国际空间站_各系统设计
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控制包括位移控制（轨道提升）以及姿态控制 （保持“国际空间站”方位）。它用于轨道提升的再
推进，主要通过对接 在“国际空间站”上 的俄罗斯进步号系列 飞船和欧洲的“自动 转移飞行器”主发动 机点火完成，再推进 指令由莫斯科任务控 制中心控制。姿态控 制主要是控制空间站 的旋转，主要方法是 使用安装在Z1桁架 上的控制力矩陀螺 （CMG）。当干扰 力矩超出控制力矩陀 螺能力即控制力矩陀 螺出现饱和状态后， 将启动俄罗斯的推力 器进行姿态控制。
1 电源系统
“国际空间站”的电源系统采用太阳能发电方 式。站上有2个互连系统，即美国舱段的124V系统和 俄罗斯舱段的28V系统，2个系统通常状态下是相互 独立的，但通过直流变换器互连后可允许电力双向 传输。
美国舱段电源系统是一种分配电源系统，即在 局部区域（光伏太阳电池阵）产生电源，然后分配给 各个舱使用。它分为3个分系统：一次电源系统、二 次电源系统和辅助系统。美国舱段使用光伏电池模块 （PVM）产生和贮存一次电源，一次电源被转换成二 次电源，通过转换器，二次电源分出众多路径输送到 “国际空间站”独立的电源用户。光电模块是增大一 次电源生产能力的独立发电厂。而二次电源系统是集 成到“国际空间站”的桁架、舱段和设备机柜内的本 地电网。辅助分系统包括热控、接地和指令与控制。
美国舱段的主动热控系统由舱内系统和外部系 统组成，舱内系统用于收集设备产生的热量，外部系 统负责将这些热量排放到空间中去。内部主动热控系 统在各个加压舱中设置若干相互独立的单相水回路， 采用水作为工作流体，因为它既高效又安全；外部热 控采用以泵驱动的单相无水氨回路，各舱段收集的热 量传输到分别安装在S1、P1桁架段处2组展开的散热 器，并向外空间散热。光电模块主动热控系统采用独 立的单相氨回路。
桁架相当于“国际空间站”的脊柱，用于固定 空间站的各部分组件。桁架中还包括电线和冷却管、 机动运输轨以及诸如连结点之类的机械系统。“国际 空间站”的桁架包含两种桁架技术：综合桁架结构 （ITS）和俄罗斯的科学动力平台（SPP）。前者由 10个铝质单件组成，组装完成后长达100m。已取消 的后者原计划位于星辰号服务舱的顶端，高8m，由 俄罗斯建造。
4 制导、导航与控制系统
制导、导航与控制系统的主要任务是在空间站 的整个飞行任务期间，维持空间站在各种工作模式下 的正常运行以及与其他航天器或舱段进行交会、停 靠、对接和分离操作所要求的全部制导、导航与控制 任务。制导、导航与控制系统支持6大功能：制导、 状态测量、姿态测量、指向和支持、位移控制以及姿
24 Space International / 国际太空 2012.3
载人航天
“国际空间站”热控系统
“国际空间站”通信与跟踪系统
热控系统的技术指标如下。 （1）温度控制范围 “国际空间站”壁面温度：16.7～45℃，空气 温度：18～27℃； 美国舱段内部主动热控系统包含2个单相水回 路：低温回路和中温回路。低温回路工作温度4℃， 用于生保系统舱的空气循环热交换器的热量排放；中 温回路工作温度17℃，主要用于冷却安装在不同冷 却板上的电子设备（表面温度为35℃时，冷却板的 冷却能力大于620W）。 俄罗斯舱段：18～28℃。 （2）最大热负载 “国际空间站”总的热负载：140.5kW，其中美 国102kW，俄罗斯38.5kW。 （3）多层隔热组件 它由中间带有涤纶网（用于绝缘）的20层双镀 铝聚酯薄膜（DAM）组成，密度约1.2kg/m2，平均 有效辐射率是0.035，铝覆盖外层。 （4）表面涂层 采用作阳极化处理的涂层与油漆。
