航天推进,路在何方?:对国外上航天运输系统研制的新动向的分析

欧空局经过了十多年的系统研究，终于放弃了把Ｓａｎｇｅｒ方案作为未来航天运输系统的基准方案而选用了火箭推进、垂直起飞水平无动力降落的方案作为首选基准方案。     

空天飞机的风洞试验

本文首先分析了一级入轨和两级入轨的空天飞机对风洞试验的要求,指出现有风洞试验能力在空天飞机推进试验方面存在明显的不足,然后评述了美国常规风洞和脉冲风洞的最近进展。主要讨论了不同加热形式的常规风洞的特点,介绍了美国可供空天飞机推进试验用的现有常规风洞和最近改建的设备;分析了脉冲风洞用于推进试验的优缺点,介绍了激波风洞、自由活塞激波风洞和膨胀管用于推进试验的情况。最后对我国的风洞发展如何满足空天飞机的要求提出了建议。     

空天飞机气动热的工程预测方法

首先简要地分析了空天飞机在上升段和再入段遇到的严峻的热环境,并指出:为了进行空天飞机的概念研究和初步设计,必须发展气动热的工程预测方法。接着介绍了国外可用于预测空天飞机气动热的工程方法,其中包括预测迎风面中心线、背风面中心线和横向分布的气动加热的方法,重点介绍了 NASA Langley 研究中心的轴对称比拟三维边界层(AA 3DB L)程序和它的结果。同时,还讨论了空天飞机气动热预测的一个特殊问题即激波干扰加热,着重介绍了机身头部的弓形激波和进气道外罩唇部激波的相互干扰以及机身头部的弓形激波和机翼前缘激波间的相互干扰,对后面这种情况,还介绍了工程预测方法。     

空天飞机进气道的气动设计

应用一维气体流动的关系式推导出高超声速吸气式发动机的比冲公式,给出了计算进气道效率和面积比的公式。重点介绍了 NASA Langley 研究中心用于一体化超燃冲压发动机概念的固定几何形状、侧壁压缩的进气道的气动设计,包括主要几何参数如收缩比、宽高比、侧壁的后掠角与压缩角等的选择和燃料喷注支柱的设计。讨论了这种类型进气道的起动问题。最后,介绍了这种类型进气道的风洞试验技术与计算流体力学的方法。根据试验结果和计算结果,分析了这种类型进气道的性能。     

S?NGER Ⅱ高超声速计划推进系统综述

介绍了世界上首次针对涡轮冲压组合循环动力开展深入论证和试验的德国桑格尔(S?NGER Ⅱ)高超声速计划。详细阐述了S?NGER Ⅱ空间运输系统的总体设计、两级入轨推进系统方案的关键技术及其验证、飞发一体化、热管理系统和二动力系统。尽管因各种原因,S?NGER Ⅱ高超声速计划未能成功现实,但借助该计划研发了大量的先进技术,且在高超声速飞行器设计方案、分析方法、试验验证等方面都取得了宝贵的经验,可为我国组合动力及其他高超声速工程研制提供参考。     

空天飞机复合循环推进系统新概念研究——组合发动机优化

介绍一种用于空天飞机的组合发动机各工作模式切换的优化结果。优化过程中,在给定的飞行条件和选择的设计点参数情况下,对推进系统的安装推力、空天飞机的重量和性能作了详细的估算。      

一种空天飞机外形高超声速气动特性实验研究

提供一种空天飞机模型在高超声速风洞中测量的气动力。研究马赫数Ma=4.96,基于模型全长的雷诺数ReL＝9×106～15×10 6;以及Ma=7.96, ReL＝5×10 6来流条件下,攻角α＝-5. 到α＝25. 的纵向气动力和横向气动力特性。在Ma=4.96时,着重讨论滚转角和侧滑角变化,以及ReL变化对气动力特性的影响。结果表明,中小攻角下升力和升阻比明显增大,但Ma数增大使升阻比下降。还有,Ma＝4.96的数据显示,侧滑角的增大不利于航向稳定。
     

X-37B将何去何从

X-37B的第二次飞行试验已经接近尾声。2010年4月22日美国空军的X-37B轨道试验飞行器一飞冲天,伴随着世人对太空军事化的深度忧虑,世界各国媒体的反响可谓一石激起千层浪。一方面是各国媒体过度解读和美国军方低调回应的反差,为这个不透明的项目增添了浓     

美国空天飞机项目投资情况介绍

迄今,美国已在空天飞机领域投入了上百亿美元的研究经费,但目前仍处于演示验证阶段,没有正式服役的型号诞生。据推测,美国的空天飞机项目要由演示验证阶段转入工程研制阶段还将需要投入上百亿乃至数百亿美元的研制经费。     

俄罗斯的空天飞机计划

空天飞机在世界主要航天国家中都得到过发展。美国制定过NASP、AMLS、PLS、SSTO等计划，法国有“赫尔墨斯”，德国的空天飞机称为“桑格尔”，而英国则推出过“霍托尔”，日本也有“霍普”(HOPE)和“海姆斯”(HIMES，即高机动性试验空间飞行器)计划等。但这些方案因各种原因被相继“冻结”，或已转向其他方向，而俄罗斯研制“多用途航空航天系统”(MAKS)的思想却没有放弃。