航天任务与系统设计

1、航天任务与系统设计航天任务分析与系统设计读书报告学院名称 宇 航 学 院 专业名称 航空宇航推进理论与工程 目 录1前四章读书总结12归纳总结前四章中关于火灾卫星系统设计的陈述63归纳轨道设计的过程与任务134航天任务与有效载荷设计155航天任务、系统设计与分系统设计176GNC系统与火灾卫星控制系统设计197阅读13、16、19.2、20章，归纳总结各章节的要点238提炼下册中关于火灾卫星系统设计的论述29411.前四章读书总结1 航天任务分析与设计的目的航天任务的分析与设计总是从一个或几个总体目标和约束条件出发，然后进一步确定以可能的最低成本满足这些要求和约束条件的航天系统。2 航天任务分

2、析与设计的过程任务的分析与设计过程是迭代进行的。主要过程如表1所示。表 1 航天任务的分析与设计过程典型流程图步 骤章 节| | |确定目标A.确定总体目标和约束条件B.定量估计任务需要和系统要求1.31.4描述任务特性C.确定可供选择的任务方案D.找出系统主动量E.描述任务方案的特性2.12.22.3任务评价F.找出主导要求G.评价任务的用途H.确定任务方案（基线）3.13.23.3确定系统要求I.确定系统要求J.将系统要求分配到系统各单元4.14.24.4经过表1所示的连续多次迭代，结果将形成一个更加具体、更加明确的航天任务方案。3 航天任务周期与航天任务分析与设计的关系航天任务的周期一般

3、经过四个阶段方案研究阶段：是最初的研究阶段。这个阶段的结果是给出航天任务及其各个部分的总体规定。包括任务需要分析和方案开发两个子阶段。具体研制阶段：是正式的设计阶段。这个阶段给出了系统各部分的具体规定，在大型项目中还包括测试硬件或软件的研制。包括论证和确定及全力研制两个子阶段。生产和部署阶段：包括建造地面和飞行硬件，以及整个卫星星座的首次发射。运营和支持阶段：包括航天系统的日常运营、维护和支持以及在飞行任务结束时离轨或返回。航天任务周期的划分是与航天任务分析与设计的过程相适应的，方案研究阶段主要是航天任务的分析，具体研制阶段则主要是航天任务的设计。4 航天任务分析与设计的第一步及关键解决的问题

4、航天任务分析与设计的第一步是确定任务的目标，即确定系统必须达到的总体目标。因为在接下来的设计中我们需要一次又一次地回到这一总体目标，检查我们当前进行的工作与开始确定的目标是否一致。关键要解决的问题是充分了解任务的描述，从任务的描述中提炼出基本目标以及多个从属目标。5 总体目标转为对系统的要求因为航天系统的研制工作总是从特定的系统要求出发的，所以在确定了航天任务所要达到的总体目标之后，要将其转换为对系统的要求。将任务目标转换为对系统的要求，我们主要考虑三个方面：功能要求：确定系统满足目标要求的性能指标。运营要求：确定为完成总体目标系统应如何运营，如何与用户连接。约束条件：限制了成本、时间进度以及

5、系统设计者可获得的实施技术。6 飞行任务特性的描述飞行任务特性描述的目的是，在可以落实空间飞行任务的大范围内，选取最佳的总体方案。任务是必须把每个方案都定义到能进行有效比较的程度。基本流程是根据规定的各项要求和约束，把每个选定的不同飞行任务方案都定义到能进行有效比较的程度，为以后的方案评估奠定基础。7 飞行任务不同方案的识别识别各种飞行任务方案的主要步骤：1、识别飞行任务的可变单元；2、识别每个可变单元的主要备选方案；3、建立可选方案的综合分析树；4、修剪分析树，去掉那些不可实现的组合情况；5、寻找对实现飞行任务有重大影响的其他方案。8 系统主导因素的识别识别系统主导因素的过程为：识别有意义的

6、因素、识别那些能度量有意义因素的参数、发展一次近似算法、考察各种因素、寻找可能的“隐蔽”的主导因素。9 飞行任务方案特征的描述飞行任务方案特征的描述的过程如下：1）确定对象的特性；2）确定航天器的轨道和数目；3）确定飞行任务的有效载荷性能和尺寸；4）选择运行方案：通信结构、飞行任务运行、地面系统；5）设计满足有效载荷、轨道和通信要求的航天器公用舱；6）选择一种发射系统/上面级；7）确定部署、后勤和寿命结束的策略；8）提供成本支持。10 飞行任务评估的目的和内容飞行任务评估的目的是选择一种或多种方案以促进深人的研究工作，或者作出在现有技术条件和各种制约条件下我们不能实现这项飞行任务的决定。内容包

7、括主导要求的识别、飞行任务效用分析、飞行任务方案的选择。其中飞行任务效用分析是航天任务分析的核心任务，是将飞行任务的工作性能定量表示为设计参数、成本、风险和进度的函数关系。分析工作包括提供用于决策的定量信息和提供系统设计的反馈资料。11 系统要求的确定需要确定的具体要求有：a）所要求的性能；b）成本；c）研制和部署进度；d）隐和显约束条件；e）风险。技术规范内涵：技术规范仅仅是一个可控的文件，它记录了贯穿在若干个研制阶段的稳定的性能基线。当这些规范达到了可用来确定待采购的系统之时，它们就成了研制者必须遵守的“依从文件”。有效的技术规范在整个研制周期必须前后一致，且相对于系统的成熟度而言又是完整

