核心舱机械臂托举航天员顺利完成出舱任务

正2021年7月4日,神舟十二号航天员刘伯明、汤洪波顺利出舱,雄伟有力的空间站核心舱机械臂首次托举航天员刘伯明到指定位置,圆满完成出舱操作,抬升天和核心舱舱外全景相机的位置,并验证了机械臂的大范围转移能力,在刚刚迎来建党百年华诞之际,完成了我国空间站工程建造任务的又一壮举。此次出舱活动,圆满完成了舱外活动相关设备组装、全景相机抬升等任务,首次检验了航天员与机械臂协同工作的能力及出舱活动相关支持设备的可靠性与安全性,为空间站后续出舱活动的顺利实施奠定了重要基础。     

用 Clohessy-Wiltshire 方程求解航天员出舱运动轨迹

应用航天器相对运动动力学Ｃｌｏｈｅｓｓｙ－Ｗｉｌｔｓｈｉｒｅ方程,求出方程的分析解,研究航天员出舱后的运动轨迹。其结论可推广到对接航天器分离后的运动轨迹、卫星和运载分离后相对运动轨迹、航天器上抛射物体的相对运动轨迹     

“国际空间站”航天员出舱活动医学保障主要结果

正空间站航天员出舱活动医学保障工作,是载人航天长期飞行医学保障的重点,也是空间站运营和发展的重要保障。本文主要以"国际空间站"俄罗斯舱段为背景,介绍了"国际空间站"航天员舱外活动的概况、舱外活动的工作组织原则与医学保障系统,阐述了舱外活动的减压安全保障措施、舱外活动期间航天员作息制度的特点,最后分析了"国际空间站"航天员舱外活动的主要结果。随着航天员舱外活动个体装备技术的完善及其功能可靠性的提高,舱外工作逐渐由短时行为变为航天员有     

气闸舱概述

气闸舱是航天员进行出舱活动的“门户”。一般只有空间站和航天飞机才有气闸舱,除苏联上升-2飞船外,载人飞船上一般都没有气闸舱。     

太空行走100问(六)

太空行走设备36.在国际空间站组装过程中,航天员需要进行大量的出舱活动,为完成国际空间站的组装,需要提供哪些设备?在国际空间站的组装过程中,航天员需要进行大量的出舱活动,但是仅靠航天员的双手是不能完成组装任务的,因为国际空间站的站舱和结构件都非常巨大而笨重,但安装精度又要求非常高,因此必须给他们提供各种工具和设备。     

太空出舱活动的生理和工效问题

□□航天员出舱活动是载人航天的一项重要内容。在载人航天初期，出舱活动主要是试验性的，试验人能否在宇宙真空中生存和工作，以及为保证出舱活动的顺利进行需要提供哪些装备和条件。自20世纪70年代以来，出舱活动逐渐由试验性变为应用性，主要进行空间维修、卫星布设、空间研究和试验。目前，出舱活动主要用于组装国际空间站（ISS）。从1998年11月到2006年年底，国际空间站的组装工作预计需要进行160次出舱活动，航天员在舱外停留时间共约960h，平均每年为125h。在2006年国际空间站投入使用后，对其进行经常性的保养和维修，平均每年还…     

严格回归轨道的管道导航方法研究

分析了作为参考轨道的严格回归轨道与卫星在轨运行状态的相对运动关系,提出近地遥感卫星的管道导航方法。由于参考轨道的设计只考虑高精度的地球非球形摄动,与在轨卫星的动力学环境存在差别,这导致两者之间存在切航向漂移。基于高精度的轨道动力学模型和位置确定方法,设计了卫星与参考轨道采样点的沿航向对齐算法,从而获取了卫星相对参考轨道采样点的相位时间偏差和卫星在参考轨道编队坐标系切航向平面内的相对运动轨迹,进而引入椭圆的“最小二乘适配法”获取相对运动轨迹的特征量。所研究的管道导航方法可应用于基于GNSS测量数据的卫星自主轨迹保持。     

美国新一代航天服热控系统简析

随着载人航天技术的发展,航天员的出舱活动变得越来越频繁,如载人登月探测、"国际空间站"维护以及未来的载人火星探测等,宇宙空间的深冷背景及环境的复杂多变性,给航天员的出舱活动造成了严重的阻碍。为保证航天员顺利开展空间工作,必须针对空间热环境进行相应的热设计。同时,由于航天员新陈代谢产生的热量需要排散,因此需要做好舱外航天服的热控系统设计,以保证航天员在合适的温湿度下完成出舱任务。     

俄罗斯将在国际空间站上安装天文观测模块

塔斯社网站2019年3月20日报道,俄罗斯科学院空间研究所(IKI)宣布将在国际空间站俄罗斯舱段上安装全天空监测仪,用于测量X射线宇宙背景辐射亮度,分析和绘制83%的宇宙地图。全天空监测仪将于2020年通过货运飞船运抵国际空间站,再由航天员执行出舱任务时安装在俄罗斯舱段外部的通用模块上,任务周期为3年。     

俄美航天服特性品评

随着美国和俄罗斯向航天时代迈进，美俄两国出舱活动装备的相似性和差别已不仅只具有学术上的意义。几乎可以肯定，两国航天员将会互换使用航天服和工具。舱外活动系统的最大可互换性是未来的国际空间站和美航天飞机与俄和平号空间站计划，为了评价和比较美俄两种航天服的...     

