嫦娥四号探测器推进系统设计特点与验证

嫦娥四号探测器推进系统在充分继承嫦娥三号探测器的技术方案基础上,在发动机精确控制和高精度变推力、轨道控制管路超压管理、月面高可靠推进剂钝化、气瓶在轨提高裕度和发动机量化极性测试方面进行了优化设计,并通过了地面试验和在轨飞行试验的充分验证。结果表明:嫦娥四号探测器推进系统完成了在轨飞行全部姿态控制和轨道控制任务,取得的发动机推力精确控制和高精度变推力等技术成果可应用于其他探测器。     

航天飞机的固体火箭发动机

本文介绍了航天飞机用的助推固体火箭发动机(SRM)。其类型分为三种:当前执行任务的标准SRM,空间飞行运输8号用的高性能SRM;以及计划在1985年飞行用的纤维缠绕壳体SRM。航天飞机的SRM是获得飞行状态中最大的固体推进剂发动机,其直径为146英寸,长度为125英尺,装有1111000磅固体推进剂,最大推力(真空条件下)为3115000磅力。在首次飞行前成功地进行了7次地面试车,随后的三次飞行试验满足了发动机的全部技术指标。计划提高航天飞机的性能,从东海岸发射的有效载荷达到65000磅,在西海岸发射时(极轨道)达到32000磅。航天飞机性能提高是由于:1.采用高性能的SRM使航天飞机的有效载荷增加3000磅。2.SRM使用纤维缠绕壳体结构使航天飞机的有效载荷增加6000磅。前者靠改变SRM的推力——时间曲线和提高喷管的膨胀比来实现;后者靠减少壳体的消极重量来实现。     

载人月面着陆及起飞技术初步研究

载人登月任务中最具特色的就是载人月面着陆及起飞过程,其技术体系丰富,是影响载人登月任务成败的关键环节。文章详细分析了载人月面着陆及起飞阶段的飞行方案,阐述了载人任务与无人任务设计准则上的区别,剖析了载人月面着陆及起飞技术的内涵。此外重点分析了低温推进剂蒸发量控制技术、10∶1深度变推力液体发动机技术、发动机推力矢量控制技术、大承载着陆缓冲技术、发动机羽流导流与防护技术、月尘清除及防护技术等六项与载人登月舱推进系统和结构系统相关的关键技术,分析提出了相应的技术途径和解决方案,对深入认识载人登月飞行器系统的技术体系及技术难度具有重要意义。     

利用地月间空间站的载人登月飞行模式分析

为提高空间站利用率，降低载人登月任务成本，有效开发地月空间，研究了基于地月空间不同轨道空间站的载人登月飞行模式。首先对比直接往返登月飞行模式，对基于空间站的载人登月飞行模式进行任务分析，通过空间站将载人登月任务解耦为载人天地往返任务和登月任务两部分；其次通过轨道设计和稳定性分析提出考虑登月任务需求的地月间空间站可运行轨道和停泊点；最后建立一套飞行模式评价模型，从速度增量需求、飞行时间、空间环境、登月任务窗口、测控条件、交会对接技术难度、后续任务支持性和任务可靠性方面对6种不同位置空间站的登月飞行模式进行分析和定量评价。评价结果表明基于L2点Halo轨道空间站的载人登月飞行模式为更优飞行模式。     

490N发动机高精度推力矢量保证方法

针对地球静止轨道(GEO)卫星490 N发动机推力矢量在卫星转移轨道无法通过卫星质心,对卫星姿态产生干扰,进而引发卫星推进剂的多余消耗,使得卫星在轨寿命减少的问题,文章提出了一种490 N发动机高精度推力矢量保证方法,分析了影响高精度推力矢量的各种因素,并从力学安装环境、低变形支架和地面安装调整3个方面进行了设计保证,经风云四号(FY-4)卫星工程研制和飞行验证,转移轨道段推进剂消耗量小于设计值,结果表明:该保证方法可行有效,可为后续GEO卫星的总体设计和研制提供参考。     

固液混合火箭发动机在武器与航天领域的应用

系统介绍了固液混合火箭发动机的主要特点及其应用.固液混合火箭发动机具有能量高、容易进行推力调节、可多次启动、可靠性高、安全性好、成本低等优点.在武器领域用做导弹的发动机,可使导弹具有射程远、突防能力强、低易损、易于实现能量管理等优点;用于军用航天器的轨道机动发动机,可具有优良的轨道机动性能;在民用航天领域可以用做运载火箭助推器,不仅能量高、环境友好,而且对于载人航天而言具有突出的安全性能;用于上面级发动机则具有多次启动、轨道机动能力强、在轨工作时间长等优点;用于姿轨控发动机和变推力发动机具有推力调节精确、绿色环保等优点.总之,固液混合火箭可满足航天技术发展对多种高性能发动机的需求.通过分析提出了发展固液混合火箭发动机的若干建议.     

