我国可重复使用液体火箭发动机发展的思考

重复使用是降低航天发射成本的重要途径之一,是液体火箭发动机未来发展的重要方向。本文分析了可重复使用液体发动机的发展趋势,针对可重复使用运载器对发动机功能的需求,探讨了动力系统方案;对比了液氧煤油和液氧甲烷等推进剂组合和不同循环方式,认为几种发动机方案均可满足重复使用运载器的需求;研究了重复使用发动机的关键技术,提出应重点研究可重复使用液体火箭发动机高温组件热结构疲劳寿命评估及延寿技术、运动组件摩擦磨损技术、结构动载荷控制与评估技术、快速检测评估与维修维护技术、健康监控与故障诊断技术、二次或多次起动技术与大范围推力调节技术等。     

可重复使用增压输送技术发展研究

调研了国外可重复运载器的增压输送系统设计、结构材料、热防护、密封技术、焊接检测技术,并在此基础上找出了国外增压输送系统的先进性和可借鉴性,结合我国现有实际情况,对后续可重复使用的增压输送系统技术进行了展望和关键项目规划,包括可重复使用的阀门、密封等关键技术。     

欧洲未来的可重复使用运载器:FLTP(未来运载器技术计划)

阿丽安5型火箭的第二次和第三次鉴定飞行试验的成功是欧洲未来太空运输的一个重要里程碑;新型运载器和它的演变型将在后十年的航天发射市场占据领导角色.进一步的改进需要有突破性的设计概念变革;只有以部分或全部可重复使用性为基础,才可能降低成本:可以预计在2015年左右阿丽安5的后继型必定可重复使用.相应地,所需的几项新技术主要涉及气动热力学、先进结构和材料、可重复使用动力系统,健康诊断系统等.为此,ESA 已建议未来运载器技术计划(FLTP)的目标是:确认运载器可重复使用性的优势;鉴别、开发和评估新一代低成本运载器研制所需的技术;精心编制地面和飞行试验与验证大纲,要求在运载器研制阶段和进一步进行验证试验之前可达到足够的置信度;通过分析候选的运载器方案及技术研究项目的综合。为拟于2007年启动的下一代运载器的欧洲研究计划的项目决策提供依据.FLTP 的目的在于借助于三项中心工作解决以上问题:系统概念研究技术开发地面及飞行验证试验技术要求在对未来任何欧洲主要新型运载器研制作决定之前,第一阶段持续三年时间的一项两阶段研究计划将会获得对未来运载器系统构型、可行性和总体优势的清晰了解.     

垂直起降可重复使用运载器发展现状与关键技术分析

重复使用运载技术是降低单次发射成本、提高发射密度和减少残骸危害的有效手段,随着以Falcon 9系列为代表的垂直起降运载器的成功回收与重复使用,其在商业航天发射市场表现出了较强的竞争力,掀起了可重复使用运载器的研究新热潮。首先梳理了垂直起降可重复使用运载器的发展现状,然后结合垂直起降运载的任务特征分析了其关键技术,最后总结了垂直起降运载器的发展趋势。     

可重复使用运载器K—1的回收系统设计概况

文章介绍了可重使用运载器K-1实现软着陆回收系统设计概况，并利用当前可重复使用运载器技术发展的观点，介绍K-1回收系统的主要组成概况。     

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。     

各国运载火箭介绍：航天飞机（美国）

各国运载火箭介绍：航天飞机（美国）孙广勃６０年代初，美国几乎所有的宇航公司都开展了可重复使用航天运载火箭的研究。这期间的研究、试验与开发活动（如戴纳索尔以及Ｘ系列火箭飞机方案）探讨了可重复使用运载器的技术可行性，为６０年代末可复用航天运载器的研究工作...     

X—33可复用运载器验证计划进展

９９６年７月，美国航宇局和洛马公司签订了一项可重复使用运载器技术验证协议。根据协议，洛马公司将研制一种可复用运载器技术验证飞行器，并进行飞行试验，以为研制和经营可完全重复使用的实用型运载器进行技术上的准备。该验证机代号为Ｘ３３，而最终要研制的实用型...     

美国航宇局签发可复用运载器研究合同

美国航宇局签发可复用运载器研究合同美国航宇局已与一些公司签订了１６项非盈利性的“合作协议”，以开发各种可重复使用运载器技术，从而揭开了下一代运载器研制工作的序幕。政府和工业界官员都希望最终研制出的这种新一代运载器将会大大降低成本，并使美国重塑其运载工...     

