民兵Ⅲ分导式多弹头的分导时间与落点散开距离

美国民兵Ⅲ导弹装备的MK12分导式多弹头,有三个当量为17万吨的子弹头。它的末助推控制系统使子弹头在分导之前具有一定的机动能力。末助推装置采用一台RS-14主发动机,推力为143公斤,还有10台姿控发动机,其中,俯仰4台、偏航2台,每台推力10.4公斤;滚动4台,每台推力8.2公斤。推进剂为一甲基肼和四氧化二氮。这11台发动机共用一对推进剂箱,约装推进剂116公斤,真空比推力为288     

用内压降压试验和埋入式传感器测定固体推进剂的有效模量

赫克力斯(Hercules)公司研制了一种无损试验方法,用埋入式应力传感器系统测定全尺寸老化试验发动机的推进剂模量。该方案包括两项实验计划,一项为标定试样试验;另一项为全尺寸发动机试验。第一项计划用来确定传感器响应和推进剂模量间的关系。其方法是将三种型号的赫克力斯传感器预埋在已知拉伸模量值的推进剂中制成标定试样,进行定水压试验和高速降压试验。根据试验数据作出定压载荷下三种型号传感器响应和推进剂模量的关系曲线。然后根据降压试验数据和定压试验结果提出一项确定标定试样模量的程序。第二项计划采用一台三叉戟-Ⅰ第三级老化试验发动机,发动机绝热层粘贴有几个赫克力斯传感器,采用标定试样所用的低定压试验和快速降压试验方法,根据埋入传感器的响应确定发动机推进剂的模量。实测推进剂模量值和从应力松弛模量主曲线算出的值相当接近。     

“隼鸟”探测器归途多磨难

11月4日，日本“隼鸟”小行星探测器又一台离子推力器出现故障，目前仅有一台已受损发动机可用。探测器上共有4台采用氙气作推进剂的实验型微波放电离子发动机，其中两台早先已报废，另一台此前曾因有要报废的迹象而关掉。“隼鸟”发射于2003年5月。     

高密度比冲推进剂

目前通用的推进剂制造工艺,已能生产20,000多台高密度比冲推进剂的火箭发动机。这种CTPB基推进剂释放的能量高达20磅—秒/英寸~3。相比之下,有些发动机使用的CTPB/AP推进剂却低于11磅一秒/英寸~3。这类推进剂极适用于体积受到限制的系统,如飞行员逃逸系统。它们在宽达-54～+93℃的温度范围内检验合格,并在+129℃下作过试验。这类高密度比冲的推进剂可应用于M119脱轨补偿这类火箭发动机,而它要求的高装填分数是CTPB/AP推进剂所达不到的。     

固体火箭发动机撞击安全性数值分析

针对固体火箭发动机撞击安全性问题,采用数值分析方法,建立了某两型高能固体火箭发动机轴向与径向撞击模型,完成了不同速度、不同撞击角度下的发动机安全性分析计算,得到了在不同撞击条件下固体火箭发动机推进剂的燃烧、爆炸等反应特点。对比相同工况下的火箭撬试验结果,计算结果与实际试验接近,验证了数值模型及参数的正确性。利用已验证的模型和参数,采用相同的计算方法,通过对模型在不同速度下进行多次仿真计算,得到两型发动机的撞击临界速度。研究表明,对于高能固体推进剂固体火箭发动机,随着尺寸与装药量增大,其撞击安全性降低,在相同尺寸时,径向撞击比轴向更容易发生反应。研究结果为高能固体火箭发动机的设计及撞击安全性分析提供了参考。     

使用惰性气体的离子发动机的实验

日本1982年9月3日发射的工程试验卫星ETS-Ⅲ(菊花4号)上装载了波束直经为5厘米的实验用离子发动机。该发动机在空间工作很顺利,通过各种试验确认该发动机性能良好。这台离子发动机是航技研和电总研在宇宙开发事业团的协助下共同研制的。这次实验成功对于研究离子发动机的大小和推进剂很有益处。以前,离子发动机用汞做推进剂。原因是推进剂的原子量大,有利于提高性能,也有利于减轻整个推进系统(包括太阳能电池和推进剂)的重量。再者汞在常温下为液态,而且比重大。稍一加热就变为气态,象汽油一样便于使用、贮存和供给。但是它也有缺     

高性能战术导弹发动机的研制

根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。     

通过一台发动机点火试验获得推进剂的燃速特性—一种分析方法

本文提出了表征固体推进剂燃速的一种分析方法。它不同于传统的燃速处理方法,用一台发动机点火即可表征推进剂在一定压力范围下的燃速。该方法将修改的弹道试验发动机和一个计算机分析程序包结合起来完成这一任务。本文详细地叙述了所采用的发动机,其药柱通道为锥形,以产生非等面燃烧压力——时间曲线。此外,讨论了计算机分析程序包。这一分析程序包采用一个内弹道模型,用优化方法确定燃速规律。这一分析方法已由一整套理论研究所证实,并提出了这些研究的某些结果。此外,本方法对复合和双基两种推进剂都进行了试验验证。这些试验结果表明,由单个试验发动机点火试验处理的燃速数据和常规方法处理的数据符合较好。本文也给出了这些研究的某些结果。     

X—射线实时检测系统

推进剂内部和推进剂—包复层界面的裂纹、气泡和脱粘的 X-射线实时显像检测系统的产生是固体推进剂火箭发动机质量控制的重大突破。在此之前,用成本很高的普通胶片 X-射线照相法进行抽样检验,而且对送检的每台发动机只能沿推进剂—包复层界面切线方向每隔60度或120度作局部 X-射线检查。新方法具有自动地连续100%检验能力,其成本低于普通的胶     