8、的。12 确定系统设计要求基线的步骤确定系统设计要求基线共有16个步骤，如表2所列。表 2 确定系统设计要求基线的步骤步 骤说 明1.建立协作环境和制定主要进度表需要确定用户与研制者之间的合作计划2.确定任务要求只列出关键的任务要求，而不是列出具体设计细节3.确定性能、成本、计划进度有关的系统主导因素和相应的风险这些方面在系统要求确定的整个过程中都予以注意4.确定内部和外部的限制条件需要特别留意其他系统的预定能力5.确立功能性要求功能表或功能流程图作为所以就会要求的基础6.确定有效载荷的要求确定每个有效载荷的工作性能和支持要求7.确定覆盖性能、支持和寿命要求确定轨道和星座参数、设计寿命、可靠性

9、和维修的条件，这些都是影响成本的关键因素8.确定卫星公用舱要求主要由有效载荷、支持要求及生存能力和通信要求确定9.确定部署和替换补给的要求由轨道包络和卫星重量确定发射要求，可用性要求和星座设计确定了补给和替换要求10.分析故障模式和影响，确定系统故障模式故障保险模式对故障后复原至关重要，寿命末期模式变得和重要11.确定卫星地球控制要求确定对多个地面站的需要及所需控制的性质和频率；现有设施能否运用？12.确定数据处理和发送要求要建立首尾衔接的数据流程，并确定何处处理数据最好13.确定系统接口需要确定内部和外部接口两方面的要求14.确定通信体系结构的要求确定时间线、可观测性、节点捕获、数据速率和波

10、形15.评估研制的通用性，按需要制定标准评估研制风险与可能节省的费用和改进内部可操作性之间的关系。正确干预是唯一有把握的决策方法16.建立关键性能参数的验证计划确定模型的要求、试验的配置和所要求的结果13 总结通过前四章的学习，我了解了航天任务分析与设计的目的总是从一个或几个总体目标和约束条件出发，然后进一步确定以可能的最低成本满足这些要求和约束条件的航天系统。明白了其过程是迭代进行的，并且周期一般会经过四个阶段。第一步是确定任务的目标，再将总体目标转换为对系统的要求。接着进行任务特性的描述把每个方案都定义到能进行有效比较的程度，把众多的方案删除到可以处理的程度。然后对这些方案进行飞行任务评估

11、，最后确定系统要求。明确了确定系统设计要求基线的步骤，对航天任务分析与设计的整个流程有了较全面的认识与感知。2.归纳总结前四章中关于火灾卫星系统设计的陈述火灾卫星任务的描述：由于森林火灾对于旅游业和商业产生越来越大的影响，并且越来越引起公众的关注，美国需要建立一套更为有效地确定和监视森林火灾的系统，此外还希望（但不是任务的要求）对其它国家的森林火灾进行监视，以收集火灾的发生、扩散、传播速度和持续时间的统计数据并提供其它森林管理数据。这些数据最终将提供给林业部门的火灾监视机构以及林区管理人员使用，因此所提供的数据流和数据格式应使上述两类用户在未经专门训练的情况下能利用这些数据，并使他们能够对不断

12、变化的森林火情迅速作出反应。1确定总体目标：基本目标是在近实时条件下，对美国全境（包括阿拉斯加和夏威夷）的森林火灾进行检测、确定和监视。从属目标有向公众表明正在采取积极措施控制森林火灾；收集森林火灾爆发和发展的统计数据；对其它国家的森林火灾进行监视；收集其它森林管理数据。2定量估计任务需要和系统要求：如表1所示。表 3 火灾卫星系统要求系统要求火灾卫星功能要求性能覆盖率响应能力附属任务4个温度级别分辨率30米，定位精度500米在美国大陆上每天覆盖7.5亿英亩在30分钟内将寄存的任务数据发送给最多50个用户4个温度级用于虫害管理运行要求持续时间有效性存活能力数据分配数据内容、形式和格式任务至少运

13、营10年不考虑气象因素，有效率为98最多停止工作时间为3天仅考虑自然环境的辐射将数据发送给全球范围的最多500个火灾监视机构和2000个林场（最多同时100个用户）根据12个测绘基准确定火灾的位置和范围；给出30平方米网格上的平均温度约束条件成本时间进度管理规定政治因素环境接口发展的制约因素包括研究开发费用在内每年低于2千万美元在5年内达到初期运营能力在6年内达到最终运营能力航宇局任务对公众的要求作出反应自然环境通信中继以及通过NOAA地面站内部运营利用空间运输系统或一次性运载火箭发射；在数据分配节点上没有单独的运营管理人员3确定可供选择的任务方案：第一步识别飞行任务的可变单元表 4 论证火灾

14、卫星的几项选择要素任务单元是否需要折衷分析理由任务对策有效载荷卫星公共舱发射系统轨道地面系统通信结构飞行任务运行不要要要局限于成本要要不要要已经明确为被动式探测项目可以对复杂性和频率进行折衷选择根据扫描机构和功率，可有多种选择针对选定的轨道，选取成本最低的发射系统可选方案有低、中、高轨道，卫星数量随之变化可以合用NOAA控制设施，使用专用的火灾卫星设施，或者直通用户的下行话路取决于飞行任务运行和地面系统自动化程度可以调整第二步识别每个可变单元的主要可选对象表 5 飞行任务各组成单元的一般备选对象飞行任务组成单元可选对象的内容用于火灾卫星的可选对象可控对象选择性能操纵方式没有被动对象应该敏感什么

