长征八号:"亲民"的新一代中型火箭

2020年12月22日,由中国运载火箭技术研究院抓总研制的我国新一代运载火箭——长征八号,在中国文昌航天发射场成功执行首飞任务,顺利将5颗卫星送入预定轨道.至此,中国航天"十三五"期间新一代运载火箭发射任务圆满收官. "十三五"期间,长征五号、长征七号、长征八号等多型新一代运载火箭成功首飞,并承担了多项重大航天工程任务...     

"嫦娥五号"任务总体方案权衡设计

针对月球采样返回任务要求,基于我国运载火箭研制进展、探月工程一期、二期技术基础,对探测器的总体方案、功能模块组成、发射方式、飞行过程等方面进行多方案多轮迭代权衡分析,并逐步优化,最终确定了"嫦娥五号"(Chang'E-5,CE-5)探测器模块组成、主要飞行过程.工程在轨结果充分证明了该方案符合我国探月工程发展规划和航天...     

美大量军星待发,太空军事化加速

静止轨道空间态势感知高机动卫星 2022年1月22日,宇宙神5 火箭成功发射了美国NROL-8任务的2颗"地球同步轨道空间态势感知计划"(GSSAP)卫星,将它们送入了地球静止轨道.GSSAP卫星此前已发射4颗,都是采用德尔它火箭一箭双星的方式.此次发射为宇宙神5511构型火箭,这也是该构型火箭的首次,此次发射的2颗卫...     

关于2030年前火星采样返回科学任务的展望

火星采样返回对于认知类地行星起源和生命宜居性、奠定未来载人登火基础具有重大意义，是下一代火星探测任务的重点目标。目前美、日、中均已公布火星采样返回任务的计划或相关设想。美国火星采样返回任务预计时间跨度逾10年，将与欧洲空间局合作研制发射样品返回着陆器、样品收集火星车和返回地球轨道器等，将毅力号火星车采集的样品带回地球。日本计划开展火卫一采样返回任务。分析国际采样返回任务方案，有助于中国火星任务的科学目标凝练和工程方案设计。      

“天鹅再展翅”-“天鹅座”货运飞船复飞任务成功发射

美国东部时间2015年12月6日16时44分,宇宙神－5（Atlas－5）火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射,成功将轨道-阿连特技术系统公司（以下简称轨道-ATK公司）执行第4次“商业补给服务”合同任务（OA－4任务）的“天鹅座”（Cygnus）货运飞船送入轨道。此次任务从发射开始就创造了多项纪录：它是继2014年10月第3艘“天鹅座”飞船发射失败后,轨道-ATK公司的首次“国际空间站”货运补给任务,也是首次由“宇宙神”火箭发射,还是首次升空的增强型“天鹅座”。     

苏联无人采样返回任务取得巨大成就

月球(Luna)计划是苏联的两个月球探测计划之一,其第1次任务是1959年1月的月球-1探测器飞越月球,最后1次任务是1976年8月的月球-24采样返回。月球系列计划共成功发射24次,其中7次任务失败。在成功的17次月球任务中,包括2次月球飞越任务,6次月球着陆任务,6次月球轨道器任务,3次采样返回任务。1970年9月-1976年8月,月球-16、20、24进行了3次月球采样返回,共带回月球土壤样品约330g。尽管在实施该月球计划过程中有多次任务发射失败,但这一计划使苏联在月球探测方面取得了多个第一,例如:探测器首次飞越月球;首次进入月球轨道;首次获得月球背面照片;首次实现月球撞击;首次实现月球软着陆;首次实现月球采样返回。     

深空探测运载火箭多弹道选择技术全系统测试研究

针对深空探测任务发射机会少、发射窗口窄,若发射时间偏差较大则会造成探测器系统后续轨道修正过程中消耗较多推进剂的情况,提出了在运载火箭测试发射过程中应用多弹道选择技术,给出多弹道选择技术的电气实现方案,以及多弹道选择技术的全系统测试方案.采用基于需求的系统测试技术,针对系统真实应用场景中可能发生的各种异常工况,设计了多个...     

