航天器仪器舱结构设计-放热设计
空间飞行器总体设计
第一章—绪论
1.各国独立发射首颗卫星时间。
表格 1 各国独立发射首颗卫星时间表
2.航天器的分类？
答：航天器按是否载人可分为无人航天器和载人航天器两大类。其中，无人航天人按是否环绕地球运行又分为人造地球卫星和空间探测器两大类；载人航天器可以分为载人飞船、空间站和航天飞机。
3.什么是航天器设计？
答：航天器设计就是要解决每一个环节的具体设计，其中主要的几个关键内容为：航天任务分析与轨道设计、航天器构形设计、服务与支持分系统的具体设计。
4.画图说明航天器系统设计的层次关系并简述各组成部分的作用。
答：
图 1 航天器系统设计的层次关系图
(1).有效载荷分系统：航天器上直接完成特定任务的仪器、设备和核心部分；
(2).航天器结构平台：整个航天器的结构体
(3).服务和支持系统：有效载荷正常工作的必要条件。
①结构分系统：提供其他系统的安装空间；满足各设备安装方位，精度要求；确保设备安全；满足刚度，强度，热防护要求，确保完整性；提供其他特定功能
②电源分系统：向航天器各系统供电
③测控与通信系统：对航天器进行跟踪，测轨，定位，遥控，通信；
④热控系统：对内外能量管理和控制，实现航天器上废热朝外部空间的排散，满足在飞行各阶段，星船各阶段、仪器设备、舱内壁及结构所要求的温度条件；
⑤姿态与轨道控制系统：姿态控制--姿态稳定，姿态机动；轨道控制--用于保持或改变航天器的运行轨道，包括轨道确定（导航）和轨道控制（制导）两方面，使航天器遵循正确的航线飞行。、
⑥推进系统：向地球静轨道转移时的近地点与远地点点火；低轨道转移时，低轨到高轨的提升与离轨再入控制；星际航行向第二宇宙速度的加速过程；在轨运行
长征系列运载火箭介绍 长征三号系列 二
长征系列运载火箭介绍长征三号系列二
长征系列运载火箭介绍_长征三号系列_二_
长征系列运载火箭介绍:
长征三号系列(二)
箭,由一子级、推进系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、滑行段推进剂管理
与姿态控制系统等组成。
箭体结构一方面承受载荷,一方面又起着支承各个系统的作用,将它们连成一个整体。
控制系统、遥测系统和外测安全系统的仪器主要安装在仪器舱内,也有少部分仪器根据需
要分布于尾段或箱间段。
为了减轻贮箱的结构质量,简化推进剂输送管道和尽可能提高液氢使用的安全性,三子
级推进剂贮箱的配置与一、二子级的不同,将燃料箱安排在氧化剂箱的上面。
一、二级之间的分离采用热分离方式,一级发动机关闭之前二级发动机就开始起动,然
后再令一、二级之间的连接爆炸螺栓起爆,在二级发动机推力的作用下实现分离。二级飞
行末期,在主发动机已经关闭,而游动发动机仍在工作的情况下,卫星整流罩被抛掉,然后游
动发动机关闭,连接二、三级箭体的爆炸螺栓和安装在级间段上的8台固体反推火箭同时
点燃,在反向推力的作April1998 AerospaceChina
用下,,。发,包带解锁后,安装在三子级后短壳上的反推火箭点火,使三子级减速,实现
分离,分离过程中卫星不受分离力的影响。发射外国卫星时,应用户要求,采用了分离弹簧。包带解锁后,分离弹簧的约束同时解除,弹簧力使卫星加速,同时使三子级减速,实现分离。
长征三号火箭的结构包括一
子级、二子级、三子级和整流罩,主要结构材料是LD10铝合金。
11一子级结构
一子级结构由尾翼、尾段、后过渡段、燃料箱、箱间段、氧化剂箱、级间段和导管、
航天器仪器舱结构设计放热设计
连接舱段与舱段的作用 承受载荷作用 作为通道散热等特殊作用
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
