针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索

随着人类探索太空活动的逐年增加,发展变推力推进技术的重要性愈发明显。本文综述了使用针栓式喷注器的变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势,分析了发展针栓式变推力液体火箭发动机亟需解决的关键技术,最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。     

嫦娥三号探测器7500N变推力发动机研制

为实现空间飞行器轨道机动、交会对接、星际软着陆等任务,采用具有大范围推力调节能力的变推力液体火箭发动机是比较理想的方案.嫦娥三号探测器采用的7500 N变推力发动机,为我国首台大范围变推力发动机,可按照飞行器的控制指令,准确、快速、无级地改变推力,来实现探测器的中途修正、近月制动及月面软着陆任务.介绍了7500 N变推力发动机的研制情况,包括发动机技术方案、关键技术攻关以及试验验证情况,试验验证和飞行情况表明,发动机设计合理、性能先进、工作可靠.     

塞式喷管推力矢量控制试验研究

参考传统火箭发动机的燃气舵推力矢量控制方案,提出塞式喷管发动机采用底部气流调节片实现推力矢量控制的方案,并针对此方案进行了推力矢量控制冷流试验研究.试验中,研究影响矢量控制侧向力的因素,比如底部气流调节片的角度和面积.试验结果表明：底部气流调节片推力矢量控制方案可以产生较大的侧向力,但轴向力的损失也比较大;侧向力的大小与底部气流调节片的面积和角度成正比例关系.     

俄设计出新型液体燃料火箭发动机

俄罗斯“能源机器”科学生产联合公司最近设计出新型液体燃料火箭发动机“RD - 12 0” ,新型发动机将能使“天顶- 3SL”液体燃料运载火箭的推力从目前的 85吨提高到 93吨。据俄塔社报道 ,“RD - 12 0”发动机是俄罗斯与乌克兰合作完善“天顶 - 3SL”液体燃料运载火箭计划的内容之一。今后 ,乌克兰“南方机器”科学生产联合公司将利用新设计出的“RD - 12 0”发动机 ,对“天顶 - 3SL”运载火箭的第二级推进器进行改造 ,提高火箭的推进能力 ,同时减少大量火箭元件的重量 ,以提高火箭的运载能力。“天顶 - 3SL”液体燃料运载火箭长 61米 …     

固体火箭发动机点火瞬间流固耦合综述

流固耦合是流体力学与固体力学交叉而产生的一门新兴力学分支,它主要研究固体在流场作用下的各种力学行为以及固体变形或运动与流场的相互作用规律．20世纪90年代,美国“大力神4”助推发动机首发试验失败后,固体火箭发动机点火过程中的流固耦合现象逐渐被研究人员所认识,并在实际应用中迅速发展．本文针对流固耦合在固体火箭发动机上的应用进行了归纳和总结,分别从点火燃气流动、药柱变形和实验研究三个方面综述了国内外的发展现状与趋势．以此为基础,初步探讨了我国开展固体发动机点火瞬间流固耦合研究的方法,为固体发动机装药设计提供了一定参考．     

液体运载火箭的一种迭代制导方法

针对液体运载火箭的基本特点和对迭代制导的要求，从火箭简化运动方程及其最优控制解出发，以火箭推力方向的3分量为控制变量，导出了一种迭代制导方法，并通过数字仿真证明了其有效性．     

阿丽亚娜火箭前途未卜

格林尼治时间 2月 15日晨 ,最后一枚阿丽亚娜 4型火箭按计划将“国际通信卫星 - 90 7”顺利送入预定轨道 ,从而为 4型火箭 15年的发射历史画上了圆满的句号。然而这次成功并未使欧洲人感到踏实 ,正如一些业内人士所说 ,阿丽亚娜系列火箭中发射保险系数最高的 4型火箭匆匆退役了 ,但接替它的 5型火箭并未跟上 ,阿丽亚娜的发展前景令人担忧。欧洲业内人士的担忧不无道理。首先 ,世界卫星发射市场近年出现紧缩 ,这使得欧洲几年前制定的逐步放弃 4型火箭 ,全力开发 5型大推力火箭的发展战略显得有些过时。特别是去年底首枚阿丽亚娜 5型“10吨”…     

大型液体运载火箭POGO动力学模型研究

本文基于键合图理论的建模思想提出新的液体火箭跷振（POGO）稳定性分析状态变量模型,该模型的系数矩阵线性且非奇异,与以往模型相比更有利于实现模块化建模和时域仿真分析.在此基础上通过模型研究给出补燃发动机燃气系统的动力学模型,使该分析模型可以对采用补燃循环发动机的火箭进行POGO稳定性分析,是对目前POGO理论分析模型的一个重要完善.     

