航天器总体设计作业【哈工大】
哈工大飞行器制造课程设计
哈工大飞行器制造课程设计一、概述飞行器制造课程设计是哈工大航空航天学院飞行器制造工程专业的重要实践环节。
该课程设计的目标是培养学生掌握飞行器制造的基本技能和知识，提高学生的工程实践能力，为未来的工作和研究打下坚实的基础。
二、设计任务学生需要在规定的时间内，完成以下任务：1.设计并制作一个小型无人机（微型飞行器）；2.进行飞行控制系统的设计和实现；3.进行地面测试和飞行试验；4.编写设计报告，包括设计方案、设计图纸、实验数据和结论等。
三、设计方案1.总体设计微型飞行器采用固定翼布局，翼展不超过250三n,总重量不超过50go采用电动推进系统，由微型无刷电机和螺旋桨组成。
飞行控制系统采用开源的Pixhawk飞控板,通过GPS实现定点悬停和自主导航。
5.结构设计机体结构采用轻质材料，如碳纤维复合材料或轻质铝合金。
机翼采用对称翼型，尾翼采用V型尾翼。
起落架采用折叠式设计，便于收纳和携带。
结构设计中需考虑强度、刚度和稳定性要求。
6.动力系统设计动力系统包括微型无刷电机、螺旋桨和电池。
根据飞行性能要求,选择合适的电机、螺旋桨和电池型号，并进行匹配优化。
同时需要考虑散热和噪音问题。
7.飞行控制系统设计飞行控制系统包括传感器、控制器和执行器。
传感器包括GPS.陀螺仪、加速度计和气压计等，用于获取飞行器的位置、姿态和高度信息。
控制器采用PiXhaWk飞控板，通过算法实现对飞行器的稳定和控制。
执行器包括舵机和电机驱动器等，用于实现对飞行器的操作和控制。
飞行控制系统的设计需要保证系统的稳定性和可靠性，防止出现失控和坠机等安全问题。
四、实验测试与结果分析在完成设计和制作后，需要进行地面测试和飞行试验，对微型飞行器的性能进行评估和分析。
具体测试内容包括：1.地面测试：对微型飞行器的各项性能指标进行测试，如起飞重量、最大速度、最大爬升率、续航时间等。
同时检查机载设备的正常运行情况，如GPS、传感器、控制器等。
2.飞行试验：在室外场地进行飞行试验，测试微型飞行器的实际飞行性能和稳定性。
航天器综合测试作业【哈工大】
航天器综合测试作业1.卫星系统组成：结构与机构、电源与配电、测控（通信）、数管（综合电子）、姿态与轨道控制、热控、总体电路、有效载荷2.测试分类：（1）按研究阶段分类方案原理性验证、模样测试、正样测试、飞行试验。
根据实际情况还可能增加应用阶段的飞行试验、飞行前检验（2）按系统规模分类元器件级测试、设备级测试、分系统级测试、整星测试3.测试系统组成：计算机、测量、激励、匹配转换器、被测设备4.测试系统发展趋势：（1）50年代非电量转换为电量测量（2）60年代电子测量替代机械开关测量（3）70年代计算机辅助测量（4）80年代微处理器自动测量（5）90年代分布式测量（6）00年代网络测量（7）10年代智能测量、嵌入式测量最终测试目标将是全自主、嵌入式、智能测试、免测试（省去人工干预）5.根据测试项目设计测试方法（1）蓄电池充放电功能测试方法：首先对充电控制器设定一条充电控制曲线（V-T曲线），然后使SAS通过星上充电控制器对电池充电，并监测充电电流及充电控制器的充电状态，当充电控制器结束对蓄电池的充电后，按照上述方法计算并判断电池的充电量是否已达到电池的额定容量。
（2）蓄电池放电功能测试方法采用模拟负载或卫星其他分系统作为负载，使用蓄电池供电，将蓄电池充满，观测放电过程，同时避免过放电。
6.蓄电池过充过放的危害（1）蓄电池过充电的危害蓄电池充电电流大于蓄电池可接受电流时会过充电，产生电解水的副反应，发生热量，使电池温度不正常升高，若不加以控制，会造成大量失水、电容量下降、变形等故障。
（2）蓄电池过放电的危害蓄电池放电到标准终止电压的时候内阻会变大，电池电解液浓度会变得非常稀薄，进而严重损害蓄电池的电气性能及循环使用寿命。
7.电源系统测试应注意的问题（1）太阳电池阵模拟器：模拟太阳阵输出电功率，作为电源使用由计算机程控，模拟卫星进出阴影状态，设置试验状态（2）星表插头：连接太阳阵模拟器到卫星，供电通道，检测火工品状态，火工品保险控制，蓄电池充电、状态监测（3）脱落插头：卫星供电线，设备开关控制线，火工品状态监视线（4）控制台：显示母线电压，负载电流，开关状态，手动控制（5）火工品电路：直接由蓄电池组供电，保证火工品大电流放电的需要；压紧行程开关保护，在星箭分离前处于断开状态，避免干扰及误指令；火工品加电/断电开关，磁保持继电器控制，火工品工作前接通，火工品动作执行后断开；火工品启动开关，非磁保持继电器控制，指令指令期间处于接通状态；回路保护插头，保护装置，卫星对运载对接后接通；静电泄漏保护电阻，为火工品提供静电泄漏通路，避免静电干扰引起误爆。
(完整版)哈工大深空探测轨道设计作业_地球至火星轨道设计
目录1.1研究现状及分析 (2)1.1.1 发射窗口 (4)1.1.2火星探测轨道设计 (5)1.1.3火星探测轨道优化 (7)1.2轨道基础知识 (9)1.2.1时间系统 (9)1.2.2坐标系统 (10)1.2.3星历数据 (11)1.2.4B平面 (11)1.2.5Lambert问题 (12)1.3火星探测直接转移轨道的初步设计 (13)1.3.1日心轨道设计及发射窗口的搜索 (13)1.3.2地心段参数的确定 (15)1.3.3火心段参数的确定 (19)1.4 基于B平面参数的精确轨道设计 (20)1.4.1 问题描述 (20)1.4.2 制导方法 (21)1.4.3 轨道精确设计求解 (22)1.4仿真分析 (23)1.4.1初步轨道参数设计结果 (24)1.4.2 精确轨道参数设计结果 (26)1.5结论 (27)I- 2 - 地球——火星转移轨道设计轨道设计是火星探测任务的基础，在设计出精确轨道前，一般都忽略次要因素，以二体模型为基础设计一条简单的轨道来满足任务的要求。
