《空間技術(shù)》PPT課件.ppt

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1、第八章 緒論 第九章 航天器的軌道 第十章 航天器的姿態(tài)動力學(xué)與控制 第十一章 人在地球衛(wèi)星的結(jié)構(gòu) 第十二章 航天器的溫度控制 第十三章 航天器的遙測遙控和測控地面站 第十四章 航天器的返回 第十五章 載人航天器 航天技術(shù)是 指人類如何進入外層空間（ 150km以上）、利用和 開發(fā)外層空間資源的技術(shù)。 第八章 緒論 8.1 航天技術(shù)發(fā)展史 8.1.1 航天活動 發(fā)射人造地球衛(wèi)星 載人航天 （發(fā)射載人飛船、航天飛機、空間站） 月球探測 （發(fā)射無人探測器和登月飛船） 行星探測 （金星、火星、水星 木星、土星、天王星、海王星、冥王星） 1957年 10月 4日 蘇聯(lián)發(fā)射第一顆人造衛(wèi)星 1961年 4

2、月 12日 蘇聯(lián)發(fā)射第一艘載人飛船 1969年 7月 21日 美國阿波羅 11號登月艙登陸月球。 1981年 4月 12日 美國 “ 哥倫比亞 ” 號航天飛機首航成功。 1984年美國 “ 挑戰(zhàn)者 ” 號航天飛機凌空爆炸， 7名宇航員喪生。 8.2 航天技術(shù)內(nèi)容 1）航天器技術(shù) 2）運載器技術(shù) 3）地面測控技術(shù) 4）發(fā)射技術(shù) 5）空間運用技術(shù) 第八章 緒論 地面測控技術(shù) ：研究和實現(xiàn)對運行中的航天器進行 監(jiān)視、控制和管理的技術(shù) 地面測控由 測控中心 和分布在各地的 測控臺、站 (測量船和飛機 )進行 。 我國的航天測控網(wǎng)：以 衛(wèi)星測控中心 (北京、西安、 酒泉） 為中樞，以十多個固定臺站、活動

3、測控站和遠 望號測量船為骨干的現(xiàn)代化綜合測控網(wǎng)。 測控中心 我國航天測控網(wǎng) 發(fā)射場的功能：完成運載火箭和航天器的裝配、測試和發(fā)射。 發(fā)射場的組成：技術(shù)陣地、發(fā)射陣地、發(fā)射指揮控制中心、 地面測控系統(tǒng)。 酒泉衛(wèi)星發(fā)射中心 我國的第一個航天發(fā)射場， 始建于 1958年 太原衛(wèi)星發(fā)射中心 承接太陽同步軌道和極 地軌道航天器的發(fā)射 西昌衛(wèi)星發(fā)射中心 發(fā)射地球同步軌道衛(wèi)星 海南發(fā)射場 （ 2009年） 地球同步軌道衛(wèi)星、大 質(zhì)量極軌衛(wèi)星、大噸位空 間站和深空探測衛(wèi)星 8.3 航天器的分類 航天器可分為 無人航天器 和 載人航天器 兩類。 第八章 緒論 8.6 航天器飛行環(huán)境 8.6.1 宇宙 太陽系 太

4、陽系由太陽、八大行星（水星、金星、地球、火星、 木星、土星、天王星、海王星）、矮行星及衛(wèi)星、小行星、 彗星、流星體、行星際物質(zhì)組成。 第八章 緒論 地球 地球是橢球體，短軸與地球自轉(zhuǎn)軸重合， 長軸在赤道平面內(nèi)。 長半軸： a=6378.16km 短半軸： b=6356.86km 扁率： a=(a-b)/a=1/298.25 黃道面：地球繞太陽公轉(zhuǎn)的面。 銀河系 扁平的、略似鐵餅狀的外形，繞中心處旋 轉(zhuǎn)。直徑約 10萬光年，中心部位厚度約 1.5 萬光年，太陽離銀河系中心約 2.7萬光年。 銀河系內(nèi)有 2000多億顆恒星。 河外星系 河外星系是宇宙中與銀河系類似的天體系統(tǒng)。 到 20世紀末已觀測

