第一章：我们居住的宇宙
1.1 探索太空的目的
1. 重要资源：全球观察、清晰的空间观测、始终环境、丰富的资源（太阳能及宇宙材料）、探索最终疆界。
2. 航天任务的四个领域：通信、遥感、导航、科学探索。
1.2 航天任务组成要素
1. 任务：任务目的、任务使用者或者客户、任务运作概念。
2. 航天器：有效载荷和平台。
3. 弹道和轨道：
4. 运载工具：
5. 任务操控系统：
6. 任务管理和操控：
第二章：探索太空
2.1 早期的太空探索
1. 亚里士多德认为宇宙是以地球为中心的同心球体；
托勒密结合复杂的圆周理论计算太阳、月亮和行星的轨道。
2. 哥白尼建立了以太阳为宇宙中心的学说。
3. 布拉赫极大地改进了天文观测的精度。
4. 开普勒三定律：
行星轨道为椭圆，太阳位于其中一个焦点上；
在相等的时间里轨道扫过相等的面积；
轨道周期的平方与星体到太阳的平均距离的立方成正比。
5. 伽利略提出动力学理论。
6. 牛顿提出了三个运动定律以及万有引力定律。
7. 夏普证明太阳系位于银河系的边缘处而不是其中心位置。
8. 哈勃的研究结果表明银河系仅仅是无数个类似的星系中的一个，宇宙以不断增长的速度在膨胀。
9. 爱因斯坦提出相对论以及质能关系。
2.2 进入太空
1. 火箭由18世纪军用武器演变为二战后用于太空探索的发射装置。
2. 1957年10月4日苏联发射第一颗人造卫星Sputnik。
3. 1961年4月12日尤利•加加林第一次进入太空。
4. 卫星给通信、军事情报和监视领域带来革命。
5. 在20世纪70、80年代，星际探测器如海盗号和旅行者号，大大扩展了我们对太阳系的了解。
2.3 太空时代的到来
1. 90年代，空间探索和科学研究取得了巨大进步:
a. 麦哲伦号的合成孔径雷达对金星表面的98%进行了勘察；
b. 火星探路者号成功着陆火星，进行一定探索；
c. 月球勘探者环绕月球运行发型了大量冰块；
d. 伽利略号在舒梅克-列维9号彗星撞击木星时对彗星拍摄了一张照片；
e. 尤里塞斯号极地轨道环绕太阳运行，对日冕、太阳风、日光层采集数据；
f. 哈勃望远镜拍摄了外太空星体及其卫星、巨大黑洞、银河系照片等。
2. 载人航天活动在近地轨道越来越频繁地进行。
3. 军事航天：情报采集、通信手段、定位系统、反导弹防御系统。
4. 商业化：通信星座、GPS。
第三章：空间环境
3.1 宇宙全景
1. NASA定义太空为>92.6km，我们一般认为>130km。
2. 太阳表面温度>6000K，输出主要为：电磁辐射、带电粒子流。
3.2 空间环境和航天器
1. 失重（混合材料（优）/生理问题（缺））。
2. 大气：阻力、原子氧。
3. 真空：排气（将航天器材料中的气体释放）、冷焊、热传递。
4. 微流星体和太空垃圾。
5. 辐射环境：表面受热、表面及电子器件功能退化或损坏、太阳光压。
6. 带电粒子：（来源）太阳风和耀斑、银河系宇宙射线、范艾伦辐射带
（损害）充电、喷溅、单粒子事件
3.3 在太空中生活和工作
1. 失重：降低流体静力学梯度（体液转移）、改变前庭功能（运动疾病）、降低肌肉承载能力。
2. 辐射和带电粒子。
3. 心理影响。
第四章：理解轨道
4.1 轨道运动
1. 定义坐标系→推导运动方程→简化假设→设置初始条件→模型校验→误差分析。
4.2 牛顿定律
1. 牛顿第一定律：惯性。
