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一、前言 随着宇航工业的发展,迫切需要高强度、高韧性、高精度、高光洁度的铝合金铸件,以减轻零件重量和提高零件服役可靠性,有资料报导,如飞机上使用的铝合金强度提高5~11%,每架飞机重量就可以减轻295公斤,又如某飞机采用了Zl205高强度铝合金,使每架飞机减轻重量46公斤。 相似文献
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本文介绍一种通用的固体发动机研制试验和鉴定试验方法。其基本作法是将发动机及有关部件置于较恶劣的载荷条件下进行试验。因为在一定的技术水平下,研制计划的成本和周期主要取决于试验件数量,而介绍的这种方法与传统的标称载荷下的大样本量试验方法相比,可以获得相等的或更高的置信度,因此这种方法可以缩短研制周期,并能更有效地利用计划中的财力。本文详细叙述了这种试验方法,并介绍了它在美国空军惯性顶级(IUS)固体火箭发动机研制试验中的应用。 相似文献
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本文总结了螺栓挤压推力终止系统(BETTS)的设计、研制和验证试验。该系统在阿诺德工程研制中心(AEDC)进行了多次冷试,一次海平面热试和两次高空点火推力终止试验,试验所用的发动机是政府向化学系统分公司提供的“民兵”发动机空壳体装药后制成的。通过大发动机热试,证明本计划所验证的这种BETTS可以消除前部碎片,大大地简化药柱和发动机壳体的设计,提高末级性能。另外,这种方法设计简单,从而可以降低推进系统的成本。BETTS用爆炸螺栓和挤压螺栓的组合代替连接喷管法兰和发动机壳体法兰的普通螺栓。接到指令后,爆炸螺栓立即打开,喷管循着挤压螺栓向后平移,发动机气体迅速排出,从而使推进剂熄火。挤压螺栓控制着喷管的移动速度和最大运动行程。以前根据NO.F04611—75—C—0044合同(CSD计划2549)曾成功地在缩比发动机上进行了BETTS热试和在飞行重量的“民兵”Ⅲ第三级发动机上进行了冷试。 相似文献
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日本的H-I是一种发射550kg级卫星的三级运载火箭,它对末级发动机(包括第三级发动机和远地点发动机)的性能及可靠性要求相当严格。为了提高发动机的性能和减轻质量,在研制过程中,发动机壳体、喷管喉衬及绝热层等部件都采用了最新材料。1.2维C/C材料2维C/C材料与过去使用的碳纤维增强材料(CFRP)相比,具有耐热、高温下拉伸强度高等特点。 相似文献
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为了提高发动机的性能指标,在要求实现轻量化的发动机主要运动部件中,连杆是最受关注的部件之一。因此研究开发了使用快速切削用高强度钢的轻量化高强度连杆。由于采用了设定最佳工艺条件,对各种强度进行了研究并采取相应对策,已成功地研制出这种连杆。这种新型连杆与普通连杆相比,体积小,壁薄,使重量减轻了20%。 相似文献
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目前美国正在开发研制下一代运载火箭用的捆绑式固液混合助推器,以提供送入低地轨道更大范围的有效载荷能力(9~22.68t)。据称,固液混合火箭发动机将能解决使用固体发动机所面临的制造、操作方面的许多安全和环境问题。液氧/HTPB混合火箭发动机的比冲(I)基本上与液体发动机的相等,但超过在相同设计条件下所有固体火箭发动机的比冲。美国火箭公司研制固液混合发动机的经验表明,与固体或液体发动机如此,混合发动机的生产成本可降低30%,研制成本降低50%。 相似文献
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整体式级间方案(Intergrated Stage Concept,此文简称新方案) 的特点是将发动机后封头和喷管合为一体。这种设计方案可以改善多级固体火箭的性能,充分利用推进系统的容积,提高发动机的可靠性,并降低它的制造成本。 相似文献
