我国交会对接任务中航天器电源设计与应用

航天器结构机构考试

1.什么是航天器结构？主要功能有哪些? 指为航天器提供总体构型，为各分系统仪器设备提供支撑，承受和传递载荷，并保持一定刚度和尺寸稳定性的部件或附件的总称。 功能：承受载荷，安装设备，提供构型 2.什么是航天器机构？主要功能有哪些？ 指使航天器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械部件。 功能：连接，释放，展开，分离，指向，承载 3.航天器结构与机构的关系 a)专业技术上属于同一范畴 b)完成一个共同的任务或功能 c)分析上往往很难分离 4.根据机构的使用状态分为两个基本的类型 a)一次性机构：压紧与释放机构，展开机构，连接与分离机构 b)连续或间歇工作机构：间歇工作机构，连续工作机构 5.航天器的研制一般要经过：可行性论证阶段、方案阶段、初样机的、正样阶段 6.航天器的环境条件 a)地面环境：地面自然环境，制造环境，操作环境，贮存环境，运输环境，地面试验 环境 i.地面自然环境：重力，大气压，温度，湿度，腐蚀，污染 b)发射环境：起飞和最大噪声，最大气动载荷，级间分离，整流罩分离，航天器与运 载火箭分离，稳态加速度飞行，非正常发射条件 c)轨道环境：真空，温度交变，带电粒子辐射，紫外辐射，原子和分子粒子，微流星 和空间碎片 d)再入环境：再入气动加载和气动加热，着陆冲击 7.航天器载荷分为：静载荷，动载荷 a)动载荷：周期振动载荷，瞬态振动载荷，冲击载荷，随机振动载荷 8. 解释载荷循环分析过程 9.简答：空间环境对结构材料的影响? 答：(1)真空条件。在高真空条件下，材料的蒸发、升华和分解效应，会造成材料的质量损失、改变和降低材料的原有性能。 (2)带电粒子辐射条件。在各种能量和强度的电子和质子的长期辐照下，材料将受到一

空间交会对接技术详解

空间交会对接技术详解 空间交会与对接技术是指两个航天器在空间轨道上会合并在结构上连成一个整体的技术。广泛用于空间站、空间实验室、空间通信和遥感平台等大型空间设施在轨装配、回收、补给、维修以及空间救援等领域。 意义重大 空间交会与对接是载人航天活动的三大基本技术之一。所谓三大基本技术就是载人航天器的成功发射和航天员安全返回技术、空间出舱活动技术和空间交会对接技术。只有掌握它们，人类才能自由出入太空，更有效地开发宇宙资源。对于国家来说，还能独立、平等地参加国际合作。 在突破并掌握了载人航天的基本技术之后，宇宙飞船的主要用途就是为空间站和月球基地等接送航天员和物资。在航天领域专家常说的一句话是：“造船为建站，建站为应用。”至今发射的宇宙飞船大多是作为空间站的天地往返交通工具和长期停靠在空间站上的救生艇。为了实现宇宙飞船的运输功能，就必须攻克两项关键技术，那就是宇宙飞船与空间站的空间交会技术与对接技术，主要设备是交会测量系统和对接机构。 航天器之间的空间交会对接技术很复杂。在国外载人航天活动早期，航天器之间的空间交会对接过程中经常发生故障与事故，即使在1997年，俄罗斯的两个航天器还发生过一次重大的空间交会对接事故——“进步M3-4”飞船与“和平”号空间站相撞，使“和平”号空间站上的“光谱”号舱被迫关闭，部分氧气泄漏，动力系统也受到影响。 通过多年的努力，目前美国和苏联/俄罗斯已完全掌握了在地面支持下的载人交会与对接技术。尤其是苏联/俄罗斯在掌握了空间交会与对接技术以后，先后利用飞船的运输能力发展了几代载人空间站，在空间交会与对接等方面一直占据着技术优势。 虽然起步较晚，但欧洲、日本等国家在空间交会与对接研究方面已取得长足进步，特别是某些单项技术和设备，如地面仿真、对接敏感器等，都取得了惊人的进步。日本曾于1998年通过两颗卫星成功进行了无人交会与对接在轨试验，

