结构机构和热控分系统设计.ppt

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1、第 九讲结构机构和热控分系统设计20142014年年4 4月月1717日日1、结构与机构分系统设计3 3（1 1）结构与机构分系统的功能）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。航天器结构与机构分系统可以统称为航天器机械分系统。航天器结构与机构分系统可以统称为航天器机械分系统。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

2、置的分离动作创造条件。火箭上，并为启动火工装置的分离动作创造条件。火箭上，并为启动火工装置的分离动作创造条件。火箭上，并为启动火工装置的分离动作创造条件。（2 2）结构分系统的功能）结构分系统的功能 1 1 1 1）卫星结构定义：）卫星结构定义：）卫星结构定义：）卫星结构定义：是支承卫星中有效载荷以及其他各分是支承卫星中有效载荷以及其他各分是支承卫星中有效载荷以及其他各分是支承卫星中有效载荷以及其他各分系统的骨架。系统的骨架。系统的骨架。系统的骨架。2 2 2 2）结构分系统的作用：结构分系统的作用：结构分系统的作用：结构分系统的作用：是连接并支撑各个分系统的仪器是连接并支撑各个分系统的仪器是

3、连接并支撑各个分系统的仪器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。受运载火箭及地面运输时的各种力学环境。受运载火箭及地面运输时的各种力学环境。受运载火箭及地面运输时的各种力学环境。4 43 3）结构分系统的组成）结构分系统的组成结构分系统：主结构结构分系统：主结构结构分系统：主结构结构分系统：主结构+次结构次结构次结构次结构+特殊功能结构特殊功能结构特殊功

4、能结构特殊功能结构1 1 1 1）主结构，主承力结构，是所有卫星部件在运载火箭上的支）主结构，主承力结构，是所有卫星部件在运载火箭上的支）主结构，主承力结构，是所有卫星部件在运载火箭上的支）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、舱体式对接段和发动机支架：中心承力筒、构架式、舱体式对接段和发动机支架：中心承力筒、构架式、舱体式对接段

5、和发动机支架：中心承力筒、构架式、舱体式2 2 2 2）次结构，设备支架，外壳）次结构，设备支架，外壳）次结构，设备支架，外壳）次结构，设备支架，外壳3 3 3 3）特殊功能结构：包括防热结构、密封结构、天线结构和太）特殊功能结构：包括防热结构、密封结构、天线结构和太）特殊功能结构：包括防热结构、密封结构、天线结构和太）特殊功能结构：包括防热结构、密封结构、天线结构和太阳电池翼结构等。阳电池翼结构等。阳电池翼结构等。阳电池翼结构等。5 54 4 4 4）卫星结构分系统的功能：）卫星结构分系统的功能：）卫星结构分系统的功能：）卫星结构分系统的功能：1 1 1 1）承受和传递卫星上所有载荷，）承受

6、和传递卫星上所有载荷，）承受和传递卫星上所有载荷，）承受和传递卫星上所有载荷，2 2 2 2）为卫星有效载荷和其他分系统提供所需的）为卫星有效载荷和其他分系统提供所需的）为卫星有效载荷和其他分系统提供所需的）为卫星有效载荷和其他分系统提供所需的安装空间、安装安装空间、安装安装空间、安装安装空间、安装位置、安装方式位置、安装方式位置、安装方式位置、安装方式，把它们连成一个整体，满足各自要求，便于，把它们连成一个整体，满足各自要求，便于，把它们连成一个整体，满足各自要求，便于，把它们连成一个整体，满足各自要求，便于装卸、操作和维护，装卸、操作和维护，装卸、操作和维护，装卸、操作和维护，3 3 3

7、3）为卫星有效载荷和其他分系统）为卫星有效载荷和其他分系统）为卫星有效载荷和其他分系统）为卫星有效载荷和其他分系统提供有效的环境保护提供有效的环境保护提供有效的环境保护提供有效的环境保护，4 4 4 4）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统）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提供所需的刚性提供所需的刚性提供所需的刚性支承条件支承条件支承条件支承条件，传感器所需精度等，传感器所需精度等，传感器所需精度等，传感器所需精度等，5 5 5 5）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统）为星上某些特殊的有效载荷或其他

