航天任务分析复习

CH01 绪论

航天任务组成单元

• 航天任务概述
  • 定义 ：
    • 人类以空间应用或空间探索为目的而在空间实施的有确定目标的技术活动。
  • 优势 ：
    • 具有全球视野、清晰观测天空、微重力环境、丰富资源、高边疆等优势。
  • 组成要素 ：
    • 任务对象 ：
      • 与空间有效载荷发生关系或有效载荷敏感到的事物
        • 如气象任务中的大气参数、地球遥感中的地表信息、通信任务中的终端、导航任务中的接收设备等。
    • 有效载荷 ：
      • 装载在航天器上直接与任务对象发生作用的一组仪器或设备
        • 如可见光相机、星载雷达、微波探测仪等，其很大程度上决定任务的成本、复杂程度和有效性，例如 “嫦娥 - 1 号” 的微波探测仪用于估计和评测月壤厚度。
    • 空间平台 ：
      • 航天器公用舱，为有效载荷提供支持，包括姿轨控、电源、热控、结构与机构、通信、指令与数据处理等分系统，
        • 如东方红五号平台。
    • 轨道和星座 ：
      • 轨道是航天器的运行轨迹或路径，分为停泊轨道、转移轨道、最终任务轨道和废弃轨道；星座是一组航天器集合，运行在特定轨道上并保持相应相位关系，共同完成任务。
    • 发射系统 ：
      • 包括运载工具、发射设备、整流罩、地面支持仪器与设备等，运载火箭限制航天器的尺寸、形状及质量。
    • 地面系统 ：
      • 包括固定地面站和移动站，负责航天器的遥控、跟踪，接收并处理遥测和任务数据，并分发信息给用户和任务运营者。
    • 通信系统 ：
      • 满足任务的通信、指令和控制要求的体系，取决于数据量、时间要求，设备数目、位置、有效性和通信能力。
    • 任务运营 ：
      • 由管理人员、硬件和软件组成，完成航天任务执行、运营方案和政策制定、运营过程控制、数据流管理与控制等工作。

航天任务生命周期

• 航天任务生命周期
  • 阶段划分 ：
    • 从方案研究开始到任务结束时航天器离轨或返回为止，共分方案研究、具体研制、生产和部署、运营和支持四个阶段。
  • 各阶段要点 ：
    • 方案研究阶段 ：
      • 以航天任务目标为根本出发点和归宿，在性能、成本、风险和进度四维空间综合考虑到达任务目标的途径，给出航天任务八大单元的最佳配置及其各个部分的总体规定。
    • 具体研制阶段 ：
      • 给出各部分的具体规定，详细确定系统的组成，大型项目中还包括配套的测试硬件和软件的研制。
    • 生产和部署阶段 ：
      • 建造地面和飞行硬件，卫星或整个卫星星座的首次发射。
    • 运营和支持阶段 ：
      • 航天系统的日常运营、维护和支持，航天任务结束时离轨和返回。
  • 关键角色 ：
    • 航天任务的运营者（投资者） ：
      • 控制着空间和地面的设备以及相关信息，并对其进行维护，对航天任务产品或功能具有经营权，在中国主要由航天系统部相关单位等部门担任。
    • 终端用户 ：
      • 接受并使用航天任务的产品及其所提供的服务功能
        • 如科学探测任务中的科学家、气象任务中的气象学家、通信和导航服务的普通用户、地球资源遥感任务中的地质学家和农学家、军事任务中的指挥官和战斗员等。
    • 系统研制者（开发者） ：
      • 是任务系统的承办机构，包括合同承包商、子合同承包商以及研制和测试机构，负责从技术和财政上实现系统要求，按时提供所需的产品或服务功能。

CH02 航天任务分析与设计过程

任务目标确定

• 任务目标确定
  • 任务目标的概念与内涵
    • 任务目标是对系统因某种用途而必须具备功能的总体描述，
      • 例如火灾卫星任务的基本目标是在近实时条件下对美国全境森林火灾进行检测、确定和监视，从属目标包括向公众表明正在采取积极措施控制火灾等；某光学侦察卫星任务的目标涉及全球侦察照相、查明战略目标基本情况等；嫦娥五号任务的目标是突破关键技术、实现采样返回、完善探月工程体系等。
  • 组成
    • 基本目标（技术性指标，较固定）
    • 从属目标（非技术性目标，可能变动以满足用户需要）
  • 任务目标的实现
    • 一般由空间的一组或多组仪器来实现
    • 航天任务目标应与空间特性的应用相结合
    • 不同任务对空间特性的利用不同
      • 如通信、导航任务利用对地覆盖特性；科学观测任务利用避免大气层干扰的特性；空间材料加工任务利用失重环境等。
  • 系统要求和约束的初步估计
    • 任务目标好坏没有定量的公式计算
    • 其对方案的影响需要转化为对任务功能和任务运营的初步定量要求和约束条件
      • 功能要求（确定系统满足目标要求的指标）、
      • 运营要求（确定系统如何运营及与终端用户连接）
      • 约束条件（在成本、时间、实施技术方面的制约）。
    • 以火灾卫星为例，功能要求包括探测精度、覆盖率、响应能力等；运营要求涵盖持续时间、存活能力、数据分配等方面；约束条件涉及成本、时间进度、管理规定、政治因素等。
    • 注意事项：
      • 系统要求和约束条件依赖任务及实施手段，
      • 可依据现有设计经验，
      • 重视非技术因素。

任务特征描述

• 任务特征描述

  • 任务方案的组成

    • 主动变元：任务对象、轨道和星座、地面系统、通信结构
    • 被动变元：有效载荷、空间平台、发射系统、任务运营
    • 例如火灾卫星任务方案的主动变元为被动式探测项目，被动变元包括任务对象的热、辐射强度等。

  • 确定候选任务方案

    • 步骤：
      • 识别航天任务的可变单元；
      • 识别每个可变单元的主要备选方案；
      • 建立可选方案的综合分析树；
      • 修剪分析树，去掉不可实现的组合情况；
      • 寻找其它可能的替代方案。
    • 以火灾卫星为例，识别各可变单元的备选方案，如有效载荷的频率、复杂性、灵敏度等，建立综合分析树并修剪，寻找可能的替代方案。

  • 识别系统主导因素

    • 系统主导因素影响性能、成本、风险和进度，且可由用户或设计人员控制。
    • 正确识别系统主导因素是航天任务分析与设计的关键
    • 识别过程包括确定关心的指标领域、
    • 定义量化参数、
    • 开发一阶算法、
    • 寻找隐藏的主导因素。
    • 例如火灾卫星性能的主导因素有观测频度、分辨率、高度、孔径、控制精度等。

  • 任务方案特征描述

    • 第一步：确定任务对象特性，分为主动对象（如发射机EIRP、接收机G/T等）和被动对象（如热、辐射强度、烟雾成分等）。
    • 第二步：确定轨道和航天器的数目，如顺行、赤道、极地、逆行轨道等。
    • 第三步：确定有效载荷性能和尺寸，进行系统级有效载荷分析。
    • 第四步：确定航天任务运行方案，包括通信结构、地面系统、任务运营。
    • 第五步：设计满足载荷、轨道、通信要求的空间平台，考虑总体布局、质量特性、系统特性等。
    • 第六步：选择发射和轨道转移系统，判断准则包括考虑最坏情况下的环境因素等。
    • 第七步：确定后勤、部署和航天器处置策略，如改善支持条件、分阶段部署卫星、离轨处置等。
    • 第八步：在方案确定过程中核算成本，对比几种航天任务方案，寻求最优方案。
• 任务方案评估

  • 主导要求的识别

    • 主导要求由航天任务目标决定，支配航天任务总体设计，对系统工作性能和成本产生强烈影响。
    • 识别步骤包括
      • 考察主要的性能要求、
      • 检查常用主导要求列表、
      • 考察最高一级要求/约束、
      • 找出隐蔽要求。
    • 例如火灾卫星的主导要求可能包括覆盖范围、定位精度、在轨寿命等。
    • 常用主导要求及其影响的方面，如覆盖范围影响卫星数目、高度/倾角、通信体系等；分辨率影响仪器尺寸、高度、姿态控制等。

  • 任务方案分析与评估

    • 任务分析的层次：可行评估、规模估计、要点设计、折衷研究、性能评估、有效性评估。
    • 性能评估：分析系统性能参数，如火灾卫星的瞬时/最大/平均覆盖率、重访时间、响应时间等，方法包括系统算法、类比法、仿真法。
    • 有效性评估：量化系统满足任务总体目标的程度及其与成本、风险的关系，即性能价格比评估。有效性测度要满足与任务目标明确相关等条件，分类包括离散事件的测度、连续工作的测度等。仿真法是有效的评估方法。

  • 任务方案的选择

    • 通过/不通过的决策需考虑技术因素（比非空间方案好、满足任务目标、技术上可行等）和非技术因素（风险程度可接受、满足政治目标等）。
    • 总体折衷权衡：评估不同主要方案，确定其对性能和成本的影响，选择关键参数（系统主导因素）。最好的折衷通常不是完全定量，利用定量信息辅助决策。同时要注意系统的灵活性和组织的严密性。
• 系统要求确定

  • 系统要求的作用

    • 系统要求来自对任务目标的深刻理解和对需求的透彻分析，
    • 与任务目标之间的关系表现为设计“容限”“裕度”，
    • 涉及系统性能的各个方面和开发的各个阶段。

  • 系统要求的确定步骤

    • 包括建立协作环境和制定主要进度表、确定任务要求、确定系统主导因素和风险、确定内部和外部的限制条件、确立功能性要求、确定有效载荷的要求、确定覆盖性能和支持寿命要求、确定空间平台要求等。

  • 分配系统要求到各单元

    • 系统要求分解：“自上而下”将定量的系统要求分配给航天任务的各个部分。
    • 预算分配：将功能及其相应的性能要求分配到更级低的设计单元。
    • “分解”和“分配”从系统级开始，逐级分配给各系统、分系统和部件级的设计。

CH04 空间环境

引力场与微重力

1. 引力场与微重力
   • 引力场
     • 定义：地球非理想球形导致的轨道摄动和姿态干扰力矩。
     • 应用：利用摄动设计实用轨道，产生重力梯度矩控制姿态。
   • 微重力环境
     • 定义：航天器在引力场中自由运动时表现出的无重力状态，实际为微重力环境（10⁻⁵-10⁻⁴g）。
     • 影响：
       • 液体表面张力主导，可能导致气液混合，造成发动机事故。
       • 对航天员生理造成负面影响，如肌肉萎缩、骨质流失等。

磁场

2. 磁场
   • 地球磁场
     • 产生：地球固态内核和液体外核相对运动的电磁效应。
     • 特点：比较稳定，近似偶极子场。
     • 作用：屏障太阳风带的带电粒子，分辨方向（指南针）。
   • 地球磁层
     • 形成：太阳风与地球磁场相互作用，改变原基本磁场分布。
     • 结构：向阳面磁层压缩，背阳面磁尾拉伸。
     • 现象：磁暴、磁层亚暴，太阳表面活动产生高能等离子体流冲击磁层引发磁场强烈扰动。
   • 地球磁场对航天器的影响
     • 不良影响：
       • 无磁层保护时受带电粒子辐射损坏。
       • 在磁层内产生姿态干扰力矩，使自旋卫星因电磁感应产生自旋阻尼和改变自旋轴方向。
     • 应对措施：
       • 磁暴、进入南大西洋异常区时仪器设备关机。
       • 利用地磁进行姿态测量和控制。

大气与真空

3. 大气与真空
   • 地球大气
     • 特点：大气密度随高度增加按指数规律下降，太阳活动导致高层大气密度变化很大。
     • 分层：根据温度分为对流层、平流层、中间层、热层、外逸层；根据大气组成分为均质层和非均质层。
   • 大气阻力效应
     • 公式：F = 0.5 * Ca * S * ρ * V²。
     • 影响：
       • 形成轨道摄动力，影响轨道寿命。
       • 110km以下轨道摄动力过大，不能环绕地球运行。
       • 200km左右轨道寿命只有几天到几十天。
       • 800km以上轨道摄动力很小，轨道寿命可超过10年。
     • 案例：
       • 1974年美国“天空试验室”未充分估计太阳高活动期影响，大气密度增加造成提前2年结束运行寿命。
       • 1981年，受耀斑影响大气密度迅速增加，使美国“哥伦比亚”航天飞机下降比预计快60%。
   • 原子氧影响
     • 机制：氧原子与航天器高速碰撞，热动能等效高温6万K，冲击能和高活性对航天器表面高温氧化和强烈腐蚀。
     • 影响：
       • 金属材料：大多数金属材料氧化后稳定，附着在航天器表面。
       • 有机材料：受影响最大，氧化后生成H₂O、CO、CO₂等挥发气体，对表面蚀刻和剥蚀作用，质量不断损失、表面变粗糙，缩短材料使用寿命。
     • 解决措施：采用抗氧原子氧化性较好的金属薄层或二氧化硅进行保护。
   • 真空环境
     • 特点：随高度增加大气压力按指数规律下降。
     • 影响：
       • 辐射传热：航天器与外部无传导与对流，主要通过辐射进行热交换。
       • 压力差：真空度超过10⁻²Pa时，密封容器内外压力差会引起液体、气体的真空泄漏，结构负载导致密封舱变形，薄壁结构破裂。
       • 真空放电：低气压放电和微放电现象。
       • 真空出气：吸附、溶解、渗透在材料表面和内部的气体释放出来，可能导致污染。
       • 真空冷焊：固体表面之间出现不同程度的黏合现象。
     • 解决措施：
       • 介质填充、避免空腔体。
       • 航天器入轨放气后光学部件等才抛罩。
       • 航天器上用的外露材料必须做超真空下的蒸发、升华和分解性能试验，真空“烘烤”。
       • 使用不易冷焊的配偶材料，接触面涂覆固体润滑剂、不易发生冷焊的膜层、设法补充润滑剂。

