航天器设计是在火箭和导弹技术的基础上，为实现太空飞行，综合利用现代先进的科学技术成果而发展起来的，是航天工程的重要组成部分。航天器设计通常分为可行性论证、方案设计、初样设计和正样设计4个阶段。

简介

设计特点

设计内容(外形和总体结构选择 公用舱 轨道设计和推进系统 姿态控制方式 热控制方式 电源系统 跟踪、遥测和遥控 载人和返回)

简介

航天器设计

spacecraft design

航天器研制过程的重要组成部分和第一个环节。航天器设计是在火箭和导弹技术的基础上，为实现太空飞行，综合利用现代先进的科学技术成果而发展起来的，是航天工程的重要组成部分。

设计特点

航天器设计除具有一般飞行器设计特点外，还有其自身的特点：①航天器设计的内容因任务不同而差异很大，如通信卫星、广播卫星使用转发器、侦察卫星配用照相机和摄像机、地球资源卫星有遥感设备、登月飞船有登月舱等。不同用途的航天器，结构形式几乎完全不同。②设计受运载器制约，轨道选择、重量、尺寸、结构、电气和环境等都必须与运载器相适应。③与火箭设计不同，航天器的设计不仅要考虑发射和再入时的力学环境和热环境，而且还要考虑轨道运行时的空间环境（见空间环境影响）。④航天器需要与地面测控系统和用户台站（网）综合设计，彼此协调一致，并解决远距离信息传输问题。⑤长时间的连续工作对可靠性设计有更高的要求。

设计内容

与一般飞行器设计类似，航天器设计通常分为概念性研究、可行性论证、方案设计、初样设计和正样设计4个阶段。航天器设计的任务在于使航天器在限定重量、容积和其他制约条件下装载尽可能多的有效载荷，能长期可靠地在轨道上运行，而需要返回的航天器又能安全可靠地返回地球。航天器的有效载荷是指完成规定航天任务的专用系统，这是航天器设计首先要确定的项目。航天器的主要指标包括：功能、限定的重量和尺寸、轨道精度、寿命、经济性和可靠性等，多次使用的航天器还有重复使用的次数。许多航天器往往在可行性论证时就要把所需要消耗的功率确定下来，并且要与地面用户系统和公用舱协调一致。在此基础上，确定关键分系统和部件工程实现的技术途径，如广播卫星的高精度的轨道和姿态控制、太阳电池翼的结构、大功率行波管等。然后经过优选,确定航天器的总体方案和分系统的方案,在完成初样设计和试验之后进行正样设计，最后完成用于正样生产和使用的工程图纸和技术文件。总体方案设计包括：外形和总体结构、公用舱、轨道和推进系统、姿态控制方式、热控制方式、电源系统、跟踪、遥测和遥控、载人和返回等各项设计内容。

外形和总体结构选择

航天器结构可分为本体和可展开构件两部分。先进行本体部分的外形、尺寸和布局设计，划分结构舱段。外形和尺寸的确定主要取决于轨道类型、稳定方式和运载器整流罩的空间限制。返回型航天器的外形设计主要考虑空气动力和气动加热问题。自旋稳定卫星的外形应对称于自旋转轴，三轴稳定卫星可以是某种对称的多面体。航天器在结构上通常分为几个舱段，返回的航天器一般只有一个舱段返回，以减少再入重量。太阳电池翼、可展开天线、重力梯度杆等可展开构件要求有较高的可靠性，以免因它们的失效而导致整个飞行任务失败。

公用舱

能够装载不同有效载荷、完成不同飞行任务的卫星服务舱。地球应用卫星由两大部分组成：有效载荷和保证有效载荷在轨道上正常工作的服务舱（又称保障系统）。执行同一类任务的地球应用卫星的服务舱大体上是相同的,因而有可能设计一种公用的服务舱(即公用舱)达到一舱多用的目的。在卫星总体和分系统方案设计时就进行公用舱设计，以便在保持卫星总重不变的条件下适当调整服务舱的技术状态，就能适应不同有效载荷的要求。现代应用卫星的公用舱已形成若干种典型的结构形式,如四面侧壁与中心构架组合的结构,以“Π”形构件为主体的结构。

