火箭基组合循环(RBCC)推进系统研究现状

对火箭基组合循环(RBCC)推进系统基本概念进行了介绍，并就此项技术在美国的研究现状做了比较详细的综述，指出了发展这种新型推进装置的关键技术，对国内在这方面的研究思路提出了建议。     

采用多级主火箭的RBCC发动机性能分析(英文)

采用三维两相数值模拟技术研究火箭基组合推进(RBCC)发动机的燃烧。提出了一种新的主火箭布置方式,该方式采用多级主火箭,一级嵌入到支板之中,另一级置于燃烧室中部上壁面。研究表明,相对于常规的主火箭布局,多级主火箭布局能明显提升发动机性能。置于支板的一级火箭以恰当比工作,起到引射和改善进气道工作特性的作用;二级火箭以富燃状态工作,起到火焰稳定和促进燃烧的作用。多级火箭喷射方案是DAB和SMC模式的综合,可作为火箭引射模态改善二次燃烧一种新的方式。     

单级入轨火箭的混合推进系统

目前,许多单级入轨火箭作为一种可能降低向低地轨道发射有效载荷成本的运载手段,正在进行配制方面的鉴定分析.NASA 已设计出一种可操作的,使用液氧/媒油/液氢三组元发动机作为单级入轨火箭的方案.Thiokol 对这种使用捆绑式混合推进系统来增加轨道有效载荷能力的运载火箭进行了评估.NASA 将这种先驱火箭作为一种方案对单级入轨火箭的技术进行了论证。这种火箭称为 X-2000。它的主要推进系统使用液氧/煤油和液氧/液氢两种发动机,Thiokol 通过用混合发动机替代液氧/煤油发动机对主推进系统进行了新的探讨。它采用的混合技术在马歇尔航天中心(MSFC)正在进行验证。因此,混合推进系统是一种有效 SSTO 的推进系统.     

推开天门--推进新方案将改变航天运输方式

一艘由火箭推动的飞船沿着一面斜坡不断加速，最后挣脱地球引力的束缚，腾空而起，冲向太空。船中坐满了要逃向别的星球的地球人。这是美国１９５１年出版的一部经典科幻小说中描写的一个场面。将近５０年后的今天，美国航宇局正在领导着另一场“地球大逃亡”行动。该局正在对各种新的推进技术方案进行研究，希望研制出能轻而易举地摆脱地球引力的羁绊、自由自在地在天地间来往的航天运输工具。火箭基组合循环发动机 正在研制的推进方案涉及冲压、超音速燃烧冲压、燃气涡轮和火箭发动机。虽然这些装置无论是作为方案进行研究，抑或是作为真…     

涡轮增压固体冲压发动机热力循环分析

针对未来导弹对推进系统高比冲、宽马赫、大空域的要求,将空速域宽广的空气涡轮火箭(ATR)和比冲性能好的固体火箭冲压发动机(SPR)进行集成,提出了涡轮增压固体冲压发动机(TSPR)的概念,对其进行热力循环分析,验证此组合概念发动机的原理可行性,建立了其热力循环分析模型.利用该模型在典型弹道上对ATR、SPR和TSPR的...     

日本H-1火箭研制现状

H-1是日本1985～1995年主要使用的运载火箭,目前正在进行研制。这种火箭具有发射500公斤以上同步定点卫星的能力。第二级采用液氧、液氢推进系统和惯性制导方式。就火箭布局来说,考虑了数种方案。1977年进行方案设计、搜集资料并对各候选火箭进行比较,同时对火箭各分系统明确地提出了基本要求。根据上述研究结果,宇宙开发委员会预计在1978年上半年,选定一种候选火箭方案。主要研究项目——液氧·液氢推进系统、惯性制导装置和固体火箭发动机等,航空宇宙技术研究所及东京大学宇宙航空研究所正在联合进行研制。对于液氧·液氢发动机,正在进     

火箭水下发射复杂流场的近似数值模拟

本文对火箭水下直接点发射过程中，喷管内高温燃气的推进和气囊的形成、发展等流动演变过程提出了一类简化的模型，并进行了非定常粘性 可压缩流Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值模拟。计算结果表明，简化模型的合理性，对水下火箭发射的流动过程分析具有一定的参考价值和一种应用价值。     

预冷空气涡轮火箭组合动力系统原理与实现途径

针对重复使用航天运输系统及临近空间快速投放平台动力需求,提出了一种预冷空气涡轮火箭组合动力系统方案,分析了此动力系统的技术特点及与其他组合循环动力的差异,进行了系统初步性能分析.研究表明:通过调节系统参数,此动力系统参数闭合,性能较佳,方案可行;进一步分析了动力系统涉及的核心技术及技术基础,认为预冷空气涡轮火箭组合动力系统具有可实现性.     

低速条件下引射火箭实验研究

开展了火箭基组合循环推进在引射阶段的实验系统设计，实验系统包括以支板为特征结构形式的引射火箭试验发动机，自由射流气路系统，燃料喷注系统和压强推力数据采集系统，以固体火箭发动机作为燃气发生器，成功地进行了静态海平面零马赫状态下引射模态实验，获得了相关实验数据，同时，对相应的几何结构做了数值模拟，数值计算结果与实验结果基本吻合。     

航天飞机的返回式液体火箭助推器方案

在综合比较固体火箭助推器和液体火箭助推器的方案之后,提出了一种新的多次使用的返回式液体火箭助推器方案,概述了此方案的返回轨道;液体火箭助推器结构和主推进剂箱、推进系统设计;助推器的性能计算.这种设计最大限度地利用了现有的成熟技术,以减少成本和研制时间.这种液体火箭助推器设计是一种适应性更强、更安全的航天飞机助推器.