更新时间：2024-07-01 12:21
航天器由不同功能的若干分系统组成。这些系统一般可分为专用系统与保障系统两大类。专用系统用于直接执行特定的航天任务，例如通信卫星的转发器、通信天线等；侦察卫星的可见光照相机、电视摄像机等；空间站上供航天员进行试验和观测用的各种专用设备。各类航天器的保障系统是类似的，一般包括结构系统、热控制系统、电源系统、姿态和轨道控制系统、生命保障系统和返回着陆系统等。
载人航天器结构系统是为航天员提供在航天器内的生存空间，为各分系统的仪器设备提供支撑和固定，传递和承受在地面、发射、在轨运行和返回状态下的所有载荷，完成规定动作，并具有规定强度和刚度的机械部件和组件的组合。
不论怎样复杂的载人航天器，它们的结构系统基本都是由舱体结构、防热结构、舱段之间和舱段与部件之间的连接与分离装置、航天器之间的空间对接装置、用来完成各种规定动作和运动的机构或装置所组成。
载人航天器结构分系统的主要功能是：
1)实现航天器的总体构型。实现航天器外形构型；为航天员提供生存空间，为此需要为航天员提供密封舱和密封通道；为航天器与运载火箭提供机械连接界面；为航天器的停放、起吊、包装、运输提供操作界面，因为这类地面操作一般通过地面机械设备实施，所以航天器结构需考虑与地面机械设备的机械接口界面。
2)支撑、承载功能。为安装在航天器上的所有仪器设备、传感器、电缆、管路等提供支撑，承受和传递航天器上所有载荷。结构应保证在载荷作用下，使航天器不发生破坏，不发生有害变形。
3)防热功能。航天飞机机身和载人飞船返回舱的防热结构、防热大底、舷窗和瞄准镜窗口、舱外分离密封板等结构具有防热功能，防热结构可以为航天器返回时提供热保护。
4)密封功能。
5)分离功能。
6)着陆或落水的缓冲功能。
采用有限元模型进行结构设计，可以计算各种载荷、各种边界条件下的动力响应，和结构动力试验相比较费用较低。但是，针对实际对象建立的有限元模型，因边界条件和连接条件的简化、几何模型和本构关系的近似、系统阻尼的人为引入等原因，往往会产生一定误差。为把这些误差减到工程允许范围内，必须进行适当的结构动力学试验。
对于现代复杂航天器，由于在轨构形复杂和规模庞大，在地面进行全尺寸结构试验往往是不可能的；即使对发射收拢状态的航天器，做全尺寸结构星试验虽然是可能的，但是存在：试验费用大；研制周期拉长；实物完全造出来后才能试验；试验不合格时改进设计在时间和经费上都会造成很大浪费等。实践表明，对于复杂的航天器结构，有限元模型预示与试验结果之间往往存在明显误差。消除这种误差，可借助于结构模型修正技术。
现代航天器设计大都采用平台化、结构化和模块化技术，以缩短研制周期、降低研制成本和提高可靠性。结构模型修正的目的任务，就是利用成熟卫星平台按有效载荷要求进行适应性改造，因此仅需对部分改造结构进行实验，以对原平台有限元模型进行修正，使其有限元模型能代表新平台的结构模型，从而省掉结构星实验，既节省经费又能缩短周期。
模型修正方法包括矩阵型修正方法和参数型修正方法。矩阵型修正方法的修正对象是模型中的总体矩阵或子结构的总体矩阵。参数型修正方法的修正对象是模型中的矩阵元素或者结构的设计参数，包括物理参数和几何参数。Roy等提出了三条标准定性地对两者进行评价：修正后的有限元模型的物理意义；修正后元素与矩阵以及质量阵与刚度阵之间的关联性；修正的真实性（针对修正后出现了虚元和负刚度）。从这三条标准看，参数型修正方法更具有优越性。
结构模型修正属于结构动力学的反问题，其关键问题主要有：①有限元模型的自由度与试验模型的自由度相比，其数量差异很大且含义不同；②误差定位较困难；③缩聚后模型求出的特征参数与实测的特征参数符合，并不能保证回到修正后的有限元模型时，两者仍能保持一致；④修正后的计算模型与试验模型在低阶模态的吻合，不能证明高阶模态是否较原模型有所改善；⑤修正后的模型不是唯一的。
人造卫星结构系统
根据卫星结构本身承受载荷的功能，可把整个卫星结构作如下所述的划分。
(1)主结构
主结构或称主承力结构，它是卫星结构中的“脊梁”。主结构与运载火箭对接，把载荷从运载火箭传递到航天器，构成载荷传递路径，主要承受发射时火箭推力传来的载荷。卫星主结构的主要结构形式有中心承力筒结构、杆系结构、箱形板式结构、壳体结构。另外，主结构也可包括卫星与运载火箭的对接段和卫星上的发动机支架。
(2)次结构
次结构是由上述主结构分支出来的卫星上其余各种结构，如各种仪器设备的安装结构和卫星外壳结构等。另外，次结构也可包括展开式太阳能电池板结构和某些天线结构。次结构不仅要考虑卫星发射时载荷的作用，还应考虑发射时噪声的作用、空间温度交变环境的影响、与姿控分系统的相互干扰、空间位置稳定性等各种因素。
多数卫星采用中心承力筒形式作为主结构，图1就是一个实例。
