CZ—2C FP离轨方案分析

针对ＣＺ－２Ｃ／ＦＰ的离轨要求，对被动和主动两种出轨方案进行了计算，分析和比较，最后选择主动离轨方案对ＣＺ－２ＣＦＰ在卫星分离后进行离轨，即在卫星分离后，用简明上资控喷管将ＦＰ调姿至所需姿态，然后用剩余推进发，改变ＦＰ的轨道，使近地点高度降低，加快轨道衰减，达到离轨目的。     

CZ-2C/FP遥测帧结构问题的分析与解决

针对某任务中ＣＺ－２Ｃ／ＦＰ一，二级遥测帧格式箭地不一致问题进行了较为细致的分析，结合试验提出了改进方法，并已通过多发任务的考验，证明该问题已彻底解决。     

CZ－2E运载火箭发射澳星B3成功

ＣＺ－２Ｅ运载火箭发射澳星Ｂ３成功本刊讯中国运载火箭技术研究院研制的ＣＺ－２Ｅ运载火箭（ＣＺ－２Ｅ）于１９９４年８月２８日晨７时１０分成功地将澳普图斯Ｂ３通讯卫星准确送人预定轨道。卫星轨道倾角为２７．８°，近地点１８７ｋｍ，远地点１１０４ｋｍ。该星是...     

H－Ⅱ火箭第1、2次飞行

１９９４年２月４日，第１发Ｈ－Ⅱ火箭携带性能确认用的试验卫星（ＶＥＰ）和轨道再入实验机（ＯＲＥＸ）从种子岛航天中心发射升空。起飞后，Ｈ－Ⅱ火箭按计划飞行并将ＯＲＥＸ和ＶＥＰ分别送入轨道。飞行期间，各系统工作正常。同年８月２８日，Ｈ－Ⅱ进行第２次飞行，把工程试验卫星－６送入了同步转移轨道。     

运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术

为防止卫星与运载火箭分离后,运载火箭末级长期在轨飞行产生空间碎片,研究了运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术。基于对椭圆轨道任务离轨时运载火箭末级最佳点火姿态的优化设计,该技术能够有效降低末级残骸飞行轨道近地点高度,减少末级残骸在轨寿命。     

超微 Al_2O_3 粉热压烧结陶瓷的性能

采用超微Ａｌ２Ｏ３粉和热压烧结工艺制备出两种Ａｌ２Ｏ３基陶瓷（Ａｌ２Ｏ３－ＭｇＯ－ＴｉＣ、Ａｌ２Ｏ３－ＭｇＯ－ＴｉＣ－Ｙ－ＰＳＺ）。研究了这两种材料烧结体的密度、显微组织和力学性能。并将烧成陶瓷加工成切削刀片，对３５ＣｒＭｎＳｉＡ超高强度调质钢进行切削试验，所得结果与其它几种陶瓷刀具的切削性能进行了比较。     

中国运载火箭技术研究院1994年与1995年的国际商务发射活动

１９９４年取得了五个发射外星的合同，按照合同规定将发射１１颗国外卫星，其发射活动将续到下世纪初。１９９４年，用ＣＺ－３与ＣＺ－２Ｅ分别发射了亚太公司的亚太一号和澳普图斯通信公司的ＯＰＴＵＳＢ３两颗卫星，这再次证明了长征火箭具有完善的设计，、精湛的工艺和高的可靠性。１９９５年将是我院发射服务工作繁忙的一年，按计划要发射五颗外星。     

关于GPS接收机WA1-9故障的分析处理

在ＣＺ－２Ｃ／ＦＰＹ５的技术区测试时，遥测ＧＰＳ系统出现软故障，ＧＰＳ接收机输出数据流一直保持为高电平全“１”。排除故障的过程中又发现天馈部分也出现了故障，更换备份ＧＰＳ接收机后仍出现了同样的软故障，后来在ＧＰＳ接收机的软故障复现时发现了一个设计缺陷，即ＣＰＵ复位电路存在缺陷。本文分析阐述了ＧＰＳ系统故障的排除及处理过程。     

BKC2-B车床数控系统从CPU统计设计

在ＢＫＣ２－Ｂ车床数控系统中，以Ｚ８０为核心的从ＣＰＵ主要进行插补运算及轨迹控制，从而实现系统的“手动、自动、单段、示教”等功能。本文主要介绍从ＣＰＵ软件的设计思想、主要功能和程序流程。     

CZ-2C火箭常规二级推进剂钝化过程分析

CZ-2C火箭发射SSO轨道卫星在星箭分离后其二级箭体轨道寿命很长,成为空间垃圾。为适应空间碎片减缓工作的需求,应该对二级箭体内剩余推进剂进行排放处理。针对优选排放方案,分析排放过程的工作情况和参数,并参照遥测数据对分析结果进行验证。     

