欧洲可重复使用运载器现行方案概况

欧洲目前设想的可复用运载器方案主要有三种：(1)可复用第一级方案：在高超音速低马赫数下与一次性使用主芯级分离，垂直起飞，水平降落；(2)亚轨道方案，如“跳虫”方案，可水平起降．在大气层外发射一次性使用的上面级；(3)两级入轨方案，两级均可重复使用，垂直发射。水平降落。     

诺格研制快速反应型运载器

美国诺思罗普·格鲁曼公司官员4月4日说,该公司正在研制一种可重复使用的不载人航天运载器,可在接到发射请求后48小时内将美国空军的卫星或专用有效载荷发射出去。与中型“渐进一次性运载器”(EELV)相比,称为“混合运载器”(HLV)的这种新方案还可使发射成本降低约2/3。HLV项目经理波罗斯称,该方案为美国防部提供了在接到支援请求后快速把标准化战术卫星送入轨道的一条相对便捷而经济的途径。之所以称为“混合运载器”并具备上述使用优势,是因为该方案把类似于飞机的可复用第一级与一次性使用上面级融合在一起。它采取垂直发射方式,带翼…     

航天运载器重复使用液体动力若干问题探讨

重复使用是大幅度降低航天运输成本的主要途径,动力系统的重复使用是关键,也是首先要解决的问题。目前重复使用运载器动力装置发展的主要途径是研制重复使用、低成本的液体火箭发动机和开发以水平起降一级动力装置为目标的组合循环发动机。液体火箭发动机的重复使用应革新设计理念,从设计方法、推进剂选型、材料选取及能力的适度运用、生产工艺、维修等方面综合考虑。基于组合循环动力的水平起降飞行器是降低运输成本的重要途径,也是重复使用运载器发展的重要方向,应借鉴航空发动机等动力重复使用设计理念,在方案研究和关键技术研究阶段就考虑重复使用问题。     

欧洲、日本和俄罗斯先进可复用运载器的技术进展

可重复使用的运载器是降低航天运输成本、提高运载能力和发射频度的必由之路，因此受到航天发达国家和地区的重视。美国在可复用运载器方面的研究开发活动起步早，项目多，投资高，并已研制出了可部分重复使用的航天飞机。与此同时，其它航天发达国家和地区着眼于未来航天运输的需求，也在开展各种技术准备工作。本文对欧洲、日本和俄罗斯在可复用运载器方面的技术进展情况进行了综述。     

2022年国外重复使用运载器发展综述

<正>重复使用是航天运输系统的未来发展方向,是实现安全、可靠、快速、自由、低成本进出空间的有效途径。当前,垂直起降、重复使用方案渐趋成熟,“猎鹰”9火箭已经实现常态化的回收复用,“超重-星舰”或将借此实现全箭复用,美俄欧日等国家和地区的主力火箭也都瞄准采用垂直起降方案实现重复使用。在航天飞机实现升力式火箭动力重复使用方案突破和相关技术基础的积淀后,近年来轨道级和亚轨道级重复使用运载器持续取得进展,2022年X-37B和“追梦者”等轨道飞行器均有所突破,美国商业公司也在推进亚轨道级的研制。     

美国先进可重复使用运载器的技术进展

目前，世界上各种航天器基 本上都由一次性使用的运载火箭来发射，只有美国航天飞机可以实现部分重复使用。由于一次性运载火箭使用成本高昂，所以迄今只有那些有足够资金支持的厂家、政府部门和军事机构有能力进行卫星发射。如何降低发射费用已成为整个航天工业界面临的主要挑战之一。 从长远来看，航天运载器实现可重复使用是降低航天运输成本、提高运载能力和发射频度的必由之路。基于这种考虑，各航天大国很早就开展了可复用运载器的研究论证工作，陆续实施了多项技术计划和研制计划，其中尤以美国最为活跃。美国政府不仅研制出了世界上…     

德尔它特快飞船试验机将做飞行试验

麦道宇航公司于4月3日首次公开展出了为战略防御计划局研制的德尔它特快飞船的试验机DC—X。这种试验机将从6月份开始在白沙导弹靶场进行一系列的飞行试验。德尔它特快飞船是一种可多次重复使用的单级入轨、垂直起降航天运载器。这种运载器在再入大气层后需进行一次翻转机动,然后垂直着陆。     