5、確認的河外星系有 1250多億個。 銀河系 8.6.2 航天器飛行環(huán)境 溫度環(huán)境 真空環(huán)境 微重力環(huán)境 高能粒子的輻照環(huán)境 1. 溫度環(huán)境 1）太陽輻射 (航天器的主要外熱源 ) 太陽常數(shù) S：表示太陽輻射能量的一個物理量。是地球大氣層外在日 地平均距離處 ,垂直于太陽光線的單位面積上在單位時間內(nèi)接收到的 輻射能量，單位 W/m2, 通常取 S=1353 21 W/m2 。 2）深空背景溫度 4K ：宇宙空件背景的輻射能量極小，僅為 10-5W/m2, 相當(dāng)于 4K絕對黑體輻射。 高低溫交變：太陽照射的一面溫度達到 200C,面向深空的一面 溫度可達 -100 C。 2. 真空環(huán)境 真空 區(qū)域

6、 粗真空 低真空 高真空 超高真空 極高真空 范圍 /Pa 105103 10310-1 10-110-6 10-610-12 20000 表 1 真空度的劃分 真空放電效應(yīng) 輻射傳熱 真空出氣效應(yīng) 材料蒸發(fā)、升華和分解 粘著和冷焊效應(yīng) 3. 微重力環(huán)境 對航天器的姿態(tài)和軌道穩(wěn)定性有影響。 對航天員的生理健康有影響，易疲勞。 使航天器的結(jié)構(gòu)設(shè)計發(fā)生了變化（用很小的力移動展開大 型構(gòu)件）。 微重力環(huán)境 ： 天體的引力被與其方向相反的慣性力大 部分抵消后，剩余的微弱重力環(huán)境，稱微重力環(huán)境， 微重力環(huán)境中的重力加速度大小約為 10-3g 10-6g。 4. 高能粒子輻照環(huán)境 1）地球輻射帶 2）太陽

7、宇宙線 由太陽活動產(chǎn)生的高能、高通量帶電粒子流。 3）銀河宇宙線 來源于太陽系以外銀河的通量很低，但能量很高的帶電粒子 空間輻射效應(yīng) :高能帶電粒子與航天器上的電子元器件相互作用。 空間粒子輻射可能對航天員身體做成損傷。 對通信、測控、導(dǎo)航造成干擾。 地球輻射帶 人造地球衛(wèi)星軌道 是指繞地球運行的軌道，但是從發(fā)射到 回收考慮在內(nèi)，它包括 發(fā)射軌道、運行軌道和返回軌道。 第十章 航天器的軌道 發(fā)射點 入軌點 運行軌道 制動速度 落點 制動火箭點火 0vv v 地球 圖 10.1 人造地球衛(wèi)星的軌道 10.1 人造地球衛(wèi)星發(fā)射 發(fā)射前準備工作程序 衛(wèi)星發(fā)射過程 直接入軌 滑 行 入 軌 轉(zhuǎn)移軌道入

8、軌 停泊軌道入軌 研制工廠 技術(shù)陣地 鐵路（空中）運輸 運載火箭檢測 衛(wèi)星檢測 裝飛行膠片 及拉片檢查 通外電、阻值 線路檢查及充 壓充氣試驗 公路運輸 精 瞄 待 射 姿 控 程 控 遙 控 跟 蹤 遙 測 照 相 回 收 綜合配電 分解產(chǎn)品 單元測試 系統(tǒng)檢查 模擬飛行 （拍照） 參加運載火 箭總檢查 緊急關(guān)機檢查 再總裝及檢查 轉(zhuǎn) 運 發(fā)射陣地 吊裝起豎與 火箭對接 粗 瞄 分系統(tǒng)檢測 總檢查 加注前的準備 加 注 射前準備 發(fā) 射 公路運輸 （略） 滑行入軌 圖 10.4 滑行入軌 第一級 第二級 第三級 衛(wèi) 星 地 球 10.2 中心力場中質(zhì)點運動規(guī)律 質(zhì)點在中心力場中運動時，動 量