8、分系统）为星上某些特殊的有效载荷或其他分系统）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提供所需的物理提供所需的物理提供所需的物理性能，导热、绝缘等性能，导热、绝缘等性能，导热、绝缘等性能，导热、绝缘等6 6（3 3 3 3）机构分系统的功能）机构分系统的功能）机构分系统的功能）机构分系统的功能1 1 1 1）卫星机构的定义）卫星机构的定义）卫星机构的定义）卫星机构的定义：是卫星上产生动作的部件，至少由一个：是卫星上产生动作的部件，至少由一个：是卫星上产生动作的部件，至少由一个：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运动部件和一个动力源

9、及反馈装置组成。机构的作用是使航天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。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。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。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）、展开结构机构主要有压紧释放机构（太阳电池阵或天线）、展开结构机构主要有压紧释放机构（太阳电池阵或天线）、展开结构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

10、接分离机构（舱段连接）（太阳电池阵或天线）、锁定结构、连接分离机构（舱段连接）（太阳电池阵或天线）、锁定结构、连接分离机构（舱段连接）（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（、驱动机构（、驱动机构（、驱动机构（SADASADASADASADA）、消旋机构和缓冲结构等。）、消旋机构和缓冲结构等。）、消旋机构和缓冲结构等。）、消旋机构和缓冲结构等。2 2 2 2）卫星机构的功能：）卫星机构的功能：）卫星机构的功能：）卫星机构的功能：1 1 1 1）形成和释放星上部件的连接或紧固状态）形成和释放星上部件的连接或紧固状态）形成和释放星上部件的连接或紧固状态）形成和释放星上部

11、件的连接或紧固状态2 2 2 2）使卫星与运载火箭之间或星上各部件之间相互分离）使卫星与运载火箭之间或星上各部件之间相互分离）使卫星与运载火箭之间或星上各部件之间相互分离）使卫星与运载火箭之间或星上各部件之间相互分离3 3 3 3）使星上部件展开到所需位置或展开成所需形状）使星上部件展开到所需位置或展开成所需形状）使星上部件展开到所需位置或展开成所需形状）使星上部件展开到所需位置或展开成所需形状4 4 4 4）使星上部件保持指向规定的目标）使星上部件保持指向规定的目标）使星上部件保持指向规定的目标）使星上部件保持指向规定的目标7 7(4)(4)对结构与机构分系统的要求对结构与机构分系统的要求

12、其要求主要包括结构的外形尺寸；主承力构件的形式其要求主要包括结构的外形尺寸；主承力构件的形式其要求主要包括结构的外形尺寸；主承力构件的形式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（包括传力线路的分析）；次结构件的设计要求（安装仪器（包括传力线路的分析）；次结构件的设计要求（安装仪器（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，质设备的位置、尺寸和质量）；对结构分系统的质量分配，质设备的位置、尺寸和质量）；对结构分系统的质量分配，质设备的位置、尺寸和质量）；对结构分系统的质量分配，质

13、心位置的确定心位置的确定心位置的确定心位置的确定;对航天器系统的刚度提出要求对航天器系统的刚度提出要求对航天器系统的刚度提出要求对航天器系统的刚度提出要求(包括天线和太阳包括天线和太阳包括天线和太阳包括天线和太阳翼收拢和展开状态翼收拢和展开状态翼收拢和展开状态翼收拢和展开状态)；与运载火箭接口设计要求；对结构提出；与运载火箭接口设计要求；对结构提出；与运载火箭接口设计要求；对结构提出；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；对结构各整星起吊接头设计、停放支座设计、基准面要求；对结构各整星起吊接头设计、停放支座设计、基准面要求；对结构各整星起吊接头设计、停放

