卫星基本知识介绍ppt课件.ppt

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1、第 三 讲卫星基本知识介绍,2,一. 航天器飞行基本原理 航天器轨道动力学简介三. 航天器常用轨道 卫星工程大系统 航天器的特殊环境,目录,3,一. 航天器飞行基本原理（1）宇宙速度1)第一宇宙速度V1一般抛射体在均匀重力场中将沿抛物线回到地面。当速度达到第一宇宙速度V1时，该物体将成为一颗人造地球卫星。,假设在地球表面发射航天器,使离心力等于地球引力,即有,则得,这就是第一宇宙速度V1。,图1,4,2)第二宇宙速度V2第二宇宙速度V2是指航天器从地球表面发射并能脱离地球引力场所需要的速度。根据能量守恒定理，其所需速度V2应使航天器在地球表面的动能等于航天器从地球表面到无穷远克服引力场所做的功

2、。,即,因地球表面重力加速度,= 0 +0,所以,+,无穷远,势能最大,5,3)第三宇宙速度V3第三宇宙速度V3是指航天器从地球逃逸太阳系所需要的总速度。这需要两部分动能，一部分动能是脱离地球引力所需要的动能，另一部分动能是脱离太阳系所需要的动能。,脱离太阳系所需要的速度为,由于地球的公转速度为29.8km/s可以利用（使发射方向与公转方向相同），所以，脱离太阳系所需要的速度只需要V3=42.2- 29.8 =12.4 km/s。这样,从地球逃逸太阳系所需要的总速度V3 为,6,（2）大气层 地球大气在地球引力的作用下都集聚在地球表面附近。大气层的大气密度基本上是随着高度的增加按指数规律下降的

3、。另外，大气密度随着地理纬度、一年四个季节、一天24小时时间及太阳活动变化而出现一定的变化。 大气在020km范围占总质量的； 大气在00km范围占总质量的.9； 大气在00km以上占总质量的 。 所以，与地球大小相比，大气层是一个很薄的薄层。 根据大气层温度的垂直分布，习惯上把它分成几层。 从地面到10km左右的范围，温度垂直递减率平均为6 /km。由于它是对流作用而形成的，故称对流层。,7,对流层顶部温度大约在-50-55。对流层顶部以上的大气温度随高度上升而上升，在50km附近达到0。在这一范围，由于温度随高度上升而上升，所以大气稳定性较好，主要呈水平运动，故称平流层。 从平流层再往上，

4、温度随高度上升而下降，在80km附近温度降到-100 。该层称为中间层。 从中间层再往上，温度随高度急剧上升，在500 km附近，温度高达700K，平均温度为1000 K。由于这部分大气温度很高，所以称之为热层。 热层再往上，就逐渐地过渡到行星际空间。大气层与行星际空间没有明显的界限。 在航天器设计中，从实用出发，可把对流层的大气称为低层大气，从对流层顶部到大约110 km的大气称为中层大气，110 km以上的大气称为高层大气，又把1000 km以上的大气称为外大气层。,8,图,9,表1.地球大气层特性,（3）航天器最低轨道航天器飞行高度在110 km以下，是不能形成可以应用的轨道的。能形成可

5、以应用的轨道的高度一般在170 km以上。返回式航天器在返回到110 km时，可以按再入大气层考虑。航天器飞行高度在1000 km以上时可以不考虑大气阻力。,10,二. 航天器轨道动力学简介（1）轨道运动方程 下面先研究航天器围绕地球运动的二体问题，即不考虑其它天体的摄动。为了进一步简化，先把地球当做质点，即航天器是在一个中心引力场内运动，如图2 所示。这样，在地心赤道惯性坐标系0-xyz中，航天器轨道运动方程为,（1a）,（1b）,（1c）,图,11,(2)轨道平面运动 在上式中，把第二方程(7.1b)乘以z，第三方程(7.1c)乘以y，然后相减可以得到,进而得到 AX+BY+CZ=0 （2

6、）,同理可得,积分得,即,12,上式表明，卫星在一个平面内运动，这个平面称为轨道平面。式中 A、B、C为轨道平面的方向系数(有两个独立量)，即轨道面的法线在地心惯性坐标系中的方向，可用球面坐标系(法线长度为1)表示为,A= sinisin， (3a)B= -sinicos (3b) C= cosi (3c)式中,，为升交点赤经, i 为轨道倾角。这是两个积分常数，见图3 。,图,13,(3)轨道在平面内运动方程 航天器在轨道平面内作运动时，是满足万有引力定律和牛顿第二定律，其平面运动方程可以写为(见图7.3),式中，、为航天器在0坐标系（原点在地心0，0轴和0轴在卫星轨道平面内，且互相垂直）中

