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。     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

下一代火箭发动机

本文审察了地球-轨道运载器的推进技术,介绍了向2000年航天技术发展委员会推荐的几种推进系统方案。2000年推进系统的特点必须是可靠的。可靠性将通过结构设计途径及合理的、成本效益高的研制和鉴定计划得到。为改进下一代航天运输推进系统,我们需要挑选几种最好的动力和性能循环系统及发动机方案。这些方案必须有严格要求,以期达到耐用的、可靠的、且有可能提供的推进系统。例如,采用推进剂或者非推进剂流体来做冷却剂和动力驱动的发动机方案,能够满足长寿命涡轮泵所需要的平稳、可控制的发动机启动和低涡轮温度等要求。所审察的方案有:液氧/液氢、液氧/液氢+烃、液氧/液氢+烃+铝的双膨胀发动机,单独的液氧/液氢和液氧/烃发动机及变混合比发动机。本文还介绍了可预见到的,风险度低、操作成本低的全重复使用的推进系统。     

中小型固体火箭发动机喷管扩张比寻优算法

为了寻求喷管最佳扩张比,以提高固体发动机总体性能,结合发动机设计理论和工程设计方法,借助数值计算和编程工具,提出了以固体发动机的冲质比为目标函数的喷管扩张比寻优算法,并建立相应的数学模型。结果表明该算法能快速获得最优解,使发动机冲质比达到最大。该算法合理可行,实用性好,完善了固体发动机设计方法,也为后续研究拓展了思路。     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

带有延伸喷管的固体火箭发动机展开过程的流场分析

文中通过AF方法求解二维轴对称N-S方程,对采用延伸喷管的固体火箭发动机级间展开过程地面单试的流场进行了数值分析.研究表明,展开过程中,流动情况较普通喷管更复杂,尾流作用在延伸锥上的气动力变化剧烈,其数值对展开机构的驱动力设计提供了依据.     

大面积比喷管侧向载荷流固耦合数值仿真

针对大面积比喷管在地面试车以及启动与关机过程中出现的侧向载荷,采用三维数值仿真方法进行分析。通过集成软件平台MpCCI,连接计算流体动力学软件FLUENT和有限元软件ABAQUS,对燃气流动与喷管结构运动变形进行了耦合计算。计算分析了喷管入口总压从3MPa增大到7MPa共五种条件下,各个阶段的侧向载荷及喷管结构参数随时间变化情况,分析发现此喷管将受到一定的侧向载荷作用,载荷方向随机分布。入口总压为4MPa时的侧向载荷峰值最大。分析也得出了这五种条件下较强的侧向载荷主要由激波转变和喷管出口部位的激波振荡两种不对称状态产生;侧向载荷的大小也与喷管入口总压有较大关系。采用流固耦合计算方法能体现喷管的结构变形从而更准确的反映喷管与燃气流相互影响的真实环境,为优化设计大面积比喷管提供了支撑。     

固定冲量的固体火箭运载器在轨道转移期间的制导、能量管理和控制

本文研究了高精度导引固体火箭发动机(SRM)轨道运载器的技术和方法。该固体火箭发动机没有推力终止功能。能量管理技术与闭路制导、反作用控制系统(RCS)及固体发动机推力矢量控制相结合,就能使固体火箭发动机所达到的轨道精度与具有推力终止和重新启动能力的液体火箭发动机所达到的轨道精度相媲美。以波音公司研制的过渡顶级同步卫星运载器作为具体的例子,来说明本研究中给出的制导和控制方案。该过渡顶级由若干个子运载器组成,用来将航天飞机的有效载荷投送到预定的地球轨道和行星轨道上去。