未来航天推进系统的先进技术

NASA 工程探索系统包含有为未来的运载器提供技术的计划,该运载器以先进的化学和电推进火箭为动力。本文讨论该系统的化学推进和载货推进两部分,以及对这两部分的要求和目标。对已列入计划或正在进行的活动作了概述,并详细讨论了保障或进行探索活动的新进展。特别是对 NASA 的先进轨道转移器推进技术,作为探索系统中化学转移推进技术的先驱作了综述。     

航天运载器推进系统焊接自动化技术

针对目前人为因素对发动机工作可靠性的严重影响 ,以美国航天飞机和欧洲阿里安推进系统机器人焊接技术发展为背景 ,论述了推进系统焊接自动化的必要性 ;用商用机器人进行焊接自动化的必备条件 ;欧美航天运载器推进系统焊接自动化现状及我们实现航天推进系统焊接自动化的几点意见。     

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。     

重复使用运载器推进系统方案初探

本文概述国外重复使用运载器的发展概况,论述国内运载器的发展趋势,并对我国重复使用运载器推进系统的发展计划提出了几点看法。     

论我国重复使用运载器推进系统方案

根据美国NASA的X-33计划的终止、2002年SLI的改变等事实,论述我国重复使用运载器分步走的发展思路,探讨我国重复使用运载器推进系统方案,阐述了我国首先发展两级重复使用运载器的优势和推进系统的关键技术.     

RLV再入姿态双环滑模控制及舵喷混合配置

设计了一种基于滑模控制的可重复运载器（RLV）再入姿态控制方法。用内外两环滑模控制同时跟踪对角速度和角度;根据RLV再入姿态的动力面与反作用混合控制的特点,用优化控制选择配置算法将控制力矩指令配置为末端受动器的控制指令,分别由动力面与反作用致动器执行。仿真结果表明：由该法可获得高精度、鲁棒性和解耦的跟踪性能。     

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。     

侧喷流直接力控制的运载器姿态稳定问题研究

利用侧向喷流对小型固体运载器进行姿态稳定控制具有降低运载器成本和提高起飞质量的优点。研究具有开关型姿态控制发动机的运载器的姿态稳定问题。首先分析了系统的特点和控制器设计问题,建立了控制模型。然后应用描述函数对系统的非线性特性进行伪线性化,通过几何方法分析Nyquist图中系统线性部分与非线性部分描述函数的关系实现鲁棒极限环控制器,给出控制器形式和参数范围,最后针对时域、频域综合指标,运用精英非支配解排序遗传算法对控制器参数进行优化。仿真结果表明系统具有良好的动态、稳态性能,控制器具有很强的鲁棒性。
     

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.     

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。     

姿态控制混合仿真系统的设计

本文介绍用小型数字机、模拟机和实物构成仿真系统的原理和方法,该仿真系统的设计成功,解决了大型运载器姿态控制系统仿真试验中导引信号的闭合问题。     

可重复使用运载器的耐坠毁缓冲装置的设计优化

针对采用四腿式着陆支架的可重复使用运载器,提出一种油气-蜂窝两级缓冲的新型耐坠毁缓冲装置,常规油气缓冲器实现重复使用,危险工况下蜂窝缓冲器实现耐坠毁功能。建立了运载器着陆动力学模型,给出了运载器着陆的四种极限工况及铝蜂窝压溃载荷的求解方法,基于径向基(RBF)代理模型,采用多学科协同优化方法,对多工况下运载器两级缓冲装置设计参数进行了优化。结果表明,多学科协同优化方法有着较好的准确性,优化后运载器的最大过载和缓冲支柱载荷峰值均得到降低。最后,对比了单独油气缓冲器与两级耐坠毁缓冲装置下运载器的着陆响应,结果表明,使用两级耐坠毁缓冲装置在降低运载器最大着陆过载和缓冲支柱载荷峰值上有着较为明显的优势。     