15、热或可见光有效载荷频率复杂性尺寸与灵敏度红外、可见光单个或多个频率航天器公共舱推进系统姿态控制能源根据有效载荷和轨道的定义来确定发射系统运载工具上面级发射场根据航天器和轨道的定义来确定轨道专用轨道高度倾角星座结构单颗地球同步工星，近地轨道卫星星座最小倾角取决于轨道高度地面系统现有地面系统或专用地面系统共享NOAA系统，专用系统通信系统及时性控制和数据分发中继设备存储和转储、实时链路任一可选对象1个地球站，商业或直接数据传输TDRS或商用通信中继飞行任务运行自动化程序自主程度任何可选对象：全自动地球站、部分时间运行、24小时全天运行全部由地面测检，部分自主、完全自主第三和四步建立和修剪生命力强的

16、可选对象的分析树：就是列出飞行任务可选对象的各种组合，并探索一些办法，来减少各种组合的数量，而又不漏掉可能是很重要的可选对象。表 6 火灾卫星飞行任务6个初步方案中的2个方案任务单元可选对象1可选对象6任务对象有效载荷航天器公用舱发射系统轨 道地面系统通信结构飞行任务运行特性由技术规范确定小孔径红外小型，三轴飞马座火箭近地轨道，2颗卫星，2个正交的极轨道平面单个专用地球站TDRS数据下行链路；至用户的商业链路火灾季节连续运行，其余季节为部分运行特性由技术规范确定大孔径红外中型，三轴STS，统一推进系统地球同步轨道，1颗卫星，位于美国西海岸上空单个，专用地球站直通地球站；监视结果经火灾卫星中继给

17、用户火灾季节连续运行；其余季节部分运行第五步寻找其他替代方案。4找出系统主动量：识别有意义的因素、识别那些能度量有意义因素的参数、发展一次近似算法、考察各种因素、寻找可能的“隐蔽”的主导因素。表 7 识别火灾卫星性能的主要因素关键参数算法（近地轨道）算法（地球同步轨道）性能主导因素观测频度卫星数目/12小时扫描频率低轨道上的卫星数目时间滞后星上存储延迟时间+处理时间通信+处理时间存储延迟时间（如果适用的话）分辨率距离×(波长/孔径）+控制误差距离×(波长/孔径）+控制误差高度、孔径、控制精度观测的间隙云层间隔或覆盖间隙云层间隔或覆盖间隙无（天气占主导地位）5描述任务方案的特

18、性6找出主导要求：火灾卫星的主导要求可能是分辨率、覆盖范围定位精度或数据及时性。7评价任务的用途：将飞行任务的工作性能定量表示为设计参数、成本、风险和进度的函数关系。或者用火灾卫星飞行任务的仿真器来评估。8确定任务方案（基线）（1）系统总体折衷权衡表 8 对具有多种效应的参数进行系统折衷比较的过程步骤火灾卫星参数举例1.选择所比较的参数高度2.确定那些影响该参数或受该参数影响的因素覆盖 部署策略（如覆盖逐步扩大）轨道周期 观测时间 星蚀弧段响应时间 所需卫星数 发射能力分辨率 有效载荷重量 辐射环境生存能力 干扰敏感性 通信 寿命3.评估对各种因素的影响能发射到1800km最佳覆盖400km以

19、上分辨率：轨道越低越好生存能力不成问题4.确认和归纳结果发射能力：轨道越低越好覆盖：轨道越高越好分辨率：轨道越低越好生存能力：不考虑5.选择参数值和可能的范围高度=1000km7001500km 都可以（2）方案选择：可利用效用分析的结果来选择火灾卫星的方案。还考虑政治因素、计划安排和可用的资源条件。9确定系统要求10将系统要求分配到系统各单元可以按照表7所述来确定火灾卫星的具体系统要求。表 9 确定系统设计要求基线的步骤步 骤说 明1.建立协作环境和制定主要进度表需要确定用户与研制者之间的合作计划2.确定任务要求只列出关键的任务要求，而不是列出具体设计细节3.确定性能、成本、计划进度有关的系

20、统主导因素和相应的风险这些方面在系统要求确定的整个过程中都予以注意4.确定内部和外部的限制条件需要特别留意其他系统的预定能力5.确立功能性要求功能表或功能流程图作为所以就会要求的基础6.确定有效载荷的要求确定每个有效载荷的工作性能和支持要求7.确定覆盖性能、支持和寿命要求确定轨道和星座参数、设计寿命、可靠性和维修的条件，这些都是影响成本的关键因素8.确定卫星公用舱要求主要由有效载荷、支持要求及生存能力和通信要求确定9.确定部署和替换补给的要求由轨道包络和卫星重量确定发射要求，可用性要求和星座设计确定了补给和替换要求10.分析故障模式和影响，确定系统故障模式故障保险模式对故障后复原至关重要，寿命

21、末期模式变得和重要11.确定卫星地球控制要求确定对多个地面站的需要及所需控制的性质和频率；现有设施能否运用？12.确定数据处理和发送要求要建立首尾衔接的数据流程，并确定何处处理数据最好13.确定系统接口需要确定内部和外部接口两方面的要求14.确定通信体系结构的要求确定时间线、可观测性、节点捕获、数据速率和波形15.评估研制的通用性，按需要制定标准评估研制风险与可能节省的费用和改进内部可操作性之间的关系。正确干预是唯一有把握的决策方法16.建立关键性能参数的验证计划确定模型的要求、试验的配置和所要求的结果3.归纳轨道设计的过程与任务制定航天器定位与定向的预算原因：预算工作对空间任务的成本与性能常

