国外临近空间高超声速飞行器推进技术发展综述

对国外临近空间高超声速飞行器推进技术进行了系统梳理,详细介绍了超燃冲压发动机、涡轮基组合循环(TBCC)发动机和火箭基组合循环(RBCC)发动机的发展状况、技术特点与挑战,并简单介绍了T/RBCC组合技术的发展.     

发动机技术的发展动向

航空宇宙推进技术覆盖的领域很广,包括吸气式推进(涡喷发动机、冲压发动机、复合发动机和脉冲爆震发动机)、化学火箭推进(液体火箭发动机、固体火箭发动机)和非化学火箭推进(电力推进、离子发动机、电弧/MPD推进、激光推进)等广阔范围.要归纳、展望航空宇宙推进技术全领域的发展动向是很困难的.本文以吸气式发动机为中心,介绍冲压发动机、超燃冲压发动机、预冷式涡喷发动机、脉冲爆震发动机、超小型燃气涡轮发动机和未来风扇发动机的研究开发现状与今后的发展动向.     

超燃冲压发动机推进的航天飞机载荷分析

超燃冲压发动机推进的航天飞机载荷分析引言航天飞机作为近地轨道（ＬＥＯ）的一种新型运输系统正在研究之中。航天飞机推进系统需要有以下几种发动机组成：一台空气涡轮冲压喷气发动机（ＡＴＲ），一台超燃冲压发动机和一台火箭发动机。在本文的研究中，对近地轨道为１０...     

涡轮/空气加力火箭——一种混合循环式推进系统

提出一种混合循环推进系统的新构想,该系统的涡喷发动机(或涡扇发动机)在飞行器起飞、加速和爬升时供给火箭发动机一部分压缩空气或全部氧化剂,同时这一系统的涡轮发动机提供部分推力。这种混合循环推进系统对火箭燃烧室压力变化的敏感度极小,性能优于涡喷发动机,而且能在飞行轨道任一预定点变换到纯火箭发动机的工作方式。     

火箭-吸气发动机组合推进装置在弹道式空间运输系统上的应用

本文对总质量为155Mg的1(1/2)级弹道式可回收垂直起飞空间运输系统因使用吸气式动力装置而可能增加的有效载荷进行了估算。该系统包括:作为1/2级加给130Mg结构的、可回收的涡轮-火箭-冲压组合发动机环和早期工业研究中所考虑的垂直起飞、垂直着陆的单级纯火箭运载器。高压、高循环火箭发动机有时与吸气式发动机并联使用,两种发动机均采用氢氧燃料。由于起飞质量一定和采用吸气式发动机,火箭的推力和燃烧时间,循环转换和级分离点以及100m高度上的入射角便成了主要变量。采用的是现代科学技术。弹道除加速度限制外,不受任何条件约束,所以可以采用最佳推进系统。文中给出了推进系统性能图、上升弹道和重量分配。占总质量7.8％的相对有效载荷是按吸气式发动机运载器确定的,该百分比与一次使用的二级火箭运载器相比显然是很高了。     

欧洲未来地球-轨道飞行器推进系统的研究

本文在简要评论欧洲正在发展的航天运输系统后,介绍了各种飞行器所需的几种可能的推进系统。重型运载火箭(HLLV)的大型火箭发动机及载人可重复使用飞行器的高性能吸气/火箭组合发动机可望在欧洲于下世纪应用。     

单级入轨运载器的双混合比氢氧发动机

本文讨论了火箭推进的单级入轨运载器的发动机要求,并确定了一种特性符合那些要求的双混合比氢/氧分级燃烧发动机方案。这种发动机在本世纪末之前可以投入使用。为了使国家航天委员会设想的航天活动得到发展,以及为了满足空军、战略防御倡仪组织和美航宇局的要求,向空间运送物质的费用必颁得到大幅度的减少(大约一个数量级)。航天运输体系结构研究组织已提出了一种低操作费用的重复使用系统以达到这个目标。完全重复使用的单级入轨运载器显得最有可能,但发动机要求的困难最大。一个单一的推进系统必须同时具有发射阶段的助推器特性和完成弹道末段飞行的上面级特性。人们总是提出采用双燃料火箭发动机,但这种发动机非常复杂,并且要求有很大的技术发展(燃气活门、独特的喷管构形、环状燃烧室、燃烧室压力达到5000磅/英寸~2等)。普拉特·惠特尼公司通过自筹资金研究,已确定了一种不太复杂的双混合比(12:1和6:1)的氢/氧分级燃烧循环发动机,在助推器工作段,它以燃烧室压力为4000磅/英寸~2、氧化剂/燃料=12的状态工作,然后过渡到燃烧室压力为2700磅/英寸~2、氧化剂/燃料=6.0的降低压力的高空工作状态。这种发动机采用了创新的涡轮泵组件、无叶片冷却式涡轮、双喷咀主喷注器和轻重量的双工况喷管。这种发动机的内部工作特性(泵出口压力、燃烧室热通量等)都不超出目前的技术范围。对单级入轨系统的初步研究表明,用这种发动机的运载器和用航天飞机主发动机推进的系统比较,其干重减少25%。这种发动机在材料或性能水平方面不需要任何突破技术,仅需要对创新的组件构形进行验证。     

