确定制动火箭参数的近似方法

<正> 本文研究空间飞行器在制动火箭作用下从运行轨道过渡到返回轨道的运动。本文给出了飞行器的质心运动方程解析解的表达式,并利用该解析解给出确定制动火箭的制动速度和制动方向的简单计算公式及计算实例。一、前言空间飞行器从运行轨道返回地面时,要用制动火箭将飞行器减速,使飞行器脱离运行轨道后才能返回地面。制动火箭对飞行器的作用和三个参数有关:制动速度、制动方向和制动     

《中国空间科学技术》1990年总目录

空间飞行器系统工程通信卫星技术及其应用和发展通信卫星技术要求通信卫星技术综述工程设计程序的探讨‘备份设计的可靠度串联与并联推进多级运载火箭线性化质量方程关于发展载人航天的讨论气象卫星可靠性预测探讨返回技术和返回式航天器的发展中国的返回式卫星 飞行动力学和轨道地球同步卫星的发射轨道的选择静止卫星倾角控制的最优策略固体远地点发动机变轨控制伴随轨道拟合技术用加速度计的积分遥测量计算弹道参数及轨道要素带电卫星地磁摄动力及其寿命问题的讨论用四元数法建立卫星返回运动方程组期号 1 1 1 2 2 4 5 5 6 6页数 1 8 14 3…     

固体远地点发动机的总体设计要求

地球同步卫星内部,都装有将卫星最后送入地球同步轨道的远地点发动机(以下简称发动机).该发动机有固体火箭和液体火箭两类,目前各国地球同步卫星所使用的发动机绝大多数都是固体火箭发动机. 本文将讨论同步卫星对国体发动机的总体设计要求,其中最主要的要求是速度增量,其次是外形尺寸和对接设计、推力值和推力偏斜、质量特性、力学环境以及热真空环境等.     

日本将发射H—Ⅱ的试验用火箭

日本宇宙开发事业团为获得研制H-Ⅱ火箭所需的技术数据,将于1988年夏季发射大小(尺寸)为H-Ⅱ四分之一的固体推进单级式试验用火箭“TR-1”。在发射TR-1之前,该事业团于1987年12月3日在种子岛宇宙中心竹崎固体火箭试验场对TR-1的固体火箭发动机(试验用)进行了燃烧试验,测量和验证了有关火箭发动机的性能数据及设计的精确度等。     

洛克希德公司将发射小型运载火箭

洛克希德导弹与空间公司定于1994年11月发射一种新式小型运载火箭。这种火箭名为“洛克希德火箭”(LLV),它可把约3600公斤重的有效载荷送入近地轨道。目前,公司正在与NASA和国防部商谈发射事宜。预计头一家用户只需付发射费700万美元,比以后的发射费优惠一半。 LLV火箭将有三种构型:(1)采用聚硫橡胶公司的Castor 120固体火箭发动机;(2)采用联合技术公司的Orbus固体火箭发动机;     

大力神4运载火箭

大力神4运载火箭是美国马丁·马丽埃塔公司研制的大力神34D的改进型,为二级火箭。其固体火箭发动机为7段式,有效载荷整流罩直径5.09米。大力神4运载火箭现有3个型号:第一个型号载有改进的半人马座G-1低温上面级,原准备用于发射航天飞机,但为了安全起见,现禁止进行载人飞行;第二个型号的上面级则为经验证的IUS,该上面级已在大力神34D和航天飞机上使用过;第三个型号为执行低轨道任务的飞行器,不需要上面级。大力神4火箭加上半人马座G-1上面级和26.21米的有效载荷整流     

自旋稳定的末级固体运载火箭的轨道设计与计算

本文给出了人造卫星运载火箭在末级为自旋稳定的固体火箭情况下,末级轨道的设计方法和扰动轨道的计算公式。并对火箭运动的动力学方程组的形式进行了探讨。提出了在末级火箭工作期间内哥氏惯性力矩的一种计算方法,提出了火箭相对速度大地方位角和相对速度方向角的精确计算公式,可用于精确的轨道设计与计算。     

