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。

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更新版本2

ξ9 数据管理分系统

6.软件工程的定义及软件研制过程。

①软件工程是应用于计算机软件的定义、开发和维护的一整套方法、工具、文档、实践标准和工序。 ②在计算机软件生存期中有三大阶段：定义阶段(也称计划阶段)、开发阶段和维护阶段。 ③软件研制过程：

(1)系统需求分析、设计；(2)软件需求分析；(3)软件体系结构设计(概要设计)； (4)软件详细设计；(5)软件编码(软件实现)；(6)软件测试；(7)软件维护。 ④软件研制过程模型：

软件瀑布模型、软件增量模型、软件快速原型模型、软件螺旋模型 7．航天器研制&对应的航天软件研制的三个过程：

8-1航天软件结构分析中常用的工具方法。

1)数据流图(DFD) ; 2)控制流图(CFD)； 3)数据字典(DD);

4)控制逻辑的表达方法，包括状态转换图((STD)等;

5)处理逻辑的表达方法，包括结构化语言、判断树和判断表; 6)数据存储结构规范化; 8-2结构化编程方法的特点：

1) 易于理解、使用和维护。

2) 提高编程工作的效率，降低了软件开发成本。 9．数管系统软件的特点：

① 嵌入式软件；

② 受硬件资源约束较大；

③ 具有实时性，自治性、可靠性和确保运行的安全；

④ 具有标准化、模块化的特点，易于剪裁、扩展用于不同飞行任务的航天器； ⑤ 具有在轨飞行阶段可维护、可重编程的能力。

ξ10航天器姿态与轨道控制分系统

航天器控制系统的组成：

1) 敏感器。用以测量某些绝对的或相对的物理量。分为姿态敏感器和轨道敏感器。 2) 控制器。担负起信号处理的任务。

3) 执行机构。起控制作用，驱动动力装置产生控制信号所要求的运动。

这三部分统称为控制硬件，而用于完成测量和控制任务所需的算法称为软件。

2-1航天器控制系统

2-2

轨道机动、轨道保持、轨道交会、再入返回控制 2-3姿态控制包括：

① 姿态稳定是指使姿态保持在指定方向;

②

姿态机动是指航天器从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。

3-1航天器控制按控制力和力矩的来源分为：被动控制和主动控制。 3-2主动控制系统的组成：

1) 星上自主控制：指不依赖于地面干预，完全由星载仪器实现的控制。

2) 地面控制(星—地大回路控制):指依赖于地面干预，由星载仪器和地面设备联合实现的控制。

4-1姿态敏感器按不同的方位基准分类：

1)以地球为基准方位：红外地平仪，地球反照敏感器； 2)以天体为基准方位：太阳敏感器，星敏感器； 3)以惯性空间为基准方位：陀螺，加速度计； 4)以地面站为基准方位：射频敏感器；