22、常有推动作用。如果预算中有些因素被忽略或估错，卫星就不可能满足其性能目标。确定系统要求的人对指向与定位指标提得过于苛刻，因而不必要地抬高了任务的经费。因此从开始就得理解指向与定位预算中的各项因素以及它们对总精度的影响。在制定预算中需要考虑的因素如表1所示。表 10 指向和定位的误差源航天器位置误差： 沿航迹（纵向） 沿航天器速度向量方向的位移 横向 垂直于航天器沿轨道平面方向的位移 径向 沿地心（星下点方向）的位移敏感轴定向误差：（在星下点为中心的极坐标内） 仰角 星下点与敏感轴的夹角误差 方位角 敏感轴绕星下点的转角误差敏感轴方位误差包括（1）姿态确定误差（2）仪器安装误差（3）定位的稳定性

23、或指向控制误差其他误差： 目标高度误差 被观测对象的高度的不确定性 时钟误差 实际观测时间的不确定性（引起地球旋转位置的不确定性）轨道设计的任务：旨在以可能的最低成本满足绝大多数飞行任务的要求。轨道设计过程：轨道设计没有绝对的规律可循，一般步骤如下，1.确定轨道的类型2.确定与轨道有关的飞行任务要求3.估计特定轨道的适用范围：假定是圆轨道（如果可用的话）；4.单颗卫星或星座的选择5.进行飞行任务轨道设计的权衡6.运载工具、回收或报废轨道的选择7.估计星座的发展和补充8.建立的预算9.编制有关轨道参数、选择准则和允许范围的文件有效的轨道设计需要清楚地理解轨道选择的依据，并且随着任务要求的改变或任

24、务定义的完善定期评审这些依据，不断设计可供选择的方案。轨道设计需要考虑的有关问题包括轨道的限制条件以及诸如对特定观测所需的轨道高度或任一轨道参数的取值范围等特殊要求。具体的要求包括覆盖、灵敏度或性能、环境和幸存能力、发射能力、地面通信、轨道寿命和法律或政治限制等。预算是在执行整个空间飞行任务期间所需速度增量之和的预算，代表了每个任务轨道运行的成本。预算对推进剂的需求有极大的影响，并且直接影响航天飞行任务的最终成本，是轨道设计时必须考虑的。建立预算的方法，首先列出计算所需的基本数据：运载工具的初始条件，飞行任务的各种轨道，飞行任务持续时间，所需的轨道机动或轨道维持，航天器报废的处理方法。接着用公

25、式将上述每一项转化为等效的的需求，再求和得总的。一般来说，从一条轨道转移到另一条轨道所需的速度矢量增量可由下式给出：需要轨道保持时，可通过轨道机动来实现。不同情况下的计算公式不同，具体参见6.3、6.5节。通过5-7章的学习，我了解了轨道设计的基础理论、轨道设计的任务以及轨道设计的过程。航天器的运行是离不开轨道的，轨道决定了空间飞行任务的寿命、成本、环境、观测几何，同时也往往决定了有效载荷的性能。4.航天任务与有效载荷设计有效载荷是完成航天使命的一个重要的分系统，航天器的特征和尺寸主要是根据有效载荷的要求而确定的。要使航天器的重量和复杂性降低，必须改变有效载荷的要求或航天任务的设计，同时根据航

26、天任务的要求，进行有效载荷设计。有效载荷设计对航天器及其任务的设计和运营具有重大影响。需要进行有效载荷与用户单元的平衡，使整个系统的成本最低；有效载荷与轨道之间的综合权衡；指向和跟踪功能在有效载荷单元与航天器单元之间的分配，以最低的成本来满足指向和跟踪的要求。有效载荷的基本种类：通信有效载荷、其它应用有效载荷、科学有效载荷和专用有效载荷。有效载荷的特性：大小质量、体积和质量分配，操作复杂性，观测仪器孔径，运行轨道，对数据处理和计算机的要求，航天器的指向精度、稳定度和机动能力，环境条件、生存能力和污染，有效载荷控制和内务操作数据，热控要求，对无阻挡市场的要求，有效载荷精密度，对功率的要求、工况和

27、工作循环，实验延续时间、自主性和检测能力。典型有效载荷的基本工作原理：通信卫星的有效载荷主要有转发器和天线组成，天线接收上行信号，送到转发器对信号进行加工，再由天线将加工后的信号作为下行信号发出，完成通信信号的中继转发。遥感卫星的有效载荷通常使用观测仪，产生观测景物的图像，遥感器获取的遥感数据经过数据传输设备传至地面，再经过处理、分析，进行应用。科学有效载荷是用来进行空间物理环境探测的，包括各种仪器，收集来自空间的各种信息，发送回地面，进行研究。确定有效载荷的参数需要考虑的因素：每种有效载荷都有各自的关键性能参数，每种有效载荷都必须满足其基本工作要求（如工作周期，谁操作等），其中包括特定的设计