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。     

国外可重复使用高超声速飞行器动力技术发展态势分析

介绍了国外组合循环推进技术的发展动态,分析了英国佩刀发动机的工程应用前景、美国2017年新启的涡轮基组合循环(TBCC)发动机项目的新特点。从组合循环推进系统关键组成单元的维度,揭示了大尺寸超燃冲压发动机的发展以及爆震发动机的突破将成为组合循环推进技术发展的重要保障。介绍了澳大利亚正在发展的基于可重复使用火箭和超燃冲压发动机的三级推进方案,并剖析了现有发展态势背后的国家发展战略影响因素。     

预冷却吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机发展简介

分析了吸气式涡轮冲压膨胀循环( ATREX)发动机模型和工作原理,介绍了其主要害》件的研究和发展情况,与常规发动机相比说明了其发展的优势,总结归纳了这种发动机技术特点和发展的关键技术。研究认为ATREX发动机采用液态氢预冷却方式,大大扩展了常规涡轮发动机的工作范围,可满足高速飞行器或两级入轨航空航天飞机第一级动力装置的要求。     

整体式火箭-冲压发动机/超音速燃烧冲压发动机的设计技术

本文提出了用于研究冲压发动机燃烧室的混合和燃烧特性以及冲压-火箭发动机,冲压火箭发动机特性的一维、二维计算法和水洞试验法。这些方法是结合发动机典型使用范围介绍的。计算结果给出了不同推进系统的性能特点。     

印度超燃冲压发动机技术取得突破

近日,印度空间研究组织(ISRO)成功地对本土设计研制的超燃冲压发动机(Scramjet)进行了7 s的地面点火试验,模拟了马赫数为6的飞行状况。这表明,印度在航天推进技术的发展上取得了重大突破。据报道,今后使用超燃冲压发动机的新型航天运载器,能够将卫星发射成本降低90%。目前,各国运载火箭使用的火箭发动机均使用自身携带的氧化剂,而超燃冲压发动机是从大气中获取氧,从而使得运载器更加轻便且速度更快。研发人员的目标是,使用超燃冲压发动机的运载器飞行速度应比现有的常规飞行器的飞行速度大大提高。实际上印度现有的航天运输系统非常昂贵,…     

未来高性能氢氧发动机动力循环系统方案选择

未来单级入轨(SSTO)和大有效载荷的航天运输任务将要求设计比推力达490秒的高效率的氢氧发动机。高比推力可以通过选择高室压(≥4000磅/英寸~2绝)和进一步增加喷管膨胀比达到。这样的性能和压力环境使得火箭发动机只能选择高压、分级燃烧循环和低损失的燃气发生器循环。分级燃烧循环通过组合件效率和降低中间附加压力损失技术,燃气发生器通过高性能的燃气发生器工作,这两者似乎都是未来可行的方案。氢氧发动机推力室、涡轮、泵和燃气发生器组合件都是以重量低、压力大、效率高及性能损失小作为设计目标的。本文主要研究不同的动力循环系统及其有关制约因素。     

航天运输系统对火箭发动机的需求

为推进中国航天推进事业的发展,从未来航天运输系统的任务需求出发,从大推力、高推质比、高比冲、泵后摆、可延伸喷管、推力调节、多次启动等7个方面提出对火箭发动机的发展方向和关健技术.最后根据中国航天运输系统的情况,对优先发展的技术进行了建议.     

导弹的动力装置

导弹既可用火箭推进,也可用空气喷气发动机推进。前者可用固体或液体推进剂(燃料加氧化剂),而后者基本上是涡轮喷气/涡轮风扇发动机,或是冲压发动机。此外还发展了种种混合推进系统,如冲压-火箭和固/液火箭发动机;目前它们用得还相当少,但在将来很可能普遍应用。     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

国外运载火箭可重复使用关键技术综述

运载器的可重复使用是未来航天运输系统的主要发展方向,具有重要的应用价值。可重复使用运载火箭能够有效降低发射成本,但也会遇到许多技术难题。针对Falcon 9火箭的研制情况,分析国外多级入轨可重复使用火箭发展历程,分析研究实现可重复使用运载火箭所需要解决的关键技术难题,为新型航天运输系统的发展提供参考。     

英国未来的SKYLON可重复使用运载器

SKYLON是英国20世纪90年代提出的一种采用涡轮火箭发动机为动力的水平起降、单级入轨运载器,其新颖的轻质结构设计是在吸取了HOTOL可重复使用运载器的经验教训基础上完成的.详述SKYLON的设计方案和采用的"佩刀"(SARBE)发动机方案.     

HARM 导弹吸气式推进系统研究

介绍了用空气涡轮冲压发动机（ＡＴＲ）替代ＨＡＲＭ导弹固体火箭发动机而提高性能的有关问题，包括改用ＡＴＲ推进系统的总体方案，合适的进气道与单转子涡轮机的设计等。改用ＡＴＲ的ＨＡＲＭ导弹，有效射程将有显著的提高。     

吸气式组合发动机初步方案氢供应调节系统概念研究

作为未来航天运输系统的动力装置，吸气式组合发动机需要一人特殊的氢供应及管理系统。该系统将发动机的冷却系统，涡轮泵工质的供给系统和燃料供应系统结合起来，省却了燃气发生器及其燃料供给系统，形成一个结构紧凑的系统。