轨道设计和推进系统

根据航天器的使命来选择最有利的运行轨道，力求消耗能量最小、控制简单、便于地面观测。通常轨道选择受到火箭运载能力、制导精度、测控站布局和发射靶场位置的限制，往往需要在航天器上设置推进系统，使它具备机动飞行、改变轨道的能力。固体火箭发动机系统简单，液体火箭发动机可多次起动。大幅度地改变轨道常选用大推力的火箭发动机。为了修正轨道误差或实现长期的轨道控制，往往采用能多次起动和工作寿命长的小推力发动机，如单组元、双组元或其他高能推进系统。

姿态控制方式

为完成所担负的任务，需要合理地选择航天器的姿态。采用某种控制方式克服干扰力矩的影响，将航天器稳定在预期的姿态上。常用的姿态稳定方式有：自旋稳定、双自旋稳定、重力梯度稳定、磁力矩稳定和三轴稳定等方式。自旋稳定、重力梯度稳定和磁力矩稳定是被动式的，精度较低。三轴稳定是主动式的，精度较高（见航天器姿态控制）。重新改变航天器的姿态，通常也采用主动控制方式。姿态控制方式的选择主要考虑卫星所担负的任务、工作寿命、轨道特性和姿态精度等要求。现代大多数航天器采用自旋稳定和三轴稳定方式。

热控制方式

在轨道上航天器的温度变化很大，采用热控制把航天器（主要是内部仪器设备）的温度控制在一定范围内，以改善仪器设备的温度环境和减小航天器表面温度的波动和不均匀性(见航天器热控制)。采用自旋稳定方式可使航天器的各部分均匀地受到日照。通过发射窗口的选择可满足热控制对太阳投射角范围和最大阴影区时间的限制。对于发热仪器的相互影响问题，按工作程序和发热量的不同，采取热源合理布局、保证一定的散热面积、设置必要的隔热屏障、在结构框架上布置热管和局部采用电加热等措施来改善热环境。

电源系统

原电池 (如锌-氧化银电池)的重量随工作时间和功率的增加而增大，用于小功率短期飞行的航天器。载人飞船用大功率的燃料电池供电，它产生的水可供航天员饮用。多数航天器用寿命较长(7 ～10年)的太阳电池阵和蓄电池供电，它的重量主要取决于所能提供的瞬时功率,一般可达103～104瓦,功率更大或远离太阳的空间探测器，一般采用核电源。自旋稳定卫星通常把太阳电池附在本体侧表面上，构成体装式太阳电池阵。三轴稳定卫星采用对日定向的太阳电池阵电源系统，与体装式相比电池利用率约提高 3倍。镉镍蓄电池在日照区时充电，在阴影区时供电，它的寿命可通过控制放电深度和环境温度来提高。例如,轨道周期为100分钟的近地轨道卫星，放电深度一般取20%以下，而地球同步卫星可增加到50%～60%。温度一般控制在 0～30°C之内。新型的镍氢电池的寿命比镉镍电池长，但尚未得到广泛应用（见航天器电源系统）。

跟踪、遥测和遥控

航天器的跟踪、遥测和遥控设备与地面测控站一起组成航天测控系统，用以测量航天器的运行轨道和各分系统的性能参数，并对航天器进行遥控。一般以较宽的定向波束来满足运行时对地面测控站的覆盖要求。

载人和返回

载人的航天器需要有一套完善的生命保障系统，指挥舱和轨道舱是完全密封的，有调温、调湿、压力控制、供氧、供氮、二氧化碳净化和微量污染控制等环境保障设施，有供水、供食和废物处理等生活保障系统（见载人航天器生命保障系统）。航天器的操纵系统应是既可自动控制又可人工操纵的，并有显示设备为航天员提供系统的工作情况。一般还有救生塔等救生设备，在出现发射故障时将航天员推离运载火箭。飞船和航天飞机的轨道器应有能完成多种任务的姿态确定和控制系统，并能作变轨机动飞行。载人航天器还配备有人在舱外活动的设备和航天服、遥控机械臂等。一次使用的航天器多用钝的、轴对称旋成体外形的防热壳作为再入体的防热结构，降到离地一定高度后用降落伞回收。多次使用的航天飞机，往往采用升力体式的机身、三角翼作大攻角飞行和多次使用的防热层来解决气动加热问题。