仪器舱基本要求
仪器舱部段结构应具有足够的强度与刚度，以便在各种静载荷和动载荷作 用下不破坏，并减少对舱内设备安装精度的影响
远离发动机和气动热产生部分，放在整 流罩后
仪器舱设在振动节点上 独立舱段和级间段设计 设置开口
单级火箭 火箭上部 火箭中部 火箭下部
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
仪器舱设计特点
外形复杂 • 原因：所连接的弹头与发动机往往直径不一致 • 困难：空间利用受到限制，结构协调问题多，给设计与制造带来一 定的难度
承载复杂 • 原因：载荷类型多，静载荷（轴压、弯矩、外压、集中力等）和动 载荷（振动、冲击等） • 困难：强度设计时需要考虑的力学问题较多
结构设计方法
航天器仪器舱结构设计
仪器舱设计特点
综合要求多 • 原因：舱内空间要求、设备布局要求、舱口尺寸和位置 • 困难：形状设计时需要考虑的问题较多
使用要求多 • 原因：各种设备对支架的要求各不相同，舱口设计影响结构受力， 与强度要求矛盾 • 困难：需要兼顾，综合考虑
国防科大航天学院 中国航天十一院 国防科大航天学院 航天员训练中心
中国航天六院 中国航天六院
9结构机构和热控分系统设计
（5）结构和机构的设计过程
3）设计方案选择： --结构型式 --材料：铝、 4）仿真分析和试验 --设计分析 --仿真 ---可接近性 --可生产性 --确定负载路径 --试验
9
a. 承力筒式
10
b.箱板式
11
c.桁架式
12
d.外壳式
13
e.混合式
14
常见结构
框架面板式结构 承载能力大
三棱柱结构 扩展性和适应性强 资源利用低 整体构型布局难
承力筒板式结构 主要适于大型卫星
纯板式结构 承载能力弱 500kg以内
2、热控分系统设计
（1）热控分系统的功能
卫星热控制就是通过对卫星内外的热交换过程控制， 保证星体各个部位及星上仪器设备在整个任务期间都处于 正常工作的温度范围。热控制有被动式热控制和主动式的 热控制。
21
无人航天器的热控95％是用被动式。被动式 使用的元、部件有热管（与同样直径的铜棒相比， 传热量是铜棒的200-300倍）、导热板、相变材料 （如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、 多层绝热材料（主要绝热材料是镀鈻聚脂薄膜）、 二次表面镜（外表面吸收系数小，辐射系数大）、 采用专用结构的热辐射器、隔热垫和隔热屏等。 接触热阻和导热填料
结构和机构的功能:
结构和机构分系统是安装、连接航天器的所有系统的仪 器设备和动力装置，提供机械支撑，使之机械定位，满足它 们所需要的环境要求，承受地面操作、发射轨道飞行和返回 地面时的载荷，并保持航天器的完整性。同时把航天器安装 到运载火箭上，为启动火工装置的分离动作创造条件。此外， 为了增加航天器的功能和扩大航天器在轨道上工作所需要的 尺寸，而同时又满足运载火箭整流罩的允许空间，许多航天 器都设计了可展开形式的结构，这种结构在发射时处于收拢 状态，在运载火箭的有限容积内（整流罩），发射飞行期间 锁定并保护航天器上的各种折叠部件（太阳电池阵、天线 等），通过机构在入轨后按程序再展开，到了空间展开成较 大的结构，使许多折叠的部件投入正常工作
载人航天器密封舱流动和传热数值模型及其地面验证
一
ｐ
道 外热 流并 向空 间排散 热量 。 密 封 舱 的 空气 流 动 与 传 热关 系如 图 ２所 示 ， 整
