航天器总体设计答案总结(新)

航天器总体设计

（无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题）

1、航天器研制及应用阶段的划分。

主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。

1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。

2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。

3）发射阶段：发射场测试及发射。

4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。

2、航天工程系统的组成及各自的任务。

组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。

任务：

1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。

2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。

3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。

4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。

5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。

3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。

概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。

主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。

4、航天器总体设计的基本原则。

满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。

5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。

1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。

2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。

3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。

4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。

6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。

1）用户使用要求及技术指标要求的确定。

2）总体方案的确定。

3）总体技术指标的分析、分配及预算。

4）分系统方案及技术指标的确定。

5）分系统机、电、热接口要求的确定。

6）轨道设计与分析。

7）构型设计。

8）整星动力学分析及热分析。

9）整星可靠性和安全性分析。

10）总装、测试及大型试验方案的制定。

11）继承性和技术成熟度分析。

12）工程大总体接口协调与确定。

13）关键技术成熟度、工程研制难点及风险分析。

14）任务及技术指标满足度分析。

15）研制技术流程和计划流程的制定。

16）各级技术规范文件的编制。

7、总体方案设计阶段的性能指标分析、分配及预算工作。

1）任务分析及指标分解。

2）有效载荷技术指标的分析与分配。

3）姿态指向精度及稳定度指标的分析与分配。

4）航天器质量和功率的分配和预算。

5）仪器设备安装空间分配。

6）轨道任务分析与推进剂预算。

7）测控及数传分系统的链路分析。

8）测控及数传机会分析及存储器容量确定。

9）整星供电能力及能量平衡分析。

10）分系统可靠性指标分配。

11）整星动力学分析。

12）整星热分析。

13）总装精度的分配与精度分析。

14）整星EMC设计与分析。

15）整星剩磁指标分配及预算。

16）空间环境影响分析及对策和预案。

17）飞行程序及工作模式规划。

18）可靠性、安全性设计与分析。

8、零动量姿态控制系统与偏置动量姿态控制系统的主要区别。

零动量系统是指不具备陀螺定轴性的三轴稳定系统，此系统利用若干个飞轮作为动量交换装置，不提供大的偏置角动量，系统总角动量较小，建立不起来陀螺定轴性，通常称为反作用飞轮控制系统。

偏置动量系统是由双自旋卫星的稳定概念引伸而来的，即将旋转体从整个航天器演变缩小成一个旋转飞轮（动量轮），而将消旋平台扩大到整个航天器。储藏在高速旋转飞轮中的角动量，同样使航天器具有陀螺定轴性，从而保持航天器姿态的稳定性。

