航天器基本特点与设计要求概述_四_航天器的轨道设计_构形和可靠性

航天器基本特点与设计要求概述(四)
———航天器的轨道设计、构形和可靠性
　五院501部　吴开林　
文摘　介绍了航天器各种运行轨道及返回轨道的特点和设计要求,阐述了航天
器构形设计的主要内容,强调了航天器可靠性设计的重要性及实现的环节和基本原则。

关键词　航天器　特点　设计要求　轨道　构形　可靠性 一　航天器的轨道设计
航天器的轨道设计分成运行轨道设计和返回轨道设计,任何一个航天器都有运行轨道的设计,而返回轨道的设计通常只适合返回式卫星和载人飞船。

11运行轨道
航天器的轨道通常由6个轨道要素所决定,轨道设计根据任务要求合理地选择航天器的轨道要素。

航天器的轨道倾角和升交点的赤经决定了航天器轨道在空间的位置。

航天器的轨道设计并没有绝对的规则可循,有效的轨道设计需要清楚地理解轨道选择的依据,并且随着任务要求的改变或任务定义的完善,对轨道设计的依据应定期进行分析和评定。

根据卫星的不同任务,轨道的设计过程大致如下。

根据航天器的任务,轨道设计首先必须确定航天器轨道的类型。

为了设计轨道,往往将航天器的航天飞行任务分成几段,并按飞行任务的总体功能来区分各个任务段,每个轨道都有不同的选择标准。

图1是航天器轨道入轨图。

(1)转移轨道用来将卫星从一个轨道转移到另一个轨道时所经过的轨道。

例如,转移到地球同步轨道的转移轨道。

作为地球同步轨道的通信卫星,它必须要求运载火箭将通信卫星送到转移轨道,然后在转移轨道上由卫星自己送到地球同步轨道。

图1　航天器轨道入轨图(2)停泊轨道(等待轨道)
这是一种临时轨道,是卫星为转移到另
一条轨道而暂时停留的轨道。

这种轨道是为卫星在进行各种空间操作之间或在工作寿命末期的检查和储存提供一个安全而方便的场所。

这种轨道还可以用来衔接卫星发射后进入转移轨道之前的各个阶段的不同工作状态。

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24・・航天技术与产品・ 航天标准化2002年第4期
(3)空间基准轨道
这是一种工作轨道,这种轨道的主要特征是处于空间某一个位置。

例如用于空间采样和观测的拉格朗日点轨道。

(4)地球基准轨道这是为地球表面或近地空间提供所需覆盖的一种工作轨道。

例如地球同步轨道卫星和地球资源卫星、气象卫星等近地轨道卫星的工作轨道。

这是一种专门轨道,由于这种轨道有许多特点,是一种常用的轨道,而目前应用卫星大都采用了这种轨道。

地球基准轨道按照不同的分类方法,最常用的轨道类型和特点分述如下。

①地球静止轨道,其特点是倾角为零的圆形地球同步轨道。

它是一条特殊的地球同步轨道,其星下点轨迹是赤道上的一个点。

在地面上的人看来,在这种轨道运行的航天器是静止不动的,所以称为静止轨道。

实际上静止轨道的航天器,由于摄动影响,它会发生漂移,倾角的偏差引起星下点纬度(南-北)运动。

半长轴的漂移导致星下点的经度的运动。

因此静止轨道的航天器必须进行位置保持(倾角位置保持和经度位置保持)。

地球静止轨道入轨示意图见图2。

图2　地球静止轨道入轨图②太阳同步轨道,由于地球非球形摄动
影响,引起航天器轨道面的进动。

如果轨道面向东进动,进动角速度和平太阳运动角速度相等(轨道平面绕地球自转轴旋转的方向与地球公转的方向相同),这条轨道称为太阳同步轨道。

轨道面进动的角速度等于地球公转的平均角速度(019856度/天)。

太阳同步轨道的半长轴、偏心率和倾角满足以下关系:
cos i =-4177736×1015(1-e 2)2α7/2
其中:i —轨道倾角;
e —偏心率;
α—轨道的半长轴。

