电火箭星际航行：技术进展、轨道设计与综合优化

早在1963年, 钱学森先生在他出版的专著《星际航行概论》中阐述了星际航行研究的重要性以及电火箭技术在星际航行中的应用前景. 与传统化学推进相比, 高比冲电火箭或电推进技术有望为星际航行任务承载更多有效载荷以及实现更佳航行性能. 与此同时, 与电火箭技术应用相关的连续推力轨道分析与优化设计为航天轨道力学注入了新的研究内容, 并指导着电火箭星际航行的未来发展. 该文将依次介绍电火箭技术进展、连续推力轨道设计以及电火箭星际航行的综合优化问题, 力图描述电火箭应用于星际航行的基本内容与实现途径以及应用于载人深空飞行的设想.     

高温空气的热力学性质

自从第二次世界大战末德国发明V-2火箭,特别是1957年苏联发射第一个人造地球卫星以后,航空和宇航技术高速发展,现在,飞行体的速度已远远超过第一宇宙速度(7.8公里/秒)。随着速度剧增,带来了低速飞行时不曾出现的特殊问题:一是高M数效应,一是高温对飞行介质的影响。高M数效应使得通常的Navier-Stokes方程失效。研究这方面问题,属于高速空气动力学范围。在实际问题中,高速必然伴随着产生高温,这两方面的效应交织在一起。热效应比起单纯的速度效应更本质,这使得高速高温流动现象及其介质性质的研究成为高温气体物理力学的一个最重要方面。      

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点, 它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量. 文献[1]建立了该性能的耦合分析框架. 在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响. 定量分析表明: 给定飞行距离, 对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度, 其次是升阻比, 再次是巡航发动机比冲. 随着飞行距离的增加, 由于离心力和滑翔距离的计入, 火箭动力HCV的飞行性能大幅提高, 从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道. 吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机, 但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面, 均不及后者. 综合而言, 火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.      

韧性金属受高速粒子碰撞的侵蚀破坏

铝和铜受单粒子高速(5公里/秒)碰撞后的侵蚀破坏,由光学和扫描电了显微镜进行了表征。并且,初步探讨了材料性质对高速侵蚀破坏的影响。     

石油化学中的等离子体化学过程

日益广泛地利用具有极端的状态参数(温度、速度、接触时间等)的过程,是现代技术和工艺的基本发展趋势之一。为了研究出生产化学产品和生产具有特殊性能新材料的全新的、经济有效的工艺方法,必须研究温度力10~5——1.5×10~4°K。接触时间～10~(-5)—10~(-2)秒。压力从几分之一毫米水银柱到数百大气压这种条件下的物理化学过程。物理化学(以及化工)的新方向——低温等离子体化学过程,即等      

面向空间运输任务的液体/固体工质电推进技术展望

随着月球基地、同步轨道大型空间平台等航天任务的提出,高载荷比空间运输成为其中的一个重要需求,高比冲长寿命的电推进技术成为空间推进的首选.目前广泛应用的空间电推进主流技术是采用稀有气体氙为工质的离子推进和霍尔推进,但随着电推进产品应用量的日益增加,氙工质的资源稀有性导致其价格日益飞涨,推进剂成本成为制约其在大总冲的空间运输中使用的不可逾越的难题;另外气体储存需要高压储箱,也导致大总冲任务的推进剂高压储存供给设备重量占比很大,拉低了推进系统的有效比冲.最适配空间运输任务的4种大功率电推进技术被首先介绍,通过阐明其工作原理的方式来说明它们需要具备何种特性的工质.之后回顾了各类电推进工质优化选择的历史过程,结合这4类电推进的物理特点,面向空间运输任务论述了采取新型液体或固体工质作为电推进工质的合理性和可行性,以期大幅度降低电推进的工质储存代价和工质成本,为远距离高载荷比空间运输提供空间动力新方案.     

化工研究的新方向——等离子体化工

今天化工过程的最显著的特点就是向高温、高速反应、高流速的方向发展。涉及的温度范围约为1000——15000°k,反应时间从10~(?)秒到10~(-2)秒,压力从几分之一毫米汞柱到几十个大气压。把低温等离子体发生器和化学反应器结合起来就能达到上述要求。这是化工研究的新方向,通常称为等离子体化工。      

从竹筒粽子说起——浅谈火箭回收相关的航天原理

太空探索公司(SpaceX)成功回收"猎鹰9号"火箭第一级,点燃了大众对于火箭回收的关注热情.本文试图通过简单易懂的方式向大众介绍一些与火箭回收相关的航天原理,利用竹筒粽子这一生活中常见的事物解释宇宙第一速度、多级火箭、软着陆等科学概念.     

