国际空间站_各系统设计.pdfVIP

载 人 航 天 □□“国际空间站”是一个十分复 杂的系统，它由电源系统（EPS）， 热 控 系 统 （ T C S ） ， 通 信 与 跟 踪 系 统 （ C T S ） ， 制 导 、 导 航 与 控 制 （ G N C ） 系 统 ， 结 构 与 机 构 （SM）系统，环境控制和生命保障 系统（ECLSS），指令与数据处理系 统（CDH），机器人系统（RS）， 飞行乘员系统（FCS），有效载荷系 统（PL）10个系统组成。这些系统为 航天员在站上进行科学研究提供了安 全、舒适、可居住的环境，保障站上 有效载荷、硬件、软件和乘员设施的 正常运行。 1 电源系统 “国际空间站”的电源系统采用太阳能发电方 式。站上有2个互连系统，即美国舱段的124V系统和 俄罗斯舱段的28V系统，2个系统通常状态下是相互 独立的，但通过直流变换器互连后可允许电力双向 传输。 美国舱段电源系统是一种分配电源系统，即在 局部区域（光伏太阳电池阵）产生电源，然后分配给 各个舱使用。它分为3个分系统：一次电源系统、二 次电源系统和辅助系统。美国舱段使用光伏电池模块 （PVM）产生和贮存一次电源，一次电源被转换成二 次电源，通过转换器，二次电源分出众多路径输送到 “国际空间站”独立的电源用户。光电模块是增大一 次电源生产能力的独立发电厂。而二次电源系统是集 成到“国际空间站”的桁架、舱段和设备机柜内的本 地电网。辅助分系统包括热控、接地和指令与控制。 22 Space International / 国际太空 2012.3 载 人 航 天 “国际空间站”各系统设计 范嵬娜 （北京空间科技信息研究所） Space International / 国际太空 2012.3 23 载 人 航 天 俄罗斯舱段电源系统采用本地化体系结构，曙 每个组件的容量为81A h。可充电镍氢电池用于没 • 光号多功能货舱和星辰号服务舱都具有独立的电源系 有太阳光照射时的空间站电源供应；每90min工作 统，产生、存储和消耗各自的电能。 35min；工作寿命6.5年。在日照区，电池由发电系 电源系统的技术指标如下。 统充电，在阴影区电池放电。在用电高峰或发电系统 （1）供电功率 故障时，电池组也可提供电源。在正常供电情况下， 站上总功率：110kW；平均功率：30kW；最小 电池组仅按30%的放电深度设计。 连续功率：26kW。 2 热控系统 （2）电压体制 美国舱段：一次电源160V，二次电源124V；俄 “国际空间站”上的热控系统由被动热控系统 罗斯舱段：28V。 和主动热控系统组成。美国与俄罗斯舱段热控分别进 （3）太阳电池翼 行控制。 总数量为8个（4对）；尺寸：完全展开时，每 被动热控系统利用多层隔热组件、热控涂层、 个长35m，宽12m；完全收缩时，每个长4.57m，高 加热器、热管等元器件，以及选择空间运行姿态的 51cm；每个功率为32.8kW；总面积约3000m2 。 办法来维持各结构体和轨道可更换单元所需的温度 每个电池翼包括2块可伸缩的太阳电池