航天器总体设计作业【哈工大】
哈工大飞行器制造课程设计
哈工大飞行器制造课程设计一、概述飞行器制造课程设计是哈工大航空航天学院飞行器制造工程专业的重要实践环节。
该课程设计的目标是培养学生掌握飞行器制造的基本技能和知识，提高学生的工程实践能力，为未来的工作和研究打下坚实的基础。
二、设计任务学生需要在规定的时间内，完成以下任务：1.设计并制作一个小型无人机（微型飞行器）；2.进行飞行控制系统的设计和实现；3.进行地面测试和飞行试验；4.编写设计报告，包括设计方案、设计图纸、实验数据和结论等。
三、设计方案1.总体设计微型飞行器采用固定翼布局，翼展不超过250三n,总重量不超过50go采用电动推进系统，由微型无刷电机和螺旋桨组成。
飞行控制系统采用开源的Pixhawk飞控板,通过GPS实现定点悬停和自主导航。
5.结构设计机体结构采用轻质材料，如碳纤维复合材料或轻质铝合金。
机翼采用对称翼型，尾翼采用V型尾翼。
起落架采用折叠式设计，便于收纳和携带。
结构设计中需考虑强度、刚度和稳定性要求。
6.动力系统设计动力系统包括微型无刷电机、螺旋桨和电池。
根据飞行性能要求,选择合适的电机、螺旋桨和电池型号，并进行匹配优化。
同时需要考虑散热和噪音问题。
7.飞行控制系统设计飞行控制系统包括传感器、控制器和执行器。
传感器包括GPS.陀螺仪、加速度计和气压计等，用于获取飞行器的位置、姿态和高度信息。
控制器采用PiXhaWk飞控板，通过算法实现对飞行器的稳定和控制。
执行器包括舵机和电机驱动器等，用于实现对飞行器的操作和控制。
飞行控制系统的设计需要保证系统的稳定性和可靠性，防止出现失控和坠机等安全问题。
四、实验测试与结果分析在完成设计和制作后，需要进行地面测试和飞行试验，对微型飞行器的性能进行评估和分析。
具体测试内容包括：1.地面测试：对微型飞行器的各项性能指标进行测试，如起飞重量、最大速度、最大爬升率、续航时间等。
同时检查机载设备的正常运行情况，如GPS、传感器、控制器等。
2.飞行试验：在室外场地进行飞行试验，测试微型飞行器的实际飞行性能和稳定性。
航天器综合测试作业【哈工大】
航天器综合测试作业1.卫星系统组成：结构与机构、电源与配电、测控（通信）、数管（综合电子）、姿态与轨道控制、热控、总体电路、有效载荷2.测试分类：（1）按研究阶段分类方案原理性验证、模样测试、正样测试、飞行试验。
根据实际情况还可能增加应用阶段的飞行试验、飞行前检验（2）按系统规模分类元器件级测试、设备级测试、分系统级测试、整星测试3.测试系统组成：计算机、测量、激励、匹配转换器、被测设备4.测试系统发展趋势：（1）50年代非电量转换为电量测量（2）60年代电子测量替代机械开关测量（3）70年代计算机辅助测量（4）80年代微处理器自动测量（5）90年代分布式测量（6）00年代网络测量（7）10年代智能测量、嵌入式测量最终测试目标将是全自主、嵌入式、智能测试、免测试（省去人工干预）5.根据测试项目设计测试方法（1）蓄电池充放电功能测试方法：首先对充电控制器设定一条充电控制曲线（V-T曲线），然后使SAS通过星上充电控制器对电池充电，并监测充电电流及充电控制器的充电状态，当充电控制器结束对蓄电池的充电后，按照上述方法计算并判断电池的充电量是否已达到电池的额定容量。
（2）蓄电池放电功能测试方法采用模拟负载或卫星其他分系统作为负载，使用蓄电池供电，将蓄电池充满，观测放电过程，同时避免过放电。
6.蓄电池过充过放的危害（1）蓄电池过充电的危害蓄电池充电电流大于蓄电池可接受电流时会过充电，产生电解水的副反应，发生热量，使电池温度不正常升高，若不加以控制，会造成大量失水、电容量下降、变形等故障。
（2）蓄电池过放电的危害蓄电池放电到标准终止电压的时候内阻会变大，电池电解液浓度会变得非常稀薄，进而严重损害蓄电池的电气性能及循环使用寿命。
7.电源系统测试应注意的问题（1）太阳电池阵模拟器：模拟太阳阵输出电功率，作为电源使用由计算机程控，模拟卫星进出阴影状态，设置试验状态（2）星表插头：连接太阳阵模拟器到卫星，供电通道，检测火工品状态，火工品保险控制，蓄电池充电、状态监测（3）脱落插头：卫星供电线，设备开关控制线，火工品状态监视线（4）控制台：显示母线电压，负载电流，开关状态，手动控制（5）火工品电路：直接由蓄电池组供电，保证火工品大电流放电的需要；压紧行程开关保护，在星箭分离前处于断开状态，避免干扰及误指令；火工品加电/断电开关，磁保持继电器控制，火工品工作前接通，火工品动作执行后断开；火工品启动开关，非磁保持继电器控制，指令指令期间处于接通状态；回路保护插头，保护装置，卫星对运载对接后接通；静电泄漏保护电阻，为火工品提供静电泄漏通路，避免静电干扰引起误爆。
(完整版)哈工大深空探测轨道设计作业_地球至火星轨道设计
目录1.1研究现状及分析 (2)1.1.1 发射窗口 (4)1.1.2火星探测轨道设计 (5)1.1.3火星探测轨道优化 (7)1.2轨道基础知识 (9)1.2.1时间系统 (9)1.2.2坐标系统 (10)1.2.3星历数据 (11)1.2.4B平面 (11)1.2.5Lambert问题 (12)1.3火星探测直接转移轨道的初步设计 (13)1.3.1日心轨道设计及发射窗口的搜索 (13)1.3.2地心段参数的确定 (15)1.3.3火心段参数的确定 (19)1.4 基于B平面参数的精确轨道设计 (20)1.4.1 问题描述 (20)1.4.2 制导方法 (21)1.4.3 轨道精确设计求解 (22)1.4仿真分析 (23)1.4.1初步轨道参数设计结果 (24)1.4.2 精确轨道参数设计结果 (26)1.5结论 (27)I- 2 - 地球——火星转移轨道设计轨道设计是火星探测任务的基础，在设计出精确轨道前，一般都忽略次要因素，以二体模型为基础设计一条简单的轨道来满足任务的要求。
本章采用普适变量方法求解Lambert 问题，并给出基于pork-chop 图以及优化算法两种方法对发射窗口进行搜索，基于此窗口对转移轨道进行初步设计和精确设计。