14、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（如航天器与运载火部段尺寸精度要求；卫星坐标系的确定（如航天器与运载火部段尺寸精度要求；卫星坐标系的确定（如航天器与运载火部段尺寸精度要求；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，箭对接的轴线，入轨后该轴线是朝飞行方向还是对地方向，箭对接的轴线，入轨后该轴线是朝飞行方向还是对地方向，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（如静止轨或是背地方向等）；热控对结构件或材料的要求（如静止轨或是背地方向等）；热控对结构件或材料的要求（如静止

15、轨或是背地方向等）；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）道固体远地点发动机外需设计有耐高温的隔热屏）道固体远地点发动机外需设计有耐高温的隔热屏）道固体远地点发动机外需设计有耐高温的隔热屏）,返回航天返回航天返回航天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。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。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。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。8 8（5 5）结构和机构的设计的主要过程）结构和机构的设计的主要过程 1 1）确定要求：）确定要求：）确定要求：）确定

16、要求：-任务任务任务任务-运载工具：强度、刚度、模态、接口、包络、重量运载工具：强度、刚度、模态、接口、包络、重量运载工具：强度、刚度、模态、接口、包络、重量运载工具：强度、刚度、模态、接口、包络、重量 振动、噪声、冲击振动、噪声、冲击振动、噪声、冲击振动、噪声、冲击 星箭耦合分析星箭耦合分析星箭耦合分析星箭耦合分析-工作环境：生产工作环境：生产工作环境：生产工作环境：生产任务完成任务完成任务完成任务完成2 2）结构布局）结构布局）结构布局）结构布局-分系统要求：自旋惯量、视场、指向、羽流分系统要求：自旋惯量、视场、指向、羽流分系统要求：自旋惯量、视场、指向、羽流分系统要求：自旋惯量、视场、指

17、向、羽流-外轮廓外轮廓外轮廓外轮廓-可接近性：蓄电池更换、落焊可接近性：蓄电池更换、落焊可接近性：蓄电池更换、落焊可接近性：蓄电池更换、落焊-可生产性可生产性可生产性可生产性-确定负载路径、质心确定负载路径、质心确定负载路径、质心确定负载路径、质心9 9（5 5）结构和机构的设计过程）结构和机构的设计过程 3 3）设计方案选择：）设计方案选择：）设计方案选择：）设计方案选择：-结构型式结构型式结构型式结构型式-材料：铝、材料：铝、材料：铝、材料：铝、4 4）仿真分析和试验）仿真分析和试验）仿真分析和试验）仿真分析和试验-设计分析设计分析设计分析设计分析-仿真仿真仿真仿真-可接近性可接近性可接近

18、性可接近性-可生产性可生产性可生产性可生产性-确定负载路径确定负载路径确定负载路径确定负载路径-试验试验试验试验1010a.a.承力筒式承力筒式承力筒式承力筒式1111b.b.箱板式箱板式箱板式箱板式1212c.c.桁架式桁架式桁架式桁架式1313d.d.外壳式外壳式外壳式外壳式1414e.e.e.e.混合式混合式混合式混合式常见常见结构结构三棱柱结构三棱柱结构扩展性和适应性强扩展性和适应性强资源利用低资源利用低整体构型布局难整体构型布局难承力筒板式结构承力筒板式结构主要适于大型卫星主要适于大型卫星纯板式结构纯板式结构承载能力弱承载能力弱500kg以内以内框架面板式结构框架面板式结构承载能力大

19、承载能力大2、热控分系统设计1717（1 1）热控分系统的功能）热控分系统的功能）热控分系统的功能）热控分系统的功能 卫卫星星热热控控制制就就是是通通过过对对卫卫星星内内外外的的热热交交换换过过程程控控制制，保保证证星星体体各各个个部部位位及及星星上上仪仪器器设设备备在在整整个个任任务务期期间间都都处处于于正正常常工工作作的的温温度度范范围围。热热控控制制有有被被动动式式热热控控制制和和主主动动式式的的热控制。热控制。外热源：外热源：太阳太阳6000K6000K（1353W/m1353W/m2 2）地球地球 辐射为主、辐射为主、4K冷空间、冷空间、无对流无对流微重力微重力1818（2）对热控分