5 系统结构和机构
“国际空间站”的系统结构用来保护航天员在 极为恶劣的太空环境下生存。机构的作用则是将上的系统结构主要分为加压舱
和桁架两类。 加压舱包容着航天员进行工作和生活的大气环
境。它又可分为主要结构和次要结构两部分。其主 要结构部分由1个环状机构和1个纵梁加固压力壳组 成。环状机构用来承受载荷并固定纵梁和壳层。纵梁 用来增强壳体的刚度，从而增强整个舱体的负载能 力。其次要结构的主要功能是帮助航天员和载荷的正 常工作、支持相关设备以及防护空间碎片。次要结构 相对于主要结构来说既包括舱内部分又包括舱外部 分，例如支架和机柜都是舱内的次要结构。舱外的次 要结构包括航天员舱外机动辅助装置、紧固装置、护 窗板和微流星体/空间碎片防护装置。
• 提供“国际空间站”与有效载荷操作中心
（POIC）的单向通信；
• 接收休斯敦任务控制中心和轨道器发送的指
令，通过飞行控制器操控“国际空间站”；
• 向休斯敦任务控制中心和有效载荷操作中心
发送系统和有效载荷的遥测数据。 通信和跟踪系统包括6个分系统：①内部话音分
系统，用于“国际空间站”上内部的话音通信，具 有与外部连接的接口；②S频段分系统，用于传输话 音、指令、遥测和文件数据；③超高频分系统，用于 舱外活动和接近操作；④视频传输分系统，用于“国 际空间站”上内部的视频通信，也与外部连有接口； ⑤Ku频段分系统，用于有效载荷数据和视频业务的 下行链路以及双向文件传输业务；⑥早期通信分系 统。6个分系统协同工作，提供“国际空间站”各项 任务所需的通信业务。
22 Space International / 国际太空 2012.3
载人航天
“国际空间站”各系统设计
范嵬娜（北京空间科技信息研究所）
Space International / 国际太空 2012.3 23
载人航天
俄罗斯舱段电源系统采用本地化体系结构，曙 光号多功能货舱和星辰号服务舱都具有独立的电源系 统，产生、存储和消耗各自的电能。
导航包括状态测量、姿态测量、指向和支持三 大功能。它主要依赖于美国GPS的数据来确定“国际 空间站”的位置、速度和姿态，美国2套“速率陀螺 组件”也会产生一些姿态数据，作为GPS数据的补 充。而俄罗斯GLONASS为俄罗斯运动控制系统提供 数据。俄罗斯也通过使用跟踪恒星、太阳及测量地平 线的传统方法来确定“国际空间站”姿态。
载人航天
□□“国际空间站”是一个十分复 杂的系统，它由电源系统（EPS）， 热控系统（TCS），通信与跟踪 系统（C&TS），制导、导航与 控制（GNC）系统，结构与机构 （S&M）系统，环境控制和生命保障 系统（ECLSS），指令与数据处理系 统（C&DH），机器人系统（RS）， 飞行乘员系统（FCS），有效载荷系 统（PL）10个系统组成。这些系统为 航天员在站上进行科学研究提供了安 全、舒适、可居住的环境，保障站上 有效载荷、硬件、软件和乘员设施的 正常运行。
3 通信与跟踪系统
通信与跟踪系统关系到“国际空间站”稳定运行
所要求的安全性和可靠性，以及空间站上科学研究数据 的获取。“国际空间站”通信与跟踪系统任务包括：
• 提供“国际空间站”上航天员间的双向话音
和视频通信，包括舱外活动；
• 提供“国际空间站”与休斯敦任务控制中心
（MCC-H）的飞行控制组以及与地面的有效载荷专 家间的双向话音、视频通信和文件传输；
