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

转等，改变传播路径，使信号衰落，通信质量下降；电离层内不规则体使信号产生闪烁，造成电磁波幅度、相位等特性发生不规则起伏，还可造成电磁波聚焦、散焦；局部电离还会改变天线阻抗特性，产生噪声。②对定轨系统影响：电波在电离层中的路径随时间变化，接收到的电波信号频率发生偏移，定轨系统需对电离层信息修正。③对轨道姿态的影响：电离层中的粒子对航天器产生阻力；航天器横切磁力线运动时，产生感生电动势，形成电流回路，产生新阻力。④航天器充电效应：分为表面充电、内部充电，充电电位达一定值时，会发生静电放电，影响电子系统。⑤对电源系统影响：电离层等离子体的高导电性，使电池阵裸露的导体部分与之构成并联回路，造成电源电流无功泄露，降低供电效率。

2.5地磁场分为哪两部分，每部分包括哪些内容：（被上届×了）

①内源场：包括基本磁场、外源场变化时在地壳内产生的感生磁场。

②外源场：包括电离层电流、环电流、场向电流、磁顶层电流、磁层内其他电流。

2.6空间粒子的三个主要来源：（被上届×了）地球辐射带、太阳宇宙线、银河宇宙线。

4.1总体设计基本任务：

在规定的研制周期和成本情况下，设计一个能满足用户特征任务要求的、优化的卫星系统。

①将用户要求转化为系统的功能及性能参数，并使该系统满足大系统的约束要求；

②将卫星系统功能和性能参数分解到各分系统，经分析协调，保证分系统、系统间的各项兼容，完成总体方案设计；

③完成卫星总体详细设计（总装设计、总体电路设计、电性能测试、环境模拟实验要求）；

④提出产品保证要求，完成可靠性、可用性、可维修性、安全性、电磁兼容性、软件等保证大纲及规范。

4.2总体设计基本设计原则：

①满足用户需求原则：卫星设计必须以用户要求为依据，设计总体方案、总体功能、性能指标、分系统的要求指标等。

②系统整体性原则：卫星是由各分系统有机组合成的复杂系统，总体设计要符合系统的整体性规律，协调各部分的联系。

③系统层次性原则：系统有层次性，总体设计就是根据用户要求，把上一层次的接口作为约束条件，向下一层次下任务。

④卫星研制阶段性原则：分为设计、制造、发射、应用4阶段，总体设计也分为任务分析、可行性总体方案论证、总体方案设计、总体详细设计4阶段，阶段性是由系统整体性、层次性、复杂性而决定的，必须按顺序先后进行。

⑤创新性、继承性原则：一方面要利用新技术，另一方面要注意继承原来技术，要以高品质、经济性为依据，折中两者。

⑥效益型原则：总体设计要通过优化设计，有效利用现有技术的最佳组合，以最少代价，达到用户的要求。

4.3卫星总体设计的特点、要求：

①空间环境适应性：适应热真空和辐照等环境、克服太阳、月亮、地球非球形的摄动。

②大系统中各组成系统的约束：运载火箭、地面测控船站、发射场、地面应用系统的约束。

③卫星高可靠性、高安全性：满足工作寿命下高可靠性要求，要考虑安全性、风险性。

④自主控制功能：在轨运行期间，对卫星姿态测量与控制、备份件切换、蓄电池充放电等控制都是自主完成，对轨道测量和控制可采用制导导航控制技术，自主实现轨道保持修正；用其他卫星系统自主实现轨道跟踪测量，数据传输。

⑤制定研制技术流程：遵循研制阶段性原则，制定技术流程，达到整体优化的目标。

⑥满足公用平台设计要求：为缩短周期，降低成本，应将卫星平台设计成适应多种有效载荷的公用平台。

4.4总体方案设想主要做哪些工作：

①选择能满足用户使用技术要求的轨道或星座；②提出能满足用户要求的有效载荷方案设想；③设想和初步提出可能组成卫星的必要的分系统，初步提出分系统的可行方案和相互间关系；④初步提出卫星总体性能技术指标；⑤设想并初步提出大致构型，选用现有平台需做的改进设想；⑥初步提出卫星工程系统内个系统的选择与相互关系；⑦提出分系统在总体方案设计阶段可能要突破的关键技术；⑧初步估计研制经费和产品经费；⑨初步估计研制周期。

