航天器结构可分为本体和可展开构件两部分。先进行本体部分的外形、尺寸和布局设计，划分结构舱段。外形和尺寸的确定主要取决于轨道类型、稳定方式和运载器整流罩的空间限制。返回型航天器的外形设计主要考虑空气动力和气动加热问题。自旋稳定卫星的外形应对称于自旋转轴，三轴稳定卫星可以是某种对称的多面体。航天器在结构上通常分为几个舱段，返回的航天器一般只有一个舱段返回，以减少再入重量。太阳电池翼、可展开天线、重力梯度杆等可展开构件要求有较高的可靠性，以免因它们的失效而导致整个飞行任务失败。

公用舱

能够装载不同有效载荷、完成不同飞行任务的卫星服务舱。地球应用卫星由两大部分组成：有效载荷和保证有效载荷在轨道上正常工作的服务舱（又称保障系统）。执行同一类任务的地球应用卫星的服务舱大体上是相同的,因而有可能设计一种公用的服务舱(即公用舱)达到一舱多用的目的。在卫星总体和分系统方案设计时就进行公用舱设计，以便在保持卫星总重不变的条件下适当调整服务舱的技术状态，就能适应不同有效载荷的要求。现代应用卫星的公用舱已形成若干种典型的结构形式,如四面侧壁与中心构架组合的结构,以“Π”形构件为主体的结构。

轨道设计和推进系统

根据航天器的使命来选择最有利的运行轨道，力求消耗能量最小、控制简单、便于地面观测。通常轨道选择受到火箭运载能力、制导精度、测控站布局和发射靶场位置的限制，往往需要在航天器上设置推进系统，使它具备机动飞行、改变轨道的能力。固体火箭发动机系统简单，液体火箭发动机可多次起动。大幅度地改变轨道常选用大推力的火箭发动机。为了修正轨道误差或实现长期的轨道控制，往往采用能多次起动和工作寿命长的小推力发动机，如单组元、双组元或其他高能推进系统。

姿态控制方式

为完成所担负的任务，需要合理地选择航天器的姿态。采用某种控制方式克服干扰力矩的影响，将航天器稳定在预期的姿态上。常用的姿态稳定方式有：自旋稳定、双自旋稳定、重力梯度稳定、磁力矩稳定和三轴稳定等方式。自旋稳定、重力梯度稳定和磁力矩稳定是被动式的，精度较低。三轴稳定是主动式的，精度较高（见航天器姿态控制）。重新改变航天器的姿态，通常也采用主动控制方式。姿态控制方式的选择主要考虑卫星所担负的任务、工作寿命、轨道特性和姿态精度等要求。现代大多数航天器采用自旋稳定和三轴稳定方式。

热控制方式

在轨道上航天器的温度变化很大，采用热控制把航天器（主要是内部仪器设备）的温度控制在一定范围内，以改善仪器设备的温度环境和减小航天器表面温度的波动和不均匀性(见航天器热控制)。采用自旋稳定方式可使航天器的各部分均匀地受到日照。通过发射窗口的选择可满足热控制对太阳投射角范围和最大阴影区时间的限制。对于发热仪器的相互影响问题，按工作程序和发热量的不同，采取热源合理布局、保证一定的散热面积、设置必要的隔热屏障、在结构框架上布置热管和局部采用电加热等措施来改善热环境。

电源系统

原电池 (如锌-氧化银电池)的重量随工作时间和功率的增加而增大，用于小功率短期飞行的航天器。载人飞船用大功率的燃料电池供电，它产生的水可供航天员饮用。多数航天器用寿命较长(7 ～10年)的太阳电池阵和蓄电池供电，它的重量主要取决于所能提供的瞬时功率,一般可达103～104瓦,功率更大或远离太阳的空间探测器，一般采用核电源。自旋稳定卫星通常把太阳电池附在本体侧表面上，构成体装式太阳电池阵。三轴稳定卫星采用对日定向的太阳电池阵电源系统，与体装式相比电池利用率约提高 3倍。镉镍蓄电池在日照区时充电，在阴影区时供电，它的寿命可通过控制放电深度和环境温度来提高。例如,轨道周期为100分钟的近地轨道卫星，放电深度一般取20%以下，而地球同步卫星可增加到50%～60%。温度一般控制在 0～30°C之内。新型的镍氢电池的寿命比镉镍电池长，但尚未得到广泛应用（见航天器电源系统）。

跟踪、遥测和遥控

航天器的跟踪、遥测和遥控设备与地面测控站一起组成航天测控系统，用以测量航天器的运行轨道和各分系统的性能参数，并对航天器进行遥控。一般以较宽的定向波束来满足运行时对地面测控站的覆盖要求。