2. 牛顿第二定律：F=dP/dt;M=dH/dt。P/H为线动量/角动量。
3． 牛顿第三定律：作用力与反作用力。
4. 万有引力：F=Gm1m2/R^2;
4.3 守恒定律
1. 动量。
2. 能量。
4.4 二体问题
1. 坐标系：
a.地心赤道坐标系：（使用牛顿定律的惯性坐标系）
原点——地心；
基准平面——地球赤道平面；
垂直基准面的方向(z)——北极；
主轴(x)——春分线（春分日地球到太阳的连线即可）；
2. 二体运动方程→R=k1/(1+k2*cos(u))圆锥曲线。
3. 假设：阻力忽略、航天器无推力、忽略其他物体引力、地球质量远大于航天器质量、地球看做质点且质量恒定。
4. 轨道几何学
R=a(1-e^2 )/(1+ecos v)
R为航天器矢径；a为半长轴；e为偏心率；v为真近点角。
4.5 轨道运动常数
1. 比机械能ε守恒：
ε=V^2/2-μ/R ε=-μ/2a
速度表达式：
V=√(2(μ/R+ε))
轨道周期表达式：
P=2π√(a^3/μ)
2. 比角动量h守恒：
h=R×V
第五章：描述轨道
5.1 轨道根数
1. 轨道大小：半长轴；
轨道形状：偏心率；
轨道在空间中的方位：轨道倾角与升交点赤经；
在轨道平面内方位：近地点幅角；
航天器在轨道中的位置：真近点角。
2. 备用轨道根数：升交角距（对于圆形轨道，沿航天器运动方向测量升交点到航天器的轨道角度）；近地点经度（对于赤道轨道，沿航天器遇到弄方向从主方向X到近地点之间的角度）；真经度（对于圆形赤道轨道，沿航天器运动方向测量从主方向X到航天器位置矢量R的角度）。
5.2 计算轨道根数
1. 由矢径R与速度矢量V计算得出，公式不列出。
5.3 航天器地面轨迹
1. 可由地面轨迹判断轨道倾角、近地点等。
第六章：空间机动
6.1 霍曼转移
1. 条件：轨道在同一个平面上；轨道的主轴在一条线上；瞬间的速度改变与原始轨道和最终轨道相切。
2. 霍曼转移是最简单的一种轨道变换方法，只着眼于改变航天器的比机械能。
3. 霍曼转移是从一个轨道到另一个轨道的最经济的方法（消耗最少的燃料）。
6.2 非共面变轨
1. 简单非共面变轨：只改变速度方向。
2. 组合非共面变轨：改变速度的大小和方向。
6.3 交会
1. 交会问题是指让两个或多个航天器在同一个轨道中的同一时间到达同一个点。
第七章：星际旅行
7.1 星际旅行规划
1. 黄道坐标系：原点为太阳中心，基准平面为黄道面（地球的轨道面），主轴方向为春分点方向。
2. 星际转移涉及四个独立星体：航天器、地球、太阳、目标星体。
3. 四体问题难以求解，利用圆锥曲线拼接法将其分解为三个二体问题求解。
7.2 圆锥曲线拼接法
1. 地球到目标行星：以太阳为重新的椭圆轨迹。
2. 从地球发射：航天器沿双曲线离开地球引力影响区域。
3. 到达目标行星：沿双曲线轨迹到达目标行星。
7.3 引力辅助轨迹
1. 引力辅助轨迹允许航天器免费获得速度变化，也就是借助于行星的引力改变航天器的轨迹。
第八章：轨道预测
8.1 轨道预测（开普勒问题）
1. 平均速率是指航天器在轨道上飞行的平均角速度。
2. 平近点角是指航天器从近地点开始以平均速率在一定时间T内转过的角度。
3. 偏近点角是指把椭圆上的运动转换到圆周上的运动。
8.2 轨道摄动
1. 小干扰力导致的摄动引起二体轨道变化。
2. 大气阻力引起轨道降低，造成半长轴和偏心率变小。