4.5什么是关键技术：可能采用的不成熟技术和新技术，必须经过研究、生产、试验的证实，才能确定是否采用的技术。

4.6卫星总体方案设计主要包括哪些内容：

卫星总体方案的确定、卫星分系统的组成及技术要求、总体性能指标正式确定、几个典型的总体性能指标预算、轨道或星座设计、卫星构型设计、卫星初样和正样研制技术流程制定、完成关键技术项目攻关、其他设计。

4.7总体详细设计包括哪些设计内容：（被上届×了）

总装设计、总体电路设计、卫星综合测试设计、卫星环境模拟试验的制定。

4.8卫星总体设计中应注意的问题：（被上届×了）

正确处理卫星局部与整体的关系、正确处理创新与继承的关系、正确处理设计余量多与少的关系。

5.1卫星有效载荷的分类：

①科学探测和实验类：用于探测空间环境、观测天体、空间科学实验的各种仪器、设备、系统。

②信息获取类：用于对地观测的各种遥感器。③信息传输类：用于中继通信或单向信息传输的仪器、设备、系统。

④信息基准类：用于提供空间基准和时间基准信息的各种仪器、设备、系统。

5.2卫星有效载荷设计的一般原则：（被上届×了）

①理解用户需求，确定总体技术指标；②研究各种限制条件，选择有效载荷方案；③合理分配技术指标；④仿真试验来

验证优化设计。

5.3卫星有效载荷设计的一般技术要求：（被上届×了）

①对环境适应性要求（力学环境、失重状态、真空状态、温度变化、空间辐射）；②质量、体积、功耗、可靠性要求；③必须满足与卫星平台间的特定关系；④满足与应用系统间的特定关系。

5.4各种卫星有效载荷的基本组成和工作原理：（种类太多，且多数没有工作原理，故仅详细列出最有可能考的一种）

①通信卫星有效载荷：?基本组成：转发器（宽频带收发信机）、天线（用于通信信号收发）。?工作原理：天线接收上行信号，送到转发器对信号加工，再由天线将加工后的信号作为下行信号发出，完成通信信号中继转发。

②地球资源卫星有效载荷：各类遥感器、摇感传输设备；③气象卫星：遥感器、实时信息处理器、发射机、大容量数据记录器；④海洋卫星：各种光学遥感器、微波遥感器。等。

8.1热控制措施的日常应用：

课本没有，考的可能性也小，忽略之。

8.2航天器热控制系统任务：

通过对卫星内外热交换过程的控制，保证星体各部位及星上仪器设备在整个任务期间处于正常工作的温度范围，为卫星正常运行提供技术保障。

8.3热控制系统工作包括哪两部分内容，每部分的具体内容：

同8.4。

8.4各种热控措施的组成、工作原理：

①被动热控制技术：组成及原理：

?热控涂层：若只考虑太阳直接辐射，忽略其他影响，则航天器吸收的热量等于辐射的热量，αs S=εσT4，由此得平衡温度公式，观察发现，可通过选择不同吸收辐射比αs/ε的热控涂层来调节。

?多层隔热材料：理想情况下，多层隔热材料的外层反射屏只能通过辐射向内层反射屏传热，但每层反射屏的表面发射率很低，故向内辐射的热量很少，经过多层反射屏的作用，达到保温或隔热效果。

?热管：热能在蒸发段，从外热源传给工作液体，液体蒸发后成为蒸汽流向另一端；在冷凝段，蒸汽凝结成液体，放出热量，再传给冷源；液体在毛细力作用下流回蒸发段，如此循环，将热量从蒸发段传导冷凝段。

