运载火箭的自旋稳定问题

本文讨论卫星运载火箭末级自旋稳定问题,分析了干扰因素的影响。计算结果表明:卫星入轨点轨道参数的偏差,不仅依赖于干扰因素的性质和作用的大小,而且与末级火箭的转速有关;合理地选择末级火箭的自身旋转速度,可以减少干扰因素对入轨点轨道参数偏差的影响。     

自旋卫星转速控制系统的多状态非单调关联故障树定性分析

<正> 一、概述朱毅麟同志在《用故障树法分析自旋卫星转速失控》一文中,讨论了自旋卫星转速无限制地增加导致卫星失败的故障,考虑了自旋卫星设切向发动机锁定机构和设反向减转发动机的保护措施。这是一项有意义的分析工作。鉴于自旋卫星转速控制系统具有多状态非单调关联系统的性质,而上文只作为两状态单     

澳星发射成功

<正> 1992年8月14日7时,我国大推力长征二号E 运载火箭在西昌卫星发射中心按时点火,把3吨重的澳大利亚卫星连同4吨重的顶级火箭一起送入太空,11分钟后,有效载荷和火箭在预定轨道调姿后分离,发射圆满成功!     

日ETS—6卫星故障分析及其对策

由特别调查委员会就１９９４年８月２８日用第二枚Ｈ－２火箭发射技术试验卫星－６（ＥＴＳ－６），因远地点发动机出现故障未能进入静止轨道的具体原因和对策一事，进行了调查审议。同年１２月１５日，向日宇宙开发委员会提交了报告书，以下是该报告书的内容摘要。１．故障发生时的状况１９９４年８月２８日ＥＴＳ－６卫星发射升空，８月３０日远地点发动机点火，由于推力不足，通过指令停止点火。８月３１日，远地点发动机又进行３次点火，在第３次点火时，双组元推进剂阀不能关闭，虽继续喷射但推力仍然不足，使ＥＴＳ－６进入静止轨道成…     

基于地球敏感器的地影下自旋卫星起旋转速确定

自旋卫星在星箭分离后必须及时可靠起旋,起旋转速确定是判断卫星是否起旋的前提条件.星箭分离时,采用太敏进行转速确定是最可靠最直接的方法,但在某些情况下,由于发射窗口的限制,导致卫星在地影期星箭分离,给起旋转速的确定提出了新问题.自旋卫星除了太敏外,通常还配备了地敏和加计作为姿态敏感器.加计用于测量自旋体的章动,如果起旋后的章动不明显,就无法测量周期,存在一定的不确定性.地敏一般用于同步轨道,在星箭分离时轨道高度仅有几百公里,将导致线路中的计数器溢出,给整个转速确定链路带来困难.本文提出的地敏测试方法,在计数器溢出多地中情况下,采用周期合成的方法计算自旋周期.本方法已成功应用于风云二号09星,同时可以为地敏在不同轨道条件下的应用提供参考.     

着陆缓冲火箭点火高度选择及缓冲效果估计

首先列出着陆缓冲火箭工作期间物（回收飞行器）－伞（降落伞）系统运动方程一般形式的解;然后据此分析影响缓冲火箭点火高度和缓冲效果的各因素,并且给出了确定点火高度和估算缓冲效果的公式。     

长征三号乙——大型高轨道大推力火箭

1994年开始研制的长征三号乙是我国最大的一种高轨道大推力运载火箭。1996年2月15日,长征三号乙运载火箭进行首次发射,载荷是国际通信卫星组织的一颗国际通信卫星708。这枚新型火箭不经过试飞就直接发射国外卫星,因而备受注目。然而,火箭在点火起飞后2秒,箭体就开始倾斜,姿态失控,接着坠毁在距发射架1.85千米的山坡上,整个过     

日本M-5火箭发射失败

20 0 0年 2月 1 0日 ,日本文部省宇宙科学研究所从鹿儿岛宇宙空间观测所 ,发射了第 3枚 M-5火箭。该火箭上载有 X射线天文卫星宇宙 -E(ASTRO-E)。M-5火箭刚升空时。仿佛一切很正常 ,然而就在发射后 2 5s时 ,火箭飞出了火花 ,箭体产生了振动。 4 2 s时第 1级火箭喷嘴附近冒火 ,继而从喷嘴里喷出燃烧物 ,火箭推力下降。 55s后火箭头部抬高 ,升高超过预定高度 ,速度下降。接着从地面发出“降低头部”的指令 ,以期纠正火箭的姿势。到 75s时 ,第 2级火箭点火 ,然后第 3级火箭启动 ,但它们均未达到预定速度。不久 ,宇宙科学研究所所长松尾弘…     

星图仪在星上的装校分析

本文介绍了星图仪检测卫星本身方位的工作原理,并列出了由获得的时间信息量求卫星自旋方位角的公式.为了满足所需的检测精度,星图仪在星上的安装要求是很高的.但本文指出,只要精确测定星图仪在星上相对于卫星自旋轴的方位角,可降低星图仪在星上的安装要求.这样仅需修正卫星方位角的计算公式,仍可精确求得卫星的自旋方位角.这里推导了各种情况下的修正公式.     

