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第八章 绪论 第九章 航天器的轨道 第十章 航天器的姿态动力学与控制 第十一章 人在地球卫星的结构 第十二章 航天器的温度控制 第十三章 航天器的遥测遥控和测控地面站 第十四章 航天器的返回 第十五章 载人航天器 航天技术是 指人类如何进入外层空间（ 150km以上）、利用和 开发外层空间资源的技术。 第八章 绪论 8.1 航天技术发展史 8.1.1 航天活动 发射人造地球卫星 载人航天 （发射载人飞船、航天飞机、空间站） 月球探测 （发射无人探测器和登月飞船） 行星探测 （金星、火星、水星 木星、土星、天王星、海王星、冥王星） 1957年 10月 4日 苏联发射第一颗人造卫星 1961年 4月 12日 苏联发射第一艘载人飞船 1969年 7月 21日 美国阿波罗 11号登月舱登陆月球。 1981年 4月 12日 美国 “ 哥伦比亚 ” 号航天飞机首航成功。 1984年美国 “ 挑战者 ” 号航天飞机凌空爆炸， 7名宇航员丧生。 8.2 航天技术内容 1）航天器技术 2）运载器技术 3）地面测控技术 4）发射技术 5）空间运用技术 第八章 绪论 地面测控技术 ：研究和实现对运行中的航天器进行 监视、控制和管理的技术 地面测控由 测控中心 和分布在各地的 测控台、站 (测量船和飞机 )进行 。 我国的航天测控网：以 卫星测控中心 (北京、西安、 酒泉） 为中枢，以十多个固定台站、活动测控站和远 望号测量船为骨干的现代化综合测控网。 测控中心 我国航天测控网 发射场的功能：完成运载火箭和航天器的装配、测试和发射。 发射场的组成：技术阵地、发射阵地、发射指挥控制中心、 地面测控系统。 酒泉卫星发射中心 我国的第一个航天发射场， 始建于 1958年 太原卫星发射中心 承接太阳同步轨道和极 地轨道航天器的发射 西昌卫星发射中心 发射地球同步轨道卫星 海南发射场 （ 2009年） 地球同步轨道卫星、大 质量极轨卫星、大吨位空 间站和深空探测卫星 8.3 航天器的分类 航天器可分为 无人航天器 和 载人航天器 两类。 第八章 绪论 8.6 航天器飞行环境 8.6.1 宇宙 太阳系 太阳系由太阳、八大行星（水星、金星、地球、火星、 木星、土星、天王星、海王星）、矮行星及卫星、小行星、 彗星、流星体、行星际物质组成。 第八章 绪论 地球 地球是椭球体，短轴与地球自转轴重合， 长轴在赤道平面内。 长半轴： a=6378.16km 短半轴： b=6356.86km 扁率： a=(a-b)/a=1/298.25 黄道面：地球绕太阳公转的面。 银河系 扁平的、略似铁饼状的外形，绕中心处旋 转。直径约 10万光年，中心部位厚度约 1.5 万光年，太阳离银河系中心约 2.7万光年。 银河系内有 2000多亿颗恒星。 河外星系 河外星系是宇宙中与银河系类似的天体系统。 到 20世纪末已观测确认的河外星系有 1250多亿个。 银河系 8.6.2 航天器飞行环境 温度环境 真空环境 微重力环境 高能粒子的辐照环境 1. 温度环境 1）太阳辐射 (航天器的主要外热源 ) 太阳常数 S：表示太阳辐射能量的一个物理量。是地球大气层外在日 地平均距离处 ,垂直于太阳光线的单位面积上在单位时间内接收到的 辐射能量，单位 W/m2, 通常取 S=1353 21 W/m2 。 2）深空背景温度 4K ：宇宙空件背景的辐射能量极小，仅为 10-5W/m2, 相当于 4K绝对黑体辐射。 高低温交变：太阳照射的一面温度达到 200C,面向深空的一面 温度可达 -100 C。 2. 真空环境 真空 区域 粗真空 低真空 高真空 超高真空 极高真空 范围 /Pa 105103 10310-1 10-110-6 10-610-12 20000 表 1 真空度的划分 真空放电效应 辐射传热 真空出气效应 材料蒸发、升华和分解 粘着和冷焊效应 3. 