三模态热管式喷气发动机——新型的航天飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管(燃烧室)中,按照航天飞机在起飞,加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段,依次进入脉动式、冲压式和火箭三种工作模态。计算表明:用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机,完全满足单级入轨、水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。     

带矢量喷管的一体化飞行/推进控制技术研究

本文对综合推力矢量飞行／推进控制系统的设计方法进行了研究,在充分考虑了推力矢量飞行、推进子系统之间的相互作用后,建立了带推力矢量综合飞行／推进控制系统的数学模型,结合推力矢量研究的特点,采用鲁棒伺服ＬＱＧ／ＬＴＲ设计法,进行控制系统的设计,通过仿真实验,证明设计达到了要求,方法可行     

1987年美国宇航新成就——固体火箭发动机

几年来,固体火箭的工作主要是重新设计航天飞机的助推器.八七年试验了新方案,并取得很大成功.锡奥科尔公司进行了一系列发动机的缩比试验,全尺寸短时间工作试验,全尺寸全工作时间试验.第一台全尺寸试验发动机于1987年8月30日点火,经检查无热气泄露,只有连接部位的开口约为“挑战者”号的1/10.重新设计工作主要在壳体间连接部位、壳体与喷管的连接以及喷管部件的结构改进上.1987年底用飞行试验件作全尺寸鉴定试验,并准备1988年恢复载入发射.     

柔性喷管频响特性及传递函数的分析计算

本文对柔性喷管摆动频率特性及其传递函数进行了试验研究,提出测量方法与计算的数学模型.在FG—1042、FG—1043柔性接头的试验中作了实际应用,并在计算机上完成了仿真试验,对提出的测量方法和建立的数学模型作了验证,结果表明,计算结果符合规律,精度能够满足工程的要求.     

航天动态

美航天飞机将于2010年前全部退役 7月7日,美国航空航天局宣布,航天飞机还要飞行10次,至2010年2月、4月和5月,3架现役航天飞机将分别上演谢幕飞行。航天飞机退役之后,美国将启用新一代的战神火箭和奥赖恩载人飞船,承担美国人重返月球等载人飞行任务     

四对角喷管外向辐射角系数的数值模拟

研究了四对角喷管复杂几何体系幅射角系数的数值计算方法,并给出部分典型计算结果。基于两种坐标系和坐标变换的这一计算方法具有计算工作量小,代码效率高的优点,为小间距四发动机并联推进变轨飞行方案热可行性分析作好了准备。     

基于有限元的发动机喷管模态分析

某型发动机喷管在装机飞行时出现的小裂纹可能会引发严重的飞行事故。为了避免飞行事故的发生,基于有限元仿真技术,针对该型发动机喷管结构,建立计算模型。并对某喷管整体结构进行了自由振动和模态分析,获得了该喷管模型的多阶自振频率和模态。结果表明：分析值与实测值吻合较好。其中,在20阶振动频率之前,共振造成的破坏主要集中于前转接段,20阶以后,共振造成的破坏转移到喷管的端口位置。所得结果对于结构改进和避免事故的发生具有一定的参考价值和指导意义。     

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。     

关于未来火箭发动机高度补偿喷管的性质估价

根据美国空军签定的合同,普拉特·惠特尼公司将要对未来火箭发动机高度补偿喷管的性能进行估价.现有助推器发动机,包括航天飞机的发动机,都具有固定的几何尺寸的喷管.此种喷管设计必须综合考虑发射和入轨的理想环境变化.根据新的设计,喷管几何尺寸是可     

反思航天飞机的功过是非

随着美国“阿特兰蒂斯”号最后一次发射,曾经红极一时的太空骄子也怅然落幕.如何评价航天飞机的功过是非,认真总结航天飞机的经验教训,对载人航天的未来发展具有积极意义.人类创举30年来,航天飞机取得了巨大的成就.自1981年4月12日“哥伦比亚”号航天飞机服役至2011年“阿特兰蒂斯”号航天飞机的最后飞行,美国航天飞机共发射...     