3. 扁的地球赤道凸起（J2）引起升交点赤经和近地点角距有规律的变化。
4. 受益于扁率摄动，得到太阳同步轨道和Molniya轨道。
5. 其他摄动：太阳风、第三天体、意外的推力。
8.3 实际的预测轨道
第九章：进入轨道
9.1 发射窗口和时间
1. 发射窗口是一个时间段，在此期间可以从发射地点直接将航天器送入指定轨道。
2. 可以用角度来度量时间。
3. 一个平均太阳日就是太阳连续两次通过一个给定经度的时间间隔：平均太阳日就是我们手表上的时间；格林尼治时间（GMT）是英国格林尼治处的平均太阳时，此处经度为零。
4. 一个太阳日要比一个恒星日稍微长一些。
9.2 发射时间和地点
1. 对于给定发射地点，发射窗口存在的条件必须满足：发射地点的维度要小于或等于期望轨道的倾角。
9.3 发射速度
1. 运载工具设计的目的是在给定的发射地点将特定大小的航天器送入指定轨道上，经历四个阶段：垂直上升、倾斜上升、引力转向、真空状态。
2. 因为地球自西向东旋转，置于发射塔台上的运载工具发射前就有了一个向东的初速度。
3. 为了去顶进入轨道需要的速度，定义东北天坐标系。
4. 运载工具必须满足的两个条件：增加高度达到轨道高度；增加速度达到轨道速度。
第十章：返回技术
10.1返回运动分析
1. 必须在返回设计中平衡三个相互制约的因素：加速度、加热、精度。
2. 定义返回坐标系：原点（飞行器在初始时的质心位置）、基准平面xoy（飞行器轨道平面）、主方向x（向下）。
3. 为了分析返回弹道，必须在以下假设基础上进行数值积分运算：返回的飞行器是一个质点；阻力起主导作用，所有其他的力，包括重力和升力都可忽略。
4. 弹道系数取决于飞行器质量、阻力系数（钝形、流线型）和横截面积。
5. 为了平衡相互制约的需求，从两个方面考虑：弹道设计（返回速度、返回飞行路径角）、飞行器设计（尺寸、形状、热防护）。
10.2 弹道设计
1. 要在弹道上折中返回任务需求，需要改变返回速度或返回飞行路径角。
2. 提高返回速度会增加最大加速度和最大加热率。
3. 与阻力相比，重力对返回飞行器的影响是不显著的。
4. 增大返回飞行路径角（较陡的返回），会增加最大加速度和最大加热率。
5. 飞行器在大气中经历的时间越长，精度越低，因此，为了提高精度，需要选择快的、陡的返回弹道。
6. 为了增大返回通道尺寸，需要减小返回速度和飞行路径角。然而这通常不易做到。
10.3 飞行器设计的参数选择
1. 在设计中通过调整以下参数满足任务需求：飞行器尺寸和形状、飞行器热防护系统。
2. 增加飞行器弹道系数不会改变最大加速度，但提高了最大加热率。
3. 有三种类型的热防护系统：吸热器（散发和储存热量）、烧蚀（融化飞行器外壳，散发热量）、辐射冷却（在飞行器吸收热量之前辐射掉大部分热量）。
10.4 升力式返回
1. 在返回问题中应用升力并通过将飞行器送达着陆地点，可以改变返回通道宽度，提高精度。
2. 空间制动可以明显地降低航天器的质量。利用空间制动进行机动时，飞行器利用阻力减速，并被捕获进入轨道，然后进入目标行星的大气层。
第十一章：航天系统工程
11.1 航天任务设计
1. 系统工程方法包括：三个主要步骤（明确任务要求和限制条件、细化系统要求和限制、设计子系统），三个环路（需求环路、设计环路、验证环路），设计和分析工具（基于计算机和其他技术进行子系统特性分析和仿真）。