ｈｉｈ ｆｄｅｉｙ， ａ ｈｅｓｍ ｕａ ｉｎ ｒ ｓ ｇ ｉ ｌｔ ｎｄ ｔ ｉ ｌｔｏ ｅ ｕｈｓｕ ｉｇ ｔ ｓｍ ｏ ｅ ｒ ｏ ｎｄ ｔ ｉｈｌ ｇ ｅ ｔ ｈ ｒｕｎ ｅ ｔｄａａ，ｗｈｉｈ ｃ ｕ ｄ ｂ ｓｎ ｈｉ ｄ ｌａ ｅｆ ｕ ｏ ｈ ｇ ｙ ａ ｒｅ ｗｉｈ ｔ ｅ ｇ ｏ ｄ ｔ ｓ ｔ ｃ ｏ ｌ ｅ
。一
： 一
０ 引 言
１ 物 理 模 型 描 述
载 人航 天器 密封 舱 利 用 风机 、 扇 等通 风 设 备 风 使 空气 强迫 对流 ， 一方 面促进 空气 的循 环流 动 ， 舱 使 内气体 成份 分布 均匀 ， 拉平 舱 段 间 空 气 的温 湿 度 以 满 足航 天员 舒适性 要 求 ； 另一 方 面 通 过 强迫 对 流 实 现 对舱 内 电 子 设 备 的散 热 。 由于 体 积 和 重 量 的 限 制， 载人 航天 器 内部 布 局高度 紧凑 ， 导致 密封 舱 内的 空 气流 动十 分复 杂 ， 杂结 构 上 的 导 热路 径 和 辐 射 复
强迫 流动 ， 形成 舱 内的 通 风 回路 。 电子 设 备 和航 天
员 的产热 通过 强迫 对 流 传递 给空 气 ， 部 分 热 量经 一 冷凝 干燥 组件 和冷 板 由流体 回路带 走排 散到宇 宙 空
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。
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。
航天器结构设计流程和设计特点
五、航天器结构设计
2. 航天器结构设计技术要求
➢ 结构功能要求 提供构型与维形 基本构型基础、基本外部形状和尺寸、内外接口和连接形式、 提供基准实现精度保持、构型维持、外部形状和尺寸维持 承受载荷 生产、运输、试验、发射、在轨、再入、着陆力热载荷 支撑设备 为仪器、线缆、多层、管路提供安装、操作空间和固定界面， 满足设备安装接口要求，提供合适的力学环境。 密封/防热
五、航天器结构设计
1. 航天器结构设计特点和原则
➢ 航天器结构设计的目标 满足各项设计技术要求 减小研制风险 降低研制成本 缩短研制周期 提高产品性能
五、航天器结构设计
1. 航天器结构设计特点和原则
➢ 航天器结构设计的原则 继承性 尽量利用现有技术基础、努力贯彻通用化、系列化、组合化 可靠性 降低设计风险、提高健壮性、采用最简方案 可生产性 符合材料、工艺、制造、操作、检验条件与水平约束和进度 经济性 降低研制成本 先进性 尽量提高功能和性能，新技术、材料、工艺、方法的引入
五、航天器结构设计
2. 航天器结构设计技术要求
➢ 结构性能要求 强度要求。最大使用载荷乘以安全系数作为设计载荷，留有 一定强度裕度。 精度要求。满足设备与组件的安装、舱间、与运载等的连接 与分离要求，满足形位精度、重复操作精度等；结构提供唯 一基准，即设计、制造、检验的机械基准。 结构稳定性要求。不失稳，符合刚度和功能要求。 尺寸稳定性要求。力热载荷变化时的位形精度保持能力。 密封/防热要求。规定工作环境、时间下的泄漏和防热。 寿命要求。包括存储和使用寿命，要求全寿命期满足要求。
空间飞行器设计-第8讲
8.2.5 箭体的结构型式
箭体是由薄板和加强筋组成的薄壁结构， 它能很好地承受火箭在各种使用条件下的外载荷。
硬壳式结构——厚蒙皮＋隔框 半硬壳式结构： 梁式——梁＋蒙皮＋隔框 桁条式——桁条＋蒙皮＋隔框 网格式——机械铣切的化学壁板 整体壁板 新结构——夹层结构
17
8.3 箭体结构材料
现代火箭所用材料大都与飞机相同。 主要有：铝合金、合金钢、钛合金、新型复合材料 和非金属材料。
41
图8-13 下端铰链约束侧向转动分离过程
42
图8-14 卫星整流罩无污染炸药索侧向平推分离系统
43
8.4.4 星箭(头－体）分离系统
