La discusión en la página heredada del Centro de predicción del clima espacial de la NOAA: Satélites y clima espacial (que se encuentra aquí ) enumera:
Tipos de anomalías de naves espaciales
Las anomalías de las naves espaciales se agrupan en categorías amplias basadas en el efecto sobre la nave espacial. A continuación se incluye una lista de efectos potenciales:
- Carga de superficie*
- Carga dieléctrica profunda o a granel*
- Trastorno de evento único (SEU) * a) Rayos cósmicos galácticos yb) Eventos de protones solares*
- Arrastre de la nave espacial (<1000 km)*
- Efectos de la dosis total*
- Interferencia de radiofrecuencia solar y centelleo de telemetría*
- Escombros
- Orientación de la nave espacial*
- Ruido fotónico*
- Degradación de materiales
- Impacto de meteorito
- SWPC tiene datos/alertas/advertencias/relojes/productos aplicables
Las dos clases de carga enumeradas se describen además:
Carga de superficie: la carga de superficie a un alto voltaje no suele causar problemas inmediatos para una nave espacial. Sin embargo, las descargas eléctricas resultantes de la carga diferencial pueden dañar el material de la superficie y crear interferencias electromagnéticas que pueden dañar los dispositivos electrónicos. Las variaciones en los parámetros del plasma de baja energía alrededor de la nave espacial, junto con el efecto fotoeléctrico de la luz solar, causan la mayoría de las cargas superficiales. Debido a la baja energía del plasma, este tipo de carga no penetra directamente en los componentes interiores. La carga superficial se puede mitigar en gran medida mediante la selección adecuada de materiales y técnicas de puesta a tierra.
Carga dieléctrica profunda o carga masiva: este fenómeno es un problema principalmente para las naves espaciales de gran altitud. A veces, cuando la Tierra está inmersa en una corriente de viento solar de alta velocidad, los cinturones de Van Allen se pueblan con altos flujos de electrones relativistas (>~1 MeV). Estos electrones penetran fácilmente el blindaje de la nave espacial y pueden acumular carga donde se detienen en dieléctricos como cables coaxiales, tableros de circuitos, escudos de radiación flotantes eléctricamente, etc. Si el flujo de electrones es alto durante períodos prolongados, se pueden producir descargas abruptas ") en lo profundo de la nave espacial puede ocurrir.
Esta y esta pregunta se refieren a la carga de la nave espacial, pero me gustaría saber cómo se realiza la medición cuantitativamente.
El siguiente dibujo muestra un electroscopio que se usa para detectar la presencia de carga en otro objeto . No mide el signo, y el desplazamiento de las hojas de oro depende de la geometría, tanto de la forma como de la separación de la varilla y el electrodo superior del electroscopio.
La carga de la nave espacial debe monitorearse para evitar problemas que amenacen la misión, desde perturbar el entorno que se va a medir hasta la formación de arcos de la nave espacial y daños en el sistema. Se pueden usar cañones de electrones, ionizadores de campo y otras cosas para reducir la carga de la nave espacial, pero ciertamente la nave espacial necesita al menos cierta información de signo y magnitud para hacer esto, y para las naves espaciales que necesitan medir el entorno de plasma local, esto es aún más importante. .
¿Cómo mide una nave espacial su propia carga , tanto la magnitud como el signo? Estoy buscando comprender el principio detrás de la metrología, así como también aproximadamente cómo se implementa. Entonces, "Con una unidad de medición de carga" no sería suficiente aquí. ¡Gracias!
arriba: Ilustración de un electroscopio de pan de oro que indica la presencia de carga en la varilla aislante que se sostiene cerca. Desde aquí _
La ISS mide su carga usando la Unidad de Medición de Potencial Flotante. Este dispositivo funciona de la siguiente manera (del análisis de datos de la unidad de medición de potencial flotante a bordo de la Estación Espacial Internacional ):
La Unidad de Medición de Potencial Flotante (FPMU) fue desarrollada por el Laboratorio de Dinámica Espacial de la Universidad Estatal de Utah (USU-SDL) para estudiar la carga superficial de la Estación Espacial Internacional (ISS). La carga de la superficie de la ISS es un problema complejo debido a su gran tamaño, su variedad de áreas conductoras/dieléctricas y los bordes expuestos de las células solares en sus paneles solares de alto voltaje. La carga severa de la ISS no solo es un peligro para los astronautas en actividad extravehicular, sino que cualquier arco resultante en la superficie puede provocar anomalías funcionales y degradación de la superficie en la ISS. Por lo tanto, la FPMU se desarrolló bajo intensos requisitos sobre el sitio y de informes, ya que se consideró fundamental para las operaciones de seguridad de la ISS.
Aunque el propósito principal de la FPMU sigue siendo monitorear los niveles de carga de la ISS y proporcionar un conjunto de datos que se puede usar para validar los modelos de carga de la ISS 2 , un propósito secundario es la medición de la densidad de electrones y la temperatura dentro de la región F de la ionosfera. para ayudar a comprender por qué carga la ISS. Desafortunadamente, la FPMU no se opera continuamente. Se activa mediante comandos terrestres y los datos se registran solo para duraciones específicas de campañas de datos. Por lo tanto, es esencialmente un instrumento de "instantánea" para mediciones de temperatura y densidad ionosférica.
En el resto de esta sección se presenta una breve descripción general del conjunto de instrumentos de la FPMU. La siguiente sección presenta la calidad de los datos adquiridos y los pasos tomados para compensar el ruido y los errores. A esto le siguen descripciones de los algoritmos de procesamiento de datos para reducir los datos adquiridos a parámetros de plasma tales como densidad de iones y electrones (ne y ni) y temperatura de electrones (T e ). Concluimos el documento con una discusión y comparación entre los parámetros de plasma derivados de FPMU y los derivados del modelo de referencia internacional de la ionosfera (IRI) y el modelo de asimilación global de mediciones ionosféricas (USU-GAIM) de la Universidad Estatal de Utah.