2. 航天系统工程方法中的第一步——明确任务要求和约束条件——包括：描述任务目标、明确任务用户、建立操控理念、明确任务的约束条件（成本、时间和性能指标）。
3. 在航天系统工程方法中的第二步导出系统需求：回顾任务结构的约束条件、明确任务主题、推导有效载荷需求、推导轨道根数、确定航天器基本尺寸和质量、制定潜在的运载工具、分析操控网络需求。
4. 航天器平台为有效载荷运行提供星务管理功能，并为用户传递数据、
5. 姿态和轨道控制子系统（AOCS）控制航天器的姿态，使其能够指向正确的方向，控制航天器的位置和速度，保证它能到想去的地方。姿态预算是整个任务期间航天器可能需要的总角动量；轨道预算是航天器到达预定轨道并进行轨道保持所需要的总速度增量。
6. 通信和数据处理子系统（CDHS）包括计算机和无线电通信装置，它们用来处理任务数据，并接受来自地面站的信息。数据预算是指通信和数据处理子系统需要处理和存储的数据总量；链路预算是航天器与地面站之间的通信数据量。
7. 电源子系统(EPS)可以将某种能源转化为电能，用来运行其他子系统和有效载荷。电源预算就是整个任务需要的电能总量。
8. 环境控制和生命保障子系统（ECLSS）控制：航天器上所有硬件的温度；环境，包括空气和水，用来维持脆弱的人类生命；运行温度范围。
9. 结构子系统支撑所有子系统和有效载荷，使其能够承受发射载荷和任务载荷的冲击。在任务期间，可能还需要用到各种机构完成展开和收缩动作。
10. 推进子系统提供姿态和轨道控制子系统需要的力矩和速度增量，推进剂预算包括整个任务期间需要的推进剂总量。
11. 在航天器设计过程中，一个子系统的设计会影响到所有其他子系统的设计，因此过程的重复是不可避免的。
11.2 遥感有效载荷
1. 传感器时航天器的眼睛和耳朵，航天器在太空中利用电磁波看和听。
2. 某些频率的电磁波会被大气层吸收，另外一些则可以通过，被称作大气窗口。
3. 任何温度高于0K的物体都会向外辐射电磁波，普朗克描述了物体的温度决定物体不同的辐射频率；维恩定律支出黑体辐射能量的最大值对应的频率取决于物体的温度；斯蒂芬-玻尔兹曼关系式描述了温度如何决定物体的辐射量。
4. 为了能够看到地面上的物体，航天器的传感器必须：去看它（移动传感器指向被观测物体）；看到它（采集从物体上面发出的电磁波）；转换（将电磁波转换成可用的数据）；处理数据（将数据变成可用的信息）。
5. 传感器的分辨率指的是它能够探测到的最小物体。取决于：传感器能够探测到的波长、到物体的距离、传感器孔径的直径。
6. 遥感有效载荷利用被动和主动传感器。
7. 在设计有效载荷过程中，必须先明确任务主题的特性，包括：确定最能够描述任务主题特征的电磁波波长/频率；确定传感器最小的分辨率要求；设计传感器系统来观测物体；对支持子系统进行性能预算。
第十二章：航天器控制系统
12.1 控制系统
1. 所有系统有一些输入并通过一些处理指令得到输出。输入和输出叫做信号，执行处理之灵的部件叫做装置。用框图能很好地对系统进行说明。
2. 最简单的控制系统是一种开环式的。输入生成输出。但开环系统不能动态调整输入来控制输出。
3. 反馈控制系统也叫闭环控制系统，能很好地保证得到想要的输出。因为它能感知输出，将它与想要的输出进行比较，并据此调整输入。
4. 闭环控制系统的四个步骤：理解系统的行为（模型）；观察系统的当前状态（利用传感器）；决定做什么（控制器）；执行（执行器）。
