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。

主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。

总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。

4、航天器总体设计的基本原则。

满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。

5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。

1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。

2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。

3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。

4）新技术（关键技术）：尚未在卫星上使用过的技术。

6、航天器总体方案设计阶段的主要工作。

1）用户使用要求及技术指标要求的确定。

2）总体方案的确定。

3）总体技术指标的分析、分配及预算。

4）分系统方案及技术指标的确定。

5）分系统机、电、热接口要求的确定。

6）轨道设计与分析。

7）构型设计。

8）整星动力学分析及热分析。

9）整星可靠性和安全性分析。

10）总装、测试及大型试验方案的制定。

11）继承性和技术成熟度分析。

12）工程大总体接口协调与确定。

13）关键技术成熟度、工程研制难点及风险分析。

14）任务及技术指标满足度分析。

15）研制技术流程和计划流程的制定。

16）各级技术规范文件的编制。

7、总体方案设计阶段的性能指标分析、分配及预算工作。

1）任务分析及指标分解。

2）有效载荷技术指标的分析与分配。

3）姿态指向精度及稳定度指标的分析与分配。

4）航天器质量和功率的分配和预算。

5）仪器设备安装空间分配。

6）轨道任务分析与推进剂预算。

7）测控及数传分系统的链路分析。

8）测控及数传机会分析及存储器容量确定。

9）整星供电能力及能量平衡分析。

10）分系统可靠性指标分配。

11）整星动力学分析。

12）整星热分析。

13）总装精度的分配与精度分析。

14）整星EMC设计与分析。

15）整星剩磁指标分配及预算。

16）空间环境影响分析及对策和预案。

17）飞行程序及工作模式规划。

18）可靠性、安全性设计与分析。

8、零动量姿态控制系统与偏置动量姿态控制系统的主要区别。

零动量系统是指不具备陀螺定轴性的三轴稳定系统，此系统利用若干个飞轮作为动量交换装置，不提供大的偏置角动量，系统总角动量较小，建立不起来陀螺定轴性，通常称为反作用飞轮控制系统。

偏置动量系统是由双自旋卫星的稳定概念引伸而来的，即将旋转体从整个航天器演变缩小成一个旋转飞轮（动量轮），而将消旋平台扩大到整个航天器。

储藏在高速旋转飞轮中的角动量，同样使航天器具有陀螺定轴性，从而保持航天器姿态的稳定性。

9、基于飞轮的控制系统的优势及存在的问题。

优势：1）轮控系统不需要消耗工质，适于长期工作；2）轮控系统可以提供较精确的控制力矩，控制精度高；3）轮控系统特别适合于克服周期性扰动；4）采用轮控系统的三轴稳定系统，可以携带有大型太阳能电池阵，以满足星上对能源的需求；5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。

存在的问题：1）飞轮（动量轮）会发生速度饱和，必须考虑卸载问题； 2）飞轮有高速转动部件，使寿命和可靠性受到限制；3）过零力矩干扰较大。

10、航天器自身对姿态控制系统存在哪些干扰及影响。

12、航天器构型设计的基本原则。

1）充分了解飞行任务要求及各种约束条件，掌握有效载荷及平台分系统对构型设计的要求，满足飞行方式及指向、视场、推力矢量、设备布局及其它特殊要求。

2）构型设计必须使结构传力路线合理，保证结构具有合理的强度、刚度和质量，结构生产工艺性好，总装操作简便，能够承受地面试验、起吊、运输、发射等各种载荷，安全可靠。

3）构型设计必须和运载器的运载能力、整流罩的有效空间，纵向及横向基频、力学环境条件、星箭机械接口及电接口协调一致。

4）大中型航天器的构型设计一般采用模块化的多舱段设计方案，各舱段按功能进行划分。

小型航天器可采用一体化的单一舱段设计方案。

5）整星的总装测量基准和仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。

6）构型设计应充分考虑有效载荷及分系统的增长需要，具备可增长的技术途径，以适应有效载荷、太阳电池阵、热辐射器等的扩展需求。

7）空间飞行器构型设计空间飞行器构型设计必须考虑空间飞行环境的影响。

13、航天器总体布局的基本原则。

1）根据各仪器设备的质量、体积及形状特点、以及相互间的电气连接关系，进行内外部设备的布局, 使航天器的质心偏差最小。

2）根据各仪器设备的发热量及运行模式进行布局，满足整个航天器的热控方式和散热通道设计要求。

3）具有较高安装精度的设备应布局合理，光学相机、星敏感器、陀螺等高精度设备应布置于刚度好、振动小的位置。

4）推进系统的布局和管路走向、装配方案、推进剂加注和防泄露防污染方案应合理，推进剂消耗对质心位置变化的影响应最小。

5）总体布局应满足在仪器设备的视场范围内无遮挡、无反射光和热辐射影响。

6）太阳电池阵及大型展开天线的尺寸、结构形式、折叠及展开方式应与航天器总装及姿态控制分系统方案协调一致。

7）航天器的电缆布局、走向、连接和固定方式应满足电磁兼容及防静电放电设计要求，通过设备及电缆布局减少整星剩磁力矩。

14．月球采样返回探测器典型飞行阶段划分及发射段三种主要发射方式有缺点：飞行阶段划分：1)发射段，2)地月转移段，3)环月段，4)着陆段，5)月面工作段，6)起飞段，7)环月段，8)月地转移段，9)再入段，10)回收段。

