航天器設(shè)計復(fù)習(xí)總結(jié)

1.航天器系統(tǒng)設(shè)計和航天工程的區(qū)別。航天器系統(tǒng)設(shè)計就是設(shè)計一個滿足性能要求的航天器；而航天工程則要求在規(guī)定的時間，在一定的經(jīng)費支持下，按時間節(jié)點完成滿足要求的航天器系統(tǒng)的設(shè)計，制造，測試和發(fā)射，并保證航天器順利運行。2-1航天器總體設(shè)計的任務(wù)是設(shè)計一個能滿足用戶特定任務(wù)要求的、優(yōu)化的航天器系統(tǒng)。2-2設(shè)計原則：滿足用戶需求、系統(tǒng)整體性、系統(tǒng)層次性、研制階段性、效益性、創(chuàng)新性和繼承性。3．簡述航天器系統(tǒng)設(shè)計各組成部分的作用。航天器。在航天工程系統(tǒng)中，航天器系統(tǒng)是運載器系統(tǒng)的有效載荷，與地面應(yīng)用系統(tǒng)共同作用完成航天工程任務(wù)。發(fā)射場。運載火箭準備及發(fā)射的場所。運載器(運載火箭、航天飛機、空天飛機)。負責(zé)將航天器發(fā)射入軌。地面應(yīng)用系統(tǒng)。地面應(yīng)用系統(tǒng)與航天器系統(tǒng)共同作用完成航天器系統(tǒng)的任務(wù)。運載與航天測控網(wǎng)。探測及計算航天器在發(fā)射過程中及入軌后的參數(shù)并通過指令調(diào)節(jié)航天器的軌道及姿態(tài)。4．航天器系統(tǒng)各組成的作用。有效載荷。衛(wèi)星上裝載的為直接實現(xiàn)衛(wèi)星在軌運行要完成的特定任務(wù)的儀器、設(shè)備和分系統(tǒng)。有效載荷有時還包括實驗生物和各種實驗樣件和試件等。有效載荷是衛(wèi)星的核心部分，在衛(wèi)星設(shè)計中起主導(dǎo)作用。結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)。航天器各受力和支承構(gòu)件的總成。服務(wù)與支持系統(tǒng)：航天器有效載荷正常工作的必要條件。電源分系統(tǒng)。它具有發(fā)電、電能存儲、電源控制、電源電壓變換等功能，以滿足衛(wèi)星在整個飛行過程中的電力需求。熱控分系統(tǒng)：它通過組織和合理調(diào)配星上各部分之間熱量、對星內(nèi)外進行熱量管理與控制，保證衛(wèi)星各系統(tǒng)、設(shè)備在飛行全過程對熱環(huán)境的要求。姿態(tài)和軌道控制分系統(tǒng)(制導(dǎo)、導(dǎo)航與控制分系統(tǒng))：其主要任務(wù)是完成衛(wèi)星在軌運行過程中所需的多種軌道和姿態(tài)機動控制，實現(xiàn)對地定向的衛(wèi)星姿態(tài)。推進分系統(tǒng)：它是衛(wèi)星的動力系統(tǒng)，與制導(dǎo)、導(dǎo)航及控制分系統(tǒng)配合，使衛(wèi)星能按預(yù)定的控制方式工作。數(shù)據(jù)管理分系統(tǒng)：衛(wèi)星的總管，根據(jù)事先制定好的準則控制各分系統(tǒng)的工作狀態(tài)，按時發(fā)送地面的遙控指令到對應(yīng)分系統(tǒng)，收集、分類、編碼遙測和數(shù)據(jù)信息；還為衛(wèi)星上各個分系統(tǒng)提供時間和頻率標準。測控和數(shù)據(jù)傳輸分系統(tǒng):主要功能是為衛(wèi)星的遙測、遙控和數(shù)據(jù)傳輸提供可靠的通道，使地面站能知道衛(wèi)星的飛行軌道、飛行和工作狀態(tài)，并對其進行相應(yīng)的控制。