航天器总体设计

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。

航天器交会对接位姿测量最优估计

第３１卷第２期四川兵工学报２０１０年２月【武器装备】 航天器交会对接位姿测量最优估计睾 汤同伟８，王惠南ｂ，冯成涛８ （南京航空航天大学ａ．自动化学院；ｂ．高新技术学院，南京２１００１６） 摘要：航天器间的相对位姿确定是航天器编队飞行、交会与对接、捕获与维护等重大航天任务的关键技术之一．基于图像信息的相对位置与姿态的确定是解决航天器相对位置与姿态确定问题的有效方法．本文中采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应的图像点图像坐标之间的数学模型，并利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明了该算法的有效性和可靠性，证明该算法能够满足交会对接航天器之间位置与姿态的测量精度的要求． 关键词：相对位姿；单目视觉；信赖域；四元数 中图分类号：Ｖ４４８文献标识码：Ａ文章编号：１００６—０７０７（２０１０）０２—０００１—０４在２个空间飞行器进行交会对接的最后阶段，通常采 用光学成像敏感器来测量跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．在目标飞行器上布设和安装光学特征点，光学特征点的几何形状、尺寸和位置已知；在跟踪飞行器上安装面阵ＣＣＤ传感器，通过对特征点在ＣＣＤ上成像的分析和计算就可以确定跟踪飞行器和目标飞行器之间的相对位置和姿态．国内外学者对该问题作了大量研究¨。７Ｊ，但经典的直接法或迭代法存在以下问题：①迭代求解和多值结果【ｌ“ｊ，后者将带来识别的困难，迭代求解的收敛性和收敛速度将极大影响测量精度，而迭代过程的收敛性和收敛速度主要取决于迭代算法和初值选取；②利用角度求航天器间的相对距离，所获得结果精度差，特别是在远距离的测量精度更差． 本研究中的方法是在目标航天器上合理设置４个非共面特征点．基于针孔成像模型的假设，根据特征点在ＣＣＤ成像平面上的投影，首先，测出每个特征像点在摄像机成像平面上的二维坐标．其次，采用四元数来描述航天器相对姿态，建立目标航天器的特征光标点的物理坐标和对应图像点图像坐标之间的数学模型，并将该数学模型（相对位姿参数）求解问题转化为非线性优化问题，最后利用信赖域算法求解该非线性优化问题．仿真结果表明该算法的有效性和可靠性，能够满足交会对接航天器测量精度要求．ｉ基于机器视觉确定位姿的基本方程 １．Ｉ坐标系 Ｉ）如图Ｉ所示，０；一Ｘｉｇ。表示像平面像物理坐标系简称（ｉ）系，其原点０。定义为相机光轴与图像平面的交点，兢轴和ｔ轴分别与图像像素的列数与行数平行． ２）０。一ｘ。ｙｃｚ。表示摄像机坐标系简称（Ｃ）系，与追踪航天器坐标系一致．其原点０。为摄像机镜头中心，０。到像平面的距离称为摄像机的焦距，，匕轴为主光轴方向，置轴与像平面象素坐标系横方向平行，ｚ。轴与像平面象素坐标系竖直方向平行，并与其它两轴构成右手系． ３）０。一‰‰％表示世界坐标系简称（埘）系，与文中的目标航天器坐标系一致．该坐标系定义在目标特征光标点上，‰轴由ｓ。指向屯；气轴在ｓ。，如，屯决定的平面内，过ｓ。并垂直于‰轴；ｙ。轴与其它两轴构成右手坐标系．摄像机坐标系与世界坐标系之间的关系可以用旋转矩阵Ｒ与平移向量ｊ来描述．假设空间中某一点在（埘）系、（ｃ）系与（ｉ）系下的坐标分别是Ｐ。＝（‰，Ｙ。，气）１，Ｐ。＝（置，ｙｃ，之）１。，与Ｐ；＝（气，毛）１’，于是存在如下关系式旧１： 时㈦０㈦】戈＂扎Ｚ＿ １ 其中：Ｒ为３×３正交方向余弦矩阵，用来描述（硼）系与（Ｃ） ●收稿日期：２００９—１２—１３ 作者简介：汤同伟（１９８４一），男，硕士研究生，主要从事小卫星飞轮储能与姿态组合控制研究； 王惠南（１９６４一），男，教授，博士研究生导师，主要从事领域为惯性导航研究． 万方数据