微重力环境 对航天器的姿态和轨道稳定性有影响。 对航天员的生理健康有影响，易疲劳。 使航天器的结构设计发生了变化（用很小的力移动展开大 型构件）。 微重力环境 ： 天体的引力被与其方向相反的惯性力大 部分抵消后，剩余的微弱重力环境，称微重力环境， 微重力环境中的重力加速度大小约为 10-3g 10-6g。 4. 高能粒子辐照环境 1）地球辐射带 2）太阳宇宙线 由太阳活动产生的高能、高通量带电粒子流。 3）银河宇宙线 来源于太阳系以外银河的通量很低，但能量很高的带电粒子 空间辐射效应 :高能带电粒子与航天器上的电子元器件相互作用。 空间粒子辐射可能对航天员身体做成损伤。 对通信、测控、导航造成干扰。 地球辐射带 人造地球卫星轨道 是指绕地球运行的轨道，但是从发射到 回收考虑在内，它包括 发射轨道、运行轨道和返回轨道。 第十章 航天器的轨道 发射点 入轨点 运行轨道 制动速度 落点 制动火箭点火 0vv v 地球 图 10.1 人造地球卫星的轨道 10.1 人造地球卫星发射 发射前准备工作程序 卫星发射过程 直接入轨 滑 行 入 轨 转移轨道入轨 停泊轨道入轨 研制工厂 技术阵地 铁路（空中）运输 运载火箭检测 卫星检测 装飞行胶片 及拉片检查 通外电、阻值 线路检查及充 压充气试验 公路运输 精 瞄 待 射 姿 控 程 控 遥 控 跟 踪 遥 测 照 相 回 收 综合配电 分解产品 单元测试 系统检查 模拟飞行 （拍照） 参加运载火 箭总检查 紧急关机检查 再总装及检查 转 运 发射阵地 吊装起竖与 火箭对接 粗 瞄 分系统检测 总检查 加注前的准备 加 注 射前准备 发 射 公路运输 （略） 滑行入轨 图 10.4 滑行入轨 第一级 第二级 第三级 卫 星 地 球 10.2 中心力场中质点运动规律 质点在中心力场中运动时，动 量矩是守恒的。 常数 HrVr 2 质点在中心力场中运动时， 能量是守恒的 。 21 2 EVE r 常 数 图 10.9 中心力场中质点 P的速度 o 地球 Vr e re rVrPr V 飞行轨道 3 、轨道公式 c o s1 e l r 其中： 半正焦弦 2 E H l 轨道偏心率 2 2 2 1 E EH e 4 、循环轨道的参数 2 1 e l a - 长半轴 2 1 eab - - 短半轴 )1( ear p - - 近地点距离 )1( ear a - - 远地点距离 e1 e=1 0e1 地球 e=0 a a b b l F r A ra rp P ea 开普勒第一定律： 所有行星都以太阳为焦点的椭圆轨道上运行。 开普勒三定律 在 dt时间内，矢量 r扫过的面积为 ： 21 2dA r d 从而： HdtdrdtdA 2121 2 F P V r d r d 图 10.12 dt时间内扫过的面积 开普勒第二定律： 单位时间内矢量 r扫过的面积为常数。 2A abT dA H dt 对椭圆轨道来讲，其面积为 ab,则轨道周期为： EHl 开普勒第三定律： 轨道周期与轨道长半轴的二分之三次方成正比。 3 22 E Ta 10.3 三个宇宙速度和地球静止轨道卫星发射速度 第一宇宙速度 第二宇宙速度 第三宇宙速度 地球静止轨道卫星发射速度 环绕速度和轨道周期 定义：忽略大气阻力的情况下， 一个物体沿地球表面飞行的速度 。 r=R, e=0, =0， 222 / 1 c o s 1 c o s 1 c o s EE rvHlr eee 由 可以得到 : 1 7 . 9 0 5 k m /s Evv R 第一宇宙速度 R v1 地球 第一宇宙速度 定义：在地球表面上发射空间飞行器，使它脱离 地球引力场 所需要的最小速度。 因为 r=R, e=1, =0， 所以 e=1 v2 R 地球 222 / 1 c o s 1 c o s 1 c o s EE rvHlr eee 21 2 2 1 1 . 