9、矩是守恒的。 常數(shù) HrVr 2 質(zhì)點在中心力場中運動時， 能量是守恒的 。 21 2 EVE r 常 數(shù) 圖 10.9 中心力場中質(zhì)點 P的速度 o 地球 Vr e re rVrPr V 飛行軌道 3 、軌道公式 c o s1 e l r 其中： 半正焦弦 2 E H l 軌道偏心率 2 2 2 1 E EH e 4 、循環(huán)軌道的參數(shù) 2 1 e l a - 長半軸 2 1 eab - - 短半軸 )1( ear p - - 近地點距離 )1( ear a - - 遠地點距離 e1 e=1 0e1 地球 e=0 a a b b l F r A ra rp P ea 開普勒第一定律： 所有行星

10、都以太陽為焦點的橢圓軌道上運行。 開普勒三定律 在 dt時間內(nèi)，矢量 r掃過的面積為 ： 21 2dA r d 從而： HdtdrdtdA 2121 2 F P V r d r d 圖 10.12 dt時間內(nèi)掃過的面積 開普勒第二定律： 單位時間內(nèi)矢量 r掃過的面積為常數(shù)。 2A abT dA H dt 對橢圓軌道來講，其面積為 ab,則軌道周期為： EHl 開普勒第三定律： 軌道周期與軌道長半軸的二分之三次方成正比。 3 22 E Ta 10.3 三個宇宙速度和地球靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射速度 第一宇宙速度 第二宇宙速度 第三宇宙速度 地球靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射速度 環(huán)繞速度和軌道周期 定義：忽略大氣阻力

11、的情況下， 一個物體沿地球表面飛行的速度 。 r=R, e=0, =0， 222 / 1 c o s 1 c o s 1 c o s EE rvHlr eee 由 可以得到 : 1 7 . 9 0 5 k m /s Evv R 第一宇宙速度 R v1 地球 第一宇宙速度 定義：在地球表面上發(fā)射空間飛行器，使它脫離 地球引力場 所需要的最小速度。 因為 r=R, e=1, =0， 所以 e=1 v2 R 地球 222 / 1 c o s 1 c o s 1 c o s EE rvHlr eee 21 2 2 1 1 . 1 8 k m /sEvv R 第二宇宙速度 第二宇宙速度 第三宇宙速度 ：

12、地球上發(fā)射一個空間飛行器，使它脫離 太陽引力場 所需要的最小速度。 2 3 2 / 2 1 6 . 6 5 k m /sE SEvv R 1. 求從地球軌道上脫離太陽引力場所需的最小速度 vS2 2. 求地球公轉(zhuǎn)速度 vE 3. 求航天器脫離太陽引力場， 相對地球需要增加的速度 vS2/E 2 2 S S S v R 22 3 2 /SEEvv R 由 能 量 方 程 ： 2 / 2 1 2 . 3 4 3 k m / sS E S Ev v v SE S v R 地球 太陽 vS2 RS vE 地球靜止軌道衛(wèi)星 ：衛(wèi)星的周期與地球自 轉(zhuǎn)周期相同，衛(wèi)星的軌道為赤道上空的圓 軌道。 3 242

13、2 4 3 6 0 0 E Tr 44 2C rv T 22 44 422 CEEvv Rr 2 4 4 4 4 ()2 1 0 . 7 7 k m / s 2 C Ev rRv Rr 地球靜止軌道衛(wèi)星發(fā)射速度 軌道高度 35786km 地球 r4 R 地球靜止 軌道衛(wèi)星 v4C v4 環(huán)繞速度 vc :離地面 h高的圓軌道上的飛行速度。 22 / 1 c o s 1 c o s Ervlr ee 22() c E R h vRh 1 11/EcvvR h h R 3 22 E Ta 2 3 )1(2 23 RhRT E 軌道周期 T 因為 r=R+h, e=0, =0， vc=v 10.4