阿里安5的推进系统

阿里安5的推进系统由三个部分组成,即固体推进剂发动机、低温主级的火神发动机和可贮推进剂级的沃坦(Wotan)发动机。 一、固体推进剂发动机 固体推进剂发动机是两个固体加速级(即助推器)的主要部件。这种发动机长26米,直径3米,重约260吨,其中230吨为推进剂。     

高性能的400N MMH/NTO双组元远地点发动机

本文介绍了 Dasa(戴姆勒-奔驰宇航公司)新型的400N 远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用 MMH/N_2O_4地球可贮存推进剂,其比冲比 Dasa 第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据 Dasa 10N 推力室的经验,新型的400N 发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa 状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He 气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa 至2.0MPa 的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。     

采用高低燃温组合装药降低喷管内表面温度和烧蚀研究

根据不同推进剂及目前热防护材料的性能特点,采用了一种组合药柱的新方法,用来降低喷管内表面的温度和烧蚀率。该方法的主要设计思路是将药柱形式分为前后两段,靠近发动机头部段使用高能推进剂,靠近喷管段使用低燃温推进剂。低燃温推进剂占总推进剂质量百分比的很少一部分。使用这样的组合药柱形式,低燃温推进剂燃烧产生的气体会在喷管内表面形成一层低温帘幕,从而降低喷管内表面的温度和烧蚀率,使高能推进剂在固体火箭发动机设计上得到应用,并有助于提高发动机的质量比。     

阿里安—5固体火箭发动机

阿里安—5运载火箭的两台大型固体助推器都是由三个装有HTPB复合推进剂的发动机分段和一个安装在柔性轴承上的喷管及一个点火器组成。助推器组装后高27m、直径3m、重268t(含推进剂237t)。 三个发动机分段由两种构件组成,都采用4SCDN—4—10钢。为了有较高的可靠性,未采用焊接方法。圆筒部分采用一种先进的剪力旋压工艺生产,前、后封头采用锻造方法制成。 组成分段的构件用锁销连接在一起。然后给分段贴热防护层,防护层由EPDM/硅(GSM55)和EPDM/凯夫拉(EG2)制成。采用浇注—粘接工序进行推进剂装填。     

美国新型导弹M—X末级发动机两次地面试车成功

去年7月12日、9月13日,美国喷气航空固体推进公司成功地进行了M—X 末级发动机二比一缩比发动机首次和第二次地面点火试验。此发动机采用该公司推进剂研制组研制的以PEG/FEFO 为粘合剂系统的复合推进剂,发动机装药约2000磅(907.19公斤),燃烧时间约26秒.据该公司称,试验成功地验证了独特的整体点火器方案(Integral Igniter Con—cept)、高性能推进剂、新式喷管和绝缘材料,并说:“所采用的推进剂是目前战略     

液体火箭发动机循环的模块式分析方法

对复杂液体火箭发动机循环进行分析的一种模块近似新方法已由德国的DLR 公司研究出来。它把一种发动机循环系统视为由预定的模件库中的模块组成。流经所有组件的流体都假定为一维流动。流体特性的计算在用于推进剂时,采用经验状态方程,用于燃烧产物时,按达到了化学平衡来处理。这种方法的基本原理是在对不同推进剂组合的发动机(包括三组元推进剂发动机)分析的基础上得出的。     

基于神经网络的液体火箭发动机泄漏检测方法

针对液体火箭发动机在热试车过程中出现的推进剂泄漏现象进行了分析，提出采用神经网络法对发动机相关参数进行检测，以发现发动机在工作过程中的推进剂泄漏。研究结果表明，利用神经网络实现推进剂泄漏的及时检测是可行的。     

J-6大型火箭试车台方案

为确定大型爆轰型固体推进剂火箭发动机高空模拟试车台的技术要求并提出相应的设计准则,进行了多项研究工作。本文叙述了拟议新建的J-6大型火箭试车台,该台可用于最大药量为36,000kg(45,000kgTNT当量的爆轰型推进剂)、最大推力为2,200kN、最大模拟高度为30km的固体发动机试车。J-6试车台不仅弥补了现有试车台的缺陷,而且增大了试车能力以适应未来的固体发动机的试车需要。本文讨论了试车台技术要求、设计方案、工作过程和性能。     

某发动机并联贮箱排放均衡性研究

某发动机系统采用两台并联布局的贮箱供应推进剂,推进剂排放存在不均衡,其排放均衡性与发动机管路流阻特性、推力装置工作特性、发动机结构布局有关。为获得影响该发动机系统排放均衡性的主导因素,并为改善系统排放均衡性提供依据,建立了分析模型,搭建了试验系统,计算分析与试验验证了上述因素影响情况。计算及试验结果表明,发动机管路流阻特性、发动机结构布局为主导因素,对系统排放均衡性影响较大,推力装置工作特性影响很小。据此,提出了可行的改进措施,包括控制发动机管路流阻特性和优化发动机结构布局。     

长征系列运载火箭介绍 : 长征四号系列(二)

三、推进系统风暴一号的推进系统由一、二子级发动机及推进剂增压输送系统等组成，详见一、二子级推进系统框图（图４和图５）。１一子级发动机发动机代号为ＦＹ２１，由四台ＦＹ２０单管泵压式发动机并联组成，用来提供第一级飞行的动力和控制力。每台发动机都由推...     

火箭发动机聚氨酯包复层配方

本发明叙述制造固体推进剂发动机用的聚氨酯配方,着重叙述火箭发动机燃烧室即壳体的完全固化包复层。由于种种原因,固体推进剂发动机需要有包复层,使发动机壳体具有不透气性;在壳体与推进剂之间形成一层绝热薄膜;并作为壳体与推进剂之间增强推进剂粘结的中间层。业已