基于RBCC的天地往返运载器动力方案研究

基于火箭基组合循环发动机(RBCC)的结构组成、工作过程和特点,结合某吸气式重复使用天地往返运载器所提出的动力需求,分析了采用RBCC组合循环发动机作为该运载器动力方案的可行性和动力系统指标,设计并计算了RBCC组合循环发动机在各个工作模态下的性能参数.针对相同的运载器使用要求,采用相同的总体和气动力参数,通过飞行弹道仿真,计算和比较了采用RBCC发动机和纯火箭发动机两种动力方案的天地往返运载器方案.研究结果表明,相对于纯火箭动力,采用RBCC动力能明显减小运载器的燃料消耗,并增大其航程.     

运载器饱和非线性姿态控制系统稳定性分析

简要介绍了用描述函数分析饱和非线性系统稳定性的方法，然后在此基础上给出了适合于工程的饱和非线性系统稳定裕度的定义，研究了舵偏角不满足近似关系时，正弦函数非线性对姿控系统稳定性的影响，最后计算了某运载器的伺服机构处于饱和状态时姿态控制系统的稳定裕度。     

联合技术公司的无人载荷运载新方案

联合技术航天设备公司提出了一种无人载荷运载器(UPC)方案,它用航天飞机的三台主发动机、两个固体火箭助推器推进。运载器和助推器都装在航天飞机外贮箱上,主发动机和电子设备装在运载器尾部。     

运载火箭发动机动力循环综述

对将来的空间运载系统来说,关键是要降低发射成本、提高运载器的可靠性和工作效率。对各种运载器的系统分析结果表明:采用总体结构和推进系统先进的单级入轨运载器能够达到这个目标。本文将介绍所有液体火箭发动机动力循环方式,接着针对各种循环类型的发动机进行运载器/推进系统组合分析,旨在确定将来的单级入轨运载器推进系统和与之相关的热力循环方式。现有的和已提出的具备完成单级入轨任务的发动机动力循环方案在此也做了阐述。     

真空羽流试验设备的负压液氮系统设计

真空羽流试验设备用于发动机真空羽流效应试验研究,同时兼顾卫星等热真空试验,对液氮系统有特殊要求。针对低至70 K液氮温度需求,设计一种全新的负压液氮系统,即利用液氮在负压下具有比常压液氮更低的饱和温度,来获得比常压液氮系统更低的液氮温度。该负压液氮系统主要由液氮输送子系统、常压过冷器子系统、负压抽气子系统、液氮泵子系统、热沉子系统及排放子系统组成,其中常压过冷器子系统和负压抽气子系统构成"负压过冷器",具有常压过冷器功能,供液温度可调,可为热沉提供70~77 K液氮制冷,满足发动机羽流及卫星热真空试验需求。     

基于综合电子的某型运载器电气系统方案设计

为降低全生命周期成本,提高航天运载器综合竞争力,提出了基于综合电子方案的某型运载器电气系统设计实现方法。首先对该运载器功能需求进行了分析,建立了基于综合电子的系统分布式集成逻辑架构,然后分别就系统任务规划与操作系统分区结构、基于时间触发以太网(TTE)的一体化机内外总线体制以及系统容错处理机制等关键技术及实现途径开展了分析论证。本方案提出的相关软、硬件设计方法有利于实现系统快速集成与系统内资源共享,同时为实现冗余容错控制、在线任务规划等功能提供了便利。     

天地往返运输系统的动力装置

本文在简要介绍未来运载器的基础上,着重描述了未来先进天地往返运输系统的关键技术——推进装置。文中根据未来运载器的总体方案发展设想,提出了今后推进领域内需要研制的各种发动机。     

液体火箭发动机现状与发展

本文概述了液体火箭发动机的发展现状,分析了世界航天运载器与液体火箭发动机发展趋势,提出了中国未来航天运载器和液体火箭发动机发展思路。指出发展航天应以带动高科技的发展和推动国民经济增长为目的,以近期需求与长远发展相结合,坚持自主研制开发为主、吸收国外先进技术为辅的发展原则。     

舵面-液压伺服机构连接刚度参数辨识

应用特征方程反问题的直接方法对舵面－液压伺服机构连接刚度参数进行了辨识。方法以动柔度矩阵特征方程为基础，通过界面位移求解界面内力，并由模态迭加法通过舵面上可测自由度振型，拟合扩充机构内部的不可测自由度振型，然后由界面位移和内力确定连接部位的刚度参数，对某导弹舵面－液压伺服机构建模，并辨识相应界面的连接参数，结果表明，该方法简便且精度高，为舵面－液压伺服机构的动力学建模和分析提供了有效方法。     

对现役和未来运载器的液体发动机研制的评价方法

按主要发动机和推进剂的参数,以及它们在运载器上的应用,叙述了现有各种供大型运载器用的液体发动机.讨论了在具体的发动机研究项目中的预研、早期的研制方式和发动机技术的成熟性,包括了取得的经验.对新型发动机,包括能支持下一代运载器的改进的和新构想的发动机,以技术为重点作了说明.介绍了为降低潜在的研制风险所需要的技术成熟程度和发展,以及在性能、可操作性、重复使用性、可靠性和生产性上预期能取得的收获.建立了技术上分等的方法,其中包括以效益函数表示的相对运输系统寿命周期费用(LCC).这一方法在确定初步但及时地对各种技术的费效比作等级评定是有用的.方法学采用了无量纲形式的常规费用估计比值(CER).引进新推进系统技术上取得的运输系统相对总效益,是从包括运载器操作和发射设施的主要运输系统各部分的递推和非递推费用中得出的.对某些高发射率的模型中的几种候选运输系统发动机方案及有关技术排出了高低等级.     