地球同步卫星的发射轨道的选择

本文对地球同步卫星的发射轨道作了一些分析。讨论了有关发射点纬度、停泊轨道、非共面发射轨道对发射轨道选择的影响。     

“宇宙神”5将发射美航宇局小行星取样回送探测器

8月5日,联合发射联盟公司宣布,美航宇局已选择由该公司的"宇宙神"5火箭来发射"起源-光谱判读-资源辨识-安全-表土探测器"(OSIRIS-REx)。发射将采用宇宙神5-411型火箭,定于2016年在卡纳维拉尔角空军站进行。这将是美国首次从小行星上采样并送回地球的任务。这次任务将有助于科学家研究行星的形成和生命的起源,并加深人类对有与地球相撞危险的小行星的认识。     

一种探月任务多窗口发射轨道设计方法

针对探月任务多窗口发射需求和目标轨道受到明显月球引力摄动的特点,提出一种快速高效的发射轨道设计方法：在星箭分离前的发射段,各发射窗口对应的发射轨道的一、二级飞行段完全相同,仅调整三级工作段程序角和无动力滑行时间,以满足入轨要求;在末级排放段,微调末级速度方向,利用月球摄动抬高末级近地点高度,使之超过GEO受保护区。该方法可统一火箭一、二级飞行段状态,缩小子级残骸落区范围,增强入轨参数设计的灵活性,显著提高星箭入轨参数迭代和相关分析工作的效率,明显改善末级离轨效果,符合空间安全相关要求,可推广应用于其他深空探测任务的多窗口发射轨道设计。     

基于金星共振借力的太阳抵近探测任务轨道设计

对于太阳抵近探测任务,从地球直接发射探测器至太阳附近需要消耗巨大能量,通过多次金星借力飞行,可有效降低地球发射能量C₃及中途变轨的燃料消耗.本文研究基于金星共振借力的太阳抵近探测任务轨道优化设计,建立了连续共振借力和混合共振借力的转移轨道优化设计模型,并针对2025—2028年的发射窗口开展太阳抵近探测任务轨道优化设计.仿真结果表明,相比连续共振借力,混合共振借力可以有效缩短太阳抵近探测任务的轨道转移时间,对于地球发射能量C₃和中途变轨燃料消耗的影响未见明显的规律性,能量降低与序列中的共振比相关.      

欧空局力图挽救"阿蒂米斯"卫星

“阿蒂米斯” (Artemis)卫星是欧空局经过长达 1 0余年才研制成的重要技术试验卫星 ,原计划于 1 996年 4月发射 ,由于技术、经费和运载火箭等诸多因素 ,一而再再而三地被推迟 ,从 1 997年～ 2 0 0 0年均未能发射 ,一直到 2 0 0 1年 7月 1 2日才由阿里安-5火箭发射。然而该卫星又运气不佳 ,由于阿里安 -5上面级发生故障 ,所以未能将它送入预定的 1 6.4°E地球静止轨道位置 ,而是将其置入了一条远地点 1 752 8km、近地点为 592 km的无用椭圆轨道上。与“阿蒂米斯”卫星同时一起发射的另一颗卫星为BSAT-2 b商用通信广播卫星 ,它是美国轨道科…     

地球同步卫星发射轨道的设计

本文讨论了地球同步卫星发射轨道设计的一般问题。分析了发射轨道的形式、轨道选择与入轨条件的关系,以及俯仰角程序的选择,最后讨论了与发射轨道设计有关的一些问题,提出了运载火箭总体参数和轨道综合优化的概念。本文所提供的发射轨道设计方法适用于运载火箭方案设计使用。     

