国际空间站_各系统设计
合集下载
相关主题
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
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。机构的作用则是将各个 系统结构连接在一起，或是临时固定各项载荷设备。
“国际空间站”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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
பைடு நூலகம்
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。
• 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。
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。
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。
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。
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。
（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。
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，
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。
“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。
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。
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。
“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。机构的作用则是将各个 系统结构连接在一起，或是临时固定各项载荷设备。
“国际空间站”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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
பைடு நூலகம்
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。
• 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。
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。
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。
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。
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。
（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。
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，
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。
“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。
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。
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。