近距离空间交会动力学

首先研究两个飞行器在近距离相对运动的动力学方程,包括简易（线性化）和精确模型;其次推导出一个工程实用在轨道平面内保持点轨迹椭圆方程;最后讨论保持点的动力学特性和轨道摄动对保持点的影响。     

利用频谱分析确定空间目标太阳翼定向模式

分析对比了空间目标与可控飞行器轨道确定的不同,论述了太阳翼定向模式的不同对轨道运动特性的影响。通过地面站的测距与测角数据,推算出测量数据的地心距频谱。假定一种太阳翼定向模式,利用测量数据进行轨道确定,利用定轨数据计算地心距频谱并与测量数据的频谱比对,由此可确定太阳翼定向模式。利用数值仿真对近地太阳同步轨道和地球静止轨道两种情况进行了验证,仿真结果表明该思路和方法是有效的。     

编队飞行卫星群构型保持及初始化

导出了基于相对轨道要素的编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动方程；提出了编队飞行卫星群轨道相对运动控制的轨道机动控制策略，利用不同方向的脉冲控制相对运动的轨道参数，包括轨道平面内机动和轨道平面外机动控制。根据相对轨道要素的变轨机动控制，进行编队飞行卫星群构型的初始化。这样的构型初始化可以视作一次特殊的变轨机动控制，很容易实现编队飞行构型的初始化机动。     

在轨航天器地气光环境分析

为得出定量化的遥感观测地气光环境数据,建立了简化的航天器地气光分布计算模型,首先将航天器及其各类运行轨道归纳到统一的照明模式中,地气光的分布主要考察航天器轨道面与地球晨昏面的夹角,然后考察航天器在每轨中的具体相位,以建立照度的几何传递关系;随后考察太阳辐照经地表后,最终到达航天器遥感观测载荷的光照度.计算结果能反映地气光在载荷观测方向2π半球视场内的分布情况,根据分布随空间变化的具体量级,对不同的离轴角进行照度积分,可转化为对观测仪器的地气光抑制能力要求.      

空间高等植物培养装置

空间高等植物培养装置用于中国天宫二号空间实验室开展微重力条件下高等植物生长机理研究.该装置由高等植物培养模块、生命保障模块、实时在线检测模块和返回单元等功能单元组成,可实现高等植物空间长周期培养,在轨启动生物实验,实时在线观察和荧光监测,水分循环利用及营养供给,模拟太阳长短日照周期控制与检测,环境温度测量与控制,CO₂浓度调节,有害气体去除及航天员回收部分样品等功能.      

地月系L2平动点轨道长期维持过程研究

针对地月系L2平动点附近两种常用轨道——拟halo轨道和Lissajous轨道,研究了轨道长期维持过程。采用穿越xz平面单圈控制的轨道维持策略,控制量通过单步预测法进行寻优。在全摄动动力学模型下对拟halo轨道和Lissajous轨道受控维持下的一年飞行过程分别进行了仿真和比较,结果显示Lissajous轨道的维持控制代价优于拟halo轨道,从轨道拓扑构型保持方面对该结果进行解释,并设计对比实验加以验证。研究结论对地月系L2平动点轨道选择、维持控制策略设计、长期飞行效果分析等方面具有工程参考意义。     

远距离轨道接近及绕飞控制技术研究

文章对半长轴、偏心率、倾角、升交点赤经相近的两航天器的远距离轨控接近方案进行了理论分析。首先研究了通过改变轨道半长轴调整航天器升交点赤经变化率,进而控制轨道法向振幅的方法;其次给出控制点的选择时机与相对绕飞椭圆大小的定量关系;然后提出采用径向矢径模之差估计远距离相对运动参数方法;最后通过"神舟七号"伴星与轨道舱的远距离接近及绕飞控制仿真对理论推导进行了验证。     

Satellite orbits in Levi-Civita space

In this paper we consider satellite orbits in central force field with quadratic drag using two formalisms. The first using polar coordinates in which the satellite angular momentum plays a dominant role. The second is in Levi-Civita coordinates in which the energy plays a central role. We then merge these two formalisms by introducing polar coordinates in Levi-Civita space and derive a new equation for satellite orbits which unifies these two paradigms. In this equation energy and angular momentum appear on equal footing and thus characterize the orbit by its two invariants. Using this formalism we show that equatorial orbits around oblate spheroids can be expressed analytically in terms of Elliptic functions. In the second part of the paper we derive in Levi-Civita coordinates a linearized equation for the relative motion of two spacecrafts whose trajectories are in the same plane. We carry out also a numerical verification of these equations.     

On one approach to the optimization of low-thrust station keeping manoeuvres

A simple and effective mathematical method to calculate optimal station-keeping manoeuvres by means of electric propulsion is suggested. The method is based on a linearization of the satellite motion near a reference orbit. Two versions of the method allow station keeping both in an assigned position and in any position of the orbit. The method is fully analytical for the two-body problem and takes a simpler form for the circular assigned orbit. The suggested method may also be used in the case when constraints are imposed on the thrust direction due to specific features of the satellite stabilization mode. An application of the method to any force field is shown. Illustrative examples of satellite station keeping in a circular orbit are given. Both cases of the station keeping, i.e., in an assigned position and in an assigned orbit, are considered without and with a constraint on the thrust direction.