空間技術航天技術概論(存儲版)
【正文】 C ??? ? ?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。 ? 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。 圖幅寬約 280公里，長約 460公里。高分辨率成像 嫦娥二號衛(wèi)星的六大探測任務 航天飛機 航天飛機 是一種 可重復使用的有翼式載人航天器。分為兩代：第一代為積木式構型，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結構，然后將多個艙段和設備安裝在桁架上，如果及阿爾法空間站。驗證 x頻段的測控技術 5。 嫦娥一號衛(wèi)星（ 2022年 10月 31號 ,繞月高度 100km ） 嫦娥二號衛(wèi)星（ 2022年 10月 1日 ,繞月高度 100km 2022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。 半 彈道式再入飛行器： 升阻比 L/D大于零，小于 。 采用微波的 L波段（ 1~2GHz）、 S波段（ 2~4GHz） 無線電規(guī)則： 1525~1535MHz（地到星） 2025~2110MHz（地到星，星到星） 2200~2290MHz（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。 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 700~800℃ 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 器的溫度保持在允許的溫度范圍內(nèi)。 ?姿態(tài)指向精度為 1176。 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 。 — 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。 某些任務的需要，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)。 23 2 /2 1 6 . 6 5 k m / sESEvv 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 22 SSSv R??223 2 /SEEvvR???由 能 量 方 程 ：2 / 2 1 2 . 3 4 3 k m / sS E S Ev v v? ? ?SESv 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 轉周期相同，衛(wèi)星的軌道為赤道上空的圓軌道。 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 人造地球衛(wèi)星的軌道 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 滑 行 入 軌 轉移軌道入軌 停泊軌道入軌 研制工廠 技術陣地 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 緊急關機檢查 再總裝及檢查 轉 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 滑行入軌 第一級 第二級 第三級 衛(wèi) 星 地 球 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，動量矩是守恒的。 長半軸： a= 短半軸： b= 扁率： a=(ab)/a=1/ 黃道面：地球
畢業(yè)設計相關推薦
鄂ICP備17016276號-1