測控與通信分系統(tǒng)利用遙測和遙控兩種技術(shù)綜合起來保證航天器正常運行，利用通信技術(shù)來傳輸航天器上有效載荷取得的高速率數(shù)據(jù)；熱控制分系統(tǒng)負責(zé)控制調(diào)節(jié)航天器各部分的溫度以保證在規(guī)定的范圍內(nèi)；數(shù)據(jù)管理分系統(tǒng)將航天器的遙測、遙控、程控、自主控制和管理等功能綜合在一個以微處理機為主的系統(tǒng)中去實現(xiàn)；環(huán)境控制與生命保障分系統(tǒng)是載人航天系統(tǒng)中保障航天員和有效載荷專家生活和工作的系統(tǒng)。g9數(shù)據(jù)管理分系統(tǒng)6.軟件工程的定義及軟件研制過程。軟件工程是應(yīng)用于計算機軟件的定義、開發(fā)和維護的一整套方法、工具、文檔、實踐標準和工序。在計算機軟件生存期中有三大階段：定義階段(也稱計劃階段)、開發(fā)階段和維護階段。軟件研制過程：(1)系統(tǒng)需求分析、設(shè)計；(2)軟件需求分析；(3)軟件體系結(jié)構(gòu)設(shè)計(概要設(shè)計)；(4)軟件詳細設(shè)計；(5)軟件編碼(軟件實現(xiàn))； (6)軟件測試；(7)軟件維護。軟件研制過程模型：軟件瀑布模型、軟件增量模型、軟件快速原型模型、軟件螺旋模型7．航天器研制&對應(yīng)的航天軟件研制的三個過程：其中軟件基礎(chǔ)型的研制采用瀑布模型。8-1航天軟件結(jié)構(gòu)分析中常用的工具方法。數(shù)據(jù)流圖(DFD)；控制流圖(CFD)；數(shù)據(jù)字典(DD);控制邏輯的表達方法，包括狀態(tài)轉(zhuǎn)換圖((STD)等；處理邏輯的表達方法，包括結(jié)構(gòu)化語言、判斷樹和判斷表;數(shù)據(jù)存儲結(jié)構(gòu)規(guī)范化;8-2結(jié)構(gòu)化編程方法的特點：易于理解、使用和維護。提高編程工作的效率，降低了軟件開發(fā)成本。9．數(shù)管系統(tǒng)軟件的特點：嵌入式軟件；受硬件資源約束較大；具有實時性，自治性、可靠性和確保運行的安全；具有標準化、模塊化的特點，易于剪裁、擴展用于不同飛行任務(wù)的航天器具有在軌飛行階段可維護、可重編程的能力。g10航天器姿態(tài)與軌道控制分系統(tǒng)航天器控制系統(tǒng)的組成：1） 敏感器。用以測量某些絕對的或相對的物理量。分為姿態(tài)敏感器和軌道敏感器。2） 控制器。擔(dān)負起信號處理的任務(wù)。3） 執(zhí)行機構(gòu)。起控制作用，驅(qū)動動力裝置產(chǎn)生控制信號所要求的運動。這三部分統(tǒng)稱為控制硬件，而用于完成測量和控制任務(wù)所需的算法稱為軟件?！杠壍来_定：研究如何確定航天器的位置和速度，有時也稱為空間導(dǎo)航，簡稱-軌道控制- 導(dǎo)航L軌道控制：根據(jù)航天器現(xiàn)有位置、速度、飛行的最終目標，對質(zhì)心施加控制2-1航天器控制系統(tǒng) F 力，以改變其運動軌跡的技術(shù)"姿態(tài)確定：研究航天器相對于某個基準的確定姿態(tài)方法。-姿態(tài)控制-、姿態(tài)控制：航天器在規(guī)定或預(yù)先確定的方向（可稱為參考方向）上的定向的過程，它包括姿態(tài)穩(wěn)定和姿態(tài)機動2-2軌道控制按其應(yīng)用可分為：軌道機動、軌道保持、軌道交會、再入返回控制3姿態(tài)控制包括：姿態(tài)穩(wěn)定是指使姿態(tài)保持在指定方向;姿態(tài)機動是指航天器從一個姿態(tài)過渡到另一個姿態(tài)的再定向過程。