等离子体

4. 等离子体
   • 定义：宇宙空间物质构成的主要形态，99%以上都是等离子体形态，相同数量正负带电粒子，整体电中性，导电性。
   • 重要参量：
     • 德拜长度（Debye Length）。
     • 等离子体频率（Plasma Frequency）。
   • 影响：
     • 航天器再入段通信黑障：电磁波在等离子体内传播，其频率必须大于等离子体频率，否则不能穿透，会被反射。
     • 航天器充电：航天器及其部件在等离子环境中积累电荷，包括绝对充电和不等量充电。
       • 危害：
         • 烧坏元器件
         • 信号失真
         • 污染
         • 改变导电性合和导热性
   • 航天器充电效应防护：
     • 航天器接地：所有表面和内部元件接共同电气地面。
     • 外表面材料至少达到部分导电避免不等量充电。
     • 应用电子过滤器防止电路在放电时故障。
     • 加强电磁兼容（EMC）能力，避免放电脉冲对电子线路造成干扰。

高能带电粒子

5. 高能带电粒子
   • 来源：
     • 太阳宇宙线：太阳表面发生剧烈扰动时发出高能粒子，绝大部分是质子流，又称为太阳质子事件，能量在1MeV-10GeV范围内。
     • 银河宇宙线：源自于太阳系外的高能带电粒子，能量很高，一般是10⁸～10¹⁸eV，通量很低，约2-4/cm²s。
     • 地球辐射带：近地空间地磁场捕获的带电粒子组成，又称范艾伦辐射带，分为内辐射带和外辐射带两个区域。
   • 影响：
     • 总剂量效应：电离作用和原子位移作用，对功能材料、电子元器件、生物和航天员造成损伤。
     • 单粒子效应：单个高能粒子穿过微电子器件的灵敏区时造成器件状态的非正常改变。
   • 案例：
     • 1990年3月22日太阳质子事件，导致GEO卫星太阳能电池输出功率老化10-20%。
     • 1962年7月9日，美国高空“星鱼”核爆试验，导致子午仪-4B太阳能电池破坏而停止工作。
     • 美国“跟踪与数据中继一号卫星”1983年至1993年共记录单粒子翻转4468次。
     • 我国“实践四号”动态单粒子监测仪的CMOS电路在半年内发生6次锁定事件。
   • 解决措施：
     • 总剂量效应防护：
       • 根据轨道和寿命进行辐射分析，提出不同部位仪器设备的抗辐射防护要求。
       • 选择具有耐辐射总剂量能力的元器件和材料，充分开展地面试验。
       • 采用屏蔽设计，包括合理布局、抗辐射加固和局部屏蔽。
     • 单粒子效应防护：
       • 加强屏蔽防护，选用耐受能力强的器件。
       • 采用系统容错技术克服单粒子翻转。
       • 电路中设计有断电复位功能以解锁单粒子栓锁。
       • 电路中设置限流电阻，防止栓锁造成单粒子烧毁。

电磁辐射

6. 电磁辐射
   • 太阳电磁辐射
     • 来源：太阳内核氢聚变释放能量，经太阳表面以电磁辐射方式将能量辐射到太空。
     • 特点：大部分辐射来源于光球层，具有5778K黑体辐射温度，能量主要集中在可见光和红外。
     • 活动周期：以11年周期变化，太阳耀斑爆发、日冕物质抛射等突发性扰动。
   • 热效应：
     • 太阳常数：距太阳1AU垂直于太阳光线的单位面积、单位时间内太阳总电磁辐射能，1353W/m²。
     • 冷黑环境：没有太阳电磁辐照时，航天器热辐射全部被太空吸收（3K）。
     • 影响：太阳辐照加热使航天器产生机械应力，如热应力、热变形、热弯曲，不同材料受热膨胀系数不同导致活动机构卡死等。
   • 紫外效应：
     • 机制：波长小于400nm紫外线辐射产生光量子效应和光化学效应。
     • 影响：
       • 光量子效应：光电效应产生自由电子，使金属表面带电，干扰航天器电磁系统。
       • 光化学效应：破坏高分子材料化学键，使材料更硬、更脆、导致破裂；改变光学玻璃、太阳电池盖片的颜色，影响透光率；使温控涂层表面变暗，辐射吸收率升高，影响温控。
     • 解决措施：
       • 采用对紫外线辐射降解具有较强抵抗性的材料，如聚酰亚胺、聚酯薄膜。
       • 采用熔凝石英做太阳电池盖片，对紫外线透明，使太阳电池效率最大化。
   • 光压效应：
     • 机制：太阳辐照作用于物体表面产生压力，对卫星轨道和姿态产生影响。
     • 影响：
       • 太阳辐照压力始终背向太阳方向，与航天器运动方向形成周期性变化，引起轨道参数周期性变化。
       • 压心与质心不同产生干扰力矩。
       • 一般800km以上太阳辐照压力超过高层大气。

微流星与空间碎片

7. 微流星与空间碎片
   • 微流星体：
     • 定义：通常指质量小于1克的微小流星体，主要来源于小行星和彗星。
     • 数量：落入地球大气层的微流星体每天达100吨。
   • 空间碎片：
     • 定义：也称为太空垃圾，主要包括失效航天器、未级火箭、在轨物体碰撞或航天器残骸解体爆炸产生碎片、宇航员遗弃物等。
     • 发展：低轨星座发展使得低轨空间环境更加拥挤，如美国SpaceX公司的“星链”低轨星座项目，中国“鸿雁全球卫星星座通信系统”。
   • 危害：
     • 质量小的微流星体与空间碎片数量多，碰撞概率大，直径小于0.01cm的目标主要对航天器表面起沙蚀作用，使表面粗糙，引起表面材料溶解与气化，造成表面热控涂层性能变坏、光学表面透光性能下降、太阳电池效率降低。
     • 质量大的微流星体与空间碎片数量少，碰撞概率小，但会击穿航天器表面，损坏部件，甚至造成灾难性后果。
     • 案例：
       • 1970年4月14日“阿波罗13”飞船遇微流星碰撞，辅助舱的2号液氧箱爆炸，登月被取消。
       • 1996年法国小卫星CERISE重力梯度杆被撞断。
       • 1997年和平号空间站与进步号货运飞船在交会对接过程中相撞。
       • 2005年美国自主交会对接试验DART目标星与目标星相撞。
       • 2009年美俄卫星相撞，历史上首次完整卫星相撞事故。
       • 2021年美国NOAA、中国云海相继解体或部分解体。
   • 解决措施：
     • 避免产生碎片：
       • 机构间空间碎片协调委员会（IADC）颁布《空间碎片减缓指南修订草案》。
       • 减少产生与飞行任务有关空间碎片，任务结束时对航天器和运载火箭轨道级钝化处理，避免爆炸解体。
       • 从航天器运行区域中清除退役的航天器和运载火箭轨道级，完成任务后航天器离轨处置。
     • 采用防护设计：
       • 基于有效的碎片环境模型，根据任务要求设计防护结构，如遮护板和缓冲器。
       • 防护设计能抵御直径小于1cm、质量小于1.46g的空间碎片，直径大于2cm的唯一有效手段是进行机动规避。
     • 碎片监测预报：
       • 美国国防部空间监视系统跟踪监视近地目标10cm和同步轨道1m的航天器和轨道碎片目标。
       • 我国初步完成空间碎片监测预警工程建设。
     • 碎片碰撞预警与避撞机动：
       • 碎片碰撞风险评估、实时监测预警。
     • 回收航天器或在轨装置：
       • 长期暴露装置卫星LDEF、轨道碎片采集器、太阳电池阵等。
     • 碎片清理：
       • 在轨碎片清理计划，清除太空垃圾。
       • 在轨资源重构计划，废弃资源利用，减少新增航天器。
     • 思考：碎片被动移除方案，利用大气阻力、洛伦兹力等。

单星轨道设计

航天器分类

• 5.5.1 航天器分类
  • 按载人与否分类 ：
    • 航天器可分为
    • 无人航天器（如人造地球卫星、宇宙探测器）和
    • 载人航天器（如空间站、载人飞船、航天飞机等）。
    • 载人航天器又可进一步分为近地载人飞船、登月飞船等，而
    • 无人航天器则包括应用卫星、技术试验卫星、科学卫星以及对小行星、恒星等的探测器。
  • 按质量分类 ：
    • 航天器根据质量大小可分为
    • 大卫星（> 1000kg 或 > 7000kg，依不同分类标准而定）、
    • 中型卫星（500 - 1000kg 或 2000 - 5500kg）、
    • 小卫星（100 - 500kg）、
    • 微卫星（10 - 100kg）、
    • 纳卫星（1 - 10kg）、
    • 皮卫星（0.1 - 1kg）以及
    • 飞卫星（< 100g）等不同类别。
  • 按功能分类 ：
    • 航天器按功能主要分为
    • 科学实验卫星（如空间物理探测卫星、天文卫星、微重力科学实验卫星等，例如墨子号）、
    • 技术试验卫星（用于新技术或关键技术验证，如电推进试验、新型敏感器试验等，目前以微小卫星为主）和
    • 应用卫星（发射数量最多、种类最全，涵盖了通信、导航、侦察、气象等多个领域）。

航天器轨道分类

• 5.5.2 航天器轨道分类
  • 按轨道倾角分类 ：
    • 包括赤道轨道（倾角为 0°，对赤道附近覆盖特性较好，便于建立星间链路）、
    • 极轨道（倾角为 90°，升交点无进动，轨道平面不受 J₂ 摄动影响，主要用于气象、侦察、测地等任务）、
    • 倾斜轨道（顺行轨道和逆行轨道）。
  • 按轨道形状分类 ：
    • 分为圆轨道（高度、速度和覆盖特性变化不大）、
    • 椭圆轨道（高度、速度和覆盖特性变化大，在远地点附近运行速度小、时间长，可实现对特定区域的长时间覆盖，但对平台、载荷和用户终端的技术要求高）、
    • 大椭圆轨道（具有远地点飞行速度慢的特点，可将远地点设计在北半球上空，以获得较长的北极地区覆盖时间，典型应用如俄罗斯的闪电轨道，其常采用 63.4° 的轨道倾角以防止近地点 / 远地点转动现象，也称为冻结轨道）、
    • 抛物线轨道（e=1.0）以及双曲线轨道（e>1.0）。
  • 按轨道高度分类 ：
    • 低轨道（高度在 500 至 1000 公里间，具有天线发射功率低、信号延迟小、分辨率高等特点，但对地覆盖特性差、观测视场有限、用户可视时间短，需克服大气阻力影响，修正轨道衰减，轨道预报精度低，通常用于光学成像、雷达成像、测绘、气象卫星以及电子侦察卫星等）；
    • 中高轨道（中轨高度在 1000 至 20000 公里间，高轨大于 20000 公里，覆盖特性好，空间环境力摄动对其影响较小，轨道稳定性较高，轨道预报精度较高，中轨有高强度辐射带、载荷可靠性要求高，主要应用于导航、通信等任务）；
    • 地球同步轨道（约 36000 km）以及大椭圆轨道等。
  • 按轨道周期关系分类 ：
    • 分为地球同步轨道（地球静止轨道，当轨道倾角为 0 度时，卫星仿佛始终 “定点” 在某个经度的赤道上空；当轨道倾角为不等于 0 的顺行轨道时，卫星将在地球赤道某点的上空呈现南北摆动现象，该轨道为倾斜同步轨道）、轨道高度大概为35786km
    • 太阳同步轨道（轨道面进动与平太阳的周年视运动同步的航天器轨道，使得太阳矢量与轨道平面的夹角基本保持不变，卫星可以在相同的光照条件下进行观测，光学侦察卫星最常使用）、逆行轨道，i>90
    • 回归轨道（星下点轨迹逐日重复的轨道，D=1）和
    • 准回归轨道（星下点轨迹间隔 D 恒星日重复的轨道，D>1）。

轨道设计方法与实例

• 5.5.3 轨道设计方法与实例
  • 设计轨道时需综合权衡航天任务需要及卫星系统约束，确定轨道根数（a,e,i,ω,f,Ω 等）和设计参数（近地点高度、轨道周期、轨道倾角、发射时间与入轨点位置等）。
  • 影响轨道设计的因素包括
    • 运载发射能力
      • （轨道越低对运载的发射能力要求越低，发射成本越低）、
    • 覆盖性能指标
      • （主要包括覆盖的连续性、覆盖持续时间、覆盖频率以及对特定区域的覆盖性能，该指标主要影响轨道高度，轨道越高覆盖性能越好）、
    • 有效载荷性能
      • （如对地观测载荷一般要求距离目标比较近，轨道高度尽可能低，以提高分辨力）、
    • 通信链路
      • （对地面站长时间通信，要求卫星具有长时间的可见弧段，轨道越高，通信时间越长）、
    • 寿命（
      • 高轨卫星由于受到的大气阻力很小，同时远离范艾伦带，寿命比较长，而 1000km - 10000km 之间属于范艾伦带，运行在此高度范围的卫星会受到高能辐射的严重影响，可靠性大大降低，载人航天对空间环境敏感，要求轨道高度低）以及
    • 空间环境等。
  • 以太阳同步准回归轨道设计为例，其设计原理是考虑 J₂ 项摄动，根据回归条件和太阳同步条件，通过解非线性方程组求解轨道根数 a,e,i 等，设计步骤包括选择圆轨道、确定轨道高度范围、计算交点周期确定回归圈数 N 的范围、遍历所有可行回归圈次 N 求解非线性方程组找出所有可行轨道根数 a,i、根据任务要求选择合适的轨道根数 a,i、由降交点地方时计算轨道升交点赤经、计算卫星对地覆盖角等参数以判断是否满足任务要求并进行迭代等。