8.4.5 星箭分离
1.弹射分离
1) 气动弹射装置
44
图6-15 气动弹射装置组成示意图
45
2. 火药弹射装置
图8-16 气动弹射装置组成示意图
46
3.弹簧式弹射装置
36
8.4.2 级间分离系统
多级火箭的联结有串联、并 联、混合三种形式。 1. 串连式火箭的级间分离 a) 级间热分离 热分离的基本程序是：启 动第二级发动机，关闭第 一级发动机，起爆炸断联 结件。
图8-9 级间热分离
37
b) 级间冷分离 又称减速分离。分离指 令程序：级间联结件爆 破断开，启动第一级的 制动火箭或其他制动装 置，启动第二级的火箭 发动机。级间分离机构 组件少、轻，分离平稳。 但这种分离方式对于控 制系统的精度要求较高。
航天级相变散热材料-概述说明以及解释
航天级相变散热材料-概述说明以及解释
1.引言
1.1 概述
相变散热材料是一种特殊的材料，可以在温度发生改变时吸收或释放大量的热量，以达到调节温度的目的。它利用物质在相变阶段发生的吸热或释热现象，实现了高效的热管理。在航天领域，由于飞行器在极端环境下的工作，对热管理的需求尤为迫切。而航天级相变散热材料的出现，为航天器的热控制带来了新的突破和进展。
相变散热材料最早被应用于航天器的热控制领域，解决了航天器在太空环境下极端温度的问题。在太阳辐射下，航天器的表面温度可能高达数百度，而在太空中的绝对零度下，航天器内部的温度却可能低至几十度以下。这样极端的温度差使得传统的散热方法无法满足需求，而相变散热材料的独特性质能够很好地适应这种极端环境。
航天级相变散热材料具有一系列突出的特点和优势。首先，它具有较高的比热容和较高的相变潜热，这意味着它能够在相变过程中吸收或释放大量的热量，从而实现有效的温度调节。其次，相变散热材料具有良好的稳定性和可靠性，可以长时间、稳定地工作。此外，它具有较小的体积和重量，可以为航天器提供更大的载荷空间。最重要的是，相变散热材料具
有较高的热效率，能够在有限的资源下实现更好的热控制效果。
航天级相变散热材料的应用领域非常广泛。首先，它可以用于主动散热系统，通过控制相变材料的相变温度和相变时间，实现对热量的精确调节。其次，它可以用于被动散热系统，通过相变材料的热吸收和热释放特性，对航天器进行passively regulate。此外，相变散热材料还可以用于热隔离系统，通过减少热量的传递，实现航天器内部和外部温度的隔离。
空间飞行器设计第讲_2023年学习资料
箭体结构是运载火箭的重要组成部分，其主-要功用是装置各分系统（如有效载荷、控制系统、-动力系统和测量系统等，并按要求其连接成结-构紧凑、外形理想的整体。主要功用有：提供可-靠的工作环境；承受操作和飞行中的外力；维持-良好的气动外形；持火箭完整性。-8.1箭体结构的组成和功用-有效载荷整流罩、推进剂贮箱！-输送系统元件、仪器舱、级间段、发动机架和-
段等，有些大型火箭还有尾翼
Saturn5-W-三-USARNY-:812:6
转接锥-二、三子级级问段-有效载荷整流罩-仪器枪-二子级箱间段-一、二子级级间段-三子级液氢箱-三子级液氧箱-三子级动机-二子级氧化剂箱-二子级燃料箱-二子级气动机-级间杆系-一子级氧化剂箱-一子级后过菠段-一尾翼-图8一1典型运载箭外形及总体布局-3
有效载荷整流罩-整流罩是有效载荷或末级火箭的包封部件-在大气层飞行段对其起保护作用。一般为锥一柱、-锥一柱一锥硬壳式-推进器贮箱-为贮存推进剂的容器，是火箭的承力结构-占火箭体积的大部分。-按形状分：圆柱、锥柱、截锥、球、环、扁豆形-按受力形式分：受力式、非受力（悬挂）式-按贮箱相互关系分：独立式、共底式。-按结构特点分：硬壳式、半硬壳式和网格式