20、系统的要求）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。它的任务是热控分系统和其它各个分系统都有关系。它的任务是热控分系统和其它各个分系统都有关系。它的任务是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。保证各个分系统在轨运行各个阶段的工作温度范围。保证各个分系统在轨运行各个阶段的工作温度范围。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：航天器上各类设备的要求大致有：航天器上各类设备的要求大致有：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一般电子设备的工作温度范围是一般电子设备的工作温度

21、范围是一般电子设备的工作温度范围是0 0 0 0 40404040；*镉镍蓄电池的工作温度范围是镉镍蓄电池的工作温度范围是镉镍蓄电池的工作温度范围是镉镍蓄电池的工作温度范围是5 5 5 5 20202020；*太阳太阳太阳太阳电电池的池的池的池的工作温度范围工作温度范围工作温度范围工作温度范围是控制在是控制在是控制在是控制在-100100100100 +100+100+100+100（但从要求来（但从要求来（但从要求来（但从要求来说说，应应控制在低端，因控制在低端，因控制在低端，因控制在低端，因为为工作温度越工作温度越工作温度越工作温度越低，低，低，低，太阳太阳太阳太阳电电池的效率就越高）；池

22、的效率就越高）；池的效率就越高）；池的效率就越高）；*液体推液体推液体推液体推进剂进剂的温度要求保持在的温度要求保持在的温度要求保持在的温度要求保持在7 7 7 7 35353535（所以，（所以，（所以，（所以，连连接到小接到小接到小接到小推力器的管路几乎都要加热推力器的管路几乎都要加热推力器的管路几乎都要加热推力器的管路几乎都要加热）；）；）；）；1919 *红红外相机敏感器要求在极低温度下工作（低于外相机敏感器要求在极低温度下工作（低于外相机敏感器要求在极低温度下工作（低于外相机敏感器要求在极低温度下工作（低于120 120 120 120 K K K K ）；）；）；）；*高分辨率相机

23、高分辨率相机高分辨率相机高分辨率相机对对工作温度范围要求极高（有的要求工作温度范围要求极高（有的要求工作温度范围要求极高（有的要求工作温度范围要求极高（有的要求控制在控制在控制在控制在2 2 2 2 内）内）内）内）其它和热控分系统设计有关的要求还有：轨道高度、其它和热控分系统设计有关的要求还有：轨道高度、其它和热控分系统设计有关的要求还有：轨道高度、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、天线及太阳太阳角、卫星结构材料、仪器设备的发热量、天线及太阳太阳角、卫星结构材料、仪器设备的发热量、天线及太阳太阳角、卫星结构材料、仪器设备的发热量、天线及太阳

24、翼的遮挡等。翼的遮挡等。翼的遮挡等。翼的遮挡等。2020）常用的一些热控分系统的方法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、半被动式热控分系统一般采用的方法可分为被动式、半被动式热控分系统一般采用的方法可分为被动式、半被动式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。和主动式。和主动式。和主动式。被动式被动式被动式被动式是指没有活动部件或加热器；半被动式是指采是指没有活动部件或加热器；半被动式是指采是指没有活动部件或加热器；半被动式是指采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用由热敏器件驱动的简单的控制装

25、置来打开或关闭导热通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、机械道，使热量散出，如百叶窗；主动式是指电加热器、机械道，使热量散出，如百叶窗；主动式是指电加热器、机械道，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。循环泵和冷冻机等。循环泵和冷冻机等。循环泵和冷冻机等。2121 被被动动式式热热控控制制一一般般是是根根据据仪仪器器设设备备发发热热量量的的大大小小，进进行行合合理理的的布布局局设设计计和和选选取取不不同同的的热热控控材材料料来来处处理理航航天天器器内内外外热热

