2016/12/13
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ห้องสมุดไป่ตู้星集成与装配流程
指标初测
EMC传导 结构试验
平台/载荷集成
卫星装配集成测试 （AIT）过程
EMC辐射 热试验 指标测试 发射
卫星的装配集成与测试
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3）结构分系统的组成
结构分系统：主结构+次结构+特殊功能结构
1）主结构，主承力结构，是所有卫星部件在运载火箭上的支 撑，是从运载火箭到卫星的主要载荷传递路径，也可包括星箭
对接段和发动机支架：中心承力筒、构架式、舱体式
2）次结构，设备支架，外壳 3）特殊功能结构：包括防热结构、密封结构、天线结构和太
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（3）机构分系统的功能
1）卫星机构的定义：是卫星上产生动作的部件，至少由一个 运动部件和一个动力源及反馈装置组成。机构的作用是使航天
器上各种可活动部件具有连接和分离，或收拢和展开的功能。
机构主要有压紧释放机构（太阳电池阵或天线）、展开结构 （太阳电池阵或天线）、锁定结构、连接分离机构（舱段连 接）、驱动机构（SADA）、消旋机构和缓冲结构等。 2）卫星机构的功能： 1）形成和释放星上部件的连接或紧固状态 2）使卫星与运载火箭之间或星上各部件之间相互分离 3）使星上部件展开到所需位置或展开成所需形状 4）使星上部件保持指向规定的目标
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（5）结构和机构的设计过程
3）设计方案选择： --结构型式 --材料：铝、 4）仿真分析和试验 --设计分析 --仿真 ---可接近性 --可生产性 --确定负载路径 --试验
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a. 承力筒式
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b.箱板式
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c.桁架式
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d.外壳式
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e.混合式
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常见结构
框架面板式结构 承载能力大
外热源： 太阳6000K（1353W/m2） 地球
辐射为主、4K冷空间、 无对流—微重力
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（2）对热控分系统的要求
热控分系统和其它各个分系统都有关系。它的任务是 保证各个分系统在轨运行各个阶段的工作温度范围。 航天器上各类设备的要求大致有： *一般电子设备的工作温度范围是0°～ 40°； *镉镍蓄电池的工作温度范围是5°～ 20°； *太阳电池的工作温度范围是控制在-100°～ +100° （但从要求来说，应控制在低端，因为工作温度越低，太 阳电池的效率就越高）； *液体推进剂的温度要求保持在7°～ 35°（所以， 连接到小推力器的管路几乎都要加热）；
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无人航天器的热控95％是用被动式。被动式 使用的元、部件有热管（与同样直径的铜棒相比， 传热量是铜棒的200-300倍）、导热板、相变材料 （如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、 多层绝热材料（主要绝热材料是镀鈻聚脂薄膜）、 二次表面镜（外表面吸收系数小，辐射系数大）、 采用专用结构的热辐射器、隔热垫和隔热屏等。 接触热阻和导热填料
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需要返回的航天器，它在返回过程中的具体任务要求是保 证返回舱在经过再入大气层的气动加热后，仍保证航天器的 返回舱结构的完整性，同时又必须使舱内的温度控制在允许 的房屋内。因此返回舱的结构是一种具有防热、隔热的结构 形式。为了使返回舱在着陆时刻，不至于受冲击载荷的作用 而损失着陆缓冲形式的结构。另外还有因有效载荷的气密性 要求，有整舱的密封结构形式等。 在发射过程的加速度和支承设备的重量决定了主要承载荷 结构——主结构的规模。刚度和发射的振动环境是决定辅助 结构规模的关键因素。辅助结构由可伸展机构和部件的支撑 件组成。
三棱柱结构 扩展性和适应性强 资源利用低 整体构型布局难
承力筒板式结构 主要适于大型卫星
纯板式结构 承载能力弱 500kg以内
2、热控分系统设计
（1）热控分系统的功能
卫星热控制就是通过对卫星内外的热交换过程控制， 保证星体各个部位及星上仪器设备在整个任务期间都处于 正常工作的温度范围。热控制有被动式热控制和主动式的 热控制。

结构和机构的功能:
结构和机构分系统是安装、连接航天器的所有系统的仪 器设备和动力装置，提供机械支撑，使之机械定位，满足它 们所需要的环境要求，承受地面操作、发射轨道飞行和返回 地面时的载荷，并保持航天器的完整性。同时把航天器安装 到运载火箭上，为启动火工装置的分离动作创造条件。此外， 为了增加航天器的功能和扩大航天器在轨道上工作所需要的 尺寸，而同时又满足运载火箭整流罩的允许空间，许多航天 器都设计了可展开形式的结构，这种结构在发射时处于收拢 状态，在运载火箭的有限容积内（整流罩），发射飞行期间 锁定并保护航天器上的各种折叠部件（太阳电池阵、天线 等），通过机构在入轨后按程序再展开，到了空间展开成较 大的结构，使许多折叠的部件投入正常工作