1.1 研究现状及分析近十年来火星探测已成为科学家们开展空间研究的主流趋势之一，火星是太阳系内与地球最接近的一颗行星，它们有很多共同特征。
自从水被证实在其上存在后，有存在生命的可能是人类目前对火星感兴趣的主要原因之一，此推动了科学研究，在之后每一个合适的发射窗口，都有新型的行星际探测器飞往火星，并携带科学设备用来研究火星的大气与表面，以及发现一些新奇的现象。
在过去的50年里，仅美国在火星探测研究的经费已超过了100亿美金，而在不远的将来他们计划开展大量的火星科学探测活动。
目前，包括俄罗斯航天局在内的世界各大航天机构正在考虑发射载人探测器到火星上的可能性，而确定这样的计划后使得火星探测基础理论研究、技术支持和工程实验迅猛发展，此时我国开展火星探测是及时的，在自主研发的基础上，借鉴外国经验，发展我国自己的火星探测技术，开拓空间资源和领域，促使太空经济蓬勃发展。
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。
导弹弹翼设计-哈尔滨工程大学飞行器设计专业
飞行器设计与工程专业课程设计题目：弹翼结构总体设计组别：第四组哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院2011/11/19要求设计某导弹弹翼，对地面固定目标进行打击，飞行高度距离地面50-150米，巡航速度0.7Ma，有效射程1000公里。
参考数据：起飞质量：2.2t；翼展：2.5m；弹体直径：0.5m；弹长：6.25m；要求：1.计算弹翼的各外形几何参数；2.计算弹翼的各空气动力系数及压力中心；3.设计弹翼结构，并进行传力分析，得出受力图；4.对弹翼进行强度及稳定性校核，并设计连接件形式，进行简单的气动弹性计算。
2.1 外形几何参数设计2.1.1 总体布局形式确定根据给定导弹的飞行高度（50-150m ）、速度（0.7Ma ）及射程（1000Km ），确定该导弹为一种巡航导弹。
在此确定该导弹的气动布局形式为常规布局，升力面采用梯形翼面。
2.1.2 升力系数确定设计条件中给定飞导弹巡航速度为0.7Ma ，由于每个飞行器在特定马赫数下会有一个最佳的升力系数，图2.1.1为马赫数与升力系数的关系，由此我们可以确定出在0.7Ma 条件下，飞行器升力系数为0.75，此升力系数为导弹巡航状态下得升力系数。
图2.1.1为马赫数与升力系数的关系参考资料：/EFM/Introduction/Book02/03_05.aspx?v=0&p=0&d=0&k=Book02_03_052.1.3 翼面积确定确定巡航状态下得升力系数之后，我们即可算得导弹的翼面积，根据升力公式：S V C L L 221∞=ρ又由巡航状态条件下，物体的重力与升力相等可知：mg L =故有翼面积：221∞=V C mgS L ρ带入各数据：导弹质量2.2t,重力加速度取9.8kg/m ³，空气密度ρ=1.225㎏/m³，远场速度V=238m/s ，计算得：22284.0238*225.1*75.0*218.9*220021m V C mgS L ===∞ρ2.1.4 翼面几何特征确定（展弦比λ、根梢比η与后掠角χ）得到翼面积之后，则可根据展弦比计算公式计算出展弦比：5.784.05.222===S l λ其中：l 为翼展。
航天器总体设计作业【哈工大】
2017年《航天器总体设计》课程作业1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。
（1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。
嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。
着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。
（2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。
（3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。
发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。
（4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。
（5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。
2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务（1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。
研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。
（2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。
（3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。
“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。
（4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。
哈工大飞行器控制大作业
基本符合系统要求的频域性能指标，因此设计基本成功。
六、 实验结论 本次加速度指令控制系统控制器设计实验，内环控制器选用了一个一阶惯性环节