1 8 k m /sEvv R 第二宇宙速度 第二宇宙速度 第三宇宙速度 ：地球上发射一个空间飞行器，使它脱离 太阳引力场 所需要的最小速度。 2 3 2 / 2 1 6 . 6 5 k m /sE SEvv R 1. 求从地球轨道上脱离太阳引力场所需的最小速度 vS2 2. 求地球公转速度 vE 3. 求航天器脱离太阳引力场， 相对地球需要增加的速度 vS2/E 2 2 S S S v R 22 3 2 /SEEvv R 由 能 量 方 程 ： 2 / 2 1 2 . 3 4 3 k m / sS E S Ev v v SE S v R 地球 太阳 vS2 RS vE 地球静止轨道卫星 ：卫星的周期与地球自 转周期相同，卫星的轨道为赤道上空的圆 轨道。 3 242 2 4 3 6 0 0 E Tr 44 2C rv T 22 44 422 CEEvv Rr 2 4 4 4 4 ()2 1 0 . 7 7 k m / s 2 C Ev rRv Rr 地球静止轨道卫星发射速度 轨道高度 35786km 地球 r4 R 地球静止 轨道卫星 v4C v4 环绕速度 vc :离地面 h高的圆轨道上的飞行速度。 22 / 1 c o s 1 c o s Ervlr ee 22() c E R h vRh 1 11/EcvvR h h R 3 22 E Ta 2 3 )1(2 23 RhRT E 轨道周期 T 因为 r=R+h, e=0, =0， vc=v 10.4 轨道根数 定义：确定卫星的空间位置所需要的参数。 确定轨道平面的位置 升交点赤经 、 轨道倾角 i 确定轨道形状 半长轴 a、 偏心率 e 确定轨道在轨道面内的位置 近地点角距 确定卫星在轨道上的位置 真近点角 图 10.4 轨道根数 轨道分类 0i 900 i 90i 90i 赤道轨道，卫星轨道在赤道平面内，地球同步轨道卫 星的轨道属于这种轨道。 顺行轨道，多数卫星采用这种轨道，因为它利用地球 自转速度，从而节省发射需要的能量。 极轨道，在极轨道上，卫星可以观测整个地球，因此 地球资源卫星、全球侦察卫星采用这种轨道。 逆行轨道，由于地球自转速度起负作用，发射需要的 能量增加，因此一般不采用这种轨道。 轨道控制的含义 1.轨道修正 受 月球、太阳、行星的引力 ， 太阳风和辐射压力 ， 微薄大气阻 力等干扰力 的作用，使航天器偏离预定轨道。 2.变轨 某些任务的需要，如返回、 交会对接 轨道控制的分类 1. 轨道面内轨道控制 2. 轨道面的控制 轨道控制的实现 轨道控制是通过 调节火箭发 动机的推力方向 和 火箭发动机工 作时间 来实现。 10.5轨道控制 轨道面内轨道控制 航天器的原轨道 和目标轨道在 同一平 面内 时，改变航天器 的飞行速度的大小和 方向，由原轨道转移 到目标轨道，称同轨 道面内的轨道控制。 a b 地球 原轨道 目标轨道 转移轨道 霍曼轨道转移 轨道面的控制 当原飞行轨道 和目标轨道 不在一 个平面内 时，则需 要控制轨道面。 轨道面的控制 是在圆轨道和目标 轨道的交点上，给 空间飞行器加此点 上 目标轨道速度和 原轨道速度差值 而 达到目的。 控制前 控制后 1aV 2aV aV a 原轨道 目标轨道 图 10.16 轨道面控制 交会对接 两个空间飞行器，在空间某一点上会合 叫做交会； 两个空间飞行器连接成一体 叫做对接。 交会方法 ： 1.用运载火箭直接交会 ; 2.用交会位置调节轨道交会； 3.用等待轨道交会。 交会的控制方式： 1.自动控制模式 2.手动控制模式 3.自主控制模式 4.地面遥控模式 对接机构 ： 1.环 锥式 用于双子星座飞船与阿金娜火箭的对接，现已淘汰。 2.杆 锥式 前苏联的联盟飞船之间、联盟飞船与礼炮号空间站的 对接、阿波罗登月计划中的对接。 3.异体同构周边式 联盟飞船与阿波罗飞船的对接（ 1975）、航天飞机与 和平号空间站、航天飞机与国际空间站、中国实现的 对接 4.