展望21世纪的火箭运载器

通过分析认为，为满足２１世纪空间站活动、商业卫星发射、月球资源开发和空间环境保护等的需要，必须发展低成本、高可靠、无污染的运载器。既应发展重复使用的火箭运载器，亦要发展价廉的一次性使用火箭；通过对火箭进行可靠性设计，对易出现故障的控制系统和动力系统分别采取硬件冗余和功率冗余的方法提高运载火箭的可靠性；同时应采用无毒液体推进剂，并为彻底消灭空间垃圾而努力。     

载人运载火箭全要素约束迭代制导技术

运载火箭使用的制导技术目前有摄动制导和迭代制导.摄动制导方法无法满足载人火箭的高精度入轨要求,而迭代制导方法能满足高精度入轨要求,但无法约束其终端姿态.提出了一种载人运载火箭用全要素约束迭代制导技术,通过优化终端姿态反馈算法和精细化考虑迭代末段的速度和位置约束量,使得运载火箭以期望终端姿态角实现高精度入轨.算例表明,该...     

CZ—3运载火箭

本文简要地介绍了CZ—3运载火箭(CZ—3)的研制情况、结构及性能。CZ—3是我国第一次采用液氢和液氧作推进剂的火箭,由于液氢的温度极低而且易爆,所以火箭上采用了绝热结构,对低温密封和防爆也采取了相应的措施。CZ—3第三级是两次启动的火箭,除了其发动机本身要适应两次启动的要求之外,为了保证火箭在滑行段的姿态稳定和火箭的正常启动,箭上增加了滑行段的姿态控制和推进剂管理系统。     

基于姿控喷管开关控制的全量耦合动力学建模与控制优化技术研究

传统运载火箭姿态控制设计与仿真均采用小偏差线性化的动力学模型,该模型无法准确体现调姿过程对飞行轨道、推进剂晃动的影响,且干扰的合成与施加方法与实际飞行不符,无法精细化分析某项干扰对实际飞行过程的影响。为了解决以上问题,建立的基于姿控喷管开关控制的全量耦合动力学模型,实现姿控-轨道-推进剂晃动的一体化耦合仿真,具备精细化分析能力,提升了设计预示能力。该技术已在中国探月三期工程中成功应用,有效降低了姿控用推进剂耗量需求,提高了火箭运载能力。     

低温推进剂长时间在轨的蒸发量近年技术进展

低温推进剂特别是液氢和液氧组合是目前性能最高的化学推进剂,也是NASA未来月球、火星探测乃至更远距离的深空探测的首选推进剂[1].但低温推进剂长时间在轨应用主要受限于低沸点的推进剂受热蒸发所带来的贮箱压力控制[2]和蒸发损失等一系列问题,其核心是低温推进剂的蒸发量控制问题.本文从被动防护和主动制冷等方面对国外低温推进剂蒸发量控制技术的研究进行了分类归纳,并对低温推进剂蒸发量控制技术进行了总结和展望.     

航天运载器采用负升力返回再入研究

研究了采用负升力返回时航天器的再入走廊与轨迹，通过数值仿真和与正升力再入时的结果比较，得到结论：在大升阻比情况下，采用负升力再入时的返回走郎前三分之一段较采用正升力的相应分宽度有较大增加，离轨点所耗燃料质量与热防护系统质量之和较正升力再入时的情况有一定减少；在小升阻比情况下，正、负升力再入时轨道特性、有效载荷基本相同。从而得出，负升力再入概念在提高有效载荷上明显优越于正升力再入概念。     

运载火箭姿态控制系统冗余方案分析研究

针对提高运载火箭姿态控制系统可靠性问题,从姿态角速度信号获取及伺服系统回路设计两方面提出了故障吸收冗余方案模式,对其冗余配置、工作原理、可靠性问题进行了讨论,并对方案可行性进行了设计分析。     

一种无主惯导参数注入的姿态角在线修正算法

现役轻型鱼雷敏感元件多采用框架式陀螺,而从框架式陀螺到捷联惯性技术的更新换代,给在役鱼雷发射平台武器发控系统接口带来一系列问题。基于此,研究了一种姿态在线修正算法,该算法射前无需发射平台注入导航参数信息,射后根据加速度计提取姿态角,于鱼雷定常运动段对航姿误差进行在线修正,以达到稳定控制的目的,并能够保持原有发射平台武器发控系统接口不变。仿真结果表明,该算法极大地缩短了鱼雷在发射载体平台上的准备时间,保证了轻型鱼雷在航行过程中的姿态稳定控制要求。     

姿控发动机管路支架一体化设计

姿控支架采用管路与结构承力件一体化的设计理念,取消了姿控系统多个姿控发动机管路及其支架,不仅减轻了姿控系统重量,同时也保证了姿控发动机的安装精度.在综合姿控发动机舱内布局、空间尺寸及位置等因素基础上,提出不同结构和不同材料一体化设计的姿控支架方案,并对其在结构强度、刚度、流阻及工艺性方面进行了对比.结果表明,两种不同材料、结构的姿控支架方案皆能满足动力系统使用要求,但钛合金结构方案在重量、系统流阻匹配性方面更具优势.