单级入轨火箭的变混合比分析

本文分析了变混合比对单级入轨(SSTO)垂直发射和垂直着陆火箭性能的影响。采用新的 ALTOS 弹道优化程序对爬高期间的混合比直接优化,使推进剂的消耗量最少。起飞时的最大混合比在5～11之间变化,而火箭的起飞加速度则在1.3～1.6之间变化。对起飞质量相等的火箭的结构作了比较。火箭和推进系统简单的质量模型已应用于有效载荷增量的计算。所研究的方案的最大理论有效载荷比定混合比发动机方案高9.5%。根据优化结果,提出变混合比发动机的技术要求和关键技术。关键技术涉及到冷却、涡轮和燃烧室的材料以及喷注器和涡轮泵的设计。     

转换型发动机,一种应用于单级入轨/跨大气层运载器的混合型发动机方案

为了用于单级入轨/跨大气层运载器的需要,提出了一种独特的发动机设计思想。这是一种混合循环的发动机,暂时称之为转换型发动机。它实质上是一种涡轮喷气的火箭(ATR),不过它有一个提供空气和喷射液态氧化剂的特殊入口,通过改变喷射液态氧化剂和进入空气量的比例从0到100％,这样发动机能连续地从空气吸气式模式转变到火箭模式。此外它还可以从转换中必须的喷射过程中得到很大的好处,此过程中进入的空气流提供了有效的冷却。在飞行上升弹道段的很大部分,使得转换型发动机工作在空气吸气式状态,因此它改进了单级入轨/跨大气层运载器的推进剂和载荷的比例。     

单级入轨三组元发动机循环方案研究

最近,NASA 的空间运输研究计划评审了未来地球轨道运输要求和2030年之后运载工具的替换问题。三种可选择方案的基础是单级入轨(SSTO)飞行器。这项研究评审了 SSTO 采用新型先进的三组元发动机和氢/氧(H_2/O_2)发动机;确定了发动机的构型和研究方法;为研究发动机的性能还确定了发动机循环方式。目前已完成的工作有:确定各种循环方式的发动机质量,评审了各种循环方式涡轮泵装置的方案,以便进行材料的选择。最后给出了发动机的质量及涡轮的工作温度。     

美单级入轨试验火箭发生爆炸事故

美单级入轨试验火箭发生爆炸事故６月２７日，美国麦道公司制造的单级入轨试验火箭德尔它特快飞船试验机（ＤＣ－Ｘ）在进行第５次试飞时，在发动机点火过程中发生了爆炸，但火箭在起飞并匕行一段时间后成功地在白沙导弹试验靶场的沙地上进行了应急着陆。火箭蒙皮上有１．...     

单级入轨火箭的混合推进系统

目前,许多单级入轨火箭作为一种可能降低向低地轨道发射有效载荷成本的运载手段,正在进行配制方面的鉴定分析.NASA 已设计出一种可操作的,使用液氧/媒油/液氢三组元发动机作为单级入轨火箭的方案.Thiokol 对这种使用捆绑式混合推进系统来增加轨道有效载荷能力的运载火箭进行了评估.NASA 将这种先驱火箭作为一种方案对单级入轨火箭的技术进行了论证。这种火箭称为 X-2000。它的主要推进系统使用液氧/煤油和液氧/液氢两种发动机,Thiokol 通过用混合发动机替代液氧/煤油发动机对主推进系统进行了新的探讨。它采用的混合技术在马歇尔航天中心(MSFC)正在进行验证。因此,混合推进系统是一种有效 SSTO 的推进系统.     

单级入轨飞行器

介绍了为降低运载成本而提出的SSTO的各种优点及初期研制情况和目前的两阶段研制计划.指出关键在于制造出廉价/坚固的可重复使用的运载工具系列,以便以最低的运行成本来获得最高的可靠性.介绍了SSTO的设计情况,涉及材料选用、推进技术和结构,特别提出了应该利用飞机制造方面的经验和技术来减少成本的设想.     

近期商用单级入轨飞行器的可行性

讨论了单级入轨火箭推进飞行器,尤其是使用航天飞机外置贮箱和六个航天飞机主发动机的一次性使用飞行器的可靠性和发射费用。减小发动机质量将是方案改进的主要方面。如果低成本、小质量的主发动机研制成功,那么一次性使用 SSTO(单级入轨)飞行器将拥有商用发射前景,而且有利于可重复使用 SSTO 飞行器的研制。     

单级入轨火箭推进

随着材料工艺的最新进展,高速气动力分析能力的提高使单级入轨运载火箭(SSTO)成为可行。本文将要讨论 SSTO 推进方案,这包括发动机结构的限制及不同循环系统的优缺点。文中讨论了 SSTO 推进系统的要求、确定了满足这些要求的推进结构。为便于系统在相当技术水平下比较,本文介绍了火箭干质与比冲、海平面推质比及推进剂容积密度敏感性的相互权衡。文中还讨论了三组元推进剂性能优点,推进技术对火箭质量的影响。     