，外环控制器 C 选用了 PID 控制器，其中P = 0.06、I = −1.1、D = 0.01，在两者 的作用下，系统基本可以达到事先所要求的指标。之所以在内环加入了一个一阶惯性环节的 原因其实我也说不太清楚，本希望内环只用比例环节就可以实现，可是在怎么调试都不行之 后，就觉得应该在内环加点什么，为了衰减高频分量，就加入了一阶惯性。其实，这样调试 的步骤是有待商榷的，因为系统调试的一般步骤为先调试内环，再调试外环，所以下次这种 任性的行为还是应该避免。
其中，内环的参数及结构为：
PID 的具体参数为：
五、 试验结果及分析 试验仿真得出的时域跟踪结果有过载输出，与事先预想的一样，具有非最小相位特性。
产生此现象的物理原因为：若使导弹产生正方向的法向过载，需要舵偏角负偏，产生正的攻 角，使导弹抬头。而舵偏转的速度非常快，远快于导弹攻角变化的速度。也就是舵已经很快 地负偏，但是攻角还没有建立起来。因为舵负偏，产生了一个负的法向过载。所以阶跃响应 是先向反方向变化。当攻角逐渐地建立起来，攻角产生的正过载，抵消了舵负偏产生的负过 载。攻角逐渐地变大，最终到达所需位置，跟踪上过载指令。
sys = [];
function sys=mdlOutputs(t,x,u)
sys(1)=x(1); %sita sys(2)=x(2); %fc sys(3)=x(3); %v
2.2 导弹运动学部分（MissileMovtion）
function [sys,x0,str,ts,simStateCompliance] = MissileMovtion(t,x,u,flag)
哈工大《飞行器设计综合实验》高桦实验一
一、实验题目卫星姿态控制物理仿真实验二、实验目的1、掌握飞行器姿态控制系统的光纤陀螺传感器和喷气执行机构、飞行器姿态模拟单轴气浮实验转台、数字信号处理器DSP控制器的功能、性能及应用方法；2、通过演示实验，掌握飞行器姿态控制物理仿真实验原理；3、掌握控制算法和DSP软件开发技术及用C语言在飞行器姿态控制物理仿真专业技术中的应用编程及实验方法。
三、实验任务1、以喷气装置作为执行机构，编写C语言，进行软件设计、编程和实验调试。
2、完成单轴陀螺定姿的转台闭环控制实验，进行姿态角机动20°的控制。
四、实验控制系统原理及框图图1 飞行器姿态控制实验转台系统框图单轴气浮实验转台控制系统原理主要是通过敏感器件（如陀螺，码盘等）测量转台姿态角及角速度等信息，通过DSP控制系统软件计算与理想（设定）状态的误差，并形成控制信息，操纵执行机构（如喷气装置，飞轮等），使转台回到设定位置。
五、控制算法及说明：喷气控制单回路姿态控制动力学方程为：dj T T J +=θ ，()00θθ=t ，()00θθ =t 式中，0θ、0θ 为姿态角、姿态角速度的初值，且00θθ =。
喷气推力器取为理想继电特性，并以线性姿态角θ作为反馈信号，当不计姿态角给定量（0=r θ）时，有控制方程0,0>-θj T()=t T j0,0<+θj T式中，0j T 为()t T j 的幅值。
系统的方框图如图2所示。
图2 喷气推理器取为理想继电特性的单回路姿态稳定系统方框图研究非线性控制系统常用的一种分析方法是相平面法，即在有姿态角θ和姿态角速度θ构成的直角坐标平面（相平面）上，研究θ与θ 间的运动轨迹（相轨迹），进而可获得关于系统过渡过程时间、超调量、极限环等主要姿控指标。
图3 理想喷气推理器的单回路姿态稳定系统的相轨迹图4 相平面法的DSP 实现原理图控制算法为0,≤+s U=U0,>-s U式中，U 为输出的控制量，f θ为角度预期值，M 为气浮转台的力矩，J 为气浮转台的转动惯量。
哈工大《飞行器设计综合实验》遥感卫星近地圆轨道设计
一、实验名称遥感卫星近地圆轨道设计及仿真二、实验要求设计一个卫星用途为遥感卫星，要求卫星对福建省福州地区进行全天候观测，轨道选用低轨圆轨道，1天内至少要经过福州上空6次，轨道高度为272km，要求卫星模型具有合适大小。
三、实验步骤1、双击桌面上的STK9图标，启动软件在弹出的warning窗口中，单击Continue Startup按钮，然后新建场景，单击Create a New Scenario；2、在弹出的窗口中修改场景的名称name，同时设置仿真分析的起始时间为1 Jul 2007 12:00:00.000 UTCG和终止时间2 Jul 2007 12:00:00.000 UTCG，设置完成后点击ok按钮，然后我们即可在Object Browser （对象浏览器）中看到新建的场景Scenario1，如果自动跳出一个叫做“Insert STK Objects”的窗口；3、在场景中填加卫星：在“Insert STK Objects”窗口的Scenario Objects下单击Satellite 图标，然后在右方的Select A Method下单击选中Insert Default图标，单击“Insert…”按钮，在“Object Browser”窗口添加了Satellite1图标，生成一颗卫星。
4、在卫星上填加敏感器：继续在“Insert STK Objects”窗口的Attached Objects下单击Sensor图标，然后在右方的Select A Method下单击选中Insert Default图标，单击“Insert…”按钮。
此时会弹出“Select Object”窗口，单击“OK”按钮，在在“Object Browser”窗口添加了Sensor1图标。
5、在场景中填加目标城市福州：继续在“Insert STK Objects”窗口的Scenario Objects 下单击Target图标，然后在右方的Select A Method下单击选中Select From City Database图标，单击“Insert…”按钮，会弹“Insert From City Database”窗口。
航天器总体设计答案总结（新）
航天器总体设计答案总结（新）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。