5)其他：磁强计（以地磁场为基准方位），陆标敏感器（以地貌为基准方位）。

星上自主控制框图

星—地大回路控制框图

4-2主要姿态敏感器的工作原理：

1)（红外地平仪）自旋扫描式地平仪。通过卫星自旋，红外地平仪的探头测出穿过地球的弦宽，依据测出的弦宽长

短，再结合卫星轨道高度，便可以计算出天底角（自旋轴矢量与卫星地心连线之间的夹角）。多用于自旋卫星。

2)（红外地平仪）摆动式边界跟踪地平仪。通过其摆动扫描镜和红外光学系统实现对地平的穿越扫描，经电子线路

处理后输出卫星的俯仰和滚动姿态偏差，是一种二轴姿态敏感部件。用在同步轨道三轴稳定卫星的敏感器。

3)太阳敏感器。通过对太阳辐射的敏感来测量太阳视线与航天器某一体轴之间夹角的敏感器。分为模拟式、数字式

和太阳指示器

4)星敏感器。通过对恒星辐射的敏感测量卫星中某一个基准轴与已知恒星的视线之间的夹角。精度高（比太敏高一

个数量级）结构复杂，质量大，价格昂贵。

5)陀螺。当有角速度输入时产生的陀螺力矩使浮子角偏移，被角度传感器测试，并变成一定频率的载波信号，经过

交流放大，相敏解调、滤波校正和功放，最后力矩器施加电流，使其产生一电磁力矩与陀螺力矩平衡。

5．控制器——星载控制计算机：

①功能：由模拟逻辑或数字计算机实现控制规律和控制对策，把星上敏感器和执行机构联接起来，从而完成对航天器

的控制任务。

②技术要求：质量轻、体积小、功耗低；适应空间环境，耐辐照；高可靠性和容错功能。

6-1执行机构：推进器、飞轮、磁力矩器。

6-2飞轮控制

特点：①可给出精确的连续变化的控制力矩，可进行线性控制；②控制精度高，姿态误差速率小；③可通过太阳能电池在轨得到补充电能，适合于长寿命工作。④适合于克服周期性扰动（中高轨道卫星）；⑤能避免热气推力器对光学仪器的污染。

不足：①飞轮会发生速度饱和；②由于转动部件的存在，轴承的寿命和可靠性受到限制。

7-1轨道确定：

①自主测轨。如：GPS、惯性导航。

②非自主测轨。如雷达。

7-2轨道机动方式：

①无线电指令控制系统或称遥控系统；②惯性控制系统。

7-3交会的3个阶段：会合阶段、接近阶段、停靠和对接阶段。

7-4对接的4中控制方式：手动操作、遥控操作、自动控制、自主控制。

8-1按姿态运动姿态稳定方式分为：被动姿态稳定；自旋稳定；三轴稳定。

8-2姿态稳定方式按控制方式分为：

①被动式：自旋、重力梯度、地磁场、太阳辐射力矩或气动力矩及它们的组合。

②主动式：以飞轮执行机构为主的三轴稳定控制系统；喷气三轴姿态控制；地磁力矩器控制系统。

9．姿态干扰力矩：气动力矩、重力梯度力矩、辐射力矩、磁干扰力矩。

ξ6电源分系统

1-1电源系统的功能：负责航天器在各个飞行阶段为卫星的用电负载提供功率，直至卫星寿命终止。

1-2电源系统的组成：发电、电能储存、电源控制、电源电压变换、供配电等硬件。

1-3发电装置基本原理：是通过物理变化或化学变化将化学能、核能或光能转变成电能。

1-4电能储能装置的作用：在光照期间将能量储存起来，到卫星地影期将能量释放出来给卫星供电。

1-5电源控制装置的作用：将发电装置和储能装置连接成电源分系统，形成母线将功率输出到配电装置。

2-1不同类型不同寿命的卫星对能源的种类要求不同：

①仅几天到十几天寿命的航天器选择银锌蓄电池或锂电池；执行短期飞行任务的大功率（几千瓦至几十千瓦）飞行器，

尤其是载人飞船，氢氧燃料电池组是最好的选择；

②执行短期飞行任务的大功率（几千瓦至几十千瓦）飞行器，尤其是载人飞船，氢氧燃料电池组是最好的选择；

③寿命为几个月、几年、十几年的卫星来说，功率为几千瓦到上万瓦的卫星来说，往往选择太阳电池阵；

④核电源适用于在光照条件差、温度高或有尘埃流的恶劣空间环境条件下工作的卫星，多用于行星探测和某些长寿命

的军事卫星。

2-2

3

4-1核电源：将放射性同位素蜕变或放射性元素裂变所释放的热量通过热电转换器件转换成电能

4-2核电源的组成：热源、热电转换器和散热器

4-3按照热源分为：放射性同位素温差电源(RTG)和核反应堆热离子电源

5-1太阳动力电源：用太阳能去加热一种流动工质以驱动一个涡轮交流发电机。用热能储存系统代替化学能储存系统，热能储存系统是融熔盐。

5-2太阳能电池阵：将太阳电池片有序排列、黏贴在基板上，并连接成为电气整体，具有输出引线，就形成太阳电池阵。

6-1化学储能在卫星中得到普遍应用。如Zn-Ag蓄电池组、Cd-Ni蓄电池组、H2-Ni蓄电池组、锂离子蓄电池组、钠硫蓄电池组等。

6-2蓄电池的选择：寿命仅几天的飞行器（如载人飞船）采用Zn-Ag蓄电池组作为储能装置；5～10年寿命的卫星一般使用Cd-Ni 蓄电池组；15年以上寿命的卫星一般H2-Ni蓄电池。

