碳／环氧复合材料在日本航天器上的应用近况

1 前言 NASDA自 1969年创业就开始研制运载火箭,以支持日本应用卫星和一些实用的航天技术研制计划。N-1、N-2 是日本的第一批火箭,它们是以转让给日本的美国德尔它火箭技术为基础的,GTO 有效载荷分别为260kg和680～715kg。1975～1978年,日本共发射了15枚N系列火箭。     

地面效应对火箭橇发动机尾喷管流场特性的影响研究

摘要：基于火箭撬地面试验的需要，设计了大载荷高加速的短轨火箭橇动力系统，并对地面效应对火箭发动机尾喷管流场的影响进行了理论和试验研究。文中采用FLUENT计算软件对不同条件下的火箭发动机尾喷管外流场进行了三维数值仿真，分析了单枚火箭以及双枚火箭工作时，地面效应对发动机尾喷管流场特性的影响。针对本文研究的大载荷高加速的短轨火箭撬动力系统，地面效应的影响和双尾喷管之间的相互作用都是在1.5ms时开始显现，在2ms~3ms时比较明显，在5ms~20ms开始减小，最后形成稳定的尾部流场。对于喷管出口直径275mm、轴线距离地面不小于472mm和双喷管轴线距离不小于680mm的火箭橇动力系统，在火箭橇运动起来20ms之后，地面效应影响和双火箭发动机之间相互作用变得非常小。     

美国再次进行固液火箭发动机飞行试验

1997年4月25日，美国一个工业组织的团队，再次进行了单级固液火箭发动机的飞行试验。发动机长5．73m，直径152mm，固体燃料为端羟基聚丁二烯，液体氧化剂为液化氧化亚氮。称为Hyperion的固液探空火箭，由环境航空科学公司（EAC）制造，由NASA沃洛普斯飞行基地发射，飞行19s后达33．4km。1997年1月8日的单级发射中，该火箭达到36．5km的高度。这次发射试验的目的是要用整体的降落伞回收系统回收火箭壳体，结果表明，回收的发动机壳体几乎和静态试车后壳体的状况一样。Hyperion现用的固液推进剂，发动机海平面比冲为2205N·s／kg，燃料利用率超过99％。若采用高密度、高能推进     

铌钨合金材料在液体火箭发动机上的应用

为探索铌钨合金在液体火箭发动机上的应用，针对我国研制成功的Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金进行了高温性能试验及抗高温氧化涂层的研制，铌钨合金及涂层在高温时的组织结构分析及相关工艺试验。结果表明：Nb-5W-2Mo-1Zr铌钨合金及抗氧化涂层可用于液体火箭发动机。     

泰国Thaicom 4卫星成功发射

2005年8月11日，在库鲁航天中心“阿里安-5G”火箭将泰国的大功率（14KW）宽带卫星Thaicom4（IPSTAR）成功送入轨道。火箭发射升空约28分钟后，卫星顺利入轨。这颗卫星将在近地点575km，远地点约36000km，东经120。的预定轨道上飞行。Thaicom4卫星基于LS-1300S平台，共有114个转发器，设计寿命为12年。卫星发射重量为6486kg，这是迄今为止被送上地球同步轨道的最重的商业卫星。Thaicom4卫星将向亚太地区的14个国家和地区的多家企业和商业客户提供宽带服务。     

一种新型吸气式与火箭组合发动机(LOCE)及先进天地往返运输系统的发展

根据先进天地往返运输系统的要求和火箭与吸气式组合发动机的特点，提出了重复使用的单级入轨飞机吸气式组合发动机方案的优化原则和一种优化的组合发动机循环：高压氢膨胀液化氧气循环吸气式火箭组合发动机（LOCE）。它是一种以火箭技术为基础的吸气式组合发动机，比冲可达35000m／s，其关键是成功地解决了吸气式组合发动机和火箭发动机燃烧室压力的不匹配，其液化效率比普通LACE循环提高了5～7倍。可借用成熟火箭技术，推重比高是低速阶段（Ma＝0～5）的最佳方式之一。     

欧空局完成阿丽亚娜5的飞行鉴定

阿丽亚娜5重型运载火箭于1998年10月21日成功地进行了第三次试射，并将两个试验有效载荷送人预定轨道，从而结束了飞行鉴定工作，为正式服役做好了准备。此次发射还验证了阿丽亚娜5艾斯塔上面级发动机的多次点火能力。这一能力使该火箭也能为非静地轨道星座提供一箭多星发射。飞行中该发动机在火箭释放了两个试验有效载荷后又点火工作了约2秒钟。该发动机的多次点火性能以前在地面得到过验证，但在太空验证还是第一次。此次发射成功使欧洲航天界大大松了一口气，因为这种火箭在1996年6月和1997年10月进行了两次试射，第一次发生了爆炸，第二…     

工业

“猎户座”宇宙飞船发射升空 12月5日，美国新一代“猎户座”飞船在卡纳维拉尔角航天中心由德尔塔Ⅳ重型火箭发射升空，执行首次无人测试飞行任务。德尔塔Ⅳ重型火箭是目前推力最强劲的运载火箭之一，美国航空航天局（NASA）也正在研发专用于“猎户座”飞船的新型大推力火箭。     

“轨道快车”与交会对接

美国东部时间2007年3月8日晚10:10分,美国宇宙神-5火箭从卡纳维拉尔角空军基地发射升空。该火箭携带6颗卫星,其中2颖是美国空军轨道快车试验卫星。轨道快车计划是为了对卫星等航天器进行无人在轨服务,包括燃料加注、检修故障、更换部件和进行装配等。     

导弹/固体火箭发动机一体化设计

本文以两级推力固体火箭发动机为动力的某空-空导弹作为算例,研究了导弹/固体火箭发动机一体化设计的问题.为此,建立了固体火箭发动机的能量模型、质量模型和导弹与目标的数学模型.利用优化理论,成功地完成了九个设计变量的优化问题.优化结果表明,导弹的起飞质量减轻23.3kg(约占总重的9%).     

