空间飞行器设计-第10讲

第10讲 10讲 航天器的基本组成
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近地空间环境的特点： 高真空、强辐射、超低温背景、 高真空、强辐射、超低温背景、冷热交变 航天器完成预定的空间任务， 航天器完成预定的空间任务，需有若干不同 功能的分系统。 功能的分系统。 通用系统：指所有航天器均需安装的功能相同 的系统。主要有：结构系统、温度控 制系统、控制系统、电源分系统、天 线分系统、无线电分系统等。 专用系统：不同航天器装有不同的专用系统，随 航天任务而异。
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10.2 温度控制分系统
卫星空间运行环境：－270oC深冷空间。 主要热源有：太阳辐射热、地球红外辐射热和 地球反射热，星内仪器自身发热及相互之间的 传热。 为保证其仪器工作正常，需进行温度控制。 星内仪器有不同的温度要求：电池、固体 远地点发动机等。
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10.2.1 无源温度控制 1. 无源被动式控制 (1)喷涂涂层 不同材料涂层有不同的吸收率α 和辐射率ε， 在仪器表面喷涂这些材料，如镀金、喷涂白漆、 黑漆、铝粉漆等。或者通过金属材料的表面机 械加工的办法来获得所需的α / ε系数比，如机 械抛光、电抛光、阳极化处理等。
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2. 化学电池 常用镍镉（Ni－Cd）。在卫星进入阴影区时 使用，与太阳能电池并接。 非星蚀时，蓄电池被充电；星蚀时，蓄电池 需供电，故充放电次数多（5000~6000次/年）， 要求循环寿命高。 镍氢（Ni-MH）电池是20世纪90年代发展起 来的，具有高能量、长寿命、无污染等特点，其 诞生归功于储氢合金的发现。锂电池和锂离子电 池是20世纪开发成功的新型高能电池。这种电池 的负极是金属锂，正极用MnO2，SOCL2， (CFx)n等。
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10.3 控制分系统
任务：姿态控制和轨道控制 10.3.1 姿态控制方法 1. 自旋稳定法： 有单自旋和双自旋稳定。 特点：容易实现，成本低，但易受地磁场、地 球重力场或太阳光压等干扰产生的影响，卫星 自旋速度会渐渐减慢，导致自旋轴倾斜或摆动， 需要采取措施矫正。
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自旋稳定法
探索者1号(Explorer 1) 双自旋结构
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2. 重力梯度稳定法
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重力梯度杆伸展
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3. 磁力稳定法 利用地球这个大磁场和磁铁同性相斥、异性 相吸的特性。在卫星一个面上装上一个电磁铁, 以使有磁铁的一面永远指向地球。 缺点：易受磁场变化的影响；由于卫星与地球 相距遥远，地磁对卫星的吸引也很弱，故控制 能力较弱。
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4. 三轴稳定法 由与星固连的三根轴——俯仰轴、偏航轴和 由与星固连的三根轴——俯仰轴、偏航轴和 滚动轴来确定卫星的姿态。星体本身不自转， 但依靠卫星上的一些气体喷嘴、反作用轮和测 量姿态偏差用的感应元件，使卫星在三个轴向 上维持稳定的取向。 俯仰轴——控制卫星的上下摆动； 俯仰轴——控制卫星的上下摆动； 偏航轴——控制星体正对轨道路线； 偏航轴——控制星体正对轨道路线； 滚动轴——控制向轨道左右摆动和倾斜。 滚动轴——控制向轨道左右摆动和倾斜。
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5. 能源结构： 能源结构： 主要指安装电池的结构，包括固定结构和能 收拢、展开太阳能电池帆板的结构。应能保证 在发射过程中及入轨后结构本身和电池不受损 坏并能正常供电。 6. 天线结构： 天线结构： 如鞭状天线、拉杆天线、喇叭形天线、抛物 面形天线结构等。其设计有多种特殊要求。如 抛物面天线结构要求在剧烈的温度变化下热胀 冷缩尽量小。
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二、不同姿态控制方式的卫星构形 1. 自旋稳定控制卫星的构形 特点：1) 卫星整体呈绕自旋轴的对称结构; 2) 自旋星体上一般贴有太阳能电池片； 3) 对圆柱形卫星，一般要求直径大于高 度，以提高对自旋轴的转动惯量。
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结构简单，不需要携带能源，易于稳定， 可靠性高的优点。在早期的中小型人造天体上 应用较多。如美国的信使、先驱者5号、探险者 1号至7号卫星上，都采用了自旋稳定姿控系统。 自旋稳定的缺点是控制精度较低，大约在 1º—5º间，并且只有固定不变的方向，没有调整 机动的余地。
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重力梯度稳定， 精度3°
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重力梯度稳定仅适用于控制精度要求不高 的人造天体。例如导航卫星。 重力梯度稳定最大的优点是不需要任何电 源，也不需要姿态敏感器，因而这种控制方法 简单、可靠、经济，特别适宜于长期运行。 其缺点是控制精度较低。美国在子午仪导 航卫星、头两颗测地卫星和应用技术卫星中都 运用过这种稳定方式。
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3. 三轴稳定控制卫星的构形 无明显构形特点，构形比较自由。 系统由下列3个子系统组成： 姿态敏感器：指向敏感对象（地球、太阳、 特定恒星等）； 姿态控制器：冷气、发动机、飞轮系统 姿态控制执行器：在俯仰、偏航和滚动三 个轴各装一对推力相反的共6个推力器
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法国地球观测卫星
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三轴稳定，精度0.2°