本章采用普适变量方法求解Lambert 问题，并给出基于pork-chop 图以及优化算法两种方法对发射窗口进行搜索，基于此窗口对转移轨道进行初步设计和精确设计。
1.1 研究现状及分析近十年来火星探测已成为科学家们开展空间研究的主流趋势之一，火星是太阳系内与地球最接近的一颗行星，它们有很多共同特征。
自从水被证实在其上存在后，有存在生命的可能是人类目前对火星感兴趣的主要原因之一，此推动了科学研究，在之后每一个合适的发射窗口，都有新型的行星际探测器飞往火星，并携带科学设备用来研究火星的大气与表面，以及发现一些新奇的现象。
在过去的50年里，仅美国在火星探测研究的经费已超过了100亿美金，而在不远的将来他们计划开展大量的火星科学探测活动。
目前，包括俄罗斯航天局在内的世界各大航天机构正在考虑发射载人探测器到火星上的可能性，而确定这样的计划后使得火星探测基础理论研究、技术支持和工程实验迅猛发展，此时我国开展火星探测是及时的，在自主研发的基础上，借鉴外国经验，发展我国自己的火星探测技术，开拓空间资源和领域，促使太空经济蓬勃发展。
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。
导弹弹翼设计-哈尔滨工程大学飞行器设计专业
飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50-150米，巡航速度0.7Ma，有效射程1000公里。
参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2.5m；弹体直径：0.5m；弹长：6.25m；要求：1.计算弹翼的各外形几何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。
2.1 外形几何参数设计2.1.1 总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m ）、速度（0.7Ma ）及射程（1000Km ），确定该导弹为一种巡航导弹。
在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。
2.1.2 升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0.7Ma ，由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0.75，此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。
图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3 翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：S V C L L 221∞=ρ又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mg L =故有翼面积：221∞=V C mgS L ρ带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m ³，空气密度ρ=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s ，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021m V C mgS L ===∞ρ2.1.4 翼面几何特征确定（展弦比λ、根梢比η与后掠角χ）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比：5.784.05.222===S l λ其中：l 为翼展。
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，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。
哈工大飞行器控制大作业
基本符合系统要求的频域性能指标，因此设计基本成功。
六、 实验结论 本次加速度指令控制系统控制器设计实验，内环控制器选用了一个一阶惯性环节
，外环控制器 C 选用了 PID 控制器，其中P = 0.06、I = −1.1、D = 0.01，在两者 的作用下，系统基本可以达到事先所要求的指标。之所以在内环加入了一个一阶惯性环节的 原因其实我也说不太清楚，本希望内环只用比例环节就可以实现，可是在怎么调试都不行之 后，就觉得应该在内环加点什么，为了衰减高频分量，就加入了一阶惯性。其实，这样调试 的步骤是有待商榷的，因为系统调试的一般步骤为先调试内环，再调试外环，所以下次这种 任性的行为还是应该避免。
其中，内环的参数及结构为：