28、标准和约束条件（如尺寸、重量、形状、功率、抗辐射能力、安全性等），而且它们都具有一定的性能水平。每类有效载荷中需权衡比较的各种关键因素的影响，需要权衡的要素如表1所示。表 11 有效载荷设计权衡的要素通信有效载荷科学有效载荷·星上信号处理地面站的发射功率·航天器发射功率地面接收机灵敏度·航天器位置保持地面天线控制·航天器姿态控制由地面姿态控制·航天器上实现的地面实现的波束成形或跳变·等效全向辐射功率误码率地面天线尺寸·等效全向辐射功率天线尺寸·固定天线可展开天线·发射机功率功率放大器效率可用功率·

29、;互调失真输出功率·接收机灵敏度天线尺寸·接收机噪声指数前端设备成本·调制类型误码率复杂性·仪器选择要求风险应用有效载荷作战有效载荷·储存的程序实时有效载荷控制·星上数据处理地面数据处理·有效载荷数据回收遥测·自由飞行器多用途平台搭载·本机频率控制地面频率控制·航天器自动跟踪地面控制自动跟踪·姿态控制地面姿态测量·航天器上实现的地面实现的天线波束成形·时钟能力定位精度·是否需要跟踪与数据中继卫星·天线与反射器的尺寸和类型整流罩与有效载荷尺寸捕获定

30、向要求·选择最佳波段和波段组合·选择成本效益最高、政治上可接受的技术·地基技术天基技术·可允许的虚警率成功概率·能源·载人机器人更换、修理和维护5.航天任务、系统设计与分系统设计航天器系统初步设计的任务：根据航天飞行任务，包括有效载荷的规模和特性以及诸如轨道、寿命和运行等重要的系统制约条件，对航天器本体进行具体设计，使之装载有效载荷设备，并赋予必要的功能，以成功地实现其飞行使命。航天器系统初步设计的目的：确定在空间轨道上运行、能较好地满足地上特定需求的航天器的总体设计方案。航天器系统初步设计的过程：1. 列出设计要求和约束条件的表格；

31、2. 在上述列表的基础上选择初步的航天器设计方法；3. 建立航天器推进剂、功率和重量的预算；4. 确定分系统的初步设计；5. 确定航天器的基本构型；6. 反复协调，修改设计要求、约束条件及设计预算。航天器系统至少由三部分组成：有效载荷、航天器公用舱和助推器连接器。有效载荷是完成特定飞行任务的设备或仪器。航天器公用舱是用来装载有效载荷并提供管理功能。助推器连接器则是航天器与助推火箭之间的承载接口。航天器公用舱的分系统及它们的主要功能，如表1所示。表 12 航天器分系统分系统主要功能推进提供推力，用于调整轨道和姿态，控制角动量制导、导航和控制（GN&C）轨道、姿态的确定与控制，航天器及其附

32、件的指向通信与地面和其他航天器通信，跟踪航天器指令和数据处理（C&DH）处理和分配指令，处理、储存数据并使数据格式化热控使设备保持在容许温度范围内能源产生、储存、调节和分配电能结构和机构为结构、助推器连接器和活动部件提供支撑各分系统采用的常用技术手段如下：推进分系统中的设备包括推进剂供应设备（推进剂、贮箱、推进剂分配和管理系统、挤压剂和推进剂装置）和推力器（即发动机）。常用推进剂有高压气体（如氮）和单组元肼。制导、导航和控制分系统最简单的航天器可以不控制，或者通过自旋或它与地球磁场或重力场的相互作用来实现被动控制，复杂的航天器则使用控制器来处理姿态，使用执行机构、力矩器或推进分系统的推

33、力器来改变姿态、速度或角动量。通信分系统基本由接收机、发射机和宽波束（半球或全向）天线组成。指令和数据处理分系统一般的形式是采用1台中央处理机、几条数据母线、几个遥测接口单元和数据储存单元来实现其功能。热控分系统采用绝热和涂层、电加热器、大容量的热传导装置或热管。电源分系统由能源单元（通常是太阳电池）、能源贮存装置（蓄电池）、电源变换和配电设备组成。航天器各分系统设计时的相互关系及相互影响：有效载荷是航天器设计中最重要的一个因素，它的物理参数尺寸、重量和功率，支配着整个航天器的物理参数。有效载荷的运行和支持也对航天器各分系统提出了关键要求。轨道对推进、姿态控制、热设计和电源等分系统的设计均有影

34、响。但主要是对有效载荷性能的影响。选择助推器和可能利用的反冲级是设计航天器的中心问题，助推器的选择也会影响航天器的尺寸。地面系统接口确定了多少地面操作者和航天器能够交互工作。视场和指向的考虑因素影响航天器的构形。分配推进剂、功率和重量的指标可以用来评价设计方案的设计结果，然后根据需要修改原定的结构配置或重新分配性能指标。经过接二连三的反复修改，逐步增加设计细节，实现最优分配。典型的推进剂预算包括四部分：用于速度控制的推进剂、用于姿态控制的推进剂、储存量和残余量。总需求量可表示为总速度增量。通过估算提供速度增量（用于轨道修正和轨道保持）和姿态控制所要求的推进剂，可以确定推进剂的预算。功率预算总是