机构用来连接“国际空间站”上的各个组件、 对接飞船或是对一些载荷进行临时的固定。大部分机 构都是一次性的，而那些用来连接对接飞船和用作临 时固定的机构则能多次重复使用。例如通用对接机 构（CBM）、实验支架装置（LCA）、段-段固定装 置（SSAS）和异体同构周边对接机构（APAS）。 通用对接机构用来将2个加压舱对接在一起（美国部 分），分为主动部分和被动部分：主动部分包括环形 结构、捕获锁、对准导向件、电动螺栓和控制器面 板，被动部分包括环形结构、捕获锁、对准导向件和 螺母。实验支架装置的作用是在“国际空间站”组建 过程中固定桁架S0。综合桁架结构各段是通过段-段 固定装置连接在一起的，尤其是S3、S4、S1、S0、 P1和 P3、P4。S5、S、P5和P6段则是由航天员在舱 外组装的。异体同构周边对接机构有两个功能：一是 用来对接飞船和航天飞机，另外是将曙光号多功能货 舱固定在加压匹配适配器－1（PMA－1）上。
2 热控系统
“国际空间站”上的热控系统由被动热控系统 和主动热控系统组成。美国与俄罗斯舱段热控分别进 行控制。
被动热控系统利用多层隔热组件、热控涂层、 加热器、热管等元器件，以及选择空间运行姿态的 办法来维持各结构体和轨道可更换单元所需的温度 范围。
在工作环境或热载荷超出了被动热控系统的热 控能力时，需要采用主动热控系统。在闭合回路中， 主动热控系统通过使用机械泵提供动力的流体来执行 热量收集、热量传递和散热3种功能。
“国际空间站”通信与跟踪系统
态控制。 “国际空间站”有2个独立的制导、导航与控制
系统：俄罗斯舱段运动控制系统（MCS）和美国舱 段的制导、导航与控制系统。2个系统互为备份，提 高了任务的安全性。但只有俄罗斯舱段有推进功能， 只有美国舱段有指向和支持功能。
制导功能主要由俄罗斯舱段提供，指导空间站 选择最佳行进路径，美国舱段制导、导航与控制系统 也为“国际空间站”提供一些制导规划支持。
Space International / 国际太空 2012.3 25
载人航天
通信和跟踪系统的技术指标如下。 各分系统间通过1553B总线通信。 1）S频段：2.025～2.2110GHz下行链路； 2.2～2.29GHz上行链路；由2套完全相同的线路组成 （S1桁架和P1桁架上），2套设备互为备份。 2）Ku频段：10.7～12.2GHz下行链路； 14～14.5GHz上行链路；提供3Mbit/s的前向链路码 速率；包括1套线路（Z1桁架上）；覆盖率约70%。 3）俄罗斯舱段误码率：指令误码率小于10-6； 遥测误码率小于10-3。
电源系统的技术指标如下。 （1）供电功率 站上总功率：110kW；平均功率：30kW；最小 连续功率：26kW。 （2）电压体制 美国舱段：一次电源160V，二次电源124V；俄 罗斯舱段：28V。 （3）太阳电池翼 总数量为8个（4对）；尺寸：完全展开时，每 个长35m，宽12m；完全收缩时，每个长4.57m，高 51cm；每个功率为32.8kW；总面积约3000m2。 每个电池翼包括2块可伸缩的太阳电池板，中间由 展开杆连接；每个电池翼包括32800块太阳电池，每块 8cm×8cm；每个电池翼包括164个有源板（电池串）， 每个有源板包括200个太阳电池和4100个二极管。 （4）万向节 太阳电池翼装有2个太阳阿尔法旋转节 （SARJ）：它们是空间站主万向节，由于持续旋 转保证电池阵指向太阳；装有8个贝它万向节组件 （BGA）：它们是单轴万向节，可连续360°旋转， 用于调整角度；精度为±0.005°。 （5）镍氢电池组件 每个镍氢电池组件包括38个轻型镍氢电池，