印度首次用自制的运载火箭发射卫星成功

印度空间研究组织于7月18日从斯里哈里科塔发射场用自制的SLV-3火箭把35公斤重的“光明”卫星送入轨道。这是印度在空间技术上取得的重要突破。 SLV-3火箭是一枚用全固体燃料作动力的四级火箭,连同卫星的重量一共为17吨,其中燃料有14吨。火箭头两级发动机的外壳由金属制成,而第三、四级发动机的外壳则是由纤维增强塑料制成。整个火箭有十万多个元件,使用的扣件大约有4万个,其电子设备包括800     

层板式喷注器在空间飞行器发动机中的应用综述

综述了层板式喷注器在空间飞行器液体火箭发动机中的应用。着重举例分析了层板式喷注器应用于航天飞机轨道机动发动机、小推力姿控发动机、燃气发生器中所获得的优于传统喷注器的良好性能和效益;分析了层板式喷注器在小推力＿液体火箭发动机稳态和脉冲方式工作时对抑制排气羽流污染的有效作用;最后提出了研制层板式喷注器所需进一步做的工作。     

韩拟自行研制新型运载火箭

近日韩国航空宇宙研究院称,韩国将完全利用本国技术研制一种运载能力更大的运载火箭,拟在2021年后开始发射。准备研制的该型火箭称为“韩国航天运载器”（KSLV）2。按照设计方案,该三级液体火箭高50米,最大直径3．3米,重200吨,能将1。5吨重的卫星送入低地轨道。现有的KSLV-1火箭（又称“罗老”1）为液体和固体发动机混合设计,     

美国航天飞机轨道飞行器

美国航天飞机由轨道飞行器、外挂燃料箱(外贮箱)和固体火箭助推器三大部分组成。它像火箭那样垂直发射,轨道飞行时具有航天器的功能,返回时又像飞机一样水平着陆,因此,有人将航天飞机称为火箭、航天器和飞机的混血儿。     

空间扫描

德尔他－2成功发射卫星 2003年1月12日，波音公司的德尔他－2火箭成功将美国的ICESat和CHIPSat送入预定轨道。1月29日，该火箭又为美国空军发射了GPS 2R－8导航卫星。德尔他－2火箭使用的是为德尔他－3火箭设计的9个固体火箭发动机，使其运载能力增加了25%。 美国大力神－2火箭成功发射升空 1月6日晚，美国洛马公司研制的大力神－2 (Titan－2) 火箭成功发射，将其携带的1颗军事科学卫星Coriolis送入预定轨道。据悉，该卫星主要用于收集海洋上的风速及风向数据，并提高美国海军的天气预报能力。 阿里安－4火箭光荣退役 格林威治时间…     

巴西研制固体运载火箭

巴西已自筹资金研制称为VLS(Veiculo Lancador de Satelites)4级式固体运载火箭。该火箭具有发射115公斤卫星到750公里高度圆轨道、160公斤卫星到650公里圆轨道的能力。巴西的研究机构INPE(Instituto de Pesquisas Espacias),自1980年起开始实施“MECB计划”,它包括将使用VLS火箭发射卫星的独自的空间开发计划。 4级式VLS固体火箭的规格如下: 第一级——4枚直径1米、长6米的固体火箭捆绑在一起。喷管是固定的,带有飞行控制用的气体喷射装置。     

《中国空间科学技术》1987年总目录

期号页数1洲防291盯4500月性 空间飞行器系统工程空间站发展的探讨任意偏心率卫星的大气阻力的短周期摄动空间站概述航天飞行器入轨道误差分析载人航天器轨道运行段的救生问题整星稳态温度的热网络分析方法地球引力场带谐调和项引起的卫星轨道摄动Q曰1上,.︸一刁自0 QU进任61火︸O咬1 LJ3 4 4 56 飞行动力学航天飞行器的两大数学问题三层壁喷管的不稳定导热用Nocilla模型计算卫星气动力系数和热流密度分布求解Navier一Stokes方程的指数型差分法用Schamberg方法计算卫星阻力系数四层壁的不稳定导热3 41匕6 测控技术和数据处理模式识别技…     