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

航天器结构与机构题库及答案

《航天器结构与机构》题库及参考答案 1.1什么是航天器结构？主要功能有哪些? 指为航天器提供总体构型，为各分系统仪器设备提供支撑，承受和传递载荷，并保 持一定刚度和尺寸稳定性的部件或附件的总称。 功能：承受载荷，安装设备，提供构型 1.2什么是航天器机构？主要功能有哪些？ 指使航天器及其部件或附件完成规定动作或运动的机械部件。 功能：连接（压紧），释放，展开，分离，指向，承载 1.3目前我国卫星的主结构采用的形式有哪些? 中心承力筒结构，杆系结构，箱型板式结构，壳体结构 1.4我国返回式航天器的主结构形式是什么? 壳体结构：密封舱等舱体结构 1.5航天器鉴定试验和验收试验有何不同？ 鉴定试验是初样阶段，是设计验证的最有效手段，是对设计思想和设计方法的验证 验收试验是正样阶段，是对飞行产品的试验 1.6什么是航天器的附件结构？ 特指在空间伸展在航天器本体之外的部件，如太阳翼和可展开天线。 1.7航天器机构与航天器结构的最主要区别是什么？ 机构指实现动作和运动的部件，结构指提供稳定构型的部件 1.8航天器上的一次性机构有哪些？ 压紧与释放机构，展开机构，连接与分离机构 1.9航天器的研制共分为哪几个阶段？ 可行性论证阶段，方案阶段，初样阶段，正样阶段 1.10航天器的初样研制阶段工作重点是什么？ 通过初样产品的设计、制造和试验，对航天器结构与机构的设计进行全面鉴定，包 括：设计对设计要求的符合程度；设计所采用的分析方法和分析结果的正确性；设 计所采用的材料工艺的合理性和可行性；设计所需地面试验的合理性和可行性；设 计的可靠性和质量保证措施，等等。 2.1 一般说，航天器承受的载荷最严重的时刻是在哪个过程？ 起飞（最大噪声）和跨音速时（最大气动载荷） 2.2 在下面四个环境中，对航天器机构的影响最大的环境是哪个？（1）地面环境；（2）发射环境；（3）空间环境；（4）再入环境。 （2）发射环境 2.3 分别简述发射环境和在轨环境对航天器结构与机构的影响。 （1）发射环境： 起飞冲击与噪声：排气压力产生瞬态空气压力脉动，噪声诱发火箭和航天器振动。

