单级入轨飞行器水平发射的优势

建立了可用于描述单级入轨飞行任务的动力学模型.选取了一种升力体外形的单级入轨飞行器作为算例,对水平发射的优势进行了论证.结合英国HOTOL的起飞参数对算例的水平发射过程进行了仿真,验证了地面助推发射对减少起飞段推进剂消耗的贡献.简要回顾并分析了美国X-33计划曾面临的技术困难,对算例在不同发射方式下所获得的入轨质量及其组成进行了比较,表明了降低起飞推重比对提高单级入轨飞行器运载效率的重要意义.选择相同的起飞参数,对采用不同发射方式时算例的飞行过程进行了对比.结果表明,水平起飞飞行器由于能够更好地利用其自身的升力体效应,在大气层内消耗的推进剂较垂直发射时少.     

论单级入轨火箭运载器的发展途径

文中简单回顾了单级入轨运载器的发展历史，指出垂直发射单级入轨火箭运载器存在严重的缺点是，运载效率低下，技术途径充满风险。论证了水平发射单级入轨火箭运载器的可行性。认为水平发射是提高单级入轨火箭运载器运载效率的重要途径，亦是在技术上比较容易实现的技术途径。     

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。     

空间站天地往返运输系统初探

主要讨论了作为空间站大系统的一个重要分系统－－天地往返运输系统的发展思路，提出了习般－－两级入轨飞行器－－单级入轨飞行器的发展途径，最后提出了相应各阶段的关键技术和建议。     

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。     

近地轨道空间运载火箭的各种先进烃类火箭发动机比较

航天飞机开创了近地轨道空间运输的新纪元。当前正在研究和评定更先进的空间运载火箭所需的技术要求。崭新的运载火箭和航天飞机衍生的运载火箭都能从先进烃类发动机得到好处,一些方案已经做过研究。本文对某些采用烃类发动机的单级入轨运载火箭进行了比较。结果表明,丙烷分级燃烧的发动机最适合用于单级入轨运载火箭。文中还介绍了采用先进的发动机材料的潜在效果。     

从专利看美国电磁发射技术发展

电磁发射技术具有可控性好、发射范围宽、快速反应能力强、安全可靠性高、能量利用率高、体积小、质量轻、可重复使用、便于维护、使用成本低、摩擦小、无污染等特点。与传统的发射方式相比,采用电磁发射可使高超声速飞行器单级入轨成为可能,同时有效降低宽速域飞行器气动外形设计难度,降低组合动力的研制风险和飞行器推阻匹配设计的难度。对美国军方电磁发射装置的承包商海军实验室、BAE公司、通用原子公司等机构电磁发射技术相关专利进行了探析,透过专利分析了解了美国在电磁发射领域的发展历程,将专利与公开产品对比,解读了产品原理和关键技术方案。     

国外磁流动力学能量旁路超燃冲压发动机发展概况--一种新型高速冲压发动机

大约在1997年前美国NASA开始了一项高重复使用的空间运输(ASRT)计划, 其目的是研究如何降低飞行器的价格, 目标是(100～200)美元/磅.在此之前美国早已开始执行单级入轨(SSTO)计划, 为此美一科学小组提出采用磁流体动力学(MHD)强化联合循环的方案.     

采用组合推进模式的单级入轨运载器有效载荷比

本文概述了单级入轨运载器在采用单推进模式和组合推进模式情况下有效载荷和速度增量之间的关系。给出了性能比较和不同工况下的一些情况。     

氢浆的应用技术

空天飞机(NASP)是水平起飞、着陆的单级入轨飞行器。由于氢具有高热值和高冷却能力,而被选作为燃料,但它的低密度性导致飞机体积庞大。与之相比,氢浆提高了密度和热沉,显著地减小了飞机的体积和重量。本文概要介绍了氢浆在生产、贮存、稠化、输送、抽吸、增压、热力声频振荡、测量等方面的技术问题以及迄今的研究成果。     

重型运载火箭及其应用探讨

提出中国重型运载火箭发展原则,根据这些原则,进行重型运载火箭构型分析,初步确定了火箭的直径以及发动机的推力量级,形成了基于大推力液氧煤油发动机和基于大推力固体助推器的两种重型运载火箭总体技术方案,并对重型运载火箭的关键技术进行了梳理.结合重型运载火箭的特点对未来的潜在应用需求进行了分析,结果表明重型运载火箭对于提升中国...     

