空间技术 航天技术概论.ppt

功能：完成运载火箭和航天器的装配、测试和发射。 组成：技术阵地、发射阵地、发射指挥控制中心、 地面测控系统。 我国的卫星发射场 酒泉卫星发射中心（1958年） 太原卫星发射中心（1967年） 西昌卫星发射中心（1970年） 海南航天发射场(2009年9月) 东经108°20’~111°03’，北纬19°20’ ~ 20 °10’ 地球同步轨道卫星、大质量极轨卫星、大吨位空间站和 深空探测发射任务 太阳系 太阳系由太阳、八大行星（水星、金星、地球、火星、木星、土星、天王星、海王星）、矮行星及卫星、小行星、彗星、流星体、行星际物质组成。 8.6.2 航天器飞行环境 运载飞行环境 温度环境 超真空 无重力状态 热的传递 辐射能的影响 第十章 航天器的轨道 10.1 人造地球卫星发射 发射前准备工作程序 卫星发射过程 滑 行 入 轨 转移轨道入轨 停泊轨道入轨 滑行入轨 10.2 中心力场中质点运动规律 开普勒三定律 10.3 三个宇宙速度和地球静止轨道卫星发射速度 轨道分类 10.5轨道控制 杆—锥式对接机构 异体同构周边式对接机构 抓手—碰锁式对接机构 神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器的对接 1.对接前的准备阶段 2.交会段 3.对接段 4.组合体共同飞行 5.分离段 对接过程 为什么要姿态控制？ 姿态控制方法 分为被动姿态控制和主动姿态控制。 被动姿态控制:利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现 姿态控制，包括自旋稳定和重力梯度稳定。 主动姿态控制：根据姿态偏差形成控制指令，产生控制力矩 来实现姿态控制方法。控制系统由姿态敏感器、 控制器和执行机构组成。包括喷气控制、飞轮控制。 自旋稳定 卫星具有轴对称形状，并绕对称轴自旋。根据陀螺的定轴性，卫星对称轴在空间定向， 并能抵抗微小的干扰。 重力梯度稳定 飞轮控制 利用飞轮产生的反作用力矩控制 卫星的姿态。 反作用飞轮是一个在电机的驱动下高速运动的转子，其驱动马达的定子被安装在卫星的壳体上。驱动电机的每一作用都有一相等且相反的作用，因此，飞轮的连续加速或减速产生的反作用力矩作用在固定在卫星中驱动马达的定子上，于是让卫星向转子加速度相反的方向运动。 喷气控制 卫星结构的功能 分类 外壳结构、承力结构、密封结构、仪器安装面结构、能源结构、天线结构、防热结构等 形式（球形、圆筒形、箱式、圆锥形、多面体形） 材料 材料的要求 金属材料 复合材料 定义 控制航天器内外的热交换过程，使其热平衡温度处于规定范围内的技术，又称热控制。 航天器的热环境 地面温度环境：四季、昼夜变化 发射轨道段：气动加热700~800℃ 运行轨道段： -200℃~100℃ 返回轨道段：高达10000℃ 温度控制方法 1）被动温度控制：依靠选取不同的温控材料或涂层， 组织航天器内外热交换过程，使航天 器的温度保持在允许的温度范围内。 特点：简单、可靠、寿命长，但没有 自动调节温度的能力。 温度控制涂层 热管 超级隔热材料 2）主动温度控制：具有一定的温度调节能力，可大大 减少由于热源变化引起的仪器设备 温度的波动。 百叶窗 电加热器 热管（heat pipe） 组成：由管壳、吸液芯和液态工质组成。 原理：利用液态工质的蒸发与冷凝来传递热量。 作用：减少温差，航天器结构或内部设备等温化 电加热器 百叶窗 遥测过程 14.2 遥控 遥控过程 14.3 测轨原理 测速原理 多普勒效应：当一个发出某一稳定频率的波的物体与观测者有相对运动 时，观测者观测到该物体发出的波动频率是变化的。 测角原理 方位角A：航天器在地面上的投影 S’ 与地面站的连线GS’与通过地面站 正北方向的夹角。 仰角Z：航天器与地面站的连线GS与地平面之间的夹角。 测量方法：（1）干涉仪法（2）定向天线测角法 测距原理 16.2 返回型航天器的分类 弹道式再入飞行器：升阻比L/D在0~0.5之间 纯弹道式再入飞行器：升阻比L/D为零。 半弹道式再入飞行器：升阻比L/D大于零，小于0.5。 升力式再入航天器:升阻比L/D大于0.5 升力体式飞行