星座轨道设计

典型星座介绍

• 5.6.1 典型星座介绍
  • 美国导航卫星 ：美国全球定位系统（GPS）由 24 颗卫星组成的星座，运行在 6 个轨道平面上，轨道是高 20200 公里的圆轨，轨道倾角 55°。
  • 俄罗斯导航卫星 ：俄罗斯导航卫星系统（GLONASS）由 24 颗分布在 3 个轨道平面上的卫星组成，轨道为高 2 万公里的圆轨，倾角 65°。
  • 中国北斗 ：由 35 颗卫星组成，包括 5 颗静止轨道卫星、27 颗中地球圆轨道卫星（3 个轨道面上，轨道面相隔 120° 均匀分布倾角 55°）以及 3 颗倾斜同步轨道卫星（倾角 55°），历经一代、二代和三代的发展。

星座对地覆盖

• 5.6.2 星座对地覆盖
  • 在高度 h 的圆轨道上等间隔放置 k 颗卫星形成卫星环，相邻卫星星下点间距为 360/k。
  • 当 k 足够大时，相邻卫星 Si 和 Si+1 的覆盖区产生重叠，若单个卫星的覆盖角为 d，覆盖区重叠至少需要 k>360/(d) 颗卫星。卫
  • 星环覆盖带宽度可通过直角球面三角形公式等来计算，其左右边沿的轨迹方程相当于覆盖角为 rd 的卫星的左右边沿。
  • 卫星环覆盖带以外的区域称为盲区，用多个卫星环组成的卫星网可以消除盲区。
  • 同时，要考虑地球旋转对卫星环覆盖带的影响，卫星环覆盖带每圈会西移 eTω，其中 T 为轨道周期。

典型星座构型

• 5.6.3 典型星座构型

  • 均匀对称星座（Walker 类星座） ：

    • δ 星座 ：
      • 所有卫星采用高度相同、倾角相同的圆轨道，轨道平面沿赤道均匀分布，卫星在轨道平面内均匀分布，不同轨道面之间卫星的相位存在一定关系。
      • 其描述符为 i:T/P/F，其中 T 为卫星总数，P 为轨道平面数，F 为相位参数。例如 Galileo 星座（56°:27/3/1）、GLONASS 星座（64.8°:24/3/1）、BeiDou 星座（55°:27/3/1）、GPS 星座（55°:24/6/1）等。
    • σ 星座 ：
      • 是一种特殊的 δ 星座，其特点是所有卫星的地面轨迹重合且不自相交，具有稳定的地面覆盖特性，在同一覆盖要求下，σ 星座所需卫星数量最少。
    • 玫瑰星座 ：
      • 是 δ 星座中 P=T 的一种特殊星座，也就是每个轨道平面内只有一颗卫星的 δ 星座。

  • 其它 Walker 类星座 ：

    • 星形星座 ：
      • 例如美国 Iridium 星座，由 66 颗卫星分布在 6 个轨道面，轨道高度 780km，倾角 90°。
      • 所有轨道都在两个节点相交 。节点附 近卫星密集，而远离节点的区域卫星比较 稀疏，因而覆盖很不均匀 。
    • 正交星座 ：
      • 出于覆盖均匀考虑，希望节点分布均匀，如两轨道面正交星座和三轨道面正交星座。

  • 椭圆轨道星座 ：如 Draim 星座，具有相同的周期、偏心率、倾角，升交点赤经、近地点幅角、平近点角按一定规律分布，是比较实用的椭圆轨道星座，通常采用临界倾角大椭圆轨道。

  • 复合星座 ：包括椭圆轨道 + 赤道轨道复合星座（如 AEllipso 星座）、GEO + IGSO 复合星座以及 GEO + IGSO + MEO 复合星座（如北斗星座）。

  • 编队星座 ：由两颗（或以上）的卫星组成，卫星在绕地球运动的同时，按照轨道的自然特性近距离伴随飞行，彼此间形成特定构型，例如 GRACE 卫星星座、雷达卫星（radar sat）、JASON-1 等。

  • 巨型星座 ：旨在为偏远地区提供宽带接入服务的卫星互联网运营商提出的数千甚至数万颗卫星组成的低轨宽带星座计划，如 “星链”（Starlink）、“一网”（OneWeb）、“电信星”（Telesat）、“柯伊伯”（Kuiper）星座计划等。以 “Starlink” 星座计划为例，其计划通过发射 12000 颗卫星分布于不同高度和倾角的轨道上构成三层卫星网络，实现用户全天候、高速率、低成本星间互联网通信。我国也有类似计划，如鸿雁星座、GW 星座等。

星座设计方法

• 5.6.4 星座设计方法
  • 星座的性能参数 ：
    • 包括面积覆盖率（指全球表面或指定区域被卫星覆盖的面积所占的百分比，包括瞬时的面积覆盖百分比和按时间累积的面积覆盖百分比）、
    • 覆盖重数（在仿真时间内某点被卫星覆盖的次数，分为单重覆盖和多重覆盖）、
    • 重访时间（给定地面点遇到的覆盖间隙）、
    • 几何衰减因子（GDOP）以及
    • PDOP（表示三维位置定位精度与导航台几何配置关系的一个参数）等。
  • 设计星座参数时需考虑的因素 ：
    • 满足性能指标（覆盖区域、覆盖重数、重访时间等）、
    • 避免轨道摄动造成的星座变形（如尽量选圆轨道而非椭圆轨道以避免拱点进动的影响，选用相同的倾角和高度以避免节点进动影响）
    • 满足星座性能台阶和节省能量（确定卫星总数后，常将较多卫星布设在较少的轨道面内，且每一轨道面内放一个备用卫星，以便在个别卫星故障时星座仍能降级可靠运行）、
    • 选择相位达到均匀覆盖、
    • 轨道一般较高以减小大气阻力且可提供较长服务时间等。

CH06 航天器总体设计

航天器总体设计

无人航天器的组成

• 航天器平台：

  • 推进分系统：为航天器提供速度增量，用于轨道调整和姿态控制。比如，化学推进系统通过燃烧燃料产生推力，电推进系统则利用电能加速推进剂。
  • 姿态与轨道控制分系统（ADCS & ODCS）：ADCS负责测量和控制航天器的姿态，确保其指向精度；ODCS则管理航天器的轨道参数，实现轨道的维持和调整。
  • 星载计算机分系统（C&DH）：作为航天器的“大脑”，负责任务规划、数据处理和指令分配，确保各分系统协同工作。
  • 通信分系统（TT&C）：实现航天器与地面站之间的数据传输，包括发送指令和接收遥测数据，确保对航天器的实时监控和管理。
  • 电源分系统：为航天器提供持续稳定的电力，太阳能电池板和蓄电池是常见的电源设备。
  • 结构与机构分系统：为主体结构，承受各种力学环境，为其他分系统提供安装接口和支撑。
  • 热控制分系统：维持航天器内部适宜的温度环境，采用被动热控（如多层隔热材料）和主动热控（如电加热器）相结合的方式。

• 有效载荷：根据任务需求配备的仪器和设备，如光学相机、雷达、科学探测仪等，用于获取特定的数据或实现特定的功能。

载人航天器的组成

• 在无人航天器的基础上，增加了生命保障系统，为航天员提供适宜的生存环境，包括大气调节、水循环、食物供应等。
• 应急救生系统：确保航天员在紧急情况下能够安全返回，如逃生舱、救生艇等。
• 航天员系统：涉及航天员的选拔、训练、任务操作以及相关的生理和心理支持。

航天器总体设计思维

总体设计思维的基本概念

• 目的性的观念：航天器的研制以满足用户需求为核心，所有设计工作都围绕这一目标展开，确保航天器具备特定的功能和性能。
• 三个系统的观念：包括目的工程系统（航天器本身）、环境系统（外部空间环境和任务约束）和过程系统（从设计到运营的全过程）。
• 二个过程的观念：工程研制过程（运用科学和技术进行工程研制）和管理过程（对研制过程的规划、组织、控制等）。
• 继承和创新的观念：在借鉴已有技术和经验的基础上，引入新技术、新材料和新方法，实现航天器性能的提升。
• 价值和时间的观念：评估项目的经济效益和社会效益，同时考虑研制周期对项目价值的影响。
• 分析和综合的观念：对航天器各分系统进行深入分析，同时综合考虑各分系统之间的相互作用和集成效果。
• 整体最优的观念：在设计过程中，追求整个航天器系统的最优性能，而非单一 subsystem 的极致。
• 多层次的观念：航天器系统具有多个层次的结构，总体设计需协调各层次之间的关系，确保系统整体功能的实现。
• 相互关联的观念：航天器各分系统之间存在紧密的联系和相互影响，总体设计需全面考虑这些关联，避免出现不匹配或不协调的问题。
• 黑箱辨识的观念：在无法深入了解系统内部结构时，通过对输入输出的分析，推断系统的功能和特性。
• 反馈控制的观念：通过持续的监测和评估，及时发现设计中的问题，并采取措施进行调整和优化，确保设计满足预定目标。
• 协商调整的观念：在航天器研制过程中，各参与方之间需要频繁的沟通和协商，共同解决出现的问题。
• 状态“冻结”的观念：在研制过程中的关键阶段，对航天器的设计状态进行固化，确保后续工作的稳定性和一致性。
• 行动程序的观念：制定详细的技术流程和计划流程，指导航天器的研制工作有序进行。
• 试验验证的观念：通过各种试验手段，对航天器的性能和可靠性进行全面验证，确保其能够满足任务要求。
• 团结协作的观念：航天器研制涉及多个专业领域和团队，需要各团队之间密切协作，共同完成复杂的工程项目。

总体设计步骤

编制设计需求与约束文档

• 收集和整理任务相关的技术指标和要求，包括有效载荷的性能参数、轨道参数、环境适应性等。
• 确定航天器需要满足的约束条件，如发射窗口、轨道倾角、寿命等。

确定总体构型与主要权衡因素

• 根据任务需求和约束，初步确定航天器的外形、尺寸、质量等总体参数。
• 分析不同设计方案的优缺点，进行权衡分析，选择最优的总体构型。

将总体指标分配到分系统

• 将航天器的总体性能指标分解为各个分系统的具体指标，明确各分系统的设计要求。
• 建立设计预算，对资源进行合理分配，确保各分系统的设计满足总体预算约束。

提出初步的子系统设计方案

• 各分系统根据分配的指标，开展初步的设计工作，提出子系统的设计方案。
• 对子系统设计方案进行评估和优化，确保其能够满足总体设计要求。

评估总体设计方案与任务需求、约束的矛盾

• 将初步的总体设计方案与任务需求和约束进行对比分析，找出存在的矛盾和问题。
• 通过调整设计方案或优化设计参数，解决矛盾，使设计方案更加合理和完善。

探索备选方案

• 收集和整理其他专家的意见和建议，探索可能的备选设计方案。
• 对备选方案进行评估和比较，选择最佳的设计方案。

迭代、协调、更新需求与设计预算

• 根据评估结果和备选方案的分析，对需求和设计预算进行更新和调整。
• 重复上述设计步骤，直到设计方案满足任务要求并且各分系统之间的协调性良好。

任务需求与约束分析

需求与约束的分类

• 任务相关：明确航天器的运营模式、设计寿命、可靠性要求、通信架构、安全标准以及项目经费和研制周期等。
• 载荷相关：确定有效载荷的物理参数（尺寸、重量、功率等）、操作模式、指向精度、旋转要求和工作环境条件。
• 轨道相关：定义航天器的轨道参数，如高度、倾角、偏心率等，同时考虑星蚀、光照条件和轨道机动能力。
• 环境相关：评估空间环境对航天器的影响，包括辐射剂量、空间碎片和流星体的威胁以及可能面临的敌对环境。
• 发射相关：选择合适的发射策略（单星/多星、专用/共享发射）、确定发射场、考虑整流罩的尺寸和形状、评估发射过程中的环境条件（振动、温度、过载）以及机械和电气接口要求。
• 地面系统接口相关：确定地面站的数量、位置和性能，以及空间数据中继系统的配置，以满足航天器的自主操作和数据传输需求。

典型约束介绍

• 质量、功率、经费、研制周期：

  • 航天器的质量直接关系到发射成本，因此在设计初期需要对质量进行精确估算，以选择合适的运载火箭。
  • 功率需求决定了电源分系统的配置，如太阳能帆板的面积和蓄电池的容量。
  • 经费限制影响整个项目的可行性和规模，需要在设计过程中严格控制成本。
  • 研制周期涉及项目的进度安排，包括各阶段的时间节点和里程碑，对项目的成功实施至关重要。

• 总速度增量（Δv）：

  • Δv是衡量航天器轨道机动能力的关键指标，决定了推进系统的规模和类型。
  • 根据任务需求，如轨道转移、姿态调整等，计算所需的Δv，并选择相应的推进技术，如化学推进、电推进等。

• 寿命与可靠性：

  • 航天器的设计寿命决定了各分系统的耐久性和冗余设计程度。
  • 可靠性设计包括采用高可靠性零部件、冗余备份策略以及故障诊断和恢复系统，以确保航天器在寿命周期内的稳定运行。