空中发射快速入轨技术——美国用重型战斗机发射卫星的计划

2015年2月上旬,美国国防部高级研究计划局(DARPA)公布的视频显示,一架F-15重型战斗机在机腹中心携带一枚小型火箭升空。战斗机加速到空中一定高度后,保持一定速度维持机身近垂直姿态,火箭脱离,然后火箭发动机点火、加速上升,飞向近地轨道。从视频里看这是一种小型二级火箭,第一级的4个外置喷口位于火箭前部,距离火箭头部不足火箭全长的1/3,第一级发动机结束工作后分离,以减轻质量。第二级发动机将把小卫星送入近地轨道。这是美国防部高级研究计划局正在执行的一项研究计划的最新进展。该计划简称为"空中发射辅助太空进入"(ALASA)。     

基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航研究

针对航天器自主导航方法不适合高超声速临近空间飞行器的问题, 研究了基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航方案. 论述了基于非开普勒轨道的自主天文导航机理, 通过对高超声速临近空间飞行器受力分析, 建立了动力学方程; 利用矢量倒数法则推导出空间运动方程; 设计了基于非开普勒轨道的状态模型和基于星光折射间接敏感地平的观测模型, 采用卡尔曼滤波进行了仿真验证. 仿真结果表明, 基于非开普勒轨道的高超声速临近空间飞行器自主天文导航可达到较高的位置和速度精度.      

国外多种新型运载火箭将挤入卫星发射市场

在90年代将投入使用的国外新型运载火箭有下列几种: (1)阿里安5运载火箭,由阿里安空间公司制造,将在1995年发射,其转移轨道有效载荷运载能力为15 000磅。 (2)大力神4号改进型运载火箭,为美国空军的主要发射工具,由马丁·马丽埃塔公司制造。这是一种改进型火箭,只在原型基础上增加了能量更高的固体火箭发动机,将在1992年投入使用。 (3)金牛座运载火箭,由美国轨道科学公司轨道数据分部研制,是一种小型运载火箭。美国国防部先进研究计划局为该研制项目提供了1090万美元的经费,这种运载火     

运载火箭的自旋稳定问题

本文讨论卫星运载火箭末级自旋稳定问题,分析了干扰因素的影响。计算结果表明:卫星入轨点轨道参数的偏差,不仅依赖于干扰因素的性质和作用的大小,而且与末级火箭的转速有关;合理地选择末级火箭的自身旋转速度,可以减少干扰因素对入轨点轨道参数偏差的影响。     

水平起降两级入轨系统的质量估算方法及应用

针对近地轨道运输任务,考虑不同飞行阶段的推阻特性差异和不同发动机模态的比冲变化,提出了适用于水平起降两级入轨（TSTO,Two Stage To Orbit）天地往返运输系统的质量估算方法.以8 t有效载荷为任务需求,对比研究了涡轮基组合循环动力-可重复使用火箭（TBCC-RR,Turbine Based Combined Cycle-Reusable Rocket）、火箭基组合循环动力-可重复使用火箭（RBCC-RR,Rocket Based Combined Cycle-Reusable Rocket）和可重复使用火箭-可重复使用火箭（RR-RR,Reusable Rocket-Reusable Rocket）方案,分析了级间分离点、一级飞行器推阻比和一级飞行器结构质量分数等参数对设计结果的影响.研究结果表明,级间分离点设计对TSTO总体方案影响很大,若使用RBCC型飞行器作为第1级,建议在超燃冲压模态后即进行两级分离;TBCC-RR方案比RBCC-RR方案起飞总质量更小,但RBCC-RR方案一级飞行器结构质量更小;减小TSTO系统起飞总质量的最有效途径是减小飞行器的结构质量分数,其次是提高飞行器的推阻比.      

固液混合火箭发动机固体燃料的燃速计算

分析了固液混合火箭发动机的燃烧特点、燃烧中气相过程和固体燃料内部的传热过程,利用由传热理论得出的固体燃料燃速公式和阿累尼乌斯(Arrhenius)燃速公式耦合计算,得到了燃速与氧化剂流率、轴向距离、装药初温和时间的变化规律.计算结果表明固体燃料燃速主要受氧化剂流率和轴向距离的影响,随氧化剂流率的增加而增加,随轴向距离的增加而减小.固体燃料燃速温度敏感性小,在设计发动机时可以不考虑装药初温的影响.利用热力计算得到了绝热燃烧温度与氧化剂流率和药柱长度的变化规律,绝热燃烧温度随氧化剂流率的增加存在一最大值.计算结果与相关文献的报道比较吻合,为进一步研究固液混合火箭发动机的燃烧及流动问题打好了基础.