基于线性引力场的运载火箭弹道设计研究

为了解决运载火箭末级小推重比情况下最优弹道设计的问题,达到火箭入轨速度损失更小、消耗推进剂更少的目的,采用更加准确的线性引力场模型,通过简化偏航程序角和协态变量,将真空飞行段最优推力方向转换为含有5个约束条件的两点边值问题进行求解,进而通过积分运动方程得出最优弹道.此外,结合运载火箭飞行的特点对迭代初值进行了研究,提出...     

车载冷发射刚柔耦合动力学建模与仿真

为了分析大跨度柔性车架和起竖托架对车载冷发射系统动态响应的影响,满足快速化和精确化仿真的需要,针对车载冷发射系统典型结构和弹射物理过程,基于笛卡尔坐标方法描述体的运动,以适应发射车约束复杂的特点。采用浮动坐标系方法描述柔性体的变形,通过模态综合法缩减系统的自由度数,并提出采用赫兹接触模型模拟弹重的释放过程,最终建立了车载冷发射系统刚柔耦合动力学快速仿真模型。分别基于弹射模拟试验系统和实装系统对仿真模型进行了试验验证和仿真验证,并进行了车载冷发射刚柔耦合动力学响应分析。结果表明：提出的刚柔耦合仿真模型能够快速有效地分析车载冷发射弹射过程的动态响应特性,满足工程设计的需要;柔性车架模型比刚性车架模型更合理,而且弹射过程发射管口x向相图的奇异点为稳定焦点,说明车载冷发射系统能够恢复到稳定平衡状态。     

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     

重复使用运载器气动性能CFD研究

应用CFD方法研究了两级重复使用运载器上升段和轨道器再入段的气动性能.结果表明:轨道器升阻性能、纵向静稳定性能、横向静稳定性能及亚、跨声速段航向静稳定性能均满足气动总体设计基本要求,其它性能有待改进;运载器上升段气动性能与一般运载火箭类似,只是升阻比偏高,使用摆动喷管后可以保证纵向和横向稳定性.     

陆军多管火箭武器的发展与思考

论述了陆军多管火箭武器的发展进程,重点介绍其在第二次世界大战以来所走过的增大射程、提高射击密集度和实现制导化3个主要发展阶段。归纳总结了陆军多管火箭武器在发展过程中形成的多联装发射平台、弹体采用旋转体制、大长径比、短时大推力发动机和曲射弹道、静稳定设计等特点,分析上述特点对其制导化发展中带来的优势和挑战,提出陆军多管火管武器未来发展中应重点关注和解决的若干问题：旋转弹捷联惯性导航、动态稳定性理论、弹道规划与控制方法、大推力比长工作时间的先进动力、单线制发射控制技术等。     

某型导弹发射车射手位人-机-环境系统评价方法

文中以导弹发射车人-机-环境系统评价方法需求为牵引,针对导弹发射车人机结合紧密的特点,把人与导弹发射车作为一个整体加以综合分析和研究.运用模糊层次分析法完成对影响人机工效因素的指标权重计算,在此基础上对客观指标与主观指标分别通过试验数据、仿真数据、测量结果及专家评分的方法完成初始数据获取,结合白化权函数完成工效指标的评定,最终实现对导弹发射车射手位人-机-环境系统设计结果的科学评价.     

运载器姿态控制重构研究

运载器发动机推力下降故障模式较为常见,对于典型的非致命故障采取姿态重构控制技术往往可以挽救一发飞行任务。随着计算机软件与硬件技术水平的提升,控制重构技术具有重大的意义。在此,开展了运载器故障动力学建模研究,提出了运载器重构控制技术方案。介绍了一种姿态重构控制技术研究成果,包括控制律设计与控制重分配方法,并针对所提出的姿态重构方法开展了仿真验证,结果表明姿态重构技术在发动机推力故障下仍可保证运载器良好的姿控性能与稳定能力。最后展望了智能控制技术发展前景。     

利用整流罩抛离信息的火箭二级飞行参数辨识

运载火箭二级飞行段主机推力、游机推力、综合比冲、质量流量、火箭二级飞行初始质量参数间存在交联关系,不能同时进行辨识.采用四步骤辨识方法,以整流罩抛离激励时刻为分界点分别使用输出误差法,利用抛罩产生的火箭质量突变信息求解出推进剂质量流量,进而得到其它参数.仿真结果验证了方法的有效性.