近期商用单级入轨飞行器的可行性

讨论了单级入轨火箭推进飞行器,尤其是使用航天飞机外置贮箱和六个航天飞机主发动机的一次性使用飞行器的可靠性和发射费用。减小发动机质量将是方案改进的主要方面。如果低成本、小质量的主发动机研制成功,那么一次性使用 SSTO(单级入轨)飞行器将拥有商用发射前景,而且有利于可重复使用 SSTO 飞行器的研制。     

固体火箭发动机壳体真空电子束焊接

固体火箭发动机壳体的制作工艺,板材滚卷冲压成形—氩弧焊组装工艺,其制成品——壳体的纵缝易产生应力集中而破坏;带材螺旋卷滚成形—氩弧焊组装工艺,其难点在于壳体的焊后热处理变形问题;近期采用板材强力旋压或数控加工成形—真空电子束焊组装工艺加工制作壳体并利用高分辨率微焦点软X射线照相技术解决真空电子束焊焊缝的质量检测问题,导致固体火箭发动机壳体制造工艺的重大变革,使壳体质量得到显著的提高。     

RBCC和TBCC组合发动机在RLV上的应用

论述了吸气式组合发动机在新一代可重复使用运载器上的使用现状,分析了各种组合方案的优势和特点,着重介绍了RBCC、TBCC的应用对飞行器总体性能的影响,并提出了两种较优的飞行器组合结构方案。     

下一代可重复使用飞行器发动机

下一代可重复使用飞行器的最新方案集中在单级入轨系统上。在设计满足飞行器性能要求的发动机时,就对推进系统提出了很有意义的挑战。同时要求有效寿命周期费用比现有的运载器低。空军菲利浦试验室的推进管理局正在对可用于下一代发动机的技术进行攻关。这些技术包括:全流量发动机循环,LOX 和 H_2涡轮泵的流体静力学轴承、线性气动塞式喷管技术以及太阳能推进、化学推进和电推进的上面级发动机技术。这些技术不仅可用于可重复使用的飞行器上,而且还用于一次性使用的飞行器上。     

固体火箭发动机特性对空射滑翔式弹道飞行器性能影响分析

为研究空射滑翔式弹道飞行器固体火箭发动机特性对飞行器综合性能的影响,构建了基于序列二次优化法(SQP)的弹道优化模型,设计了多套不同推力形式、不同特性参数的固体火箭发动机方案。通过开展空射滑翔式弹道飞行器弹道仿真分析,获取了不同动力特性下的最优爬升攻角变化规律,对比分析了相关弹道特征指标。结果 表明:采用长时间-小推力...     

性能改进的MON/肼液体远地点发动机设计研究与试验

采用 MON/肼双组元推力室完成轨道机动飞行,肼催化分解推力室用于姿态控制的双模式推进方案越来越广泛地应用于飞行器系统。本文介绍了命名为 LEROS1b,推力652.5N 的高性能液体远地点发动机的设计,研制及试验过程,该发动机已用于许多通讯卫星项目中,并被“火星勘测飞行器”选用。     

关于RBCC动力系统的思考

回顾了RBCC动力系统研发的历程和趋势,分析了RBCC动力系统的速度、高度等基本特性。建议RBCC动力系统研发应致力于火箭发动机与冲压发动机功能的拓展与完善,注重综合性能的提高;加强与飞行器一体化设计,考虑进气道、燃烧室、尾喷管及燃油供应系统的共用;依据具体飞行器方案开展关键技术攻关和基础技术研究;首先开展临近空间高速、机动飞行器动力系统研发,针对两级入轨动力系统之二级开展关键技术攻关。     