1航天器控制按控制力和力矩的來源分為：被動控制和主動控制。3-2主動控制系統(tǒng)的組成：1） 星卜自主控制：指不依賴于地面干預(yù)，完全由星載儀器實現(xiàn)的控制。星上自主控制框圖2） 地面控制（星一地大冋路控制）:指依賴于地面干預(yù)，由星載儀器和地面設(shè)備聯(lián)合實現(xiàn)的控制。星上自主控制框圖星—地大回路控制框圖*星載控制帶執(zhí)行機構(gòu)敏感器'*給定*星載控制帶執(zhí)行機構(gòu)敏感器'*給定?星體姿態(tài)和軌道頗力學(xué)r跟蹤r跟蹤4-1姿態(tài)敏感器按不同的方位基準分類：1） 以地球為基準方位：紅外地平儀，地球反照敏感器2） 以天體為基準方位：太陽敏感器，星敏感器；3） 以慣性空間為基準方位：陀螺，加速度計；4） 以地面站為基準方位：射頻敏感器；5）其他：磁強計（以地磁場為基準方位），陸標敏感器（以地貌為基準方位）。4-2主要姿態(tài)敏感器的工作原理：1）（紅外地平儀）自旋掃描式地平儀。通過衛(wèi)星自旋，紅外地平儀的探頭測出穿過地球的弦寬，依據(jù)測出的弦寬長短，再結(jié)合衛(wèi)星軌道高度，便可以計算出天底角（自旋軸矢量與衛(wèi)星地心連線之間的夾角）。多用于自旋衛(wèi)星。2）（紅外地平儀）擺動式邊界跟蹤地平儀。通過其擺動掃描鏡和紅外光學(xué)系統(tǒng)實現(xiàn)對地平的穿越掃描，經(jīng)電子線路處理后輸出衛(wèi)星的俯仰和滾動姿態(tài)偏差，是一種二軸姿態(tài)敏感部件。用在同步軌道三軸穩(wěn)定衛(wèi)星的敏感器。3） 太陽敏感器。通過對太陽輻射的敏感來測量太陽視線與航天器某一體軸之間夾角的敏感器。分為模擬式、數(shù)字式和太陽指示器4） 星敏感器。通過對恒星輻射的敏感測量衛(wèi)星中某一個基準軸與已知恒星的視線之間的夾角。精度高（比太敏高一個數(shù)量級）結(jié)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量大，價格昂貴。5） 陀螺。當有角速度輸入時產(chǎn)生的陀螺力矩使浮子角偏移，被角度傳感器測試，并變成一定頻率的載波信號，經(jīng)過

交流放大，相敏解調(diào)、濾波校正和功放，最后力矩器施加電流，使其產(chǎn)生一電磁力矩與陀螺力矩平衡。5．控制器——星載控制計算機：功能：由模擬邏輯或數(shù)字計算機實現(xiàn)控制規(guī)律和控制對策，把星上敏感器和執(zhí)行機構(gòu)聯(lián)接起來，從而完成對航天器的控制任務(wù)。技術(shù)要求：質(zhì)量輕、體積小、功耗低；適應(yīng)空間環(huán)境，耐輻照；高可靠性和容錯功能。6-1執(zhí)行機構(gòu)：推進器、飛輪、磁力矩器。6-2飛輪控制：采用角動量交換裝置為衛(wèi)星姿態(tài)控制執(zhí)行機構(gòu)，實現(xiàn)衛(wèi)星姿態(tài)的控制作用。干擾期望姿態(tài).乂 控制網(wǎng)絡(luò)1—飛輪星體姿態(tài)輸出—■ 姿態(tài)敏感器「 特點：①可給出精確的連續(xù)變化的控制力矩，可進行線性控制；②控制精度高，姿態(tài)誤差速率?。虎劭赏ㄟ^太陽能電池在軌得到補充電能，適合于長壽命工作。④適合于克服周期性擾動（中高軌道衛(wèi)星）⑤能避免熱氣推力器對光學(xué)儀器的污染。