14、軌道根數(shù) 定義：確定衛(wèi)星的空間位置所需要的參數(shù)。 確定軌道平面的位置 升交點赤經(jīng) 、 軌道傾角 i 確定軌道形狀 半長軸 a、 偏心率 e 確定軌道在軌道面內(nèi)的位置 近地點角距 確定衛(wèi)星在軌道上的位置 真近點角 圖 10.4 軌道根數(shù) 軌道分類 0i 900 i 90i 90i 赤道軌道，衛(wèi)星軌道在赤道平面內(nèi)，地球同步軌道衛(wèi) 星的軌道屬于這種軌道。 順行軌道，多數(shù)衛(wèi)星采用這種軌道，因為它利用地球 自轉(zhuǎn)速度，從而節(jié)省發(fā)射需要的能量。 極軌道，在極軌道上，衛(wèi)星可以觀測整個地球，因此 地球資源衛(wèi)星、全球偵察衛(wèi)星采用這種軌道。 逆行軌道，由于地球自轉(zhuǎn)速度起負作用，發(fā)射需要的 能量增加，因此一般不采用這

15、種軌道。 軌道控制的含義 1.軌道修正 受 月球、太陽、行星的引力 ， 太陽風(fēng)和輻射壓力 ， 微薄大氣阻 力等干擾力 的作用，使航天器偏離預(yù)定軌道。 2.變軌 某些任務(wù)的需要，如返回、 交會對接 軌道控制的分類 1. 軌道面內(nèi)軌道控制 2. 軌道面的控制 軌道控制的實現(xiàn) 軌道控制是通過 調(diào)節(jié)火箭發(fā) 動機的推力方向 和 火箭發(fā)動機工 作時間 來實現(xiàn)。 10.5軌道控制 軌道面內(nèi)軌道控制 航天器的原軌道 和目標(biāo)軌道在 同一平 面內(nèi) 時，改變航天器 的飛行速度的大小和 方向，由原軌道轉(zhuǎn)移 到目標(biāo)軌道，稱同軌 道面內(nèi)的軌道控制。 a b 地球 原軌道 目標(biāo)軌道 轉(zhuǎn)移軌道 霍曼軌道轉(zhuǎn)移 軌道面的控制 當(dāng)

16、原飛行軌道 和目標(biāo)軌道 不在一 個平面內(nèi) 時，則需 要控制軌道面。 軌道面的控制 是在圓軌道和目標(biāo) 軌道的交點上，給 空間飛行器加此點 上 目標(biāo)軌道速度和 原軌道速度差值 而 達到目的。 控制前 控制后 1aV 2aV aV a 原軌道 目標(biāo)軌道 圖 10.16 軌道面控制 交會對接 兩個空間飛行器，在空間某一點上會合 叫做交會； 兩個空間飛行器連接成一體 叫做對接。 交會方法 ： 1.用運載火箭直接交會 ; 2.用交會位置調(diào)節(jié)軌道交會； 3.用等待軌道交會。 交會的控制方式： 1.自動控制模式 2.手動控制模式 3.自主控制模式 4.地面遙控模式 對接機構(gòu) ： 1.環(huán) 錐式 用于雙子星座飛船

17、與阿金娜火箭的對接，現(xiàn)已淘汰。 2.桿 錐式 前蘇聯(lián)的聯(lián)盟飛船之間、聯(lián)盟飛船與禮炮號空間站的 對接、阿波羅登月計劃中的對接。 3.異體同構(gòu)周邊式 聯(lián)盟飛船與阿波羅飛船的對接（ 1975）、航天飛機與 和平號空間站、航天飛機與國際空間站、中國實現(xiàn)的 對接 4.抓手 碰鎖式 日本的 ETS-VII衛(wèi)星的對接（ 1998） 桿 錐式對接機構(gòu) 聯(lián)盟飛船的桿 錐式對接機構(gòu)示意圖 異體同構(gòu)周邊式對接機構(gòu) 外翻式異體同構(gòu)周邊式對接機構(gòu) 內(nèi)翻式 抓手 碰鎖式對接機構(gòu) 抓手 碰鎖式對接機構(gòu)示意圖 神舟八號載人飛船與天宮一號目標(biāo)飛行器的對接 1.對接前的準備階段 2.交會段 3.對接段 4.組合體共同飛行 5.分