深空探测器在轨推力器参数辨识方法

针对中国首次自主火星探测任务需要,结合环绕器质量特性和推进系统布局构型,分析了喷气卸载对整器角动量的影响。在分析的基础上,通过飞轮卸载前后三轴转速变化规律,计算整器角动量变化情况,并解算出每次喷气时产生的冲量及推力方向偏差;通过同组推力器作用时对各轴的扰动,解算整器质心坐标。利用在轨数据分析了天问一号探测器巡航段6次使用不同推力器的喷气卸载情况,解算的推力器方向偏差、质心坐标和地面设计值进行比对,实测推力方向偏差不超过0.6°,质心绝对偏差小于18mm,验证了计算方法的有效性和正确性,可作为后续轨控任务的点火方向制定、燃料预算的输入依据。     

一种基于连续星图观测的自旋姿态估计方法

传统的利用地球敏感器和太阳敏感器作为测量仪器的自旋卫星姿态确定方法存在系统误差和安装误差等,从而导致自旋姿态确定误差较大的问题,文章提出了一种利用星敏感器获取的连续星图估计卫星自旋姿态参数的新方法。该方法以卫星的自旋轴和旋转角速度作为状态变量,通过星敏感器连续跟踪拍摄的恒星的成像位置作为观测量,利用无迹卡尔曼滤波估计出卫星的自旋姿态参数。仿真结果表明,在星敏感器的精度为3″时,该方法的自旋轴估计精度为0.3448″,自旋角速度估计精度为10^-4(°)/s数量级。     

长征二号丙：—屡创发射不败纪录

1978年,在长征二号火箭的基础上,中国运载火箭技术研究院的科技人员进行了适应性的技术改进设计,把火箭长度由32米增加到35米,总起飞推力达到280吨,使其近地轨道的运载能力从1.8吨提高到2.5吨,以满足发射更重的返回式卫星的需要,从而衍生出一种新的运载火箭——长征二号丙。     

长征二号丁——发射低轨道卫星的常胜火箭

1990年开始研制长征二号丁运载火箭，用于发射新型返回式科学探测与技术试验卫星。在长征二号火箭的基础上，利用长征四号火箭的研制成果，以增加推进剂加注量和增大起飞推力的方法，使长征二号丁火箭具有更好的性能。     

固体火箭发动机讲座

火箭发动机的原理 火箭是依靠火箭发动机喷射工质产生反作用力向前推进的飞行器,火箭自身携带全部推进剂(燃料和氧化剂,它们既是能源,又是工质源),无须依靠外界工质产生推力,既可以在大气中飞行,也可以在大气层以外的宇宙太空飞行.     

印度1986年将发射一颗150公斤重卫星

1986年,印度将首次用加大推力卫星运载火箭从斯里哈里科塔发射场发射第二颗“罗希尼”卫星,重150公斤。它将送入408公里圆轨道。现在,印度建立了一个专用发射台,有钢骨架塔,垂直装配卫星和火箭,而过去是水平装配,运到发射场,发射前竖起来。印度想用先进的卫星运载火箭使之进入更加先进的空间技术领域。火箭将带一个监测火箭技术性能的有效载荷。     

阿特拉斯—人马座火箭事故原因

3月26日,在卡纳维拉尔角发射场,载着通信卫星的阿特拉斯-人马座火箭点火后,从电场强度最大的云中穿过时受到4次闪击,引起电压浪涌,它们通过“几条通道”感应了火箭制导控制计算机,改变了计算机记忆装置的一个字。致使在发射后48.3秒时,计算机指令旋转火箭发动机点火,使火箭从垂直方向变为水平方向,呈毁灭的翻滚状态。在这种情况下,地面安全控制人员不得不指令火箭自毁,于是火箭在发射后     

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。     

新型无线电爱好者卫星

1988年6月15日用第一枚阿里安4运载火箭发射的AMSAT-3C卫星,是一颗“无线电爱好者”卫星。发射后20分钟该星与火箭分离。3天后,星上的双组元自燃推进剂上面级发动机点火,将卫星从倾角10度的轨道推到倾角57度,远地点3600公里,近地点1500公里,周期11小时的运行轨道。 AMSAT 3C投入运行后将重新命名为OSCAR13(载有业余无线电台的轨道卫星)。OSCAR13是颗3面、星形、自旋稳定卫星,在轨质量90公斤。太阳能电池初始输出功率40瓦,寿命计划为6年。     

轨道ATK看好卫星在轨维护

正美卫星和火箭制造商轨道ATK公司今年要为研制一种商业卫星在轨维护飞行器进行一大笔投资。这种飞行器应能在没有任何政府研发支持的情况下在2019年初投入使用。以往已出现过多个要开展静地轨道通信卫星在轨维护业务的项目,主要是在轨燃料补加,也有开展小的修理工作的可能,但由于形不成完整的业务模式而告吹。轨道ATK的维护飞行器利用了其"静地星"卫星设计,并结合了其"天鹅座"货运飞船自主交会技     

弹道导弹在被动段轴向加速变轨弹道设计与优化

针对在被动段脉冲发动机轴向加速变轨突防弹道计算建立了飞行动力模型,通过弹道仿真计算分析了脉冲发动机点火时间和脉冲发动机工作时间对弹道的影响.脉冲发动机总冲一定时,短时间-大推力模式下导弹的射程最大.在爬升段点火时,短时间-大推力导弹能量利用最高;在下降段点火时,长时间-小推力能量利用率最高.同时提出了脉冲轴向加速变轨突防弹道优化的约束条件,并对该问题进行了优化计算,优化后的发动机质量比优化前减少了24.87%.