一组新的绳系卫星系统广义坐标

应用一组新的六维广义坐标,在一个统一的力学系统中,研究在外摄动力（地球非球形引力与大气阻力等）及系绳拉力的作用下,绳系系统质心在惯性空间的轨道运动,以及该系统相对于质心的相对运动。系绳模拟为具有质量的弹性连续体,系绳两端的空间飞行器假设为点质量。下列变量取为力学系统的广义坐标：系统质心的向径、赤经、赤纬,主星与子星之间的距离,以及系绳相对于系统质心子午面的两个欧拉角。经典的质心轨道根数,以及系绳在质心轨道面内与轨道面外的摆动角,均可由上述六个广义坐标及其广义速度确定。     

论绳系卫星系统的运动中心

讨论了稳定状态下绳系系统运动中心及相关的力学与应用问题。绳系系统运动中心与系统质心不重合。确定了运动中心在系绳上的位置,并从运动中心概念出发,导出系绳拉力的表示式,阐述了系绳拉力偏差对摆动频率计算的影响。     

中外交会对接技术比较研究

目前,掌握航天器交会对接技术的国家或联合体有美国,俄罗斯,欧洲航天局,日本和中国。文章对上述五方的交会对接技术进行分析、比较与评述,包括发展过程与现在的技术水平以及未来的发展趋势,涉及交会敏感器、连接机构、交会对接控制等关键技术。在交会对接领域内,美国与苏/俄基本沿不同的技术途径发展,一直处于世界领先地位;欧洲、日本与中国也各有特色与技术优势,中国取得了世界瞩目的成就,但欧洲与日本的潜在实力也不容低估。     

苏联的一箭八星技术

苏联的一箭多星始于1964年。最初进行了两次一箭双星的飞行,以科学试验为主要目的。双星轨道的近地点均为400公里,远地点各为7100公里与68000公里。在第二次双星发射后的一个月,即1964年8月,一箭多星飞行便纳入了具有军事目的的宇宙号卫星系列。一、发展过程宇宙号系列中的一箭多星飞行分为两个阶段,即试验阶段与实用阶段。试验阶段自1964年8月至1965年9月,历时13个月,共进行了     

再论空间系绳在回收容器返回中的应用

在已有的研究结果的基础上，对空间系绳在回收容器回中的应用，作了进一步分析，包括从回收容器离开空间站至回收容器从系绳上脱落的系绳伸展运动，（２）从系绳脱落的回收容器的返回运动，（３）释放容器后的系绳的收回运动。对回收容器的动态释放，除了两阶段指数型伸展程序外，还提出了另外两种导致系绳后摆的方式。对静态释放与动态释放，不仅对系绳长度，而且对系绳张力作了计算与分析。为了系绳收回过程的稳定，不仅要施加张力     

航天器交会两点边界值问题

从绝对运动和相对运动两方面讨论近地空间航天器交会中的两点边界值问题。其中，绝对运动涉及多圈Lambert问题，以Lagrange时间方程为研究工具，而相对运动Lambert问题应用C—W线性解。对圆轨道之间的双冲量转移，给定转移角与转移时间，研究最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法，提出满足最小变轨速度增量要求的多圈转移的工程图解法，并从工程应用出发，在飞行时间约束下，按最小速度增量要求，阐述航天器交会两点之间飞行轨道（轨迹）设计方法。这种方法将飞行轨迹划分为初始漂移段、轨道转移段与终端停泊段三部分，应用两点边界值问题的解，选择两次冲量机动时刻，使速度增量之和最小。模拟算例表明，这种方法对航天器交会设计是适用的、有效的。     

关于苏/俄航天服中文译名的建议

在中文文献中,同一苏/俄航天服俄文名称有多个中文译名,极易引起混淆与误解。为此,短文提出统一(或约定)苏/俄航天服中文译名的建议,可供使用者参考。     

航天器交会视觉导航系统相对状态确定算法

对航天器交会对接最终逼近段计算机视觉系统,阐述相对位移与相对姿态确定算法。该算法先求解测距(目标航天器标志点离追踪航天器相机镜头中心的距离),然后应用四元数估算法,由测距确定相对状态参数最佳值。特别是,一种测距求解新算法被提出。此外,还推导出一种利用偏差传递法由影像点偏差直接求出相对状态偏差的方法,这种方法不包含相对状态确定算法的方法误差,可用以评估相对状态确定算法的有效性。大量模拟算例显示,相对状态确定算法的精度与偏差传递法计算结果基本一致,这表明,相对状态确定算法对各种标志点构型普遍适用,且方法误差很小,相对状态确定精度高。不同标志点构型比较表明,非共面构型优于共面构型,可适应更大的影像点坐标偏差与更远的相对距离;基准面内的标志点应尽可能均匀对称分布,间距尽可能加大;非共面构型标志点可取为3个(含1个突出点)、4个或5个(含1~2个突出点);共面构型标志点取为4个适合(其中任意3点不共线);在4点共面构型中,正方形构型相对状态确定精度最高。     

航天器交会中的Lambert问题

应用Lagrange转移时间方程研究空间交会中的Lambert问题,包括经典Lambert问题(飞行弧段不足一圈的椭圆型轨道转移)与多圈Lambert问题(飞行圈数超过一圈的轨道转移),阐述转移轨道的几何特性与转移轨道类型,分析转移时间与转移轨道参数及变轨速度增量之间的关系。对航天器交会中常用的圆轨道之间的双冲量转移,给定转移角与转移时间,阐述最小变轨速度增量所对应的转移圈数与轨道参数的求解方法,提出满足最小变轨速度增量要求的轨道转移的图解法。对给定的初始分离角与交会时间,按最小变轨速度增量要求,确定航天器交会的初始漂移时间、双冲量轨道转移时间与终端停泊时间。     

卫星返回运动方程欧拉角奇点的处理与轨道计算

用欧拉角描述人造卫星返回运动的再入舱姿态有一定的长处,但在相应的运动方程组中存在欧拉角奇点,给计算机运算带来困难。这种奇点仅是数学上的奇点。本文提出,建立对应两组欧拉角的两套运动方程组及其解的互换关系式,在奇点附近转换运动方程组进行运算,可以克服奇点困难。本文给出具体的计算方法。这种方法不增加计算机运算时间,不减低计算精度,对各种条件下的返回轨道计算普遍适用。