印2009年进行可复用运载器亚轨试飞

印度空间研究组织（ISRO）维克拉姆·萨拉伯依航天中心科学家最近在布鲁塞尔举行的第二届欧洲航空航天科学大会上介绍了印可重复使用运载器验证机亚轨道试飞的一些情况。试飞将在2009年进行。验证机重1．4吨，长65米，翼展3．6米，与美X-37验证机相仿。它将由高11.5米、装药重9吨的固体火箭助推器发射，最大飞行高度67公里，飞行距离650公里，将在印度洋上溅落。     

发射消息

国际发射服务公司的宇宙神5运载火箭3月11日在卡纳维拉尔角发射了“国际移动卫星”4F1通信卫星。卫星被送入超地球同步转移轨道。此次发射使用的是洛马公司的宇宙神5/431型火箭,采用4米直径整流罩、3台固体火箭助推器和单发半人马座上面级。宇宙神5已发射5次,其中3次带固体助推     

中国

首届“勇创杯”大学生“微重力健康生活”大赛圆满落幕;嫦娥五号将于2017年前后择机发射;长七火箭助推器第二次动力系统试验成功;“中国航天日”启动设立程序     

猎鹰系列火箭总体设计特点

<正>通用芯级理念"猎鹰"9V1.1和"猎鹰"重型火箭使用的一级和助推器是基本相同的,而且二级与一级的贮箱直径都是3.6m,结构设计、材料与工艺都一致,差别仅在于长度不同。通用芯级理念在美国"渐进性一次性运载火箭EELV"项目研制的两种运载火箭——"德尔它"IV和"宇宙神"V、俄罗斯下一代运载火箭"安加拉"设计中,都得到应用。通用芯级可以简化火箭设计工作,简化贮箱和发动机的生产     

运载火箭助推器伞控回收方案及安全性分析

近年来民营航天公司在火箭回收技术上取得了巨大的突破和成功,受到了广泛关注,各国各种先进回收技术和方案也在验证中,我国也已加速开展回收方案论证和试验验证。提出了一种简单可靠、子系统成熟、成本低廉且具备快速搭载飞行试验演示验证条件的回收方案,该方案采取伞降减速、翼伞落点控制及支腿着陆防护的方式回收助推器,可以作为我国火箭回收工程实践的第一步,为后续回收技术研究和实践积累经验和数据。通过助推器分离仿真分析、再入过程气动计算及姿态仿真计算表明助推器回收方案不影响主飞行任务安全性,再入回收过程可控,具备工程实施的可行性。     

无喷管助推器药柱结构优化设计研究

为了得到无喷管助推器药柱设计的最优解,采用无喷管助推器一维非定常内弹道计算方法和粒子群模式搜索混合优化算法,构建了无喷管助推器药柱优化设计框架,优化框架中粒子群算法用于全局搜索,模式搜索算法用于局部搜索。对圆柱内孔装药无喷管助推器的药柱结构进行了优化设计,最大化总冲设计在不增大峰值压强的条件下总冲提升了5.4%,最小化峰值压强设计在总冲不降低的条件下峰值压强降低了33.8%,表明设计框架适用于无喷管助推器药柱优化设计过程,能够满足不同药柱设计的需求,混合优化算法的采用大大降低了优化设计代价。     

火箭助推器从芯级飞行器动态分离过程的数值模拟

利用弹簧近似和网格重构相结合的非结构动网格技术，耦合求解Euler方程及弹道方程，时间方向采用四步Runge-Kutta方法，空间方向采用改进Barth和Jespersen限制器的通量分裂方法，数值模拟火箭助推器从芯级飞行器动态分离动力学过程。首先，计算单独芯级飞行器流场，与实验数据相比，符合较好；其次，计算火箭助推器和芯级飞行器组合体流场，得到分离前状态和气动力特性；在此基础上，比较采用弹簧和火箭作为控制力的两种分离方案，研究两侧火箭助推器分离不同步、攻角、侧滑角等因素的影响。研究表明，弹簧分离初期火箭助推器位移和姿态主要取决于弹簧控制力，弹簧全部断裂后气动力的影响加快姿态发散，在给定的设计参数条件下，可以实现安全分离；火箭分离存在复杂的喷流干扰，喷流对助推器的包裹作用使得分离初期自由来流影响较小；另外，分离过程对芯级飞行器的气动干扰不容忽视。     

固液捆绑运载火箭主捆绑机构设计

结合新一代固液捆绑运载火箭的特点和需求,提出了一种新型固体助推器主传力点捆绑机构的轻量化设计方案。方案采用了静力学分析软件对该主捆绑机构开展结构布局优化、拓扑结构优化以及自适应对接设计及分析,实现300 mm径向空间下1 800 kN偏置集中力承载、均匀扩散功能和在70 t重载下轻便自适应对接等功能。通过仿真分析和试验验证,证明了该主捆绑机构满足承载扩散和对接要求。     

固体火箭作助推器的空天飞机方案设想

文章提出了一种固体火箭发动机作为助推级,二级并联配置的空天飞机方案设想。并针对7t有效载荷的设想,进行了总体性能估算;对固体火箭助推器进行了较详细的分析,证明方案是可行的。