8.2箭体的结构方案与结构型式-8.2.1推进剂贮箱结构-按受力形式分为：-承力式储箱-贮箱壁就是火箭的壳体，受-内和各种飞行载荷-非承力式储箱-贮箱壁是贮箱外壳，主要-受内压载荷
早期火箭如V-2,采用非承力式贮箱-从20世纪50年代始，液体火箭广泛采用承力-载式贮箱。这是因为火箭壳体上的主要载
航天器仪器舱结构设计-放热设计
1
航天器仪器舱结构设计
仪器舱设计
组长：宗 旭 组员：马 浩 王 浩 於希乔
张波涛 韩成龙 郭 猛
结构设计方法 2
航天器仪器舱结构设计
目录
CONTENTS
1 仪器舱概述 2 总体设计 3 构型设计 4 壳体设计 5 舱口设计 6 零部件设计 7 绝热设计
结构设计方法
3
航天器仪器舱结构设计
成员介绍和分工
结构设计方法 23
航天器仪器舱结构设计
设计内容
结构形式选择及其原则
薄壁结构 （蒙皮骨架结构）
硬壳式 半硬壳式
桁条式 梁式、桁梁式
弹身结构形式
机械加工结构 整体结构 铸造结构、焊接结构
施压结构 构架式结构
结构设计方法 24
航天器仪器舱结构设计
设计内容
结构形式选择及其原则
•硬壳式结构
1-蒙皮；2-隔框
结构设计方法 18
航天器仪器舱结构设计
研制过程
生产定型
该阶段的主要任务:对产品的批量生产条件进行全面考核 确认内容：
1. 符合批量生产的标准 2. 稳定质量、提高可靠性 生产阶段的初期，应先经过小批量的试生产，待产品的 生产质量稳定之后，通过生产定型，转入批量生产。
结构设计方法 19
航天器仪器舱结构设计
目录
CONTENTS
第 8 章 热控制系统汇总
2 热控系统的方案设计
3）设计措施的选择 热设计是通过各种热控措施来实现的。选取热控措施的
一般原则：先考虑使用被动热控方法，再考虑使用主动热 控方法。设计顺序是先考虑卫星壳体内、外表面的热控措 施，再考虑卫星内部的热控措施。设计时要合理组织卫星 内部热交换过程，注意与其他分系统设计的配合。
空间飞行器总体设计
§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
c.应用实例：航天飞机所用的防热瓦 由四部分组成：表面防热瓦；表面涂层系统；与本体结构的连 接层；航天飞机的本体结构。
航天飞机辐射防热瓦的组成
空间飞行器总体设计
§8.2 卫星热设计
4 再入卫星的防热
c.应用实例：航天飞机所用的防热瓦 对隔热材料的要求：主要是隔热性好即热导率小、热容量大
空间飞行器总体设计
§8.2 卫星热设计
2 热控系统的方案设计
2）设计工况的选择 最低温度工况：通常组合了航天器在轨道上可能遇到的
各种使航天器处于最低温度的极端热条件，包括最小受晒 因子，最小受照截面积，航天器内部最小发热功率，涂层 热特性为初始值，太阳常数为低值等条件的组合。
空间飞行器总体设计
3）烧蚀防热结构
烧蚀：就是材料在再入的热环境中发生的一系列物理、化学 反应的总称，在烧蚀过程中，利用材料质量的损耗，获得了 吸收气动热的效果。 整个烧蚀材料从开始受热到 发生烧蚀的全过程会在整个烧蚀 材料里形成三个不同的分区， 即炭化区、热解区和原始材料区。
航天器热控制PPT课件
.
24
9.2 航天器热设计
2. 适应变化大的热环境 ✓地面段：航天器发射前的温度在预定的范围内 ✓上升段：星内气体对流减小直至消失 ✓轨道段：辐射 ✓返回段：自然对流由无到有，外壳气动加热
.
25
9.2 航天器热设计
3. 提高通用性及应变能力
✓ 应该十分注重通用性设计。 ✓ 热控系统在整个飞行期间一直需要发挥功能，应具 备较强的适应能力，有较好的自动调节性能。
当热控条件十分恶劣或要求温度控制在几度的变化范围 内时,主动热控是必须的。
.