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被动式热控制一般是根据仪器设备发热量的大小，进 行合理的布局设计和选取不同的热控材料来处理航天器内 外热交换。如在航天器的表面覆盖特殊的温控涂层，以降 低表面的太阳吸收率与热辐射率的比值；在航天器的不同 部位或是仪器之间布置热管，把热端的热量导向冷端，减 少仪器设备之间的温度差；在仪器表面包敷多层隔热材料 或低辐射率涂层，防止热量散失或阻隔其它热量；采用变 相材料吸收和释放热量等。
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主动式热控制，在采用被动热平衡技术还 不足以实现航天器的温度控制要求时，往往采 用主动式热控制，当外热流或内热源发生变化 时，自动调节航天器内部设备温度，并保持在 所需要的温度范围之内。主动式热控制有辐射 式、对流式和传导式三种热控制形式。如电加 热器和大容量的热传导装置或热管可以有效地 控制设备的温度。对流式一般是在密封舱的条 件下，采用风扇等措施，强迫实现舱内的气流 流动。
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3）卫星热控概貌
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图２０
可展开热辐射器
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热控
载荷与平台一体化热控设计 被动热控措施为主，主动热控措施为辅 主、辅散热面 舱内等温化—涂层、填料、热管 偏低温度设计 分级的主动热控 扩热—热管网络 上升段热控策略—加热与调姿
散热面设计初步设想
各设备与热管网络的关系
谢谢！！！
阳电池翼结构等。
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4）卫星结构分系统的功能：
1）承受和传递卫星上所有载荷，
2）为卫星有效载荷和其他分系统提供所需的安装空间、安装
位置、安装方式，把它们连成一个整体，满足各自要求，便于 装卸、操作和维护，
3）为卫星有效载荷和其他分系统提供有效的环境保护，
4）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统提供所需的刚性 支承条件，传感器所需精度等， 5）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统提供所需的物理 性能，导热、绝缘等
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（5）结构和机构的设计的主要过程
1）确定要求： --任务 --运载工具：强度、刚度、模态、接口、包络、重量 振动、噪声、冲击 星箭耦合分析 --工作环境：生产—任务完成 2）结构布局 --分系统要求：自旋惯量、视场、指向、羽流 --外轮廓 ---可接近性：蓄电池更换、落焊 --可生产性 --确定负载路径、质心
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*红外相机敏感器要求在极低温度下工作（低于120 °K ）； *高分辨率相机对工作温度范围要求极高（有的要求 控制在±０．５～2 ° 内） 其它和热控分系统设计有关的要求还有：轨道高度、 太阳角、卫星结构材料、仪器设备的发热量、天线及太阳 翼的遮挡等。
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２）常用的一些热控分系统的方法
热控分系统一般采用的方法可分为被动式、半被动式 和主动式。 被动式是指没有活动部件或加热器；半被动式是指 采用由热敏器件驱动的简单的控制装置来打开或关闭导热 通道，使热量散出，如百叶窗；主动式是指电加热器、机 械循环泵和冷冻机等。
第 九讲 结构机构和热控分系统设计
1、结构与机构分系统设计
（1）结构与机构分系统的功能
航天器结构与机构分系统可以统称为航天器机械分系统。 它为卫星的所有其他分系统提供机械支撑，把卫星安装到运载 火箭上，并为启动火工装置的分离动作创造条件。
（2）结构分系统的功能
1）卫星结构定义：是支承卫星中有效载荷以及其他各分 系统的骨架。 2）结构分系统的作用：是连接并支撑各个分系统的仪器 设备，使其形成完整的航天器整体，并具有规定的刚度和能承 受运载火箭及地面运输时的各种力学环境。
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(4)对结构与机构分系统的要求
其要求主要包括结构的外形尺寸；主承力构件的形式 （包括传力线路的分析）；次结构件的设计要求（安装仪器 设备的位置、尺寸和质量）；对结构分系统的质量分配，质 心位置的确定;对航天器系统的刚度提出要求(包括天线和太阳 翼收拢和展开状态)；与运载火箭接口设计要求；对结构提出 整星起吊接头设计、停放支座设计、基准面要求；对结构各 部段尺寸精度要求；卫星坐标系的确定（如航天器与运载火 箭对接的轴线，入轨后该轴线是朝飞行方向还是对地方向， 或是背地方向等）；热控对结构件或材料的要求（如静止轨 道固体远地点发动机外需设计有耐高温的隔热屏）,返回航天 器的耐热烧蚀要求以及密封要求等，另外要有较高的可靠性。