③回归轨道,其特点是周期性地出现重迭现象的卫星轨道。

在回归轨道上运行的航天器,每经过一个回归周期,航天器依次经过各地上空。

这样可以对航天器覆盖的区域进行动态监视,借以发现这一段时间内目标的变化。

回归轨道要求轨道周期在较长时间内保持不变,因此航天器必须具备轨道保持能力,以便克服入轨时的倾角偏差、周期偏差和补偿大气阻力引起的周期衰减。

低倾角轨道的近地轨道,倾角小于太阳同步轨道,升交点的变化率随着倾角的减小而增大,即太阳与轨道面的位置在航天器运行期间不断变化。

低倾角的近地轨道,一般设计成椭圆轨道,为了获得比较高的对地观测时的地面分辨率,往往轨道倾角设计成临界倾角轨道,其特点是椭圆轨道的近地点幅角不变,它决定椭圆轨道在轨道平面里的方位。

根据航天器的任务,选择了一种轨道时,首先必须研究是否有一种专门的轨道可供选用。

所谓专门轨道是指:如地球同步轨道、太阳同步轨道等,这种轨道是一种特殊特性的轨道。

因此在轨道设计时,应首先考虑每一种专门轨道,看它所具有的特点是否和所花的代价相当,是否能完全满足任务的要求。

由于专门轨道对轨道高度、轨道倾角等都有限制,所以必须根据任务要求,进行
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多种轨道方案的比较,进行评定,择优确定。

21返回轨道
航天器在轨道上的运动是在有心力场作用下基本按照天体力学规律的运动。

天体力学是研究天体运动和天体形状的科学,改变运动速度可使航天器脱离原来的运动轨道,转入另一条轨道运行。

若速度的改变使航天器转入一条飞向地球的、并能进入大气层的轨道飞行,便有可能实现航天器的返回。

航天器以宇宙速度进入大气层时,将经受严酷的再入环境,对再入航天器的气动外形的合理设计和再入轨道的控制,可以使航天器在再入大气层的飞行过程中既达到减速的目的,又保证制动过载和气动加热不超过允许的范围。

按照航天器的气动特性和轨道特性,再入有弹道式再入和升力式再入。

航天器的返回方式有弹道式返回、半弹道式返回和滑翔式返回三种。

弹道式返回的航天器(指再入航天器或称为返回舱)在再入大气层的飞行中运动时只产生阻力,而不产生升力,或产生的升力不加利用的航天器的返回,这种返回方式称为弹道式返回。

返回时不加以利用。

这种弹道式返回方式的特点是:再入航天器的气动外形设计相对比较简单,一般采用钝头轴对称的旋转体气动外形;再入航天器在大气层中的飞行时间短,返回飞行过载大、总加热量小,瞬间热流大;返回舱的落点散布范围大,落点精度差,在离轨前的各种偏差、变轨过程及返回过程中存在的各种偏差和干扰无法消除。

半弹道式(升力再入)返回舱在进入大气层的飞行中运动时所产生一定的可控制的升力,称为再入升力。

再入航天器在升力作用下沿滑翔式轨道或跳跃式轨道滑行。

缓和减速过程,延长能量转换时间,能使最大制动过载减小,热流峰值降低,但总加热量增加。

升力再入是弥补弹道式返回不能满足要求的缺陷,航天器返回再入过程采用配平攻角飞行,利用配平攻角产生的升力,达到控制航天器在大气层中的运动轨道,获得一定的机动能力和高的着陆精度。

滑翔式返回的航天器又可分为升力式航天器和有翼航天器两种。

而今使用的升力式返回技术,就是航天飞机,外形和现代的高速飞机相似。

在大气层中飞行时可产生相当大的升力,在超高音速时的升阻比可达到2以上,因此在大气层中飞行时,可以机动滑翔飞行数千米,然后在预定的机场的跑道上水平着陆。

这种返回方式的特点是:再入制动过载比较低,在超高音速到亚音速的很大的速度范围内,都必须保持有良好的气动特性,气动外形和结构复杂;气动力加热热流密度比较低,飞行时间长,总加热量大,防热结构比较复杂;再入控制比较难;研制成本高。

