空间飞行器总体设计

1.航天工程系统的组成及卫星的系统组成
航天工程系统，简称航天系统。
航天系统是由航天器、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。
卫星通常可划分为有效载荷和卫星平台两大部分
有效载荷是指卫星上直接完成特定任务的仪器、设备或系统，又称专用系统。
1)科学探测和实验类有效载荷。2)信息获取类有效载荷。3)信息传输类有效载荷。
4)信息基准类有效载荷。

卫星平台是由保障系统组成的、可支持一种或几种有效载荷的组合体。
1)结构与机构分系统。2)热控制分系统。3)电源分系统。4)姿态与轨道控制分系统。5)推进分系统。6)测控分系统。
7)数据管理分系统。（星务管理分系统）
8)总体电路分系统。
9)返回分系统。（数传分系统）

2.空间飞行器总体设计的阶段划分
1)任务分析2)约束条件的确定3)卫星研制技术流程初步制定4)卫星与卫星工程大系统、其他系统之间的接口
5)方案优选
6)方案论证报告和技术要求

3.卫星的主承力构件的三种形式，并比较三种形式的优缺点
结构形式承力筒箱式杆系
结构设计复杂（构件多，约束多）简单简单
传力路线长（贮箱上挂）短短
承受载荷大（整星）小小
结构工艺很复杂（模具多）很简单（平板）简单
工艺品质难保证（圆形、构件多）易保证易保证
结构质量较重较轻最轻
总装工艺难（贮箱内连）简单简单
有效载荷扩展难（承力筒限制）易易
周期/成本较长/较高较短/较低较短/较低

4.静止轨道双自旋稳定通信卫星和三轴稳定通信卫星总体方案的比较
比较因素双自旋稳定三轴稳定
姿态和天线指向精度相对低较高
扩展性差可增大电池阵块数
技术复杂程度较简单较复杂（姿轨控系统）
继承性可继承DFH-2技术DFH-3技术
风险度大（消旋轴承单点故障）较大(管路泄露,太阳电池板展不开)
经济性成本相对低成本相对高
5.空间飞行器构型设计概念及构型设计一般原则
空间飞行器构型设计（又称为空间飞行器总体结构设计）是对飞行器的外形、结构形式、总
体布局、仪器舱布局、质量特性以及与运载器和地面机械设备接口关系等进行设计和技术协
调的过程。
构型设计的一般原则：
（1）空间飞行器构型设计必须满足飞行任务要求，包括飞行器有关分系统的视场、飞
行方式、指向、推力向量、质量、有效载荷容积以及其他的特殊要求。
（2）空间飞行器构型设计必须保证所有分系统的功能要求，提供坚固的支撑，保持所
有分系统在全部飞行任务阶段的完整性。
（3）空间飞行器构型设计必须和运载器（运载火箭或航天飞机）的运载能力、整流罩
（或货舱）的有效容积，纵横向基频、力学环境条件、机械接口、电器接口等协调一致。
（4）空间飞行器构型设计必须满足各分系统、仪器设备的总体布局和内部布局要求，
并考虑各分系统对构型设计的特殊要求。
（5）空间飞行器构型设计采用模块化设计，即各舱段、各分系统、仪器设备、组建等
若干个模块单元组合成一个整体。
（6）空间飞行器构型设计必须考虑电磁兼容性和防静电放电（EMC/ESD）以及最大限
度减少剩磁力距的要求。
（7）空间飞行器结构、有效载荷、太阳电池阵、热辐射器等有增长能力
（8）空间飞行器的构型设计必须能保证整个飞行器结构具有合理的强度和刚度，承受
试验、运输、支撑、起吊、发射等各种载荷的作用，安全可靠。
（9）空间飞行器平台构型设计必须使结构合理，质量轻，操作方便，工艺简单。
（10）空间飞行器构型设计必须考虑空间飞行环境的影响。

6.空间飞行器外形选择的影响因素
（1）姿态控制模式；（2）发射方式和运载火箭整流罩有效空间；（3）卫星运行轨道；（4）有效载荷要求；
（5）气动外形要求；
（6）密封舱要求

7.空间飞行器的外形选择原则
（1）满足有效载荷要求；
（2）良好的建造、驱动和增长能力；
（3）足够的结构刚度和自然频率；
（4）太阳电磁阵视场因素和操作考虑；
（5）热辐射器视场因素和操作考虑；
（6）天线位置、视场因素和操作考虑；
（7）控制系统敏感器位置、视场因素；
（8）运载火箭、航天飞机、载人飞船的适应能力和操作能力；
（9）研制成本和操作费用；
（10）各发展阶段有效载荷和内外部操作调节；
（11）推进器的安装位置和方向；
（12）公共界面简单、易于连接；
（13）各组合舱段本身以及空间运输系统的公共连接；
（14）容易实现在轨技术任务。
8.春分点的定义
将地球半径无限扩大成为假想的天球，地球赤道平面与天球的交线称为天赤道，地球绕太阳
公转的黄道平面与天球的交线称为黄道。天赤道和黄道在天球上的交点之一，太阳从南向北
穿过天赤道的一点称为春分点。