7-1电源控制设备随电源的不同而不同，主要功能有：自动控制装置；热控装置；功率调节装置；接口装置；防护措施。

7-2过充电保护方法：硬件控制（第三电极、温度补偿电压（T/V曲线）、电子电量计、温度补偿压力等）和软件控制。

ξ7热控分系统

1．空间环境对热控系统的影响。

①宇宙真空和深黑低温。空间对航天器是黑体，即航天器的辐射全被宇宙空间吸收。

②微重力。在空间微重力作用下，舱内因温差而产生的气体自然对流换热非常微小，可以忽略不计。

③空间外热流。包括：太阳辐射、地球及其他行星的热辐射以及它们对太阳辐射的反射。

2．总体对热控系统的要求：

①系统质量；②系统功耗；③控温范围（舱内0~40°C）；④可靠度（R>=0.9960）与安全度（>=0.99968）

3.热控系统的工作内容：

①热设计：航天器各舱段与各仪器设备的热分析计算、热设计方案、热控措施、研制技术流程和工作陈述，热设计图

纸、文件和报告；

②热试验：整个航天器、舱段和仪器设备的热平衡试验；热真空试验；待射阶段的地面调温试验；飞行热试验；以及

各项试验的试验方案、试验大纲和试验报告。

4-1热控系统的方案设计：热设计的基本条件；设计工况的选择；设计措施的选择。

4-2设计措施的选择：

①一般原则：先考虑使用被动热控方法，再考虑使用主动热控方法。

②先考虑卫星壳体内、外表面的热控措施，再考虑卫星内部的热控措施。

③合理组织卫星内部热交换过程

④注意与其他分系统设计的配合

5．再入飞行器的放热措施及特点：

①热容吸热式防热结构：在返回舱结构的外面包覆一层热容量较大的材料，这层材料吸收大部分进入返回舱表面的气动热，

从而使传入结构内部的热量减小。简单易行；效率不高。

②辐射式防热结构：蒙皮，主要功能用以辐射散热，外表面要处理成具有较大辐射系数（≥0.8）的特性，向内表面的辐射

系数应尽可能低；隔热材料，功能是将外蒙皮与内部结构隔开，并阻止热量向内部传递，材料热导率要小；飞行器本体结构。受热流密度限制，但不受加热时间的限制；辐射防热结构外形不变，可以重复使用。

③烧蚀防热结构：材料在再入的热环境中发生的一系列物理、化学反应的总称，在烧蚀过程中，利用材料质量的损耗，获

得了吸收气动热的效果。烧蚀材料在烧蚀的全过程中会形成原始材料区、热解区和炭化区。

6．简述两种热控制技术的优缺点。

①被动热控制：优点：无运动部件，又无须消耗电能，具有技术简单，运行可靠，寿命长及经济性能好等优点；缺点：

本身没有自动调节温度的能力，不能克服卫星内、外热流变化带来的对仪器设备的影响。

②主动热控制:优点：具有一定的温度调节能力，可大大减少由于热源变化而引起的仪器设备温度的波动。

7．外热流模拟方法的比较：

①太阳模拟器的特点是更近似真实条件，但费用高

②接触式薄膜加热器，适于较低热流的模拟试验，但改变了航天器表面的实际状态，在航天器的鉴定和验收热平衡试验中

较难采用。

③非接触式红外加热器，红外加热笼更好，结构简单、造价较低、运行费用低、加热均匀，适用于原型航天器热平衡试验，

能适用于不同外形的航天器空间热流模拟。