?相变材料：在一定温度下，材料产生相变过程，利用相变时放出或吸收的热，保持仪器温度在正常范围内。

?导热填料、软质泡沫塑料、导热胶等。

②主动热控制技术：组成：电加热恒温装置、热控百叶窗、接触式热开关、可控热管、风冷系统、液体冷却回路子系统。分为：?辐射式主动热控方法：由敏感温度的元件来驱动具有低发射率和低太阳吸收率的叶片；温度升高时，动作器带动叶面开启，暴漏底板表面的高发射率涂层，放出热量；温度低时，叶片关闭。

?传导式主动热控方法：通过控制传导途径上的热阻来实现温控。

?对流式主动热控方法：液体冷却回路分内、外循环回路，内回路吸收舱内热量，通过中间换热器传给外回路，外回路的热辐射器向外空间排散热量。

③航天器制冷方法。

8.5常用的外热流模拟设备：红外加热笼、红外灯、康铜加热片、太阳模拟器。

8.6简要说明飞船两种防热方法：

①热容吸热式防热结构：在舱外面包一层热容量大的材料，该材料吸收大部分进入舱表面的气动热，传入内部的热减少。

②辐射式防热结构：利用耐高温并有高辐射特性的外表面，以辐射散热方式对气动加热进行防护的结构形式。

③烧蚀防热结构：材料在热环境中发生一系列物理化学反应，在烧蚀过程中，利用材料质量的损耗，吸收气动热。

因3、6、7章课本上无思考题，故挑选几个准思考题：

3.1轨道六要素，及各自意义：

①半长轴a：就是椭圆轨道的半长轴；②轨道偏心率e：对椭圆轨道，为两焦点距离与长轴之比，处于[0,1]间；③轨道倾角i：轨道平面和地球赤道平面夹角；④升交点赤经Ω：从春分点方向，在赤道平面内，沿逆时针方向度量到升交点的地心张角；⑤近地点幅角ω：从升交点开始，在轨道平面内，沿卫星运动方向度量到近地点的角度；⑥过近地点时刻τ：卫星过近地点时刻。i、Ω决定了轨道面在惯性空间的位置，ω决定了轨道在轨道面内的指向，a、e决定了轨道的大小、形状，τ决定了卫星在轨道上的位置。

3.2轨道分类：

①按形状分：e=0为圆轨道，01为双曲线轨道。

②按相对地球位置分：i=0为赤道轨道，0i>90为逆行轨道。

3.3卫星轨道摄动定义、分类：航天器实际运动轨道与二体问题的解不完全一致，有一定差异，这是由摄动引起的，称为轨道摄动。分为：地球形状摄动、大气阻力摄动、光压摄动、日月摄动。

3.4①星下点定义：卫星与地心连线一地球表面的交点。②太阳高度角定义：太阳和星下点当地水平的夹角。③发射窗口：

可以发射卫星的时间集合。

3.5变轨相关能量计算：变轨就需要速度增量ΔV，可用之来衡量变轨能量：ΔV=I s ln[m0/(m0-m T)]=I s ln(m0/m G)；m0为飞行器初始质量，m T消耗推进剂质量，m G飞行器干重，由此公式可求出m T就是所要求的变轨需要的能量。

3.6几种实用轨道：

①太阳同步轨道：轨道面进动角速度与太阳在黄道上运动的平均角速度相同。②太阳同步回归轨道：一条轨道即是回归轨道（星下点轨迹出现周期性重叠的轨道）又是太阳同步轨道。③地球静止轨道：航天器轨道面与地球赤道面重合，航天器运行方向和周期与地球自转相同，且轨道偏心率为0的轨道。④极轨道：轨道倾角i为90度的轨道。⑤临界倾角大椭圆轨道：对地球静止轨道（不能覆盖高纬度）的补充，可覆盖高纬度⑥甚低（地球）轨道：近地点200km，远地点400km。

3.7轨道机动：是指沿原轨道运行的飞行器经过机动改变成另一条所要求的新轨道；分为：轨道改变（原轨道、新轨道有交点）、轨道转移（原轨道、新轨道无交点，至少需两次冲量，两轨道间的中间轨道为过渡轨道或转移轨道）。