抓手 碰锁式 日本的 ETS-VII卫星的对接（ 1998） 杆 锥式对接机构 联盟飞船的杆 锥式对接机构示意图 异体同构周边式对接机构 外翻式异体同构周边式对接机构 内翻式 抓手 碰锁式对接机构 抓手 碰锁式对接机构示意图 神舟八号载人飞船与天宫一号目标飞行器的对接 1.对接前的准备阶段 2.交会段 3.对接段 4.组合体共同飞行 5.分离段 准备 接触与缓冲 捕获 缓冲与校正 拉紧与刚性连接 对接过程简图 对接过程 10.6 星下点轨迹 星下点轨迹 :航天器飞行时， 它和地球中心的连线与地球表面 的交点的轨迹 。 姿态 是指 一个物体上的坐标与另一个物体上的坐标 之间的相对角位置关系。 飞行器的姿态通常用飞行器的 体坐标相对于参考坐标 的角位置表示。 第十一章 航天器的姿态动力学与控制 姿态动力学： 研究航天器整体围绕质心的运动以及航天 器各部分的相对运动。 航天器姿态控制 是指获取并保持航天器在太空定向 （相对于某个参考系）的技术， 包括 姿态稳定 和 姿态机动 两个方面。 为什么要姿态控制？ 完成任务需要。 空间对接 姿态控制方法 分为 被动姿态控制和主动姿态控制。 被动姿态控制 :利用卫星本身的动力特性和环境力矩来实现 姿态控制，包括 自旋稳定和重力梯度稳定 。 主动姿态控制 ：根据姿态偏差形成控制指令，产生控制力矩 来实现姿态控制方法。控制系统由姿态敏感器、 控制器和执行机构组成。包括 喷气控制、飞轮控制 。 控 制 器 执 行 机 构 航 天 器 姿 态 敏 感 器 姿 态 指 令 干 扰 姿 态 角 姿 态 角 速 度 自旋稳定 卫星具有轴对称形状，并绕对称轴自旋。根据陀螺的定 轴性，卫星对称轴在空间定向， 并能抵抗微小的干扰。 实践二号 自旋稳定实现的是单轴稳定。 由于存在能量耗散，只有绕 最大惯量轴 才是稳定的。 姿态指向精度为 1 10 。 重力梯度稳定 Af Bf LA LB A A B BF L F L 重 力 产 生 的 合 力 矩 思考：离心力产生的合力矩的大小如何？ 定义：利用卫星绕地球飞行时，卫星上离地球距离不同的部位受到的 引力不等而产生的力矩（重力梯度力矩）来稳定的。 飞轮控制 利用飞轮产生的反作用力矩控制 卫星的姿态。 反作用飞轮是一个在电机的驱动 下高速运动的转子，其驱动马达 的定子被安装在卫星的壳体上。 驱动电机的每一作用都有一相等 且相反的作用，因此，飞轮的连 续加速或减速产生的反作用力矩 作用在固定在卫星中驱动马达的 定子上，于是让卫星向转子加速 度相反的方向运动。 喷气控制 卫 星结构的功能 分类 外壳结构、承力结构、密封结构、仪器安装面结构、能 源结构、天线结构、防热结构等 形式（球形、圆筒形、箱式、圆锥形、多面体形） 材料 材料的要求 金属材料 复合材料 第十二章 人造地球卫星的结构 定义 控制航天器内外的热交换过程，使其热平衡温度处于规 定范围内的技术，又称热控制。 航天器的热环境 地面温度环境： 四季、昼夜变化 发射轨道段： 气动加热 700800 运行轨道段： -200 100 返回轨道段： 高达 10000 第十三章 航天器的温度控制 温度控制方法 1）被动温度控制：依靠选取不同的温控材料或涂层， 组织航天器内外热交换过程，使航天 器的温度保持在允许的温度范围内。 特点：简单、可靠、寿命长，但没有 自动调节温度的能力。 温度控制涂层 热管 超级隔热材料 2）主动温度控制：具有一定的温度调节能力，可大大 减少由于热源变化引起的仪器设备 温度的波动。 百叶窗 电加热器 热管 （ heat pipe） 组成：由管壳、吸液芯和液态工质组成。 原理：利用液态工质的蒸发与冷凝来传递热量。 作用：减少温差，航天器结构或内部设备等温化 电加热器 百叶窗 遥测过程 14.1 遥测 遥测： 将航天器上的各种信息（被测物理量）变成电信号， 并以无线电波的形式传到地面接收站，经接收、解调 处理后还原成各种信息，为人们提供飞行中卫星的各 种状况和数据。 