PID 的具体参数为：
五、 试验结果及分析 试验仿真得出的时域跟踪结果有过载输出，与事先预想的一样，具有非最小相位特性。
产生此现象的物理原因为：若使导弹产生正方向的法向过载，需要舵偏角负偏，产生正的攻 角，使导弹抬头。而舵偏转的速度非常快，远快于导弹攻角变化的速度。也就是舵已经很快 地负偏，但是攻角还没有建立起来。因为舵负偏，产生了一个负的法向过载。所以阶跃响应 是先向反方向变化。当攻角逐渐地建立起来，攻角产生的正过载，抵消了舵负偏产生的负过 载。攻角逐渐地变大，最终到达所需位置，跟踪上过载指令。
sys = [];
function sys=mdlOutputs(t,x,u)
sys(1)=x(1); %sita sys(2)=x(2); %fc sys(3)=x(3); %v
2.2 导弹运动学部分（MissileMovtion）
function [sys,x0,str,ts,simStateCompliance] = MissileMovtion(t,x,u,flag)
哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一
一、实验题目卫星姿态控制物理仿真实验二、实验目的1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。
三、实验任务1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。
2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。
四、实验控制系统原理及框图图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等信息，通过DSP控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。
五、控制算法及说明：喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：dj T T J +=θ ，()00θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且00θθ =。
喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程0,0>-θj T()=t T j0,0<+θj T式中，0j T 为()t T j 的幅值。
系统的方框图如图2所示。
图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。
图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹图4 相平面法的DSP 实现原理图控制算法为0,≤+s U=U0,>-s U式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。
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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，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。
（5）发射场系统：主要任务是负责火箭、飞船和应用有效载荷在发射场的测试和发射，新建技术区，采用“垂直总装、垂直测试、垂直运输”以及远距离测试发射控制的先进测发模式。
（6）测控通信系统：主要任务是完成飞行试验的地面测量和控制。
在原有卫星测控通信网的基础上，研制建设符合国际标准体制的S波段统一测控通信设备。
形成由地面测控站、海上测量船及中继卫星组成的载人航天测控网。
（7）着陆场系统：主要任务是搜救航天员和回收飞船返回舱，建设主、副着陆场，设立上升段陆上、海上应急救生区和运行段应急着陆区。
（8）空间实验室系统：主要任务是研制空间实验室，包括具有交会对接功能的8吨级目标飞行器，为开展短期有人照料的空间科学实验提供基本平台，为研制空间站积累经验。
3.航天器总体设计的概念及主要阶段划分航天器总体设计，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。
航天器总体设计是航天器研制的顶层设计，是用系统工程的原理和方法，提出并优选航天器的总体方案、分系统方案，拟定、协调、优选和控制航天器的各项参数和性能指标，设计出能满足任务要求的、达到规定技术指标的、满足成本与研制周期要求的航天器。
航天器总体设计贯穿于整个航天器工程论证和工程研制过程中，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（1）满足用户需求的原则总体设计必须围绕用户的特定需求开展设计工作。
（2）系统整体性原则防止脱离系统整体功能和性能，片面追求局部高性能。
（3）系统层次性原则处理好工程大系统、航天器总体及分系统间的关系。
（4）研制的阶段性原则制定科学的研制流程。
（5）创新性和继承性原则处理好继承和创新的关系。
（6）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核及成功应用的技术，可继承和沿用已有的成熟分系统的方案、部件、电路或结构。