哈工大深空探测轨道设计课程作业
地球—火星转移轨道设计1.研究问题描述在未来3年内寻找发射机会，设计地球－火星转移轨道，以总能量最小为指标。
假设地球停泊轨道为高度200km、轨道倾角28.5º的圆轨道，目标轨道为高度500km、倾角90 º的火星绕飞轨道。
轨道动力学模型只考虑太阳、地球、火星的引力作用及地球J2项摄动。
分别给出初步轨道设计参数和精确轨道设计参数。
2.解决方案首先，基于pork-chop图寻找合适的发射窗口，然后采用圆锥曲线拼接法，进行轨道的初步设计，分段用二体模型设计各阶段轨道，最后在精确力学模型下，采用微分修正法，基于B平面参数进行精确轨道设计。
2.1地火转移轨道的初步设计对于初步设计，是以圆锥曲线拼接法(Patched Conic Method)为基本原理，将探测轨道划分为几个分段过程，每个分段过程可以近似成二体问题处理，然后通过接口，将每一段拼接在一起。
它是在二体模型假设下，通过求解Lambert问题确定发射窗口，利用圆锥曲线拼接法确定地心段、日心段、火星段的初始轨道参数。
2.1.1日心轨道设计及发射窗口的搜索本文采用等高线图法搜索发射窗口，通过给出既定时间段内所有的发射和到达时间情况，获得初始和终了位置，进而解算Lambert问题，从而绘制“猪排”图，观察得到最优发射机会。
基于等高线图的最优发射机会搜索算法的主要步骤如下：（1）根据任务的需要确定出发射机会搜索的目标函数（性能指标）、发射时间的区间以及飞行时间的区间；（2）选取一组出发时刻t0和达到时刻t f，根据行星历表计算地球的位置R E(t0)、速度V E(t0)和火星的位置R M(t f)、速度V M(t f)；（3）利用转移时间（t f - t0）、R E(t0)、以及R M(t f)，通过求解Lambert问题，可以得到探测器在始末位置处的速度矢量V1(t0), V2(t f)；（4） 确定发射机会的目标函数，并绘制出等高线图；（5） 根据等高线图，找到目标函数取值较小的区域，确定出性能指标指标最优的发射时间；以上步骤中涉及到的目标函数（性能指标）通常是指双曲线超速v ∞，发射能量C 3，速度增量Δv ，它们的具体定义为：双曲线在达到地球引力影响球边缘时速度有剩余，这个双曲线剩余速度v ∞通常称为双曲线超速，计算公式为,11LE ∞=-v v v(1-1)式中v 1是飞行器的速度矢量，v LE 是发射时刻地球绕太阳公转的速度矢量。
哈工大深空探测轨道设计课程作业
哈工大深空探测轨道设计课程作业1. 课程哈工大深空探测轨道设计课程是哈尔滨工业大学航天学院本科课程之一，旨在帮助学生掌握深空探测器轨道设计的基本理论和方法，从而能够设计符合任务需求的轨道，并考虑花费和卫星的稳定性等问题。
本课程作业是在学习课程理论基础的基础上进行的，要求学生完成一项深空探测器轨道设计。
2. 作业要求作业要求学生选择一个深空探测器任务，进行轨道设计。
具体要求如下：1.选择一个深空探测器任务，包括但不限于月球探测、火星探测、木星探测等；2.研究任务的需求，包括探测器的有效载荷、科学目标、任务周期等；3.根据任务需求，设计一个轨道方案，要求考虑轨道类型，轨道倾角，近地点，远地点等参数；4.对轨道进行稳定性分析，确保探测器可以在轨道上稳定工作；5.对轨道进行优化，达到较低的花费和高的稳定性。
3. 设计过程我选择的是一个月球探测任务。
根据任务需求，探测器需要完成月球表面的地形测量、成分分析以及磁场等方面的观测。
根据任务周期要求，轨道周期应为28天，即一个年月的时间。
在此基础上，我进行了轨道设计。
首先，我根据任务需求，选择了环月轨道。
因为这种轨道可以在月球表面不同位置进行研究，完成月球表面全面地形测量和成分分析。
其次，为了保证探测器在不同位置都能够有足够的观测时间，我选择了近月点高度为50公里，远月点为500公里的椭圆轨道，轨道倾角为30度。
接下来，我进行了稳定性分析。
通过计算探测器在轨道上的姿态运动方程，确定了探测器应当安装哪些姿态控制设备，并对其进行了轨道稳定性分析。
我经过计算发现，探测器在轨道上的稳定时间可以达到24小时以上，能够满足任务要求。
最后，我对轨道进行了优化。
通过计算发现，探测器在当前轨道上的供电需求较高，因此我对轨道进行了优化，使得探测器在轨道上得到更好的遮阳，从而减少能耗损耗，达到了较低的花费和高的稳定性。
4.通过本次作业，我深刻认识到了深空探测器轨道设计的重要性和复杂性。
哈尔滨工业大学 航天器轨道动力学作业参考
航天器轨道动力学作业1151820220 刘一石1. 试计算地-月二体系统的质心位置和旋转周期，地心处对公共质心的向心加速度是多少？ 解：经过查书可得到，地球质量为：245.97610E M kg =⨯月球的质量为：227.34810M M kg =⨯地月平均距离为：384000R km =二体问题其质心在两个物体连起来线段的中间。
设其质心位置距离地球xkm ，则距离月球为()R x km -。
根据二体质心的定义可以有如下关系：()E M M x M R x =-带入已有条件()24225.976107.34810384000x x ⨯=⨯-可以解得4464.26x km = 379335.75R x km -=带入万有引力定律公式2E ME E GM M M a R =有：()1122522286.67384107.34810 3.32210/3.8410M E GM kg a m s R m --⨯⨯⨯===⨯⨯ 2. 如果地球自转 17 周/天，赤道上会发生什么现象？以1000/m s 垂直向上抛出一物体会怎样？ 解：若地球自转17周每天，赤道上物体的速度为172172 3.146378140==7881m /243600243600R v s π⨯⨯⨯⨯⨯=⨯⨯赤道由于第一宇宙速度7.9/V km s ≈万有引力提供向心力和重力22GMm v m mg R R =+赤道赤道因此赤道上的重力加速度为2112422226.6738410 5.9761078810.0659/63781406378140GM v g kg s R R -⨯⨯⨯=-=-=赤道赤道 如果以1000/m s 抛出物体，则该物体的速度为7944.19/object v m s ==大于第一宇宙速度，因此将摆脱地球引力。