0Cr18Ni9Ti-U71Mn摩擦副高速重载磨损行为的数值模拟

火箭橇是在专用轨道上利用火箭发动机作动力推动火箭滑车高速前进以获取试验测试数据的动态试验装备.火箭橇滑块在高速重载服役条件下的磨损严重威胁着火箭橇的可靠运行和服役安全,更是制约火箭橇发展和应用的技术瓶颈之一.本文作者基于Archard磨损模型和弹塑性变形理论,利用有限元开展了0Cr18Ni9Ti-U71Mn火箭橇摩擦副在高速重载下磨损行为的数值模拟. 0Cr18Ni9Ti为火箭橇滑块,U71Mn为火箭橇滑轨,在模拟速度为300、340和380 m/s以及载荷为2、3和4 kN,模拟了高速重载下滑块磨损特性的演变过程.结果表明：增加载荷或速度均出现了前端效应,致使前端区域更容易发生磨损.增加载荷不利于磨损阶段从初始磨损向稳定磨损的转变,而增加速度却能够起到促进作用.随着载荷的增加,滑块的磨损深度随平均接触压力的增大而显著上升;但随着速度的增加,平均接触压力呈现下降趋势,滑块磨损深度缓慢增大.高速重载条件下,通过控制载荷可以有效减少火箭橇滑块的磨损,延长滑块的服役寿命.     

压力对燃料滴燃烧速度的影响

实际燃烧装置的喷雾炬内,燃料滴的直径约为几十到几百微米.目前积累的大量有关液滴燃烧的实验资料,大多是用悬挂滴法与多孔球法获得的,所用液滴直径为一到十几毫米,比实际喷雾中的滴径大的多.因而,燃烧过程中自然对流的影响较大,而化学动力学因素的影响较小.研究压力对燃料滴燃烧速度的影响,可以用改变环境介质压力的办法,在宽广的数     

压力对燃料滴燃烧速度的影响

实际燃烧装置的喷雾炬内,燃料滴的直径约为几十到几百微米.目前积累的大量有关液滴燃烧的实验资料,大多是用悬挂滴法与多孔球法获得的,所用液滴直径为一到十几毫米,比实际喷雾中的滴径大的多.因而,燃烧过程中自然对流的影响较大,而化学动力学因素的影响较小.研究压力对燃料滴燃烧速度的影响,可以用改变环境介质压力的办法,在宽广的数 ...     

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我第一次听到钱学森的名字是1947年.那年的2月里,我到康奈尔大学(Cornell University)进修不久,中国同学会请郭永怀(他1946年到康大航空工程研究生院任教.该院的院长是威廉·西尔斯(william Sears),他是冯·卡门的大弟子,给中国同学讲"火箭技术".郭的报告中谈到加州理工学院研究火箭的小组,当然就向大家介绍了钱学森.     

Ti_3SiC_2/Cu摩擦副的载流摩擦学性能

本文中考察了Ti3SiC2/Cu摩擦副在干摩擦和微量离子液体润滑条件下的载流摩擦学特性.在干摩擦条件下,Ti3SiC2/Cu摩擦副的摩擦系数值为0.6~0.75.当滑动速度从0.11增至0.33 m/s时,接触电阻降低小,在Ti3SiC2栓磨损表面有Cu的转移膜形成.当滑动速度为0.44和0.56 m/s时,栓/盘接触不稳定并且产生电火花,表明在机械磨损和电磨损共同作用下Ti3SiC2栓发生了严重磨损.在微量离子液体润滑条件下,Ti3SiC2/Cu摩擦副处于边界润滑状态,随着滑动速度的提高,摩擦系数由0.08增至0.2.当滑动速度高于0.33 m/s时,产生长约数厘米、平均直径53μm的弯曲缠绕的铜丝,这是相对较硬的Ti3SiC2对Cu盘犁削作用的结果.铜丝将离子液体"扫离"了摩擦表面,并且对摩擦学性能和电性能造成不利影响.     