9、基于飞轮的控制系统的优势及存在的问题。

优势：

1）轮控系统不需要消耗工质，适于长期工作；

2）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高；

3）轮控系统特别适合于克服周期性扰动；

4）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能电池阵，以满足星上对能源的需求；

5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。

存在的问题：

1）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题；

2）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制；

3）过零力矩干扰较大。

10、航天器自身对姿态控制系统存在哪些干扰及影响。

12、航天器构型设计的基本原则。

1）充分了解飞行任务要求及各种约束条件，掌握有效载荷及平台分系统对构型设计的要求，满足飞行方式及指向、视场、推力矢量、设备布局及其它特殊要求。

2）构型设计必须使结构传力路线合理，保证结构具有合理的强度、刚度和质量，结构生产工艺性好，总装操作简便，能够承受地面试验、起吊、运输、发射等各种载荷，安全可靠。

3）构型设计必须和运载器的运载能力、整流罩的有效空间，纵向及横向基频、力学环境条件、星箭机械接口及电接口协调一致。

4）大中型航天器的构型设计一般采用模块化的多舱段设计方案，各舱段按功能进行划分。小型航天器可采用一体化的单一舱段设计方案。

5）整星的总装测量基准和仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。

6）构型设计应充分考虑有效载荷及分系统的增长需要，具备可增长的技术途径，以适应有效载荷、太阳电池阵、热辐射器等的扩展需求。

7）空间飞行器构型设计空间飞行器构型设计必须考虑空间飞行环境的影响。

13、航天器总体布局的基本原则。

1）根据各仪器设备的质量、体积及形状特点、以及相互间的电气连接关系，进行内外部设备的布局, 使航天器的质心偏差最小。

2）根据各仪器设备的发热量及运行模式进行布局，满足整个航天器的热控方式和散热通道设计要求。

3）具有较高安装精度的设备应布局合理，光学相机、星敏感器、陀螺等高精度设备应布置于刚度好、振动小的位置。

4）推进系统的布局和管路走向、装配方案、推进剂加注和防泄露防污染方案应合理，推进剂消耗对质心位置变化的影响应最小。

5）总体布局应满足在仪器设备的视场范围内无遮挡、无反射光和热辐射影响。

6）太阳电池阵及大型展开天线的尺寸、结构形式、折叠及展开方式应与航天器总装及姿态控制分系统方案协调一致。

7）航天器的电缆布局、走向、连接和固定方式应满足电磁兼容及防静电放电设计要求，通过设备及电缆布局减少整星剩磁力矩。

14、平太阳的定义及运动规律，举例说明具有不同降交点地方时的太阳同步轨道与平太阳的相对位置关系。

平太阳定义：平太阳是一个假想的太阳，它在赤道上的运动是均匀的，角速度为0.9856（°）/d。

平太阳的运动规律：

1）在黄道上作一个均匀运动的辅助点（第一辅助点），该点和真太阳同时通过近日点和远日点。

2）在赤道上作一个均匀运动的辅助点（第二辅助点），该点和第一辅助点同时通过春分点。则第二辅助点的运动代表平太阳的运动。

举例：

降交点地方时12点轨道：卫星通过降交点时，卫星星下点的当地时间为正午12点,即平太阳恰好也位于星下点，说明轨道平面与平太阳光线矢量共面。由于平太阳代表真太阳的平均位置，因此真太阳光线矢量与轨道平面的夹角很小或共面。

降交点地方时6点轨道：卫星通过降交点时，卫星星下点的当地时间为上午6点,即平太阳位于星下点的地平线方向，对于太阳同步轨道，轨道平面基本与平太阳光线矢量垂直。由于平太阳代表真太阳的平均位置，因此真太阳光线矢量与轨道平面基本垂直。

15、太阳同步轨道的实现条件，此种轨道有何优点？

实现条件：轨道升交点赤经和平太阳赤经之间的差为不变的常数，即轨道平面的进动角速度与平太阳在赤道上的运动角速度一致，均为0.9856（°）/d。

优点：降交点地方时确定后，卫星经过每一点的地方时也就确定了，选择合适的降交点地方时，可以保证卫星经过地区的光照条件比较好，而且始终比较好。

16、进行轨道参数选择时需要考虑哪些因素？

17、确定发射窗口需要考虑的因素。

1）太阳照射地面目标的光照条件（太阳高度角）；

2）卫星太阳电池正常工作对太阳光照射星体的方向要求；

3）卫星姿态测量对地球、卫星、太阳几何关系的要求；

4）卫星姿态机动对地球、卫星、太阳几何关系的要求；

5）卫星热控对太阳光照射星体方向的要求；

6）卫星某些特殊部件对太阳光、月球反射光、地球反射光照射星体方向的要求；

7)卫星处于地影时的轨道弧段要求；

8）卫星处于地影内时间长短要求；

9)回收时间要求；

10）其他要求。

18、地球磁场对空间飞行器的姿态有何不利影响，又存在哪些积极作用？

不利影响：航天器尤其是低轨道航天器在地球磁场中会受到干扰磁力矩的影响，该磁力矩与磁场强度成正比，也和航天器的磁矩成正比，使航天器的姿态发生变化。当航天器的姿态采用自旋稳定方式时，磁力矩会使自旋轴发生进动，在航天器结构中产生的感应电流会导致自旋速率降低。