不足：①飛輪會發(fā)生速度飽和；②由于轉(zhuǎn)動部件的存在，軸承的壽命和可靠性受到限制。7-1軌道確定：自主測軌。如：GPS、慣性導(dǎo)航。非自主測軌。如雷達。7-2軌道機動方式：無線電指令控制系統(tǒng)或稱遙控系統(tǒng)；②慣性控制系統(tǒng)。7-3交會的3個階段：會合階段、接近階段、停靠和對接階段。4對接的4中控制方式：手動操作、遙控操作、自動控制、自主控制。1按姿態(tài)運動姿態(tài)穩(wěn)定方式分為：被動姿態(tài)穩(wěn)定；自旋穩(wěn)定；三軸穩(wěn)定。8-2姿態(tài)穩(wěn)定方式按控制方式分為：被動式：自旋、重力梯度、地磁場、太陽輻射力矩或氣動力矩及它們的組合。主動式：以飛輪執(zhí)行機構(gòu)為主的三軸穩(wěn)定控制系統(tǒng)；噴氣三軸姿態(tài)控制；地磁力矩器控制系統(tǒng)。9．姿態(tài)干擾力矩：氣動力矩、重力梯度力矩、輻射力矩、磁干擾力矩。C6電源分系統(tǒng)1-1電源系統(tǒng)的功能：負責(zé)航天器在各個飛行階段為衛(wèi)星的用電負載提供功率，直至衛(wèi)星壽命終止。1-2電源系統(tǒng)的組成：發(fā)電、電能儲存、電源控制、電源電壓變換、供配電等硬件。1-3發(fā)電裝置基本原理：是通過物理變化或化學(xué)變化將化學(xué)能、核能或光能轉(zhuǎn)變成電能。1-4電能儲能裝置的作用：在光照期間將能量儲存起來，到衛(wèi)星地影期將能量釋放出來給衛(wèi)星供電。5電源控制裝置的作用：將發(fā)電裝置和儲能裝置連接成電源分系統(tǒng)，形成母線將功率輸出到配電裝置。1不同類型不同壽命的衛(wèi)星對能源的種類要求不同：僅幾天到十幾天壽命的航天器選擇銀鋅蓄電池或鋰電池；執(zhí)行短期飛行任務(wù)的大功率（幾千瓦至幾十千瓦）飛行器，尤其是載人飛船，氫氧燃料電池組是最好的選擇；執(zhí)行短期飛行任務(wù)的大功率（幾千瓦至幾十千瓦）飛行器，尤其是載人飛船，氫氧燃料電池組是最好的選擇；壽命為幾個月、幾年、十幾年的衛(wèi)星來說，功率為幾千瓦到上萬瓦的衛(wèi)星來說，往往選擇太陽電池陣；核電源適用于在光照條件差、溫度高或有塵埃流的惡劣空間環(huán)境條件下工作的衛(wèi)星，多用于行星探測和某些長壽命的軍事衛(wèi)星。2-2能源及其轉(zhuǎn)換裝置能源轉(zhuǎn)換器件在電源分系統(tǒng)中的用途化學(xué)能鋅銀電池、鋰電池、燃料電池、鋰離子蓄電池、鎘鎳電池、氫鎳電池等作為發(fā)電裝置或儲能裝置部件太陽能硅（Si）太陽電池、砷化鎵（GaAs）太陽電池、磷化銦太陽電池等作為太陽電池陣的光電轉(zhuǎn)換器件核能（同位素、核反應(yīng)堆）溫差電偶變換器、熱離子變換器等作為核電源的熱電轉(zhuǎn)換部件3．列舉并比較幾種常用的化學(xué)蓄電池電池負極正極特點鋅銀蓄電池鋅氧化銀用于短期飛行衛(wèi)星，可作應(yīng)急電源或火工裝置的輔助起爆電源鋰-亞硫酰氯蓄電池鋰液體亞硫酰氯高放電倍率、長壽命、低維修費用、小質(zhì)量、高比能量氫氧燃料蓄電池氫氣（燃料）氧氣（氧化劑）比較復(fù)雜的電源系統(tǒng)4-1核電源：將放射性同位素蛻變或放射性元素裂變所釋放的熱量通過熱電轉(zhuǎn)換器件轉(zhuǎn)換成電能4-2核電源的組成：熱源、熱電轉(zhuǎn)換器和散熱器3按照熱源分為：放射性同位素溫差電源（RTG）和核反應(yīng)堆熱離子電源1太陽動力電源：用太陽能去加熱一種流動工質(zhì)以驅(qū)動一個渦輪交流發(fā)電機。