3. 绘出参数为70000a km =，0.9e =的绕地球椭圆轨道的真近角θ与速度v 、 真近角θ与径向速度V v 和真近角θ与水平速度H v 的关系曲线(1 周的) 解：由于真近角与位置矢量的关系为：()211cos a e r e ϕ-=+因此要求出真近角与速度的关系，相当于求位置矢径大小与速度的关系。
哈工大飞行器结构设计实验报告
飞行器结构设计实验一、实验目的通过参观航天馆内的实物及模型结合课堂学习内容，加深对蜂窝夹层结构、陀螺副翼、舱段的结构形式、舱段承力元件等的理解。
二、实验内容1、蜂窝夹层结构图1 蜂窝夹层结构图2 蜂窝夹层结构局部放大图夹芯层形似蜂窝的一种夹层结构，又称蜂窝夹层结构（见图1和图2）。
这种结构的夹芯层是由金属材料、玻璃纤维或复合材料制成的一系列六边形，四边形及其他形状的孔格，在夹芯层的上下两面再胶接（或钎焊）上较薄的表板。
早期使用的轻质巴萨木夹层不耐潮，抗腐性差,不耐火,人们遂把注意力转向金属蜂窝夹层。
1945年试制成最早的蜂窝夹层结构。
蜂窝结构比其他夹层结构具有更高的强度和刚度,与铆接结构相比,结构效率可提高15%～30%。
夹层的蜂窝孔格大小、高矮及其构成格子的薄片厚度等决定表板局部屈曲、孔格壁板屈曲的临界应力及夹层结构的保温性能。
这些尺寸的选择，一般要保证能够承受一定的去取载荷的前途下具有一定的保温性能。
蜂窝结构的受力分析与一般夹层结构相同。
在航空航天工业中,蜂窝结构常被用于制作各种壁板,用于翼面、舱面、舱盖、地板、发动机护罩、尾喷管、消音板、隔热板、卫星星体外壳、刚性太阳电池翼、抛物面天线、火箭推进剂贮箱箱底等。
2、陀螺副翼图1 陀螺副翼结构1— 安定面 2—盖板 3—风轮 4—螺钉 5—副翼 6—锁紧销 7—销套 8—止动件 9—卡箍 10—轴座 11、12—上下板 13—转轴图1是陀螺副翼。
它位于安定面的翼尖后缘，由上下板、风轮和转轴等组成。
工作原理：风轮轴被嵌在上下板的铜套座中，上下板由螺钉连接成一体。
平时锁紧销6插在销套7内，副翼被锁在中立位置。
导弹发射后，止动件8尾部的易熔材料被发动机燃气熔化，在弹簧作用下，锁紧销被拔出，陀螺副翼便被开锁。
图2 陀螺副翼工作原理 导弹在飞行过程中，受到气动力作用，风轮在气动力作用下作高速旋转，自转角速度为Ω ，方向如图2所示，相当于一陀螺转子。
由二自由度陀螺的进动性知0ω ⨯Ω=J M 进动。
航天器电源系统设计作业【哈工大】
航天器电源系统设计作业1.电源系统在主电源、储能电源、功率调节三方面的方案初步设计步骤包括哪些方面。
确定电源系统的技术指标要求首先要充分了解飞行任务特点、航天器结构构型方案、工作寿命要求、有效载荷方案，从而确认航天器总体对电源系统的设计要求：电源系统的任务、供电要求（长期功率,峰值功率,平均功率,脉冲功率）、工作寿命及可靠性要求、质量及体积要求、环境试验要求、研制经费和航天器总体的制约条件等。
①主电源的方案选择与设计包括：太阳电池类型（品种和规格）、太阳电池阵的布局及安装方式（本体安装、单轴跟踪、双轴跟踪）、太阳电池阵输出功率预估、太阳电池阵的质量和面积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求②储能电源的方案选择与设计包括：蓄电池的类型（品种和规格）、蓄电池组的组成形式、蓄电池组容量、放电深度要求（满足各种工况下的航天器对功率的需求）、蓄电池组的最大输出功率需求、蓄电池组充放电循环寿命需求、蓄电池组的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求③功率调节的方案选择与设计包括：能量传输方式（直接能量传输系统、峰值功率跟踪系统）、母线电压调节方式（不调节、半调节和全调节母线）、母线电压的选择和母线供电品质要求、太阳电池阵、蓄电池组的功率调节与控制方式、电源控制设备的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求2.空间环境对电源系统的影响包括哪些方面。
针对原子氧侵蚀影响、等离子体环境的表面充放电影响的预防措施。
①地球空间环境：引力场、中性大气、真空、电离层、磁场与磁层、高能粒子辐射环境、微流星体和空间碎片（1）对轨道的影响：地球引力场、高层大气、日月摄动、太阳辐射压力（2）对姿态的影响：地球磁场、高层大气、地球引力场、太阳辐射压力（3）空间环境对结构和材料的影响：辐射损伤（电磁辐射损伤；高能粒子辐射损伤）、材料放气、污染、材料表面原子氧侵蚀、撞击损伤、接触表面黏着和冷焊（4）空间环境对航天器的充电和放电影响：真空放电、表面静电充放电、体内放电、低压放电（5）空间环境对电子器件的影响：热环境、辐射损伤、单粒子事件（6）空间环境影响对航天器研制各阶段的要求：可行性论证阶段、方案设计阶段、研制阶段、发射阶段、运行阶段、发生异常和故障阶段（7）空间环境对电源系统的影响：太阳总辐照度变化的影响、化学损伤的影响、高能带电粒子的辐射损伤影响、等离子体环境的表面充放电影响、机械损伤的影响、温度环境的影响、空间污染的影响②原子氧侵蚀影响的预防措施：(1)选用抗原子氧侵蚀能力强的互联材料，或选择满足任务寿命要求的互连片的厚度，同时开展地面验证试验。
航天飞行器设计大作业
一、题目：**导弹战术技术要求分析
二、目的：掌握导弹总体设计依据和总体方案论证方法
三、要求：
1、选定国内外某型导弹，通过查阅相关资料，详细分析战术技术指标；
2、描述总体方案（含外形、动力、制导控制、引信、战斗部、结构等部分），并分析方案选择原因；
3、提出该导弹的可能改进措施。
