以火箭-冲压发动机为动力的单级入轨运载器的性能分析

本文分析了以火箭和火箭-冲压发动机为动力的垂直或水平起飞、水平降落、有翼单级入轨运载器的几种设计方案,并对这几种方案的性能和成本做了比较。为此,将原来的有效载荷和使用要求与航天飞机相似的液氢液氧火箭运载器做了一些改动,以便与氢燃料冲压发动机相配合。使用吸气式发动机使燃料消耗量明显地减小,但是重量却增加了,因为增加了冲压发动机,同时为了承受更大的气动载荷和热载荷,一些结构也需要加强。分析结果表明,在起飞重量相同的条件下,使用吸气式发动机的飞行器,整个系统的成本要比火箭系统高百分之十九。但是,由于有效载荷增加,使用吸气式发动机其单位运输成本仍然低于火箭系统。     

高函道比涡轮风扇发动机在二级空间运载系统上的应用

为了满足空间运载系统加速度的要求,选择火箭推进是合算的。然而,运行实用要求提出使用吸气式推进系统。考虑到研制和运行的成本,进一步提出,第一级(或称运载器)采用高函道比的涡轮风扇发动机和高展弦比机翼的亚音速配置:轨道器采用火箭推进系统。最后,鉴于研制成本需分期偿还,于是又提出小的有效载荷和频繁飞行,以使每千克有效载荷的总成本降到最低限度。虽然小的系统不如大的系统有效,但性能分析表明,由Transpace公司现在设计的商用二级空间运载器,有足够的有效载荷。此外,对高吨位环境条件下未来有效载荷潜在的特性分析后得出结论认为,小的有效载荷(即5～10吨)是令人满意的。而先进技术预示大的有效载荷能降低每千克有效载荷的成本。     

航空航天发动机及运载器的技术现状及发展概况

推进技术是发展航天事业的基础。航空航天运载器的运载方式及其能力,取决于他们所依赖的推进技术。文中简要介绍了航空航天用的各种发动机,包括现代大型液体火箭发动机、吸气式发动机、及吸气+火箭组合发动机,不同运载方式的运载器,包括单级入轨SSTO及双级入轨TSTO运载器,并对他们进行简略评述及技术排队。     

多次使用运载器选择方案的比较评价

本文根据性能、费用、技术状态和风险性等方面的要求,对几种多次使用的地球-轨道运载器选择方案进行了比较。所考虑的几种方案包括单级和二级运载器,并且在二级运载器的第一级中采用火箭或吸气式推进系统。技术不足用技术不足费用因数表示,它直接用于估算运载器的寿命周期费用。     

应急轨道飞行器动力装置的方案选择

适应未来多种任务需要的飞行器,必定是在指挥决策下达后几分钟之内就进入轨道。这样的应急轨道飞行器,在动力要求上可能与为常规运输设计的飞行器有些不同,但是,应急轨道飞行器的研究,还应当在过去动力评价研究基础上去进行。本文研究的吸气式推进系统,包括复合、吸气涡轮火箭和超音速燃烧冲压发动机在内的吸气式发动机,其中的火箭又包括双燃料和只用碳氢化合物的火箭。从评价结果中得出的一种意见认为,用超音速多级组合的水平起飞吸气式喷气发动机系统,比火箭发动机系统的发展费用高。主要原因是吸气式喷气发动机的研制费用太高;另一种意见认为,只用碳氢化合物的火箭发动机垂直起飞系统可能是行得通的,不再采用液氢燃料,可能是值得应急轨道飞行器采用的。     

STAR-RAKER一种以吸气式发动机/火箭发动机为动力的水平起飞三角翼单级入轨运输系统

Star-Raker是一种多用途空间运输系统,这种系统不需要昂贵的发射设备、运载器总装大楼和一次性使用的助推火箭。它是一种能够从任何具有制冷设备的大型机场起飞,携带100t载荷进入556km轨道,使用多循环吸气推进系统,轻重量的运载系统。它有助于满足对未来地球空间运输系统使用机动性的要求,并起到关键作用。     

优先考虑的运载器方案比较与评估

本文根据性能、寿命周期成本、技术要求和风险对优先考虑的几种小型载荷运载器候选方案作了比较。这些候选方案包括单级和两级运载器。后者第一级还考虑了采用火箭发动机和吸气式发动机这两种情况。研究结果表明,就给定的有效载荷重量而言,各种候选方案在起飞重量方面的差异不大。但在结构干重方面的差异却很大,最大可相差2倍。在寿命周期成本方面的差异较小,但在研究、设计、试验和评定成本方面的差异可达40%。然而,一般来说,研究、设计、试验和评定成本为最高的运载器,其返场修整费用较小。作者所考虑的各种候选方案都可以认为是高风险的研制计划。它们不受可以实现的期限(近期、中期或远期)的影响。本文还介绍了各种候选方案都需要的某些共同技术。这些技术包括结构、热防护系统、故障自动识别、维修和检测系统以及自主飞行操作所需要的飞行器电子设备。     

