航天器总体与平台
航天器总体、分系统、试验、在轨与返回。
- 测控分系统
测控分系统是指航天器中负责与地面测控网建立无线电联系、接收遥控指令、发送遥测数据和转发测距信号的分系统，是航天器与地面之间的“通信生命线”。其核心功能可概括为“收、发、转”三项：接收地面遥控指令并解调送至执行单元，采集星上工程参数并调制下行发送，转发地面测距信号以支持轨道测定。测控分系统与地面测控站、中继卫星共同构成天地一体的航天测控体系。
- 电源分系统
电源分系统是指航天器中用于产生、储存、变换、调节和分配电能，为整星各分系统提供稳定供电的电气系统，是航天器的“心脏”与“血液循环系统”。其核心架构为“发电—储能—控制—配电”四环节，主流方案是太阳电池阵与蓄电池组联合供电，在光照期由太阳阵供电并对电池充电，阴影期由电池放电维持母线稳定。电源分系统在整星质量中占比约15%–25%，其性能直接决定卫星平台的功率能力与在轨寿命。
- 航天器发射场测试
航天器发射场测试是指航天器运抵发射场后，在技术区与发射区进行的一系列状态恢复、功能检查、推进剂加注和星箭联合测试活动，是航天器交付飞行前的最后一道地面验证关口。其核心逻辑是在运输固定解除和环境变化后重新建立“飞行状态”，验证整套飞行产品、地面设备、测控网络和操作流程在同一时间基准下闭环。
- 航天器返回与再入
航天器返回与再入是指航天器完成在轨任务后脱离运行轨道、穿越大气层并安全着陆地面的全过程，其核心挑战是在极高速条件下实现可靠减速、热防护和精确落点控制。再入速度从近地轨道返回时约为第一宇宙速度7.9 km/s，从月球返回时接近第二宇宙速度11.2 km/s。再入方式按升力控制能力分为弹道式、半弹道式和升力式三类。
- 航天器故障诊断
航天器故障诊断是指利用遥测数据、专家知识和算法模型，对航天器在轨运行中出现的异常状态进行检测、隔离和原因识别的技术过程。其核心目标是在故障造成不可逆后果之前，尽早发现异常、准确定位故障源并支持地面人员实施有效处置。诊断方法分为基于模型、基于数据和基于知识三大类。国际标准ISO 16615和GB/T 45736为姿轨控系统的异常检测与软硬件故障处理提供了规范框架。
- 航天器环境试验
航天器环境试验是指在地面通过模拟航天器在运输、发射、在轨运行及返回等阶段所经历的各种环境条件，验证其性能、寿命和可靠性的系统性试验活动。其核心目的包括环境应力筛选、设计鉴定和飞行验收三类。试验覆盖力学环境（振动、噪声、冲击、加速度）、热环境（热真空、热平衡）、电磁环境及空间特殊环境。
- 航天器可靠性设计
航天器可靠性设计是指为使航天器在规定的任务剖面和寿命周期内完成规定功能而开展的系统性设计活动，其核心特征是从“设计中注入可靠性”转向“面向可靠性设计”，将可靠性要求融入概念设计阶段。可靠性设计涵盖建模、分配、预计、裕度设计、降额设计、容错设计和故障模式分析等方法体系。
- 航天器平台与载荷
航天器平台与载荷是航天器总体设计中最基本的二分架构。平台是指为载荷提供结构支撑、供电、热控、姿轨控、测控与数据管理等通用保障功能的分系统集合，载荷是指直接执行特定航天任务的仪器设备。两者在成本结构中呈现动态变化：定制卫星中平台与载荷各占约50%，规模化批产时平台成本占比可降至20%–30%。平台标准化与载荷模块化是降低研制成本、缩短周期的核心路径。
- 航天器软件
航天器软件是指运行在航天器星载计算机及嵌入式处理器上，完成飞行控制、数据管理、任务调度和自主健康管理等功能的计算机程序与相关文档的集合。其核心特征是在空间辐射、资源受限和不可维修的约束下实现高可靠运行。航天器软件按功能分为飞行软件（控制与数据处理）、载荷软件和地面支持软件；按关键等级分为A至D四级，不同等级对应不同的验证深度与容错要求。
- 航天器寿命
航天器寿命是指航天器在轨存续和工作的持续时间，通常分为设计寿命、工作寿命和轨道寿命三个维度。设计寿命是研制任务书规定的正常工作时间，工作寿命是实际正常工作的时间，轨道寿命则是航天器在轨道上存留的总时间。设计寿命的延长以增加质量和成本为代价，并非越长越好。东方红四号平台寿命从8年提升至15年，北斗三号设计寿命达到12年。
- 航天器在轨管理
航天器在轨管理是指航天器发射入轨后，地面测控与运行管理团队对其进行的长期状态监视、轨道维持、健康评估、故障诊断与处置以及寿命末期处置等系统性管理活动，是航天器从发射入轨到寿命终结期间持续保障其安全稳定运行的核心手段。
- 航天器重构与容错
航天器重构与容错是指航天器在部分部件或分系统发生故障后，通过系统级资源重新分配或控制算法在线调整，使航天器在性能降级状态下继续完成任务或安全返回的技术体系。容错的核心是“故障后维持功能”，重构的核心是“重新组织可用资源”。
- 航天器总体设计
航天器总体设计是指将航天器各分系统综合为一个满足任务要求的整体，在质量、功耗、热耗、信息流等资源约束下寻求系统最优配置的系统工程方法。其核心工作包括任务分析、性能指标分配、构型布局、接口定义和资源平衡。航天器与运载火箭的根本区别在于任务剖面：运载火箭追求单次加速入轨，航天器需在空间环境中长期自主运行。
