高性能液体远地点发动机技术发展

液体远地点发动机的性能提高具有显著的经济效益和社会效益.通过使用高性能喷注器、高效燃烧室和新型耐高温材料,国外采用N2O4/MMH推进剂的液体远地点发动机最高比冲已达到323 s.分析了国外高性能液体远地点发动机性能特点和关键技术,介绍了我国第3代490 N发动机的研制情况,结合工程应用要求和研制现状,提出了第3代490 N发动机的后续研究重点.     

国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

高比冲双组元液体远地点火箭发动机研究

综述了国内外研制的双组元液体远地点火箭发动机的性能、特点和发展趋势。在分析了液体远地点发动机提高比冲的各种技术途径后，提出可通过改进喷注器设计、减少边区液膜冷却流量、采用扰流环二次燃烧和使用新型耐更高温材料等措施，以提高远地点发动机的比冲。     

“东三”卫星远地点发动机的可靠性研究

分析了我国首次研制的地球同步广播通信卫星液体推进剂双组元远地点发动机的主要失效模式，提出了针对失效原因采取的可靠性对策以及阐述对这些对策的考核验证的情况，表明远地点发动机良好地解决了超长任务时间与高性能、高可靠性之间的矛盾。给出了按研制试验中的不等量截尾试验结果评估可靠度的具体方法和结果。     

日本科学研究ETS—Ⅵ卫星用远地点液体火箭发动机

日本国家航空航天技术科研所和 IHI 公司共同研制发动机混合式头部,用于远地点点火的液体火箭发动机(为了将卫星从过渡轨道输送到转移轨道).该发动机用来输送日本质量为2000kg 的 ETS—Ⅵ重型卫星,计划在1994年用 H—Ⅱ火箭将这颗卫垦发射到     

双组元液体远地点火箭发动机扰流环的设计方法研究

针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.     

欧洲空间局固体发动机研制情况简介

1972年,欧洲空间研究协会(后合并成欧洲空间局)开始研制固体火箭发动机,1977年和1978年发射的欧洲科学卫星(Geos—1和—2)首次采用了固体远地点发动机。该发动机由意大利斯尼亚(SNIA—BPD)公司研制,丁羧推进剂,常规的径向燃烧药柱设计。由于它性能卓越,1974年又开始研制一种更大的固体发动机,定名为马奇(MAGE),意图是让欧洲同步卫星使用自己的固体远地点发动机。     

用于通信技术卫星(CTS)带有隔离式引发系统的高性能远地点发动机的设计、研制和试验

加拿大电信局和美国宇航局(NASA)联合研制的通信技术卫星(以下简称 CTS)将于1975年下半年发射。为这一卫星研制的远地点发动机代表了远地点发动机技术中新的发展方向。钛合金壳体、88%固体含量的端羧基聚丁二烯推进剂和轻质喷管使这一发动机获得高性能指标。由于采用隔离式安全发火装置减轻了重量并简化了总体布局。装有远地点发动机的卫星的大量试验,在研制计划初期就已提供了许多必需的数据,以便及时地提供一个可靠的卫星。     

大型平铺贮箱卫星的液体晃动模型与晃动力矩分析

针对高轨气象卫星的远地点发动机点火过程中贮箱内液体晃动与星体耦合动力学问题,根据流体力学及小幅液体晃动理论,建立可等效的液体晃动力学模型和姿态耦合动力学模型,分析了大型平铺贮箱内液体晃动产生的干扰力矩。研究表明：在远地点发动机点火阶段,液体晃动对卫星将产生较大干扰力矩。     

性能改进的MON/肼液体远地点发动机设计研究与试验

采用 MON/肼双组元推力室完成轨道机动飞行,肼催化分解推力室用于姿态控制的双模式推进方案越来越广泛地应用于飞行器系统。本文介绍了命名为 LEROS1b,推力652.5N 的高性能液体远地点发动机的设计,研制及试验过程,该发动机已用于许多通讯卫星项目中,并被“火星勘测飞行器”选用。     

航天用的欧洲固体推进器

马格2远地点发动机是由法国空间研究中心和欧空局委托欧洲动力装置公司(SEP)和意大利的斯尼亚公司以及西德的奥古机械厂在1980～1982年期问研制的。欧洲动力装置公司是主承包商,负责研制喷管和点火系统;斯尼亚公司负责研制内绝热层和装药;奥古机械厂负责研制燃烧室壳体。(一)发动机结构马格2发动机是一种固体推进剂远地点发动机,装有400～490公斤推进剂,能使550～680公斤的有效载荷产生1500米/秒的速度增量。卫星一远地点发动机靠自旋稳定,为此要     