7、的坐标。作极坐标变换为 =rsin，=rcos， (4c)并代入(4a)和(4b)方程，,(4a),(4b),14,地心,直角坐标和极坐标,图,15,平面运动方程,16,17,上式中第二式可以写成微分形式，,式(7.5) h为常数 。此即开普勒第二定律(单位时间扫过的面积相等)，见示意图5 。,由此得第三个积分常数,(5a),图,经整理得,其动量矩形式为 h=rV,(5b),18,令,则有,进而有,(5a)可写成,（F2）,（F3）,将式（F2）代入（F3）得：,(5a),求解以为自变量的r方程，由式,19,上式是极坐标圆锥曲线方程，该圆锥曲线的半通径 p =h2/。式中有三个积分常数h、e、

8、，偏心率为e，地心处在其焦点上。若e=0，则r等于常数，航天器作圆周运动；当 0e1时，为椭圆方程；当e=1时，为抛物线；e1时为双曲线。对于绕地球运动的航天器来说，偏心率0e1。做(近圆)椭圆运动，即开普勒第一定律。,即,这是二阶线性方程，其解：,再把式,代入式(6a)得,(6b),(6a),20,由式6b可知 ： 当-=0=f 时，即近地点地心距；当-=f=180时，即远点地心距；则半长轴由椭圆几何可以得到。,图,(7c),(7a),(7b),(7d),(7e),(7f),21,（4）轨道速度,以上已经解决了航天器在轨道平面内的位置，下面求解航天器在轨道上的速度。,上式为能量积分，又称活力

9、公式，a为积分常数(a不是独立的常数)。,令v为航天器在轨道上的运动速度，则,即,积分得:,(8a),对上式求导数，即按式（4）极坐标求导，可以得到,22,因为,两边求导,由式(4)知,有,又由,得,则,或,两边积分得,所以,(8b),23,(5) 轨道周期 n是航天器在轨运动的平均角速度，则航天器在轨运行一圈，所需周期T为：,由上式可知，航天器在轨运动周期的平方与 轨 道半长轴立方成正比，无论轨道的形状如何（即偏心率不同），只要半长轴相同，它们的周期也相同。这就是开普勒的第三定律。,或,(9),24,轨 道周期 由式(7.13a) : ndt =（1ecosE）dE,两边积分有,式中,25,

10、图,rp,e=(ra-rp)/2a,六个轨道根数的几何意义立体示意图,(6)六个轨道根数的几何意义,n（t-） = M,(6)六个轨道根数的几何意义,(6)六个轨道根数的几何意义,(6)六个轨道根数的几何意义,a-半长轴e-偏心率i-轨道倾角-升交点赤经-近地点幅角M/t-平近点角/时间,29,三. 航天器常用轨道几种类型轨道的应用范围,30,地球同步（静止）轨道 已知对地静止卫星的周期为一个恒星日的时间，即T=23小时56分04秒（地球相对太阳转一圈为24小时，但地球一天还相对太阳公转约1/365.25度，所以地球相对惯性空间自转一周不到24小时）。,则根据轨道周期由式（9）可计算出地球同步

11、轨道半长轴a=42164.6（km）。由于地球平均半径RE=6378km所以同步卫星离地面高度H=aRE=35786.6km。,(9),31,发射场的地理纬度对发射地球静止轨道航天器影响较大。目前运载火箭将卫星送入近地点200km，远地点35786km的过渡轨道。在运载火箭不改变过渡轨道倾角情况下,如果火箭向正东方向（射向为90）发射，其过渡轨道倾角为发射场的地理纬度。西昌发射场的地理纬度为28.50 ,所以过渡轨道倾角i即为28.50 。 图8为目前发射静止轨道航天器过程的示意图。 过渡轨道远地点、近地点和静止轨道速度按下式计算：,(8b),32,图a,图b,远地点,33,Va与Vs之间夹角

12、为过渡轨道倾角 i 。需远地点发动机产生的速度增量Vi可由图中几何关系，按下式计算：,根据我国情况，即在西昌发射场用长征三号系列发射，发射场的地理纬度为28.5，近地点200km，远地点35786km。计算结果如下表。,(10),34,2. 太阳同步轨道 由于地球是一个非标准球形、质量分布不均匀，对航天器要产生非球形摄动力。摄动力的结果之一将使卫星轨道面产生进动。地球扁率产生近似轨道摄动方程为,（11）,（12）,35,如果轨道面进动角速度与太阳在黄道上运动的平均角速度（即地球绕太阳公转的平均角速度）相同，即当 = = 360 /365.25= 0.9856/d， 则这条轨道称之为太阳同步轨道

13、。 太阳同步轨道有一个显著特点，即航天器在太阳同步轨道每圈升段（或降段）经过同一纬度上空的当地时间相同。太阳、地球和航天器轨道面的几何关系参见图7.26。,36,图a,37,图b,正午轨道,38,太阳同步轨道应用很广，主要用于遥感航天器。这种轨道的优点是可以保持太阳光线和轨道面的夹角不变。因此，这种轨道航天器的太阳电池阵能得到较好的光照条件；同时，对于可见光遥感航天器，可以得到地面上的较好光照条件。 下面，我们用一个示意图来说明轨道升交点经度（轨道面与赤道面交线又称节线）进动物理概念。航天器在轨道面内运动就如同陀螺运动一样，在没有外力作用情况下，其轨道法线在惯性空间保持不变。如图10所示，若在