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一、竞争的需要在航空航天工业中,铝合金的应用由来已久,而至本世纪七十年代初,由于对所用铝合金的研究局限在通过精细调整控制显微组织来改进合金性能如断裂韧性或抗应力腐蚀性能,强度的提高却很有限,因而当时得出结论是,铝合金的研制已进入成效渐微的境地,不大可能再出现惊人的进展。但是,随着世界石油危机带来的燃料价格猛涨,以及军用飞机和航天器又迫切要求增加有效载荷,降低结构重量,这就大大促进了研制具有更高性能,特别是更高比强度、比刚度的 相似文献
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1993年国外在先进航空航天材料的研制和应用方面有长足的进展。随着人们对耐热材料和高比强度材料需求的增长,先进金属合金及聚合物基、金属基和陶瓷基复合材料在特殊领域的应用,进展更快。不过,目前它们还受到价格和环境保护方便的限制。 先进金属合金和金属基复合材料的研究着重在探索高温刚性、高比强度和耐蠕变材料的制造工艺方面。例如,美国正在鉴定一种新型铝锂合金,这种材料很可能替换常用的铝合金,用于制造航天飞机外挂贮箱,如成功,即可大大减轻外挂贮箱的重量。金属间铝化物(龙其 相似文献
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日本宇宙开发事业团在研制“大和”小型航天飞机上,采用了一种碳/碳耐高温复合材料。该材料拟用在发动机喷管和航天飞机返回大气层时承受高温的壳体主翼底面等处。此种复合材料采用将碳纤维浸入碳粒子之中的方式,使烧蚀趋近于零,强度也相当 相似文献
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现己发展了一种能降低固体推进剂火箭发动机工艺成本的方法。该方法是使用封端异氰酸酯生产一种可控固化包复层,这种包复层具有适用期和存放时间可长可短的性能。成本降低是通过仪器设备的合理安排和利用来实现的。业已证明,包复层于25℃温度下的适用期在400小时以上;温度更低时,适用期超过12星期。在已延长的存放期前后,封端异氰酸酯包复层与端羟基聚丁二烯推进剂和火箭发动机惰性组元的粘结性能都非常好。若包复层初始状态是未固化和预固化的,那么在-18℃~63℃温度下的存放时间能达到12个星期。并且己经证明,要求快速固化时,封端异氰酸酯包复层中可以加入固化催化剂。 相似文献
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普惠(P&W)公司的RL10发动机作为美国系列运载火箭的低温上面级发动机已有30多年的历史了.虽然,P&W公司希望在今后的几年中,继续使用各种RL10发动机,但为了满足未来运载火箭的需要,他们已开始着手研制新一代RL60低温上面级发动机.这种发动机性能更优,推力是RL10的2倍,但与RL10发动机的外廓尺寸一样.RL60是一种先进的液氧/液氢膨胀循环发动机,其中涉及的许多关键技术提高了发动机的性能和可操作性,与此同时,仍具有与RL10相同的多次点火功能、寿命和可靠性.目前,P&W公司已承担了一项用于验证其关键技术的研究项目.通过该项目的开展,可以为后续进行的全尺寸发动机研制(FSD)计划降低风险. 相似文献
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近几十年来,国外在固体火箭发动机复合材料壳体的研制方面,有了很大的进展。六十年代初期,美国用玻璃纤维作北极星A2、北极星 A3、海神 C3等导弹的发动机壳体材料,与金属材料相比,强度是钢的两倍以上,重量可减轻60%左右。七十年代中期研制成功了凯夫拉49纤维,用于三叉戟Ⅰ、MX 等导弹上,较之玻璃纤维,重量轻35%,且复合材料的环向模量增加70%,特性系数由2.1×10~6厘米增至3.3×10~6厘米。近几年来又研制了高强度石墨纤维,这是新一代的固体火箭发动机壳体材料,如果用它来代替 MX 导弹所用的凯夫拉材料,还可减少结构重量20~30%。据称,石黑纤维壳体的尺寸稳定性优良,可以减少推进 相似文献