美国未来运载器的推进系统

美国现有的空间运载器系列已为其军用、民用及商用任务服役了三十多年,但因它们操作困难、价格昂贵又缺乏改进投资而不能接受当今竞争的挑战。最近,发射服务市场又有了新的发射要求,即有效载荷大、费用低具有现代化运载器的设计。过去美国垄断了全世界的发射市场,但现在已降至25％,为改善竞争能力,要求改进制造工艺、采用先进技术和提高发射可靠性等三方面进行综合考虑以降低其成本。因此需要进一步改进运载系统。正如计划认定的NLS、STME等运载系统最关键的是推进技术。因此,本文从推进远景的角度着重讨论增强美国发射竞争力的几种可能解决途径。     

运载器通用测试数据库的设计

结合运载器测试数据的特点,采用ER图及关系模式对通用测试数据库的设计进行了较详细的分析,提出客户/服务器两层体系结构的数据库实现方案。在该系统中,服务器端采用SQL Server 2000,客户端采用C Builder5.0开发平台,客户端和服务器端的连接采用ODBC标准。该系统经某型号运载器试验验证,收到了良好的效果。     

欧洲未来的可重复使用运载器:FLTP(未来运载器技术计划)

阿丽安5型火箭的第二次和第三次鉴定飞行试验的成功是欧洲未来太空运输的一个重要里程碑;新型运载器和它的演变型将在后十年的航天发射市场占据领导角色.进一步的改进需要有突破性的设计概念变革;只有以部分或全部可重复使用性为基础,才可能降低成本:可以预计在2015年左右阿丽安5的后继型必定可重复使用.相应地,所需的几项新技术主要涉及气动热力学、先进结构和材料、可重复使用动力系统,健康诊断系统等.为此,ESA 已建议未来运载器技术计划(FLTP)的目标是:确认运载器可重复使用性的优势;鉴别、开发和评估新一代低成本运载器研制所需的技术;精心编制地面和飞行试验与验证大纲,要求在运载器研制阶段和进一步进行验证试验之前可达到足够的置信度;通过分析候选的运载器方案及技术研究项目的综合。为拟于2007年启动的下一代运载器的欧洲研究计划的项目决策提供依据.FLTP 的目的在于借助于三项中心工作解决以上问题:系统概念研究技术开发地面及飞行验证试验技术要求在对未来任何欧洲主要新型运载器研制作决定之前,第一阶段持续三年时间的一项两阶段研究计划将会获得对未来运载器系统构型、可行性和总体优势的清晰了解.     

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。     

采用固液混合推进系统的阿奎拉运载火箭

美国火箭公司研制的阿奎拉火箭是世界上第一种使用混合推进系统的航天运载器,能把1450kg的有效载荷送入低地轨道。这种火箭成本低,可靠性和入轨精度高,生产、处理和飞行安全。本文介绍了该火箭的特点、构造和性能,特别是混合推进系统的情况。     

单级入轨推进系统试验优化与分析

以单级入轨运载器干质量最小为目标，采用响应表面法对两种三组元推进系统部分设计参数进行了优化和分析。优化结果表明，对于单燃烧室三组元发动机，其第一工作模式液氢质量分数越低越好。对于双燃料双膨胀发动机，其内外燃烧室压力都不宜取得过高，且第一工作模式氢氧推力百分比越低越好。     

阿里安6火箭可如期首飞

正作为欧洲最大的运载厂家,空客赛峰运载公司正在加紧推进新一代阿里安6运载火箭的研制工作。将耗资数十亿美元的该项目6月份通过了一项重大设计评审,目前没有会放缓的迹象。公司首席执行官沙姆在接受采访时称,他对阿里安6火箭2020年底前首次试飞、2023年完全替代现役阿里安5火箭很有信心。与此同时,工程技术人员还正在评估未来如何把阿里安6改造成一种部分可重复使用的火箭,包括让第一级改用一种新的甲烷燃料发动机并利用一种助推器回收系统     

重复使用运载器原场返回方案与轨迹设计

针对重复使用运载器原场返回这一发展思路存在的诸多问题,提出一种在发动机二次点火方案下结合逆向积分的原场返回轨迹设计方法。该方法将原场返回分为轨迹回转段与再入返回段两部分进行设计。前者通过姿态调整、速度调整实现飞行方向朝向发射场;后者通过逆向积分设计再入返回轨迹,并进一步确定轨迹回转段的终端需求。仿真结果表明,该设计方法能够在满足约束条件下获得原场返回的完整飞行轨迹。