四、作业与考核形式：
1、提交文档报告和5~8分钟的PPT；
2、课堂随机抽查汇报答辩；
3、随机抽查同学根据汇报情况划分成绩等级；
4、其他同学根据文档和PPT；
5、总成绩占考试成绩20%，如有未完成、抄袭等情况，该项成绩为0。
哈工大大作业
《飞行器制造工艺与装备》课程大作业题目：火箭贮箱接焊接技术发展现状研究*名：**学号： **********授课教师：王扬张宏志得分哈尔滨工业大学航空宇航制造系2016年6月26日摘要贮箱是导弹弹体上重要的质量组成部分，负责存放推进剂，其主要由上下箱底和箱筒段组成，其有着不同的结构，不同的结构应用于不同的导弹上，在设计时需要考虑弹体设计的六大原则。
其焊接方式主要有氩弧焊、变极性等离子弧焊接技术、局部真空电子束焊接技术、气脉冲TIG和MIG焊接技术、搅拌摩擦焊技术等，其在焊接贮箱中各有其优势。
关键词：贮箱；结构特点；焊接技术目录摘要 (2)1贮箱概述 (3)1.1贮箱介绍 (3)1.2贮箱功能 (3)2贮箱结构特点 (3)2.1贮箱的组成 (3)2.1.1箱底 (3)2.1.2箱筒段 (3)2.2贮箱分类 (4)2.3贮箱的布局 (5)3贮箱技术要求 (6)3.1贮箱的设计要求 (6)3.2供液装置及其设计要求 (7)3.2.1对供液装置的设计要求 (7)3.2.2典型的供液装置 (7)4国内外贮箱焊接技术发展 (10)4.1氩弧焊 (10)4.2变极性等离子弧焊接技术 (10)4.3局部真空电子束焊接技术 (11)4.4气脉冲TIG和MIG焊接技术 (12)4.5搅拌摩擦焊技术 (13)5总结 (15)参考文献 (16)1贮箱概述1.1贮箱介绍采用液体发动机的导弹，必须有专用盛装液体推进剂的容器，我们把盛装液体推进剂的容器称为贮箱。
由于液体发动机必须同时具有燃烧剂和氧化剂供应系统，所以贮箱有氧化剂箱和燃烧剂箱之分。
在液体导弹上，贮箱是弹体重要的组成部分，而且火箭的质量，尺寸和飞行特性主要是由贮箱的质量，尺寸，布局决定的。
1.2贮箱功能贮箱主要用于盛放发动机正常工作所需要的推进剂；贮箱是弹体完整外形的重要组成部分，并连接前后部件，使导弹具有一定的气动力特性，它参加总体受力并承受内压作用，另外，在其上还可以安装部分控制元件，遥测元件以及其他元件。
哈工大航概实验作业27
姓名：学号：院系：27各种飞行器导航控制执行机构的定义、分类、特点、功能、主要技术性能，举例说明（如导弹舵机、空间飞行器反作用飞轮）制导系统制导系统由控制系统和引导系统构成，引导系统：引导系统通过探测装置确定导弹相对目标或发射点的位置形成引导指令送给控制系统。
由探测设备和导引指令形成装置组成。
控制系统：响应引导系统的引导指令信息，产生作用力，迫使导弹改变飞行轨迹。
使导弹沿要求的弹道飞行；或者稳定导弹的飞行由导弹姿态敏感元件、操纵面位置敏感元件、计算机、作动装置、操纵面和弹体组成。
制导技术的种类按制导原理可分为:1,自主式制导系统2,遥控制导系统3,寻的制导系统4,复合制导系统1, 自主式制导不需要提供目标的直接信息，也不需要弹体以外的设备配合，而仅靠弹体自身装载的测量仪器测量地球的某些物理特征，从而确定弹体的飞行轨道，控制引导弹体命中目标。
特点：自主式制导的弹体的飞行完全自主，因而不易受干扰。
但由于制导程序是预先确定的，所以这种制导方式只适于攻击地面固定目标。
自主式制导又分为相关制导和惯性制导两种。
功用：大多数地地弹道导弹，如美国的“大力神”(Titan)、“民兵”洲际弹道导弹等都采用惯性制导。
随着制导技术的发展，还可采用天文或地形地图匹配的方式来提高制导精度。
大部分地（潜）地导弹采用自主式制导系统。
2,_遥控制导系统由设在导弹以外的制导站导引和控制导弹飞行的制导系统.遥控制导系统可分为有线指令制导,无线电指令制导和波束制导系统.特点：遥控制导的优点是弹上设备简单，在一定射程范围内可获得较高的制导精度。
缺点是射程受跟踪测量系统作用距离的限制，制导精度随射程的增加而降低，并易受干扰。
随着导弹技术的发展，遥控制导一般可与其他制导方式组成复合制导。
只有射程较近的战术导弹才采用全程遥控制导,通常还同时采用多种跟踪测量手段,以提高导弹的战斗性能。
测量和控制误差是影响遥控制导精度的主要因素。
因此，研制新型测量装置和应用现代控制理论设计制导系统，受到普遍重视。
航天器单组元肼推进剂系统设计【哈工大】
航天器单组元肼推进剂系统设计班级：学号：姓名：任务要求为以下航天器设计一个单组元肼推进剂系统干重：550kg；转动惯量：lx=2000kgm2，ly=4000kgm2，lz=10000kgm2；推进器最大力臂为2m。
要求：平移速度增量900m/s（稳态点火状态）；卸载冲量=40000Ns（稳态点火状态）；姿态控制机动=30000Ns（脉冲模式）；稳态模式比冲lsp=230s；脉冲模式比冲lsp=120s；最小脉冲宽度=20ms；俯仰、偏航、或者滚转机动的最大可用时间5分钟内机动90°；落压比4.5；氮气做挤压气体；最大贮箱压力4.5MPa；隔板推进剂控制；最大钛应力690MPa；没有单一的结构失灵造成任务故障。
列出一个推进剂清单；选择贮箱的数目；选择发动机推力。
确定贮箱尺寸。
划出原理图：包含仪器设备。
列出推进系统重量目录。
故障模型和效率分析。