（2）控制力矩陀螺 数量：4个；质量：300kg（每个）；自由 度：2；每个控制力矩陀螺包括1个不锈钢飞轮： 质量100kg，旋转速度6600r/min，产生角动量 4880N·m/s，产生257N·m的转矩。 （3）24台反作用推力器的反作用控制系统 （RCS） 反作用控制系统为“国际空间站”的轨道保 持、粗略/瞬间稳定操作及避碰等提供控制，并作为 控制力矩陀螺控制系统的补充备份。喷气驱动机构和 发动机装置均按模块化设计，便于维护与更换。
俄罗斯舱段的热控系统大体沿用和平号空间站 的热控模式，即主要依靠各舱的液体回路实现各自的 热量传输，以及各舱壁散热器表面排散废热。内回路 以乙二醇-水为工质，外回路以有机硅液为工质，设 有2套并联互为备份的舱内主冷却回路。每套内回路 均有冷凝干燥换热器、可更换的泵组单元、流量调节 阀和热管式舱壁恒温加热器。对高热负荷设备还采取 冷却板散热措施。各舱段的热控单元既可独立运行， 又能适当联合。
太阳阿尔法旋转节结构图
每个组件的容量为81A•h。可充电镍氢电池用于没 有太阳光照射时的空间站电源供应；每90min工作 35min；工作寿命6.5年。在日照区，电池由发电系 统充电，在阴影区电池放电。在用电高峰或发电系统 故障时，电池组也可提供电源。在正常供电情况下， 电池组仅按30﹪的放电深度设计。
制导、导航与
26 Space International / 国际太空 2012.3
载人航天
“国际空间站”导航定位体系
控制系统的技术指标如下。 （1）姿态控制 它能够在控制力矩陀螺控制下进行当地坐标系
统（LVLH）的姿态保持；可在反作用控制系统（反 作用控制系统）控制下进行瞬时姿态机动；姿态指 向精度：±0.1°/轴；在静态条件下姿态与姿态速 率的稳定度为：每轴姿态±0.1°；每轴姿态速率 ±0.02（°）/s。
推进，主要通过对接 在“国际空间站”上 的俄罗斯进步号系列 飞船和欧洲的“自动 转移飞行器”主发动 机点火完成，再推进 指令由莫斯科任务控 制中心控制。姿态控 制主要是控制空间站 的旋转，主要方法是 使用安装在Z1桁架 上的控制力矩陀螺 （CMG）。当干扰 力矩超出控制力矩陀 螺能力即控制力矩陀 螺出现饱和状态后， 将启动俄罗斯的推力 器进行姿态控制。
1 电源系统
“国际空间站”的电源系统采用太阳能发电方 式。站上有2个互连系统，即美国舱段的124V系统和 俄罗斯舱段的28V系统，2个系统通常状态下是相互 独立的，但通过直流变换器互连后可允许电力双向 传输。
美国舱段电源系统是一种分配电源系统，即在 局部区域（光伏太阳电池阵）产生电源，然后分配给 各个舱使用。它分为3个分系统：一次电源系统、二 次电源系统和辅助系统。美国舱段使用光伏电池模块 （PVM）产生和贮存一次电源，一次电源被转换成二 次电源，通过转换器，二次电源分出众多路径输送到 “国际空间站”独立的电源用户。光电模块是增大一 次电源生产能力的独立发电厂。而二次电源系统是集 成到“国际空间站”的桁架、舱段和设备机柜内的本 地电网。辅助分系统包括热控、接地和指令与控制。
美国舱段的主动热控系统由舱内系统和外部系 统组成，舱内系统用于收集设备产生的热量，外部系 统负责将这些热量排放到空间中去。内部主动热控系 统在各个加压舱中设置若干相互独立的单相水回路， 采用水作为工作流体，因为它既高效又安全；外部热 控采用以泵驱动的单相无水氨回路，各舱段收集的热 量传输到分别安装在S1、P1桁架段处2组展开的散热 器，并向外空间散热。光电模块主动热控系统采用独 立的单相氨回路。