新款“天鹅座”货运飞船升空

正2015年12月6日,联合发射联盟公司的"宇宙神"5-401型运载火箭在卡纳维拉尔角空军基地发射了轨道A T K公司的一艘"天鹅座"货运飞船。本次发射执行的是轨道ATK公司在美国航宇局"商业补给服务"计划下的第4次正式的国际空间站货运补给任务,任务代号"天鹅座"CRS-4。这是轨道ATK公司在2014年10月28日采用本公司"心宿二"火箭发射"天鹅座"飞船失败后首次执行空间站货运补给任务,也是太空探索公司"猎鹰"9火箭6月28日发射"龙"货运飞船失败后美国首次恢复向空间站发射商业货运飞船。     

X-37B在轨飞行超一年

3月5日，执行神秘任务的美国空军X-37B无人航天飞机悄然地在地球轨道上度过了入轨一周年纪念日。据了解，第三次X-37B飞行任务有可能在今年晚些时候发射。目前在轨飞行的是由波音公司鬼怪工程部为空军建造的第二架X-37B，称为“轨道试验飞行器”（OTV）2，任务由空军快速能力办公室管理。它是2011年3月5日由宇宙神5运载火箭从卡纳维拉尔角空军站发射的。     

日本"先进陆地观测卫星"升空

2006年1月24日,日本"先进陆地观测卫星"[ALOS,又叫"大地"(Daichi)]由H-2A F8火箭发射升空.火箭发射后向太平洋上空飞行约16min后,卫星与火箭分离.之后卫星进入高约700km、轨道倾角为98.16°的太阳同步轨道,并展开太阳电池翼.     

轨道维持与调相的综合优化策略研究

在交会对接飞行任务设计研究中必须首先确定目标航天器的轨道设计策略,研究了一种将目标航天器轨道维持和调相两种任务进行综合优化的策略.轨道维持的任务是使得目标航天器轨道的形状和位置符合交会要求,调相的任务是使目标航天器在轨道中的初始相位角符合交会要求.在考虑了交会对接发射窗口、交会终端约束条件下,将目标航天器轨道设计问题转化为一个非线性规划问题,应用序列二次规划方法对其进行了求解.仿真计算表明,这种方法既能以较少变轨次数满足交会对接任务要求,又能节省燃料,为空间交会对接任务规划提供了重要参考.     

把实验室搬上太空

1969年7月22日,阿波罗11号载人飞船圆满结束了登月任务,成功从月面起飞,然后脱离月球轨道,踏上了返回地球的旅途.就在这一天,美国航宇局决定用土星5号火箭发射一座空间站,并用土星1B火箭发射三艘载人飞船,分别将三批航天员送入站内工作生活.     

基于多目标遗传算法的太阳高纬探测器轨道设计

针对太阳高纬度探测器轨道设计任务要求, 研究了基于多目标遗传算法的小推力借力飞行轨道设计方法. 基于圆锥曲线拼接假设, 将探测器轨道分为小推力日心转移轨道段和木星借力飞行轨道段两部分. 在日心转移轨道段, 选择燃料最省为优化目标, 采用标称轨道法设计小推力的推力控制率. 在借力飞行轨道段, 选择借力后日心轨道倾角为优化目标, 对借力飞行的关键参数进行分析. 采用多目标遗传算法对该多目标进行了优化. 结果表明, 多目标遗传算法可以有效地解决轨道设计中的多目标优化问题. 优化得到的小推力控制率不仅可以节省发射能量, 还可以保证借力飞行后探测器能够进入太阳高纬度探测轨道.      

太阳高纬探测器的借力飞行轨道设计

行星借力飞行技术可以节省深空探测任务的能量消耗.针对借助内行星引力向太阳高纬度发射探测器这一科学任务,分别以金星和地球为借力星体,运用圆锥曲线拼接法,通过求解兰伯特问题绘制能量等高线图,搜索多天体交会发射机会,设计探测器与借力体轨道周期之比为1∶ 1或2∶ 3的多次借力行星际轨道,获得相对黄道面成大倾角的目标轨道.分析表明,采用多天体交会借力相比单天体借力可大大降低发射能量;3次借用金星或者地球的引力可以使探测器轨道相对黄道面的倾角达到30°左右;3次地球借力轨道性能为最优,需要的地球发射能量更低,而且飞行器进入目标轨道之前的转移时间较短.