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航天器設計是在火箭和導彈技術的基礎上,為實現太空飛行,綜合利用現代先進的科學技術成果而發展起來的,是航天工程的重要組成部分

1 航天器設計 -航天器設計

 

2 航天器設計 -正文

  航天器設計是在火箭和導彈技術的基礎上,為實現太空飛行,綜合利用現代先進的科學技術成果而發展起來的,是航天工程的重要組成部分(見飛行器設計)。
  設計特點  航天器設計除具有一般飛行器設計特點外,還有其自身的特點:①航天器設計的內容因任務不同而差異很大,如通信衛星、廣播衛星使用轉發器、偵察衛星配用照相機和攝像機、地球資源衛星有遙感設備、登月飛船有登月艙等。不同用途的航天器,結構形式幾乎完全不同。②設計受運載器制約,軌道選擇、重量、尺寸、結構、電氣和環境等都必須與運載器相適應。③與火箭設計不同,航天器的設計不僅要考慮發射和再入時的力學環境和熱環境,而且還要考慮軌道運行時的空間環境(見空間環境影響)。④航天器需要與地面測控系統和用戶台站(網)綜合設計,彼此協調一致,並解決遠距離信息傳輸問題。⑤長時間的連續工作對可靠性設計有更高的要求。
  設計內容  與一般飛行器設計類似,航天器設計通常分為可行性論證、方案設計、初樣設計和正樣設計4個階段。航天器設計的任務在於使航天器在限定重量、容積和其他制約條件下裝載儘可能多的有效載荷,能長期可靠地在軌道上運行,而需要返回的航天器又能安全可靠地返回地球。航天器的有效載荷是指完成規定航天任務的專用系統,這是航天器設計首先要確定的項目。航天器的主要指標包括:功能、限定的重量和尺寸、軌道精度、壽命、經濟性和可靠性等,多次使用的航天器還有重複使用的次數。許多航天器往往在可行性論證時就要把所需要消耗的功率確定下來,並且要與地面用戶系統和公用艙協調一致。在此基礎上,確定關鍵分系統和部件工程實現的技術途徑,如廣播衛星的高精度的軌道和姿態控制、太陽電池翼的結構、大功率行波管等。然後經過優選,確定航天器的總體方案和分系統的方案,在完成初樣設計和試驗之後進行正樣設計,最後完成用於正樣生產和使用的工程圖紙和技術文件。總體方案設計包括:外形和總體結構、公用艙、軌道和推進系統、姿態控制方式、熱控制方式、電源系統、跟蹤、遙測和遙控、載人和返回等各項設計內容。
  外形和總體結構選擇  航天器結構可分為本體和可展開構件兩部分。先進行本體部分的外形、尺寸和布局設計,劃分結構艙段。外形和尺寸的確定主要取決於軌道類型、穩定方式和運載器整流罩的空間限制。返回型航天器的外形設計主要考慮空氣動力和氣動加熱問題。自旋穩定衛星的外形應對稱於自旋轉軸,三軸穩定衛星可以是某種對稱的多面體。航天器在結構上通常分為幾個艙段,返回的航天器一般只有一個艙段返回,以減少再入重量。太陽電池翼、可展開天線、重力梯度桿等可展開構件要求有較高的可靠性,以免因它們的失效而導致整個飛行任務失敗。
  公用艙  能夠裝載不同有效載荷、完成不同飛行任務的衛星服務艙。地球應用衛星由兩大部分組成:有效載荷和保證有效載荷在軌道上正常工作的服務艙(又稱保障系統)。執行同一類任務的地球應用衛星的服務艙大體上是相同的,因而有可能設計一種公用的服務艙(即公用艙)達到一艙多用的目的。在衛星總體和分系統方案設計時就進行公用艙設計,以便在保持衛星總重不變的條件下適當調整服務艙的技術狀態,就能適應不同有效載荷的要求。現代應用衛星的公用艙已形成若干種典型的結構形式,如四面側壁與中心構架組合的結構,以「Π」形構件為主體的結構。