桁架相当于“国际空间站”的脊柱，用于固定 空间站的各部分组件。桁架中还包括电线和冷却管、 机动运输轨以及诸如连结点之类的机械系统。“国际 空间站”的桁架包含两种桁架技术：综合桁架结构 （ITS）和俄罗斯的科学动力平台（SPP）。前者由 10个铝质单件组成，组装完成后长达100m。已取消 的后者原计划位于星辰号服务舱的顶端，高8m，由 俄罗斯建造。
4 制导、导航与控制系统
制导、导航与控制系统的主要任务是在空间站 的整个飞行任务期间，维持空间站在各种工作模式下 的正常运行以及与其他航天器或舱段进行交会、停 靠、对接和分离操作所要求的全部制导、导航与控制 任务。制导、导航与控制系统支持6大功能：制导、 状态测量、姿态测量、指向和支持、位移控制以及姿
24 Space International / 国际太空 2012.3
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“国际空间站”热控系统
“国际空间站”通信与跟踪系统
热控系统的技术指标如下。 （1）温度控制范围 “国际空间站”壁面温度：16.7～45℃，空气 温度：18～27℃； 美国舱段内部主动热控系统包含2个单相水回 路：低温回路和中温回路。低温回路工作温度4℃， 用于生保系统舱的空气循环热交换器的热量排放；中 温回路工作温度17℃，主要用于冷却安装在不同冷 却板上的电子设备（表面温度为35℃时，冷却板的 冷却能力大于620W）。 俄罗斯舱段：18～28℃。 （2）最大热负载 “国际空间站”总的热负载：140.5kW，其中美 国102kW，俄罗斯38.5kW。 （3）多层隔热组件 它由中间带有涤纶网（用于绝缘）的20层双镀 铝聚酯薄膜（DAM）组成，密度约1.2kg/m2，平均 有效辐射率是0.035，铝覆盖外层。 （4）表面涂层 采用作阳极化处理的涂层与油漆。
5 系统结构和机构
“国际空间站”的系统结构用来保护航天员在 极为恶劣的太空环境下生存。机构的作用则是将上的系统结构主要分为加压舱
和桁架两类。 加压舱包容着航天员进行工作和生活的大气环
境。它又可分为主要结构和次要结构两部分。其主 要结构部分由1个环状机构和1个纵梁加固压力壳组 成。环状机构用来承受载荷并固定纵梁和壳层。纵梁 用来增强壳体的刚度，从而增强整个舱体的负载能 力。其次要结构的主要功能是帮助航天员和载荷的正 常工作、支持相关设备以及防护空间碎片。次要结构 相对于主要结构来说既包括舱内部分又包括舱外部 分，例如支架和机柜都是舱内的次要结构。舱外的次 要结构包括航天员舱外机动辅助装置、紧固装置、护 窗板和微流星体/空间碎片防护装置。
• 提供“国际空间站”与有效载荷操作中心
（POIC）的单向通信；
• 接收休斯敦任务控制中心和轨道器发送的指
令，通过飞行控制器操控“国际空间站”；
• 向休斯敦任务控制中心和有效载荷操作中心
发送系统和有效载荷的遥测数据。 通信和跟踪系统包括6个分系统：①内部话音分
系统，用于“国际空间站”上内部的话音通信，具 有与外部连接的接口；②S频段分系统，用于传输话 音、指令、遥测和文件数据；③超高频分系统，用于 舱外活动和接近操作；④视频传输分系统，用于“国 际空间站”上内部的视频通信，也与外部连有接口； ⑤Ku频段分系统，用于有效载荷数据和视频业务的 下行链路以及双向文件传输业务；⑥早期通信分系 统。6个分系统协同工作，提供“国际空间站”各项 任务所需的通信业务。
22 Space International / 国际太空 2012.3
载人航天
“国际空间站”各系统设计