积极作用：低轨道上的磁场强度比较稳定，磁场广泛地被用来作为测定航天器姿态的一个参考系，计算航天器在空间的姿态。地磁场还可作为控制姿态的力矩的来源，在航天器上安装的相互垂直的三组线圈中通以一定的电流，即可产生大小和方向满足预定要求的力矩。

19、强太阳风暴对航天器的影响表现在那几个方面？

1）由高能粒子产生的单粒子事件及辐射损伤；

2）由等离子体产生的表面静电充放电；

3）由高能电子产生的飞行器深层放电；

4）由地磁暴产生的磁场扰动；

5）由高能等离子体产生的大气密度变化、电离层扰动及原子氧侵蚀。

20、航天器整星试验主要包括哪些项目？

1）整星电测试；

2）太阳翼噪声试验；

3）整星鉴定级力学环境试验；

4）整星验收级力学环境试验；

5）整星振前及振后太阳翼、天线展开试验；

6）整星振前及振后的安装精度测量；

7）太阳翼光照试验；

8）整星真空热试验；

9)整星质量特性测试；

10）整星磁测试；

11）整星磁测试及补偿；

12）整星EMC试验；

13）整星电老练。

21、航天器工程大系统对接试验主要包括哪些项目？

1)星箭电磁兼容试验；

2）星箭机械接口对接试验；

3）星箭包带解锁分离试验；

4）星箭耦合模态试验；

5）与地面测控系统对接试验；

6）与地面应用系统对接试验；

7）发射场合练；

8）与发射场C3I接口对接试验；

9）发射场远距离卫星无线转发试验。

航天器总体设计答案总结(新)

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题） 1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。 4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。 6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。 1）用户使用要求及技术指标要求的确定。 2）总体方案的确定。 3）总体技术指标的分析、分配及预算。 4）分系统方案及技术指标的确定。

航天器总体设计作业【哈工大】

2017年《航天器总体设计》课程作业 1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务 嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。 （1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。 （2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。 （3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。 （4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。 （5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。 2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务 （1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。 （2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。 （3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。 （4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列

航天器设计复习总结

ξ1绪论 1. 航天器系统设计和航天工程的区别。 航天器系统设计就是设计一个满足性能要求的航天器；而航天工程则要求在规定的时间，在一定的经费支持下，按时间节点完成满足要求的航天器系统的设计，制造，测试和发射，并保证航天器顺利运行。2-1航天器总体设计的任务是设计一个能满足用户特定任务要求的、优化的航天器系统。 2-2设计原则：满足用户需求、系统整体性、系统层次性、研制阶段性、效益性、创新性和继承性。 3．简述航天器系统设计各组成部分的作用。 ①航天器。在航天工程系统中，航天器系统是运载器系统的有效载荷，与地面应用系统共同作用完成航天工程任务。 ②发射场。运载火箭准备及发射的场所。 ③运载器（运载火箭、航天飞机、空天飞机）。负责将航天器发射入轨。 ④地面应用系统。地面应用系统与航天器系统共同作用完成航天器系统的任务。 ⑤运载与航天测控网。探测及计算航天器在发射过程中及入轨后的参数并通过指令调节航天器的轨道及姿态。 4．航天器系统各组成的作用。 ①有效载荷。卫星上装载的为直接实现卫星在轨运行要完成的特定任务的仪器、设备和分系统。有效载荷有时还包括实验生物和各种实验样件和试件等。有效载荷是卫星的核心部分，在卫星设计中起主导作用。 ②结构分系统。航天器各受力和支承构件的总成。 ③服务与支持系统：航天器有效载荷正常工作的必要条件。 1)电源分系统。它具有发电、电能存储、电源控制、电源电压变换等功能，以满足卫星在整个飞行 过程中的电力需求。 2)热控分系统：它通过组织和合理调配星上各部分之间热量、对星内外进行热量管理与控制，保证 卫星各系统、设备在飞行全过程对热环境的要求。 3)姿态和轨道控制分系统（制导、导航与控制分系统）：其主要任务是完成卫星在轨运行过程中所 需的多种轨道和姿态机动控制，实现对地定向的卫星姿态。 4)推进分系统：它是卫星的动力系统，与制导、导航及控制分系统配合，使卫星能按预定的控制方 式工作。 5)数据管理分系统：卫星的总管，根据事先制定好的准则控制各分系统的工作状态，按时发送地面 的遥控指令到对应分系统，收集、分类、编码遥测和数据信息；还为卫星上各个分系统提供时间 和频率标准。 6)测控和数据传输分系统: 主要功能是为卫星的遥测、遥控和数据传输提供可靠的通道，使地面站 能知道卫星的飞行轨道、飞行和工作状态，并对其进行相应的控制。 测控与通信分系统利用遥测和遥控两种技术综合起来保证航天器正常运行，利用通信技术来传输航天器上有效载荷取得的高速率数据；热控制分系统负责控制调节航天器各部分的温度以保证在规定的范围内；数据管理分系统将航天器的遥测、遥控、程控、自主控制和管理等功能综合在一个以微处理机为主的系统中去实现；环境控制与生命保障分系统是载人航天系统中保障航天员和有效载荷专家生活和工作的系统。