航天飞机的气动问题

本文首先分析了各种航天飞机方案的气动要求,讨论了总体方案对气动外形的影响。接着根据美国航天飞机的飞行试验结果,研讨了研制航天飞机必须要解决的气动力和气动热问题。重点分析了风洞试验数据和飞行试验数据之间存在明显差别的原因。最后,对在我国开展航天飞机的气动研究和试验工作提出了建议。     

航天飞机末端区域能量管理段制导技术概述

末端区域能量管理段主要是控制航天飞机的动能和势能．使航天飞机最终达到进场着陆段的初始要求，以保证其最终成功着陆。在最终制导系统引入一个能量基准剖面，通过调整飞行距离、动压或速度制动使航天飞机达到标准的能量状态。将末端区域能量管理段划分为四个飞行段，并对这四个飞行段的基本设计思想、制导技术及过程进行了研究。经过实际的航天飞机飞行验证．证明这种方案具有良好的制导效果。     

离解组分复合对超燃尾喷管性能的影响

采用13组分33步反应的H2/Air化学动力学模型,对超燃冲压发动机尾喷管化学非平衡流动和冻结流动进行数值模拟.计算表明,离解组分的复合现象存在于超燃冲压发动机尾喷管内流动中,并对尾喷管性能产生影响.随飞行马赫数的增加,离解组分复合现象更显著,对尾喷管性能产生的影响也越大.在飞行马赫数为8.0的计算工况下,化学非平衡流动模型计算所得尾喷管性能与冻结流动模型相比高出约2％,该条件下忽略NO2,H202等组分以简化化学反应机理,对尾喷管性能计算结果的影响甚微.     

双喷管发动机喷流对飞行器气动特性的影响

从三维薄层近似N S方程出发 ,采用高效ENO差分格式 ,对位于弹体中部两侧的双喷管发动机喷流与马赫数Ma∞ =0 7～ 0 9、攻角α =0°～ 10°飞行条件下弹体绕流形成的干扰流场进行了数值模拟。研究发现与无喷流情况相比较 ,引入喷流使升力和俯仰力矩增加 ,压心后移 ;在飞行攻角一定时 ,马赫数对飞行器气动力特性影响较小 ;有侧风干扰时 ,喷流增强了航向稳定性。对零攻角情况喷管安装和喷管出口不对称带来侧向力和偏航力矩也进行了研究。计算结果与飞行实验观测现象定性一致     

航天飞机轨道器姿态控制发动机

本文着重讨论姿控发动机用四氧化二氮与一甲肼或偏二甲肼组合的推进剂的性能,提出了航天飞机姿态控制系统研制中的技术难点.并对国外航天飞机反作用控制系统作了部分介绍.     

三模态热管式喷气发动机—新型的航空飞机主发动机

三模态热管式喷气发动机是在同一热管（燃烧室）中，按照航空飞机在起飞，加速爬升到高空高速和进入稀薄大气层飞行阶段，依次进入脉动式，冲压式和火箭三种工作模态。计算表明：用液氢燃料的三模态热管式喷气发动机，完全满足单级入轨，水平起降航天飞机从起飞到入轨全航程的推力要求。     

冲压发动机针刺C/SiC喷管的烧蚀行为研究

为探索C/SiC喷管在固液冲压发动机上应用的可行性以及固液冲压发动机工作环境下的烧蚀行为,对冲压发动机针刺C/SiC复合材料喷管进行了研究.研究结果表明:针刺C/SiC复合材料喷管能够适应冲压发动机富氧、长时间的工作环境;C/SiC复合材料喷管入口段和扩张段存在轻微的氧化,喉部以热化学烧蚀为主,收敛段以热化学烧蚀和热机械侵蚀为主;收敛段为整个喷管的薄弱环节,应根据不同的工作条件和烧蚀机理,对C/SiC喷管的厚度进行分别设计.     

喷管喉部沉积层的初始沉积速度预估

本文以两种理论分析方法分析了固体火箭发动机喷管喉部沉积层的形成规律.其一,针对喉部沉积层是喉部上游沉积物流动的结果的论点,以粘性层流理论分析了液体薄层的流动性质,并对此论点提出了不同看法.其二,以粒子的宏观运动规律出发,推导粒子的初始沉积速度公式,并取得成功.从而弥补了在沉积问题的理论分析中必须借助于实验资料的不足.     

《推进技术》1987年度总目录

＄】m — —航天飞机动力装置专辑—— 航天飞机动力系统方案探讨…………………………………·。…………………·楼东堡(2) 空气喷气发动机在空间运输系统中的应用………·二……………………………张克勋(9) 固体火箭发动机在航天技术中的应用…………………………………阮崇智 张德雄(16) 美国航天飞机主发动机(SSME)研制概况………………·,…………………·王克昌(24) 航天飞机轨道机动发动机方案探讨………。……………………………………··丁丰年(29) 航天飞机液体推进剂的选择问题…………·二……………………………………·…     

用于航空航天运输的吸气式推进系统

文森特*劳希在美国航天(1997年第7期)撰写了有关NASA Hyper-X计划的文章,该项目用试验机来研究高超音速飞行.唐·哈特在五月强调了当前能完成跨大气层大范围飞行的军用航天飞机的现状.