范嵬娜（北京空间科技信息研究所）
Space International / 国际太空 2012.3 23
载人航天
俄罗斯舱段电源系统采用本地化体系结构，曙 光号多功能货舱和星辰号服务舱都具有独立的电源系 统，产生、存储和消耗各自的电能。
导航包括状态测量、姿态测量、指向和支持三 大功能。它主要依赖于美国GPS的数据来确定“国际 空间站”的位置、速度和姿态，美国2套“速率陀螺 组件”也会产生一些姿态数据，作为GPS数据的补 充。而俄罗斯GLONASS为俄罗斯运动控制系统提供 数据。俄罗斯也通过使用跟踪恒星、太阳及测量地平 线的传统方法来确定“国际空间站”姿态。
载人航天
□□“国际空间站”是一个十分复 杂的系统，它由电源系统（EPS）， 热控系统（TCS），通信与跟踪 系统（C&TS），制导、导航与 控制（GNC）系统，结构与机构 （S&M）系统，环境控制和生命保障 系统（ECLSS），指令与数据处理系 统（C&DH），机器人系统（RS）， 飞行乘员系统（FCS），有效载荷系 统（PL）10个系统组成。这些系统为 航天员在站上进行科学研究提供了安 全、舒适、可居住的环境，保障站上 有效载荷、硬件、软件和乘员设施的 正常运行。
3 通信与跟踪系统
通信与跟踪系统关系到“国际空间站”稳定运行
所要求的安全性和可靠性，以及空间站上科学研究数据 的获取。“国际空间站”通信与跟踪系统任务包括：
• 提供“国际空间站”上航天员间的双向话音
和视频通信，包括舱外活动；
• 提供“国际空间站”与休斯敦任务控制中心
（MCC-H）的飞行控制组以及与地面的有效载荷专 家间的双向话音、视频通信和文件传输；
机构用来连接“国际空间站”上的各个组件、 对接飞船或是对一些载荷进行临时的固定。大部分机 构都是一次性的，而那些用来连接对接飞船和用作临 时固定的机构则能多次重复使用。例如通用对接机 构（CBM）、实验支架装置（LCA）、段-段固定装 置（SSAS）和异体同构周边对接机构（APAS）。 通用对接机构用来将2个加压舱对接在一起（美国部 分），分为主动部分和被动部分：主动部分包括环形 结构、捕获锁、对准导向件、电动螺栓和控制器面 板，被动部分包括环形结构、捕获锁、对准导向件和 螺母。实验支架装置的作用是在“国际空间站”组建 过程中固定桁架S0。综合桁架结构各段是通过段-段 固定装置连接在一起的，尤其是S3、S4、S1、S0、 P1和 P3、P4。S5、S、P5和P6段则是由航天员在舱 外组装的。异体同构周边对接机构有两个功能：一是 用来对接飞船和航天飞机，另外是将曙光号多功能货 舱固定在加压匹配适配器－1（PMA－1）上。
2 热控系统
“国际空间站”上的热控系统由被动热控系统 和主动热控系统组成。美国与俄罗斯舱段热控分别进 行控制。
被动热控系统利用多层隔热组件、热控涂层、 加热器、热管等元器件，以及选择空间运行姿态的 办法来维持各结构体和轨道可更换单元所需的温度 范围。
在工作环境或热载荷超出了被动热控系统的热 控能力时，需要采用主动热控系统。在闭合回路中， 主动热控系统通过使用机械泵提供动力的流体来执行 热量收集、热量传递和散热3种功能。
“国际空间站”通信与跟踪系统
态控制。 “国际空间站”有2个独立的制导、导航与控制
系统：俄罗斯舱段运动控制系统（MCS）和美国舱 段的制导、导航与控制系统。2个系统互为备份，提 高了任务的安全性。但只有俄罗斯舱段有推进功能， 只有美国舱段有指向和支持功能。
制导功能主要由俄罗斯舱段提供，指导空间站 选择最佳行进路径，美国舱段制导、导航与控制系统 也为“国际空间站”提供一些制导规划支持。