14、节线方向加一力矩，则轨道法线将产生进动。图10a是陀螺进动原理示意图，图10b是航天器轨道法线进动原理示意图。,39,图1 a,图1b,40,四、卫星工程大系统,航天：是指进入、探索、开发和利用太空（即地球大气层以外的宇宙空间，又称外层空间）以及地球以外天体的各种活动的总称。航天技术（空间技术）：为航天活动提供技术手段和保障条件的综合性工程技术。航天工程系统-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（人造卫星、人造地球卫星）：指环绕地球运行（至少一圈）的无人航天器卫星的组成：卫星平台（总体）+有效载荷卫星平台：结构机构、热控、姿

15、态与轨道控制、推进、测控、数据管理（星务、OBDH）、电源、总体电路卫星+运载+发射场+测控+应用-卫星航天工程系统，或卫星工程大系统卫星工程的主要特点：设计特点、试验特点、制造特点、管理特点,41,1.1.2 航天任务工程系统的组成 对实时应用的人造地球航天器而言，航天任务工程系统除航天器外，有将航天器送入轨道的运载火箭，有对运载火箭和航天器进行发射前准备和发射的发射场，有对运载火箭和航天器进行测量和控制的测控中心，有和在轨航天器配合发挥预定特定功能的地面应用系统。包括航天器共有五个系统。 对深空探测和科学研究航天器而言，航天任务工程系统比实时应用人造地球航天器少一个地面实时的、连续工作的应

16、用系统。 对载人航天器而言，大系统比实时应用人造地球航天器（无人航天器）任务工程系统多航天员、逃逸救生和着落场等几个系统。,42,图1.1表示了一般卫星任务工程系统的组成。图1.2表示以通信卫星为例，卫星通信工程系统和通信卫星系统的组成。,43,图1,44,图1-3 航天器分类,45,1.1.3.2 航天器任务的特点 各种航天器任务都是利用航天器在轨道上不同的空间特性来实现的，这些特性也表征了各种航天器任务与其它工程任务所不同的特点： (1）卫星通信和卫星对地遥感则是利用卫星在轨道上运行时具有全球实时或延时大面积覆盖能力的最基本的空间覆盖特性； (2）空间材料加工是利用了航天器在空间具有微重力

17、和高真空的特性； (3）航天育种是利用航天器在轨道上具有微重力和空间环境辐射的特性； (4）天文观测卫星是利用超越大气层的特性； (5）有人月球基地是利用月球丰富的资源特性等。,46,表1.1表示了不同的航天任务所利用的空间特性,47,1.1.3.3 航天器任务目标的分类 一般任务目标可分为以下几个类： 基本目标：这是航天器的主要任务目标； 从属目标：这是航天器的附带任务目标； 隐藏目标：这些是政治的、社会的、文化的非技术性要求，但有同样重要的意义的任务目标。 特殊目标 ：完成空间攻击与防护任务及其它特殊任务目标 。它不同于上述三个目标，即既不是利用空间特性实现某个任务目标，又不是为政治目的而

18、达到的任务目标，而是为了空间作战，实现制天权的任务目标（军用卫星是利用空间特性完成军事任务目标）或及其它特殊任务目标 。 表1.2给出了火灾卫星（假设）的任务目标。,48,表1.2 火灾卫星（设想）的任务目标,49,(4)特殊目标概念: 如前所说，特殊任务目标，既不是利用空间特性实现某个任务目标，又不是为政治目的而达到的任务目标。特殊任务目标除了前面所说的空间作战任务目标外，还有诸如天葬、太空旅游、太空婚礼、太空信封、太空旗帜及其它纪念品等。后者任务目标除天葬外，皆由载人飞船或返回式卫星来实现。,50,五. 航天器的特殊环境,大家知道，航天器设计要求和一般工程系统项目设计要求不同。其中，产生不

19、同的最大原因之一是由于它会遇到一般工程系统项目所没有的一些特殊环境。这些特殊环境包括航天器在轨运行时所遇到的各种空间环境和在运载火箭发射时以及航天器返回时所产生的各种力学环境。 其它非特殊环境（如地面贮存、吊装、运输等）基本与一般工程系统项目相同。 这些特殊环境在系统工程观念中属于环境系统的一部分。根据系统工程观念,在航天器总体设计中要把这些特殊环境作为约束条件，即把这些特殊环境做为设计输入要求，要使研制出的航天器能适应这些特殊环境。,51,（1）航天器的空间环境 空间环境可分为自然环境、航天器诱导环境和人为环境。这些环境除少数可为航天器所利用或在航天器搭载应用外，大多数对航天器都是有害的。这