总体构型影响因素分析

影响航天器构型的主要因素

• 姿态控制需求：根据有效载荷的指向精度要求选择合适的态度控制方式，如自旋稳定或三轴稳定，并设计相应的敏感器和执行机构。
• 推进需求：推进系统的类型和规模影响航天器的构型，例如，液体推进系统需要考虑燃料贮存和管道布局，而电推进系统则需要电源和推进剂管理。
• 太阳能帆板构型：太阳能帆板的布局和展开方式对航天器的整体外形有重要影响，需考虑太阳入射角、轨道位置等因素，以确保高效的能源收集。
• 通信天线/光学孔径安装方式：通信天线和光学仪器的安装位置和指向方式需满足信号传输和观测要求，同时不影响其他分系统的工作。

航天器总体设计预算

• 总体指标分配方法

  • 分析分系统相互影响关系 ：以姿态确定与控制系统（AOCS）为例，考虑指向精度、稳定性、机动最大转率等因素，分析其与有效载荷设计、敏感器、执行机构等之间的相互影响。同样，推进分系统也受任务设计、轨道与姿态控制系统设计等因素影响，其总速度增量、航天器干重等又会影响推进剂需求等。
  • 总体指标分配方法 ：包括自下而上（分析）和自上而下（综合）的方法。自下而上方法侧重于分系统的分析，但对分系统间的交互处理不够；自上而下方法则更关注系统的整体性，考虑分系统间的交互与协调。

• 预算内容

  • ∆V 预算 ：总速度增量（∆v）表示航天器全寿命周期进行轨道机动与保持等所需能量，主要考虑入轨、离轨、轨道维持（如 LEO 的高度保持、GEO 的定点精度保持）等因素。

    • 入轨速度增量 ：共面轨道转移可通过 2 脉冲霍曼转移进行估算。
    • 离轨速度增量 ：简单估算方法是用 1 次在远地点（LEO）/ 近地点（GEO）的减速 / 加速机动来减低 / 抬高轨道高度。
    • 轨道高度维持 ：大气阻力会使轨道高度衰减，对 LEO 卫星影响最大，其大气阻力加速度计算公式为 D C S a m V ρ = − ，还给出了不同太阳活动强度对轨道高度保持的影响。
    • 一般轨道改变 / 转移总速度增量估计 ：传统方法基于高斯摄动方程，2017 年 GTOC9 后有多种新方法出现。
    • 案例分析 ：如 FireSat II 的 ∆V 预算示例，包括入轨、离轨等各项的 ∆V 计算。

  • 质量预算 ：使用历史数据和经验法来指导新一代、同型号航天器或类似任务航天器的设计。分系统平均质量占航天器干重的百分比有所不同，如 LEO 无推进系统时，有效载荷占 41%，结构和机构占 20% 等；有推进系统时，各分系统的占比也会相应变化。质量预算方法主要有两种，一种是根据选定的运载器发射能力确定卫星总质量，再估计卫星分系统质量；另一种是根据有效载荷质量估计航天器分系统质量。最终发射质量还需要考虑其他组件质量以及质量设计余量，通常取值范围为 5% ~ 25%。

  • 功率预算 ：分析供电要求与优化功率分配，考虑设备功耗性质（长期、短期、脉冲负载）。航天器功耗一般根据有效载荷功耗与分系统平均功耗进行初步分配，如 LEO 无推进系统时，有效载荷占 43%，结构和机构占 0% 等；有推进系统时，各分系统的功耗占比也会有所不同。

  • 可靠性预算 ：需要检测失效、正常磨损、随机因素等发生的概率，核心是识别可能会导致整个任务失败的单个失效模型，并使用统计方法评估成功概率（R，可靠度），将其控制在一定水平。可靠性模型包括串联、并联以及混合模型。

  • 指向精度预算 ：以火灾卫星指向误差分配为例，计算不相关误差（均方根误差）和最坏情况或相关误差（线性求和），并考虑各种因素对指向精度的影响，如卫星总线、有效载荷、姿态控制、结构、星敏感器、陀螺、控制动态、对齐、热畸变、内部对齐、测量误差等。

航天器工程研制流程与案例

• 航天器研制程序

  • 研制阶段划分 ：科研卫星从论证到发射，需经历可行性论证及立项申请程序（项目建议、立项论证、项目评估等），正式批复后完成方案研制、初样研制、正样研制、发射及在轨测试等阶段，才能交付用户使用。
  • 各阶段设计内容和判断准则 ：如方案设计阶段需确定初样技术状态、提出分系统任务书等，其判断准则包括方案的正确性、满足性能指标程度等；初样研制阶段需满足设计情况、验证新技术等；正样研制阶段则要确定正样技术状态、进行正样设计评审等。

• 设计实例

  • 整星极性 ：强调极性设计的重要性，因极性问题会导致灾难性后果，如欧洲阿丽亚娜航天公司 Vega 火箭发射失利案例。介绍了整星极性的相关内容，如太阳电池片粘贴面、卫星本体与太阳翼的关系等。
  • 整星能源 ：以某一特定轨道类型的卫星为例，分析了太阳矢量与帆板法线的夹角、光照时间、帆板等效可用面积等对能源的影响，进行了能源平衡分析，确保在各种情况下能源能够平衡。
  • 型号示例（以 GF - 5 卫星为例） ：介绍了 GF - 5 卫星的用户使用要求、载荷配置、轨道设计、总体参数预算、能源平衡分析、构型布局设计、视场分析、动力学设计、抗辐照设计等内容，详细展示了卫星总体设计的各个方面。
  • 整星测试与试验 ：卫星研制过程中需完成多项测试与试验，包括力学环境试验类（精度测量、火工品解锁试验、正弦振动试验等）、电磁学试验类（有效载荷电接口对接试验、整星综合电测试、EMC 试验等）、热试验类（热平衡试验、热真空试验等）、专项试验（太阳电池阵光照试验、检漏试验等）以及大系统对接试验类（星箭对接试验、星地测控对接试验等）。

有效载荷总体设计

• 有效载荷定义与作用

  • 定义 ：有效载荷是航天器上用于实现航天器在轨运行或完成特定航天任务的仪器、设备和分系统，如科学卫星上的粒子探测器、天文观测卫星上的天文望远镜、气象卫星上的可见光和红外扫描辐射仪等。
  • 作用 ：是航天器的核心分系统，其要求对任务体量、成本、风险以及航天器平台、运载工具和地面应用系统的设计有很大影响。

• 有效载荷分类

  • 按工作方式分类 ：

    • 被动有效载荷 ：任务设计不能控制，只能被动观测、监视、简单处理外部输入数据，如太空望远镜、空间环境监测类有效载荷等。
    • 主动有效载荷 ：任务设计者能设计或控制其基本参数，并直接与任务主体交互，如雷达、导航、通信设备等。

  • 按应用领域分类 ：

    • 应用类 ：包括通信类（转发器和天线等）、遥感类（如气象卫星载荷）、导航类（如 GPS 等）。
    • 科学类 ：用于地球引力探测、太阳活动探测、空间环境探测等。
    • 专用类 ：如天基定向能、KKV 等。

• 任务主体权衡

  • 任务主体与客体 ：

    • 任务主体 ：指航天器将要检测、通信或交互的对象，对任务设计的性能、成本等有极大影响，需仔细权衡与选择，并使其与任务客体一致。
    • 任务客体 ：指任务中用于检测、通信或交互的工具。

  • 主体类型 ：

    • 主动主体 ：能被设计者控制的任务主体，如地面站、天线、接收机等。
    • 被动主体 ：特征已知但不能被设计者控制的主体，如天气、森林火灾、星体等。

  • 权衡步骤 ：以火灾卫星任务为例，包括确定基本任务目标、确定可能的任务主体、确定与主体交互的多种方式（有效载荷）、确定主体特性、确定是否需要使用多个任务主体及有效载荷等步骤。

• 有效载荷设计方法

  • 考虑因素

    • 有效载荷与用户单元的平衡 ：平衡有效载荷性能与用户设备要素，使系统成本最低。
    • 有效载荷与轨道之间综合权衡 ：考虑轨道高度对分辨率和覆盖范围的影响等。
    • 有效载荷与航天器系统单元间的分配 ：满足指向跟踪等要求，有效载荷在航天器设计中起主导作用。

  • 一般原则

    • 综合确定技术指标 ：从系统出发，合理分配技术指标至设备级、部件级，并进行系统性能综合分析，使指标分配结果系统最优。
    • 仿真与试验验证 ：通过仿真和试验来验证、优化设计，通常需要多次迭代。

  • 技术要求

    • 物理参数 ：包括外壳尺寸、质量特性等。
    • 视场和指向 ：涉及孔径尺寸和形状、主要指向等。
    • 电源 ：包括电压、平均电功率和峰值电功率等。
    • 热控 ：温度极限、散热等要求。
    • 数据、遥测和指令 ：指令通道、存储容量、数据率等。
    • 环境适应性要求 ：力学环境、失重状态、真空状态、温度变化、空间辐射等。
    • 质量、体积、功耗与可靠性要求 ：有效载荷质量对运载火箭起飞重量的影响，观测仪器孔径、组装方式、结构布局等。
    • 与航天器平台之间的特定关系要求 ：设备尺寸和安装尺寸、质心、转动惯量、功耗等。
    • 与应用系统之间的特定关系要求 ：载荷与地面应用系统，以及二者之间的媒介共同组成卫星应用系统，需符合应用系统顶层设计要求，与地面应用系统综合考虑、合理分配指标，达到整体优化，满足电磁兼容性要求等。

  • 设计步骤 ：包括确定有效载荷任务、任务主体权衡、设计任务运营模式、确定载荷设计指标、确定候选载荷、估算载荷能力和参数、评估方案、评价全寿命周期费用、协商载荷引起的问题及约束需求、文档编写与迭代等。

• 典型有效载荷分析

  • 遥感有效载荷概况

    • 遥感定义 ：广义上指一切无接触的远距离探测，狭义上指从远处探测感知物体，通过探测仪器接收电磁波信息并处理判别目标属性。
    • 数据来源 ：电磁辐射，每种物质有特定的电磁辐射特性，包括发射、反射、透射、吸收特性等。

  • 光学成像遥感器

    • 可见光照相设备 ：类似普通光学相机，需消除高速运动带来的像位移，受目标光照条件和天气限制。
    • 红外照相设备 ：昼夜都能工作，探测信号强度与被观测景物的发射率及其温度的四次方成正比，但有云、雨和雪时图像对比度减弱，需低温条件，温控复杂。
    • 多光谱照相机 ：根据目标光谱特性及其辐射能量不同，拍摄不同波段同一目标的照片来识别目标，如中巴资源卫星的多光谱 CCD 相机。
    • 性能参数 ：包括工作谱段、空间分辨率、时间分辨率、光谱分辨率、辐射分辨率、调制传递函数（MTF）等。

  • 雷达成像遥感器

    • 测量原理 ：包括测距（通过检测发射信号与接收信号的时延计算）、测向（通过天线波束扫描利用回波强弱测定目标方位）、测速（通过检测多普勒频移实现）、分辨率（对相邻目标的分辨能力，包括距离分辨率和方位分辨率）。
    • 系统组成 ：由脉冲雷达结构组成，包括发射机、接收机、天线、信号处理机等。
    • 成像原理 ：依据回波信号的强弱形成图像，反映目标的微波特性。
    • 成像特点 ：全天时、全天候，对地面目标具有一定穿透力，图像反映微波特性，通常侧视成像，图像轮廓清楚，对比度好。

  • 其他有效载荷

    • 电子侦察卫星有效载荷 ：搭载无线电接收设备，用于侦察雷达特征参数、通信信号参数和信息情报、截获敌方武器试验的遥测信号。
    • 通信卫星有效载荷 ：主要包括天线和转发器两个分系统，天线分系统接收上行信号，转发器分系统对信号加工后再由天线分系统发出下行信号，完成通信信号的中继转发。天线增益是方向函数，有不同类型天线，如全球波束天线、点波束天线等。

CH07 发射系统分析

发射系统的定义与基本原理

• 定义

  • 发射系统包括由单级或多级火箭组成的基本运载工具和用于地面支持的基础结构。
  • 有效载荷是指运载工具和航天器接口界面以上的所有硬件，包括整个航天器和运载适配器，但不包括起保护作用的整流罩。
  • 运载工具和航天器往往由不同的部门进行管理。

• 基本原理

  • 运载火箭运动方程 ：不考虑地球引力、大气阻力等，仅考虑火箭自身发动机推力时，运载火箭运动方程可表征为 $m\dot{v} = F = -\dot{m}v_e$，其中 $m$ 为火箭质量，$v$ 为火箭速度，$F$ 为发动机推力，$-\dot{m}$ 为秒流量，$v_e$ 为有效排气速度。求解常微分方程可得齐奥尔科夫斯基公式 $\Delta v = v_e \ln \frac{m_0}{m}$。
  • 火箭质量组成 ：火箭质量包括有效载荷 $M_P$、结构 $M_S$、推进剂 $M_F$。载荷比为 $\lambda = \frac{M_P}{M_0}$，结构效率为 $\sigma = \frac{M_S}{M_F}$。推进剂耗尽时，$\Delta v = v_e \ln \frac{M_P + M_S + M_F}{M_P + M_S}$。
  • 气动损失 ：气动力与速度、密度和形状相关，随速度的平方关系变化，在大气层外几乎无影响。
  • 重力损失 ：与地心距变化相关，当速度大时间短（推力大）时，重力损失减小。
  • 地球自转带来的向东发射收益 ：最终速度要考虑重力损失、方向偏离损失、气动损失等因素，总 $\Delta V \approx 9 - 10$ km/s。
  • 多级运载火箭 ：多级总速度增量 $\Delta v = \sum_{i=1}^n v_{e,i} \ln \frac{m_{i}}{m_{i} + m_{i+1}}$。多级运载火箭可有效提高关机速度，但级数并非越多越好，P=0.1 附近，多于三级产生益处有限，更多分级带来复杂度与成本增加。
  • 比冲 ：比冲是描述推进系统与火箭的重要参数，$I_{sp} = \frac{v_e}{g_0}$，其中 $g_0$ 是海平面重力加速度。
  • 推进系统 ：包括冷气推进、固体火箭、液体发动机等不同类型的推进系统，各有特点和应用场景。
  • 基本组成 ：箭体结构系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、推进系统、推进剂利用系统、故障检测和逃逸系统等。
  • 坐标系 ：包括地固系、大地坐标、发射系、发射惯性系、平移坐标系等。
  • 运载火箭的发射飞行程序 ：垂直起飞、程序转弯、级间分离、重力转弯、无推力滑行、入轨机动等。