航天器交会对接逼近段控制研究进展

龙源期刊网 https://www.360docs.net/doc/9410135380.html, 航天器交会对接逼近段控制研究进展 作者：朱晓光 来源：《卷宗》2020年第17期 随着航天技术的飞速发展，载人和无人飞船频繁往返于空间站，航天器需要更加灵活快速的实施对接。航天器在空间实现交会对接是由航天器制导、导航和控制（Guidance，Navigation and Control， GNC）系统完成的，GNC的主要任务是高精度测量航天器之间的相对速度、相对位置、相对姿态以及相对姿态角速度，并控制航天器完成姿态的调整和轨道的切换。未来我国的神舟飞船将从多个方向实施与空间站的交会对接。因此，进一步研究与发展航天器沿不同轨迹的自主交会对接技术是未来太空领域工程应用的必然趨势。 航天器的自主交会对接过程可分为发射、调相（地面导引）、远距离交会、近距离交会、对接停泊等几个阶段，不同的阶段要求的航天器控制精度不同，而近距离交会的最终逼近段控制精度要求较高。在最终逼近段，要完成准确可靠地对接需要位置和姿态的精确调节，以及两合作航天器间的协同配合来共同完成。换言之，航天器自主交会对接必须解决逼近段追踪航天器相对位姿高精度的自主控制问题。然而，一方面交会对接过程对航天器相对位姿控制的动态特性要求较高;另一方面，复杂的空间运行环境和航天器动力学模型中的不确定因素往往会影 响其控制精度，因此需要应用新的控制算法来解决交会对接中航天器位置和姿态控制的误差精度和鲁棒性问题。 1 国外研究现状 Kluever， C. A为航天器沿固定轴的终端平面交会对接设计了反馈控制方案;Saponara， M 将基于优化的模型预测控制应用于火星样品回收任务中的航天器自主交会操作;Di Cairano， S 将模型预测控制应用于航天器交会对接逼近段的轨道平面机动;Singla， P在考虑未建模动态、参数扰动和实际位姿测量误差的情况下，针对航天器交会对接控制问题，给出了一种输出反馈结构的模型参考自适应控制方法;Subbarao， K和Sam， W以空间自由漂浮机器人和服务的漂浮物体交会停靠为研究背景，利用反馈线性化设计控制律使当前和期望姿态之间的误差为零，再通过自适应干扰观测矩阵来修正由重力梯度和其他未知干扰引起的干扰力矩，其稳定性通过Lyapunov方程和Matrosov定理证明;Stansbery， D， T基于六自由度模型，提出了一种用状态依赖的Riccati方程设计的非线性调节器来控制航天器在接近翻滚目标时的位置和姿态;Pan， H. Z在航天器平移速度和角速度测量缺失的情况下，用一个高通滤波器来估计航天器的速度和角速度，并给出了一种Lyapunov框架的非线性输出反馈控制，以保证航天器相对位姿跟踪误差的半全局渐进收敛;Naasz， B. J针对微小卫星力矩输出受限的情况，整合了基于LQR平均方 程组的姿态控制器和基于轨道要素反馈的轨道控制器;Park， H在考虑避障的情况下，为航天 器对接到一个旋转/翻转平台设计了模型预测控制律;Guglieri， G为航天器交会对接地面试验系统的GNC设计了比例微分综合控制器和脉冲宽度调制器来控制推进器跟踪预定的轨迹和速

航天器的分类与信息系统的应用

浅谈飞机和航天器的分类以及信息系统在航空航天中的应用 学院：政治与公共管理学院 专业：信息管理与信息系统 学号：2011126010007 姓名：董晓 指导教师：朱波 2012年5月11日

目录 一、摘要 (3) 二、关键字 (3) 三、正文 航天器的概念 (3) 航天器的分类 (3) 飞机的概念 (4) 飞机的分类 (4) 信息技术的概念 (5) 信息技术与航空航天的关系及应用 (5) 四、总结 (8) 五、参考文献 (9)