33
9.3 航天器热控制技术
二、被动热控制技术
1. 热控涂层 各种热控表面，其热辐射性质主要由太阳辐
射吸收率α和星体外表面辐射率ε来体现。
太阳辐射吸收率α越大，表明其吸收太阳辐射的能力 越强；
星体外表面辐射率ε越大，表明其向外辐射热能的能 力越强。
– 2）载荷工作期间，太阳光输入＝阳关照射面积×太阳能
输入×帆板吸收系数＝116.11W；内部消耗＝平台功耗+载
荷功耗＝31.5W；照射期总热量＝147.61W
AT – 3）照射期总热量＝（辐射）输出总热量＝
4
T＝30.56°C
AT – 4）日蚀期功耗＝ （辐射）输出总热量＝
4
T＝-112.70°C
(3) 二次表面镜涂层：
空间飞行器设计-航天器的基本组成 ppt课件
4. 能源仪器安装面结构：
提供仪器设备安装所必需的安装面。保证
仪器的安装精度，要有足够的强度、刚度来
保证变形不超过容许限度。
ppt课件
27
5. 能源结构： 主要指安装电池的结构，包括固定结构和能
收拢、展开太阳能电池帆板的结构。应能保证 在发射过程中及入轨后结构本身和电池不受损 坏并能正常供电。
6. 天线结构： 如鞭状天线、拉杆天线、喇叭形天线、抛物
特点：合成孔径雷达具有一副大的、展开 式帆板天线。载有合成孔径雷达的 卫星在构形上至少有两副大的帆板 式构件。
载有合成孔径雷达的卫星其两副大的帆 板式构件功能各异。其中一副对地，为雷达 天线；另一副对太阳，为太阳能电池帆板。
ppt课件
21
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22
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3. 搭载卫星的构形
在运载火箭发射主卫星时有富裕的载荷质量 和箭头空间，允许顺便搭载发射的卫星。
此类卫星的构形受运载火箭所规定的搭载条 件（允许的尺寸、质量和外形等）、规定的装 配和接口等制约。
搭载卫星的构形因其所搭载的运载器的条件 而呈现多样性，无一般规律性。
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但对 一定的运 载火箭， 所能搭载 的卫星构 形相对而 言是规范 化的。
ppt课件
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10.1.2 卫星结构的分类 卫星是由各种结构组件组合而成的，这些
典型航天器的热控分解
+Y板、-Y板间热耦合
采取轴向槽道热管两 相对舱板间的热耦合 技术,为首次在此类卫 星上使用, +Y板、-Y板 间热耦合保证蓄电池 组间的温差要求,同时 也降低了光照侧蓄电 池组的温度,减少蓄电 池组散热面面积,为蓄 电池度过月食提供了 基本保证
主动热控
充分利用星上的数据管理设备、遥测遥控设备,加上热控系 统研制的执行部件———加热控制器,形成智能主动控温系 统的物理结构 特点：
返回舱
推进舱
载人飞船对比一般卫星的特点
热控特点：
飞船和载荷发热功率大，内部热负荷变化大， 控温精度要求高 密封舱内采用了风冷系统和流体回路系统 对可靠性与安全性要求更高 热设计和热试验要适应不同飞行阶段和不同批 次工作模式（自主飞行期间保温和留轨利用期间散热） 航天员呼吸和皮肤排湿，要进行湿度测量和控 制
研究此飞行器的意义
“阿波罗”登月飞行器是目前唯一完成脱离 地球轨道飞行的载人深空探测飞行器。其 热控系统设计方案和实施措施可为我国将 来研制载人深空探测航天器热控系统所借 鉴。
飞行器组成
阿波罗”登月飞行器包括飞船 （包括指令舱和服务舱）和登月 舱3个部分组成[2]。在发射阶段， 指令舱和服务舱是连接在一起的， 如图1所示。 指令舱是航天员在飞行中生活和 工作的座舱也是全飞船的控制中 心。 服务舱前端与指令舱对接，它为 航天员提供电氧气和其它的生保 功能，以及发动机所需的推进剂 后端为推进系统主发动机喷管。 服务舱后端为登月舱。登月舱包 括两个舱段，分别称为上升级和 下降级
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