先进的膨胀燃烧室的设计和研制

本文讨论了推力为222.4kN、上面级膨胀循环发动机先进的膨胀燃烧室的设计和研制。由 Pratt-Whitney 液体空间推进公司完成研制任务,任务来源于美国空军研究实验室(AFRL)的合同要求,用于支持综合高收益火箭技术(IHPRPT)项目。先进的膨胀燃烧室的设计,可以增强冷却剂的换热效果,改善系统的推重比,增加比冲,提高可靠性。这些好处将通过设计、研制、高热流试验以及小型推力室在膨胀循环下承载9.51MPa 室压的能力而得以完成和验证。     

乘员绩效的工效支持

随着载人飞行任务中乘员的任务不断增加，难度也不断增加，提高乘员的工作效率和可靠性至关重要。由于乘员完成工作的效率和可靠性依赖于“乘员-航天器-地面控制”系统的内部交互，为此本文主要研究了乘员、舱载设备、地面控制设备之间的功能分配问题，航天器内工作站、显示和控制的工效学要求，以及载人航天器工效学设计的主要方法。     

固体燃料空气涡轮火箭发动机工作模式

根据SP-ATR目前存在的燃气难以兼顾清洁和富燃的问题,文章提出将原本由1股燃气单独承担驱动涡轮和补燃功能的工作模式分解为由2股燃气分别担负驱涡和补燃功能的工作模式。通过对比分析该工作模式的SP-ATR和固冲发动机、涡喷发动机工作特点,提出了适合该形式SP-ATR的性能计算模型,得到其飞行包线,发现该SP-ATR工作包线宽广,可完全包含涡喷和固冲发动机的工作包线。在此基础上,计算得到了SP-ATR在不同空域和速度条件下的飞行性能及变化规律:(1)随飞行高度和速度的增加,其比冲、比推力增加,但性能随外弹道变化幅度较小,整个工作范围性能稳定;(2)在近地面和低空SP-ATR均可实现低空亚音速盘旋和5 km高度以上的超音速飞行,且在比冲高于6 700 N.s/kg,同时保持比推力大于1 100 N.s/kg;(3)高空SP-ATR工作高度速度范围宽,比冲性能与冲压发动机相当,比推力为冲压发动机的2倍,相同飞行速度条件下飞行高度增加比冲增加、比推力增加,具有在更高高度巡航潜力,高空性能优势明显。     

火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析

介绍了采用引射火箭模式的RBCC发动机工作原理,并在对其概念设计模型进行简化的基础上,进行了RBCC发动机系统性能分析,评估了RBCC发动机系统主要设计参数(发动机系统出口截面直径和燃料化学反应后的总温)的变化对其性能(推力、推力系数和比冲)的影响,认为:1)燃料经过加热后,推力和推力增益都上升了69.97%,比冲增加了180.18%;2)随着二次燃烧过程中燃烧室温度的上升,发动机的推力、推力增益和比冲得到了很大的提高,火箭发动机的性能得到了很好的改善;3)随着RBCC发动机系统出口截面直径的增加,尾气对发动机的反推力、推力增益以及比冲急剧下降,不利于其性能的改善。     

反物质光子驱动相对论推进系统

本文叙述了以电子-反电子湮灭产生推力的推进系统,同时介绍了装有这类发动机的飞行器若用于载人发射任务,到火星和木星是如何分别只需3.8天和10.8天的.另外,对反物质发动机相关的技术问题和可能解决的途径进行讨论.本报告全文将这类发动机统称为反物质光子驱动(APD)发动机.     