一、摘要 随着社会与科技地不断进步，人类的活动空间逐渐开始由陆地和海洋向着更加高远的天空进发。现在，人类的活动范围已经历了从陆地到海洋，从海洋到大气层空间，再从大气层空间到太空的逐步发展过程。人类活动范围的每一次扩展都是一次伟大的飞跃。由陆地到海洋的发展极大的促进了欧洲国家的发展，使历史进程与世界格局发生了巨大的变化。因此我们可以肯定，航空航天技术的进步必将更大的推动整个人类的发展。而作为航天技术的直接体现者和航天活动的承担者，各种各样的航天器在航空航天领域起着举足轻重的作用。而现代信息技术的发展又对航空航天的发展起到了巨大的推进作用。因此研究航天器的分类以及信息技术在其中所起的作用有着重要的意义。 二、关键字 航空航天、航天器、信息技术、飞机、计算机 三、正文 1、航天器的概念 航天器又称空间飞行器、太空飞行器。按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务的各类飞行器。由于航天器在地球大气层以外运行，摆脱了大气层及重力的阻碍，从而大大拓宽了人们的认知和活动空间。 2、航天器的分类 航天器有着多种分类标准。航天器具有多种分类方法，即可以按照其轨道性质、科技特点、质量大小、应用领域和是否载人进行分类。其中按照是否载人的分类方法是最常见的分类方法。 按照是否载人分为无人航天器和载人航天器，无人航天器按是否环绕地球运行又可分为人造地球卫星和空间探测器。 人造地球卫星，简称人造卫星，是数量最多的航天器，约占航天器总数的90％以上。它按用途分为科学卫星、应用卫星和技术试验卫星。科学卫星用于科学探测和研究；应用卫星是直接为国民经济和军事服务的人造卫星，按用途分为通信卫星、气象卫星、侦察卫星、导航卫星、测地卫星等；技术试验卫星则是利用太空真空、微重力和强辐射的特殊环境对某些难以在地球上实验的特殊技术进行研究实验的卫星，在生物工程领域的应用十分广泛。 空间探测器，又称深空探测器，按探测目标分为月球探测器、行星探测器行星际探测器。各种行星和行星际探测器分别用于探测金星、火星、水星、木星、土

航天器的控制系统

航天器的控制系统 航天学院 151220205 李欢 一、关于控制的基础知识 系统是能够在一起协同工作并产生输出的所有部分的集合。系统具有输入（进入系统的东西）、输出（从系统中发出的东西）和把输入变成输出的处理过程。对于航天器的任务而言，任务的成败取决于各种子系统的输出，因而我们最关心控制系统。最简单的控制系统是一种开环式的，输入生成输出，但不能动态调整输入来控制输出。而闭环控制系统，也叫反馈控制系统，能很好地保证得到想要的输出。因为它能感知输出（得到的）,将它与想要的输出（想得到的）进行比较，并根据需要调整输入。 所有控制系统必须实现的四个基本任务: 1.理解系统的行为——装置是如何对包括环境输入在内的输入产生反应来生成输出的,这也被称为装置模型; 2、观察系统的当前状态——利用传感器； 3、决定做什么——控制器的作用； 4、执行——利用执行器。 姿态确定就是根据姿态测量元件提供的测量信息（含有噪声）求出姿态角和角速度，其精度与测量元件的精度、安装方式和信息处理的方法有关。姿态确定航天器在空间的指向方位，同时，发射航天器需要控制它们的姿态以进入正确的轨道。通常用角度来定义航天器的姿态，用以飞行器为中心的本体坐标系的旋转角度来描述姿态，常以滚动角、俯仰角和偏航角给出。 为了观察系统姿态，并将这些观察结果转换成控制器能处理的信号，航天器都有一个内置姿态传感器系统。它利用两个参照点来确定航天器在三维空间里的姿态。 执行特定飞行使命的航天器需按特定的轨迹运动，为满足这个要求常需对轨道进行控制。这种控制包括利用航天器的推进系统产生的反作用推力的主动控制及利用客观存在的外力（如地球引力、气动力、太阳辐射压力及其他行星的引力等）的被动控制。对航天器的质心施加外力，以改变其运动轨迹的技术，实现航天器轨道控制的装置的组合称为航天器轨道控制系统。 航天器的轨道一般由主动飞行段和自由飞行段组成。主动飞行段是航天器变轨发动机的点火段，变轨发动机熄火后是自由飞行段。航天器在脱离运载火箭后便进入自由飞行段。如果要改变它的轨道，就要插入主动飞行段。