20、样，在航天器设计中，除按一般工程设计学进行设计外，还要求设计专门的防护措施，以适应这些环境。 空间自然环境是空间自然存在的环境。空间自然环境包括高真空、各种辐照（如质子、电子、粒子和重离子等辐射）、原子氧、重力场和地磁场等环境。 航天器诱导环境是由于航天器在轨运行和工作时形成的环境。它有失重（或微重力）、喷气发动机羽流污染、材料放气污染等环境。 人为环境是由于各国发射航天器时，人为产生的环境。这些环境有末级运载火箭由于残留推进剂引起火箭爆炸和安全爆炸装置或电池等爆炸产生大量的空间碎片；另外，还有运载火箭和航天器各种无线电射频引起的电磁干扰等环境。,52,1）真空环境 随着高度的增加大气就越来越

21、稀薄，也就是越来越接近真空。随着大气密度减小，大气压力也随着减小。度量环境真空度的高低一般不用大气密度，而是用大气压力，单位是Pa。大气压力也是基本上随着高度的增加按指数规律下降。 在春秋季节时，北半球中纬度海平面处的大气标准压力po= 101325Pa。当航天器的轨道高度处于100km左右时，其环境的真空度（即大气的压力）大约为410- 2Pa。航天器的轨道高度达到3000km左右时，其空间环境的真空度达到410- 11Pa。地球静止轨道压力则更低，即真空度更高。 冷焊、密封处理,53,2）热环境 航天器在轨道上所遇到的热环境有航天器接收到的外部热流、内部产生的热量和向深冷空间辐射热流等三部

22、分。 外热流主要来自太阳直接热辐射、地球对太阳辐射的反射和地球热辐射三部分。地球对太阳辐射的反射是地球大气层对太阳辐射的反射（大气向上光）和大气向下光通过地球反射穿过大气层到航天器。地球热辐射是由于地球本身的温度为300K而产生的热流。当航天器进入地球阴影时，航天器只接收地球热辐射的热量。 内部热流来自航天器各个分系统的仪器设备的耗电或摩擦等而产生的热量。 同时，航天器的热量通过其专门设计的外表散热面向4K 深冷空间辐射出去。,54,一般，对航天器的热设计来说，热环境主要考虑外部热流、内部热耗和空间热沉（即4K 深冷空间）。而对于高轨道来说，例如，地球静止轨道（轨道高度为35786km），外热

23、流主要就考虑太阳辐射，即忽略地球热辐射和反射。 在分析太阳辐射时，对任何轨道的航天器，太阳辐射强度（以太阳常数表示）都要考虑到日地距离和太阳光的入射角对它的影响。日地距离：1月3日为近日点，太阳常数为1399W/m2； 7月4日为远日点，太阳常数为1309W/m2；太阳常数平均差3.3 ； 太阳常数最大和最小差6.8 。 当航天器的热设计是正确合理时，在轨道热稳定工况下，这种输入与输出的热量最终会达到平衡，使航天器的各个仪器设备处在要求的正常工作温度范围内。,55,3）粒子辐射环境 航天器在近地空间轨道上，受到空间粒子辐射的作用。空间粒子包括质子、电子、粒子和重离子。粒子辐射环境主要包括地球辐

24、射带、太阳宇宙线环和银河宇宙线三个部分 。 地球辐射带是被地球磁场捕获的带电粒子所形成的区域。这是由美国学者范艾伦（James Van Allen）首先提出来的。他通过在美国头几颗卫星上探测到的数据，经过研究，认为是大量带电粒子被地球磁场捕获形成了辐射带。所以，地球辐射带又称为范艾伦辐射带。后来，苏联通过卫星测量结果也证实了地球辐射带的存在。,56,地球辐射带环绕在地球赤道周围上空，按空间分布可分为内、外两个辐射带。辐射带形状大体上是在地球赤道上空围绕地球形成环状构形。辐射带主要由质子、电子和少量重核组成。 内辐射带靠近地球，在赤道平面上大约从60010000 km的高度范围内，在地球子午面上

25、纬度边界为40。内辐射带所捕获的质子能量范围为0.1400MeV，所捕获的电子能量范围为0.047MeV。 外辐射带是离地球较远的捕获粒子区。外辐射带在赤道平面上大约从1000060000 km的高度范围内，在地球子午面上纬度边界范围为55 70 。所捕获的粒子主要是电子，其能量范围为0.044MeV。也有能量很低的质子（通常在几兆以下）。,57,太阳宇宙线环境是指太阳质子事件中由太阳耀斑爆发时喷出的高能质子到达地球空间并在地球磁场作用下在地球不同纬度分布形成的辐射环境。太阳宇宙线的粒子主要是质子，它的能量范围一般从10MeV几十GeV。但通量小。 银河宇宙线环境是来自银河系的高能质子、粒子和