中国航天用几种固体火箭发动机简介

[编者按]中国早在60年代中期就已开始研制航天用固体火箭发动机，并于1970年首次应用于中国“东方红1号”卫星的发射，迄今已成功研制和应用了多种不同的固体火箭发动机。从本期起，分三期向国内外读音介绍六种由中国航天工业总公司下属单位研制生产的固体火箭发动机．包括，第二期：FG－02“长征1号”运载火箭第三级固体发动机；“东方红2号”卫星远地点发动机，第三期：FG－23A返回式卫星制动发动机；“风云二号”卫星远地点发动机；第四期：EPKM近地点发动机，CZ－2C／FP运载系统变轨发动机（FG-47）。这些固体火箭发动机技术性能…     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

苏联运载火箭液体发动机研制概况

苏联早在30年代就开始了液体火箭发动机的研制工作。经过多年的努力,他们已成功地研制了多种型号的运载火箭液体发动机,其技术水平亦居于世界领先地位。本文概述了苏联运载火箭液体发动机的发展过程,并对质子号和能源号的发动机进行了专门的介绍。     

应用桁架结构改进远地点发动机支架的研究

采用桁架结构的形式对远地点发动机支架提出了改进结构方案的设想。并通过计算分析与原方案的性能进行比较,认为采用桁架结构作为远地点发动机支架方案具有明显的优势,适合批量化生产的需求。     

面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展

综述了面向高轨卫星的液体轨控发动机发展及现状,简要介绍了490 N轨控发动机从第一代、第二代到第三代发展历程,着重阐述了高性能750 N轨控发动机的研制情况,并介绍了其技术方案及试验结果,总结了国内星用轨控发动机的研制经验。我国当前技术状态下,采用铌合金材料燃烧室可实现的750 N轨控发动机真空比冲性能可达到321 s以上,同时工作寿命满足25 000 s的工程需要,与国外高性能液体轨控发动机性能比对可见,我国面向高轨卫星用750 N发动机达到国际先进水平。     

液体冲压发动机技术发展趋势和方向

液体冲压发动机是超声速巡航导弹和无人驾驶飞行器的理想动力装置,各军事大国都在积极研究液体亚燃/超燃冲压发动机技术。对国外液体亚燃/超燃冲压发动机的研制历程进行了回顾和论述,提出了冲压发动机技术发展的主要方向和趋势。     

液体火箭发动机低成本设计技术

简要介绍了国外液体火箭及其发动机的低成本研制现状,重点论述我国液体火箭发动机低成本设计,尤其是发动机系统、发动机重要组件的结构简化及可靠性设计经验.发动机系统优化与简化设计方法确保了系统简单、零组件数量和组件品种减少,操作性方便.关键组件的预先研究和新型密封结构设计提高了发动机的可靠性.指出低成本设计是降低发射费用的重要措施之一;液体火箭发动机低成本研制应从系统设计着手,力求系统简单可靠;对于要求特殊和薄弱环节的结构运用创新和关键技术攻关得以实现.     

中国航天参与中欧伽利略计划

10月19日．我国成功发射了风云2号C气象卫星。这次用于发射卫星的远地点发动机．是航天科技集团公司所属航天动力技术研究院(四院)经过10多年艰辛攻关研制成功的。东方红2号通信卫星的远地点发动机曾荣获国家金质奖．在我国的航天发射中屡建奇功。风云2号卫星的远地点发动机就是在该发动机研制成功的基础上研制的．1997年用于风云2号卫星的第一次发射．2000年6月参与风云2号B星的发射．为风云气象卫星的成功发     

锡奥科尔化学公司TE-M-616-01固体火箭发动机研制试验

1 概述锡奥科尔化学公司 TE-M-616-01固体火箭发动机是通讯卫星的远地点加速发动机,为通讯卫星自椭园形过渡轨道的远地点进入地球同步园形轨道提供所需要的冲量。本文报告的试验大纲是 TE-M-616-01固体火箭发动机研制试验的一部分。目的在于确定真空弹道性能、高空点火特性、发动机各组件结构完整性、发动机及喷管壁温与