航天器电源系统设计作业【哈工大】

航天器电源系统设计作业

1.电源系统在主电源、储能电源、功率调节三方面的方案初步设计步骤包括哪些方面。 确定电源系统的技术指标要求 首先要充分了解飞行任务特点、航天器结构构型方案、工作寿命要求、有效载荷方案，从而确认航天器总体对电源系统的设计要求：电源系统的任务、供电要求（长期功率,峰值功率,平均功率,脉冲功率）、工作寿命及可靠性要求、质量及体积要求、环境试验要求、研制经费和航天器总体的制约条件等。 ①主电源的方案选择与设计包括：太阳电池类型（品种和规格）、太阳电池阵的布局及安装方式（本体安装、单轴跟踪、双轴跟踪）、太阳电池阵输出功率预估、太阳电池阵的质量和面积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求 ②储能电源的方案选择与设计包括：蓄电池的类型（品种和规格）、蓄电池组的组成形式、蓄电池组容量、放电深度要求（满足各种工况下的航天器对功率的需求）、蓄电池组的最大输出功率需求、蓄电池组充放电循环寿命需求、蓄电池组的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求 ③功率调节的方案选择与设计包括：能量传输方式（直接能量传输系统、峰值功率跟踪系统）、母线电压调节方式（不调节、半调节和全调节母线）、母线电压的选择和母线供电品质要求、太阳电池阵、蓄电池组的功率调节与控制方式、电源控制设备的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求 2.空间环境对电源系统的影响包括哪些方面。针对原子氧侵蚀影响、等离子体环境的表面充放电影 响的预防措施。 ①地球空间环境：引力场、中性大气、真空、电离层、磁场与磁层、高能粒子辐射环境、微流星体和空间碎片（1）对轨道的影响：地球引力场、高层大气、日月摄动、太阳辐射压力 （2）对姿态的影响：地球磁场、高层大气、地球引力场、太阳辐射压力 （3）空间环境对结构和材料的影响：辐射损伤（电磁辐射损伤；高能粒子辐射损伤）、材料放气、污染、材料表面原子氧侵蚀、撞击损伤、接触表面黏着和冷焊 （4）空间环境对航天器的充电和放电影响：真空放电、表面静电充放电、体内放电、低压放电 （5）空间环境对电子器件的影响：热环境、辐射损伤、单粒子事件 （6）空间环境影响对航天器研制各阶段的要求：可行性论证阶段、方案设计阶段、研制阶段、发射阶段、运行阶段、发生异常和故障阶段 （7）空间环境对电源系统的影响：太阳总辐照度变化的影响、化学损伤的影响、高能带电粒子的辐射损伤影响、等离子体环境的表面充放电影响、机械损伤的影响、温度环境的影响、空间污染的影响 ②原子氧侵蚀影响的预防措施： (1)选用抗原子氧侵蚀能力强的互联材料，或选择满足任务寿命要求的互连片的厚度，同时开展地面验证试验。 (2)选择满足航天器任务寿命要求的太阳电池阵基板绝缘膜（聚酰亚胺膜）的厚度。 (3)通过太阳电池阵在航天器的总体布局设计，减小迎风面积，从而减小原子氧累计通量。 ③等离子体环境的表面充放电影响的预防措施 对太阳电池阵电路、太阳电池阵结构和机构、以及其它金属部件，均需要采取接地措施，实现太阳电池阵各部件与航天器星体结构的等电位设计。 3.结合恒流源、恒压源、以及太阳电池的伏安特性曲线，说明三者对于阻性负载的输出特性，比较 三者输出特性的差别。