18、離段 準備 接觸與緩沖 捕獲 緩沖與校正 拉緊與剛性連接 對接過程簡圖 對接過程 10.6 星下點軌跡 星下點軌跡 :航天器飛行時， 它和地球中心的連線與地球表面 的交點的軌跡 。 姿態(tài) 是指 一個物體上的坐標(biāo)與另一個物體上的坐標(biāo) 之間的相對角位置關(guān)系。 飛行器的姿態(tài)通常用飛行器的 體坐標(biāo)相對于參考坐標(biāo) 的角位置表示。 第十一章 航天器的姿態(tài)動力學(xué)與控制 姿態(tài)動力學(xué)： 研究航天器整體圍繞質(zhì)心的運動以及航天 器各部分的相對運動。 航天器姿態(tài)控制 是指獲取并保持航天器在太空定向 （相對于某個參考系）的技術(shù)， 包括 姿態(tài)穩(wěn)定 和 姿態(tài)機動 兩個方面。 為什么要姿態(tài)控制？ 完成任務(wù)需要。 空間對接 姿

19、態(tài)控制方法 分為 被動姿態(tài)控制和主動姿態(tài)控制。 被動姿態(tài)控制 :利用衛(wèi)星本身的動力特性和環(huán)境力矩來實現(xiàn) 姿態(tài)控制，包括 自旋穩(wěn)定和重力梯度穩(wěn)定 。 主動姿態(tài)控制 ：根據(jù)姿態(tài)偏差形成控制指令，產(chǎn)生控制力矩 來實現(xiàn)姿態(tài)控制方法。控制系統(tǒng)由姿態(tài)敏感器、 控制器和執(zhí)行機構(gòu)組成。包括 噴氣控制、飛輪控制 。 控 制 器 執(zhí) 行 機 構(gòu) 航 天 器 姿 態(tài) 敏 感 器 姿 態(tài) 指 令 干 擾 姿 態(tài) 角 姿 態(tài) 角 速 度 自旋穩(wěn)定 衛(wèi)星具有軸對稱形狀，并繞對稱軸自旋。根據(jù)陀螺的定 軸性，衛(wèi)星對稱軸在空間定向， 并能抵抗微小的干擾。 實踐二號 自旋穩(wěn)定實現(xiàn)的是單軸穩(wěn)定。 由于存在能量耗散，只有繞 最大慣量

20、軸 才是穩(wěn)定的。 姿態(tài)指向精度為 1 10 。 重力梯度穩(wěn)定 Af Bf LA LB A A B BF L F L 重 力 產(chǎn) 生 的 合 力 矩 思考：離心力產(chǎn)生的合力矩的大小如何？ 定義：利用衛(wèi)星繞地球飛行時，衛(wèi)星上離地球距離不同的部位受到的 引力不等而產(chǎn)生的力矩（重力梯度力矩）來穩(wěn)定的。 飛輪控制 利用飛輪產(chǎn)生的反作用力矩控制 衛(wèi)星的姿態(tài)。 反作用飛輪是一個在電機的驅(qū)動 下高速運動的轉(zhuǎn)子，其驅(qū)動馬達 的定子被安裝在衛(wèi)星的殼體上。 驅(qū)動電機的每一作用都有一相等 且相反的作用，因此，飛輪的連 續(xù)加速或減速產(chǎn)生的反作用力矩 作用在固定在衛(wèi)星中驅(qū)動馬達的 定子上，于是讓衛(wèi)星向轉(zhuǎn)子加速 度相反的方