用熱能儲存系統(tǒng)代替化學(xué)能儲存系統(tǒng)，熱能儲存系統(tǒng)是融熔鹽。52太陽能電池陣：將太陽電池片有序排列、黏貼在基板上，并連接成為電氣整體，具有輸出引線，就形成太陽電池陣。61化學(xué)儲能在衛(wèi)星中得到普遍應(yīng)用。如Zn-Ag蓄電池組、Cd-Ni蓄電池組、巧-Ni蓄電池組、鋰離子蓄電池組、鈉硫蓄電池組等。62蓄電池的選擇:壽命僅幾天的飛行器（如載人飛船）采用Zn-Ag蓄電池組作為儲能裝置;5?10年壽命的衛(wèi)星一般使用Cd-Ni蓄電池組；15年以上壽命的衛(wèi)星一般H2-Ni蓄電池。71電源控制設(shè)備隨電源的不同而不同，主要功能有:自動控制裝置;熱控裝置;功率調(diào)節(jié)裝置;接口裝置;防護措施。72過充電保護方法：硬件控制（第三電極、溫度補償電壓（T/V曲線）、電子電量計、溫度補償壓力等）和軟件控制。C7熱控分系統(tǒng)1．空間環(huán)境對熱控系統(tǒng)的影響。①宇宙真空和深黑低溫。空間對航天器是黑體，即航天器的輻射全被宇宙空間吸收。微重力。在空間微重力作用下，艙內(nèi)因溫差而產(chǎn)生的氣體自然對流換熱非常微小，可以忽略不計?？臻g外熱流。包括：太陽輻射、地球及其他行星的熱輻射以及它們對太陽輻射的反射。2．總體對熱控系統(tǒng)的要求：①系統(tǒng)質(zhì)量；②系統(tǒng)功耗；③控溫范圍(艙內(nèi)0~40°C)；④可靠度(R>=0.9960)與安全度(>=0.99968)3.熱控系統(tǒng)的工作內(nèi)容：熱設(shè)計：航天器各艙段與各儀器設(shè)備的熱分析計算、熱設(shè)計方案、熱控措施、研制技術(shù)流程和工作陳述，熱設(shè)計圖紙、文件和報告；熱試驗：整個航天器、艙段和儀器設(shè)備的熱平衡試驗；熱真空試驗；待射階段的地面調(diào)溫試驗；飛行熱試驗；以及各項試驗的試驗方案、試驗大綱和試驗報告。4-1熱控系統(tǒng)的方案設(shè)計：熱設(shè)計的基本條件；設(shè)計工況的選擇；設(shè)計措施的選擇。4-2設(shè)計措施的選擇：一般原則：先考慮使用被動熱控方法，再考慮使用主動熱控方法。先考慮衛(wèi)星殼體內(nèi)、外表面的熱控措施，再考慮衛(wèi)星內(nèi)部的熱控措施。合理組織衛(wèi)星內(nèi)部熱交換過程注意與其他分系統(tǒng)設(shè)計的配合5．再入飛行器的放熱措施及特點：熱容吸熱式防熱結(jié)構(gòu)：在返回艙結(jié)構(gòu)的外面包覆一層熱容量較大的材料，這層材料吸收大部分進入返回艙表面的氣動熱，從而使傳入結(jié)構(gòu)內(nèi)部的熱量減小。簡單易行；效率不高。輻射式防熱結(jié)構(gòu)：蒙皮，主要功能用以輻射散熱，外表面要處理成具有較大輻射系數(shù)(三0.8)的特性，向內(nèi)表面的輻射系數(shù)應(yīng)盡可能低；隔熱材料，功能是將外蒙皮與內(nèi)部結(jié)構(gòu)隔開，并阻止熱量向內(nèi)部傳遞，材料熱導(dǎo)率要??；飛行器本體結(jié)構(gòu)。受熱流密度限制，但不受加熱時間的限制；輻射防熱結(jié)構(gòu)外形不變，可以重復(fù)使用。燒蝕防熱結(jié)構(gòu)：材料在再入的熱環(huán)境中發(fā)生的一系列物理、化學(xué)反應(yīng)的總稱，在燒蝕過程中，利用材料質(zhì)量的損耗，獲得了吸收氣動熱的效果。燒蝕材料在燒蝕的全過程中會形成原始材料區(qū)、熱解區(qū)和炭化區(qū)。6．簡述兩種熱控制技術(shù)的優(yōu)缺點。被動熱控制：