可重复使用运载器K-1的回收系统设计概况

文章介绍了可重使用运载器K-1实现软着陆回收系统设计概况,并利用当前可重复使用运载器技术发展的观点,介绍K-1回收系统的主要组成概况。     

固体发动机界面结构试件脱粘健康监测研究

以复合材料壳体和绝热层脱粘模型试件为对象,利用粘贴于壳体外表面的压电主动激励传感器,基于高频机电阻抗方法,对模拟药柱/绝热层界面脱粘的结构健康状态监测进行了数值仿真和实验研究,得出了不同脱粘损伤工况下的导纳频谱曲线,计算了能表征脱粘程度的平均绝对偏差损伤指标。结果表明,高频机电阻抗方法可利用粘贴于壳体外表面的压电传感器有效地识别内部结构的界面脱粘,相比于传统检测方法,能实现实时的结构健康监测,损伤指标能量化表征脱粘程度,实验采用的两种压电传感器中,MFC传感器较PZT传感器更适合于曲面固体发动机壳体脱粘检测,为开展实际工况下的固体发动机药柱结构界面脱粘损伤监检测工作提供理论与技术支撑。     

螺栓连接松动的导波监测技术综述

螺栓连接件使结构易于安装或拆卸,同时还可以承受较大的载荷,广泛应用于航空航天结构中。然而,螺栓在复杂服役环境中很容易发生松动,因此准确监测螺栓预紧力对于确保结构的可靠性和安全性具有重要意义。经过多年的发展,基于超声导波的结构健康监测方法逐渐成为螺栓连接松动监测的重要技术手段之一。对典型的螺栓预紧力导波监测方法进行了综述,包括导波能量耗散法、时间反转法、接触声学非线性法和混沌超声法等方法,介绍了这些方法的基本原理和发展现状。同时,通过实验将目前应用较多的导波能量耗散法、时间反转法进行了对比,结果表明时间反转法的监测灵敏度更高。     

平流层飞艇的结构健康监测系统初探

文章从介绍平流层飞艇的结构健康监测定义入手,说明了该系统研究的作用和意义以及工作原理。在分析平流层飞艇运行环境和结构可能的损伤模式的基础上,从工程应用角度出发,对结构健康监测系统方案展开了研究,探讨了平流层飞艇结构健康监测系统中的一些关键因素,为今后结构健康监测系统设计提供参考。     

再入制导和弹道跟踪误差分析

新一代可重复使用运载器对再入制导提出了更高地要求。目前的空间运输系统证明基于阻力加速度的制导方法是行之有效的。其基本概念是跟踪基准阻力加速度包线，在飞行过程中可根据需要更新这个包线。跟踪适当的阻力加速度包线保证了飞行器可以飞行准确的距离达到目标，同时满足弹道约束。在横向上，我们可采用类似于美国航天飞机的倾斜反转逻辑或航向角跟踪技术。本文推导出了基于反馈线性化的控制算法，并将其应用于可重复使用运载器纵向和横向的制导。最后，我们分析了阻力加速度跟踪的误差。     

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。     

基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计

针对传统结构优化设计中，精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题，引入保精度、高效的脉冲子结构方法，提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程，并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析，获得了太阳翼结构设计参数，有效地提高了太阳翼动力学特性指标，改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明，脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计，提高优化设计效率，所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。     

结构动力学模拟试验计算机测试系统现状及发展趋势

文章简要介绍了结构动力学模拟试验计算机测试系统的原理及技术演变过程,对该领域的技术现状及发展趋势作了探讨.     

飞行器结构智能化研究及其发展趋势

智能化是飞行器结构发展的重要趋势，文中介绍了飞行器结构的智能化需求及其发展状况。阐述了飞行器的典型结构健康监测方法及其技术特征，讨论了飞行器主动变形结构的实现方法与途径，结合国内外研究情况，指出了飞行器结构智能化的可实现前景。     

CAN总线技术在远程监测系统的应用

简介属于现场总线范畴的控制器局部网 (CAN)的主要技术性能及 CAN总线在远程监测系统的实际应用。描述 CAN通信接口的系统执行过程、硬件设计、软件设计。介绍 Microchip公司的带有 SPI(Serial Peripheral Interface)串行接口的 CAN通信控制器 MCP2 5 10的设计方法。     

一种小型弹载混合式光纤惯导系统设计

为解决混合式惯导在小型弹载惯导系统的应用问题，在论述混合式惯导技术特点的基础上，提出小型弹载混合式惯导系统所涉及的三项关键技术：小型化设计技术，抗振动高可靠锁紧技术和基于降维Kalman滤波的抗扰动自标定技术。重点对第三项技术提出具体的技术方案和实现途径。在建立惯导误差模型的基础上，根据姿态精度因子(ADOP)可观测度设计出混合式惯导系统的自标定流程，进行了卡尔曼滤波的降维处理和抗干扰观测量设计。开展了原理样机的标定试验、力学环境试验和导航精度试验工作，试验结果校验了技术方案的可行性和自标定算法的正确性，为其在小型战术导弹中的应用提供了工程借鉴。