美航宇局重新考虑第二代航天飞机

美航宇局已提出,继航天飞机之后的下一代航天运载器将由现有的航天飞机技术衍生,而不是研制一种象原来设想的垂直起飞单级入轨的空天飞机。重新考虑的第二代航天飞机系统将使用目前的低温液体和烃火箭发动机技术。它的第一级是不载人的助推级,助推级在释放一个载有2～5个宇航员     

未来空间飞行系统用的积木式液体推进系统方案

作为积木式推进系统中心部件的标准推进组件一直在研制中,以它为基础可以研制出多种多样(有效载荷尺寸和重量不同,轨道高度不同)性能最佳的一级半和两级半运载火箭结构方案。采用这种标准推进组件方案将大大地缩短新的运载火箭的研制时间,并大大地降低研制成本。这种标准推进组件能配置七台航天飞机轨道器用的主发动机和直径为331英寸(8.407米)的外贮箱。本文讨论了采用这种积木式结构的三种运载火箭结构方案。它们具有以航天飞机系统固体火箭助推的各种运载火箭的运载能力,对于300海里(555.9公里)园轨道,运载能力为200000磅(90.6吨)～500000磅(226.5吨)。通过这三种结构方案具体地说明了这种标准推进组件如何以发动机结构对称和不对称配置方式被应用于驮式、串联式、以及驮-串联组合式的运载火箭结构方案中。这种标准推进组件方案还可以用于其它直径和以烃类为燃料的液体助推火箭,甚至可以用于未来的可回收的助推火箭。     

航天运输用高超音速吸气式推进系统

简述了先进航天运输系统用高超音速吸气式推进系统,对研究的每一种推进系统,都给出了它们的构型、循环图及简短的应用评估.为提高说明效果,将推进系统分为4大类:涡轮冲压发动机、涡轮火箭发动机,火箭冲压发动机和涡轮冲压火箭发动机。基于其循环图和工作特性,试图找到适用于单级入轨和两级入轨航天运输系统的最好的发动机.     

带吸气式发动机可重复使用的两级入轨运载器的方案研究

叙述了日本不载人两级入轨运载器的方案研究。它的第一级是多次使用的，带有机翼，并以吸气式发动机作为推进系统。第二级是一次性使用的，以火箭发动机为动力。第二级与第一级的下部固连。假定将２ｔ有载荷送入３００ｋｍ的圆形轨道。有一套合适的发射，着陆和应急着陆设施及场地。相应的飞行轨迹包括应急着陆的轨迹。日本地理条件优越，四周为海域，并向东方方向延伸。此外，还提及级间分离方法。     

桑格尔——完全重复使用的有翼运载器

本文对水平和垂直起飞的有翼运载器作了比较。对于水平起飞的运载器研究了采用不同类型起落架和不同起飞速度的情况。起飞前的加速方式对单级入轨的运载器是起支配作用的因素,但对两级入轨的运载器就不怎么重要。这个结论对于不同的起飞速度和起落架类型部是适用的。在所有单级入轨的运载器方案中,对垂直和水平起飞这两种方案的运载能力进行了比较,在几乎所有范围内,垂直起飞方案的运载能力要大。但有两种例外情况,这就是起飞速度为0.6马赫数和起飞重量较小的方案以及滑撬助推运载器某一特定范围的方案。对于两级入轨的运载器,水平和垂直起飞的运载能力并没有多大区别。本文最后对运载能力达20吨的不同运载器方案(单级入轨方案和桑格尔方案)进行了比较。结果表明,桑格尔两级入轨方案的性能要好,研制风险较低。     

西欧正在研制ISTRA推进的弹道式空间运输系统

由于向空间发射有效载荷的需求日益增加,最近西欧就重复使用的空间运输系统作为“阿里安娜”运载火箭的后继型号问题重新进行了讨论。本文所介绍的空间运输系统方案是斯图加特大学理论研究的成果,是由一种1(1/2)级以氢作推进剂的冲压发动机和火箭组合发动机(液氢和液氧为推进剂)推进的,可重复使用、垂直起落的弹道式空间运输系统。文中将本方案的结果与欧洲近期设计的其它方案作了比较,得出的基本参数为:起飞质量为155Mg时发射到低轨道的有效载荷为15.4Mg,有效载荷与起飞重量比约为10％,比二级运载火箭方案节省56％的推进剂和44％的干质量(结构加发动机)。     