二　航天器的构形及其设计
航天器的构形是指航天器整体的基本的空间构架和形式。

航天器的构形设计受到航天任务的有效载荷的类型和性能、姿态控制的方式、电源系统的类型以及所选择的运载火箭的约束条件等若干因素影响,其构形会有比较大的差别。

航天器的构形一般包括两个基本部分:执行航天任务的有效载荷舱和为有效载荷服务的公用舱(有的航天器因任务的需要,还设有推进舱)。

根据任务要求所选择的不同的有效载荷的仪器设备,通常是集中安装在有效载荷舱内。

卫星公用舱内安装了任务要求所需要的轨道和姿态控制、电源、数据管理、热控制、机械支承、测控和总体电路等以保障有效载荷的正常工作条件的仪器设备。

航天器不带整流罩的构形必须是符合星箭组合体在发射段的气动特性要求,不能随意选择。

带整流罩的航天器的构形,只要在整流罩的允许范围内,可以有比较多的选择。

姿态控制采用了自旋稳定方式时,航天
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器的构形一般是轴对称的旋转体。

姿态控制采用了三轴稳定的方式,航天器的构形比较多,有板式盒式的构形、板式盒式和桁架式相结合的构形等。

卫星的构形是保障有关设备的工作视场、飞行方式、指向和推力矢量;保障航天器各分系统需要的容积和功能的实现,并提供设备牢固的支撑;有利仪器设备工作时的热交换,达到仪器设备装填密度高、满足卫星质心位置的要求以及与火箭等外部环境的各种约束条件兼容。

构形设计是内外关系十分复杂的、但又必须是十分协调的所特有的一项总体设计工作。

航天器构形设计的主要内容是确定航天器的外形尺寸和空间构架的形式、总体布局设计、舱内仪器设备布局设计以及质量特性设计。

同时进行与运载火箭、发射场的机械设备等接口设计和技术协调,以求得航天器这类产品,适应外部的工作环境、得到外部环境的支持,有利于卫星功能的实现、有利于航天器的研制。

航天器的构形设计是卫星总体设计的一个重要组成部分,在明确了航天器的任务、组成和配置以及航天器工作时的信息流之后,航天器的构形设计将它们(所有仪器设备)汇总组合成为一个外部和内部空间关系协调的、能保证实现航天器功能的有机整体。

构形设计从航天器方案论证开始就精心的策划和构思,对构形设计的各种约束条件进行充分的研究,对各组成部分及其所属的主要组成进行分析,对合理的要求部分加以实施,对不合理或不够合理的部分内容,与有关分系统进行协调,并加以调整。

航天器的构形、仪器设备的布局,是航天器结构设计和其它分系统的设计依据。

航天器构形设计的主要目的,就是对航天器的构形进行构思、策划,保证航天器规定功能的实现。

为了实现航天器的这些功能,航天器各个分系统提出了各种要求和条件,航天器的不同控制方式(自旋稳定和三轴稳定)、太阳电池阵的形式(体装式和集装式)、天线和各种有效载荷等方面的要求,将在构形设计中得到全面反映。

三　航天器的可靠性
可靠性工程起源于军事领域,经过半个多世纪的迅速发展,现已成为一门涉及面十分广泛的综合性新科学。

可靠性工程是指为了达到产品的可靠性要求而进行的一套设计、研制、生产和试验工作。

可靠性工程贯穿于产品的整个寿命周期内,是实现航天器任务的效能,并影响到航天器寿命周期费用的重要因素。

航天器是一个复杂的系统工程,由于航天器设计的特殊性、航天器产品的不可修复性(指航天器在轨道上)和航天器的工作环境等许多因素,可靠性设计是航天器设计的一个重要组成部分,可靠性指标是航天器特性的一个重要方面。