典型运载火箭型号介绍

• 我国的运载火箭

  • 长征 1 号（CZ - 1） ：为发射 “东方红 1 号” 而研制，三级（一二级液体、三级固体），起飞质量 81.5t，已退役。
  • 长征 2 号（CZ - 2 系列） ：二级液体，近地轨道，CZ - 2D 由 CZ - 4A 改进而来，2E 捆绑，已退役，2F 由 2E 面向载人改进而来，近地入轨质量 2 吨 - 8.8 吨。
  • 长征 3 号（CZ - 3 系列） ：由 CZ - 2C 加氢氧第三级而来，3B/3AC 是捆绑 4/2 个助推，GTO 轨道运载能力 2.6 - 5.5 吨。
  • 长征 4 号（CZ - 4 系列） ：CZ - 3 号一二级改进 + 新研三级，主要瞄准太阳同步轨道，运载能力 1.5 - 2.8 吨。
  • 长征 5 号（CZ - 5 系列） ：液氢液氧、液氧煤油，二级半、一级半、三级半，GTO、LEO 运载能力达 14 吨、25 吨，服务于空间站、探月三期、深空探测等。
  • 长征 7 号 ：由 CZ - 2F/H 改进而来，采用液氧煤油发动机，逐步取代 CZ - 2、CZ - 3、CZ - 4，LEO、SSO 运载能力达 14 吨、5.5 吨，2016 首飞，2017 发天舟一号，将改进后发新一代载人飞船。
  • 长征 6 号、8 号、9 号、10 号、11 号 ：以及其他如开拓者、快舟、飞天、朱雀等火箭。

• 国外典型运载火箭

  • 美国：德尔塔、土星 5、猎鹰 9 等。
  • 俄罗斯：联盟、质子。
  • 欧洲：阿里安。
  • 日本：H - 2。

• 中外典型运载火箭对比 ：从火箭长度、直径、起飞质量、运载能力、起飞级发动机、第二级发动机、第一级比冲、第二级比冲、运载系数等方面进行对比。

• 成本 ：不同火箭的 GTO 运载能力、发射费用、单位质量发射费用以及目前状态。

• 历史上的重大航天事故 ：列举了从 1967 年到 2017 年间发生的多起重大航天事故。

• 中外运载火箭发射成功率对比 ：（2010 年数据）

发射系统的确定

• 选择发射系统的过程
  • Step 1 ：搜集任务运行有关的要求和约束条件，包括一次发射的航天器数目、航天器干重、尺寸、任务时间线、经费限制等。
  • Step 2 ：确定和分析可接受的发射系统结构，考虑航天器重量、入轨重量、适配器重量、重量裕度、运送总重量、可靠性等因素。可选方案包括新研 / 选用已有、专用发射 / 与其他航天器公用发射、一种发射系统直接送入轨道、不同发射系统与多级火箭的组合（如上面级）、使用航天器的统一推进系统入轨等。
  • Step 3 ：为航天器的设计选择发射系统，基于运送总重量、重量裕度、成本、可靠性、计划进度与运载工具可用性关系、发射系统的可用性等进行选择。
  • Step 4 ：由发射系统确定航天器最大尺寸和环境因素，如整流罩尺寸与形状、最大加速度、振动频率与幅度、声音的频率与幅度、温度极限、空气洁净度、入轨精度、同发射场与运载工具的接口关系等。
  • Step 5 ：对上述过程迭代，综合考虑性能、成本、风险、计划进度等因素。

发射场系统分析

• 发射场功能与组成

  • 功能 ：根据飞行试验对发射工程的要求，对航天器及其运载器进行装配、测试、加注、发射和首区测量控制，开展相应的勤务保障，并对飞行试验结果进行分析处理。
  • 组成 ：技术区（阵地）、发射区（阵地）、转运区、首区测控站、试验指挥区、试验协作区、试验保障区（气象、通信等）、生活区、试验航区、试验落区、航天员区（载人任务）等。其中，技术区是发射场的主要技术准备和技术保障厂所；发射区是进行航天器及运载火箭的发射直接准备和发射的区域；转运区是将航天器及其运载器从技术区转运至发射区的专门区域；首区测控站对航天器及其运载火箭的发射、飞行、入轨等进行跟踪测量，并实施安全控制。

• 选址要求

  • 任务需要 ：满足航天器轨道要求。
  • 地理位置 ：影响运载效率，如低纬度发射场有利于发射静止轨道卫星，高纬度发射场有利于发射极地轨道卫星。
  • 自然条件 ：地势平坦、视野开阔，温度、湿度和风力等气象条件。
  • 社会环境 ：人口稀少、交通便利、社会稳定。

• 世界主要发射场简介

  • 海上且纬度最低：圣马科发射场。
  • 发射卫星最多：普列谢茨克基地。
  • 欧空局主要场所：库鲁发射场。
  • 美国载人 / 不载人：肯尼迪航天中心。
  • 美国次数最多：范登堡空军基地。
  • 日本主要：种子岛航天中心。
  • 前苏联 / 俄罗斯大型：拜克努尔发射场。
  • 中国主要发射场：酒泉（N41，沙漠戈壁，日照长，我国最早，导弹靶场、载人任务）、太原（N39，高原，太阳同步）、西昌（N28，山区，地球同步）、文昌（N19，海滨，大型，地球同步 / 空间站 / 深空探测）。

• 发射场选址与建设案例 - 海南发射场

  • 需求 ：地球同步轨道卫星、大吨位空间站、深空探测卫星、大质量极轨卫星等，火箭航区和残骸落区安全性好，附加需求包括可开放、国际合作、带动科普、旅游发展等。
  • 初选 ：三亚纬度最低，但没有足够地区供发射场使用；发射极轨卫星，航线过越南上空；东方在海南西海岸，主要射向通过海南岛，射向上安全保障难。初选结果为昌洒、龙楼、陵水。
  • 运载能力比较 ：比较了昌洒、龙楼、陵水三个选址在 GTO 轨道、空间站轨道、SSO 轨道等方面的运载能力。
  • 其他综合比较 ：从规划条件、地质条件、征地移民、指挥保障、气象环境、港口保障、机场保障、道路保障、电力保障、水力保障等方面对昌洒、龙楼、陵水三个选址进行比较。
  • 发射场区布局 ：包括技术区、发射区、转运区、首区测控站等。

CH08 通信系统与链路设计

通信系统的结构

• 定义 ：卫星、地面站、用户端在空间通信系统中的安排或结构配置。

• 典型通信系统结构 - 按任务要求

  • 低轨单星存储转发型系统

    • 特点 ：接收数据，在轨存储，下次过境地面站，下传数据。
    • 优点 ：发射成本、卫星制造成本低，倾斜轨道可覆盖高纬区域。
    • 缺点 ：信息传递延迟时间长。

  • 地球静止轨道卫星系统

    • 特点 ：卫星与地面站关系稳定。
    • 优点 ：一般不要求星间链路切换，通常不需要天线动态跟踪。
    • 缺点 ：不能覆盖高纬区域，发射成本、卫星制造成本高。

  • 闪电轨道卫星系统

    • 特点 ：大椭圆轨道，覆盖不均匀。
    • 优点 ：可提供高纬覆盖，单星发射成本相对较低。
    • 缺点 ：连续覆盖需要多星配合，地面天线跟踪复杂，需要星间链路交接。

  • 采用星间链路的静止轨道卫星系统

    • 特点 ：稳定星间中继。
    • 优点 ：不用地面中转站，延迟小，可以不在国外建站。
    • 缺点 ：卫星复杂，成本高，不能覆盖高纬。

  • 采用星间链路的低轨卫星系统

    • 特点 ：动态变化的星间中继，数十颗，甚至上万颗。
    • 优点 ：生存力强，抗干扰，发射功率小，成本低，可覆盖全球。
    • 缺点 ：链路、信号捕获复杂，卫星数量多。

• 典型通信系统结构 - 按功能要求

  • 跟踪、遥测和遥控（TT&C）类

    • 点对点 ：在卫星和地面站间直接发送或通过一颗中继卫星发送 TT&C 数据。
    • 广播 ：一颗中继卫星可为多颗卫星提供 TT&C 广播业务。

  • 数据采集类

    • 点对点 ：星上敏感器采集数据后直接发送给单个地面站或通过中继发送给地面站。
    • 广播 ：星上敏感器采集数据后将数据转播给多个地面站。

  • 数据中继类

    • 点对点 ：数据中继卫星将地面发出的数据或另一颗卫星数据转发给某个地面站。
    • 广播 ：数据中继卫星将地面发出的数据或另一颗卫星数据转发给多个地面站。

• 确定通信系统结构的必要步骤

  • 步骤 1 ：确定通信链路，包括确定任务目标、任务要求、系统结构。
  • 步骤 2 ：确定每条链路的数据率，包括确定要求的精度、采样速率、量化电平。
  • 步骤 3 ：设计每条链路，包括选择频段、调制方案、编码方式，确定天线尺寸、波束宽度限制条件，确定发射机功率限制条件，估算大气衰减和降雨衰减，估算接收噪声和干扰功率，估算要求的天线增益和发射机功率。
  • 步骤 4 ：选择通信有效载荷参数，包括选择通信有效载荷天线构型，计算天线尺寸，估算天线重量，估算发射机重量。

• 选择通信系统结构的主要准则

  • 轨道 ：卫星轨道决定了卫星处于地面站视场中的时间，以及是否需要星间链路。
  • 无线电频谱 ：载波频率影响发射机功率、天线尺寸、波束宽度和对卫星稳定性要求，反过来又影响卫星尺寸、重量和复杂程度。
  • 数据率 ：单位时间传送的信息量，数据率越大要取得发射机功率和天线尺寸也越大。
  • 链路利用率 ：用户可利用的链路时间与链路所提供的总时间之比。
  • 占空因素 ：任务占用的链路时间与链路所能提供的总时间之比。
  • 链路接入时间 ：接入链路所允许的最长时间，即用户在进入链路以前必须等待的时间。
  • 威胁因素 ：如空间环境中的高能粒子辐射、轨道碎片等对通信系统的影响。

• 例子：火灾卫星通信系统的结构

  • 低轨道卫星组网 ：覆盖区有限。
  • 地面站位置 ：位于需要监视的林区附近，不必采用存储转发型或星间链路系统结构。
  • 卫星工作方式 ：当卫星处于地面站视场外时，系统只需一颗卫星工作。
  • 地面站设置 ：处于卫星监视下的每个主要林区也只要求一个独立的地面站。

通信链路的设计过程

• 通信基础 - 分贝

  • 分贝的定义 ：通信领域常用分贝（dB, decibel）表述信号强度，计算公式为 $10 \lg \frac{P}{P_{\text{ref}}}$。
  • 分贝数与信号强度变化的关系 ：乘数 / 除数与加上或减去的分贝数对应关系，如乘 2/ 除 2 对应加 3 dB/ 减 3 dB，乘 10/ 除 10 对应加 10 dB/ 减 10 dB 等。

• 通信基础 - 上下行设备 ：上下行设备均分别由射频和基带部分组成。

• 通信基础 - 天线增益

  • 天线增益公式 ：$G = \frac{4 \pi A \eta}{\lambda^2}$，其中 $G$ 为天线增益，$A$ 为天线口径面积，$\eta$ 为天线效率，$\lambda$ 为波长。
  • 天线增益与口径直径的关系 ：不同波段下，天线增益随口径直径的变化情况，如 C 波段、X 波段、Ku 波段、Ka 波段、Q 波段等各有不同的增益 - 口径直径曲线。
  • 天线波束覆盖范围 ：以圆形或矩形波束覆盖范围为例，说明天线波束的形状和覆盖范围。

• 链路预算方程

  • 链路预算方程的基本形式 ：$\frac{E_b}{N_0} = \frac{P_t G_t L_s L_a G_r}{k T_s R}$，其中 $E_b$

• 调制和解码

  • 发射机中的调制指以输入信号改变无线电频率载 波特性（幅度、相位、频率、极化等）的过程
  • 接收机中的解调主要指测量接收的载波特性变化， 然后恢复原始信号的过程

• 传输衰减

  • 空间：$L_s = (4\pi r / \lambda ) ^2$。
  • 大气衰减：仰角越大 衰减越小；水蒸气局部峰值
  • 云衰减：仰角越大 衰减越小
  • 雨衰减：仰角越大 衰减越小

• 频段选择

  • 公式：$G = \eta (\frac {4\pi}{\lambda ^2}A)$.