国外新型一次性动载火箭技术的进展与发展趋势（下）

二、一次性运载火箭的发展趋势尽管实现可重复使用是航天运载器技术发展的目标，以美国为首的一些航天发达国家也在通过一系列计划推动这一目标的早日实现，但由于可重复使用运载器技术难度大，牵涉的关键技术多，所以近期还无法取代一次性运载火箭。在今后相当长的一段时间内，各国仍会继续重视发展和改进一次性运载火箭，并以其为主执行各类航天发射任务。与此同时，各种型号的一次性运载火箭将在提高运载能力和可靠性的同时，着力降低发射成本。（一）航天发达国家的主流一次性运载火箭仍在纷纷更新换代，大直径、少级数和大运载能力是主…     

可复用运载器技术的发展趋势

可复用运载器代表了未来航天运输技术的发展方向。在世界各航天发达国家和地区中，欧美和日本等都在为从一次性使用火箭时代向可复用运载器时代过渡进行着各种技术准备。美国政府在研制出了部分可重复使用的航天飞机后，还曾开展过空天飞机研制计划及 X－ 33和 X－ 34等可复用运载器技术验证计划，今后 5年里将动用 45亿美元开展“航天发射计划”（ SLI），为第二代可复用运载器的研制工作开路。美国的一些私营企业也提出了多种可复用运载器方案，试图在未来的航天运输市场上抢得先机并有所作为。欧洲正在通过其“未来运载器技术计划”（ …     

组合动力运载器结构与热防护系统概述

随着航空航天技术的不断发展,两者之间的界限更加模糊,空天结合技术成为当今世界的研究热点.组合动力运载器是结合了航空与航天技术特点的飞行器,具有水平起降、可重复使用功能,能够在稠密大气层、临近空间、轨道空间自由往返飞行.组合动力运载器一般以组合动力发动机为动力源,主要分为单级入轨飞行器与两级入轨飞行器,具备廉价、安全、便...     

水下垂直发射航行体空泡流动研究

水下垂直发射航行体是工程研制的重要对象之一,水下垂直发射技术是航行体研究的核心与关键。动基座发射与跨介质飞行是水下垂直发射的两个突出特点,特别是在一定条件下出现的空泡现象使得水下垂直发射物理现象异常复杂。鉴于此,系统梳理了水下垂直发射需要关注的问题,介绍了水下垂直发射航行体空泡流研究的主要技术途径和研究手段,探讨了未来的主要发展趋势。     

运载火箭返回着陆在线轨迹规划技术发展

在线轨迹规划技术作为实现可重复使用运载火箭返回着陆的关键技术,能够根据飞行状态实时计算最优飞行轨迹,从而有效应对运载火箭返回过程中内外部不确定性的影响。首先,梳理了在线轨迹规划方法的特点和研究现状。然后,阐述了美国针对在线轨迹规划技术开展的研究工作,以及其他国家航天机构针对垂直着陆制导控制技术设计的验证飞行器和验证计划。最后,结合运载火箭垂直着陆问题的特点,总结了基于数值优化的在线轨迹规划技术的研究方向。     

重复使用运载火箭精确回收滑模动态面控制

针对可重复使用运载火箭一子级再入垂直着陆阶段，利用滑模动态面控制(SMDSC)技术设计了一个精确垂直回收控制策略。首先考虑运载火箭的燃料消耗、质心变化及转动惯量摄动等特点，建立运载火箭一子级返回段动力学模型。然后针对范数有界的不确定性和有界连续的未知干扰，设计一个滑模状态观测器和一个自适应参数估计器用于获得其估计值；随后，基于获得的状态估计值和未知参数估计值，设计了一个基于自适应动态面技术的跟踪控制律。最后，通过数值仿真，对比两种不同控制策略下的运载火箭垂直返回姿态角跟踪能力。结果表明，采用本文提出的自适应滑模动态面控制策略具有更好的跟踪效果.     

基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

The transcost-model for launch vehicle cost estimation and its application to future systems analysis

The first part of the paper describes the structure of the analytical cost estimation model (1982 edition) for launch vehicle development, fabrication and launch operations cost. Especially the new approach for a cost assessment of operations cost including refurbishment (in case of reusable vehicles), direct and indirect operations is presented for discussion and subsequent improvements by introduction of more reference values. The model uses the Man-Year (MY) as cost unit which is independent from inflation and currency exchange rate changes.