液体发动机喷注器盘小孔钻削微型机自适应控制

喷注器盘是液体发动机的一个关键零件,材料为不锈钢,在这个零件上需要加工许多成对相交的小孔,如图1为某型号发动机的喷注器盘,在不同半径的园周上就有直径为小0.9～2.6mm近千对小孔,每对孔轴线不相交度<0.05 mm,交汇点高度差H　 0.1mm。在不锈钢零件上钻小孔是十分困难的,现在     

双燃料单级入轨火箭的性能优化

在LOX/RP—1和LOX/LH2发动机并行使用的单级入轨火箭中,运用最优控制理论使得火箭性能达到最佳。出于简单性和本文只进行理论特性研究方面的理由,对火箭的运动分析没有考虑引力和气动力的影响,文中假定贮箱质量按推进剂总加注量比例计算。对于给定的有效载荷和速度增量来说,最优控制的目标是运载器总质量或干质量最小。分析结果给出了发动机混合比的最优值和烃发动机的最佳关机时间。结果证明:在起飞时,采用烃发动机可以使运载器系统干质量最小;然而,在总质量最小的情形下,运载器仅需要最高的速度增量。文中也考虑了发动机推力水平和质量大小对火箭性能的影响。     

中国现在需要自己的亚轨道载人飞船吗?(下)

从单级入轨可复用运载器到新空间运输战略计划 1994年8月，美国总统克林顿签署并颁布了新的国家空间运输政策，指定由美国航宇局(NASA)负责可复用运载器(RLV)的关键技术开发，目标是以火箭发动机为动力的单级入轨运载器。     

印度将自行研制低温发动机

在俄罗斯决定不向印度的空间研究机构提供有关的发动机技术之后,印度已决定自行开发低温液氢液氧火箭发动机技术,以用于它的静地轨道卫星运载器(GSLV)。这种运载器原定于1995年首次发射,但由于俄罗斯迫于美国的压力而中止了协议,它的首射时间将推迟到1998年。     

运载火箭伺服机构负载与空载特性间的转换传递函数

讨论了伺服机构负载特性与无发动机空载特性和有发动机空载特性间的转换关系。首先在理论上建立伺服机构的数学模型，根据工程需要对模型进行简化。在此基础上分析伺服机构负载、空载特性间的转换传递函数。根据实验数据对理论分析进行了验证。结果表明，伺服机构的负载、无发动机空载特性间的传递函数可用一个振荡环节代替；伺服机构负载、有发动机空载特性间的传递函数也可用一个较为复杂的二阶环节来代替。     

适应于RBCC运载器的轨迹优化建模研究

根据RBCC动力系统工作原理,分析了RBCC运载器上升段轨迹特点和设计矛盾。针对此类飞行器工作模态多、冲压模态约束条件复杂、传统优化模型无法求解其全局最优解的问题,以Radau伪谱法为基础,建立了基于混合积分变量的全程最优轨迹求解模型,并引入连接条件模型。该模型可以有效处理RBCC运载器多段飞行轨迹约束条件,克服了传统建模方法的不足。采用50km、Ma8运载任务算例校验优化模型,优化结果显示,所研究模型符合RBCC运载器工作特点和任务需要,可快速求解此类运载器上升段最优轨迹。     

运载器级间冷分离使用直接力姿控方法研究

侧向喷流直接力控制技术已在大气层外动能拦截器和大气层内防空导弹中得到成功应用.运载火箭作为跨大气层飞行器,可尝试采用该技术进行姿态、轨道控制.介绍了一种由侧向喷流发动机作为姿态控制执行机构的运载器,讨论了该运载器在级问冷分离过程中进行姿态控制的可能性,建立了运载器在大气层外飞行条件下的分离姿态动力学模型,并设计了滑模变结构姿态控制规律.仿真结果表明,所设计的级间分离姿态控制方法能降低上面级的初始姿态误差.     

液体火箭发动机构型方案的综合评价

以液体推进剂火箭发动机为研究对象,提出了一个发动机构型方案的定性与定量综合评价方法.文中建立了运载器助推发动机评价指标体系,阐述了如何确定评价指标值,给出了将定量分析计算与层次分析法结合确定加权因子的方法.最后利用建立的方法对5种发动机方案进行了评价.     

轨道ATK披露新火箭更多细节

正轨道ATK公司运载部门战略与业务发展总监斯坦迈耶5月24日在一次会议上说,该公司拟用来同太空探索技术公司和联合发射联盟公司争夺美国军方利润丰厚的发射合同的新运载火箭前两级将采用自行建造的固体火箭发动机,上面级则拟采用由蓝源公司提供的一种氢氧发动机。新火箭暂称"下一代运载器",将会为     

RBCC可重复使用运载器上升段轨迹优化设计

针对火箭基组合动力(RBCC)可重复使用运载器(RLV)轨迹多段、多控制变量、推力与飞行轨迹耦合,飞行轨迹设计困难的问题,提出了基于高斯伪光谱方法的数值优化求解模型和求解方法,并获得满足要求的上升段燃料最省轨迹。将该轨迹分为3部分,分别由引射火箭、亚燃冲压和超燃冲压发动机提供动力,以攻角和燃料秒流量为控制变量,根据轨迹任务和各模态发动机启动及工作条件建立优化模型、设定各段末端和路径约束,利用高斯伪谱法求解最优轨迹并利用特殊方法计算边界控制变量。通过与传统方法所得轨迹的对比表明,所建立的优化模型和方法可快速求解出RBCC运载器上升段最优轨迹,优化结果符合RBCC运载器工作特点。