26、交交换换。如如在在航航天天器器的的表表面面覆覆盖盖特特殊殊的的温温控控涂涂层层，以以降降低低表表面面的的太太阳阳吸吸收收率率与与热热辐辐射射率率的的比比值值；在在航航天天器器的的不不同同部部位位或或是是仪仪器器之之间间布布置置热热管管，把把热热端端的的热热量量导导向向冷冷端端，减减少少仪仪器器设设备备之之间间的的温温度度差差；在在仪仪器器表表面面包包敷敷多多层层隔隔热热材材料料或或低低辐辐射射率率涂涂层层，防防止止热热量量散散失失或或阻阻隔隔其其它它热热量量；采采用用变变相相材料吸收和释放热量等。材料吸收和释放热量等。2222 无人航天器的热控无人航天器的热控无人航天器的热控无人航天器的热控9

27、595是用被动式。被动式使是用被动式。被动式使是用被动式。被动式使是用被动式。被动式使用的元、部件有热管用的元、部件有热管用的元、部件有热管用的元、部件有热管（与同样直径的铜棒相比，传（与同样直径的铜棒相比，传（与同样直径的铜棒相比，传（与同样直径的铜棒相比，传热量是铜棒的热量是铜棒的热量是铜棒的热量是铜棒的200-300200-300倍）倍）倍）倍）、导热板、相变材料、导热板、相变材料、导热板、相变材料、导热板、相变材料（如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、多（如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、多（如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、多（如石蜡，用于温度突变的峰值）、热控涂层、

28、多层绝热材料（主要绝热材料是镀鈻聚脂薄膜）、二层绝热材料（主要绝热材料是镀鈻聚脂薄膜）、二层绝热材料（主要绝热材料是镀鈻聚脂薄膜）、二层绝热材料（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）、采次表面镜（外表面吸收系数小，辐射系数大）、采次表面镜（外表面吸收系数小，辐射系数大）、采次表面镜（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。接触用专用结构的热辐射器、隔热垫和隔热屏等。接触用专用结构的热辐射器、隔热垫和隔热屏等。接触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热阻和导热填料热阻和导热填料热阻和导热填料2323 主动

29、式热控制，在采用被动热平衡技术还主动式热控制，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控制设备的温

30、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件下，采用风扇等措施，强迫实现舱内的气流流动。流动。24243 3）卫星热控概貌）卫星热控概貌2525图图 可展开热辐射器可展开热辐射器热控热控 各设备与热管网络的关系各设备与热管网络的关系散热面设计初步设想散热面设计初步设想u载荷与平台一体化热控设计u被动热控措施为主，主动热控措施为辅u主、辅散热面u舱内等温化涂层、填料、热管u偏低温度设计u分级的主动热控u扩热热管网络u上升段热控策略加热与调姿谢谢！谢谢！2025/7/1128结构和机构的功能结构和机构的功能结构和机构的功能结构和机构的功能:结构和机构分系统是安装、连接航天

31、器的所有系统的仪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，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在轨道上工作所需要的的尺寸，而同时

32、又满足运载火箭整流罩的允许空间，许多航天尺寸，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器都设计了可展开形式形式的结构，这种结构在发射时的结构，这种结构在发射时处于收拢处于收拢状态，状态，在运载火箭的有限容积内（整流罩），发射飞行期间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大的结构，使许多折叠的部件投入正常工作2025/7/112

33、9 需要返回的航天器，它在返回过程中的具体任务要求是保需要返回的航天器，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而损失着陆缓冲形式的结构。另

34、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。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结构主结构的规模。刚度和发射的振动环境是决定辅助主结构的规模。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。件组成。卫星集成与装配流程平台平台/载荷集成荷集成指指标初初测EMC传导结构构试验EMC辐射射热试验指指标测试发射射卫星装配集成测试卫星装配集成测试（AIT）过程）过程卫星的装配集成与测试卫星的装配集成与测试