大推力核热火箭运载器及动力特性分析

根据大推力核热火箭发动机的背景要求,论证提出了一种百吨推力闭式循环核热火箭发动机系统方案,完成了系统参数的分析评估,计算结果表明,反应堆出口推进剂温度显著影响发动机比冲,当反应堆出口温度在2500 K~3000 K范围时,发动机真空比冲为8000 N·s/kg~8800 N·s/kg。在此基础上,针对航天运输主动力火箭方案,对比分析了核热火箭与化学火箭的差异,评估了核热火箭弹道仿真及运载能力,结果表明,核动力火箭由于其高比冲的特性,运载系数远高于传统动力火箭。     

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

为获得飞行马赫数Ma0=0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma0=0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%;2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3)Ma0=2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0～8范围内分别变化6...     

刊刊互动

《航空世界》2009年4月5日．朝鲜又进行了一次火箭发射．并引起美、日、韩三国的强烈反应。本期《航空世界》“封面故事”栏目从朝鲜的导弹力量．火箭制造能力和技术等方面进行分析，拨开层层迷雾力求事件的真相。     

美计划研制大推力火箭

美国太空探索技术公司4月5日宣布,该公司正在研制＂猎鹰重型＂大推力火箭,其发射载荷能力可达航天飞机的2倍多,发射成本却大大降低。这种火箭一次可以将53t的物资运往轨道,比满负荷的波音737可装物资的重量还要大。＂猎鹰重型＂火箭是除了实施登月的＂土星＂Ⅴ号运载火箭之外,运载能力最强的航天器,     

重型运载火箭动力系统分析

讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机.      

直升机发射火箭弹精度低的原因及提高措施分析

本文分析了直升机发射火箭精度低的主要原因在于火箭本身随机缺陷(推力偏心等)和火箭/发射器系统随机扰动引起弹道散布大。提高精度措施有:1.增大火箭初速;2.增加出口转速;3.采用被动控制装置。     

状态预测神经网络控制应用于小型可回收火箭

随着商业航天的到来，可重复使用运载器的研究受到广泛关注，以SpaceX为代表的商业航天公司研发的部分可回收火箭表现出了前所未有的竞争力。为了研发可回收火箭技术，翎客航天利用民间工业力量研制了RLV-T3小型可回收火箭验证机，并在该验证机上通过数百次试验逐渐掌握了垂直起降（VTVL）技术。主要介绍了翎客航天在VTVL技术中的一项动力控制技术，提出了状态预测神经网络控制（SPNNC）算法。该算法具有鲁棒性强、适用范围广、控制参数易调整等优点。详细地描述了该算法的原理，并通过Simulink对SISO和MIMO 2种系统进行了仿真。同时详细地论述了将状态预测神经网络控制算法应用于RLV-T3小型可回收火箭的飞行及回收的试验，包括RLV-T3小型可回收火箭的基本特点、控制难点、存在的问题，飞行过程中各物理量的曲线和试验结论。经试验验证，状态预测神经网络控制算法具有良好的控制性能，基于该控制技术，即状态预测神经网络控制算法的RLV-T3小型可回收火箭验证机可以安全地实现垂直起飞、弹道飞行、空中悬停、软着陆回收全流程。     

俄全球导航卫星系统今年年底将达21颗

2008年9月25日，格林尼治时间8时49分，一枚“质子-M”火箭从哈萨克斯坦拜科努尔航天中心升空，8时59分，卫星与火箭分离，将3颗Glonass导航卫星成功送入预定轨道，使Glonass全球导航系统目前的在轨卫星数量由16颗增加到19颗。目前这些卫星中，有2颗正在接受维修，1颗即将退役。     

J-1火箭发射成本过高

日本J-1火箭的价格是国外同类火箭的2～4倍,因而毫无商业竞争力.J-1火箭是三级全固体推进剂火箭,可将约1000千克的有效载荷送入近地轨道.它的第一级采用了NASDA的大型火箭H-2的固体助推器,第二、三级采用了ISAS的M-3S-2火箭技术,在设计当初预想的价格较低.然而,1996年2月首次发射时的价格为3600万美元,预计到     

火箭煤油热裂解研究

为了探究火箭煤油热裂解过程以及抗氧化剂对热裂解过程的影响,通过火箭煤油静态热裂解实验研究了火箭煤油在683K～713K条件下裂解转化率、裂解产气率、气相产物组成随温度和时间的变化规律。同时,对比了加入1wt%抗氧化剂邻甲基对苯二酚(THQ)的火箭煤油热裂解行为,发现THQ对火箭煤油热裂解有明显抑制作用。683K～713K下,火箭煤油添加1wt%THQ前后的裂解活化能分别为150.0kJ/mol和210.5kJ/mol,并获得了相应的Arrhenius热裂解方程。对比发现我国火箭煤油裂解速率常数小于美国RP-1,RP-2火箭煤油。