阿里安5成功进行第二次试射

阿里安５成功进行第二次试射在首次发射失败近一年半之后，欧洲大型阿里安５运载火箭于１０月３０日成功地进行了它的第二次鉴定飞行，把一颗模拟通信卫星和一个工程试验有效载荷送入太空，但卫星入轨高度比预定轨道低。此次发射的成功使欧空局和法国国家空间研究中心官员...     

阿里安5紧锣密鼓准备首射

阿里安５紧锣密鼓准备首射欧洲新的大型运载火箭阿里安５已把首次发射日期瞄向了明年１月１７日。这一安排是在火神低温一级发动机的最终试验进度因计算机程序出错而推延后作出的。原定的首射日期是今年１１月２９日。这种火箭的静地转移轨道有效载荷能力比目前阿里安４最...     

欧洲工业界准备改进阿里安5

欧洲工业界准备改进阿里安５法国宇航公司已提出在今后几年内对欧洲的大型运载火箭阿里安５进行三项改进，以使其能发射更大的商业卫星。这三项改进共将使火箭的静地转移轨道运载能力提高约１．４吨。阿里安５最初投入使用时可把共重５吨的两颗卫星送入静地转移轨道，改进...     

阿里安5首次发射的有效载荷——团星

阿里安５首次发射的有效载荷──团星钟雨欧洲新型阿里安５运载火箭将在今年夏初进行首次发射，随后在年底进行第二次发射。这两次发射将分别携带４颗四星和大气再入验证装置，两者的总价值达５．５亿美元，牵扯了欧美几十家承包商。阿里安５首次发射的时间此前定在５月１...     

阿里安5火箭改进中求生存

阿里安5是欧洲目前最大的运载火箭。去年12月10日，这种火箭进行了阿里安航天公司接手后的首次商业发射。今年3月21日，它又进行了首次商业性的一箭双星发射。今后其发射频度将逐步提高，并将最终取代目前所用的阿里安4。为了保证这种新型火箭在今后10年内能够同其它新型大推力运载火箭进行竞争，欧洲航天官员们正在对其实施范围广泛的一系列改进措施。形势的需要阿里安5火箭最早是设计用来发射欧洲后来下马的使神号航天飞机的。由于这一原因，该火箭的上面级相对于其主级来说偏小了一些，使火箭的静地转移轨道运载能力远没有达到大推力火神…     

阿里安5第三次试射成功

欧洲阿里安５重型运载火箭１０月２１日成功地进行了第三次试射，将两颗试验有效载荷送入轨道。火箭是在格林尼治时间１６时３７分起飞的。由于箭上３台传感器的问题，发射被推迟了半小时。此次发射的飞行编号是阿里安５０３，是阿里安５的最后一次鉴定飞行，由阿里安航天...     

简讯

简讯阿里安５首射失败欧洲阿里安５大型运载火箭在屡经推迟后于６月４日携带着４颗团星进行了首次发射，但没有成功。火箭因经受到过大的气动载荷而在升空后３１．５秒解体。箭上自毁系统在火箭解体的过程中启动，地面发射控制中心也发出了自毁指令，火箭发生剧烈爆炸，星...     

证明自我,将功补过——质子号火箭连连发射

质子号是世界上运载能力最为强大的运载火箭之一。去年７月和１０月，该火简明因发动机制造质量不过关而两次发射失败，引起业内的广泛关注，也使有关方面更加担心已推迟很久的国际空间站恒星号服务舱能否尽早由这种火箭送入轨道。今年２月，经过３个多月的故障调查和技术改进，质子号火箭终于恢复了发射，而且“一发而不可收”。 频频施射 到７月 １２日恒星号舱升空，质子号火箭在恢复发射后的５个月内已连续发射８次，其中在从６月２４日到７月 １２日的短短１８天内就发射了４次，证明了这种火箭及拜科努尔航天发射中心强大的航天发射实…     

阿里安5火箭首射爆炸

阿里安５火箭首射爆炸天兵６月４日是令欧洲航天界兴奋的一天，因为经过上万人十余年的努力，耗资高达７０余亿美元的欧洲空间局新一代大型运载火箭阿里安５就要在这一天首次升空了。为了这一天的到来，多少人尽心竭力，甚至献出了生命（去年５月在进行主发动机试验时曾造...     

长征火箭发射服务面临的市场形势和对策分析

９８６年，中国政府向世界宣布把中国的运载火箭投入商业发射服务市场，１９８６年１月２８日美国挑战者号航天飞机起飞后不久即发生爆炸，１９９０年２月２２日欧洲阿里安火箭发射失败。这就使得国际卫星界把目光投向价廉物美的长征系列运载火箭。这时候美苏之间的冷战时...     

基于刚体转动四元数模型的航天器再定向方案

介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力，在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。     

Determination of parameters of attitude motion of a small communication satellite using the data of measurements of current of solar panels

A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result, the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate the total angular momentum of flywheel engines.     

On solving the problems of optimization of trajectories of many-revolution orbit transfers of spacecraft

The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers.     

热变形对一种天线指向机构指向精度的影响分析

热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。     

攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响

以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响.结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较...     

电缆屏蔽金属网屏蔽效能的工程计算

金属网由于柔韧性好、使用方便等优势而在电缆屏蔽工程上得到广泛应用。本文对电缆用的金属网屏蔽效能进行工程计算,通过计算,对金属网不同材料、不同规格、单层与双层屏蔽及有缝隙情况下的屏蔽效能进行比较与分析,对工程应用有一定的指导意义。     

多自由度微振动环境时域波形复现的数值仿真

为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。     

Determination of an Estimation of Parameters of Motion of a Spacecraft on the Stage of Its Descent on the Basis of Integration of Inertial and Optoelectronic Navigation Systems

The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices.     

多通道功率放大器中幅度和相位一致性影响分析

文章利用传输矩阵方法,建立了MPA分析模型,并通过引入幅度和相位随机性,结合各路放大器幅度和相位组合概率,对通道隔离度的影响进行了计算和分析。