Question

航天器制造方式方法？

Answer 1

航天器的制造分初样产品和正样产品两个阶段进行。初样产品制成后进行各种地面试验，包括破坏性试验。根据初样产品的试验结果对设计作修正后，才能制造正样产品。　　制造特点 　航天器的重量限制和工作环境对制造技术提出了一些特殊要求：①大量使用高强度、高弹性模量的金属材料(钛、钼、铌、钽等)和各种复合材料。这些材料的应用有利于减轻结构重量,但是加工性能差,需要采用新的制造技术。②采用高精度的零、部件制造和检测技术。为实现准确地入轨、定点、空间对接和返回地面，航天器的许多控制功能部件、密封舱门和起基准作用的大尺寸薄壁框架等，都要有很高的制造精度。自旋稳定卫星要保证几何轴线与惯性主轴间的夹角在百分之一度的范围内，以减小卫星在空间的进动与章动。③采用各种特殊的表面涂层。航天器工作环境十分严酷，因此各种结构的外表面要覆盖具有特殊性能的涂层，并能在空间飞行环境中保持稳定。④采用可靠的连接技术和洁净的制造环境。人造地球卫星需要连续工作若干年，载人航天器需要保证航天员的生命安全。载人飞船的焊缝、焊点如在工作中失效或管路中混入微细的夹杂物，都会导致严重的后果。　　制造技术 航天器的制造与其他飞行器制造相似,但在舱体制造、复合材料应用、表面涂层、总装检测、特性测试和气密性检查方面有本身的一些特点。　　舱体制造　舱体采用薄壁结构，主要用高强度铝合金和钛合金制造。铝合金蒙皮多用滚弯和拉弯制成；钛合金蒙皮，包括波纹板，用热压成形。舱门经过精密机械加工或数控加工，以保证良好的密封性。铝合金封头采用爆炸成形，钛合金球底用超塑性成形(见精密锻压)。框架型材在滚弯或拉弯成形后,经氩弧焊或闪光对焊,再精加工到规定的尺寸，最后经热处理消除残余应力，稳定尺寸，使框架在长期工作过程中尺寸变化不超出规定的公差。检验合格的蒙皮、舱门、封头和框架，用铆接或焊接方法组装成舱体，并作密封试验。最后在舱体蒙皮上涂覆合适的温控涂层。　　复合材料的应用　复合材料的特点是可以根据结构的具体要求来设计材料，可用于制造舱体蒙皮、舱门、仪表板和支架、太阳能电池阵结构和大型抛物面天线等。　　表面涂层　航天器表面涂层要满足温控系统的要求，最重要的是保证太阳能吸收率(αS)对红外线辐射率(εH)的比值(αS/εH)；为获得不同的αS/εH值,须采用不同的表面涂层。表面涂层主要有:①涂漆:这类涂层的热辐射性质可控范围大,重复性能好,成本低,工艺简单,可用于返回式航天器表面。②电化学涂层：电镀、化学镀、阳极氧化、化学抛光等，可用作科学卫星蒙皮的涂层。③第二表面镜涂层：又称光学太阳反射器，是在透明的薄片或薄膜的背面（第二表面）镀上一层具有高反射率的金属(银、铝)，这样组合的αS/εH值极低，已用于通信卫星上。④自控涂层：当表面温度升高时，这种涂层表面的反射率也随之提高。　　总装检测　将各系统的设备、仪器、电缆和管路与舱体装配成完整的航天器。一般采用垂直装配方式。总装后的航天器经过仪器安装位置的精度测量、质量特性测试、整体密封性检查、系统匹配性检查和性能测试。有些航天器还要在特制的吸波室内测试天线方向图。　　质量特性测试技术　为满足卫星在空间运行高精度的姿态要求，在总装后需要测试质量特性,包括称重,测重心，静、动平衡和惯性矩测量。动平衡是为了保证卫星在工作转速下离心力所引起的振动或动载荷处在规定的范围内。惯性矩测试是经过动平衡调正后，实际测出其x、y、z三轴向的惯量值。航天器的刚性小，转速低（20～90转/分），平衡精度要求高,又没有定位的支撑点，需要用动平衡机测试。中国研制的立式气浮动平衡机（见图），既能进行动平衡试验，又能测量惯性矩。　气密性检查　航天器在总装后需要在模拟实际工作压力条件下检查整体气密性，检测航天器密封系统的漏气率。检漏方法有两种：①用氦质谱检漏仪和大型真空罐检查；②用放射性同位素氪85检漏。后者检漏的精度高，有较宽的检漏范围，不需要对罐体抽真空，因而成本低，使用方便。