21、向運動。 噴氣控制 衛(wèi) 星結(jié)構(gòu)的功能 分類 外殼結(jié)構(gòu)、承力結(jié)構(gòu)、密封結(jié)構(gòu)、儀器安裝面結(jié)構(gòu)、能 源結(jié)構(gòu)、天線結(jié)構(gòu)、防熱結(jié)構(gòu)等 形式（球形、圓筒形、箱式、圓錐形、多面體形） 材料 材料的要求 金屬材料 復(fù)合材料 第十二章 人造地球衛(wèi)星的結(jié)構(gòu) 定義 控制航天器內(nèi)外的熱交換過程，使其熱平衡溫度處于規(guī) 定范圍內(nèi)的技術(shù)，又稱熱控制。 航天器的熱環(huán)境 地面溫度環(huán)境： 四季、晝夜變化 發(fā)射軌道段： 氣動加熱 700800 運行軌道段： -200 100 返回軌道段： 高達 10000 第十三章 航天器的溫度控制 溫度控制方法 1）被動溫度控制：依靠選取不同的溫控材料或涂層， 組織航天器內(nèi)外熱交換過程，使航天

22、器的溫度保持在允許的溫度范圍內(nèi)。 特點：簡單、可靠、壽命長，但沒有 自動調(diào)節(jié)溫度的能力。 溫度控制涂層 熱管 超級隔熱材料 2）主動溫度控制：具有一定的溫度調(diào)節(jié)能力，可大大 減少由于熱源變化引起的儀器設(shè)備 溫度的波動。 百葉窗 電加熱器 熱管 （ heat pipe） 組成：由管殼、吸液芯和液態(tài)工質(zhì)組成。 原理：利用液態(tài)工質(zhì)的蒸發(fā)與冷凝來傳遞熱量。 作用：減少溫差，航天器結(jié)構(gòu)或內(nèi)部設(shè)備等溫化 電加熱器 百葉窗 遙測過程 14.1 遙測 遙測： 將航天器上的各種信息（被測物理量）變成電信號， 并以無線電波的形式傳到地面接收站，經(jīng)接收、解調(diào) 處理后還原成各種信息，為人們提供飛行中衛(wèi)星的各 種狀況和

23、數(shù)據(jù)。 第十四章 航天器的遙測遙控及測控地面站 多路信息傳輸 定義： 一條信息傳輸通道傳輸多個參數(shù)。 (1)頻分制：利用頻率范圍的不同而區(qū)分不同的信號。 采用微波的 L波段（ 12GHz）、 S波段（ 24GHz） 無線電規(guī)則： 15251535MHz（地到星） 20252110MHz（地到星，星到星） 22002290MHz（星到地，星到星） (2)時分制：利用時段的不同而區(qū)分不同的信號。 14.2 遙控 遙控過程 遙控與遙測的聯(lián)系 遙控與遙測的不同點 （ 1）信息的傳輸方向不同 （ 2）信息形式不同 （ 3）設(shè)備上的區(qū)別 14.3 測軌原理 測速原理 多普勒效應(yīng)：當(dāng)一個發(fā)出某一穩(wěn)定頻率的波

24、的物體與觀測者有 相對運動 時，觀測者觀測到該物體發(fā)出的 波動頻率是變化的 。 0rvffu 波動源與觀測者的徑向速度 111 1 0 0c osrvvt f f fCC 時 刻 ： 220tf時 刻 ： 313 3 0 0 c osr vvt f f fCC 時 刻 ： 測角原理 方位角 A：航天器在地面上的投影 S 與地面站的連線 GS與通過地面站 正北方向的夾角。 仰角 Z：航天器與地面站的連線 GS與地平面之間的夾角。 測量方法 ：（ 1）干涉儀法（ 2）定向天線測角法 測距原理 1 2iiR C t 圖 14.11 脈沖測距 圖 14.12 連續(xù)波測距 第十六章 航天器的返回 返回方