26、锂-铁重离子组成的辐射环境。其粒子通量很低，但能量很高。它的能量范围一般从100MeV109GeV，大部分集中在103107MeV。,58,4）原子氧环境 在距地球表面200700km高度范围内，残余大气中的主要成分主要是原子氧。在高速飞行的航天器前向表面产生的高通量密度的原子氧而形成原子氧环境。它是低轨道航天器（包括低轨应用卫星、载人飞船、航天飞机、空间实验室和空间站等）设计时要注意考虑的环境。5）太阳电磁辐射 a) 太阳辐射环境 太阳不断地发射出能量为41033 erg的电磁辐射，它包含了波长从10 -4 的射线到波长大于10 km的无线电波的各种波长电磁波。,59,太阳不同波长的辐射能量

27、是各不相同的，可见光的辐射强度最大，可见光加上红外光的辐射通量占总通量的90以上。 太阳辐射为地球提供了热量，为地球生物生长提供能量。在太阳的照射下，航天器的太阳电池阵才得以发电；太阳辐射热源也是航天器热设计的主要外热源。 b)紫外辐射环境太阳电磁辐射中的紫外辐射，是指占太阳总辐射能量1左右，波长小于0.3的太阳辐射，特别是0.10.2的远紫外部分的辐射。这是对航天器外表面材料有重要影响的紫外辐射环境。,60,6)微流星体与空间碎片 空间环境中，除各类粒子、带电粒子、地磁场和电磁辐射外，还存在着大量中性的固态物质，主要包括微流星体和空间碎片两部分。前者是宇宙空间天然存在的微小天体，后者是人类的

28、航天活动造成的废弃物。虽然这些固态物体的体积和质量绝大多数都很小，但由于它们的速度很快，对人类的航天活动会造成各种危害。,61,.微流星体 微流星体的起源 。在火星轨道和木星轨道之间,有一个小行星带。其中有数以万计的小天体，沿着各自的轨道绕太阳公转。由于各种引力摄动，其轨道不断变化，免不了互相倾扎、碰撞。星体相碰时，除一部分升华外，产生的大部分碎片、尘粒仍在太阳系空间内沿绕日轨道运动。有的就向地球方向飞来，在进入地球大气时由于摩擦生热，在天空中产生很亮的光迹，称为流星（经过大气未烧完而落入地球表面的称为陨石。据估计，地球每昼夜飞入的流星体物质平均达数百吨）。而形成流星的物体称为流星体。体积和质

29、量很小的流星体称为微流星体。这是微流星体的来源之一。,62,微流星体的第二个起源则来自彗星。彗星具有极为扁长的绕日轨道。当它从远离太阳处飞达近日点附近时，由于温度、辐射压力的剧烈变化而不断挥发、解体，形成微流星体。崩溃的彗星碎片在其轨道上能延伸很长的距离。当其与地球相遇时，就形成了流星雨。 太阳是银河系中的普通一星，它相对于附近恒星的运动速度约为20kms-1；同时，又和附近的恒星一起，以约250kms-1的速度绕银河系中心旋转。因此，行星际的物质不能与恒星际物质绝对分开。微流星体的大部分起源于彗星，小部分起源于小行星。,63,.空间碎片空间碎片是指在绕地球轨道运行的不再发挥作用的人造物体及其

30、碎片。这些碎片大部分来源于3000多个末级火箭及失效的载荷。目前，在地球表面以上2000km范围内的碎片总质量已达3000多吨。它们大都分布在人造卫星常用的轨道上，平均相对速度约为10 kms-1。到1996年为止，在地球轨道上共有9000多个尺寸大于10的低轨道物体及尺寸大于1m的高轨道包括地球同步轨道的物体正处于美国空间指挥部所属的航天监测网（SSN）的监测之下，总重量达3000多吨。这些空间碎片的主要来源如下：,64,正常运行的航天器 6 失效的载荷 21 报废的末级火箭 6 航天器在发射或工作时的废弃物， 如火箭抛出物，载人航天活动期间 丢弃的一些物品等 12 航天器爆炸或碎片相互碰撞

31、产生的碎片 45 其他原因形成的碎片 10据1993年统计，最大的五次爆炸所产生的碎片数为： （1）法国 Spot1Viking 475P片 （2）美国 Nimbus4 356片 （3）俄国 Kosmos1275 299片 （4）日本 GMS 166片 （5）中国 长征火箭 81片,65,在当时统计的142次爆炸中有96次属俄罗斯；41次属美国；2次属法国；日本和中国各有一次。俄罗斯航天器89次解体事件共产生4006块碎片，其中2591块碎片在再入大气层时烧毁，1415块碎片留在过道上；美国航天器的38次解体事件中，产生3238块碎片，再入大气烧毁1358片，留轨1880片。 航天器的解体事件

32、是形成轨道碎片的主要原因，由此产生的碎片占可跟踪的碎片的半数左右，其中有96分布在2000km以下的低轨道。解体事件包括爆炸事件与碰撞事件，爆炸事件的原因可能有：运载火箭剩余燃料的不稳定、电池故障、飞行程序中预定的爆炸、故障卫星接收指令自爆和反卫星试验。除此之外尚有45的事件原因不明。,66,（2）空间环境效应 1）真空环境效应 .真空中材料出气、质损效应 航天器用的一些有机材料、无机材料及复合材料，包括涂层材料、绝缘材料、橡胶材料、润滑剂、涂料以及纤维材料等，在真空和高温条件下，将通过蒸发、生华、降解、出气等物理化学过程而导致材料质量损失。质量损失严重的可能使材料本身物理性能发生显著变化，质