Answer 2

各类航天器所用与遮蔽阳光有关的太阳能电池组帆板、太阳能电池组帆板开伞机构和散热器表面热量控制的广泛领域中的现有技术。
授予安德鲁、安其汀的美国专利US 4,133,502描述多个太阳能电池组，在发射期间它们极为均衡地储藏在航天器周围，以便提供平衡的载荷。当航天器是在运行姿态时，航天器一侧的太阳能电池组帆板彼此相邻地展开，实际上形成一个整个的太阳能电池组帆板，而该整个的太阳能电池组帆板可由一个共用的驱动机构定向，使其面对太阳。
授予Guy G.Mouilhayrat等的美国专利US 4,508,297描写了一种带叶片的太阳能电池板的赤道(同步)轨道卫星，太阳能电池板相对于赤道平面倾斜一定的角度。因此，天线的视野是开放的，并且可以接受扰动扭矩。
授予海若史翠克伯格(Harold P.Strickberger)的美国专利US5,372,183描述了一种适于在低倾斜角地球轨道运行的航天器，它包括限定航天器内部体积的北、南、东和西面板。北和南面板彼此相对配置，而东和西面板彼此相对配置。航天器内部容积一般地讲最好没有实质上限制面板之间热辐射的结构部件。北和南面板通常安装航天器设备，它们中的每一个包括传导性的热管，用于减少贯穿每一面板上的温度差。北、南、东和西面板的外部表面具有一个覆盖层，最好是光学的太阳光反射器(OSR)，用于从那里辐射热能，其中太阳光反射器的太阳能吸收率实质上比它们的热辐射系数小。北、南、东和西面板的内部表面有一覆盖层，用于有效地辐射在面板之间穿过内部容积的热能。
授予哈诺西基的美国专利US 4,725,023描述了一个同步自旋稳定卫星，它包括一个用于稳定的旋转鼓，它环绕着与地球的轴平行的一旋转轴自旋。一个装有太阳能电池的叶片部件可以围绕同一个轴直接旋转的，并且被控制为使太阳能电池面对太阳。一个止自旋平台支持通信机构，并且使该机构保持指向地球上的一个相对固定的点。一个用于防止太阳光的遮蔽装置附加到叶片部件上，用于遮蔽装在所述止自旋平台上的电子设备，并可随其旋转。因此，遮蔽装置将总是布置在太阳和止旋平台之间。然而，该遮蔽装置也阻挡了来自止旋平台的热辐射，而且它本身在日光中也变热，并向止旋平台辐射热，这就降低了从航天器到宇宙空间的热传递效率。
对于已有技术，本发明与其之间的不同是显而易见的。
本发明的目的是完全免除或大量减低航天器上散热板吸收的太阳能，并使(遮阳的)散热器板辐射系数的降低幅度最小。为达到这个目的，遮阳器的设计及材料的选择(将在后面讨论)必须具有如下的特性它的相关辐射表面对太空空间的视野障碍最小；遮阳器正(向阳)面的阳光吸收系数要低，吸收的热能高辐射到太空空间；遮阳器正(向阳)面和背(背阳面)之间的热阻必须较高。
本发明还提供一种适用于具有低太阳入射角的航天器的遮阳器装置，能够完全消除或大量减少入射在该航天器的这些面上的太阳能。适用本发明的航天器的类型包括，在赤道轨道或低倾角轨道，或具有低轨道-太阳角的太阳同步轨道运行的航天器。例如，对于三轴稳定的地球指向同步航天器，这些遮阳的侧面可以是南向或北向主体板中的一个或是两者。另例，对太阳同步轨道航天器，所述遮阳的侧面可以是所述这些面或者面向偏离俯仰轴的主体板中的一个或两者(即与标准和非标准轨道面平行的面)。本发明还可适用于除地球指向型和太阳同步类型之外的航天器，其中太阳光是以相对于散热器表面的低入射角照射在航天器上的。在这些航天器中那些主散热器表面可以由本发明的装置遮蔽。
根据本发明的第一种实施例，提供一种航天器，用于将被阳光照射的空中体绕轨道旋转，该航天器包括散热器表面，用于将来自航天器的热辐射到宇宙空间，以及安装在所述航天器上的遮阳装置用于从日光射线中遮蔽所述散热器表面，其特征在于，所述遮阳装置可位于实质上从日光中遮蔽整个散热器表面，而实质上不妨碍来自所述散热器表面的热辐射进入宇宙空间。
用于从散热器表面

Answer 3

制作航天飞机，要分为三部分制作，首先要制作轨道器，这是航天飞机的的核心部分，是整个航天飞机系统中唯一可载人、可重复使用的部分。这部分最为复杂。第二部分是固体助推器，固体助推器的作用是助推，用于补充主发动机推力的不足。第三部分是外贮箱，就是为航天飞机的主发动机提供液体燃料的储油箱。
　　航天飞机（Space Shuttle，又称为太空梭或太空穿梭机）是可重复使用的、往返于太空和地面之间的航天器，结合了飞机与航天器的性质。它既能代表运载火箭把人造卫星等航天器送入太空，也能像载人飞船那样在轨道上运行，还能像飞机那样在大气层中滑翔着陆。航天飞机为人类自由进出太空提供了很好的工具，它大大降低航天活动的费用，是航天史上的一个重要里程碑。
　　航天飞机实际上是一个由轨道器、外贮箱和固体助推 火箭助推器 器组成的往返航天器系统，但人们通常把其中的轨道器称作为航天飞机。
　　（1）轨道器：轨道器是航天飞机的核心部分，是整个航天飞机系统中唯一可载人、可重复使用的部分。
　　（2）固体助推器：固体助推器的作用是助推，用于补充主发动机推力的不足。以供再用。
　　（3）外贮箱：航天飞机的主发动机是液体火箭发动机，推进剂是液体燃料液态氧和液态氢。液体推进剂不装在航天飞机上，而是装在一个独立的可以抛弃的外贮箱里面。采用这种结构形式，可以减少航天飞机轨道器的尺寸和重量，否则航天飞机的轨道器非常庞大。