发射方式包括：1）运载火箭直接将探测器发射至地月转移轨道；2）首先发射至地球停泊轨道,经停泊/调相轨道后探测器加速进入月地转移轨道；3）在地球停泊轨道交会对接装配后，进入转移轨道。

第一种方式可充分利用运载火箭能力，但对发射窗口及轨道控制精度要求高；第二种方式有较多的轨道测控及轨道调整机会，但飞行时间长；第三种方式适合载人探月任务，对轨道交会及空间装配技术要求高。

为减少对探测器携带推进剂的需求，减小探测器规模，优先选择第一种方式。

15．月球采样返回探测器月面着陆阶段的关键问题及影响因素：（1）着陆缓冲能力影响着陆缓冲机构设计的主要因素是着陆速度，着陆速度决定了着陆时对着陆器的冲击。

发动机距月面的关机高度决定了着陆速度和姿态条件。

（2）导航控制能力由于月地之间距离遥远,且着陆过程时间很短,因此通过地面控制进行着陆导航在着陆精度以及控制的实时性上均难以得到保证。

为实现软着陆任务,必需进行自主导航。

（3）地形识别与自主避障能力月球表面分布着斜坡、石块、凹坑等地形地貌,而着陆区的地形地貌特征具有未知性，因此要求着陆器具备一定的地形识别和避障能力。

在一定的高度悬停,识别月面坡度、石块凸起和凹坑,选择有利于安全着陆的地点,平移后再缓速下降。

（4）推进能力应选择推力较大的发动机，以减小重力损耗带来的推进剂需求。

为保证地形识别时的悬停和实现缓速下降,要求发动机推力可调整，变推力发动机的推力范围应覆盖不同阶段的需求。

（5）月尘影响月尘的激起机制有两大类:自然的和人为的。

自然的激起机制包括因流星和微流星体碰撞而起的二级喷发和微尘静电漂浮。

人为的激起机制有三种,按影响程度由小到大为:宇航员的行走,探测器车轮旋转带起,着陆、发射航天器。

（6）着陆稳定性影响影响着陆稳定性的因素较多,主要包括探测器的速度、月面坡度和硬度、着陆方向、着陆时姿态和角速度等。

16．月球采样返回探测器的一次发射、无月球轨道交会对接方案的过程及优缺点：探测器系统由着陆器、上升器和返回器组成。

发射进入地月转移轨道后，着陆器完成中途修正、减速进入环月轨道和动力下降，月面采样后，样品转移到返回器。

上升器携带返回器完成月面动力上升、环月停泊和加速进入月地转移轨道，到达地球附近后释放返回器，返回器携样品再入并着陆。

一次发射无交会对接:是实现无人月球采样返回任务的最小方案,探测器系统组成最简单,在过去前苏联的无人月球采样返回任务中得到了成功应用。

主要不足是返回器和返回样品的质量受限。

17．月球采样返回探测器的一次发射、有月球轨道交会对接方案的过程及优缺点：探测器系统由轨道器、着陆器、上升器、返回器组成。

发射进入地月转移轨道后，轨道器完成中途修正、减速进入环月轨道。

在环月轨道,轨道器(携带返回器)与着陆器(携带上升器)分离。

着陆器完成动力下降着陆,月面采样后,样品转移至上升器,上升器携带样品完成月面起飞，在环月轨道与留轨的轨道器对接，将样品转移至返回器，再与轨道器分离。

轨道器携带返回器加速进入月地转移轨道，到达地球附近后，释放返回器，返回器携样品再入并着陆。

一次发射月球轨道交会对接:通过月球轨道交会对接,降低了着陆至月面和月面起飞的推进剂需求，从而提高了探测器系统设计中资源分配的灵活性，提高了返回器和返回样品的质量；缺点是探测器系统复杂,增加了月球轨道交会对接环节,使得探测器系统的工作模式和器间接口复杂,分离次数增加,任务的风险增大。

18、地球磁场对空间飞行器的姿态有何不利影响，又存在哪些积极作用？不利影响：航天器尤其是低轨道航天器在地球磁场中会受到干扰磁力矩的影响，该磁力矩与磁场强度成正比，也和航天器的磁矩成正比，使航天器的姿态发生变化。