火箭动力飞行器推力线快速测算方法

为解决传统火箭发动机安装推力线测量方法耗时较长的问题,通过分析推力线偏差因素、构建偏差计算模型,得到工程简化的推力线快速测算方法。将飞行器推力线偏差分为机体结构偏差和发动机自身推力线偏差,在飞行器装配阶段利用现代化雷达或光学测量技术获取飞行器结构偏差,并结合发动机生产阶段自身推力线偏差数据,可快速计算、获取飞行器安装推力线。最后采用激光雷达推力线测量方法进行对比测试,试验表明快速测算方法仅耗时约10 min、且最大误差小于0.1°,从而验证了该方法的便捷性和有效性,可应用于液体或固体火箭动力飞行器推力线的快速获取。     

固体火箭发动机质心测量技术述评

综述了国内外测量导弹、飞行器及固体火箭发动机质心可行的各种方法,分析了它们的误差来源,介绍了一些精度指标测定方法及几种现行的测试装置,最后提出了大型固体火箭发动机质心测量方案的建议.     

多级固体火箭飞行器的自动化设计

最佳多级固体火箭飞行器的设计是复杂的,因为它受到很多设计参数的控制,并受到现有技术和系统要求两者的约束。可以研究飞行器性能对发动机设计的敏感性,并导出一组描述飞行器的设计参数,而此飞行器对于特定的准则已最佳化了,如最高的性能或最低的成本。这种飞行器的研究表明,成本和性能对单个火箭发动机设计是敏感的。本文叙述在现有技术条件下有一套特定要求的最佳飞行器的设计方法,并且受到诸如成本、重量、几何形状、射程或有效载荷的约束。本最佳化是发动机和飞行器所有设计细节的规程,它由下述过程完成:设计单个发动机,将它们组装成飞行器,研究飞行器的性能并系统地修改发动机和飞行器的设计以得到最佳结果。这由准确地设计并组装一套协调的部件成为一台发动机的自动程序来完成。飞行器的所有发动机是序贯设计的,并以联接的级间结构、有效载荷、电缆管道和控制装置组成一个完整的飞行器说明。至于满足系统要求的飞行器的无限性,单一的最佳飞行器是所希望的。有一组设计参数满足所有约束条件以及使一些性能因子,如成本、重量、长度、射程或发射重量达到最大值或最小值。本文概述了完成此过程的方法。     

基于并联协作混合遗传算法的高超声速巡航飞行器一体化优化设计研究

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解，不需要目标函数和约束条件的梯度信息。适合于工程优化设计。为增强遗传算法的局部搜索能力，提出了一种新的融合模式搜索方法和Powell方法的并联协作混合遗传算法。研究超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器的一体化优化设计。系统分析了机身和超燃冲压发动机设计参数对飞行器总体性能的影响。通过建立高超声速巡航飞行器质量模型、气动力估算模型、气动热估算模型、超燃冲压发动机性能分析模型、控制模型和弹道分析模型，在满足参考任务要求的前题下，以飞行器起飞质量为目标函数，将并联协作混合遗传算法应用于最优总体方案和超燃冲压发动机方案一体化设计。完成了6设计变量的全局优化计算。算例表明，本文建立的一体化设计模型基本正确，并联协作混合遗传算法是用于高超声速巡航飞行器一体化优化设计的较好的优化算法。     

轻合金焊接工艺在航空航天上的应用

航空航天飞行器向着轻质、低成本、高可靠性的方向发展,一些高性能轻合金焊接件逐渐在航空航天领域得到应用。介绍了可焊性铝锂合金的研究进展,以及熔化极气体保护焊、钨极气体保护焊、可变极性等离子弧焊、电子束焊、搅拌摩擦焊和超塑成形/扩散连接等工艺在航空航天飞行器上的应用,最后展望了一些新技术的应用发展前景。     