5. 实际上所有航天器的载荷和子系统依赖闭环系统来控制。
12.2 姿态控制
1. 对于旋转航天器：角动量守恒；施加于旋转物体非旋转方向的力矩会引起进动，这意味着它将开始以恒定角速度垂直于力矩方向的轴旋转。
2. 航天器受到的环境干扰力矩主要有：重力梯度、地球磁场、太阳光压、大气阻力。
3. 传感器确定航天器姿态：太阳传感器、地球传感器、星敏感器、陀螺仪、环形激光陀螺仪、磁强计、差分全球定位系统（GPS）。
4. 对航天器施加力矩需要航天器执行器（主动或被动）。被动执行器：重力梯度稳定、自选稳定、阻尼器。主动执行器：推进器、磁力矩器、动量控制装置
12.3 轨道控制
1. 导航、制导与控制（NGC）子系统也被称为姿态轨道控制子系统（AOCS）。它维持和改变航天器的位置和速度。就像其他所有的闭环控制系统一样，它必须：理解系统行为、观测系统当前行为、决定做什么、执行。
2. 火箭是导航、制导与控制子系统最基本的推进器。
3. 遥控系统通过比较当前位置速度和期望的位置速度，来决定发送给推进器的指令。
第十三章：航天器子系统
13.1 通信与数据处理子系统
1. 航天系统工程流程是航天任务设计的基础：将需求和约束条件转换成切实可行的子系统设计；按照这个流程，反复在需求环路中修改需求，在设计环路中修改设计；整个过程中，使用各种设计和分析手段。
2. 通信与数据处理子系统扮演航天器的耳朵、大脑和嘴巴的角色。
3. 通信是将一个信号加载或调制到载波信号的过程：通信与数据处理子系统的通信单元将有效载荷和子系统的信息发送给地面系统，并接收指令信息；通信与数据处理子系统包括调制器/解调器、放大器和天线；物理的、技术的及法律约束条件决定了可用的通信频率。
4. 通信与数据处理子系统的数据处理单元与家用电脑相似。
5. 软件执行数据处理的功能：操作系统软件运行计算机和规划事件；应用软件执行特定的任务。
6. 数据处理对空间环境的影响很敏感，会产生诸如单粒子翻转事件和单粒子锁定事件。
7. 为了把现实世界的模拟量转换成计算机世界的数字量，需要对模拟数据进行采样。
8. 通信与数据处理子系统系统工程方法由以下几点确定：可用的通信频率、其他限制（质量、电源、体积）、航天器总的数据容量、航天器本身的数据处理能力、下传到地面站的可用时间。
9. 通信与数据处理子系统两个重要的指标是数据预算和数据（传输）速率：数据运算是指接收、加工、存储数据的总量；数据传输速率是指航天器发送数据给地面站的速度；在通信与数据处理子系统测试中，执行所有的软件仿真航天任务环境，并在大型消音舱中对通信部分进行测试。
13.2 电源子系统
1. 航天器的电源子系统将其他能量（如太阳能）转化为可用的电能运行航天器。
2. 电荷、电流、电压和电能是电力的一些基本特征。
3. 航天器能量来源包括太阳能、化学能及核能。
4. 太阳能系统主要依靠太阳能电池，也被称作光电池，将太阳能直接转化为电能。
5. 化学能系统使用电池或燃料电池。
6. 航天器使用核能主要是应用放射性同位素热电式发电机（RTG）。它们被广泛使用在太阳系外的航天任务中，因为那里太阳光线非常微弱，无法提供足够的能源。和能源的主要缺点是昂贵并受到政治因素的影响。
7. 在电源子系统流程中有两个阶段，电源供应和电源调理与分配。
8. 任务的设计者必须在设计寿命初期（BOL）系统功率输出时就要考虑到在任务寿命默契（EOL）时刻的功率。此外，还必须考虑电池、有效载荷和子系统工作占空系数，以及轨道平均功率输出。