霍曼轨道：共面同向两圆轨道之间加两次冲量完成轨道转移能量最省的转移轨道，但其时间最长，又称双共切椭圆轨道。

3.8轨道机动部分计算：

只需记住活力公式，即椭圆轨道上任一点的速度公式：v2=μ(2/r-1/a)即可，μ为GM=3.986*10^14，r为地心到卫星的距离，a为椭圆轨道半长轴；该式当然也适应圆轨道。

3.8航天器交会对接：两航天器在空间某点上的会合叫交会，两航天器连接成一体叫对接。交会分为：①直接交会：用火箭发射飞行器，在入轨点上与目标飞行器直接交会；②用交会位置调节轨道交会：把飞行器射入与目标飞行器轨道相切的轨道上，通过施加速度增量，在切点交会；③用等待轨道交会：把飞行器射入目标飞行器轨道面内的等待圆轨道上，再转移到一个椭圆轨道，在远地点与目标轨道相切，用霍曼轨道。④对接：在快交会时，控制姿态，使两飞行器对接面法线轴重合，再加一轴线方向冲量，实现对接。

6.1空间飞行器的构型的定义：是飞行器整体的基本空间构架和形式。

6.2不同姿态控制方式的卫星构型：

①自旋稳定卫星的构型：卫星整体绕自旋轴呈对称的构型，星体一般贴有太阳能电池片，对圆柱形卫星，一般直径大于高度，以利于稳定。

②重力梯度稳定控制卫星的构型：利用卫星各部分质量所受到的不等的引力等因素产生的重力梯度力矩来稳定卫星姿态，为获得足够控制力矩，卫星都设有一根顶端有一定质量的重力杆。