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(2). 包敷隔热材料 铝薄膜和网格相间组成的一种多层隔热材料。 远地点发动机、推进剂箱和管路、消旋组 合件、天线。 (3). 机械导热 增大散热面积，利用热管。
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2. 无源主动式控制 利用双金属片作为热敏元件，依靠两种不 同金属具有不同温度时的热胀冷缩特性，来开 关仪器表面的百叶窗。 10.2.2 有源温度控制 采用加热器来控制仪器温度，要消耗星上功率。 加热器一般用钪铜丝或钪铜片制成，安装在仪 器表面时，要用聚酰亚胺薄膜绝缘。
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目前，卫星位置控制的精度可达± 1º以内。 目前，卫星位置控制的精度可达± 1º以内。
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10.4 电源分系统
电源分系统堪比卫星的心脏。 卫星的特性要求电源分系统具有体积小、 重量轻、效率高、寿命长，高稳定地输出足够 的电能的特点。 星上能源系统由一次能源、二次能源和供 配电、电缆网组成。 一次能源包括太阳能电池、蓄电池和控制 器等。实用通讯卫星一次能源采用物理电源和 化学电源联合供电方式 。
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10.1 结构分系统
航天器结构外形与仪器总体布局及总装有 关，同时也与姿态控制方式密切相关。 功用：在满足总体布局要求前提下，构成卫星 整体；在静态情况下承受卫星载荷，支承 卫星；在动态情况下传递运载火箭和远地 点发动机的推力，承受各种力学环境载荷。
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10.1.1 卫星的结构外形 一、 不用整流罩和用整流罩的卫星 大部分是用整流罩的，卫星构形不受运载 火箭气动外形的影响，只要能放置在整流罩所 包容和容许的空间之内。 不用整流罩时，卫星就是运载火箭的头部 卫星就是运载火箭的头部。 卫星就是运载火箭的头部 卫星的外形必须满足星箭组合体在发射段的气 动特性要求。
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10.1.2 卫星结构的分类 卫星是由各种结构组件组合而成的，这些 结构按其功能可作如下分类： 1. 外壳结构 保证所要求的结构外形、及必要的表面性质， 如对光或无线电波的反射、吸收等。同时， 外壳结构应能抵御空间高能粒子的辐射。 2. 承力结构： 承力结构： 传递火箭推力，是承受卫星的超重等载荷的 主要承力件。
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7. 防热结构： 防热结构： 防止卫星回收时高温传入结构内部，这是 返回式卫星的一个主要部分。 除此以外，还有连接和分离装置（保证其 与运载火箭的连接与分离），以及其他重要 机构，如太阳能电池帆板的锁紧和伸展机构、 各种舱门的铰链机构等。并不是所有卫星均 具有上述结构。 结构还可按力学性能分为：柔性、刚性、 半刚性结构。
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Violet cell(SiC)
紫蓝硅光电池
此外，有些卫星采用紫光电池(violet cell 属太阳光伏电池)、无反射电池(Balek cell)、核 反应堆电池及放射性同位素热发电机等。 一般，原子能电池用于大功率通信卫星和 军用抗毁通信卫星。
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3.密封结构： 3.密封结构： 密封结构 主要承受内压。其功能是在宇宙空间环境内， 主要 人工建立一个适宜的环境，使其保持一定的温 度、气压等，供某些精密仪器安装，和保证其 正常工作。另有各种液体和气体容器等密封结 构。 4. 能源仪器安装面结构： 能源仪器安装面结构： 提供仪器设备安装所必需的安装面。保证 仪器的安装精度，要有足够的强度、刚度来 保证变形不超过容许限度。
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1. 硅太阳能电池 在宇宙空间，每分钟辐射到近地空间的太 阳能约1400W/m2。 硅太阳能电池是一种由高效能的光电变换 元件制成，将太阳能转变为电能的装置。常见 的是N－P型单晶硅半导体做成的矩形小薄片， 有20×20,20×40,40×40mm2多种。 一般先由5片串联再几组并联而构成电池阵。
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三、其它方式的卫星构形 1. 单太阳帆板卫星的构形 太阳帆板只安装在卫星的一个侧，也就是说 要求一侧对太阳而另一侧不对太阳的构形。因 为卫星有效载荷上有制冷设备。
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中巴资源卫星
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2.有合成孔径雷达的对地观测卫星的构形 2.有合成孔径雷达的对地观测卫星的构形 特点：合成孔径雷达具有一副大的、展开 式帆板天线。载有合成孔径雷达的 卫星在构形上至少有两副大的帆板 式构件。 载有合成孔径雷达的卫星其两副大的帆 板式构件功能各异。其中一副对地， 板式构件功能各异。其中一副对地，为雷达 天线；另一副对太阳，为太阳能电池帆板。 天线；另一副对太阳，为太阳能电池帆板。
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10.3.3 轨道控制方法 轨道控制的范围很广。如变轨控制、轨道 校正、轨道保持、交会、对接、返回再入和落 点控制等。这里主要是指轨道保持。 轨道保持即克服摄动影响，使卫星某些参 数保持不变的控制。 对地静止卫星的轨道控制主要靠星体上的 轴向喷嘴和横向喷嘴来完成。其中轴向喷嘴控 制纬度方向的漂移，横向喷嘴控制经度方向的 漂移（即环绕速度发生变化）。
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3. 搭载卫星的构形 在运载火箭发射主卫星时有富裕的载荷质量 和箭头空间，允许顺便搭载发射的卫星。 此类卫星的构形受运载火箭所规定的搭载条 件（允许的尺寸、质量和外形等）、规定的装 配和接口等制约。 搭载卫星的构形因其所搭载的运载器的条件 而呈现多样性，无一般规律性。