33、量损失中的可凝挥发物可能对航天器敏感表面造成污染，而使其光学、电学等性能退化变劣。润滑剂蒸发如达到耗尽的程度，还会使活动部件卡死。,67,各种材料的质量损失在某些程度上反映了材料在真空环境下的耐受性。质量损失小，通常意味着释放的仅仅是吸附的水分、气体和溶剂；质量损失大，就可能会使材料化学成分或物理结构发生变化，从而可能导致材料的物理性能和机械性能变坏。 测试材料出气的指标可分为总质量损失（TML）、收集到的可凝挥发物（CVCM）、水蒸气回收量（WVR）。现在，根据国内外的经验，材料的总质量损失TML达到1.0,收集到的可凝挥发物CVCMO达到0.10就被认为是航天器材料的淘汰线。,68,确定T

34、ML的淘汰线为1是因为TML大于5就可能影响材料的物理与机械性能；若TML小于1通常是吸着的 水分、气体和溶剂。CVCM的淘汰线定为0.10，这是因为，如果0.5g/cm2的聚合物具有0.1的CVCM，并且全部凝结在同样面积的敏感材料表面上，会形成4的污染层，足以污染触点或光学件。 实际使用时，由于受热温度、冷凝温度 、出气通道畅通程度及位置、距离、视场的不同，对光学及敏感材料表面的影响程度可能很不相同。而且，由于用途及性能不同，对质损和污染的耐受程度也就不同。因此，材料的最终取舍与否必须在测试数据基础上综合考虑，才能作出合理的分析和得出正确的结论。,69,.真空冷焊效应 在超高真空（压力小于

35、10-7Pa）环境中，相互接触的金属表面上原来吸附的气体膜将会蒸发消失，使相互接触的金属密切结合。在这种情况下，使表面摩擦系数增大。如果，金属在接触出相互渗透，并在一定压力和温度条件作用下，有可能相互“焊接”在一起，即所谓“冷焊”效应。真空冷焊效应严重影响航天器活动部件的正常工作和使用寿命。 .真空放电效应 真空放电包括低气压放电、微放电和静电放电。 低气压放电发生在航天器有源设备带有高电压的二个极之间。低气压放电是否能出现电击穿现象是由极间距离、极点形状、极间电压、气体介质性质等因素决定。低气压放电是在低真空（10000.1Pa）下才有可能出现。航天器起飞开始就工作的有源电气设备不能忽视低真

36、空环境过程。,70,微放电是真空中出现的电子二次倍增效应的俗称，它是发生在航天器大功率微波系统无源器件的两个金属表面之间的射频电场所产生的真空放电现象。微放电与低气压放电不同，它在压力小于10-2Pa的真空条件下成为一种稳定的放电现象。微放电发生的重要条件是必须存在自由电子，自由电子来自空间的太阳风、辐射带、电离层，也来自航天器在真空中的出气被外界电磁辐射和粒子辐射电离后的电子。微放电引起微波参数的变化、窄带噪声、谐波干扰等，它会严重影响系统性能。 静电放电现象是指在出现地球磁层亚爆环境（能量150keV的等离子体）期间地球同步静止轨道航天器表面被充电至极高的电位后，由于表面电位不等而出现的飞

37、弧产生的电磁脉冲影响航天器微电子设备的正常工作。严重时，可以使航天器烧毁。,71,2）热环境效应 太阳光谱中可见光和红外辐射是航天器主要外热流的来源，其次是地球的红外辐射。航天器吸收的外热流与轨道高度、飞行姿态、表面热物理状态（太阳吸收率和红外发射率）、结构构型等有关。航天器的平衡温度水平的变化由内部热耗功和航天器进出阴影状态所决定。 地面热模拟试验对真空度并不要求达到轨道真空度。数据表明压力在10-1Pa下空气的传热性能只有常压下的万分之一，因此，从工程观点看，压力不高于1.310- 3Pa温度测量误差可以忽略。而1.310-3Pa 的压力很容易达到。在实际地面热模拟试验中，从热效应的模拟来

38、说，模拟超高真空环境是没有必要的。,72,3）辐射环境效应 带电粒子与物质相互作用会引起机械、物理和化学性能的变化。例如，对半导体材料、航天员眼睛和皮肤造成辐射损伤；对以少数载体流子工作的半导体器件（如，硅太阳电池）造成位移损伤；对航天器表面的热控涂层、光学传感器结构材料受到损伤；对航天器内部电子线路可以导致功能紊乱。尤其是宇宙线重离子和辐射带电高能粒子作用于航天器CMOS器件可能产生单粒子事件，使航天器使用CMOS器件的设备（如计算机）发生逻辑混乱或硬件永久性损伤。4）紫外辐射效应 紫外辐射可以破坏高分子材料的化学键，引起光化学反应，结果造成材料分子量降低、分解、变色等，尤其是航天器表面的热

