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.     

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。     

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。     

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。     

单级入轨火箭设计

美国空军在80年代就开始进行单级入轨(SSTO)火箭的研究,研究结果表明,单级设计方案是安全、经济的。单级入轨火箭主要沿用了飞机式的结构和操作。     

两级入轨完全重复使用运载火箭的方案分析与轨道仿真计算

运载火箭实现重复使用是未来运载火箭的发展趋势之一,本文首先简单地介绍了肖妆国外重使用技术的发展状况,然后根据我国的国情提出了一种两级入轨可一重复使用方法,接着对该方案的返回轨道特性进行了研究,通过分析仿真计算结果,论证了火箭全部回收的可行性,最后提出了谷进一步深入研究此方案所需做的关键技术研究工作。     

发射车支腿反力及稳定性计算

本文对火箭发射车在前后轮组仍受一定支撑力和车架刚度对支腿反力和稳定性影响的情况下，导出了发射车在起竖和发射工况下，支腿反力和稳定性的计算公式。     

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。     

CZ－2E发射台强度与刚度计算的一种简易方法

文章阐述了我国最新研制的ＣＺ－２Ｅ捆绑式运载火箭发射台强度与刚度计算的一种简便方法。概述了把一个具有５４次静不定的系统简化为两次相当系统的过程。其计算结果与发射台出厂应力测试试验结果比较相当一致。这表明对于象ＣＺ－２Ｅ发射台，其外形规则的结构，利用解析计算法计算是完全可行的。这种计算方法较之以电子计算机为依附的有限元法，所花费人力、物力和时间，不到后者的１０％，而两者所获效果是基本一样的。     

氢氧火箭发动机预燃室喷注器特性研究

为发展高性能分级燃烧氢氧火箭发动机技术，对４种预燃室单元喷注器进行了理论和试验研究。利用相位多普勒粒度仪研究了气／液喷嘴压降比、液体流量及反压对不同结构形式喷嘴的喷雾特性的影响，通过理论计算和燃烧试验，揭示了不同单元喷注器之间的性能、燃气温度分布、燃烧稳定性和点火性能差异。     

运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术

为防止卫星与运载火箭分离后,运载火箭末级长期在轨飞行产生空间碎片,研究了运载火箭末级主动离轨弹道优化设计技术。基于对椭圆轨道任务离轨时运载火箭末级最佳点火姿态的优化设计,该技术能够有效降低末级残骸飞行轨道近地点高度,减少末级残骸在轨寿命。     

基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计

对于运载火箭发射探月返回飞行试验器任务,火箭末级会跟随试验器再入返回地球,因其再入速度快、落区散布范围广,存在严重的安全隐患.为解决末级再入带来的安全性问题,提出基于末级钝化推力变轨的月球借力轨道设计方法,使末级进入绕地月飞行的大椭圆轨道.利用钝化推力实现月球引力辅助变轨,进而达到优化绕地月飞行轨道近地点高度的目的.     

地面综合防空对中低轨道预警卫星的需求应用分析

首先阐述了现代信息化条件下地面综合防空面临的空中威胁．进而引出天基卫星预警系统在防空作战中的作用；接着对天基卫星预警系统中中低轨道预警卫星的探测区域和探测方式等技术进行了分析；最后就地面综合防空对中低轨道预警卫星的应用需求这一问题．按照技术发展趋势分三个阶段进行了的讨论。     

小型运载火箭的中兴及长征一号丁新火箭

总结４０年来小型运载火箭系统的兴衰及近年走向中兴的历史经验，论述属于高技术产品的窨运输系统，同样要遵循所有运输系统的普遍规律－－依照所运输贷物的大小和特点，合理配置大、中、小型火箭、不可 中任何一种。同时介绍中国新的长征一号相（ＣＺ－１Ｄ）小型运输火箭的总体方案、主要系统、参数及运载能力。