低轨巨型通信星座

早期的低轨通信星座

• 早期的低轨通信星座
  • 铱星：美国摩托罗拉公司1987年提出的个人卫星移动通信系统。
  • 全球星：美国Loral公司和Qualcomm公司1991年提出的个人 卫星移动通信系统。
  • 泰利迪斯：Teledesic由微软创始人比尔盖茨于1994年提出，旨在 为全球用户提供消费级和企业级的宽带网络服务。
  • 天空之桥：由法国阿尔卡特公司于1997年提出，为南北纬68度 范围内的用户提供宽带网络服务。受互联网产业陷入低 估的影响，仅停留在设计阶段。

近期的低轨通信星座

• 近期的低轨通信星座
  • 星链（StarLink） 2015星链星座计划是由SpaceX公司最早于2015年提 出，旨在为全球用户提供互联网服务。
  • 一网：一网星座计划由原O3b创始人 格雷格创建的WorldWu公司于2016 年提出，计划发射上千颗卫星为全球 用户提供无缝宽带互联网服务。
  • 电信卫星：电信卫星是由加拿大卫星运营商 Telesat于2016年提出的低轨互联网星座计 划，共计117颗卫星。计划于今年开始部署极轨道星座服务 北美高纬度地区，明年部署倾斜轨道星座 开启全球服务。
  • 柯伊伯：柯伊伯计划是美国互联 网巨头Amazon公司于2019 年提出的低轨宽带星座计划， 旨在提供低成本的宽带业务， 目前仍然处在设计阶段。

第九章 地面系统与飞行任务运营

地面系统

• 功能与组成

  • 功能 ：支撑航天器（空间平台及其有效载荷），并向用户转发星上仪器产生的任务数据以及由航天器接收的飞行任务数据。

    • 支持航天器 ：考虑通信结构（直接 / 中继；航天器数量及轨道结构）、地面站数目、位置、布局（使用已有 / 新建，专用 / 共用，固定 / 移动）、数据速率、地面站配置（天线尺寸及跟踪速率，无线电频率）等因素。
    • 控制航天器 ：涉及航天器数量及轨道结构、跟踪方法（距离与距离变化率、天线视角、航天器自主能力）、处理遥测数据、监视状态、定姿、航天器数目等。
    • 转发飞行任务数据 ：需考虑用户的数目和位置、内部通信要求、数据处理能力（多路复用与分配、编 / 译码、加 / 解密、压缩、存储）等。
    • 其他支持任务运营、支持地面设备及装置 ：包括后勤、备件、维修等。

  • 组成

    • 飞行任务单元 ：控制航天器或处理飞行任务数据，包括地面站 / 船 / 车、授时系统、航天器运营控制中心 SOCC、有效载荷运营控制中心 POCC、飞行任务控制中心 MCC。
    • 地面设施单元 ：支持飞行任务单元或作为其附属设施，如大楼、公共设备、工作人员服务室、飞行任务设备维护等。

• 基本地面站 ：拥有控制航天器并向用户中继任务数据的最小规模组成部件，包括射频接收装置、下变频、解调、任务数据恢复装置、码位同步器缓冲器、数据用户接口、切换通信连接、天线系统、地面站控制中心、TT&C 设备、射频发射装置等。

• 控制中心

  • 航天器运营控制中心 SOCC ：监视空间平台与公用系统，是唯一能直接向航天器发送控制指令的地面系统，协调并控制 POCC 数据的调用。
  • 有效载荷运营控制中心 POCC ：分析星上有效载荷仪器发送的遥测与飞行任务数据，并向这些仪器发出指令。
  • 飞行任务控制中心 MCC ：规划并操纵整个空间飞行任务，包括为空间与地面系统配置并调度各种资源。

• 典型地面系统 ：包括基本配置（天线、公用设施、天线控制室、射频接收装置、控制台、射频发射装置、飞行任务数据恢复装置、数据用户接口、飞行任务数据室、遥测装置、跟踪装置、测控室、指令装置、站台控制室、数据用户室、POCC、SOCC、MCC、内厅、地面人员服务室、维修部、行政管理办公室等）以及典型配置（涉及国内地面站、单跟踪站、国外地面站、POCC、MCC、SOCC、远距离 POCC、备用 MCC、跟踪舰船、国内卫星终端、国外卫星终端、通信卫星终端等）。

• 设计过程

  • Step 1 ：确定地面站的数量和位置。
  • Step 2 ：确定空间到地面的数据传输率。
  • Step 3 ：确定所需的 G/T 和 EIRP。
  • Step 4 ：确定所需的数据处理要求。
  • Step 5 ：确定数据处理的位置。
  • Step 6 ：确定 SOCC、POCC、MCC 的位置。
  • Step 7 ：确定并挑选通信链路。
  • Step 8 ：评价完全或部分利用地面系统提供服务的优劣。
  • Step 9 ：根据需要对上述过程进行迭代。

空间后勤

• 概念

  • 定义 ：空间后勤涉及定义、设计、获取、提供空间任务的支持，在方案论证阶段主要关注定义和设计。
  • 总体后勤支持（ILS）的基本要素 ：包括维修计划、人力和人员、提供支持、技术资料、培训、计算机资源、设施、包装、贮存和运输等方面。
  • 航天任务的可支持性的重要性 ：运营阶段的成本可占全寿命周期成本的 60%。

• 设计支持方案考虑的主要因素 ：需考虑每个支持部分的特点、原始设计的可靠性、其他支持计划的有效性、冗余对成本、重量和复杂性的影

航天任务规划

• 概念与内涵

  • 定义 ：航天任务规划侧重于任务设计 / 运营阶段的实施方案，产品是一种方案或计划。
  • 基本模型与要素 ：涉及设计变量 x、目标函数 f（单目标、多目标）、不等式约束 g、等式约束 h，通过各类算法求解。
  • 学科内涵 ：融合多学科领域知识进行建模，运用专门数学规划工具求解，软件系统是重要产品。
  • 重要性 ：随着航天任务规模增大、复杂性增加以及对运营效益、复杂运行控制、自主性实时性要求的提高，任务规划愈加重要。
  • 典型案例 ：包括轨道机动任务规划、卫星观测任务规划、航天员在轨活动规划、空间站补给任务规划等。

• 空间交会飞行任务规划

  • 交会飞行段 ：指入轨后，两个飞行器相互接近到满足对接捕获条件的飞行过程，包括远距离导引段和近距离导引段。
  • 典型问题 ：涉及远距离导引、目标调相、返回准备、多星交会 / 巡查等的机动任务规划。
  • 远距离导引轨道机动任务规划 - 任务描述 ：通过多次机动实现轨道调整。
  • 远距离导引原理 ：包括提升轨道高度（近地点提升远地点、远地点提升近地点）、调整相位角（利用 Kepler 第三定律）、修正入轨偏差（迹向机动、法向机动）等内容。
  • 变轨位置与方向 ：通常选择在远地点、近地点，升交点、特殊纬度幅角等位置，变轨方向为迹向或法向，一次机动只有一个方向的分量，将轨道面内外调整分开，减小耦合性。
  • 特殊点变轨策略 ：包括面内机动（远地点提高近地点、近地点提高远地点等）、面外机动等内容，以及五元非线性方程组的求解策略，如粗细结合、面内外分开等。
  • 综合变轨策略 ：对远距离导引轨道机动任务规划 - 问题分析，本质是求解 6 维非线性方程组，直接非线性规划数值求解计算量大、收敛不稳定，通过建立曲线坐标系线性动力学方程、轨道面内外解耦等方法求解。

• 卫星对地观测任务规划

  • 问题的广泛研究 ：光学或 SAR 卫星对地观测任务规划得到广泛研究。
  • 对地观测卫星系统 ：涉及卫星系统的工作模式、任务 ID、目标点位或区域、成像类型、成像分辨率、重复观测次数 / 频率、纬度、经度、开始时间、结束时间、光照条件、任务价值 / 收益等。
  • 来自用户的观测任务需求 ：包括什么时候、沿什么方向、使用哪种模式、对哪个目标成像、相关命令上传与下载的时间与地面站等内容。
  • 设计变量与目标函数 ：设计变量包括总体完成时间、总体延迟时间、任务总收益、任务完成率、任务执行成本、资源负荷等，需进行多目标优化；目标函数涉及可见时间窗口、数据存储与下传、能量限制、遥感器调整时间、遥感器侧摆与俯仰能力、遥感器姿态稳定时间等。
  • 约束条件 ：如相机体坐标系、卫星本体系、卫星轨道系、J2000 地心惯性系、地固系、大地坐标系等坐标变换和几何关系分析。
  • 预处理 ：对任务进行预处理，以满足各种约束条件。
  • 规划问题模型与求解方法 ：包括启发式、遗传、模拟退火、禁忌搜索、蚁群、机器学习等方法。

• 空间站运营任务规划 - 背景 ：空间站运营具有长达数十年的历程，包括开始建造、在轨组装、持续运营、报废坠毁等阶段。

• 空间站运营任务规划 - 运营任务

  • 平台及航天员任务 ：涵盖日常运行（轨道维持、姿态保持与机动、数据传输等）、维护维修（系统部件维修更换、关键部件冗余备份等）、组装建造（舱段对接、舱段转位等）、资源补给（货船补给、舱外设备更换等）、航天员轮换（载人船对接与分离等）、出舱活动（舱外设备维修与更换、舱外巡查与检修等）。
  • 空间站载荷应用任务 ：包括空间科学研究与应用（空间天文、微重力基础物理等）、航天医学（长期飞行失重效应及防护等）、航天技术（在轨服务与操作技术试验等）、特殊应用及相关技术、科普教育与国际（区域）合作（太空授课等）。
  • 地面后勤支持任务 ：如空间站舱段的集成与发射、货运飞船的集成与发射、载人飞船的集成与发射、测控通信支持等。

• 空间站运营任务规划 - 国际空间站三层规划

  • 战略规划 ：覆盖时间较长，常在任务前五年就开展，每年更新相关文档，包括载荷补给、配备模型与集成运营利用计划（COUP）。
  • 战术规划 ：定义并记录主要的计划要求、优先事项、资源分配、飞行器交通、研究目标、系统相关组装、后勤和维护工作以及有效载荷清单，在每个增量前 1.5 - 2 年进行。
  • 增量前规划 ：过渡到执行规划阶段，规划主要产品是在轨操作概要 OOS，与具体增量的地面规则与约束（GR&C）。
  • 增量规划 ： OOS 继续被转换为详细规划产品，直到获得在轨短期规划（OSTP），作为最终的规划产品由运营团队执行。
  • 增量规划 – WLP ：涉及空间站和地面的不同中心以 Timeline 显示时间、事件、资源等。
  • 实时规划 ：在轨操作概要 OOS 包含所有载荷和系统的活动，为这些活动在增量中指定唯一的日期和航天员。

• 空间站运营任务规划 - 规划分层需求 ：需保障航天员生活、设备正常运行、空间应用项目有序开展，采用宏观到微观、分层分阶段、逐步迭代的方法进行规划。

• 空间站运营任务规划 - 分层规划策略 ：包括战略层规划、战术层规划、任务层规划、执行层规划，各层之间存在输入、反馈、细化输入、输出等关系，通过规划结果汇总形成空间站运营规划框架。

• 空间站运营任务规划 - 滚动规划过程 ：涉及战略层规划（未来 5 年的规划方案）、战术层规划（未来 3 年的规划方案）、任务层规划（未来 6 个月的规划方案）、执行层规划（第 n 周在轨操作执行计划），采用滚动规划过程，规划结果不断更新。

• 空间站运营任务规划 - 典型问题与结果示例

  • 后勤补给规划 ：设计变量为货船发射时间、每艘货船中各单位物资载货质量，提出了四类目标函数（总试验能力、平均试验能力、补给鲁棒性、补给独立性），通过物理规划方法将多目标优化问题转化为单目标优化问题，获得空间站 5 年运营 12 艘船规划结果。
  • 在轨任务活动编排 ：任务种类多样，约束关系复杂，设计变量为每个任务开始时间，优化目标为最大化任务执行数，采用遗传算法 + 迭代修复方法等进行求解，可解决上千个复杂约束大规模优化问题，如航天员一月内 2134 项任务统筹安排的算例显示进化算法优于其他固定策略的启发式算法。

飞行任务计划制定

• 基本概念

  • 计划 ：未来一定时期内要达到的目标以及实现目标的方案。
  • 飞行任务计划 ：实现飞行任务目标的方案，是控制飞行任务实施的依据，表现为什么时间发生什么事情或执行什么动作。
  • 目的 ：把任务需求转变成各种控制动作、事件。
  • 分类 ：包括飞控计划、飞行计划、测控计划、飞行器计划（如航天器运营的程序、航天器计划、航天员计划、有效载荷计划等）、中心计划、测站计划、通信计划、遥控发令计划、软件运行计划等。其中，核心是飞行程序，分为标称飞行程序、应急飞行程序和测试飞行程序。
  • 飞行程序生命周期 ：常常在任务准备阶段就设计和准备飞行程序，但需要在整个任务生命周期内维护，根据星载软件的更新而更新。

• 飞行程序编排

  • 给操作选择飞行程序 ：有静态程序与通用程序（参数化）。
  • 飞行程序产品形式 ：便于阅读、执行、显示、检查。
  • 飞行程序实现 ：包括文本形式的飞行程序（最早的一种方式，所有信息以单独本文文件形式给出，如 TXT、PDF、RTF，也可插入图片、曲线、流程图等增强可读性，但在载人航天领域仍被使用，缺点是没有体现与遥测遥控系统的连接）、表格式飞行程序（便于计算与编程，但未体现与遥测遥控系统及其数据库的连接）、脚本式飞行程序（可自动运行，根据预定义检查与动作进行运行）。
  • 注意事项与规则 ：执行前检查当前状态与先验条件，将航天器与地面系统配置到要求的状态，执行动作，检查结果，重复、确认、恰当地分开，将航天器与地面系统配置回默认状态或进入后续要求状态。
  • 飞行程序编排方法 ：早期任务中基于表格处理软件一行一行编写，复杂任务的飞行程序编写效率低且难以处理整体局部关系。可借鉴学位论文的写作方式，采用层次化结构，包括指令（最底层单元）、指令链（指令的固定时序集合）、事件（带参指令组），实现飞行程序设计复用、指令预集成，带参。还可基于规则自动生成飞行程序，如进出测控区 - 周期性复发、定义轨道机动事件等。飞行程序的合成包括基于规则生成的飞行程序、手动设计的事件序列，混排飞行程序（指令、指令链、事件），展开为指令序列，重排序，得到可发布的飞行程序，并进行仿真检验。

