨石碎片落在地表。
为何说这颗小行星有一定陨石碎片会降落在地表呢?首先根据美国国家航空航天局喷气推进实验室的数据这颗小行星体型不算小,因为在空中分裂时爆炸当量达到了130吨TNT,可见这颗小行星实际体型和直径并不小,推测直径为0.5米至1米之间。
在2020年7月2日凌晨就有一颗小行星坠落日本关东地区千叶县西北部习志野市,那颗小行星当时日本推测直径为0.5米左右,坠落在地表的陨石则是2块【一块重约63克,一块重约70克】,而且2020年7月2日坠落在日本关东地区千叶县的这颗小行星空中爆炸当量还没本次河南小行星空中爆炸当量大【爆炸当量越大说明小行星直径越大】,因此推测河南这颗小行星坠落虽然空中发生分裂爆炸,但是还是有陨石碎片坠落在地表。
陨石碎片的价值陨石根据其形成分铁质陨石,石铁陨石,石质陨石;另外陨石根据其来源地分火星陨石,月球陨石,小行星带陨石等,坠落在地球上的陨石绝大多数来自于小行星带。
美国航天器着陆实验报告
![美国航天器着陆实验报告](https://img.taocdn.com/s3/m/0d96425d17fc700abb68a98271fe910ef02dae5d.png)
一、实验背景自1972年12月阿波罗17号载人登月任务以来,美国航天器已时隔50多年再次踏上月球。
此次实验由美国直觉机器公司研发的月球着陆器“奥德修斯”执行,旨在测试月球着陆技术、开展科学探测,并为未来深空探索奠定基础。
二、实验目标1. 测试奥德修斯着陆器的精准着陆技术。
2. 研究着陆器的发动机羽流与月球表面的相互作用。
3. 开展射电天文观测,探寻宇宙奥秘。
4. 研究太空天气与月球表面的相互作用。
5. 评估奥德修斯着陆器的通信与导航能力。
三、实验过程1. 发射准备:奥德修斯着陆器于2024年2月15日从美国佛罗里达州肯尼迪航天中心发射升空,搭载其上的火箭为美国太空探索技术公司的猎鹰9号。
2. 发射过程:发射约一小时后,美国航天局确认着陆器与火箭分离,继续飞向月球。
3. 飞行过程:奥德修斯着陆器在飞行过程中,进行了多次姿态调整和轨道修正,确保准确到达预定着陆点。
4. 着陆过程:2月22日,奥德修斯着陆器成功降落在月球南极附近的一个陨石坑中,实现了精准着陆。
5. 科学探测:着陆后,奥德修斯着陆器开始执行科学探测任务,包括射电天文观测、太空天气监测、月球表面物质分析等。
四、实验结果1. 精准着陆:奥德修斯着陆器成功实现了在月球南极陨石坑的精准着陆,为未来月球基地建设提供了宝贵经验。
2. 发动机羽流与月球表面相互作用:实验结果显示,奥德修斯着陆器的发动机羽流对月球表面产生了较小的影响,表明着陆器在设计和运行过程中充分考虑了月球环境的特殊性。
3. 射电天文观测:奥德修斯着陆器成功开展了射电天文观测,为研究宇宙起源和演化提供了重要数据。
4. 太空天气监测:实验结果表明,月球表面也存在太空天气现象,如太阳风、太阳粒子等,对月球基地建设和航天器运行具有重要影响。
5. 通信与导航能力:奥德修斯着陆器在月球表面的通信与导航能力得到验证,为未来月球基地建设和航天器运行提供了保障。
五、实验总结美国航天器“奥德修斯”着陆实验取得了圆满成功,实现了多项科学目标。
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NASA Electronic Parts and Packaging ProgramMEMS Silicon Oscillators at Extreme TemperaturesRichard Patterson, NASA Glenn Research CenterAhmad Hammoud, ASRC Aerospace, Inc. / NASA GRCBackgroundMEMS (Micro-Electro-Mechanical Systems) oscillators have been introduced recently as readily available commercial parts [1]. These devices, which are manufactured by SiTime Corporation, are quartz-free and offer excellent performance in microprocessor and other applications that require clock signals. They provide extremely stable output frequency, offer great tolerance to shock and vibration, and are immune to electro-static discharge [1]. In addition, they are encapsulated in lead-free packages. The industrial-grade parts of these oscillators are specified for temperature operation between -40 °C to +85 °C. The small size of the MEMS oscillators along with their reliability and thermal stability make them ideal candidates for use in space exploration missions. Limited data, however, exist on the performance and reliability of these devices under operation in applications where extreme temperatures or thermal cycling swings, which are typical of space missions, are encountered. This report presents the results of the work obtained on the evaluation of one of SiTime MEMS silicon oscillator integrated circuit chips at extreme temperatures.Test ProcedureThe frequency range of the MEMS silicon oscillators is between 1 MHz and 125 MHz with flexible supply voltages of 1.8, 2.5, or 3.3 volts. The device selected for evaluation comprised of SiTime SiT1100AI that outputs a frequency of 1 MHz and operates with a supply voltage of 1.8 volts. The device requires no capacitors or shunt resistors for operation and delivers an output signal with fast rise/fall times. Table I shows some of the manufacturer’s specifications for this device [1].Table I. Manufacturer’s specifications of SiT1100AI silicon MEMS oscillator [1].Parameter SiT1100AIOperating voltage (V) 1.8Frequency (MHz) 1Operating temperature (°C) -40 to +85Duty cycle (%) 40 to 60Frequency tolerance (ppm) ±50Output rise/fall time (ns) 2Package (RoHS compliant lead-free) Plastic QFNPart # SiT1100AI-33-18SLot number 20643Operation stability of the silicon MEMS oscillator was investigated under exposure to extreme temperatures. Performance characterization was obtained in terms of the oscillator ’s output frequency, duty cycle, rise and fall times, and supply current at specific test temperatures. Cold-restart capability, i.e. power switched on while the device was at cryogenic temperature, was also investigated. The effects of thermal cycling under a wide temperature range on the operation of the oscillator were also investigated. The oscillator was subjected to a total of 10 cycles between -110 °C and +100 °C at a temperature rate of 10 °C/minute and a soak time of 20 minutes at the temperature extremes.Test ResultsTemperature EffectsThe silicon MEMS oscillator exhibited excellent stability in its output frequency with variation in temperature between -110 °C and +100 °C. Throughout this range, the frequency exhibited hardly any change with temperature, as shown in Figure 1. A typical waveform of the output obtained in this temperature range is shown in Figure 2. As the test temperature was reduced below -110 °C, however, the oscillator continued to deliver an output but with continuously changing frequency. Similar to frequency, the duty cycle of the output signal did not display any significant change over the test temperature range between -110 °C and +100 °C, as depicted in Figure 3.-150-100-50050100Temperature (°C)0.9900.9951.0001.0051.010F r e q u e n c y (M H z)Figure 1. Variation in output frequency with temperature.Figure 2. Output waveform of the SiT1100AI silicon MEMS oscillator.-150-100-50050100Temperature (°C)484950515248.549.550.551.5D u t y C y c l e (%)Figure 3. Duty cycle of oscillator output versus temperature.The rise time as well as the fall time of the output signal displayed similar but weak dependence on temperature. Both of these characteristics were found to exhibit gradual but very small reduction in their values as temperature was decreased below room temperature; and the reverse was true when the circuit was exposed to high temperatures. These changes in the rise and fall time of the silicon MEMS oscillator are shown in Figures 4 and 5, respectively.-150-100-50050100Temperature (°C)024********9R i s e T i m e (n s)Figure 4. Rise time of output signal versus temperature.-150-100-5050100Temperature (°C)024********9F a l l T i m e (n s)Figure 5. Fall time of output signal versus temperature.The supply current of the oscillator as a function of temperature is shown in Figure 6. It can be clearly seen that while the quiescent supply current remained steady between the test temperatures of 25 °C to 100 °C, it experienced small and gradual reduction in itsmagnitude as the temperature was decreased below room temperature. This favorable reduction in the supply current at cryogenic temperatures would translate into lower power consumption of the oscillator circuit.