第十四章 航天器的遥测遥控及测控地面站 多路信息传输 定义： 一条信息传输通道传输多个参数。 (1)频分制：利用频率范围的不同而区分不同的信号。 采用微波的 L波段（ 12GHz）、 S波段（ 24GHz） 无线电规则： 15251535MHz（地到星） 20252110MHz（地到星，星到星） 22002290MHz（星到地，星到星） (2)时分制：利用时段的不同而区分不同的信号。 14.2 遥控 遥控过程 遥控与遥测的联系 遥控与遥测的不同点 （ 1）信息的传输方向不同 （ 2）信息形式不同 （ 3）设备上的区别 14.3 测轨原理 测速原理 多普勒效应：当一个发出某一稳定频率的波的物体与观测者有 相对运动 时，观测者观测到该物体发出的 波动频率是变化的 。 0rvffu 波动源与观测者的径向速度 111 1 0 0c osrvvt f f fCC 时 刻 ： 220tf时 刻 ： 313 3 0 0 c osr vvt f f fCC 时 刻 ： 测角原理 方位角 A：航天器在地面上的投影 S 与地面站的连线 GS与通过地面站 正北方向的夹角。 仰角 Z：航天器与地面站的连线 GS与地平面之间的夹角。 测量方法 ：（ 1）干涉仪法（ 2）定向天线测角法 测距原理 1 2iiR C t 图 14.11 脉冲测距 图 14.12 连续波测距 第十六章 航天器的返回 返回方案 1）利用火箭向运行方向的反方向推进而减速； 2）利用大气阻力减速，既经济又现实的方案。 返回的几个阶段 1）离轨段； 2）大气层外自由下降段； 3）再入大气层段； 再入角：再入时的速度方向与当地水平面的夹角。 4）着陆段。 16.1 返回过程 16.2 返回型航天器的分类 弹道式再入飞行器 升力式再入飞行器 纯 弹 道 式 半 弹 道 式 升 力 体 式 有 翼 飞 行 器 返回型航天器 弹道式再入飞行器：升阻比 L/D在 00.5之间 纯弹道式再入飞行器： 升阻比 L/D为零。 半 弹道式再入飞行器： 升阻比 L/D大于零，小于 0.5。 升力式再入航天器 :升阻比 L/D大于 0.5 升力体式飞行器： 升阻比 L/D在 0.51.3之间 有翼飞行器： 升阻比 L/D大于 1.3 16.3 着陆 16.4 防热结构 选择再入舱几何外形 防热方法 载人航天器 （ 1） 载人航天的前提 研制出推力足够大，可靠性极端好的运载工具。 获得空间环境对人体影响的足够信息，了解人体所能承受 的极限条件并找到防护措施。 可靠的救生技术及安全返回技术。 载人航天 是人类驾驶和乘坐载人航天器在太空中从事各种探测、 研究、试验、生产和军事应用的往返飞行活动 第十七章 载人航天器 17.1 概述 载人飞船 又称宇宙飞船，是 一种运送航天员到达太空并安全 返回的一次性使用的航天器 。其分为卫星式飞船和 登月式飞船。 前苏联 /俄罗斯 第一代 东方号（ 1961年 4月 1963年） 第二代 上升号（ 1964年 10月 1965年） 第三代 联盟号 （ 1967年）、 联盟 T（ 1979年）、联盟 TM（ 1986年） 联盟号飞船 17.2 载人飞船 载人飞船的发展状况 东方 -1飞船 美国 第一代 水星号 (196163年） 第二代 双子星座号 (1965年） 第三代 阿波罗号（ 1969年 7月） 双子星座号 中国 神舟 1神舟 4号 ：不载人 神舟 1: 1999年 11月 20日 神舟 2: 2001年 1月 16日， 6天零 18小时 神舟 3: 2002年 3月 25日， 6天零 18小时 神舟 4: 2002年 12月 30日， 6天零 18小时 神舟 5神舟 7号：载人 神舟 5： 2003年 10月 15日， 21小时，杨利伟 神舟 6： 2005年 10月 12日， 