定义要求轨道控制所需冲量：550kg*900m/s=495000 Ns飞轮卸载所需冲量：40000Ns脉冲总冲：30000 Ns最大力臂：2m推进系统温度范围：4到50℃一、推力要求推力器选择5N推力器最大力臂：2m推进系统温度范围：4到50℃没有单点故障推进器配置：航天器需要12个推进器完成三轴稳定控制二、推进剂清单估计平均比冲，短暂燃烧是230s，脉冲燃烧是120s推进剂清单1）短稳态点火所需推进剂：（495000+40000）/230/9.8=219.6kg2）脉冲燃烧所需推进剂： 30000/120/9.8=25.5kg3）备用： 50％=122.6kg4）小计：可用推进剂=367.7kg5）残余推进剂： 3％的可用推进剂=367.7*0.03=11.031kg 6）漏失： 0.5％的可用推进剂=18.385kg7）装载推进剂： 397.1kg三、初始选择落压增压落压比为B=4.5没有复压氮气增压初始压强为：4.5MPa隔板推进剂控制贮箱采用：双球形贮箱（经过快速计算，单个贮箱太大）钛所允许的最大压强为：690MPa四、推进剂贮箱设计1）贮箱体积计算以最高温度50℃下肼的密度来计算，密度为：高温度50°C 下肼的密度来计算，密度为：ρH4N2(50℃)=981 kg/ m3肼的体积:Vp=Mp/ρH4N2(50℃)=397.1/981=0.40479103可用推进剂体积为:Vu=Mu/ρH4N2(50℃)=367.7/981=0.37482161初始气垫体积为:Vgi=Vu/（B-1）=0.37482161/3.5=0.10709189在没有隔膜之前贮箱体积:Vt= Vgi+Vp=0.40479103+0.10709189=0.51188292由于选择双贮箱，每个体积：Vt/2=0.51188292/2=0.25594146估计隔膜体积占1％或者0.00511883需要总体积为：0.51700175每个贮箱体积为：0.258500872）贮箱设计：内直径：2*（0.75*0.25850087/π）^（1/3）=0.79035304m壁厚为：4.5*0.79035304/4/690=0.001288610.000025m贮箱质量：按最大壁厚估计质量，密度为4429.892kg/M1=（4/3）π（4429.892）[0.39649013^3-0.39517652^3]=11.457kg3）隔膜设计：假设隔膜厚度为0.0019m，密度为890kg/隔膜体积为：Vd=（2/3）π（0.39517652^3-（0.39517652-0.0019）^3）=0.00185535隔膜质量：M2=0.00185535*890=1.6513kg假设垫圈宽0.025m，质量M3=2π*0.39517652*0.0019*0.025*830=0.0979kg隔膜总质量：M=1.7492kg贮箱装备质量为每个13.206kg，总共26.412kg4）增压质量：调整过的每个贮箱初始气垫体积为Vgi=0.10709189每个贮箱装载的氮气的质量为：4.5*103*0.10709189/（8.315*323.15）=0.179kg （两个贮箱：0.359kg）五、系统原理图系统功能简图六、故障模型建立1）采用加排阀装载氮气和肼，必须用双重密封防止泄露。
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2017年《航天器总体设计》课程作业1.嫦娥三号探测器航天工程系统的组成及各自的任务嫦娥三号探测器由月球软着陆探测器（简称着陆器）和月面巡视探测器（简称巡视器）组成。
（1）探测器系统：主要任务是研制嫦娥三号月球探测器。
嫦娥三号探测器由着陆器和巡视器组成。
着陆月面后，在测控系统和地面应用系统的支持下，探测器携带的有效载荷开展科学探测。
（2）运载火箭系统：主要任务是研制长征三号乙改进型运载火箭，在西昌卫星发射中心，将嫦娥三号探测器直接发射至近地点高度200公里、远地点高度约38万公里的地月转移轨道。
（3）发射场系统：主要任务是由西昌卫星发射中心承担嫦娥三号发射任务。
发射场系统通过适应性改造，具备长征三号乙改进型火箭的测试发射能力。
（4）测控系统：主要任务是对运载火箭、探测器在各个飞行阶段以及探测器在月面工作阶段的测控、轨道测量、月面目标定位以及落月后着陆器和巡视器的控制。
（5）地面应用系统：主要任务是根据科学探测任务，提出有效载荷配置需求；制定科学探测计划和有效载荷的运行计划，监视着陆器和巡视器有效载荷的运行状态，编制有效载荷控制指令和注入数据，完成有效载荷运行管理。
2.我国载人航天工程系统的组成及各自的任务（1）航天员系统：主要任务是选拔、训练航天员，并在载人飞行任务实施过程中，对航天员实施医学监督和医学保障。
研制航天服、船载医监医保设备、个人救生等船载设备。
（2）空间应用系统：主要任务是研制用于空间对地观测和空间科学实验的有效载荷，开展相关研究及应用实验。
（3）载人飞船系统：主要任务是研制“神舟”载人飞船。
“神舟”载人飞船采用轨道舱、返回舱和推进舱组成的三舱方案，额定乘员3人，可自主飞行7天，具有出舱活动和交会对接功能，可与空间实验室和空间站进行对接并停靠飞行半年。
（4）运载火箭系统：主要任务是研制满足载人航天要求的大推力长征二号F型运载火箭，对长征系列运载火箭进行多方面改进设计，控制系统采用冗余技术，增加故障检测、逃逸救生等功能，增加运载火箭的可靠性、安全性。
（5）发射场系统：主要任务是负责火箭、飞船和应用有效载荷在发射场的测试和发射，新建技术区，采用“垂直总装、垂直测试、垂直运输”以及远距离测试发射控制的先进测发模式。
（6）测控通信系统：主要任务是完成飞行试验的地面测量和控制。
在原有卫星测控通信网的基础上，研制建设符合国际标准体制的S波段统一测控通信设备。
形成由地面测控站、海上测量船及中继卫星组成的载人航天测控网。
（7）着陆场系统：主要任务是搜救航天员和回收飞船返回舱，建设主、副着陆场，设立上升段陆上、海上应急救生区和运行段应急着陆区。
（8）空间实验室系统：主要任务是研制空间实验室，包括具有交会对接功能的8吨级目标飞行器，为开展短期有人照料的空间科学实验提供基本平台，为研制空间站积累经验。
3.航天器总体设计的概念及主要阶段划分航天器总体设计，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。
航天器总体设计是航天器研制的顶层设计，是用系统工程的原理和方法，提出并优选航天器的总体方案、分系统方案，拟定、协调、优选和控制航天器的各项参数和性能指标，设计出能满足任务要求的、达到规定技术指标的、满足成本与研制周期要求的航天器。
