空间飞行器总体设计考点

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1、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：航天任务分析与轨道设计；航天器构型设计；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/ 航天工程系统、发射场 运载器 航天器系统 地面应用

2、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 有效载荷：用来直接完成特定任务；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；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；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；热控系统：合理调配航天器各部分

3、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；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；推进系统：功能：轨道转移吋控制、星际航行加速、在轨运行；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；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；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： 由运载器有效载荷引发的设计特点：1 慎用质量和追求轻质量的特点；2 追求小尺寸和巧妙安排的设计特点。

4、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。 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。 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： 地球

5、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）； 重力梯度对航天器产生扰动力矩（姿态控制分系统）； 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） 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； 地球电离层可影响无线电波的传播（测控与通讯分系统）； 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）； 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）； 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： 对航天器温控

6、系统影响：太阳辐射是主要外热源；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；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；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 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。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： 对航天器

7、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 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。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。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。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

8、。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X了） 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。 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X 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。 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； 将卫星系统功能和性能

9、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； 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）； 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： 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。 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。 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。

10、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。 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。 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： 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。 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。 卫星高可

11、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。 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。 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。 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： 选择能满足用户使用技术要求的轨道或星座；提出能满足用户要求的有效载荷方案设想；设想和初步提出可能组 成卫星的必要的分系统，初

12、步提出分系统的可行方案和相互间关系；初步提出卫星总体性能技术指标；设想并初步 提出大致构型，选用现有平台需做的改进设想；初步提出卫星工程系统内个系统的选择与相互关系；提出分系统在 总体方案设计阶段可能要突破的关键技术；初步估计研制经费和产品经费；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

13、、其他设计。4.7总体详细设计包括哪些设计内容：（被上届X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X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： 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。 信息获取类：用于对地观测的各种遥感器。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。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X了） 理解用户

14、需求，确定总体技术指标；研究各种限制条件，选择有效载荷方案；合理分配技术指标；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X了）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）质量、体积、功耗、可靠性要求； 必须满足与卫星平台间的特定关系；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） 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

15、成通信信号中继转发。 地球资源卫星有效载荷：各类遥感器、摇感传输设备；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；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： 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，aS=&oT4,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as/&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