任务运营

• 概念

  • 定义 ：运营是对运营过程的计划、组织、实施和控制，是与产品生产和服务创造密切相关的各项管理工作的总称，也可指对生产和提供公司主要产品和服务的系统进行设计、运行、评价和改进的管理工作，是加工制造与管理运行的总称。
  • 组成 ：由管理人员、硬件和软件组成，共同完成航天任务执行、运营方案和政策制定、运营过程控制、数据流管理与控制。
  • 主要方面 ：包括航天器运行 / 执行、制作飞行任务计划、人员培训、后勤支持。

• 航天器运行 / 执行

  • 向航天器发送命令 ：如调整轨道、改变姿态、开启或关闭有效载荷等。
  • 监视各分系统 ：实时监测航天器各分系统（如电源、推进、通信等）的状态，确保其正常运行。
  • 管理有效载荷 ：控制有效载荷的工作模式、数据采集与传输等。
  • 管理飞行记录 ：记录航天器的飞行数据、操作历史等信息，为后续分析和决策提供依据。
  • 处理有效载荷数据 ：对有效载荷采集的数据进行初步处理、分析和解译，提取有用信息。
  • 排除故障 ：当航天器出现故障时，及时进行故障诊断和排除，恢复系统正常运行。
  • 分析航天器趋势 ：通过对航天器历史数据和当前状态的分析，预测其未来发展趋势，提前采取措施预防潜在问题。

• 制作飞行任务计划

  • 满足数据用户的需求 ：根据用户对数据的要求（如数据类型、精度、时间分辨率等），制定相应的飞行任务计划，确保数据的及时获取和提供。
  • 安排地面站的支持 ：合理安排地面站的资源和时间，保障航天器与地面之间的通信、数据传输和指令上传等任务的顺利进行。
  • 产生指令文件 ：根据飞行任务计划，生成具体的指令序列和文件，用于控制航天器的操作和执行任务。
  • 支持特殊的要求 ：针对一些特殊的任务需求或应急情况，制定相应的计划和措施，确保任务的顺利完成。
  • 生成星历表，装入星图 ：精确计算航天器的轨道位置和运动轨迹，生成星历表，并将其装入星图中，为航天器的导航和定位提供依据。
  • 链路用户和测控人员 ：建立用户与测控人员之间的有效沟通和协调机制，及时传递任务信息和指令，确保任务的协同实施。
  • 分析新发射航天器对地面系统的负载 ：评估新发射航天器对地面站、测控设备等地面系统的资源占用和负载影响，提前做好地面系统的规划和调配。

• 人员培训

  • 制定培训课程 ：根据任务需求和人员技能水平，设计系统、全面的培训课程体系，涵盖理论知识、操作技能、应急处理等方面。
  • 提供课堂培训 ：组织专业教师进行课堂教学，向学员传授航天任务相关的理论知识、技术原理和操作规范等。
  • 提供仿真培训 ：利用仿真系统模拟航天器的飞行环境和任务场景，让学员在虚拟环境中进行实际操作训练，提高应对复杂情况的能力。
  • 提供在职培训 ：在实际工作环境中安排经验丰富的人员对新员工进行指导和培训，使其尽快熟悉工作流程和任务要求，提升工作能力。
  • 给测控组成员发合格证书 ：对经过培训并考核合格的测控人员颁发合格证书，证明其具备相应的专业技能和资质，能够胜任工作任务。
  • 提供继续培训 ：为保持和提升人员的技术水平和业务能力，定期组织继续培训活动，使人员能够及时了解和掌握最新的技术和方法。

• 后勤支持

  • 设计和试验出故障的工作环境 ：对可能出现故障的工作环境进行设计和试验，评估其对航天器和任务的影响，并制定相应的应对措施。
  • 规划轨道维持 ：根据航天器的轨道特性和发展趋势，制定轨道维持的策略和计划，确保航天器能够长期稳定地运行在预定轨道上。
  • 管理各分系统 ：对航天器的各个分系统进行全面的管理，包括系统的维护、升级、故障排除等工作，保障系统的正常运行。
  • 管理各有效载荷 ：负责有效载荷的日常管理和操作，确保其能够按照任务要求正常工作，并及时处理有效载荷出现的问题和故障。
  • 管理消耗物资、分析航天器趋势 ：对航天器的消耗物资（如推进剂、电池等）进行管理和监控，分析航天器的整体运行趋势，为任务的顺利实施提供保障。
  • 排除故障，维护飞行软件与数据库 ：及时排除航天器系统和软件中出现的故障，对飞行软件和数据库进行定期维护和更新，确保其安全性和可靠性。

CH10 成本与可靠性分析

航天任务成本分析

• 美国载人航天飞行项目成本一览表

  • 水星计划 ：1959 - 1963 年，周期 5 年，当时成本 2.77 亿美元，2010 年美元成本 16 亿美元。
  • 双子座计划 ：1962 - 1967 年，周期 6 年，当时成本 13 亿美元，2010 年美元成本 73 亿美元。
  • 阿波罗计划 ：1959 - 1973 年，周期 15 年，当时成本 204 亿美元，2010 年美元成本 1090 亿美元。
  • 天空实验室空间站 ：1966 - 1974 年，周期 9 年，当时成本 22 亿美元，2010 年美元成本 100 亿美元。
  • 阿波罗 - 联盟试验 ：1975 年，周期 1 年，当时成本 2.45 亿美元，2010 年美元成本 10 亿美元。
  • 航天飞机 ：1972 - 2012 年，周期 41 年，当时成本 1230 亿美元，2010 年美元成本 1986 亿美元。
  • 国际空间站 ：1985 - 2015 年，周期 31 年，当时成本 587 亿美元（含预算），2010 年美元成本 724 亿美元（含预算）。

• 科研项目经费预算

  • 经费科目 ：设备费、材料费、外部协作费、燃料动力费、会议 / 差旅 / 国际合作与交流费、出版 / 文献 / 信息传播 / 知识产权费、劳务费、专家咨询费、其他支出。

• 成本分析概述

  • 任务成本的特点 ：是变化的工程参数，随物理参数、技术、管理方法变化而变化，很难准确计算。应在航天任务概念研究初期提出成本问题，寻找高效益技术途径。仅考虑技术性能估计成本，易导致成本过高和风险大。

  • 成本类型

    • 一次性成本（Non - recurring Cost） ：与劳动力和材料相关，涉及设计、研发、制造和测试航天器性能模型及项目特有的地面支持设备等，常被定义为原型方法，不产生飞行单元。
    • 复发成本（Recurring Cost） ：与制造、加工、集成、装配和测试后续航天器飞行硬件相关，以及与发射和在轨运营支持相关。成本数据库常累计复发成本总和，而非具体产品单元。

  • 成本要素 ：是航天系统的硬件、软件和运营要素，以及必要的管理要素，可从工作分解结构（WBS）、成本分解结构（CBS）、成本估算关系（CER）等方面梳理。

  • 成本分解结构（CBS） ：用于描述空间系统的成本，是组织成本信息和保证统一尺度对比不同选择方案的重要工具，涵盖空间系统全寿命周期评估所需的成本信息，包括 RDT&E 信息、生产信息、运行信息等。

  • 全寿命周期成本

    • RDT&E 阶段成本 ：包括分析、设计和试验所需的非重复研制阶段，习惯上含首个卫星及地面站的一次性成本。
    • 生产阶段成本 ：生产、发射每颗卫星的成本，直至空间系统完全建成。
    • 运行和支持阶段成本 ：日常运行成本和维护成本。

  • 成本分析方法

    • 特征参数估算法 ：使用特征参数的成本估算关系式估计成本，通过多次任务经验、统计回归分析提高精度。

      • 成本模型所需的特征参数 ：包括卫星数目与轨道高度、通信资源、空间部分（有效载荷类型、重量、口径，卫星平台干重、初期功率，星载软件规模，设计寿命）、发射部分（运载工具、上面级、发射场、每次发射数目）、地面部分（测控站船数目、测控软件规模、新设备与现有设备）、飞行任务运行（初始运行时间、任务总期限、支持人数、备用星数目）。
      • 估算关系式 ：RDT&E 阶段成本及第一颗星成本、后续卫星的生产成本等。
      • 全寿命周期成本估算步骤 ：建立 CBS 确定成本要素、列出空间系统特征参数、计算空间系统成本、计算发射部分成本、计算地面部分成本、计算运行和支持成本。
      • 其他注意事项 ：考虑通货膨胀对成本的影响，以及对意外情况的预留资金。

    • 类比估算法 ：以类似系统为基准，调整参数估计新系统成本，关键在于找到与新系统类似的当前或以前有的系统。

      • 方法特点 ：基于实际历史数据，适用于设计早期阶段、数据很少时、粗略估计阶段、交叉验证、架构研究、长期规划等。优点是快、便于理解，当与同类任务差别少时较准确；缺点是有时只能依赖单个历史数据，较难找到类似任务，需外插或专家判断或调整因子。

    • 工程累加法（自下而上详细估算法） ：从主干到分支，逐渐改进，不断细化，适合详细设计完成后进行，不适合顶层设计，特别是概念和初始设计阶段。

      • 方法特点 ：直觉的、合乎情理的，由每个成本单元信息支持结果可信度，可分割且整体结果不易受个别成本计算影响，但成本较高、耗时耗钱，不好回答“What if”问题，不能给出统计置信度，成本与要素间关系需专家给出且难以确定成本变化根本原因。

• 特征参数估算法示例

  • Excel 表格工具 ：如 Unmanned Space Vehicle Cost Model（USCM8）、Small Satellite Cost Model（SSCM）、QuickCost、NASA Instrument Cost Model（NICM）等。
  • 方法特点总结 ：特征参数估算法方便回答“What if”问题，可进行设计 - 成本趋势分析、交叉验证、架构研究、长期规划、敏感性分析、数据驱动的危险分析、软件开发等；可减少对实际观测的依赖，通过逻辑关系、学科研究、关键数据等进行修正；能从统计学角度给出估计结果置信度，但需完整描述和记录数据处理、方程推导等，收集
    航天任务成本分析

• 美国载人航天飞行项目成本一览表 ：列举了从 20 世纪中叶至 21 世纪初美国多个著名载人航天项目，包括水星、双子座、阿波罗、天空实验室、阿波罗 - 联盟试验、航天飞机和国际空间站，详细展示了各项目的跨越年代、周期、当时项目成本以及换算至 2010 年美元的成本，如阿波罗计划 1959 年 ~ 1973 年，周期 15 年，当时成本 204 亿美元，2010 年美元成本高达 1090 亿美元，清晰呈现了载人航天项目成本的规模与跨度。

• 科研项目经费预算 ：介绍了科研项目经费预算的常见科目，具体涵盖设备费、材料费、外部协作费、燃料动力费、会议 / 差旅 / 国际合作与交流费、出版 / 文献 / 信息传播 / 知识产权费、劳务费、专家咨询费以及其他支出，为后续航天任务成本分析提供了类比参照。

• 成本分析概述

  • 任务成本特点 ：强调任务成本是随物理参数、技术、管理方法变化的动态工程参数，难以准确计算，倡导在航天任务概念研究初期即提出成本问题，以寻求满足任务要求的高效益技术途径，警示仅考虑技术性能估计成本可能导致成本过高和风险过大。
  • 成本类型 ：详细区分了一次性成本（Non - recurring Cost）和复发成本（Recurring Cost），一次性成本关联劳动力和材料，涉及设计、研发、制造、测试航天器性能模型及项目特有地面支持设备等；复发成本则涵盖制造、加工、集成、装配、测试后续航天器飞行硬件以及发射、在轨运营支持等相关部分。
  • 成本要素 ：指出成本要素包含航天系统的硬件、软件和运营要素以及管理要素，可借助工作分解结构（WBS）、成本分解结构（CBS）、成本估算关系（CER）进行梳理。
  • 成本分解结构（CBS） ：阐述 CBS 是描述空间系统成本、组织成本信息和对比不同选择方案的重要工具，其内容囊括空间系统全寿命周期评估所需的成本信息，具体涉及研究、开发、试验与评估（RDT&E）、生产、运行等方面。
  • 全寿命周期成本 ：细分了 RDT&E 阶段成本（含首个卫星及地面站的一次性成本）、生产阶段成本（生产、发射每颗卫星的成本直至空间系统建成）以及运行和支持阶段成本（日常运行成本和维护成本）。
  • 成本分析方法 ：介绍了特征参数估算法、类比估算法和工程累加法三种主要方法。
    • 特征参数估算法 ：利用特征参数的成本估算关系式估计成本，借助多次任务经验、统计回归分析提升精度。详细说明了成本模型所需的特征参数，涵盖卫星数目与轨道高度、通信资源、空间部分（有效载荷、卫星平台等）、发射部分、地面部分以及飞行任务运行等多方面；列出了估算关系式，用于估算 RDT&E 阶段成本及第一颗星成本、后续卫星的生产成本等；明确了全寿命周期成本估算步骤，包括建立 CBS、列出特征参数、计算各部分成本等；同时提及了通货膨胀和意外情况预留资金等其他注意事项。
    • 类比估算法 ：以类似系统为基准，调整参数估计新系统成本，关键在于找到类似系统。突出了其方法特点，即基于实际历史数据，适用于设计早期阶段、数据稀缺时等场景，具有快速、易理解的优点，但也面临难以找到类似任务、需外插或专家判断等挑战。
    • 工程累加法 ：从主干到分支逐步细化，适合详细设计完成后进行，不适合顶层设计。其特点在于直觉、合理，由成本单元信息支撑结果可信度，可分割且整体结果不易受个别成本计算影响，但存在成本较高、耗时耗钱，难以回答 “What if” 问题等局限。