从单纯追求航天器的性能到重视和注意航天器的综合效能的转变,应该对航天器的性能和可靠性、安全性等方面进行系统综合和同步设计。

航天器设计的水平和设计的质量,不仅仅是指航天器的性能指标,而且必须包含航天器的可靠性指标。

航天器的可靠性指标应该是一个既能保证航天器在工作寿命期间处于可执行规定任务状态的、实际可以达到的可靠性指标。

不必要的高的可靠性指标,不仅使航天器的研制经费的增加,而且航天器的研制周期延长,给航天器研制的整体优化带来了负面效应。

根据航天器具体任务特点,结合航天器优选的方案和研制的经验,在分析论证的基础上,应遵循航天器工程系统和航天器整体优化的原则,从实际出发综合航天器的经济性、风险性和技术基础等因素,通过详细的分析论证和计算,平衡后确定航天器可靠性的指标要求。

航天器的可靠性是与在执行任务过程中所遇到的环境和工作应力(环境包括温度、
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振动、冲击、低气压和空间辐射环境等);航天器工作所规定的可靠性工作时间(“时间”的概念是广义的)的函数;对航天器的功能,当规定的功能有了比较清晰的概念,才能对航天器是否发生故障有确切的判断;对于航天器这类复杂的产品,其无故障工作的定义必须进行细致的分析,才有可能作出恰当的判断等上述情况是密切相关。

11实现航天器可靠性的环节
(1)航天器的可靠性设计
航天器通过可靠性设计,它可以发现航天器方案的薄弱环节或方案设计的不合理等问题。

如果方案优选不佳、采用的技术途径不合理、冗余设计不当(包括整机、线路的冗余等)或用了不合适元器件选择等级和原材料的性能,不论在生产过程中如何进行质量控制,研制出来的航天器都可能存在这样和那样的问题。

航天器的设计决定了它的固有可靠性,这是提高航天器可靠性最重要的环节。

(2)航天器的可靠性生产
航天器及其分系统的生产厂和航天器的总装厂必须严格按照航天器设计部门提供的设计资料(图样和技术文件)进行生产,编制合理工艺文件,设计工装夹具,努力实现设计的意图和生产全过程的质量控制,使生产出来的航天器的所有产品,达到设计所要求的固有可靠性。

(3)航天器的可靠性管理
航天器在研制过程中管理不善和不按照客观规律办事,从而可能引入不可靠的因素,例如,生产出来的产品,达到了设计要求,但是对产品没有按照要求保管、在操作过程中不按照规程或在工作中精力不集中而造成误操作等有可能引起航天器的可靠性的降低。

经常说的向管理要质量,实际上就是要在航天器的整个研制过程中,实行全过程的质量管理,确保航天器的固有可靠性。

21航天器可靠性设计的基本原则
在可以满足航天器性能要求的前提下,航天器设计的全过程中,必须对航天器可靠性的要求进行全面的分析,把可靠性设计融入到航天器设计的各个环节的内部,要本着以下的几条基本原则。

(1)尽可能采用成熟技术
航天器在设计时,必须在采用的技术上加以分析研究。

就技术而论,有成熟技术、成熟技术基础上的延伸技术、新技术和不成熟技术等几个方面。

为了达到航天器的可靠性设计要求,航天器在设计时,尽量采用成熟技术和成熟技术的延伸技术。

它可以获得比较高的可靠性,容易保证航天器产品的质量。

同时降低了航天器研制的风险,缩短航天器的研制周期。

航天器在设计中,对采用新技术和不成熟技术,一定要比较慎重行事。

作为一个新型航天器的设计任务,若有比较充裕的研制时间和足够的经费保障,采用新技术和不成熟技术的设计不是不允许,但其比例不能过高,一般不超过30%为宜。

(2)系统配置尽量简化
航天器本身是一个复杂的系统工程,它有很多分系统组成。

可靠性串联系统是最常见的系统模型,在建立航天器的可靠性模型时,就会发现,航天器系统大都是可靠性串联的或者是串联系统为基础的部分并联。

在串联模型中组成系统的所有单元中任何一个单元的故障会导致整个系统的故障。

系统可靠度数学模式:
R s=R1R2R3ΛR m=Π
m
i=1
R i(1)
……
式中:R s—系统的可靠度;
R i—第i个单元的可靠度。

从式(1)中可以看出,所以组成的单元越多,系统可靠度就越低。

在满足任务要求的前提下,从航天器设计的角度考虑,为了提高航天器串联系统的可靠性,应当采取:提高单元可靠性,降低单元的故障率,
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并着重改善最薄弱单元的可靠性;减少串联单元数;或等效地缩短任务时间等方法。