航天器总体设计贯穿于整个航天器工程论证和工程研制过程中，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（1）满足用户需求的原则总体设计必须围绕用户的特定需求开展设计工作。
（2）系统整体性原则防止脱离系统整体功能和性能，片面追求局部高性能。
（3）系统层次性原则处理好工程大系统、航天器总体及分系统间的关系。
（4）研制的阶段性原则制定科学的研制流程。
（5）创新性和继承性原则处理好继承和创新的关系。
（6）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核及成功应用的技术，可继承和沿用已有的成熟分系统的方案、部件、电路或结构。
（2）成熟技术基础上的延伸技术在已有的成熟技术基础上，需要在分系统方案、部件、电路或结构等方面，进行少量修改设计后而应用的技术。
（3）不成熟技术（属于关键技术）无成熟技术充分继承，必须经过充分研究、投产和充分地面试验（技术攻关）后，才能在航天器上试验及应用的技术。
（4）新技术（属于关键技术）在理论、原理或方法方面有创新，未在航天器应用的技术。
6.航天器总体方案的五种技术实现途径（1）利用已有的成熟的卫星平台或标准化的公用平台，通过适应性改造，更换新的任务载荷，从而满足新的任务要求。
（2）充分继承、使用已有的成熟分系统，或成熟有效载荷。
（3）充分继承和利用已有的成熟技术，应用于新的研制任务。
（4）采用技术引进方式，获得和应用国外的成熟设备、部件、器件、材料。
（5）采用全新的技术研制新的卫星载荷、部件，形成新的卫星平台或有效载荷。
7.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。
8.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。
9.根据轨道类型不同，低轨道航天器太阳电池阵有几种布局方式，画出示意图（1）太阳同步轨道单轴驱动的太阳电池阵的布局设计航天器运行姿态：对地定向适用轨道：太阳同步正午轨道带有预设安装角的单轴驱动的太阳电池阵布局设计航天器运行姿态：对地定向适用轨道：太阳同步正午轨道（2）回归轨道（3）太阳同步回归轨道（4）冻结轨道（5）地球同步（静止）轨道（6）临界倾角大椭圆轨道（7）甚低轨道与航天器通过铰链直接连接的太阳电池阵布局设计航天器运行姿态：长期对日定向，短期对地定向适用轨道：各类低地球轨道（8）星座10.基于飞轮的控制系统的优势及存在的问题轮控系统的特点和优点：（1）不消耗工质，只消耗电能，支持长寿命航天器运行；（2）能够提供较精确的控制力矩，实现高精度姿态控制；（3）特别适合用于克服（吸收）周期性的干扰力矩影响；（4）采用轮控系统的三轴稳定航天器，可以安装大型太阳电池阵，满足航天器的大功率能源需求；（5）与喷气控制相比，轮控系统可以避免对光学仪器的污染。
机械轴承轮控系统存在的问题：（1）存在转速饱和问题，航天器必须具备对飞轮的卸载能力；（2）飞轮高速运转时，对高稳定度姿态控制存在微振动影响；（3）飞轮转速过零时，存在较大的干扰力矩；（4）因为有高速转动部件，存在轴承寿命和可靠性问题。
11.航天器自身对姿态控制系统存在哪些干扰及影响12.联盟号载人飞船三舱设计方案相对两舱设计方案的优缺点优点：(1)轨道舱增加了飞船的有效空间，为长时间多人的空间飞行、携带多种载荷开展空间试验、航天员出舱提供了条件。
(2)基于联盟号飞船三舱布局的优点，可扩展形成其它形式的载人航天器，例如：将两艘联盟号飞船对接，可快速构建小型的空间站。
或扩展成为载人登月飞船使用。
(3)联盟号飞船已发展成为高可靠性的载人运输飞船及货运飞船。
缺点：(1)增加了舱段分离次数，带来了舱段分离的可靠性和安全性问题。
(2)三舱之间的电、气、液接口多，带来了设计的复杂性和可靠性问题。
(3)三舱构型导致飞船的气动外形复杂，要求运载火箭配置整流罩，因此飞船外形又受到整流罩直径的限制。
(4)返回舱位于三舱的中间位置，增加了发射阶段进行逃逸救生的复杂性。
13.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、姿态指向、设备视场、发动机推力矢量、设备布局等要求、以及其它特殊设计要求。
（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整流罩的有效空间，运载器的纵向及横向基频、发射阶段的力学环境条件、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、仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。
（6）整星的总装测量基准、仪器设计安装测量基准应布局合理，便于总装精度测量。
（7）空间飞行器构型设计必须考虑空间飞行环境的影响。
14.航天器总体布局的基本原则（1）根据有效载荷及星上各仪器设备的质量、体积及形状特点、以及各设备相互间的电气与机械连接关系，进行内、外部设备的布局。
（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）对于具有较高安装精度和灵敏度的设备，应合理布局。
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、大型展开天线的外形尺寸、结构形式、折叠及展开方式等，应与航天器总装、姿态与轨道控制分系统的方案协调一致。
（7）航天器的电缆布局、走向、连接和固定方式，应满足电磁兼容设计要求，通过设备及电缆布局，减少整星剩磁矩。
15.月球探测器典型飞行阶段划分、发射段的四种主要发射方式的特点（1）发射段。
第一种方式：运载火箭一次发射，首先发射至地球停泊轨道，经调相轨道后，探测器加速进入月地转移轨道。