空间飞行器总体设计考点

思考题： 1.1各国独立发射首颗卫星时间： 苏联：1957年10月4日；美国：1958年1月31日；法国：1965年11月26日；日本：1970年2月11日； 中国：1970年4月24日；英国：1971年10月28日；印度：1980年7月18日；以色列：1988年9月19日。 1.2什么是航天器设计： 航天器设计就是解决每一环节的具体设计，主要有：①航天任务分析与轨道设计；②航天器构型设计；③服务与支持分系统的具体设计。 1.3画图说明航天器系统设计的层次关系及各部分的作用：（图前两行可不要，画上的原因是为了全面了解，考试时不画） ↓↓ 航天工程系统发射场运载器航天器系统地面应用系统运载与航天器测控网 有效载荷（有效载荷分系统）航天器平台（保障系统） 航天器结构平台（结构分系统）服务与支持系统 电源分系统姿态控制分系统轨道控制分系统测控与通信分系统热控制分系统数据管理分系统环境↓ 控制与生命保障分系统 ①有效载荷：用来直接完成特定任务；②结构分系统：是航天器各受力和支承构件总成，功能是提供其他系统安装空间、满足各种系统安装方位精度、支承保护设备、满足刚度强度热防护要求、其他功能；③电源分系统：根据物理化学变化，将其他能量转化为电能，储存调节变换，向航天器各系统供电；④测控通信系统：是对航天器进行跟踪、测轨、定位、遥测、遥控、通信；⑤热控系统：合理调配航天器各部分间的热量吸收、储存、传递，对内外能量进行管理控制；实现航天器上废热朝外部空间排散；满足各阶段航天器内结构设备正常工作；⑥姿态轨道控制系统：轨控是导航，控制按预定轨道飞行，姿控是维持姿态稳定与控制；⑦推进系统：功能：轨道转移时控制、星际航行加速、在轨运行；⑧数据管理系统：将航天器遥测、遥控、程控、自主控制、管理等功能综合起来实现；⑨发射场：装配、储存、检测、发射航天器，测量飞行轨道，发射控制指令，接收处理遥测信息；⑩测控网：对运载器、航天器跟踪测量、监视控制、信息交换。 1.4航天器设计的特点： ①由运载器有效载荷引发的设计特点：⒈慎用质量和追求轻质量的特点；⒉追求小尺寸和巧妙安排的设计特点。 ②适应外层空间环境引发的设计特点：要创造必要的、可以模拟真实环境的条件，进行航天器部件、设备、分系统和整体航天器的检测、试验、接收；内容有：环境模拟条件制定、模拟设备选用、设计建造等。 ③由特殊的一次使用性引发的设计特点：航天器一般是一次性的，不存在维修、替换、补给，故对系统可靠性要求更高。 ④由单件生产引发的设计特点：卫星不会批量生产，每次都是单件生产，故每颗卫星都有特殊性。 2.1近地空间环境中对航天活动存在较大影响的环境因素： 太阳电磁辐射、地球中性大气、地球电离层、地球磁场、空间带电粒子辐射、空间碎片、微流星。 2.2航天器在近地轨道中运行受到的环境因素影响、这些因素所影响的分系统： ①地球引力分布不均匀，对航天器运行轨道产生引力摄动（轨道控制分系统）； ②重力梯度对航天器产生扰动力矩（姿态控制分系统）； ③高层大气密度是影响低地球轨道航天器工作寿命的主要因素（轨道控制分系统）； ④空间带电粒子辐射对航天器的电子元器件、功能材料、仪器设备、航天员产生损伤作用； ⑤地球电离层可影响无线电波的传播（测控与通讯分系统）； ⑥太阳电磁辐射及地球对其反照，影响航天器光照环境、热设计中外热流标准、对地观测光学背景（热控、姿控分系统）； ⑦地磁场影响航天器姿态控制及要求磁净化的设备（姿态控制分系统）； ⑧空间碎片及微流星使航天器面临潜在危害（结构分系统）。 2.3太阳辐射对近地轨道航天器的影响： ①对航天器温控系统影响：太阳辐射是主要外热源；②对航天器姿控系统的影响：太阳辐射与地球辐射光压是姿控必须考虑的；③对航天器电源系统影响：影响太阳电池阵功率、控制回路软硬件设计、破坏太阳电池保护层；④对通信系统影响：太阳爆发时，辐射增强，引起电离层扰动，使无线电信号衰落或中断；还引起射电背景噪声增强，干扰通信系统。⑤对航天遥感器、探测器的影响：电磁辐射是航天遥感器设计、数据解释反演的重要光学背景；紫外辐射对绝缘材料、光学材料等存在损伤作用；材料中的气体杂质在高真空环境释放出来，在紫外照射下，对光学遥感系统形成污染。⑥对人体、生物体影响：X 射线、紫外辐射对人体有危害。 2.4电离层对航天活动的影响： ①对航天器通信系统影响：电离层对无线电波存在严重影响，对电磁波产生折射、反射、散射、吸收、色散、法拉第旋航天工程系统