Como se ilustra en la figura 1, la FPMU es un conjunto de instrumentos que consta de cuatro instrumentos separados [2–4]. Tres de los instrumentos se basan en la sonda Langmuir o en las propiedades eléctricas de CC, mientras que un cuarto instrumento se basa en las propiedades de radiofrecuencia (RF) de la sonda.
La sonda de potencial flotante (FPP) es una esfera chapada en oro de 5,08 cm de radio. La esfera está aislada de la tierra del chasis por un circuito de alta impedancia > 10" ohms. El FPP mide el potencial flotante de la ISS (φ fISS) en la ubicación de la FPMU dentro de un rango de -180 a +180 V a 128 Hz. El Wide- La sonda Langmuir de barrido (WLP) también es una esfera chapada en oro de un radio de 5,08 cm y se barre con una onda triangular de -20 a +80 V en relación con la tierra del chasis (es decir, la estructura de la ISS) en pasos de voltaje de 2048. El barrido ascendente es seguido por un barrido descendente de amplitud y longitud de muestra iguales. La corriente resultante del barrido de voltaje aplicado se mide en dos canales diferentes de 12 bits: el canal de baja ganancia y el canal de alta ganancia. El canal de baja ganancia WLP tiene una resolución de 700 nA y el canal de alta ganancia una resolución de 3,5 nA por cuenta de ADC. Por lo tanto, el canal de alta ganancia tiene suficiente sensibilidad para observar corrientes de fotoemisión y recolección de iones, y el canal de baja ganancia está optimizado para observar corrientes térmicas de electrones. La sonda Langmuir de barrido estrecho (NLP) es un cilindro chapado en oro con un radio de 1,43 cm y una longitud de 5,08 cm. El NLP se coloca en la mitad del brazo que soporta el FPP y está protegido a cada lado por cilindros chapados en oro con un radio de 1,43 cm y una longitud de 10,2 cm que se mueven en sincronía con el NLP. Se aplica un barrido de -4,9 a +4,9 V, en 512 pasos iguales, al NLP durante un segundo, seguido de un barrido descendente de +4,9 a -4,9 V el siguiente segundo. Este voltaje de barrido se refiere al potencial flotante medido por el FPP. Por lo tanto, incluso este pequeño rango de barrido debería cubrir la región de retardo de electrones y alguna región de saturación de electrones, permitiendo la determinación de ne y Te a 1 Hz. La corriente resultante se mide nuevamente en dos canales con diferentes ganancias. El canal de baja ganancia NLP tiene una resolución de 175 nA y el canal de alta ganancia una resolución de 0,88 nA por conteo de ADC. La calibración del laboratorio en tierra del instrumento mostró que el ruido del instrumento WLP y NLP se limitaba solo a errores de cuantificación.
La sonda de impedancia de plasma (PIP) consiste en una antena dipolo eléctricamente corta que está eléctricamente aislada de la ISS. Se opera en dos modos diferentes. En el modo de sonda de barrido de plasma (PSP), el instrumento mide la impedancia eléctrica (magnitud y fase) de la antena a 256 frecuencias en un rango de 100 KHz a 20 MHz. En el modo de sonda de frecuencia de plasma (PFP), la antena rastrea la frecuencia en la que se produce una resonancia eléctrica asociada con la frecuencia híbrida superior.
Para minimizar cualquier interferencia entre instrumentos individuales, las superficies de la sonda se colocaron separadas al menos dos longitudes de Debye para obtener un plasma ionosférico frío y enrarecido en el peor de los casos. La distancia de punta a punta desde el WLP hasta el PIP es de 130 cm y todo el instrumento mide unos 150 cm de altura. La FPMU interactúa con la ISS a través del Sistema de Distribución de Video (VDS) similar a un Grupo de Cámara de TV Externo en la ISS. Por lo tanto, esencialmente las interfaces estructurales, eléctricas y de comunicación de la FPMU con la ISS replican una cámara de video externa.
La FPMU se llevó a la ISS en STS-121 y se desplegó el 3 de agosto de 2006 en la estructura de estribor (S1) de la ISS.
37 volts
: ¿a qué carga corresponde? Creo que la ISS puede ser una estructura demasiado compleja para usarla como un buen ejemplo de cómo se mide cuantitativamente la carga de una nave espacial.Puede utilizar un enfoque directo para las mediciones. Como señal, puede medir si los electrones son atraídos o repelidos por la nave, o si los iones son repelidos o atraídos.
Para la intensidad de campo, puede medir la aceleración de electrones o iones. O medir la energía que tienen después de recorrer una distancia conocida. Por ejemplo, vea cuánta luz crean cuando golpean algo, o atraviesan una rejilla de protección con algo de potencial eléctrico. O para la aceleración, mida cuánto tardan en cruzar una distancia conocida.
Para la carga total, necesita un proceso, no una simple medición. Debido a que no todas las naves espaciales son conductoras y tienen partes puntiagudas como antenas, la distribución de carga no es uniforme, y tampoco lo es el campo eléctrico. Puede tomar medidas en toda una superficie imaginaria que encierra la nave y desarrollar una fórmula empírica para calcular la carga basada en la medición del campo eléctrico en algún punto acordado.
Estos métodos no son mediciones absolutas si se encuentra en un mar de carga, como el viento solar después de que el campo magnético de la Tierra separa las cargas.
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