变几何超燃冲压发动机优化设计研究

构建了包括前体/进气道、燃烧室、尾喷管/后体的全流道超燃冲压发动机性能计算程序和优化设计平台,对性能计算程序的适用性进行了验证.进行了氢燃料变几何燃烧室的全流道超燃冲压发动机优化设计.设计结果表明,变几何燃烧室超燃冲压发动机性能得到提高.     

运载火箭高空羽流对卫星的污染分析

运载火箭执行不同的姿态调整动作时,贮箱内剩余推进剂的排放、反推火箭或其他姿控发动机工作而产生的排气羽流场都会对卫星表面形成一定的污染作用.通过CFD技术和工程分析手段,本文模拟了以上几种情况产生的羽流流场,并给出了对卫星产生污染的几种主要排放气体的浓度.     

相对非圆轨道的悬停控制方法研究

自然情况下,连续有限推力条件下,设计了伴随卫星相对于椭圆以及双曲线参考轨道卫星在任意位置实现悬停的开环控制方法.考虑到摄动及推力误差,在开环控制的基础上设计了用于构形保持的自适应无抖振滑模变结构反馈控制律,在保留变结构控制强鲁棒性特点的基础上,有效抑制了高频抖振.仿真结果表明,存在未知外界干扰的情况下,反馈控制力是连续的,且稳态误差小于104m.最后以＂Moliya＂和静止轨道为例,分析了悬停轨道的可行性.     

欧洲将全力增强航天业的国际竞争力

为增强欧洲航天业的国际竞争力 ,欧洲航天局 15国航天部长不久前一致通过了旨在继续支持阿丽亚娜 5型大推力火箭研制发射的决议 ,并就欧洲伽利略全球卫星导航定位系统计划的具体实施达成一致。欧洲航天局 15国主管航天事务的部长在航天局位于巴黎的总部举行了为期一天的部长理事会。此次会议主要讨论如何建立起欧洲独立的航天体系 ,增强与美国等国在航天领域的竞争力。欧洲航天局局长罗多塔在会后举行的新闻发布会上说 ,为增强阿丽亚娜 5型火箭在火箭发射市场上的竞争力 ,欧洲航天局成员国决定简化这种火箭工业生产中的组织环节 ,由欧洲航空…     

国内外运载火箭POGO抑制技术研究进展

本文描述了美国、前苏联、欧洲、日本和中国等国内外运载火箭跷振（POGO）抑制技术研究的发展历程及进展,并总结出国内外火箭POGO抑制技术的特点,以及在小POGO和气蚀动力学等方面带来的启示.美国的POGO抑制技术研究经历了大力神2——土星V——航天飞机——具体问题具体分析等4个阶段的发展历程,中国的POGO抑制技术研究也类似经历了331工程——载人航天工程——新一代火箭——40 Hz问题等4个阶段.由此可知,POGO振动抑制呈现出＂事前理论预示难度大、事后危害后果严重、解决过程漫长曲折＂的特点,必须在重大航天工程实施前开展研究.     

大型捆绑火箭姿态动力学模型研究

针对大型捆绑运载火箭所呈现出的低频密频模态、纵-横-扭强耦合、复杂局部变形和发动机低频谐振以及多贮箱液体晃动的特点,推导建立了工程实用的姿态动力学模型.基于牛顿-欧拉法建立了刚体质心和绕质心运动方程、液体晃动方程以及发动机振动方程,基于有限元方法建立了火箭弹性振动方程.模型充分反映了发动机摆动、液体晃动等活动质量相对箭体运动时对刚体运动和弹性振动的影响,充分反映了刚-晃-弹以及发动机低频谐振之间的耦合,同时保留了工程上所熟悉的形式.基于坐标变换思想提出了弹性旋转矩阵方法求解复杂弹性变形后外力的大小和作用点,推导过程中严格按照定义求解,避免了错项和漏项,推导原理简明、概念清晰,过程规范,易于设计人员理解.基于ADAMS的虚拟样机仿真结果验证了本文推导模型的正确性.     