35、将有效载荷功率要求和航天器各公用舱分系统功率要求相加。表 13 确定功率预算的步骤步骤涉及内容确定运行功率预算确定蓄电池容量估算整个飞行任务寿命期的功率衰减估算有效载荷和各个航天器公用舱分系统的功率需求估算蓄电池供给的功率，计算放电循环周期、充电循环周期和充放电循环次数选择放电深度选择充电速度计算蓄电池充电功率根据轨道环境计算电源系统的性能衰减重量预算是把有效载荷的重量加上航天器公用舱的重量，包括推进部件和电源部件的重量。有效载荷和航天器共用舱重量之和就是航天器干重。如果航天器带有推进剂，则航天器干重加上推进剂的重量就得到航天器湿重。加上一个反冲级就得出入轨重量，再加上助推器连接器就得出助推重

36、量。航天器设计的综合根据航天器的重量和功率，估算航天器的尺寸。推进剂供应和蓄电池循环寿命是航天器寿命的关键部件。提高可靠性与增加成本是矛盾的关系。优秀的设计应容许发生某些故障，并且此时系统仍能以某种降级模式使用。6.GNC系统与火灾卫星控制系统设计制导、导航与控制（GNC）分系统的任务和GNC分系统设计过程：GNC分系统的主要任务是：在整个任务运行期间，控制航天器使其稳定，并指向适当的方向。设计航天器GNC分系统的步骤如表1所示。表 14 GNC分系统设计过程决策步骤输入输出确定功能要求任务要求确定GNC系统的任务范围，如姿态确定、控制、导航或它们的组合确定或导出分系统级要求任务要求及任务执行

37、过程，运载工具入轨类型确定轨道与姿态机动的要求及机动大小确定有效载荷是地球指向或扫描，还是惯性指向或扫描根据控制模式确定指向精度确定任务寿命确定轨道高度范围选择航天器控制类型有效载荷，热控及能源要求轨道，指向确定控制和稳定方式：三轴、自选或重力梯度稳定干扰环境的定量描述航天器的几何外形，轨道，太阳、磁场模型，任务执行过程确定重力梯度力矩、气动力矩、太阳光压、内部扰动及主动段飞行对控制的影响（质心偏移和晃动）选择GNC分系统的硬件和尺寸航天器几何外形，指向精度，轨道条件，任务要求，寿命，轨道，指向，旋转速率选择地球、太阳、惯性或其它敏感器件选择控制执行机构的类型：如反作用飞轮、推力器和磁力矩器选

38、择数据处理电子单元（如果有的话）确定控制算法上述各项确立航天器在各种控制模式下的运动方程（包括回路采样速率）姿态控制系统设计需要考虑的因素：轨道机动、旋转要求、有效载荷指向和控制精度。常用的姿态控制系统的类型及工作原理和特点：被动控制技术：重力梯度稳定是一种被动控制方法。工作原理：位于重力场中的细长体，其纵轴总是指向地心。特点：只适用于近地轨道，且要求航天器的一面指向地心的任务，重力梯度力矩大于其它环境干扰力矩时才能起作用，故通常在最小惯量主轴方向伸出一根长杆，以此来使最小惯量主轴指向天底，航天器会绕垂直轨道面的轴章动，必须用被动阻尼器来衰减这种章动。自旋控制技术：自旋稳定是另一种被动控制技术

39、，它的工作原理是整个航天器旋转，其角动量矢量在惯性空间中几乎不变。另一种更为有效的方法是双自旋稳定这时航天器由两个分别旋转的部分组成，或者只是其内部有一个转动的轮子。特点：可以廉价地实现稳定和获得指向精度，但机动却要比三轴稳定方式昂贵得多。单自旋航天器绕最大惯量主轴的旋转是稳定的。双自旋航天器有两个旋转部分组成，它们绕同一个轴以不同的速度转动。通常，航天器这一部分像动量轮一样高速旋转，而另一部分处于消旋或慢旋状态，以保持一个轴指向地球。三轴稳定控制技术：三轴稳定系统的控制力矩由动量轮、反作用飞轮、推力器、控制力矩陀螺乃至磁力矩产生。大体有两种形式：一是沿俯仰轴方向加一偏置动量轮称作偏置动量系统

40、，另一种是在每个轴上加一个反作用飞轮的零动量系统。工作原理：零动量系统中，反作用飞轮对作用在航天器上的干扰力矩作出响应，如果干扰力矩使轮子转速饱和就必须使用外力矩，通常用推力器，使轮子的转速回到零。偏置动量系统通常只装一个动量轮，其自旋轴垂直于轨道平面。动量轮以常值高速不停地转动，可以减小干扰力矩对滚动和偏航轴的影响，可以根据陀螺的定轴性消除偏航误差。特点：三轴稳定控制方式易于机动、稳定，而且控制精度高（取决于所用的敏感器和执行机构），但也更复杂，成本较高，可靠性也差些。火灾卫星GNC分系统设计时考虑的影响因素火灾卫星的GNC分系统其功能可区分如下：稳定和控制，低速回转，姿态确定，小范围修正轨

41、道，但不包括制导和导航。GNC分系统在很大程度上受航天器任务要求的影响。如果运载火箭以相当高的精度把火灾卫星送入轨道，则不需要进行大范围的轨道修正。旋转要求，选择低速回转。因为火灾卫星必须保持当地垂线指向，且要有很大的太阳帆板，因此使用自旋稳定方式就不合适。重力梯度稳定不能满足0.1°的精度要求。精度要求决定了火灾卫星必须使用三周稳定结构和精确的敏感器件，如星跟踪器或精地球敏感器。确定需要补偿的外部干扰力矩的大小。考虑重力梯度、太阳辐射、磁场、低轨道空气动力的影响。还有其他要求要考虑，如内干扰力矩、转动要求、喷气机动等。火灾卫星的重力梯度力矩是最重要的，大约是，而太阳辐射和磁场干扰则