• 特征参数估算法示例

  • Excel 表格工具 ：提及 Unmanned Space Vehicle Cost Model（USCM8）、Small Satellite Cost Model（SSCM）、QuickCost、NASA Instrument Cost Model（NICM）等工具，可用于辅助成本估算。
  • 方法特点总结 ：对特征参数估算法的优点，如方便回答 “What if” 问题、支持多种分析、可减少对实际观测依赖、从统计学角度给出置信度等进行了总结；同时也指出了缺点，包括模型难以被他人理解、需完整记录数据处理和方程推导、在数据范围外适应与预测能力弱等。

• 类比估算法应用实例

  • 任务背景 ：以天舟货运飞船为例，介绍了其入轨质量、送货能力、载货比等参数，对比 ATV/HTV 水平，为后续成本类比提供基础信息。
  • 拖船任务估算 ：详细描述了渡船号拖船 Parom 的任务过程，包括接货、送货、废弃货舱弃置、返回接货轨道等阶段；对各任务阶段的机动速度增量、推进剂估算、质量估算、运输质量估算以及送货效率进行了全面分析；在此基础上，对送货过程的运输费用进行了估算，分为航天器制造费用、发射费用、运行费用三部分，并对比了拖船方案（T）与天舟（Z）的成本比。

• 工程累加法补充说明

  • 方法思路 ：再次强调工程累加法也称为 “草根” 或 “自底向上” 估计法，从主干到分支不断细化，适合详细设计完成后使用，不适用于概念和初始设计阶段。
  • 方法特点 ：深入探讨了工程累加法的优点和缺点，优点包括直觉、合理、由成本单元信息支撑可信度、可分割、可重用等；缺点则有成本高、耗时耗钱、不好回答 “What if” 问题、不能给出统计置信度、成本与要素间关系需专家给出且难以确定成本变化根本原因等。

航天任务可靠性分析

航天任务可靠性分析

• 典型故障案例引入

  • 哥伦比亚航天飞机失事 ：归因于泡沫碎块撞击导致防热失效。
  • 阿波罗 13 任务 ：负责电池、水、氧气的贮氧箱爆炸。
  • DART 任务与波音 737 Max ：分别因制导故障和软件故障出现问题。
  • SpaceX 星舰发射故障 ：2023 年 11 月和 2024 年 3 月的发射故障。
  • DRO 卫星发射故障 ：2024 年中国 DRO - A/B 卫星发射异常，但卫星本身情况良好，可通过地面遥控调整进入轨道。

• 航天任务可靠性的概念

  • 基本（系统）可靠性与任务可靠性 ：定义了基本可靠性为系统内所有单元都存活的概率，任务可靠性为系统内对完成任务所必须的最少单元存活的概率。
  • 任务可靠性详解 ：从任务可靠性的角度出发，结合任务有效性的概念，即局部失效后卫星仍能继续工作的置信度，深入剖析了可靠性模型，包括串联、并联（全冗余、部分冗余）等不同可靠性结构及其计算方法。
  • 预期失效代价（VF） ：介绍了预期失效代价的概念，即根据可靠性预算（失效概率预算）估算整星级失效概率（FS）和补偿航天器损失所需经济资源总和（VS），通过 E[VF] = VF = FS×VS 进行量化评估。

• 提高可靠性的基本措施

  • 提供宽裕的设计余量 ：主张在机械、热和电子设计的所有方面提高宽裕的设计余量，选择经过验证的高质量器件（如 S 级器件 / 宇航级器件），以提升可靠性。

  • 容错 - 结构冗余

    • 思路与要求 ：阐述了使用备份件替换失效设备的思路，以及实现这一过程所需的备份件功能替代、检测失效的方法和切换机构。
    • 容错实现层级 ：说明可在分系统级（如姿态控制系统冗余）、部件级（如陀螺部件冗余）、部件内（如计算机内部电源冗余）实现容错。
    • 冗余类型 ：介绍了分块冗余与系统冗余两种结构冗余方式。

  • 容错 - 功能冗余

    • 思路 ：强调使用不同物理结构满足航天器要求，而不特意安排容错结构。
    • 应用实例 ：列举了神舟飞船 / 天宫的轨控配置和猎鹰 9 号的 9 台发动机配置作为功能冗余的实例。

  • 可靠性预算

    • 成本与失效概率关系 ：分析了提高可靠性所付出的成本与系统失效代价之间的关系，指出只要改进可靠性减少的成本大于改进成本，就值得进行改进。
    • 最优可靠性预算 ：解释了当可靠性改进成本曲线的斜率与失效代价曲线斜率的负值相等时，达到最优可靠性预算的原理，并通过具体数值示例（如基本航天器系统成本、失效概率、可靠性改进代价等）进行了说明。

• 失效的预测与分类

  • 失效预测依据 ：指出失效预测基于过去系统的经验，包括星载遥测、航天器运行特性、外测（轨道参数）、信号特征等信息，通过积累经验预测新航天器失效。
  • 失效原因、分类及与时间的关系
    • 失效原因统计 ：给出了 1962 - 1986 年失效原因的统计结果，显示设计、环境、元器件、质量等因素占比较高，未知原因也占有一定比例。
    • 失效随时间变化趋势 ：呈现了 1985 年每年航天器失效数随在轨年数的变化情况，以及不同分系统的失效百分比，如平台、遥测、指令和控制、制导和导航、电源等分系统的失效占比，揭示失效随时间增加并非一定上升的规律。

• 方案论证阶段的可靠性大纲

  • 故障树 ：以姿轨控分系统的动态故障树模型为例，展示了故障树在可靠性分析中的应用，借助故障树模型剖析系统失效逻辑关系。
  • 应急预案 ：强调应急预案的重要性，以应对可能出现的故障情况。
  • 实施途径
    • 定义可靠性要求 ：指出制定可靠性大纲的第一步是明确可靠性要求。
    • 分配可靠性方法 ：介绍了分配可靠性的方法，即确定到达设计寿命时的失效概率，并提出了按失效 / 成本比近似平均分配的有意义准则。
    • 分配准则实例 ：通过具体实例（如航天器及其各分系统、电子、制导和控制、通信等的失效概率和资源要求），展示了失效 / 成本比的计算方法和分配结果。

CH11卫星应用

卫星通信

• 通信卫星分类

  • 中星系列 ：用于广播通信，如 2E、2A、5A、6C、6B、8、9、10、11 等。
  • 鑫诺系列 ：1 - 6 号，部分与中星系列重叠。
  • 东方红系列 ：1 - 4 号以及东 5 平台。
  • 亚太系列 ：1、2R、6、7 等。
  • 天链系列 ：天链一号（1 - 4）、天链二号（1 - 2）。
  • 低轨宽带通信星座 ：未详细列出具体星座名称，但提及低轨宽带通信星座相关研究和发展。

• 通信应用示例

  • 1964 年东京奥运会通过卫星全球直播，使观众人数大幅增加。
  • 2021 年 9 月 9 日发射的中星 9B 卫星有支持 4K、8K 高清视频节目传输的转发器，中央广播电视总台利用其进行 8K 超高清转播。
  • 在中继卫星支持下，低轨空间站可进行直播授课。
  • 用于传播飞机航迹监视、船舶自动识别系统 AIS、广播式自动相关监视 ADS - B、多点相关监视 MLAT 等。

卫星导航

• 导航卫星系统

  • 美国全球定位系统（GPS）

    • Block IIR、Block IIA、Block IIF 等不同代际卫星。
    • 轨道高度 20200km，周期 11h58m，有 24/32 颗星，分布在 55° 倾角 6 个轨道面。

  • 俄罗斯全球卫星导航系统（GLONASS）

    • 轨道高度 19100km，周期 11h15m，由 21/24 星组成，分布在 64.8° 倾角的 3 个轨道面。

  • 欧盟伽利略卫星导航系统（Galileo）

    • 轨道高度 23222km，周期 14h，有 27/30 星，分布在 56° 倾角的 3 个轨道面。
    • 每颗卫星质量 675 公斤，尺寸 2.7m x 1.2m x 1.1m，功率 1500W。

  • 中国北斗卫星导航系统（BDS）

    • 采用静止轨道 + 倾斜同步轨道 + 中地球轨道的混合星座。
    • 北斗三号有 30 颗卫星提供服务。

  • 日本准天顶区域导航系统（QZSS） ：未详细阐述具体参数，但属于区域导航系统。

  • 印度区域导航卫星系统（NAVIC） ：同样未详细阐述具体参数，是印度的区域导航系统。

• 卫星导航应用

  • 民用领域

    • 公路、铁路、民航、海事等交通运输领域，用于导航、调度等。
    • 测绘、林业、农业、水位监测等，助力资源管理和环境监测。
    • 移动基站授时、金融系统授时、电网授时，保证时间同步和数据准确性。
    • 共享经济、救护车调度、物流仓储配货、快递等，提高运营效率。
    • 驾考、公交车预报、盲人导航、无人机 / 车驾驶等，便利日常生活。
    • 宠物监控、运动监测、疫情防控等，拓展应用范围。

  • 军事领域

    • 为单兵、车辆、飞机、船只等提供定位和导航，辅助军事行动。
    • 用于制导弹药，如 JDAM，提高打击精度。

  • 交通领域细分应用

    • 民用航空：航途中、导航、进场、着陆和地面引导飞行等不同阶段。
    • 水路：船载导航，海洋和沿岸导航、进港、港口调度和内陆水路导航。
    • 陆路：车载导航、出租车、货车、公共汽车车队管理以及辅助驾驶等。
    • 铁路：列车控制、列车管理、编组管理、跟踪测量和旅客信息服务等。
    • 人员货物控制：货物或人员的监控。

  • 能源领域

    • 精密定时，用于优化电力输电线路中的传送。
    • 连续监视电力网中的大量设备，以便在出现问题时进行系统修复。
    • 水、陆地震勘探，精确确定井位及相关设施的位置及平台的方向。

  • 农林渔业领域

    • 监控化肥、除草剂和杀虫剂的施放，实现精细农业。
    • 正常产量监控，维护农业环境。
    • 船舶导航、定位，鱼资源监视，确认渔船在指定水域作业。

  • 搜救与危机管理 ：火灾、地震等的精确定位，无人区域的营救。

  • 水下导航 ：基于北斗的水下导航系统结构。

  • 隧道内导航 ：公路隧道卫星导航信号覆盖技术原理图。

  • 商场内导航 ：未详细阐述具体技术原理，但提及商场室内定位相关内容。

对地观测

• 整体情况

  • 按类型统计

    • 截至 2021 年底国外民商用对地观测卫星在轨数量中，光学对地成像 341 颗（55%）、气象环境探测 166 颗（27%）、雷达对地成像 43 颗（7%）、射频信号接收定位 21 颗（3%）、海洋环境探测 6 颗（1%）、其他环境探测 41 颗（7%）。

  • 按国家统计

    • 截至 2021 年底国外民商用对地观测卫星在轨数量中，美国 402 颗（65%）、欧洲 77 颗（13%）、俄罗斯 15 颗（2%）、日本 26 颗（4%）、印度 18 颗（3%）、其他国家 80 颗（13%）。

• 典型卫星及应用

  • 光学对地成像

    • 利用光学成像遥感器获取图像信息，工作在可见光和红外谱段，采用胶片或光电器件（如 CCD）成像，具有图像直观、分辨率高等特点。
    • 全色、多光谱、高光谱等成像方式。
    • 典型卫星如美国锁眼系列（锁眼 - 12 分辨率优于 0.1m，最昂贵卫星，超过 10 亿美元，超过 10t 重）、俄罗斯琥珀系列、美国 Worldview 卫星、法国 CS0 军用对地观测卫星、日本 IGS 光学成像卫星、印度光学对地成像卫星、中国高分系列、天绘系列、北京系列、吉林系列、高景系列等。
    • 应用：土耳其地震前后对比图像，北京三号卫星拍摄的北京冬奥村，吉林 1 号拍摄的北京鸟巢，高景 1 号拍摄的机场设施等。

  • 雷达成像

    • 使用雷达回波来成像，有聚束、条带、扫描等模式。
    • 典型卫星如美国长曲棍球 Lacrosse 卫星、美国未来成像体系 FIA 卫星等。
    • 典型图像展示光学与 SAR（合成孔径雷达）成像对比。

  • 电子侦听卫星

    • 典型卫星如美国顾问 Mentor、军号 Trumpet 卫星，俄罗斯莲花 - S 卫星，法国蜂群卫星等。

  • 气象环境监测卫星

    • 以中国的风云系列卫星为例，风云 - 4A、风云 3D 等卫星在气象监测中的应用，如强台风山竹监测、海冰变化过程监测等。

导弹预警

• 主要计划
  • 米达斯（MiDAS） ：未详细阐述具体内容，但属于早期导弹预警卫星计划。
  • 国防支援计划（DSP） ：美国 DSP 卫星相机工作模式包括对地静止扫描、区域扫描等，具有一定的预警能力，其系列 5 星星座覆盖性能可对全球大部分区域进行监测。
  • 天基红外系统（SBIRS） ：能实现全程探测，通过多颗卫星接力完成对导弹发射、飞行、再入等全过程的监测和预警。