欧洲未来的航天运输系统

ESA(欧洲航天局)根据1990年后可能的任务和有效载荷要求,确定了在AR-4(阿里安4)之后的欧洲一些未来运载器选择方案。这些方案是:(1)与AR-4部件组合的运载器,(2)一次性使用的AR-5运载器,(3)具有可重复使用第二级的AR,(4)新型一次性使用的低温运载器,(5)可完全重复使用的运载器。每种运载器的低地球轨道有效载荷质量都在10至16Mg之间。对于最重要的地球同步通讯卫星这类任务(2.5至4.5Mg)来说,已分别对其发送和入轨系统作了分析,包括费用和费效分析。在经济性和方案方面同美国和其他国家九十年代的发射系统作了分析对比,其结论是,只有可完全重复使用的运载器才能满足一切任务和有效载荷的要求;并且,只有这样的运载器才能从根本上降低发射费用。对欧洲的运载器技术概况和未来航天运输领域的活动计划作了结论性研究。作为本研究的一部分,还建立了运载器的研究、制造和使用费用模型。     

用于可重复使用运载器的带空气液化和浓集系统的推进装置

给出了一种低速飞行时使用空气－涡轮－火箭发动机、高速飞行时使用火箭发动机加速、且二者都以液氢为燃料的完全可重复使用、水平起降、从地球发射入轨的运载器方案。用液体空气循环为涡轮－火箭发动机提供氧化剂。当涡轮－火箭发动机以Ｍａ＝２～５或６在大气中飞行时，可收集、分离和贮存纯液氧，为后继火箭发动机提供９０％的氧化剂。这样可使起飞重量和所需推力大大减小。在收集空气末段降低轨道高度，可减小翼面积，从而增大载荷。用现代材料（如石墨聚合物）直接取代铝或铝锂合金是达到单级入轨运载器结构重量目标的关键因素。采用“驾波器”气动力构型，也是一项很有希望减轻运载器重量的措施。     

H-Ⅱ火箭的研制

H-Ⅱ火箭的研制计划在1985年就开始了,目前正在开展技术阶段的模样试验。H-Ⅱ火箭是为满足90年代宇航活动的需要而研制一种新型的一次性使用的运载火箭,它的地球同步轨道(GEO)运载能力为2吨。考虑到它的高性能和研制H-Ⅰ火箭第二级过程中所积累的低温推进系统的技术经验(H-Ⅰ火箭在1986年8月第1次发射成功),经过比较研究已为H-Ⅱ火箭第一级选定了装有分级燃烧循环单台主发动机(LE-7)的液氧/液氢推进系统。H-Ⅱ火箭第二级推进系统采用改进的H-Ⅰ火箭第二级(增加贮箱容量和提高发动机推力)。本文概述了H-Ⅱ火箭一、二级推进系统的研制情况和包括H-Ⅰ火箭第二级推进系统在研制中所遇到的技术问题。     

内舱式空射运载火箭抛出后的伞降运动分析

文中讨论了运载火箭内舱式空中发射方案,既由大型载机平台把运载器拖到一万米的高空,在指定位置将运载器从机舱内水平抛出,当运载器与地面接近垂直时,降落伞运载器分离,发动机点火,将有效载荷送入轨道.文中主要计算了运载器在点火以前,运载器及降落伞系统(物伞系统)从发射平台抛出后的运动轨迹及姿态.通过仿真结果分析最佳的发射时间及姿态,以及各个参数对系统的影响.     

俄罗斯开发使用3种燃料成分的火箭发动机

9月28日，俄罗斯动力机械科学生产联合体总裁卡托尔金向媒体介绍说，该联合体正在开发使用3种燃料成分的新型火箭发动机。新火箭发动机高5m，直径为2．3m，除了使用传统火箭发动机所使用的煤油和氧外，还将使用氢燃料。新发动机推力的比冲有很大提高，可以用于运载火箭的第1级和第2级，以提高火箭的运载能力，降低向太空或轨道发送有效载荷的发射成本。这种新火箭发动机具有很好的发展前景，将来能够被广泛应用于运载火箭。     

吸气式火箭发动机的研究(1)——亚音速状态圆筒形二次燃烧室的压力分布与燃烧性能

1.前言目前探索宇宙所用的推进发动机,几乎完全是火箭发动机。经过多年的研究试制,虽然其性能在不断提高,但是要想大幅度提高其性能是不可能的。另外,火箭发动机工作所需要的氧化剂必须全部自带,因此发射时的大部分重量是推进剂,而且其中的70％是氧化剂。所以,为了取代火箭发动机,目前正在研究利用大气层中空气的吸气式发动机或者用它与火箭发动机相组合的发动机。这种发动机的有效载荷与纯火箭系统相比,共性能可以得到很大的     

欧洲首次试验FLPP计划的分级燃烧发动机

将用于欧空局"未来运载器准备计划"(FLPP)中的分级燃烧火箭发动机缩比验证机在德国进行了首次点火试车。欧洲目前使用的火箭主发动机是火神发动机,用于阿里安5火箭,但由于其在设计上已经接近极限,因此研制一种新型低温主发动机是欧洲下一代运载器计划的研制重点,而采取的循环方式以及推进剂的选择对于液体火箭的性能具有重大影响。就循环方式而言,目前主要有开环和闭环2种循环形式,