42、要小一个数量级，分别是和。航天器设计时可以控制内部干扰力矩。火灾卫星是长寿命的地球观测航天器，它受周期性干扰力矩的影响，通常使用反作用飞轮来控制其运动。7.阅读13、16、19.2、20章，归纳总结各章节的要点1 通信系统结构通信系统结构是指卫星和地球站在空间通信系统中的安排或结构配置，这种通信系统结构就是在卫星和地球站之间传输信息的通信链路系统。确定通信系统结构所需要的步骤如表1所示。表 15 确定通信系统结构的必要步骤步骤具体步骤1.确定通信链路A.确定任务目标B.确定任务要求C.确定系统结构2.确定每条链路的数据率A.确定要求的精度B.确定采样速率、量化电平3.设计每条链路A.选择频段B

43、.选择调制方案和编码方式C.确定天线尺寸和波束宽度限制条件D.确定发射机功率限制条件E.估算大气衰减和降雨衰减F.估算接收噪声和干扰功率G.估算要求的天线增益和发射机功率4.选择有效载荷参数A.选择有效载荷天线构型B.计算天线尺寸C.估算天线重量D.估算发射机重量由卫星轨道和地球站构成的几何关系确定了基本通信系统结构。表2列出了各种通信系统结构的主要优缺点。根据功能要求确定通信系统结构：跟踪、遥测、遥控类；数据采集类和数据中继类。表 16 五种典型通信系统结构的比较通信系统结构优点缺点A.低轨道，单颗卫星的存储-转发通信发射成本低卫星成本低采用倾斜轨道可覆盖极区信息寻址时间较长，传输延迟长（长

44、达几小时）B.地球静止轨道卫星系统不要求卫星间的信息交换通常不要求对地球站天线进行跟踪发射成本高卫星成本高要求轨道位置保持存在信号传播延迟不能覆盖极区C.“闪电”型轨道卫星系统能提供极区覆盖每颗卫星的发射成本较低连续覆盖半球需要几颗卫星要求天线定向和卫星间的链路交接网络控制较复杂要求轨道位置保持D.采用星间链路的地球静止轨道卫星系统长距离通信不要求中转地球站传输延迟减小不需要在国外领土上建地球站提高安全保密性降低成本卫星较复杂，成本较高要求轨道位置保持要求中继卫星，增加发射成本不能覆盖极区E.采用星间链路的低轨道多卫星系统生存能力强有多条通信路径由于地面视场区域较小，可减小对通信干扰的敏感度由

45、于轨道高度较低，可降低发射机功率每颗卫星发射成本较低采用倾斜轨道可覆盖极区链路的信号捕获较复杂（天线定向；频率和时间同步）网络动态控制复杂提高链路利用率需要多颗卫星影响通信系统结构选择准则的主要因素有轨道、射频频谱、数据率、占空因素、链路利用率、链路接入时间、威胁因素。数据率定义为每秒钟的采样次数乘以每次采样的位数，其缩写为bps。链路设计、有效载荷参数的确定，最后讨论了选择通信系统结构的几个专题：多址技术、具有星上处理功能的有效载荷、抗干扰技术、加密技术、分集技术和光学链路。2 航天器的计算机系统现代空间系统既要使用星上计算机系统，也要利用地面计算机作为其支持系统。星上功能包括导航，内务管理

46、，故障监视，命令处理，航天器分系统管理，有效载荷管理和通信。地面站的功能通常包括数据后处理，数据压缩，用户界面，航天器遥控，运行状态监视及维护。计算机系统研制过程如下：1. 定义系统要求。飞行任务目标分析；功能分配。2. 确定系统基线。评价各种候选方案的体系结构；进行功能流程分析；确定系统框图。3. 扩展基线方案。评价和选择硬件指令集体系结构；评价和选择软件语言；定义处理任务；确定计算机规模和吞吐量的估计值。4. 评价系统效能：检验要求的可跟踪能力；根据关键设计因素评价基线；评估系统基线研制中的问题；评价系统的可测试能力。计算机系统设计需要反复迭代。其关键要素如表3所示。表 17 计算机系统设

47、计的关键要素系统级计算机级评价项目进度成本风险物理特性尺寸重量功耗吞吐量内存抗辐照能力指令集体系结构仿真程序的有效性软件可用性编程能力开发工具测试能力可行性可利用性可靠性灵活性可维护性互换能力替代能力定义系统要求的过程必须回答以下问题：系统要做什么？为什么要这样做？怎样才能实现，有没有其他方案？系统中各部分承担什么功能？所有的功能在技术上都可行否？如何测试以证明系统满足要求？前两个问题强调满足飞行任务的目标，35是提出设计的解决方法，它影响对计算机系统的要求。问题6很重要，因为不可测试的要求将大大增加技术风险。定义计算机系统要求过程中的重要一步是画出计算机系统状态转移图。体系结构是计算机系统研