39、控涂层、光学玻璃、硅电池盖片受紫外辐射的损伤更大。,73,5)原子氧的氧化效应 原子氧对低轨道航天器表面材料有强烈的氧化作用，尤其造成非金属材料的质量损失、表面粗糙，使航天器表面导电率下降、热控材料表面性能衰减。7）微流星体与空间碎片危害虽然微流星体与空间碎片这些固态物体的体积和质量绝大多数都很小，但由于它们的速度很快，对人类的航天活动会造成各种危害。例如，它能使光学表面性能变坏；降低太阳电池的效率；改变表面的热辐射特性，从而影响航天器的热平衡状态；损坏机械结构；甚至穿孔破坏密封等。尤其对于未来长期留轨的永久星载人空间站，以及中、低轨道卫星群等更具威胁。因此，它也是设计各类航天器和开展航天活动

40、所必须考虑的因素之一。表3.2列举了一些国外航天器遭遇撞击的事例。,74,表3.2,75,表3.2续,76,（3）运载火箭的力学环境 1）稳态加速度环境 航天器发射过程中，由于运载火箭推力的存在飞行速度不断增加，随着火箭燃料不断消耗飞行质量相应地减少，航天器经受的飞行加速度不断增加。常用过载表示，即重力加速度g的倍数。一般，过载不超过6 g。 整个飞行过程最大纵向稳态加速度一般出现在火箭一子级发动机工作结束前，有助推器的火箭出现在助推器分离前，二子级和三子级发动机工作产生的加速度相对较小。 如果三子级是固体火箭，最大稳态加速度可能出现在三子级发动机工作结束前，这要取决于火箭推力和航天器的发射重

41、量。,77,2）瞬态环境 能使航天器的运动状态产生突然变化的机理称作瞬态环境，地面运输、装卸，发射过程中各种飞行事件均能产生这种瞬态环境。瞬态环境只有几秒钟或毫秒级的时间历程，一般较结构系统的自然振动的衰减时间短，而且振幅随时间变化，频率范围为010000Hz。结构系统对它的响应近似为复杂衰减的正弦波，具有瞬态非平衡特性。 瞬态环境可以分为低频和高频瞬态。 a.低频瞬态：正弦、随机 低频瞬态环境的频率范围0100Hz，是由于航天器在地面运输、装卸，发射过程中火箭发动机点火、关机、级间分离，返回时着陆、 开伞等事件造成的。,78,在航天器与运载火箭的动态载荷耦合分析工作中，对发射过程中航天器经受

42、最严重的几个特征秒状态下（起飞、最大动压、一、二级分离前、一、二级分离后）的瞬态环境时间历程进行冲击响应谱分析计算，作为制定航天器正弦振动试验条件的依据。 b.高频瞬态：冲击 高瞬态环境的频率范围010000Hz，高频瞬态环境是由于航天器分离、展开用的电爆装置被触发时突然施加或消失造成的，又可称为火工品冲击环境。它不同于其它类型的机械冲击。这种冲击，在爆炸源附近，加速度时间历程呈现高g值衰减型振荡，持续时间极短。它以应力波的形式在结构中传播，结构对它的响应只有微小的运动。结构中的运动响应近似于许多复杂的衰减正弦波叠加，响应加速度幅值随着距爆炸源距离增加而衰减，并在十几毫秒内衰减到最大结构响应加

43、速度的百分之几。,79,这些电爆装置在运载火箭上实现级间分离、整流罩分离、舱盖分离、航天器与火箭的分离。在航天器上的电爆装置可以用来展开大型天线和太阳翼、活动部件的解锁、舱段分离等。高频瞬态环境的时间历程十分复杂，通常在系统级分离、解锁冲击试验中用真实的电爆装置记录得到加速度时间历程，然后在10010000Hz频率范围内用1/6倍频程或更窄的频率间隔进行谱分析，以许多单自由度系统响应确定的最大绝对冲击响应谱。最后，确定高频瞬态环境，并作为制定航天器部件级冲击谱试验条件的依据。,80,3)声环境 航天器发射过程中的响应振动加速度时间历程表明，运载火箭起飞和最大动压飞行阶段出现相当高的振动峰值是由

44、火箭发动机排气噪声和飞行气动噪声引起的。声环境不仅能使大的面积质量比的整流罩产生局部振动并通过结构传送给航天器，而且内声场可以直接作用于航天器对声敏感的结构部位。这种通过机械途径和空气途径传递给航天器的振动能量是航天器产生随机振动的主要原因。 航天器飞行中的声环境分四个阶段：,81,起飞阶段运载火箭离开发射台后十几秒，声环境来自火箭排气噪声。 火箭一级飞行阶段0.6飞行马赫数M1.6的最大动态压力飞行阶段,火箭排气噪声逐渐减小,气动噪声占主导地位,声环境来自气动噪声。 返回阶段航天器返回舱制动火箭工作阶段，声环境来自火箭发动机噪声。 再入阶段航天器返回舱重返大气层阶段，声环境来自气动噪声。 非