Space International / 国际太空 2012.3 25
载人航天
通信和跟踪系统的技术指标如下。 各分系统间通过1553B总线通信。 1）S频段：2.025～2.2110GHz下行链路； 2.2～2.29GHz上行链路；由2套完全相同的线路组成 （S1桁架和P1桁架上），2套设备互为备份。 2）Ku频段：10.7～12.2GHz下行链路； 14～14.5GHz上行链路；提供3Mbit/s的前向链路码 速率；包括1套线路（Z1桁架上）；覆盖率约70%。 3）俄罗斯舱段误码率：指令误码率小于10-6； 遥测误码率小于10-3。
电源系统的技术指标如下。 （1）供电功率 站上总功率：110kW；平均功率：30kW；最小 连续功率：26kW。 （2）电压体制 美国舱段：一次电源160V，二次电源124V；俄 罗斯舱段：28V。 （3）太阳电池翼 总数量为8个（4对）；尺寸：完全展开时，每 个长35m，宽12m；完全收缩时，每个长4.57m，高 51cm；每个功率为32.8kW；总面积约3000m2。 每个电池翼包括2块可伸缩的太阳电池板，中间由 展开杆连接；每个电池翼包括32800块太阳电池，每块 8cm×8cm；每个电池翼包括164个有源板（电池串）， 每个有源板包括200个太阳电池和4100个二极管。 （4）万向节 太阳电池翼装有2个太阳阿尔法旋转节 （SARJ）：它们是空间站主万向节，由于持续旋 转保证电池阵指向太阳；装有8个贝它万向节组件 （BGA）：它们是单轴万向节，可连续360°旋转， 用于调整角度；精度为±0.005°。 （5）镍氢电池组件 每个镍氢电池组件包括38个轻型镍氢电池，
（2）控制力矩陀螺 数量：4个；质量：300kg（每个）；自由 度：2；每个控制力矩陀螺包括1个不锈钢飞轮： 质量100kg，旋转速度6600r/min，产生角动量 4880N·m/s，产生257N·m的转矩。 （3）24台反作用推力器的反作用控制系统 （RCS） 反作用控制系统为“国际空间站”的轨道保 持、粗略/瞬间稳定操作及避碰等提供控制，并作为 控制力矩陀螺控制系统的补充备份。喷气驱动机构和 发动机装置均按模块化设计，便于维护与更换。
俄罗斯舱段的热控系统大体沿用和平号空间站 的热控模式，即主要依靠各舱的液体回路实现各自的 热量传输，以及各舱壁散热器表面排散废热。内回路 以乙二醇-水为工质，外回路以有机硅液为工质，设 有2套并联互为备份的舱内主冷却回路。每套内回路 均有冷凝干燥换热器、可更换的泵组单元、流量调节 阀和热管式舱壁恒温加热器。对高热负荷设备还采取 冷却板散热措施。各舱段的热控单元既可独立运行， 又能适当联合。
太阳阿尔法旋转节结构图
每个组件的容量为81A•h。可充电镍氢电池用于没 有太阳光照射时的空间站电源供应；每90min工作 35min；工作寿命6.5年。在日照区，电池由发电系 统充电，在阴影区电池放电。在用电高峰或发电系统 故障时，电池组也可提供电源。在正常供电情况下， 电池组仅按30﹪的放电深度设计。
制导、导航与
26 Space International / 国际太空 2012.3
载人航天
“国际空间站”导航定位体系
控制系统的技术指标如下。 （1）姿态控制 它能够在控制力矩陀螺控制下进行当地坐标系
统（LVLH）的姿态保持；可在反作用控制系统（反 作用控制系统）控制下进行瞬时姿态机动；姿态指 向精度：±0.1°/轴；在静态条件下姿态与姿态速 率的稳定度为：每轴姿态±0.1°；每轴姿态速率 ±0.02（°）/s。