航天器基本特点与设计要求概述_四_航天器的轨道设计_构形和可靠性

航天器基本特点与设计要求概述(四) ———航天器的轨道设计、构形和可靠性 　五院501部　吴开林　 文摘　介绍了航天器各种运行轨道及返回轨道的特点和设计要求,阐述了航天 器构形设计的主要内容,强调了航天器可靠性设计的重要性及实现的环节和基本原则。 关键词　航天器　特点　设计要求　轨道　构形　可靠性 一　航天器的轨道设计 航天器的轨道设计分成运行轨道设计和返回轨道设计,任何一个航天器都有运行轨道的设计,而返回轨道的设计通常只适合返回式卫星和载人飞船。 11运行轨道 航天器的轨道通常由6个轨道要素所决定,轨道设计根据任务要求合理地选择航天器的轨道要素。航天器的轨道倾角和升交点的赤经决定了航天器轨道在空间的位置。航天器的轨道设计并没有绝对的规则可循,有效的轨道设计需要清楚地理解轨道选择的依据,并且随着任务要求的改变或任务定义的完善,对轨道设计的依据应定期进行分析和评定。根据卫星的不同任务,轨道的设计过程大致如下。 根据航天器的任务,轨道设计首先必须确定航天器轨道的类型。为了设计轨道,往往将航天器的航天飞行任务分成几段,并按飞行任务的总体功能来区分各个任务段,每个轨道都有不同的选择标准。图1是航天器轨道入轨图。 (1)转移轨道用来将卫星从一个轨道转移到另一个轨道时所经过的轨道。例如,转移到地球同步轨道的转移轨道。作为地球同步轨道的通信卫星,它必须要求运载火箭将通信卫星送到转移轨道,然后在转移轨道上由卫星自己送到地球同步轨道 。 图1　航天器轨道入轨图(2)停泊轨道(等待轨道) 这是一种临时轨道,是卫星为转移到另 一条轨道而暂时停留的轨道。这种轨道是为卫星在进行各种空间操作之间或在工作寿命末期的检查和储存提供一个安全而方便的场所。这种轨道还可以用来衔接卫星发射后进入转移轨道之前的各个阶段的不同工作状态。 ? 24??航天技术与产品? 航天标准化2002年第4期