  軌道設計和推進系統  根據航天器的使命來選擇最有利的運行軌道,力求消耗能量最小、控制簡單、便於地面觀測。通常軌道選擇受到火箭運載能力、制導精度、測控站布局和發射靶場位置的限制,往往需要在航天器上設置推進系統,使它具備機動飛行、改變軌道的能力。固體火箭發動機系統簡單,液體火箭發動機可多次起動。大幅度地改變軌道常選用大推力的火箭發動機。為了修正軌道誤差或實現長期的軌道控制,往往採用能多次起動和工作壽命長的小推力發動機,如單組元、雙組元或其他高能推進系統。
  姿態控制方式  為完成所擔負的任務,需要合理地選擇航天器的姿態。採用某種控制方式克服干擾力矩的影響,將航天器穩定在預期的姿態上。常用的姿態穩定方式有:自旋穩定、雙自旋穩定、重力梯度穩定、磁力矩穩定和三軸穩定等方式。自旋穩定、重力梯度穩定和磁力矩穩定是被動式的,精度較低。三軸穩定是主動式的,精度較高(見航天器姿態控制)。重新改變航天器的姿態,通常也採用主動控制方式。姿態控制方式的選擇主要考慮衛星所擔負的任務、工作壽命、軌道特性和姿態精度等要求。現代大多數航天器採用自旋穩定和三軸穩定方式。
  熱控制方式  在軌道上航天器的溫度變化很大,採用熱控制把航天器(主要是內部儀器設備)的溫度控制在一定範圍內,以改善儀器設備的溫度環境和減小航天器表面溫度的波動和不均勻性(見航天器熱控制)。採用自旋穩定方式可使航天器的各部分均勻地受到日照。通過發射窗口的選擇可滿足熱控制對太陽投射角範圍和最大陰影區時間的限制。對於發熱儀器的相互影響問題,按工作程序和發熱量的不同,採取熱源合理布局、保證一定的散熱面積、設置必要的隔熱屏障、在結構框架上布置熱管和局部採用電加熱等措施來改善熱環境。
  電源系統  原電池 (如鋅-氧化銀電池)的重量隨工作時間和功率的增加而增大,用於小功率短期飛行的航天器。載人飛船用大功率的燃料電池供電,它產生的水可供航天員飲用。多數航天器用壽命較長(7 ~10年)的太陽電池陣和蓄電池供電,它的重量主要取決於所能提供的瞬時功率,一般可達103~104瓦,功率更大或遠離太陽的空間探測器,一般採用核電源。自旋穩定衛星通常把太陽電池附在本體側表面上,構成體裝式太陽電池陣。三軸穩定衛星採用對日定向的太陽電池陣電源系統,與體裝式相比電池利用率約提高 3倍。鎘鎳蓄電池在日照區時充電,在陰影區時供電,它的壽命可通過控制放電深度和環境溫度來提高。例如,軌道周期為100分鐘的近地軌道衛星,放電深度一般取20%以下,而地球同步衛星可增加到50%~60%。溫度一般控制在 0~30°C之內。新型的鎳氫電池的壽命比鎘鎳電池長,但尚未得到廣泛應用(見航天器電源系統)。
  跟蹤、遙測和遙控  航天器的跟蹤、遙測和遙控設備與地面測控站一起組成航天測控系統,用以測量航天器的運行軌道和各分系統的性能參數,並對航天器進行遙控。一般以較寬的定向波束來滿足運行時對地面測控站的覆蓋要求。
  載人和返回  載人的航天器需要有一套完善的生命保障系統,指揮艙和軌道艙是完全密封的,有調溫、調濕、壓力控制、供氧、供氮、二氧化碳凈化和微量污染控制等環境保障設施,有供水、供食和廢物處理等生活保障系統(見載人航天器生命保障系統)。航天器的操縱系統應是既可自動控制又可人工操縱的,並有顯示設備為航天員提供系統的工作情況。一般還有救生塔等救生設備,在出現發射故障時將航天員推離運載火箭。飛船和太空梭的軌道器應有能完成多種任務的姿態確定和控制系統,並能作變軌機動飛行。載人航天器還配備有人在艙外活動的設備和航天服、遙控機械臂等。一次使用的航天器多用鈍的、軸對稱旋成體外形的防熱殼作為再入體的防熱結構,降到離地一定高度後用降落傘回收。多次使用的太空梭,往往採用升力體式的機身、三角翼作大攻角飛行和多次使用的防熱層來解決氣動加熱問題。

 

3 航天器設計 -配圖

 

4 航天器設計 -相關連接

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