俄罗斯三组元发动机在单级入轨(SSTO)中的应用

本文研究了RD-704三组元发动机在SSTO中的应用问题,对固定位置喷管和双位置喷管发动机进行了分析。使用POST(弹道优化计算软件)进行了弹道优化设计,并采用CONSIZ(质量尺寸软件包)确定了火箭的尺寸。数据分析结果表明,当模式1中氢流量占总流量的6％,模式2中膨胀比分别取为70和115,混合比取为6时,采用双位置喷管发动机的火箭干质量最小。尽管如此,采用最佳设计的双位置喷管的火箭干质量仍比采用固定位置喷管时为大。     

基于超声速汽液两相流液化装置的排气液化循环方案

构造了基于超声速汽液两相流液化装置的涡轮排气液化循环发动机系统方案,对性能进行了分析、计算。结果表明：该方案可将燃烧室压力提高至35 MPa,氢主涡轮泵出口压力降低40.4%,燃气发生器室压降低38%,发动机比冲提高50.9 m/s,同时水液膜可发挥较好的热防护作用,系统冷却安全、可靠。     

分级燃烧循环发动机启动过程的变结构控制

针对分级燃烧循环液体火箭发动机启动过程的特点，提出了一种变结构控制系统。将启动过程的控制量分解为期望控制输入和随机反馈控制输入，后者由变结构控制来确定。选择发动机涡轮泵转速，预燃室和燃烧室压力作为跟踪状态变量构造线性切换函数，采用分段的等速趋近率实现滑动模态控制。这种变结构控制结构简单且具有较强的鲁棒性，使发动机启动过程的稳定性增强，仿真研究验证了变结构控制系统的有效性。     

发汗冷却喷管在火箭发动机上的应用

较系统地介绍了发汗冷却的机理和发汗冷却研究的发展历程，说明了发汗喷管不同研究阶段的典型结构，并重点阐述了可望很快应用于工程上的发汗喷管结构，同时列出了发汗喷管计算中关键技术－热量交换的有关数学模型和各参数的取值。指出了近期需要开展的工作。     

液体火箭发动机氧腔流动分析及均流板设计研究

采用Navier-Stokes方程数值模拟了某型火箭发动机推力室氧腔流动，计算分析了节流板表面的总、静压分布及其畸变指数。依据压力畸变提出了氧腔均流孔板改进方法，并通过多次分析-设计循环得到了新的均流板。最后对所设计的均流板进行了详细地计算分析和实验验证。分析和验证表明新设计的均流板使氧腔出口节流板表面压力畸变降低了30．4％，显著提高了氧腔压力均匀性，进而可以大大提高燃烧效率。     

"神舟"号载人飞船轨控发动机的研制

概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况，喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术，以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。     

液体火箭发动机热转移循环方案

本文提出并讨论了一种新型发动机循环方案，该方案具有比冲高、泵出口压力较低的特点。文章对该循环方案进行了详细的系统分析。分析和计算表明热转移方案的性能优良。     

排气液化循环发动机推力室性能计算研究

用双流管方法分析了液膜对排气液化循环发动机推力室性能的影响。推导了发动机壁面的修正方法,给出了主燃烧区参数、边区流管参数与壁面修正、中心流管性能与双流管性能的计算模型。研究结果表明:液膜冷却会导致少量的性能损失;与常规一维流动不同,双流管的壁面修正不可忽略。     

涡轮排气液化循环发动机的能量分析

对涡轮排气液化循环发动机液化水的处置进行了研究。通过热力学分析获得了发动机性能的理论解,并利用热力计算进行验证。分析表明液态水直接排出发动机将导致约2%的比冲损失。分析了发动机各环节的能量传递,获得了燃烧室中心燃烧区焓增的理论表达式,可作为燃烧室性能的详细分析的基础。     

液体火箭发动机环境因子的Bayes估计

基于液体火箭发动机的寿命服从威布尔分布的条件,假定天地试验环境下威布尔分布的形状参数不变,运用Bayes方法对weibull分布天地实验条件下的环境因子进行分析,给出了环境因子在平方损失下的Bayes估计,并与极大似然估计法进行比较,通过仿真实例验证了该方法的有效性。     

纳米技术在液体火箭发动机上的应用

介绍了纳米技术在液体火箭发动机的应用现状,对今后纳米技术在液体火箭发动机的应用前景和效果作了初步探讨。重点叙述了我国自行研制的液氧／煤油高压补燃发动机上采用的纳米技术及一些工艺方法,同时将它们的试验情况作了对比分析。提出了今后在液体火箭发动机中采用纳米技术的设想和建议。