RBCC引射性能对飞行器入轨运载特性影响分析

为给火箭基组合循环动力系统(RBCC)引射技术研究提供参考,在性能指标和技术可实现性上实现平衡,对不同引射模态性能下的飞行器两级入轨运载特性变化规律进行了研究。设计两级入轨飞行器构型,并给出飞行剖面,对其180 km近地轨道入轨运载特性进行计算。研究表明:在动力系统性能均取基准值时,150 t级飞行器赤道平面入轨时可以将4.409 t有效载荷送入180 km近地轨道;有效载荷随引射模态比冲或推力的增加均会提高;考虑到引射模态比冲的可实现性及有效载荷对其敏感性,引射模态比冲并非越大越好,存在合理的取值范围,对于RBCC火箭发动机的两级入轨飞行器来说,合理有效的比冲取值范围在300~400 s之间;在一定范围内提高引射模态推力是更为合理的选择,当推力高于一定值后,推力提高带来的有效载荷增益越来越小。

地面辅助发射RBCC动力单级入轨飞行器参数敏感性分析

火箭冲压组合发动机(RBCC)是火箭发动机与冲压发动机的有机融合,可有效拓展飞行器的速域和空域包线,是未来单级入轨飞行器动力的重要技术途径之一。针对当前RBCC动力单级入轨飞行器存在的结构系数低和投送效率低的问题,提出一种基于新型地面辅助发射的RBCC动力单级入轨飞行器,对该飞行器开展了上升段轨迹设计,并对其主要敏感参数的影响进行了仿真对比分析,结果显示:地面辅助发射可有效规避RBCC发动机低速段引射模态比冲低的问题,并提升单级入轨飞行器的投送效率;起飞弹道倾角、爬升等动压值对单级入轨飞行器的投送效率影响较小,而阻力影响较大;在吸气式模态工作范围,单级入轨飞行器可通过倾侧飞行实现大范围的横向机动,有效拓宽发射窗口。

TSTO并联分离激波/边界层干扰流动特性分析

针对两级入轨飞行器的缩比模型,通过试验与数值模拟相结合的方式,在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究,详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明:试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态,在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态,因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合,而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致;激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构,强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开,轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射,强度依次递减;同时,干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点;层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层,同时开放特征更为显著。

基于PSP/TSP测量的TSTO标模级间分离气动干扰特性试验分析

两级入轨空天飞行器(TSTO)并联级间分离存在复杂的气动干扰现象,理解气动干扰特性对分离安全性设计和评估具有重要意义。本文在Φ0.5 m高超声速风洞中开展了基于压敏漆(PSP)与温敏漆(TSP)试验技术的级间气动干扰特性研究,解决了有遮挡条件下的压敏漆与温敏漆测量难题,获得了马赫数6条件下不同级间距的高分辨率大面积连续压力和温度分布特性。研究表明:轨道级头部激波直接入射至助推级壁面,与边界层相互干扰,诱导流动分离;入射激波与分离激波在级间区域会产生多次反射,形成三维复杂波系结构;随着分离距离增大,级间流场呈现从缝隙流到小通道流再到大通道流的流动特征,级间高压高温干扰区则呈现从前往后移动且峰值减弱的特点,这也是改变两级气动力/力矩特性、影响分离过程中两级位姿变化的主要因素。

基于二次点火的飞行器横向转移入轨弹道设计

为了解决航天器发射过程因发射场地的地理位置约束造成的入轨夹角问题,基于火箭上面级二次点火,对航天器横向转移零速度偏差入轨弹道进行了设计。对二次点火和变射面横向转移弹道进行了研究,根据横向转移弹道特点,为简化控制程序,分时序对火箭二级非连续点火纵横向飞行程序进行了设计;并分析横向转移入轨弹道各项约束条件,建立弹道优化模型。根据弹道设计模型,以某两级液体燃料运载火箭为研究对象,对二次点火横向转移入轨弹道进行优化仿真。结果表明:入轨时刻航天器位置偏差为0.391m,速度偏差为1.277m/s,速度偏差比二次点火固定射面入轨弹道减少了737.844m/s,满足零速度偏差入轨精度要求。

高超声速作战平台概述

目前高超声速作战平台主要包括三种:高超声速飞机平台、高超声速巡航导弹平台、和空天飞行器入轨推进平台。本文介绍了高超声速作战平台的典型作战样式,结合"航空航天倡议"(NAI)对高超声速技术发展路线进行了分析。

未来运载火箭重复使用的途径选择及方案设想

实现重复使用是未来运载火箭的发展趋势。首先介绍了国外重复使用技术的发展状况，然后对两种完全重复使用的途径（单级入轨和多级入轨）进行比较，并在此基础上提出了一种两级入轨垂直起降可完全重复使用运载火箭的方案设想。

组合动力运载器结构与热防护系统概述

随着航空航天技术的不断发展,两者之间的界限更加模糊,空天结合技术成为当今世界的研究热点。组合动力运载器是结合了航空与航天技术特点的飞行器,具有水平起降、可重复使用功能,能够在稠密大气层、临近空间、轨道空间自由往返飞行。组合动力运载器一般以组合动力发动机为动力源,主要分为单级入轨飞行器与两级入轨飞行器,具备廉价、安全、便捷、机动等优势与特点,拥有巨大的发展潜力。

科学与政治、经济的大碰撞——全球重大科学工程纷纷下马内幕

经费不足 目标不明 “X—30”航天飞机样机取消 美国早在50年代初就开始探索高超音速技术。60年代以后,由于集中力量实施阿波罗登月计划和研制航天飞机,高超音速飞行技术的研究缓慢下来。1981年,美国军方设想出一种跨大气层的飞行器,超燃冲压发动机是其核心技术。一项被称作“铜谷计划”的研究开始了。后来又得到总统里根的赞许。航天飞机列入1986年发表的国情咨文。1986年2月,里根向世界宣布了国家航天飞机（NASP）计划,该计划旨在开发使用吸气式主推进装置的单级入轨飞行器技术。

TSTO运载器一级返场轨迹优化设计与在线生成

对水平起降两级入轨(TSTO)运载器一子级返场轨迹优化和轨迹在线生成问题进行了研究。首先,给出了较独特的一子级再入轨迹设计策略:先给定侧向剖面,再分段优化求解三维轨迹。针对返场过程的大幅转向需求,设计了形式简单的倾侧角-航向角偏差剖面,并定义了具有不同任务的航向转弯段和航向微调段;针对一子级宽速域气动变化显著特点,为避免轨迹跳跃,定义了增高减速段和下降滑翔段,并采用分段优化策略求解三维轨迹。其次,针对分离扰动造成的一子级初始状态偏差,扩展了自适应高维伪谱插值(AMPI)算法的参数空间,并将其应用于返场轨迹在线生成问题。仿真结果表明,设计的倾侧角剖面能够在倾侧角不翻转的前提下调整飞行航向对准着陆场,设计的分段优化策略能够保证高度曲线平稳无跳跃,采用的自适应高维伪谱插值算法能够在分离扰动影响下快速准确地实现在线轨迹生成。