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。

题库(航天器结构与机构)2014

1.1 什么是航天器结构？主要功能有哪些？ 1.2 什么是航天器机构？主要功能有哪些？ 1.3 目前我国卫星的主结构采用的形式有哪些? 1.4 我国返回式航天器的主结构形式是什么? 1.5 航天器鉴定试验和验收试验有何不同？ 1.6 什么是航天器的附件结构？ 1.7 航天器机构与航天器结构的最主要区别是什么？ 1.8 航天器上的一次性机构有哪些？ 1.9 航天器的研制共分为哪几个阶段？ 1.10 航天器的初样研制阶段工作重点是什么？ 2.1 一般说，航天器承受的载荷最严重的时刻是在哪个过程？ 2.2 在下面四个环境中，对航天器机构的影响最大的环境是哪个？（1）地面环境；（2）发射环境；（3）空间环境；（4）再入环境。 2.3 分别简述发射环境和在轨环境对航天器结构与机构的影响。 2.4 造成冷焊的主要原因是什么？ 2.5 在发射时每级火箭发动机燃烧过程中，由航天器的加速度产生的载荷为何种载荷？ 2.6 什么是噪声载荷？ 2.7 着陆冲击载荷是哪一种（1）高频瞬态振动载荷；（2）低频瞬态振动载荷；（3）高频随机振动载荷；（4）低频随机振动载荷。 2.8 我国航天器中的准静态载荷是什么？ 2.9 航天器载荷条件中规定的载荷系数单位是什么？ 2.10 已知结构的质量为100kg，载荷条件中的载荷系数为1.2，则该结构实际受的载荷是大致是多少牛顿？

3.1 空间环境对结构材料的影响有哪些？ 3.2 对航天器结构材料一般有哪些性能方面的要求？ 3.2 铝合金的比重一般为多少？ 3.3 选择比模量高的材料作为航天器结构材料的主要目的是什么？ 3.4 镁合金在航天器结构中的应用不如铝合金广泛，主要原因是什么？ 3.5 钛合金的主要优缺点有哪些？ 3.6 复合材料主要由哪几部分构成？ 3.7 石墨纤维与一般的碳纤维相比，具有什么特点？ 3.8 纵向热膨胀系数可能为负值的纤维材料是哪种纤维？ 3.9 目前复合材料在航天器机构中没有大量应用的主要原因是什么？ 3.10 与金属材料相比，复合材料的最大特点是什么？ 3.11 形状记忆合金的记忆效应的原理是什么？ 4.1 航天器结构设计的基本要求是什么？ 4.2 航天器结构设计的强制要求是什么？ 4.3 航天器结构设计的导出要求是什么？ 4.4 什么是航天器的固有频率？ 4.5 安全裕度的定义是什么？ 4.6 在航天器结构强度校核中，一般要求安全裕度的值是多少？ 4.7 已知结构的飞行载荷为150Mpa ，破坏载荷为600Mpa ，取安全系数为2.0，则其安全裕度是多少？ 4.8 已知结构的破坏载荷与飞行载荷之比为3，要求安全裕度大于1，则至少取设计的安全系数为多少？ 4.9 已知方形截面杆的边长为1厘米，材料的破坏应力为300MPa ，取安全系数为1.5，为了保证安全裕度大于1，该杆最大可承受的载荷为多少？ 4.10 设一个铝合金圆管外径为Φ100mm ，受轴向拉力为N 310200 。取安全系数为1.5，破坏强度为400MPa ，并且采用最大拉应力强度准则，为了保证在强度计算中安全裕度大于零，其壁厚应大致应取多少？ 4.11 优化设计问题的三个基本要素是什么？