③三轴稳定控制卫星的构型：可采用高速旋转的飞轮，实现三轴稳定；可沿三轴方向各设一个另动量轮，也可只用一个偏置动量轮。

6.3主承力构件的方案：

①中心承力筒结构：位于卫星中央，与运载火箭对接，其抗扭转、弯曲、剪切的强度、刚度较好，且体积较大。

②板式结构：是最常见的结构部件。

③桁架式结构：可减少航天器结构质量，可用于建立大型空间站龙骨结构。

④外壳式结构：一般用于返回式卫星，再入段会遇到恶劣的气动力和气动热环境，要求有好的强度、刚度。

6.4卫星的总体布局：按姿态稳定方案分为：双自旋稳定、重力梯度稳定、三轴稳定。

6.5构型设计一般原则、空间飞行器总体布局基本内容、构型设计过程，三个题，看题目很重要，但答案都在10条以上，内容量太大，估计考的可能性不大，想背的可自己背。

7.1轨道控制的任务：

①变轨控制和轨道机动：使航天器从一条自由飞行轨道转移到另一条自由飞行轨道。

②轨道保持：使航天器克服空间各种摄动影响，保持轨道某些参数不变的控制。

③交会对接：两航天器在同一时间以相同速度达到空间同一点上的过程叫交会，两航天器连接成一体叫对接。

④返回控制：使卫星脱离原轨道，进入大气层的控制，经过离轨、过渡、再入、着陆四阶段。

7.2姿态控制的任务：

①姿态机动：飞行过程中从一种姿态变到另一种姿态，又称姿态再定向。

②姿态稳定：有些任务要求卫星有效载荷对空间特定目标定向、跟踪、扫描，故捕获目标后需保持跟踪定向。

③指向控制：包括定向、再定向、捕获、粗对准、精对准、跟踪、搜索。

7.3卫星控制系统特点：

①卫星工作在空间失重环境中，难于在地面试验，故建立足够准确的控制对象数学模型十分重要。

②卫星控制系统非常复杂，功能多样，轨道姿态、有效载荷指向精度、稳定度要求高，且卫星是多自由度系统，各系统状态、测量值相互耦合，都增加了控制系统设计难度；

③控制系统工作寿命长，工作环境严酷，故需为其选择高可靠、长寿命、经过鉴定的元部件，同时采用冗余设计。

④因火箭发射成本高，故控制系统设计上还受质量、能量消耗条件的限制，要选则轻型、低功率元部件。

7.4卫星控制系统由测量部件、控制电路或计算机、执行机构三部分组成；分为：①星上自主控制：卫星姿态测量、姿态

确定、姿态控制计算、控制指令生成执行完全由卫星上仪器完成，而不依赖于地面设备，在卫星上形成闭路系统。②星地大回路控制：依赖低面测控系统和星上敏感器共同来测量和确定卫星的轨道或姿态，并由地面按导引律或姿态控制律要求的控制方式，通过遥控指令，控制卫星姿态和轨道。

7.5轨道确定：为控制航天器轨道运动，需确定他们相对某一参考系的位置矢量和速度矢量，这称为轨道确定或导航。

①非自主确定：由地面站对卫星跟踪测轨，且在地面测控中心进行数据处理，获得轨道位置信息。

②自主确定：卫星的轨道参数完全由卫星上测轨仪器确定，且该仪器不依赖于地球或其他外界导航通信设备。分为：天文导航、惯性导航、光学-惯性组合导航、路标跟踪系统等。

7.6①姿态测量：利用卫星上的姿态敏感器获得包含卫星姿态信息的物理量。②姿态确定：对卫星姿态测量数据处理，给出卫星姿态参数。③这两者是姿态控制的前提。

7.7姿态敏感器：太阳敏感器（通过敏感太阳光辐射获得卫星相对于太阳的方位）、红外地球敏感器（通过感受地球大气与宇宙之间红外线辐射差别，测量卫星相对于当地垂线方位，也称红外地平仪）、星敏感器（感受恒星辐射，并测量卫星相对于该恒星方位）、惯性敏感器（如陀螺仪、加速度计，可建立短期的惯性基准）、磁强计（测量地球磁场强度的方向、大小，用于中低轨道卫星的姿态测量）

7.8卫星姿态控制技术：

①姿态控制方式：

?被动姿态控制：利用卫星本身动力学特性或周围环境作用产生的外力矩作为控制力矩源，不消耗卫星能源而实现的姿态控制，分为自旋稳定（利用卫星绕自旋轴旋转时具有的定轴性使自旋轴在无外力矩作用时，在惯性空间保持方向不变）、重力梯度稳定（利用卫星各部分质量在地球重力场中手受到不相等的重力而产生重力梯度力矩，使卫星的最小惯量轴趋向于稳定在当地垂线方向）、磁稳定（依赖卫星本体的磁偶极矩与环境磁场相互作用产生力矩，使卫星平衡时磁偶极矩与地磁场方向一致）、气动稳定（通过设计良好的卫星质量分布特性和星体气动外形，使卫星姿态对迎面气流方向稳定）、辐射压稳定（太阳辐射压产生的环境力矩，但因其很小，故实用性不大）。

?半被动姿态稳定和半主动姿态控制：在被动姿态稳定的基础上，使用附加手段（如加一飞轮）提高姿态稳定性能，称半被动姿态稳定系统；在被动姿态稳定的基础上，利用姿态敏感器测量姿态误差，并依此信息来实现部分主动控制的系统称半主动姿态控制系统。

?主动姿态控制：利用星上能源，依靠直接或间接敏感得到姿态信息、按一定控制律操纵控制力矩器实现的姿态控制。该系统由姿态敏感器、控制器、执行机构组成，与卫星本体一起形成闭环回路。分为：

⒈喷气控制系统：以喷气发动机作为姿控执行机构，虽消耗星上能量，且寿命短，但其设计简单，可产生大的控制力矩；

⒉轮控系统：以惯性轮作为姿控执行机构，又分为零动量系统、偏置动量系统；存在饱和问题，需要卸载。

②姿态控制执行机构：?喷气执行机构：?机电执行机构：?环境力执行机构：

7.9设计制导、导航、控制（GNC）分系统的步骤：①确定分功能要求；②导出系统要求；③选择航天器控制类型；④硬件选择。