-150-100-50050100Temperature (°C)04812162026101418S u p p l y C u r r e n t (m A)Figure 6. Supply current of oscillator as a function of temperature.Cold Re-StartCold-restart capability of this silicon MEMS oscillator was investigated at the lowest test temperature at which stable operation was maintained, i.e. -110 °C. The oscillator chip was allowed to soak, with electrical power off, at -110 °C for at least 20 minutes. Power was then applied to the circuit, and measurements of the oscillator ’s output waveform characteristics and frequency were recorded. The oscillator circuit successfully operated under cold start at -110 °C, and the results obtained were similar to those obtained earlier at that temperature.Effects of Thermal CyclingThe effects of thermal cycling under a wide temperature range on the operation of the silicon MEMS oscillator were investigated by subjecting it to a total of 10 cycles between -110 °C and +100 °C at a temperature rate of 10 °C/minute. A soak time of 20 minutes was allowed at the extreme temperature prior to recording any data. Measurements on the characteristics of the oscillator circuit were then performed at selected test temperatures. Table II lists these data along with those obtained before cycling. A comparison between pre- and post-cycling data reveals that the silicon MEMS oscillator underwent no changes in its operational characteristics due to this limited cycling. Thethermal cycling also appeared to have no effect on the structural integrity of the device as no structural deterioration or packaging damage had occurred.Table II. Pre- and post-cycling characteristics of the silicon MEMS oscillator.T(°C) Cycling f (MHz) Duty cycle (%) T rise (ns) T fall (ns) I S (mA) pre 1.00000 50.03 1.8 1.8 11.1522post 1.00001 50.03 2.0 2.1 11.20pre 0.99988 50.02 1.7 1.6 10.32 -110post 0.99992 50.02 1.8 1.8 10.40pre 0.99998 50.04 1.9 1.9 11.19 100post 0.99998 50.04 1.8 1.8 11.21ConclusionsSilicon MEMS oscillators are new devices that are resistant to vibration and shock, immune to EMI, and show great promise to replace crystal oscillators and ceramic resonators in various electronic systems. The performance of an SiT1100AI silicon MEMS oscillator chip, which was introduced very recently by SiTime Corporation, was evaluated under exposure to extreme, both low and high, temperatures. The oscillator was characterized in terms of its output frequency stability, output signal rise and fall times, duty cycle, and supply current. The effects of thermal cycling and cold-restart capability were also investigated. The SiT1100AI silicon MEMS oscillator was found to exhibit good operation with excellent frequency stability within the temperature range of -110 °C to +100 °C. This temperature operating range exceeded its recommended specified boundaries of -40 °C to +85 °C. At temperatures below -110 °C, the oscillator kept on functioning but exhibited frequency instability. The high temperature testing was limited to +100 °C due to the plastic packaging of the chip. This silicon MEMS oscillator was also able to cold re-start at -110 °C, and it exhibited no change in performance due to the thermal cycling. In addition, no physical damage was observed in the packaging material due to extreme temperature exposure and thermal cycling. More comprehensive testing under long term cycling, however, is required to fully establish the reliability of these devices and to determine their suitability for use in space exploration missions under extreme temperature conditions.References[1]. SiTime Corporation, “SiT1 SiRes Fixed Frequency Oscillator”Data Sheet,SiT1_Rev B.AcknowledgementsThis work was performed under the NASA Glenn Research Center GESS-2 Contract # NNC06BA07B. Funding was provided from the NASA Electronic Parts and Packaging (NEPP) Program Task “Reliability of SiGe, SOI, and Advanced Mixed Signal Devices for Cryogenic Power Electronics”.。