航天器供电系统简介

航天器电源系统 名词术语 主电源与副电源：有些航天器的供电系统不只一套，使命期中长期供电的称为主电源，仅用于短期峰值功率补充供电或应急备用等情况的，称为副电源（或辅助电源）。 一次电源与二次电源：供电系统主母线输出的电能称为一次电源，我国航天工程师习惯将供电系统称为一次电源（系统）。由于配电系统的主要部件是电源变换器，因此我国航天界也习惯将电源变换器称为二次电源（设备），或将电源变换器输出的电能称为二次电源。 原生电源与再生电源：供电系统中输出原始电能的装置，称为电能源。原生电源通常指电能源。再生电源即贮能装置，习惯上也指从贮能装置输出的电能。 原电池与蓄电池：原电池是指电极火星物质的电化学反应可逆性较差，不能进行有效再充电的电池，亦称为一次电池。原电池可作为电能源使用。蓄电池是指以化学能的形式贮存电能并能将化学能直接以电能形式释放的、可进行多次充放电循环的电化学装置，亦称为可充电池或二次电池，可作为贮能装置使用。 电能源与贮能装置 电能源是航天器中输出原始电能的装置，亦称为“原生电源”。工作寿命短的航天器可采用原生电池作为电能源。常用的电能源有银锌电池、化学动力系统、燃料电池、放射性同位素热点系统或动力系统、核动力系统、太阳电池阵以及太阳动力系统等。比功率或（与）能量密度是电能源的一项重要的性能指标，它与电源系统的重量有关。虽然重量不一定是电源系统最佳化的最起作用的驱动因素，但与航天器的发射费用及运载器的运输能力有直接关系。 原电池以较高的能量密度著称，但一般不能再充电，通常适用于短期飞行任务（几天、十几天）。最常用的原电池是银锌电池，它有很高的能量密度。“水星”飞船以及“阿波罗”登月舱应用了银锌电池。在长寿命空间系统中，原电池可作为副电源应用，主要为火工品点火与伸展装置的启动提供电功率。对于有特高功率需求的短期飞行任务（如月球表面钻探），可应用化学动力系统为副电源，如开式循环单组元或双组元推进剂往复运动装置。近几年来，锂电池已在太空使命中应用。在现有的空间原电池中，锂电池有很高的能量密度。 贮能装置可称为“再生电源”，如蓄电池（常用镍镉电池与镍氢电池）、再生式燃料电池、以及飞轮等。蓄电池的能量密度比原电池要低很多，且受放电深度的限制，可以利用的能量密度（能量密度与放电深度之积）更低。飞轮的能量密度与蓄电池差不多，但可用能量密度比较高，可达30Wh/kg。 在太阳光电源系统中，太阳电池阵是电能源，即电能生成装置，蓄电池是贮能装置。太阳电池阵与蓄电池组发出的电能，在功率调节与控制系统作用下，其电压值调制为额定的母

基于HyperWorks的航天器整流罩结构分析与优化

基于HyperWorks的航天器整流罩结构分析与优化 程昌范开春郭辉荣胡善刚 湖北航天技术研究院总体设计所武汉430040 摘要：建立了某航天器整流罩有限元计算模型，分析了壳体结构强度和稳定性；采用OptiStruct优化技术对整流罩壳体进行尺寸优化，给出了最优结构尺寸，缩短了结构设计的时间，优化后的整流罩结构满足整体强度、刚度和稳定性要求。关键词：整流罩，稳定性，尺寸优化，OptiStruct 0 引言 航天器整流罩作为飞行器的重要部件，在飞行过程中承受轴力，弯矩和外压等外载荷，在外载荷作用下，整流罩应有足够的强度和刚度保证不破坏，不失稳，同时整流罩作为有效载荷的保护罩，飞出大气层后，保护作用完成，此时已成为多余的质量，为了提高效率，增大运载能力，整流罩会被适时抛掉，因此其结构质量应当尽可能轻。某航天器整流罩壳体初始设计方案外压稳定性不满足设计要求，需要改进设计。为了满足强度、刚度和重量的要求，提高结构承载能力，缩短结构设计选型周期，对整流罩结构进行分析与优化设计是非常必要的。 本文采用OptiStruct求解器对整流罩初始设计方案进行分析，选择整流罩壳体厚度来进行尺寸优化，使其在满足整体强度、刚度和稳定性的情况下重量最轻，并对优化方案结果进行对比分析，确定出供后续详细设计的参考方案。 1 优化问题的数学表达 优化设计可归结为求解一组设计变量，且满足约束条件，而其目标函数最小，优化问题可以归纳为以下数学模型： 设计变量：X=[x1, x2,…,x n]T 在满足约束条件： g j(X)=g j(x1, x2,…, x n)≤0 (j=1,2,…,m) h k(X)=h k(x1, x2,…, x n)=0 (k=1,2,…,l 目标函数最小：f(X)=f(x1, x2,…, x n)

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

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。