摘要：文章介绍了中国“神舟号”载人飞船系统1992年~1995年总体设计技术的发展,该发展包括了四个阶段,即:载人飞船系统技术、经济可行性论证阶段,载人飞船系统技术、经济可行性方案复审阶段,载人飞船系统方案论证阶段和载人飞船系统方案设计阶段。文章论述了“神舟号”载人飞船总体主要方案和技术状态的确定,包括载人飞船舱段组成的论证与设计、载人飞船轨道舱留轨利用方案的论证、载人飞船应急救生方案的论证和设计、载人飞船降落伞方案的论证和设计、返回舱构型和总体布局设计。最后,文章给出了“神舟号”飞船总体方案设计取得的成果。

摘要：载人航天器的应急救生技术是一个庞大的系统工程,状态复杂,可靠度要求高、安全度要求高、技术难度大。文章在阐述我国载人飞船、空间实验室和空间站应急救生系统组成和特点的基础上,论述了我国神舟载人飞船在发射段逃逸救生、运行段应急救生和舱外活动应急救生方面取得的技术成就,阐述了天宫一号应急救生系统在故障预案方面、空间站应急救生系统在待命救援方面取得的技术成就。

摘要：从一假想的卫星的返回轨道分析出发,论述了返回式卫星回收系统的“过载一时间”控制方案,说明了该方案是无人卫星回收的一种简便的、可行的控制方案。建议对某些卫星采用长的抛罩后的滑行段,以降低开伞马赫数及速压。

摘要：针对半自主飞行追踪星,阐述航天器交会总体设计方法。根据对接点的地理位置范围、共面轨道倾角以及目标星轨道周期与追踪星入轨点地理位置,确定交会飞行时间和两星初始相位差范围。考虑最小轨道机动动力要求与飞行轨迹安全性等因素,并兼顾地面测控条件,设计追踪星远程导引段与相对导航段的轨道机动与飞行轨迹,特别是选择与比较不同的初始轨道、调相轨道与漂移轨道以及保持点停泊时间与最终逼近段飞行时间等交会飞行要素,调整飞行时间、相位差与对接点位置,确定最佳交会飞行方案,完成空间交会任务。

摘要：为确定交会对接任务地面远距离导引控制可达到的精度，分析了影响精度的误差因素；提出了利用简化动力学模型、采用拟平均根数法和协方差法进行误差传播计算的方法；推导了误差传播和误差分析数学模型；进行了仿真计算．结果表明：远距离导引终点精度主要由传播误差决定，在一定初始条件下，当外推时间小于6h时，终点位置精度可达到2～5km，速度精度可达到2～3m／s；误差传播中，沿迹和径向误差因素占主要成份，且随外推时间增加沿迹误差影响逐渐增大；终点精度的提高应从抑制沿迹、径向误差着手．提出的地面导引控制精度分析方法综合考虑了各种误差因素，计算便捷，适用于工程方案设计阶段的精度分析与估计．

摘要：2015年是我国返回式卫星首次发射成功40周年,回顾1973—1978年我有幸参与从事我国返回式卫星回收系统的研制工作,深感这一成功来之不易。1973年底,我被调往北京空间机电研究所回收技术研究室系统组（三室一组）,从事返回式卫星回收系统的系统设计工作。三室副主任林华宝、系统组组长陆章福以及组内其他同志热情地向我介绍情况,我过去曾从事过返回式卫星的返回轨道设计，因此较快地掌握了我国返回式卫星返回轨道的设计状况和回收系统的设计情况。

摘要：一、初步开展空间技术发展规划钱学森是一位深谋远虑的科学大师。他在立足当前工作的同时,总是放眼未来,为下一步工作做好准备。1960年11月5日,我国近程导弹试射成功。1962年我国独立设计、研制的中近程导弹"东风2号"进入试射阶段。后来,两级中远程导弹进入预研阶段。这之后,钱学森高瞻远瞩地筹划起我国研制和发射人造卫星的大事。

摘要：利用太阳引力摄动与月球绕飞设计地月转移轨道,是月球探测器轨道设计的一种新方法。与霍曼转移相比,这种新型轨道飞行时间较长(约三、四个月),但显著节省速度增量(可达150m/s),对月球探测器工程具有诱人的实际应用价值。对应用引力捕获设计地月转移轨道新方法,本文比较全面地论述了研究目标、研究内容、研究方法与步骤,并从大量算例中给出若干典型轨迹予以辅证。

摘要：快捷交会对航天乘员与飞行任务都是非常有利的。快捷交会的基本原理是减少调相段飞行圈数;为此,需设计可完成一系列交会程序的较短的飞行时间,并获得与飞行时间相匹配的较小的初相角。快捷交会的关键技术包括提高入轨精度,增强追踪飞行器的自主计算与轨道控制能力,扩大地面站覆盖范围,以及对目标飞行器轨道的精准调整。

摘要：针对神舟飞船建立了三维动力学模型,研究了在大气层内逃逸飞行器与返回舱分离过程中前、后体气动特性,对不同马赫数、前体攻角、前体与后体滚动角,计算前、后体的相对运动,并对其计算结果进行分析,判断后体是否飞离前体尾流区,为飞船应急救生系统设计提供依据。