48、制的框架，其模型是根据具体飞行任务的要求以及构造计算机系统基线的工作要求建立的。有了一个功能划分方案和一个系统体系结构以后，就可以确定所必需的处理任务，决定对数据的要求，估计软件规模和吞吐量要求。评价系统效能，通过系统总装和系统测试把各个科目和各分系统组合成一个能满足最高层系统要求的结构配置。3 空间任务方案论证阶段的可靠性主要介绍在航天器可靠性工程中常用的重要术语、任务和工具。先讨论用来表示可靠性的度量标准，然后讨论描述部件与分系统的可靠性如何组合以导出有实际意义的度量航天器可靠性的模型，还讨论了可靠性随任务时间的变化情况。简要介绍了预测和计算可靠性的过程。最后介绍了我们如何认识有关航天器的

49、可靠性问题，什么是航天器可靠性以及影响可靠性的未来趋势。容错即在某部件失效后继续工作的能力。由于自身原因，不能使用设计余量和避免错误技术实现的航天器功能，一般可使用容错技术来实现。可靠性的要求和活动通常有两种度量方法：基本可靠性和任务可靠性。前者是一个系统的所有单元都存活的概率，而后者是完成任务所必需的最少单元的存活概率。设计寿命即一颗卫星在轨道上预定的运行时间，它对制定可靠性决策是很重要的。所有失效预测都是以过去系统的经验为基础的。我们常用星载遥测来发现这方面的信息。大多数失效都被分类为是由随机的或是由确定的原因引起的。后一类失效包括由于设计、环境或操作引起的失效。随机失效包括无设计缺陷的元

50、器件失效，无明显试验和检验缺陷时的质量失效，还可能包括大多数“原因不明的”失效。方案论证阶段可靠性大纲制定，第一步是定义可靠性要求，然后把任务失效概率分配到各分系统，并在可靠性要求改变时进行调整。未来自主任务要求极高的容错功能，自修理航天器是自主航天器概念的延伸，在轨维修是未经尝试过的一种新方案。4 成本模型系统成本是一个设计变量，因此最好在航天任务概念研究阶段初期就要提出成本问题。这样我们便可寻找满足具体飞行任务要求的高效益技术途径。本章介绍了以下内容：描述如何估计空间系统各部件的计划成本；提出适用于制定高级空间系统计划的成本估算关系式；描绘如何确定成本估算中的不确定因素。成本分类结构（CB

51、S）或任务分类结构（WBS）是为了收集成本数据而编制的表格。成本分类结构和系统方案决定了所要采用的成本模型。建立成本模型通常采用三种基本方法：自上而下详细估算法、类比估算法、成本参数估算法。参数成本模型对于折衷分析研究是十分理想的。参数法成本估计过程为：1. 建立成本分类结构（CBS），确定各个成本项目：包括有效载荷、航天器公用舱、结构和热控、TT&C（跟踪，遥测和遥控）、姿态控制、电源、远地点发动机、航天地面设备（AGE）、发射操作和轨道支持、计划水平；2. 列出空间系统的统计特性；3. 计算空间系统的成本：RDT&E成本、软件成本、第一个卫星的成本、后续卫星的成本（到FOC

52、阶段为止）；4. 计算发射系统成本（直到FOC阶段为止）；5. 计算地面系统的成本：第一个地面站成本、软件成本、增加的地面站成本、地球终端站成本；6. 计算运行和支持成本：空间系统备份成本、备份的发射成本、地面系统的运行和支持成本；7. 全寿命成本。成本估算不确定的主要根源是：技术发展风险的不确定性和成本估算方法的不确定性。技术风险取决于能否成功使用新技术。技术越新，失败的风险越大，完成研制所需的时间和工作量也越多。无论增加时间还是工作量都要增加估计成本的不确定性。最后介绍了数量级成本估计、美元类型和认识曲线。8.提炼下册中关于火灾卫星系统设计的论述1 通信系统“火灾卫星”飞行任务，使用低轨道

53、卫星组网，其覆盖区有限。如果地面站位于卫星监视下的林区附近，就不必采用存储转发型或星间链路型系统结构，因而通信系统比较简单。当处于地面站的视场范围内时，系统只需要一颗卫星工作，处于卫星监视下的每一个主要林区也只要求一个独立的地面站。“火灾卫星”的测控要求相当一般，除发射阶段外，系统本身就能解决测控问题。数据收集方面，当遥感器数据率大于100kbps左右时，通常将遥感器数据单独传输。装载遥感器的火灾卫星系统对数据率的要求如表1所示。表 18 装载遥感器的火灾卫星系统对数据率的要求参数火灾卫星h：轨道高度(km)v：地面跟踪速度(m/s)d：地面分辨率(m)扫描幅宽(km)W：扫面宽度(deg)z

54、：纵向扫描宽度(deg)T：扫描时间s：采样数/像元n：位数/采样q：帧效率R：数据率(bps)6006900150045.4连续145s/扫描宽度1.620.9511×108火灾卫星的任务要求是：要求卫星在4分钟内扫描地面150000英亩，分辨率为1m2。由于限定卫星过顶时遥感器覆盖的被监视面积为150000英亩，故遥感器的输出速率只有250万个像元每秒，相当于8.5Mbps的数据率。火灾卫星星上数据处理就是在所接收的热能像元中，只选择和发送其温度值超过规定范围的那些热能像元。大大降低所要求的数据率。数据率所降低的量取决于被观测的正在起火的林区面积。此外还需插入额外数据位，以识别扫描得像元或像元组所对应的起火位置。这种数据处理过程使数据率降到原来的1/31/10，具体值取决于数据的性质。表 19 火灾卫星的链路预算火灾卫星的链路预算如表2所示。火灾卫星采用覆盖