25、案 1）利用火箭向運行方向的反方向推進而減速； 2）利用大氣阻力減速，既經(jīng)濟又現(xiàn)實的方案。 返回的幾個階段 1）離軌段； 2）大氣層外自由下降段； 3）再入大氣層段； 再入角：再入時的速度方向與當(dāng)?shù)厮矫娴膴A角。 4）著陸段。 16.1 返回過程 16.2 返回型航天器的分類 彈道式再入飛行器 升力式再入飛行器 純 彈 道 式 半 彈 道 式 升 力 體 式 有 翼 飛 行 器 返回型航天器 彈道式再入飛行器：升阻比 L/D在 00.5之間 純彈道式再入飛行器： 升阻比 L/D為零。 半 彈道式再入飛行器： 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

26、升力體式飛行器： 升阻比 L/D在 0.51.3之間 有翼飛行器： 升阻比 L/D大于 1.3 16.3 著陸 16.4 防熱結(jié)構(gòu) 選擇再入艙幾何外形 防熱方法 載人航天器 （ 1） 載人航天的前提 研制出推力足夠大，可靠性極端好的運載工具。 獲得空間環(huán)境對人體影響的足夠信息，了解人體所能承受 的極限條件并找到防護措施。 可靠的救生技術(shù)及安全返回技術(shù)。 載人航天 是人類駕駛和乘坐載人航天器在太空中從事各種探測、 研究、試驗、生產(chǎn)和軍事應(yīng)用的往返飛行活動 第十七章 載人航天器 17.1 概述 載人飛船 又稱宇宙飛船，是 一種運送航天員到達太空并安全 返回的一次性使用的航天器 。其分為衛(wèi)星式飛船和

27、 登月式飛船。 前蘇聯(lián) /俄羅斯 第一代 東方號（ 1961年 4月 1963年） 第二代 上升號（ 1964年 10月 1965年） 第三代 聯(lián)盟號 （ 1967年）、 聯(lián)盟 T（ 1979年）、聯(lián)盟 TM（ 1986年） 聯(lián)盟號飛船 17.2 載人飛船 載人飛船的發(fā)展?fàn)顩r 東方 -1飛船 美國 第一代 水星號 (196163年） 第二代 雙子星座號 (1965年） 第三代 阿波羅號（ 1969年 7月） 雙子星座號 中國 神舟 1神舟 4號 ：不載人 神舟 1: 1999年 11月 20日 神舟 2: 2001年 1月 16日， 6天零 18小時 神舟 3: 2002年 3月 25日， 6

28、天零 18小時 神舟 4: 2002年 12月 30日， 6天零 18小時 神舟 5神舟 7號：載人 神舟 5： 2003年 10月 15日， 21小時，楊利偉 神舟 6： 2005年 10月 12日， 5天，費俊龍，聶海勝 神舟 7： 2008年 9月 25日， 2天 20小時，翟志剛、劉伯明，景海鵬 神舟 8號：不載人 2011年 11月 8日 5時發(fā)射， 2011年 11月 17日 19點返回 神舟 9號：載人 2012年 6月 16日 18時發(fā)射， 2012年 6月 29日 10時返回 景海鵬、劉旺、劉洋 公共系統(tǒng) ：結(jié)構(gòu)系統(tǒng)、推進系統(tǒng)、電源系統(tǒng)、姿態(tài)控制系統(tǒng)、 熱控系統(tǒng)、跟蹤測軌系統(tǒng)

29、、遙測遙控系統(tǒng)、數(shù)據(jù) 管理系統(tǒng) 專用系統(tǒng) ： 生命保障系統(tǒng) 、儀表照明系統(tǒng)、返回系統(tǒng)、 應(yīng)急及救生系統(tǒng)、乘員系統(tǒng) 載人飛船的組成 17.3 登月飛行 月球探測的發(fā)展?fàn)顩r 早期探測 （ 19591976 ） 前蘇聯(lián)的 “ 月球 ” 計劃、美國的 “ 徘徊者 ” 、 “ 月球軌 道器 ” 、 “ 勘測者 ” 、 “ 阿波羅 ” 載人登月計劃 (1969,71972,7) 飛越月球、擊中月球、環(huán)月飛行、 著陸月球、月球車行走、無人采樣 返回、載人登月 勘測者探測器 土星 5號運載火箭 重返月球（ 20世紀末） 美國 1986年提出重返月球設(shè)想， 1994年發(fā)射克萊門汀 探測器， 1998年發(fā)射月球勘