5天，费俊龙，聂海胜 神舟 7： 2008年 9月 25日， 2天 20小时，翟志刚、刘伯明，景海鹏 神舟 8号：不载人 2011年 11月 8日 5时发射， 2011年 11月 17日 19点返回 神舟 9号：载人 2012年 6月 16日 18时发射， 2012年 6月 29日 10时返回 景海鹏、刘旺、刘洋 公共系统 ：结构系统、推进系统、电源系统、姿态控制系统、 热控系统、跟踪测轨系统、遥测遥控系统、数据 管理系统 专用系统 ： 生命保障系统 、仪表照明系统、返回系统、 应急及救生系统、乘员系统 载人飞船的组成 17.3 登月飞行 月球探测的发展状况 早期探测 （ 19591976 ） 前苏联的 “ 月球 ” 计划、美国的 “ 徘徊者 ” 、 “ 月球轨 道器 ” 、 “ 勘测者 ” 、 “ 阿波罗 ” 载人登月计划 (1969,71972,7) 飞越月球、击中月球、环月飞行、 着陆月球、月球车行走、无人采样 返回、载人登月 勘测者探测器 土星 5号运载火箭 重返月球（ 20世纪末） 美国 1986年提出重返月球设想， 1994年发射克莱门汀 探测器， 1998年发射月球勘探者探测器 日本 1990年发射 “ 月女神 ” 月球探测器 ，于 1993年 4 月进入月球轨道并最终坠落月面 日本“月女神”飞行示意图 日本“月女神”绘制的月球图 中国的探月工程 嫦娥工程 嫦娥工程规划为三期：简称为绕、落、回。 绕：发射一颗月球卫星，在距离月球表面 200千米的高度 绕月飞行，边绕边看，进行月球全球探测。 嫦娥一号卫星（ 2007年 10月 31号 ,绕月高度 100km ） 嫦娥二号卫星（ 2010年 10月 1日 ,绕月高度 100km 2011年 6月 9日飞离月球 ) 落：发射月球软着陆器降落到月球表面，释放一个月球车， 在月球上边走边看，进行着陆区附近局部详细探测 回：发射月球自动采样返回器，降落到月球表面后，机械手 将采集月球土壤和岩石样品送上返回器，返回器再将月 球样品带回地球。 嫦娥一号卫星 嫦娥一号卫星的四大探测任务 1. 获得三维立体月球地形图 2. 探查月球表面的物质成分 3. 测量月壤厚度和氦 -3的储量 4. 探测地月空间环境 位于月表东经 83度到东经 57度， 南纬 70度到南纬 54度。 图幅宽约 280公里，长约 460公里。 图像覆盖区域属月球高地，分布有 不同大小、形态、结构和形成年代 的撞击坑。 验证软着陆的部分关键速度 1。验证地月转移轨道技术 2。近月 100km的轨道捕获技术 3。验证 100km到 15km的轨道测定技术 4。验证 x频段的测控技术 5。 12M/s的高速度向地面传输数据 6。高分辨率成像 嫦娥二号卫星的六大探测任务 17.4 航天飞机 航天飞机 是一种 可重复使用的有翼式载人航天器。 航天飞机的发展状况 1981年 4月 12日，美国哥伦比亚号作了处女航行。 奋进号 阿特兰蒂斯号 发现号 挑战者号 航天飞机的特点 1)重复使用； 2)过载小，最大过载 3g； 3)水平着陆，使空间活动的安全可靠性 接近于航空标准； 4)可完成多个项目的航天活动。 航天飞机的组成 （ 1）外贮箱 （不可回收） （ 2）固体助推器（可回收） （ 3）轨道器 机头：驾驶室、生活室和仪 器设计室 机身：长 18m、直径 4.5m 机尾：主发动机 航天飞机的飞行程序 图 17.13 航天飞机的飞行程序 17.5 空间站 单模块空间站 : 运载火箭一次就能送入太空轨道运行。 如：礼炮 1号 礼炮 7号、天空实验室。 多模块空间站：有多次运送入轨的空间站单元和组件在 轨对接和装配而成。分为两代：第一代为积木式构型， 由多个舱段在轨道上直接对接组成，如和平号空间站； 第二代为桁架挂舱式，以长达十米或数百米的组装式或 展开式桁架作为基础结构，然后将多个舱段和设备安装 在桁架上，如果及阿尔法空间站。 和平号空间站 国际空间站