13.3 环境控制与生命保障子系统
1. 热控平衡吸收的热量、内部产生的热量以及释放的热量，维持热平衡。
2. 航天器的热源包括：太阳、地球、内部热源。
3. 热传导的三个主要途径：传导、对流和辐射。
4. 所有的电磁辐射照到物体表面的时候，将发生反射、吸收或透射。
5. 航天器的热控调节外部输入/输出的热，以及内部产生的热。
6. 被动热控利用开环的控制方式，比如表面涂层、多层隔热材料和设计传导路径来控制整体温度。主动热控方式如加热管、热管以及利用电能或受压液体的低温制冷器，可用于局部热控。
7. 生命保障系统保证宇航员在太空中正常生活：合适气压下的氧气、水和食物、废物处理。
8. 环境控制与生命保障子系统设计过程取决于生命保障预算、每个子系统以及有效载荷各自的正常工作温度范围。
13.4 结构与机械装置
1. 航天器结构占总净重的10%-20%：主体结构承载所有主要的载荷，主要应力是由振动与发射有关的其他载荷引起的；次级结构用于将子系统固联在一起，并且将它们固定在主体结构上；使用频率低的机械结构仅运行一次或几次，如展开重力梯度杆、太阳能帆板或是打开/关闭推进剂控制阀门；使用频率高的机械结构在任务执行期间经常反复使用，包括太阳能电池阵列指向控制装置、推进剂阀门调节、反作用轮和其他可移动部件。
2. 结构设计过程就是平衡机械配置的要求、约束和机械性能。
3. 作用于结构上的载荷无论是常量（静止的）还是随时间变化的（动态的），其类型可以是：拉压引起的应力和应变；弯曲；温度改变。
4. 动态载荷主要引起振动：每一种结构都有固有频率，取决于它的质量和固有刚度。设计者必须确保航天器结构的固有频率不同于推进器的固有频率，否则可能发生危险的共振，破坏航天器的结构。
5. 设计者为不同结构的航天器选择材料基于许多因素：机械特性、物理特性、加工难易程度、成本。
6. 在航天系统工程设计过程中，必须定义一下各方面的需求和约束条件：强度、刚度、基频、质量特性、机械接口。
7. 发射环境是机械性能要求最主要的影响因素：发射加速度、冲击、噪音、振动多种因素综合作用的结果产生一个准静止载荷，航天器结构必须能够承受得住；主体结构的基频必须不同于发射工具的主要强制频率，以避免产生共振；次级结构的共振是不可避免的，必须采取诸如锁定螺栓、加固电子部件以及其他一些措施来预防。
8. 机械配置受一下条件约束：观测范围、热特性、组装综合及测试。
9. 机械制图是结构设计中非常重要的设计和分析工具。用它来沟通和记录配置、装配、集成和其他重要信息。
10. 在校验测试中，依据结构能够承受的载荷与振动确定其强度、刚度、基频和质量特性。也需要测试机械装置以确保其在飞行状态下能顺利完成任务。
第十四章：火箭与运载工具
14.1 火箭科学
1. 作为一个系统，火箭吸收物质和能量并将其转化为推力：
a).火箭推力是牛顿第三定律的结果；
b).可以提供的总推力与喷出物质速度和在给定时间内喷出物质的质量有关；
c).比冲按照推进剂的质量衡量火箭效率。比冲越高，提供相等冲量所需要的推进剂越少，比冲是火箭喷气速度的函数。
d).容积比冲按照火箭的容积来描述效率。
2. 在火箭系统内部有两个主要过程起作用：首先将能量转换给推进剂；其次将加以能量的推进剂必须转化为高速喷气。
3. 给予火箭利用能量的形式，对火箭进行分类：热动力火箭和电动力火箭。