45、返回式航天器的声环境只有前两个阶段，返回式航天器的声环境则有全部四个阶段。声环境有连续频谱的宽频带特性，频率范围一般为10010000Hz，一般有一个谱峰。航天器对声环境的振动响应同样呈现出宽频带随机特性，一般是非平稳的随机过程。,82,作业：1、简述轨道6根数的含义2、简述卫星在发射和运行中经受的环境因素,2022/12/13,83,所谓系统是由相互作用、相互依赖和相互支持的若干部分组成的整体，系统的各个组成部分有它自身的个性和独自的功能，但它们不是简单的机械结合体，他们之间是一种有机整体。对于航天器系统而言，它由若干相互关联的分系统组成和特定的内部结构，每一个分系统虽然都有独自功能，但其功

46、能的实现，不能完全独立地完成，必须有其他分系统的配合和支持。也就是说，航天器上的各个分系统，没有一个分系统是凌驾于其他分系统之上。它们在完成航天任务过程中，仅仅是任务分工不同而已。航天器要在轨道完成预定的任务，它和航天器工程系统以及所组成的各分系统功能有密切关系。航天器设计时，必须同时考虑外部（航天器工程其它系统）环境和内部结构（航天器各分系统）的两个方面。,2022/12/13,84,航天器设计的外部环境，众所周知，航天器是在外层空间工作，它必须得到运载火箭、发射场、地面测控系统和地面应用系统的支持才能完成预定的任务。 运载器（运载火箭或者航天飞机）从地球上把航天器送入太空运行轨道的。因此，

47、航天器是运载器的有效载荷，它是航天器在轨道上完成预定任务的前提。运载器有运载火箭和航天飞机两种。运载火箭发射航天器一般是地面发射进行，它由多级火箭组成，它不受发射准备时间、机动性等条件的约束，而着重于提高运载能力。空间发射方式是利用航天飞机将各种航天器投放到预定的轨道上去，或投放后再点燃航天器携带的变轨发动机而进入目标轨道。,2022/12/13,85,发射场：不论是运载火箭发射航天器还是航天飞机投放航天器，都必须有一个发射场。发射场是运载火箭或航天飞机发射航天器或者投放航天器之前的特定区域，通常它由测试（技术）区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、各勤务保障设施等组成。也就是说，航天器

48、必须有一个专用的发射场和发射工位才能发射，没有发射场是不能发射航天器的。 发射场的地理纬度限制了发射航天器的轨道倾角，如果发射场的纬度是40度，它可能发射的轨道倾角必须小于40度。如果轨道的倾角必须下40度，此时运载火箭将航天器送入轨道后，由航天器靠自身的能力，通过机动变轨来实现。,2022/12/13,86,地面测控系统：当航天器被送入预定的轨道，航天器的飞行路径、在轨道上的工作情况以及对航天器实行各种操作等，还必须依靠航天测控系统，尽管目前有全球导航系统可以确定航天器的飞行路径（即轨道参数），但是航天器在轨道上工作的信息的获得以及需要了解和控制航天器的各种工作状态，全球导航系统是一筹莫展，

49、目前只有地面测控系统才能承担起发送控制指令、注入有关数据，使航天器上的各种仪器设备开机和关机，完成规定的操作动作；校准航天器的程序控制，使工作程序不致因轨道变化而紊乱；接收航天器工作时的各种信息，提供航天器的工作情况等信息。,2022/12/13,87,地面应用系统：航天器在轨道的使命，就是完成航天器用户提出使用要求和技术指标，它所获得的成果，必须通过地面应用系统的具体应用，才能发挥其作用，才能达到预期的目的。 从上述的分析可见，航天器和航天工程系统，其系统的关系是一种依存的关系，航天器是不可能孤立存在。拥有航天器，需要有相应的运载器、发射场、地面测控和地面应用等系统系统的支持，才能使航天器的

50、功能加以实现。航天器设计必须充分考虑航天工程其它系统的各种功能和各种约束条件的环境，只有满足航天工程系统中的各种约束条件，并与其功能相适应的情况下，航天器才有可能完成其历史使命。,2022/12/13,88,航天器系统设计的内部环境，它不仅需要研究各个组成的分系统的功能、性能，而且更需要研究在各个分系统之间的相互作用、相互配合和相互影响下的整个系统的总体特性和功能。航天器的特性并不是所有分系统功能、特性的总和。在航天器的工程设计中常常存在着各分系统的性能并不先进，而它所组成的航天器后在完成任务方面表现出了它的先进性和优越性。相反各分系统的性能，有的很先进，但它所组成的航天器在完成任务方面并不体