空间运输的发展方向

国际运载系统的近期目标是将至少5000kg的有效载荷送往地球同步轨道(CEO).美国将用带有新的上面级的航天飞机和辅助性一次性使用运载火箭(CELV)如“大力神”34D 7/“半人马座”来实现这一目标.苏联的运载工具和欧空局(ESA)的“阿里安”5也将能实现这个目标.美国显然将恢复采用机/箭混合编队政策,而只用航天飞机完成载人飞行任务.ESA的“赫尔墨斯”和苏联航天飞机也主要用于载人飞行.苏美两国都花了巨大的人力物力来研究第三代空间运输系统,迅速及时地以低成本将重型载荷送入轨道.空天飞机和HOTOL(水平起降)、航天飞机型火箭(SDV)和大推力运载火箭(HLLV)等各种方案都在研究之中.这些第三代运载工具将满足民用和军用需求.民用包括扩大现有商业活动、地球观察、空间生产、空间站和载人飞行,以及其他尖端任务,如火星探险(载人和不载人)、月球基地和大型空间动力系统.军用可能包括先进的情报和侦察系统、宇宙飞船服务和维护任务、SDI支援系统,以及永久性空间驻人基地.实现这些目标将需要研制空天飞机.空天飞机还将发展成用以完成高速空天运载和灵活反应任务的飞行器.叙述中型运载火箭、先进的航天飞机和空天飞机的现有设想和早期计划.讨论SDV和地球至低轨道大推力系统,介绍“赫尔墨斯”和苏联航天飞机.     

LOX/LCH_4变推力发动机技术初步研究

对国内外变推力发动机和LOX/LCH4发动机的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种LOX/LCH4变推力发动机系统方案。在深入分析的基础上,对此方案进行了功率平衡和推力室传热计算,结果表明该系统方案完全能够实现10:1推力变比。LOX/LCH4变推力发动机可以广泛应用于多种运载器和航天器中,对我国探月及后续的载人登月工程均可以提供技术支持,对LOX/LCH4发动机的技术发展和未来的载人登陆火星等任务都具有深远影响。     

织女星火箭进行发动机点火试验

近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高...     

神舟六号载人飞船及其技术改进

介绍了我国第二次载人航天飞行试验的目标和主要任务，给出了神舟六号载人飞船的主要任务和技术指标，以及构型与布局、子系统设置与设备配套、飞行方案、发射窗口和飞行轨道等技术状态。概述了神舟五号飞船飞行试验问题归零、飞行任务引起的更改、提高产品可靠性的更改、其他原因引起的更改和工艺流程的变化等部分技术改进。神舟六号载人飞船飞行试验的成功表明，其技术可满足多人多天空间飞行的要求。     

液体火箭发动机试验负推力修正

推力大小是表征火箭发动机性能的关键指标.液体火箭发动机地面试验中,推力参数的测量准确性关系到比冲的准确计算和对发动机性能的正确评价.发动机试验中影响推力准确测量的因素很多,其中负推力是一项重要因素.主要介绍液体火箭发动机试验中,推力测量系统的组成与测量技术,重点讨论产生负推力的因素和负推力修正技术.     

航天飞机主发动机的可靠性是怎样获得的

航天飞机主发动机(SSME)从1972年开始研制,到1981年4月12日航天飞机作首次载人空间飞行,前后经历了9年艰苦的研制过程。航天飞机主发动机是迄今世界上第一台性能最高、可以重复使用、高度可靠的大型液体火箭发动机。它的高可靠性是通过综合采取多种可靠性保障措施而得到的,如制订设计考核技术条件(Design Verification Specification);要求验证发动机使用寿命;     

冲压发动机

美国停用冲压发动机导弹已有25年,但美国政府和工业界最近的研究表明,美国下一代的许多导弹将优先采用冲压发动机及其改型.其他国家的研究也得到了相同的结论,法国目前正在研制采用液体冲压发动机的“飞鱼”反舰导弹.人们之所以对冲压发动机发生兴趣,是因为:(1)它具有连续推力、持续高超音速和高比冲的特点;(2)人们迫切希望提高导弹对作规避飞行的飞机和地面防御目标的作战效率.     

神舟载人飞船推进分系统的研制

介绍了神舟飞船推进分系统三个子系统的任务要求和系统的优化设计，采取的可靠性与安全性措施，主要组件的技术攻关以及地面试验情况等。飞行试验结果表明，研制的推进分系统完全能够满足神舟载人飞船的需要。     

载人飞船回收着陆分系统可靠性、 安全性设计与验证

文章主要介绍了载人飞船回收着陆分系统可靠性、安全性设计准则、设计分析方法、设计措施以及试验验证等。地面试验以及飞行试验的验证表明:回收着陆分系统的可靠性、安全性设计措施有效,试验验证充分,分系统的工作可靠,可靠性和安全性均满足其指标要求。