4. 火箭喷嘴内的热力学膨胀与流体力学有关：
a).火箭燃烧室内的气体（基本上）服从理想气体定律；
b).比焓描述燃烧物质的总能量；
c).火箭将比焓转化为动能；
d).伯努利原理描述流体马赫数的变化取决于面积的膨胀或是收缩。
5. 喷嘴的特性与总的膨胀和外部大气压力有关：有效排气速度是动量推力与压力推力的函数。动量推力是喷出物质的作用/反作用力产生的。压力推力是由喷出气体和大气压力差产生的。一个理想的喷嘴不产生压力推力。
6. 实验火箭研制取决于几个重要参数的预测和测量：特征排气速度与燃烧压力、喉管喉部面积以及质量流速有关；理想比冲是燃烧温度和推进剂分子质量的函数，极高的温度和极低的分子质量产生高的比冲。
7. 电动力火箭利用电场和磁场加速推进剂的带电粒子：电场对带电粒子施加静电力，静电力与场强和粒子带电量有关；较高的电荷密度→较高的质量变化率→较高的推力；较强的电场→较强的静电力作用在推进剂上→较高的加速度→较高的速度→较高的排气速度→较高的比冲。可利用的功率限制了电场强度。
14.2 推进系统
1. 所有的推进子系统都包含这些基本单元：控制器、能源、推进剂管理子系统、传感器、火箭。
2. 化学火箭是当前最常用的火箭，基本类型为：液体、固体、混合型。
3. 太阳能热动力火箭聚集太阳能加热推进剂。
4. 核热火箭利用核反应产生的热量加热推进剂。
5. 热电火箭利用电阻产生的热量加热推进剂，包括：电阻火箭、电弧火箭。
6. 电动力火箭包括：粒子推进器（利用电场加速离子化的推进剂）、等离子推进器（包括霍尔效应推进器HET（利用电磁场产生的霍尔效应加速等离子体中的离子）和脉冲等离子体推进器PPT（脉冲电弧对固体推进剂放电，将推进剂汽化产生等离子体。施加的电场和产生的磁场交互作用加速等离子体）
7. 新颖的推进方法提供动力但不需要推进剂，包括太阳帆、绳系。
14.3 运载工具
1. 运载工具的推进子系统的设计必须满足：推重比大于1；具有减速和推力-矢量控制；喷嘴膨胀最优化设计。
2. 利用运载工具的分级，可以：对于给定载荷和ΔV降低总运载装置的质量；对于同样大小的运载装置增大了可送入太空的有效载荷、增大了可获得的总速度；对于同样大小的有效载荷将其送入轨道，降低了发动机的效率。
3. 火箭分级的缺点：需要额外的发动机和管子装置，增加了复杂性、降低了可靠性、增加了总成本（建造和发射成本高）。
第十五章：空间操作
15.1 任务操控系统
1. 任务操作系统包括：设备和基础设施的设计、安装、集成、测试、发射以及航天任务操作。
2. 航天器制造系统——用于支持设计和安装、集成和测试的系统：设计与分析软件工具、洁净室、地面支持系统、测试设备（热真空舱、振动台、声学舱、屏蔽舱和太阳模拟舱）。
3. 发射——将航天器和运载工具集成在一起，并将它们安全送入太空的系统：发射地点和相关区域、发射台、有效载荷和装置的加工设备、发射操作中心。
4. 操作——包括通信结构，用于跟踪和在航天器与地面站之间进行数据转发的无线电网络和地基操控人员。
5. 通信设施是航天系统中卫星和地面站以及将二者联系在一起的网络。它主要包括四个部分——航天器、地面站、控制中心和中继卫星。
6. 为了有效地进行通信，与航天器进行通信必须满足四个要求：接收机和发射机必须足够近；对于接收机和发射机，信息表述的语言或是编码要一致；信息的速度或是速率符合接收机的解码能力；信噪比大于1.