尾部喷流对飞行器阻力影响的数值模拟分析

底阻在弹类飞行器阻力中占比较大,准确预示底阻对于弹类飞行器飞行性能评估至关重要,而发动机尾部喷流对底阻影响明显。采用基于雷诺平均Navier-Stokes方程的流场仿真方法研究了飞行器底部发动机喷流和外流干扰流场特性,主要分析了喷流对飞行器阻力的影响。飞行器安装了两台推力可调的液体火箭发动机,发动机在不同飞行工况下采用不同推力工作。分别研究了亚音速、跨音速和超音速典型飞行工况下弹体底部无喷流状态、单喷管喷流状态和双喷管喷流状态时,飞行器阻力变化情况。结果表明:不同马赫数下,发动机喷流对底部阻力影响情况基本一致,与无喷流情况相比,当发动机工作时,无论单喷管喷流还是双喷管喷流状态,底部发动机喷流引射效应明显,弹体阻力系数明显增加。     

双组元25 N发动机热辐射影响研究

对双组元推进系统25N发动机对某飞行器热辐射的影响进行了数值仿真分析,认为该发动机长时间工作时本体对周围部件的热辐射影响不可忽视。设计并实施了某飞行器双组元推进系统25N发动机热试车搭载试验,试验结果证实了发动机热辐射影响的严重性,验证了热防护措施的可行性。提出了该飞行器双组元25N发动机热辐射影响防护设计方案。研究结果可为后续双组元推进系统发动机组热设计提供参考依据。     

一体化外形的高超声速飞行器升阻特性研究

针对吸气式高超声速飞行器气动/发动机一体化耦合的特点,阐述了高超声速飞行器存在推力-阻力平衡、升力-重力平衡、力的界面划分等问题;分析了飞行器主要部件的受力情况及对整个飞行器阻力、升力的影响,算例分析表明,发动机内通道产生负升力,后体产生正升力,发动机的合升力为负值;介绍了气动/发动机力的界面划分的两种方法及其应用,给出了研究推力-阻力平衡、升力-重力平衡、升阻比特性时应采用的划分方法;利用Bruguet航程公式研究了飞行器的航程与升阻比的关系,证明高超声速飞行器的航程存在极限值。     

塞式喷管侧向喷流仿真研究

随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。     

固体火箭发动机推力向量控制系统评述

固体火箭发动机推力向量控制系统的功用是根据飞行器控制系统的指令,偏转发动机喷焰排出方向,使其与飞行器轴线偏斜一定角度θ,从而改变反作用推力F的方向,此时,发动机推力F的径向分量Fsinθ就是侧向控制力Fs,它围绕飞行器重心产生一个控制力矩,用于飞行器姿态的稳定与控制。推力向量控制系统按指令要求控制推力向量偏角θ的方向与大小。     

状态/输入约束下飞-推一体化的保性能安全控制

基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据，建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器，从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中，发动机相关状态不会触碰安全边界，并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器，达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能，并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束，保证了高超声速飞行器的机动灵活性。     

吸气式高超声速飞行器动力学特性分析

吸气式高超声速飞行器是下一代单级入轨和高超声速巡航研究的重点飞行器。其机身/发动机组合对飞行器动力学影响不同于常规飞行器,不能通过常规的气动分析方法对整体飞行器进行气动力计算分析。提出了利用激波膨胀波理论计算飞行器上表面的气动力,利用二维流场中的牛顿激波理论计算飞行器前体下表面的气动力,采用一维定常流模拟发动机内部工作流场,膨胀波理论计算飞行器后体气动力的吸气式高超声速飞行器整体气动分析方法。仿真分析验证了本方法的可行性和正确性。     

单级入轨三组元发动机循环方案研究

最近,NASA 的空间运输研究计划评审了未来地球轨道运输要求和2030年之后运载工具的替换问题。三种可选择方案的基础是单级入轨(SSTO)飞行器。这项研究评审了 SSTO 采用新型先进的三组元发动机和氢/氧(H_2/O_2)发动机;确定了发动机的构型和研究方法;为研究发动机的性能还确定了发动机循环方式。目前已完成的工作有:确定各种循环方式的发动机质量,评审了各种循环方式涡轮泵装置的方案,以便进行材料的选择。最后给出了发动机的质量及涡轮的工作温度。