(3)采用冗余和容错设计
采用冗余和容错设计是提高航天器薄弱环节可靠性的有效途径之一,当采用其它技术不能有效地解决航天器的可靠性要求时,一般情况下是采用冗余设计技术。

但是采用冗余技术会使航天器的质量、体积、功率和复杂度增加。

复杂度的提高,会导致非计划的维修增多。

采用冗余技术减少了任务故障(提高了任务可靠性),但使后勤故障增多(降低了基本可靠性)。

冗余设计有高层次的采用冗余设计和低层次的采用冗余设计。

采用高层次的冗余设计技术,从航天器的分系统所承担的任务的重要性和它出现故障的危害性考虑,决定冗余途径。

冗余设计值得注意的问题是采用冗余设计所提高的可靠性,不要被由于构成冗余布局所选用的转换器件等的失效所抵消。

(4)有效的环境防护设计
航天器的设计,必须从地面运输、发射到全寿命期内所经历的环境与效应的影响进行充分的分析,有针对性的采取防护措施,确保航天器的固有可靠性不降低。

航天器在设计过程之初就应考虑对环境的耐受强度。

在决定要求的环境耐受强度时,首先应当确定和详细说明产品工作必须耐受的环境。

第二步是确定构成产品的零件和材料,在暴露于已确定的有害应力时所具有的性能。

当性能不适于或勉强达到产品可靠性目标值时,应当采取补救措施。

由于可靠性与产品在总寿命期间所遇到的工作条件有很大关系,在设计开始时准确地了解这些条件具有重要意义。

而且航天器在整个研制和全寿命期间,还可能受到组合环境的作用,它比单一环境影响更大。

在拟定的设计和试验判据必须考虑单一和组合两种环境,以便使硬件有耐受系统剖面图危险的能力。

产品暴露于同时作用的多种环境所受的破坏有比单一环境单独作用的累积影响更为严重。

这种同时作用环境可能包括产品运输时所遇到的如温度、湿度、高度、冲击和振动等组合。

(5)重视故障模式影响分析(FM EA)
故障模式影响分析是一种可靠性的分析方法,它按规定的基本规则记录航天器系统设计中所有可能的故障。

所谓故障是指产品或产品的一部分不能或将不能完成预定功能的事件或状态。

通过故障模式影响分析决定每一种故障对系统工作的影响,并确定单点故障,也就是那些任务失败的致命故障。

它还可以根据故障影响的致命度等级及故障发生概率,把每一故障按次序排列。

这种分析方法包括故障模式影响分析(FM EA)和致命度分析(CA),应把所研究的每个故障看作是系统的唯一的故障,即单个故障分析。

航天器在方案设计时必须进行故障模式影响分析(故障模式分析、故障影响的确定、故障影响的确定和严酷度分类制定)。

故障模式影响分析的目的是改进措施,确定关键件和重要件,在薄弱环节上采用冗余设计、元器件优选、工艺改进、降额设计和热设计等可靠性技术措施。

(6)软件必须工程化
硬件的可靠性已逐步被设计人员所重视,但是软件的可靠性远没有硬件可靠性深入人心。

软件是操作系统的组成部分,软件控制具有的多用途性和经济性可能导致忽视程序生成的困难及费用。

编制一种简单规定功能的程序是比较容易的,要保证程序在可能出现的所有条件下都能满意工作。

一个工程化的软件的基本要求是:确定航天任务中软件的功能,航天器应该说是硬件产品和软件产品的综合体,产品的功能分别是由硬件产品和软件产品来实现的。

在编制软件产品时进行需求分析,明确软件在该航天器中的的作用和任务要求。

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