载人和返回

载人的航天器需要有一套完善的生命保障系统，指挥舱和轨道舱是完全密封的，有调温、调湿、压力控制、供氧、供氮、二氧化碳净化和微量污染控制等环境保障设施，有供水、供食和废物处理等生活保障系统（见载人航天器生命保障系统）。航天器的操纵系统应是既可自动控制又可人工操纵的，并有显示设备为航天员提供系统的工作情况。一般还有救生塔等救生设备，在出现发射故障时将航天员推离运载火箭。飞船和航天飞机的轨道器应有能完成多种任务的姿态确定和控制系统，并能作变轨机动飞行。载人航天器还配备有人在舱外活动的设备和航天服、遥控机械臂等。一次使用的航天器多用钝的、轴对称旋成体外形的防热壳作为再入体的防热结构，降到离地一定高度后用降落伞回收。多次使用的航天飞机，往往采用升力体式的机身、三角翼作大攻角飞行和多次使用的防热层来解决气动加热问题。

苛刻的瞄准要求可能会影响航天器本体的设计，并给任务运行带来约束。除了已知的质量和功率约束外，必须精心设计航天器满足飞行激光通信终端的要求。其中的一些考虑包括以下方面。

(1)平台抖动环境：苛刻的瞄准要求对航天器振动环境提出了要求，进而对航天器质量平衡和结构刚度提出要求。

(2)布局：为了给激光通信终端提供一个无遮挡光学视线，可能会对航天器的布局提出多种约束。尤其是装在航天器本体上的激光通信终端，航天器姿态必须能将其光学系统的视场瞄准地球。如果同时还有射频链路，光学系统视线还需同高增益天线的视轴对准，以便射频和光学下行链路同时工作。此外，激光通信终端的温度控制要求也对散热器的朝向提出了要求。

(3)姿态控制精度：航天器姿态控制的性能必须足够高，确保姿态不确定性、控制不敏感、瞄准前置角等的总和小于激光通信瞄准控制子系统的作用范围。而且，根据实际瞄准控制回路带宽，还可能对达到希望瞄准精度的航天器最大允许姿态变化率提出约束。

(4)数据存储和管理：为让采用ARQ协议的光学链路可靠地运行，航天器上的数据存储量必须大于RTLT加上地面数据处理时间内的预期下行链路数据量。对于以几十Mbps工作的飞行激光通信终端，这样的数据存储要求可能是设计时需要重点考虑的问题。

(5)技术方面的设计要求。技术方面的总体设计要求是保证所设计的航天器能满足用户或社会的特定需求。而且，这些需求都是利用航天器的各种特性(如覆盖、失重、深空探索等特性)实现所需要的服务功能，如通信广播、导航定位、对地观测、科学研究、载人航天、深空探测等。航天器技术方面的要求包括技术性能指标要求、适应各种外界环境要求、寿命与可靠性要求以及便于生产制造要求等。

(6)经济方面的设计要求。经济方面的设计要求包括降低成本和提高效益要求。效益包括经济效益和社会效益。降低成本和提高效益的大小是评价航天器工程系统优劣的重要因素。航天器设计师需要在规定的投资总额和投资强度下，设计出能够产生预期效益的航天器。

在总体方案设计中，充分利用公用平台和现有成熟技术是降低成本、减少风险、提高效益的有效途径；充分利用计算机技术，开发并应用航天器多学科一体化设计平台和总体仿真技术，优化航天器设计、缩短设计周期、保证设计质量，是提高效益的又一条有效途径；充分利用系统工程观念，使用系统工程方法，加强各方面的管理，优化研制技术流程，缩短研制周期，提高研制质量也是降低成本，提高效益的一条有效途径。

(7)时间方面的设计要求。时间方面的设计要求对于任何工程系统设计都是很重要的要求。由系统工程观念可知，一项工程如果研制周期过长，将会失去它应有的价值。特别在市场经济激烈竞争中，时间方面的设计要求意义就更大。要能够保证快、好、省的研制出满足用户要求的航天器是总体方案设计的一项重要目标。能否用较短的时间研制出满足用户要求的航天器是评价总体方案设计好差的一个标准。

(8)风险方面的设计要求。航天器属于高技术、高风险的产品。如何降低航天器研制在技术、经济、时间等方面的风险，对航天器总体设计具有重要意义。技术风险包括由于设计失误导致发射失败或航天器功能或性能指标未能达到预定要求，大大影响使用或效益。经济风险是指经济效益和社会效益太差，或未能达到预期经济效益和社会效益。时问风险指研制周期大大超过预定要求。总体方案设计要保证航天器研制没有风险或把风险降低到可以接受的最低程度。