爆炸加载下金属缝隙射流定量诊断实验研究

爆轰加载下金属飞片缝隙处会有射流产生,金属缝隙射流的喷射速度可达数千米/秒,而其射流线密度只有几个mg/cm量级。采用高速摄影以及脉冲软X光照相方法对缝隙射流进行了动态观测和(半)定量测量,通过不同条件下的系列实验获得了金属射流喷射特性和射流质量随飞片材料、加载压力、缝隙宽度以及加载方式等的变化规律,通过实验数据分析拟合,初步给出了射流质量随各影响因素变化的经验型定标率模型。     

全国玻璃钢性能测试交流会侧记

1980年11月中国硅酸盐学会玻璃钢专业委员会在昆明召开了玻璃钢性能测试学术交流会.会上宣读和交流了近期有关玻璃纤维、树脂基体和玻璃钢及其结构各方面物理、化学、力学性能测试;光、热、电及化学的分析方法和各种无损检验技术等论文数十篇.这里就大会上交流的复合材料力学方面的问题,作一扼     

全国玻璃钢性能测试交流会侧记

1980年11月中国硅酸盐学会玻璃钢专业委员会在昆明召开了玻璃钢性能测试学术交流会.会上宣读和交流了近期有关玻璃纤维、树脂基体和玻璃钢及其结构各方面物理、化学、力学性能测试;光、热、电及化学的分析方法和各种无损检验技术等论文数十篇.这里就大会上交流的复合材料力学方面的问题,作一扼 ...     

基于空中发射的运载火箭气动特性实验研究

为了研究空中发射运载火箭的气动特性,本文针对15°半顶角的圆锥-圆柱组合体火箭模型,在1.2m×1m的低速风洞进行实验研究。利用六分量天平测量0°α80°、60m/s以下8个速度的力和力矩特性,基于圆锥底部的雷诺数范围由0.129×106到0.456×106。实验结果显示,随着迎角的增加,火箭流场经历了附体流动、对称旋涡、非对称旋涡到类卡门涡街的变化历程,旋涡的变化决定了火箭的气动特性。特别是30°α70°的大迎角区域,侧力受雷诺数的影响明显,反映了雷诺数变化对火箭流场亚临界区域和临界区域的影响规律。为提高火箭纵向稳定性和姿态的调整,设计了收敛-扩张形尾部并进行了实验验证。研究结果可为空射火箭的外形设计和稳定性分析奠定一定的理论基础。     

基于hp自适应伪谱法的组合动力可重复使用运载器轨迹优化

针对传统化学火箭难以重复使用、发射成本高的问题,提出了一种水平起飞/降落的新一代可重复使用运载器飞行方案,并对其动力模式设计和上升段轨迹优化方法等关键技术进行深入研究。设计了一种涡轮\冲压发动机结合火箭\冲压发动机的组合动力模式,建立了发动机推力与高度、马赫数等变量间的耦合模型,根据动力形式将上升段轨迹分为两段并采用全局搜索法确定动力切换的最佳时机。根据分段结果,分别以燃料最省和终端速度最大为指标,利用hp自适应伪谱法对两段进行轨迹优化设计。该算法基于双层策略求解最优控制问题,兼备伪谱法和有限元法的优点,与打靶法、伪谱法和间接法相比,初值更易选取,收敛速度更快。     

钱学森对近代力学的发展所做的贡献

钱学森先生为了研究实现高速飞机和远程火箭的可能性,在空气动力学、固体力学、稀薄气体力学和飞行力学等应用力学领域做出了杰出的贡献;并且开创了喷气推进学、工程控制论和物理力学等技术科学新分支.他对近代力学以至技术科学的内涵和发展方向,发表过全面系统的论述.在这篇文章中将介绍他的主要研究成果,并对他的科学思想作一初步的探讨.      

高速弹丸诱导斜爆轰激波结构实验研究

斜爆轰推进系统在高超声速推进领域具有广阔的应用前景,其释热迅速、比冲高、燃烧室结构简单的优点吸引研究人员的持续关注.然而,斜爆轰的地面试验同时涉及到高速试验环境模拟、燃料与氧化剂混合、高温燃烧流场结构测量等技术难点,当前国内外系统的试验研究仍然十分有限,难以支撑斜爆轰发动机的研制.为了研究自持传播的斜爆轰激波结构与波面流动特性,基于爆轰驱动二级轻气炮开展了高速弹丸诱导斜爆轰实验研究,使用直径30 mm球头圆柱形弹丸发射进入充满氢/氧可燃混合气体的实验舱中以起爆斜爆轰波,并采用两种阴影技术对实验流动结构进行测量.实验中在不同速度、不同充气压力下观察到三种弹丸诱导激波结构,即激波诱导燃烧、弹丸起爆爆轰波和相对弹丸驻定的斜爆轰波,实验舱充气压力下降则会造成爆轰横波尺度增加与波面流动失稳.实验中,斜爆轰激波角与理论分析结果吻合较好,弹丸气动不稳定带来较大的弹丸攻角会对激波角测量带来一定偏差.通过对斜爆轰波波面法向传播速度的测量发现,随着远离弹丸,斜爆轰传播速度由弹丸飞行速度衰减至接近实验气体CJ速度,弹丸速度的降低会加速斜爆轰波传播速度的衰减.