7. 无线电基本原理设计加速发射机天线内的电荷以产生电磁辐射。接收机天线通过周围电荷的加速检测到这些辐射。接收机天线将接受到的信号传给接收机进行解调，以备使用。
8. 电磁能量，用功率流密度表示，它的强度与距离平方成反比。
9. 天线能够将电磁辐射能量聚集在一个方向上。天线提高功率密度的能力用天线的增益表示。
10. 增加接收信号强度的方法包括：增加接收机功率；增加发射机或接收机天线增益；降低发射机和接收机之间的距离。
11. 无线电信号噪声来自于黑体辐射，由于接收机具有一定的温度而产生辐射。它是接收机带宽（频率范围）的函数。
12. 提高信噪比的方法包括：增加信号强度；降低信号带宽；降低接收机温度；提高载波频率。
13. NASA和美国国防部利用全球范围卫星控制网络：NASA利用地球静止轨道上的跟踪和数据转发卫星（TDRS）以及地基的航天器跟踪和数据网络（STDN）。星际航天任务利用深空跟踪网络（DSN）；美国航天控制中心利用空军卫星控制网络（AFSCN）负责跟踪和监控国防部的所有航天器。
15.2 任务管理和操控
1. 任务管理和操控设计从摇篮到坟墓的所有活动，也就是从概念、发射直到任务终止的整个过程：任务设计和制造小组负责系统工程、任务规划和分析以及系统的安装、集成和测试；发射小组负责系统的安装、集成和测试（将运载工具和航天器集成在一起）和飞行控制（在倒计时和发射期间）；操控小组包括由子系统、有效载荷和地面系统专家支持的操控主管（对于航天飞机任务称作飞行主管），他们负责仿真和培训、飞行控制、数据处理以及系统维护与支持。
2. 任务管理涵盖人事和项目的控制工具，这些工具用来启动任务、按照日程表和预算保持任务正常进行。
3. 小组管理包括：建立有效的小组沟通和决策的方法；改进小组规范，增强组内凝聚力，提高解决组内冲突的方法。
4. 管理工具包括：任务细目分类结构（系统要素的分级结构图）；网络建模（确定任务细目分类结构中要素之间的关系，包括关键路径方法，它帮助管理人员看清为了保证项目进程，哪些任务是关键的）；项目控制设计有效跟踪特性标识。
5. 航天器自主管理是指利用航天器自身所带的软件执行常规任务，以及处理异常情况，替代地面操控人员的只会，从而降低成本，避免人为失误，提供更加快速的响应。
第十六章：利用太空
16.1 航天工业
1. 几个最新趋势引发我们对未来十年航天任务的认识：全球化、商业化、资本市场认可、出现新市场领导者。
16.2 航天政治
1. 政府因为多种政治动机而从事航天任务：提升国家形象、促进外交目标；增强国家和地区安全；促进科学与技术进步；支持民族工业。
2. 国际航天法起源于一些传统的、与航天相关的条约。总结出七项原则：国际法应用于外太空；和平利用太空；合理使用外太空的权利；对空间物体注册；国家对个人航天活动及其监督的职责；权限和控制的持久性；伤害责任。
3. 国际电信联盟以及相关的国家机构一同建管官方的和商业性的航天任务以及受限使用频率的分配。
16.3 航天经济学
1. 生命周期成本包括航天任务各个阶段的成本：设计、制造、发射和运行：设计成本受系统冗余或复杂程度的影响；制造成本由需要的模型类型和数目（工程、测试、飞行和备份），整体测试及相关基础设施决定；当前发射费用超过每公斤黄金的价格；运行成本对于政府任务和商业任务有很大不同，增加航天器自身的自主能力有助于降低成本，保险费是运行成本中另一项重要内容。
2. 任务计划者利用成本评估关系作为任务设计的起点，确定预算是否与需求符合，并估算可能的投资回报。
本书附录中包括五章如下：
附录A 数学基础
A1 三角学
A2 矢量数学
A3 微积分学
附录B 单位和常数
B1 规范的单位
B2 单位与常数的转换
B3 常数
B4 希腊字母
附录C 推导
C1 二体运动方程
C2 运动常数
C3 求解二体运动方程
C4 能量方程与半长轴的关系
C5 偏心率矢量
附录D 太阳和行星数据
D1 太阳的物理性质
D2 地球的物理性质
D3 月球的物理性质
D4 行星数据
D5 行星的影响范围
附录E 弹道火箭的运动
E1 运动方程
2014年2月9日13:31:52