9.真太阳时和平太阳时的概念（仅供参考）
真太阳时：太阳视圆面中心连续两次通过同一地点子午线的时间间隔叫做真太阳日。1真太
阳日又分为24真太阳时等等。这个时间系统称为真太阳时。
平太阳时：首先在黄道上设一个均匀运动的第一个辅助点，其视运动的速度和真太阳的视运
动的平均速度相等。并且与真太阳同时经过近地点和远地点，再在天赤道上作均匀运动的第
二个辅助点，其视运动的速度和第一个辅助点的视运动速度相等，且和第一个辅助点同时通
过春分点。这个在天赤道上作均匀运动的第二个辅助点就是平太阳。则平太阳连续两次通过
同一地点子午线的时间间隔为一平太阳日，同样加以细分为平太阳小时，平太阳秒，这样就
成为平太阳时。

10.举例说明具有不同降交点地方时的太阳同步轨道与平太阳的相对位置关系
太阳同步轨道，轨道进动角速度与平太阳均匀运动的角速度相等，其轨道是不断改变的，降
（升）交点不断变化，但其降（升）交点地方时始终是不变的，是相对于平太阳而言的。

11.瞬时轨道和平均轨道的概念
瞬时轨道：飞行器在空间飞行时，由于各种摄动力的影响，使得飞行器每时每刻都在圆锥曲
线轨道上飞行，但不同时刻圆锥曲线轨道的轨道参数不同，则某时刻飞行器所处的轨道，称
为该时刻飞行器的瞬时轨道。
平均轨道：取一段时间内飞行器瞬时轨道参数的平均值，以消除摄动力使轨道产生的短周期
运动，从而得到的圆锥曲线轨道称为平均轨道。

12.卫星轨道运动所受的主要摄动力有哪些？主要对那些轨道参数产生影响？
这些影响是否都是不利影响，举例说明
1）地球非球形摄动：影响升（降）交点经度、近心点角距
2）大气阻力摄动：影响轨道半长轴、偏心率
3）太阳引力摄动：影响升（降）交点经度、近心点角距
4）月球引力摄动：影响升（降）交点经度、近心点角距
5）太阳光压摄动：影响卫星的姿态，造成轨道偏心率等参数的变化
6）控制力摄动
13.太阳同步轨道的实现条件，此种轨道有何特点
轨道升交点赤经和平太阳赤经之间的差为不变的常数，这条轨道成为太阳同步轨道。

太阳同步轨道有两个轨道特点：a.90i，轨道为逆行轨道；b.太阳同步轨道地面高度不
会大于6000KM

14.回归轨道的回归条件
假设卫星在赤道上的星下点地理经度相同时，卫星星下点轨迹就会处处重叠。卫星在赤道上

的星下点地理经度，一圈后的精度差为：()NeT，式中-----一圈后的地理精

度差，NT------交点周期，e------地球自转角速度，------升交点的进动角速率。
如果N，D两个既约正整数，使得回归条件成立，即2ND这样就会在D天以后，也
就是卫星运行N圈以后，星下点轨迹重合。

15.轨道参数选择时需要考虑的因素
1）充分利用运载火箭的能力
2）卫星的轨道寿命大于工作寿命，且有一定余量
3）卫星遥感器对地面的覆盖要求
4）遥感器地面分辨率随轨道高度增加而降低
5）测轨和预报的精度受大气阻力影响显著，随高度增加、精度易满足
6）回归轨道的重复周期要求
7）轨道机动推进剂消耗量限制
8）轨道捕获、保持的推进剂消耗量限制
9）轨道修正的时机及频度限制
10）组网卫星星座条件
11）太阳同步轨道参数的相互制约
12）返回式卫星的返回轨道对运行轨道的要求
13）卫星地面测控站（船）的分布及测控任务的要求
14）飞行程序的要求

16.确定卫星发射窗口需要考虑的因素
1)太阳照射地面目标的光照条件（太阳高度角）
2)卫星太阳电池正常工作对太阳光照射星体的方向要求
3)卫星姿态测量对地球、卫星、太阳几何关系的要求
4)卫星姿态机动对地球、卫星、太阳几何关系的要求
5)卫星热控对太阳光照射星体方向的要求
6)卫星某些特殊部件对太阳光、月球反射光、地球反射光照射星体方向的要求
7)卫星处于地影时的轨道弧段要求
8)卫星处于地影内时间长短要求
9)回收时间要求
10)其他要求