- 航天器总装集成
航天器总装集成是指将航天器主体结构、各类单机设备、电缆网、热控产品等零部件按设计要求和工艺规范集成为一个有机整体的系统性工程，通常与测试和试验环节合并称为 AIT（Assembly, Integration and Testing）。其核心特征是小批量、多品种、以手工作业为主，对装配环境的洁净度、温湿度和防静电要求极高。神舟飞船总装包含 40 余册工艺文件和 1000 多道工序，返回舱在约 6 立方米空间内安装 200 多台设备。
- 结构分系统
结构分系统是指航天器中为仪器设备提供支撑固定、承受并传递全寿命周期各类载荷、维持航天器外形构型和尺寸稳定性的机械部件与组件的总称，是航天器的“骨骼”与“躯干”。其核心任务是在地面操作、发射、在轨运行和返回全过程中，保证航天器不发生破坏或有害变形。
- 立方星
立方星是指基于10厘米×10厘米×10厘米标准单元（1U）构建的微纳卫星，由斯坦福大学与加州理工州立大学于1999年提出标准化概念，2003年首次入轨。其核心特征是以标准化的机械与电气接口实现低成本、快速集成和搭载发射，单颗1U立方星质量不超过2千克。立方星已从大学教育工具演变为技术验证、遥感和星座组网的重要平台，全球累计发射超过3000颗。
- 热控分系统
热控分系统是指为使航天器各部位温度、温差和湿度等热参数满足总体设计要求而安装在航天器上的设备和部件的集合，是航天器的“体温调节器”。其核心机制是控制航天器与空间环境的热交换量，调整内部热量的吸收、贮存、传递和排散。热控分系统按原理分为被动热控（热控涂层、多层隔热、热管）和主动热控（电加热器、百叶窗、流体回路、辐射器）两大类。
- 数据管理分系统
数据管理分系统是指航天器中负责星上数据采集、处理、存储、传输和指令分发，并对各分系统实施统一调度与故障管理的核心电子系统，是航天器的“神经中枢”与“智慧管家”。其核心功能包括遥测参数采集与组帧、遥控指令解释与分发、时间管理、总线通信管理以及自主故障检测与处置。空间站数管分系统每秒需处理超过100万个参数的收集与传递，同时管理超过5万条指令的执行。
- 推进分系统
推进分系统是指航天器中为变轨机动、轨道保持、姿态控制和返回再入等任务提供推力与力矩的动力装置总称，被称为航天器的“动力心脏”。系统由推进剂贮供单元（气瓶、贮箱、阀门、管路）和推力器单元（轨控发动机、姿控推力器）组成。按推进剂类型分为冷气推进、单组元推进、双组元推进、电推进和低温推进等类别。
- 微纳卫星
微纳卫星是指质量在1千克至100千克之间的微小卫星与纳卫星的统称，按国际通行分类涵盖显微卫星（10–100 kg）和纳卫星（1–10 kg）两个等级。其核心特征是以高度集成化技术实现平台小型化，具备研制周期短、成本低、发射方式灵活等优势。微纳卫星平台典型质量在20–50千克量级，功率在数十瓦至百瓦，设计寿命通常为3–5年。天仪研究院第三代高可靠集成电子平台在50千克级卫星上实现了0.01°姿态指向精度和3–5年设计寿命。
- 卫星编队与星座
卫星编队与星座是指由多颗卫星协同工作完成特定空间任务的两种多星系统组织形式，其核心区别在于卫星间的相对几何关系和控制精度要求。卫星编队是指具有特殊几何构形要求、星间距离通常仅数十米至数十公里、各星之间存在动力学耦合与信息交换的紧密协同系统。
- 小卫星平台
小卫星平台是指质量在1000千克以下、采用标准化模块化架构设计、可适配多种有效载荷的卫星公用平台，其核心特征是以“平台通用、载荷定制”的模式实现快速集成与批量生产。中国CAST系列平台（CAST100/1000/2000/3000）覆盖25千克至1500千克质量范围，形成谱系化产品。小卫星平台的工程价值在于降低研制成本、缩短交付周期、支持星座组网。
- 星务管理
星务管理是指对航天器星上任务进行统一调度、对整星运行状态实施自主监控与故障处置的综合性管理功能，是卫星实现“自主运行”的核心使能技术。其核心特征是以星载计算机为硬件载体、以实时操作系统和模块化软件为运行环境，协调星上各分系统的信息流、动作流和能量流有序运转。
- 姿轨控分系统
姿轨控分系统是指航天器中用于确定并控制航天器姿态和轨道的分系统，被称为“太空方向盘”，其核心任务是在全任务周期内维持航天器所需的姿态指向并执行轨道机动。系统由姿态敏感器、控制器和执行机构三部分组成，工作流程遵循“测量—比较—执行”的闭环控制逻辑。姿态控制分为被动稳定（自旋稳定、重力梯度稳定）和主动三轴稳定两大类，现代卫星普遍采用三轴稳定方式。
- 综合电子
综合电子是指从系统层面将航天器的测控、数管、供配电、热控、姿轨控等电子功能进行统一规划、整合与优化的电子系统架构，其核心特征是以功能集成替代传统分系统独立设计的模式。综合电子系统通过模块化硬件、层次化总线和开放式架构，实现信息共享、功能整合和资源重组。亚太6E卫星的综合电子分系统验证了高集成化硬件和全自主任务管理的可行性。