30、探者探測器 日本 1990年發(fā)射 “ 月女神 ” 月球探測器 ，于 1993年 4 月進入月球軌道并最終墜落月面 日本“月女神”飛行示意圖 日本“月女神”繪制的月球圖 中國的探月工程 嫦娥工程 嫦娥工程規(guī)劃為三期：簡稱為繞、落、回。 繞：發(fā)射一顆月球衛(wèi)星，在距離月球表面 200千米的高度 繞月飛行，邊繞邊看，進行月球全球探測。 嫦娥一號衛(wèi)星（ 2007年 10月 31號 ,繞月高度 100km ） 嫦娥二號衛(wèi)星（ 2010年 10月 1日 ,繞月高度 100km 2011年 6月 9日飛離月球 ) 落：發(fā)射月球軟著陸器降落到月球表面，釋放一個月球車， 在月球上邊走邊看，進行著陸區(qū)附近局部詳細探

31、測 回：發(fā)射月球自動采樣返回器，降落到月球表面后，機械手 將采集月球土壤和巖石樣品送上返回器，返回器再將月 球樣品帶回地球。 嫦娥一號衛(wèi)星 嫦娥一號衛(wèi)星的四大探測任務(wù) 1. 獲得三維立體月球地形圖 2. 探查月球表面的物質(zhì)成分 3. 測量月壤厚度和氦 -3的儲量 4. 探測地月空間環(huán)境 位于月表東經(jīng) 83度到東經(jīng) 57度， 南緯 70度到南緯 54度。 圖幅寬約 280公里，長約 460公里。 圖像覆蓋區(qū)域?qū)僭虑蚋叩兀植加?不同大小、形態(tài)、結(jié)構(gòu)和形成年代 的撞擊坑。 驗證軟著陸的部分關(guān)鍵速度 1。驗證地月轉(zhuǎn)移軌道技術(shù) 2。近月 100km的軌道捕獲技術(shù) 3。驗證 100km到 15km的軌道

32、測定技術(shù) 4。驗證 x頻段的測控技術(shù) 5。 12M/s的高速度向地面?zhèn)鬏敂?shù)據(jù) 6。高分辨率成像 嫦娥二號衛(wèi)星的六大探測任務(wù) 17.4 航天飛機 航天飛機 是一種 可重復(fù)使用的有翼式載人航天器。 航天飛機的發(fā)展?fàn)顩r 1981年 4月 12日，美國哥倫比亞號作了處女航行。 奮進號 阿特蘭蒂斯號 發(fā)現(xiàn)號 挑戰(zhàn)者號 航天飛機的特點 1)重復(fù)使用； 2)過載小，最大過載 3g； 3)水平著陸，使空間活動的安全可靠性 接近于航空標(biāo)準； 4)可完成多個項目的航天活動。 航天飛機的組成 （ 1）外貯箱 （不可回收） （ 2）固體助推器（可回收） （ 3）軌道器 機頭：駕駛室、生活室和儀 器設(shè)計室 機身：長 18m、直徑 4.5m 機尾：主發(fā)動機 航天飛機的飛行程序 圖 17.13 航天飛機的飛行程序 17.5 空間站 單模塊空間站 : 運載火箭一次就能送入太空軌道運行。 如：禮炮 1號 禮炮 7號、天空實驗室。 多模塊空間站：有多次運送入軌的空間站單元和組件在 軌對接和裝配而成。分為兩代：第一代為積木式構(gòu)型， 由多個艙段在軌道上直接對接組成，如和平號空間站； 第二代為桁架掛艙式，以長達十米或數(shù)百米的組裝式或 展開式桁架作為基礎(chǔ)結(jié)構(gòu)，然后將多個艙段和設(shè)備安裝 在桁架上，如果及阿爾法空間站。 和平號空間站 國際空間站