图1示的INTELSAT V通信卫星中心承力筒由一段直筒和一段锥筒组成，它们通过远地点发动机框连接在一起。简体为不对称蜂窝夹层结构，碳纤维/环氧树脂复合材料面板由高强碳纤维T300织布和高模量碳纤维混合铺成，芯材为铝蜂窝芯子。蜂窝夹层筒体与发动机框和包带分离框是通过胶粘剂胶接，并辅助以铆钉连接而成的。
载人飞船结构系统
载人飞船一般由乘员返回座舱(返回舱)、轨道舱、服务舱、对接舱、应急救生装置、太阳翼(太阳能电池板)等部分组成。
结构分系统的主要任务是为航天员提供密封的压力舱，为其他分系统提供安放各种仪器设备、流体管道和电缆等的适当空间和连接支架等。飞船返回舱结构还必须具有防护气动热的防热结构。
机构指一些可动的结构部件，包括太阳能电池板和天线等的展开机构，舱门的关启机构以及与空间站对接的对接机构等。
飞船舱段结构有密封结构和非密封结构两大类。飞船的返回舱(座舱)、轨道舱等属密封结构。飞船的资源舱、推进舱和仪器舱等通常为非密封结构。与机身结构相似，受力元件主要是蒙皮、隔框和桁条等。
返回舱是飞船的核心舱，在结构设计中，应具有承受内部压力的结构强度，防护屏厚度应不致被微流星或空间垃圾击穿，并具有一定的辐射屏蔽能力，保护航天员的健康。
以联盟号返回舱结构为例，返回舱结构由内部金属结构和外部防热结构组成。内部金属结构为铝合金结构，用以承力和安装仪器设备，包括前端框和后端框、侧壁金属结构以及密封大底。
侧壁金属结构的上部为球段、中部为锥段、下部为筒段，由蒙皮、隔框和桁条等组成。桁条主要用于承受发射救生时作用在返回舱上的轴向过载。桁条采用等强度设计，截面尺寸从前端框开始到球锥相切处，由大变小。隔框主要用来承受横向载荷以及内压和外压，保持返回舱口的气动力外形。
密封大底与侧壁密封连接。密封大底为端框加球底夹层结构。球底夹层为蜂窝式夹层结构，在改进的联盟-T和联盟-TM中，蜂窝夹层结构改为双层蒙皮，中间具有径向加强筋的结构形式。密封大底上安装仪器设备。仪器设备固定在与端框焊成一体的主承力梁上。梁中间底部与内蒙皮之间有100 mm的间隙，用软铝板冲成的‘‘[’’形框连接，使飞船着陆时，大底产生变形，减弱着陆冲击对安装在大底上的仪器设备的影响。
航天飞机结构系统
航天飞机是一种可从空间轨道上整体返回，具有在指定机场跑道上着陆能力的、带翼的多次重复使用的载人或不载人的航天器。航天飞机可以将各种有效载荷(例如各种卫星等)直接送入近地轨道。航天飞机进入近地轨道的部分叫做轨道器。由于轨道器具有一般航天器所具有的各种分系统，所以它可以完成包括人造地球卫星、货运飞船、载人飞船甚至小型空间站等许多功能。它还可以完成一般航天器所没有的功能，如向近地轨道施放卫星，从轨道上捕捉、维修和回收卫星等。
各种航天飞机虽然总体方案有所不同，但是在构造原理上却是相似的。下面仅以美国的航天飞机为例进行介绍。美国的航天飞机主要由两个助推器、一个外挂贮箱和一个轨道器组成。由于助推器和外挂贮箱的构造与弹道式导弹和运载火箭的构造类似，故不赘述。
轨道器是航天飞机的核心部分，也是设计最困难和结构最复杂的组成部分。它所经历的飞行过程及环境比现代飞机要恶劣得多。它的气动外形既要适合于在大气中作高超声速、超声速、亚声速和水平着陆时的低速飞行，又要有利于防护气动力加热。轨道器从结构上讲包括机身、机翼、尾翼和着陆架。机身又可分为前段、中段和尾段三部分。
前段机身包括头锥和乘员舱。头锥内有由反作用喷管组成的姿态控制系统。乘员舱为铝合金和加强骨架焊接而成的密封舱，共有71．5m3的空间。整个乘员舱分上、中、下3层：上层是驾驶舱；中层是生活舱；下层是仪器设备舱。一般情况下乘员舱可容纳4～7人，紧急情况下可容纳10人。轨道器的乘员舱是密封的，里面充满氧气和氮气。氧氮混合气体的压力是1．013x105Pa。舱内装有3个风机，使空气流通。
中段机身主要是有效载荷舱，容积将近300m3，可装载有效载荷为29．5t；向轨道布放或从轨道上回收修理的卫星或其他航天器就放置在这里。为了在轨道上布放或回收有效载荷，舱内设有可以遥控的机械臂。它是一个总长15m多的三节细长杆，由于杆件相对较细，整个机械臂十分柔软，在地面上几乎不能承受自身的质量(410kg)，但是在失重条件下的宇宙空间，却可以迅速而灵活地装卸十多吨的有效载荷。有效载荷舱有两扇圆弧形的舱门，每扇长18．3m，圆柱弧长3．04m。它采用石墨/环氧-Nomex非金属蜂窝夹层结构。轨道器在轨道上运行时，需要定时打开舱门进行散热，因此要求舱门在温差变化很大的情况下能够开启方便。
尾段机身由整块铝板机械加工制成，里面配有硼环氧树脂增强的钛合金构架。在后部有一个铝蜂窝隔热的防热罩，用以保护推进系统。尾段内装有3台主发动机、2台轨道机动发动机和反作用控制系统。
三角形机翼和垂直尾翼使轨道器返回地球的时候在大气层中飞行具有良好的稳定性和操纵性。能像普通飞机一样飞行自如。