The second part of the paper deals with its application to future systems analysis and cost comparison with the example of a potential future European launcher (Post-Ariane-4) with 15 tons LEO payload capability: ten different two-stage launch vehicle concepts (expendable, semi-reusable and fully reusable) with storable and cryogenic propellants are analysed with respect to development cost and cost per launch.

The key problem for a future European launch vehicle is the optimum solution between the (limited) development effort and the desired minimum launch cost. More advanced (partially) reusable systems could provide an essential reduction in cost per launch, require, however, a higher development effort.

In such a case an analytical cost model based on realistic reference data can provide important data for the vehicle concept selection process.     

带预设性能的火箭垂直着陆段姿态自适应控制设计

可重复使用运载火箭是典型的复杂非线性、强不确定性系统，其着陆飞行过程中存在的未知环境干扰和未建模动态将严重影响火箭姿态系统的稳定性。针对此情况，设计了火箭垂直着陆段飞行的姿态自适应控制系统，以解决上述不确定性所带来的不利影响；同时，引入误差转换技术，使得控制器能同时保证系统预设的瞬态性能和稳态性能。仿真结果表明，设计的控制算法能满足飞行姿态控制性能要求，且对外部干扰和模型不确定性具有较强的鲁棒性。     

The impact of launch vehicle type and size on development cost

The technical development trend of future launch vehicle systems is towards fully reusable systems, in order to reduce space transportation cost. However, different types of launch vehicles are feasible, as there are

&#x02022; —winged two-stage systems (WTS)

&#x02022; —ballistic single-stage vehicles (BSS)

&#x02022; —ballistic two-stage vehicles (BTS)

The performance of those systems is compared according to the present state of the art as well as the development cost, based on the “TRANSCOST-Model”. The development costs are shown versus launch mass (GLOW) and pay-load for the three types of reusable systems mentioned above.It is shown that performance optimization and cost minimization lead to different results. It is more economic to increase the vehicle size for achieving higher performance, instead of increasing technical complexity.Finally it is described that due to the essentially lower launch cost of reusable vehicles it will be feasible to recover the development cost by an amortization charge on the launch cost. This possibility, however, would allow commercial funding of future launch vehicle developments.     

Low Cost and Reusability of Launch Vehicle

This paper analyzes the launch price of the launch vehicles, domestic and abroad, studies the status and trend of the low cost launch vehicles, and introduces two measures to reduce the cost by means of evolved and disruptive technologies, utilizing the concept of low cost manufacturing and operating modes as well. This paper also analyzes the launch strategies for small satellites such as piggyback, networking launch, and single launch with a small launch vehicle(SLV). Finally, the development trend of reusable launch vehicles is discussed as well as the development prospects for China's reusable launch vehicle.     

垂直返回重复使用运载火箭技术分析

结合SpaceX公司近期进行的多次猎鹰火箭一子级垂直着陆返回技术试验,对比分析垂直返回重复使用运载火箭两种返回方式的工程应用价值。首先,建立运载火箭一子级动力返回段弹道设计动力学模型。随后,提出基于H-V飞行剖面分段返回弹道设计方法。然后针对“返回原场”（RTLS）和“不返回原场”(NRTLS)两种垂直返回方式,构建综合考虑上升段与返回段的推进剂耦合作用的一体化弹道优化设计策略。最后,通过数值仿真,对比分析了两种返回方式下的火箭运载能力。结果表明,采用“不返回原场”方式的运载能力损失仅占“返回原场”方式的一半,具有较好的工程应用价值。     

运载火箭尾段防热/承载一体化热防护系统设计及性能分析

先进热防护技术是可重复使用运载火箭研制的关键技术之一,具有高结构效率的防热/承载一体化热防护系统是运载火箭极具潜力的备选热防护方案。本文系统地总结了可重复使用运载火箭尾舱段防热和承载两方面的设计要求,设计了一种全复合材料防隔热/承载一体化热防护系统。开展了运载火箭尾段一体化热防护系统设计,进行了代表性单胞结构的高温环境地面试验,揭示了复合材料一体化热防护系统的防隔热机理。同时施加力学和热流载荷,利用有限元方法对运载火箭尾段进行了热力耦合分析,获得了尾段结构的温度场、应变场和应力场。结果表明:在典型载荷工况下一体化热防护系统内壁温度保持在89.2℃以下,内部最大应力不超过9.53 MPa,安全系数达到1.89。