可调冲压喷管变流量固冲发动机工作特性分析

不可调固冲发动机在飞行中常处于非设计工作点,为改善该类发动机工作性能,目前多采用燃气流量调节的方法。若同时调节冲压喷管,则可大幅改善固冲发动机的适应性。本文基于一维气动理论,建立了可调冲压喷管变流量固冲发动机的数学模型,计算得到了其工作特性。分析表明：与不可调固;中发动机、燃气流量可调固冲发动机相比,可调冲压喷管变流量固冲发动机具有工作域大、阻力低、溢流少、进气道总压损失少以及比冲高等优势。     

ROV水动力性能及推力控制分配研究与仿真

良好的推力控制分配策略是缆控水下机器人(remotely operated vehicle, ROV)机动性和作业安全性的保障,也是ROV运动控制技术得以实现的必要条件.但现有的推力控制分配策略存在推力输出饱和或计算时间过长等问题,导致ROV机动性欠佳.针对现存问题,提出了一种混合优化目标推力控制分配策略.首先,建立ROV驱动系统数学模型,设计了一种混合优化目标推力控制分配函数;再使用Fluent软件分析不同工况下导管螺旋桨的水动力性能,得到推进器的推力模型,从而确定混合优化目标推力控制分配函数的约束条件;最后采用光滑牛顿法求解混合优化目标推力控制分配函数,并与传统伪逆推力分配策略进行仿真对比.仿真结果表明,混合优化目标推力控制分配策略能满足各推进器对推力的约束要求,并能有效地利用约束范围内的推力集合,且通过光滑牛顿法求解的总体误差小于0.0007 N m,单步迭代次数在10步以内,单步计算时间小于2 ms,其具有精度高、实时性好、无推力输出饱和等优点.     

美国登月火箭项目进展

研究美国登月火箭的项目管理有助于我国探月工程的规划。2004年美国公布重返月球计划。为实现这一目标,美国国家航空航天局决定以航天飞机推进系统为基础研制新型运载火箭。新火箭于2006年被命名为“战神”,包括“战神”-1乘员运载火箭和“战神”-5货物运载火箭两种型号。目前,“战神”-1火箭已完成系统需求评审,进入设计评审阶段。火箭第一级、上面级、上面级发动机以及电子设备的研制合同都已于2007年授出。预计2009年5月进行首次试验飞行,2015年3月进行首次载人飞行。而“战神”-5火箭还处于早期研究阶段。由于预算调整和航天项目的复杂性,“战神”火箭的研制已经有所拖延。虽然大型航天集团和国家航空航天局努力争取更多预算,但“战神”火箭未来的研制不排除进一步拖延的可能。     

非等容多腔微型摆式发动机的带回热混合动力循环特性分析

常规微型摆式发动机效率低下、功率不足,针对这一缺陷,提出一种适于微型摆式发动机的可回热新型混合动力循环,研究表明,其热力特性能够显著改善发动机性能.首先改进摆式发动机为非等容多腔结构,在混合动力循环作用下,发动机与螺旋式回热器实现了理论联合运转,通过回收排气余热和抑制热泄漏两个途径提升整机效率.发动机稳态工作过程仿真结果表明,以不带回热的新型混合动力循环运行的微型摆式发动机,其热力性能较单一循环发动机具有明显优势;考虑泄漏效应后,混合循环由两个独立的四冲循环与两个独立的二冲循环构成,且发生泄漏的两相邻腔室必属不同循环,二者热力特性具有明显差异.应用该回热技术后,微型摆式发动机性能得到了大幅提升,其中四冲腔室热效率相对提升达45.31%,整机效率亦相对提升了14.09%.该数值模拟结果从原理上初步证明了该技术的可行性与先进性,对于促进微型热机的发展具有重大现实意义.     

刚-弹-液耦合动力学的功能型拟变分原理

随着火箭运载能力、卫星工作寿命和深空探测器任务复杂度的不断提高,液体推进剂占航天器总质量的比例也不断增加,充液系统动力学成为理论界关注的课题.本文在以往研究的基础上,应用功能转换原理和能量守恒定律,建立了充液系统刚-弹-液耦合动力学的功能型拟变分原理.通过推导拟驻值条件,建立了刚-弹-液耦合动力学的控制方程.本文对刚-弹-液耦合动力学的功能型拟变分原理在有限元素法中的应用进行了研究,为大规模液固耦合模型建模计算的应用研究提供了理论支持.     

燃气轮机变几何涡轮气动技术研究进展

变几何涡轮技术是有效提高燃气轮机加减速特性和低工况性能的技术手段之一,但变几何涡轮设计难度大,其设计状态效率总是低于固定几何涡轮,并且可调静叶无论开大或关小,涡轮效率皆有明显降低,这部分抵消了涡轮变几何带来的燃气轮机循环收益.为了将涡轮变几何技术成功地应用于船舶等燃气轮机,开展高效变几何涡轮气动技术的研究自然具有非常现实的国防意义和重要的工程应用前景.本文主要从变几何涡轮特性、变几何涡轮端区流动机理及损失控制和变几何涡轮设计特点等方面对燃气轮机变几何涡轮气动技术的研究进展进行综述.还对变几何涡轮研究存在的问题进行了系统总结,并展望了变几何涡轮气动技术的未来研究重点和发展趋势.