（2）成熟技术基础上的延伸技术在已有的成熟技术基础上，需要在分系统方案、部件、电路或结构等方面，进行少量修改设计后而应用的技术。
（3）不成熟技术（属于关键技术）无成熟技术充分继承，必须经过充分研究、投产和充分地面试验（技术攻关）后，才能在航天器上试验及应用的技术。
（4）新技术（属于关键技术）在理论、原理或方法方面有创新，未在航天器应用的技术。
6.航天器总体方案的五种技术实现途径（1）利用已有的成熟的卫星平台或标准化的公用平台，通过适应性改造，更换新的任务载荷，从而满足新的任务要求。
（2）充分继承、使用已有的成熟分系统，或成熟有效载荷。
（3）充分继承和利用已有的成熟技术，应用于新的研制任务。
（4）采用技术引进方式，获得和应用国外的成熟设备、部件、器件、材料。
（5）采用全新的技术研制新的卫星载荷、部件，形成新的卫星平台或有效载荷。
7.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。
8.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。
9.根据轨道类型不同，低轨道航天器太阳电池阵有几种布局方式，画出示意图（1）太阳同步轨道单轴驱动的太阳电池阵的布局设计航天器运行姿态：对地定向适用轨道：太阳同步正午轨道带有预设安装角的单轴驱动的太阳电池阵布局设计航天器运行姿态：对地定向适用轨道：太阳同步正午轨道（2）回归轨道（3）太阳同步回归轨道（4）冻结轨道（5）地球同步（静止）轨道（6）临界倾角大椭圆轨道（7）甚低轨道与航天器通过铰链直接连接的太阳电池阵布局设计航天器运行姿态：长期对日定向，短期对地定向适用轨道：各类低地球轨道（8）星座10.基于飞轮的控制系统的优势及存在的问题轮控系统的特点和优点：（1）不消耗工质，只消耗电能，支持长寿命航天器运行；（2）能够提供较精确的控制力矩，实现高精度姿态控制；（3）特别适合用于克服（吸收）周期性的干扰力矩影响；（4）采用轮控系统的三轴稳定航天器，可以安装大型太阳电池阵，满足航天器的大功率能源需求；（5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。
机械轴承轮控系统存在的问题：（1）存在转速饱和问题，航天器必须具备对飞轮的卸载能力；（2）飞轮高速运转时，对高稳定度姿态控制存在微振动影响；（3）飞轮转速过零时，存在较大的干扰力矩；（4）因为有高速转动部件，存在轴承寿命和可靠性问题。
11.航天器自身对姿态控制系统存在哪些干扰及影响12.联盟号载人飞船三舱设计方案相对两舱设计方案的优缺点优点：(1)轨道舱增加了飞船的有效空间，为长时间多人的空间飞行、携带多种载荷开展空间试验、航天员出舱提供了条件。
(2)基于联盟号飞船三舱布局的优点，可扩展形成其它形式的载人航天器，例如：将两艘联盟号飞船对接，可快速构建小型的空间站。
或扩展成为载人登月飞船使用。
(3)联盟号飞船已发展成为高可靠性的载人运输飞船及货运飞船。
缺点：(1)增加了舱段分离次数，带来了舱段分离的可靠性和安全性问题。
(2)三舱之间的电、气、液接口多，带来了设计的复杂性和可靠性问题。
(3)三舱构型导致飞船的气动外形复杂，要求运载火箭配置整流罩，因此飞船外形又受到整流罩直径的限制。
(4)返回舱位于三舱的中间位置，增加了发射阶段进行逃逸救生的复杂性。
13.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、姿态指向、设备视场、发动机推力矢量、设备布局等要求、以及其它特殊设计要求。
（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整流罩的有效空间，运载器的纵向及横向基频、发射阶段的力学环境条件、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、仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。
（6）整星的总装测量基准、仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。
（7）空间飞行器构型设计必须考虑空间飞行环境的影响。
14.航天器总体布局的基本原则（1）根据有效载荷及星上各仪器设备的质量、体积及形状特点、以及各设备相互间的电气与机械连接关系，进行内、外部设备的布局。
（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）对于具有较高安装精度和灵敏度的设备，应合理布局。
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、大型展开天线的外形尺寸、结构形式、折叠及展开方式等，应与航天器总装、姿态与轨道控制分系统的方案协调一致。
（7）航天器的电缆布局、走向、连接和固定方式，应满足电磁兼容设计要求，通过设备及电缆布局，减少整星剩磁矩。
15.月球探测器典型飞行阶段划分、发射段的四种主要发射方式的特点（1）发射段。
第一种方式：运载火箭一次发射，首先发射至地球停泊轨道，经调相轨道后，探测器加速进入月地转移轨道。