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液体推进剂火箭爆炸辐射效应研究 总被引:1,自引:1,他引:1
本文提出了液体双组元推进剂火箭爆炸热辐射效应理论计算模型,并介绍了四氧化二氮/偏二甲肼推进剂爆炸实验研究结果。利用该理论模型计算了液体推进剂火箭爆炸时产生的火球直径,火球温度,火球持续时间,火球漂移,火球辐射热流,高空环境对火球尺寸的影响,火球热辐射破坏危险距离等。理论计算结果与实验测量结果吻合。该理论计算模型可为载人航天器逃逸系统工程设计和航天靶场建设提供有价值的理论分析数据 相似文献
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近日,Zefiro 9-A(Z9-A)发动机在位于意大利撒丁岛的试验场成功进行了首次点火试验,这是织女星火箭飞行鉴定试验前的最后第二次发动机点火试验。此次试验检验了弹道性能(压力及推力曲线)、内部热防护效率、推力矢量控制性能,以及传导热与动力环境发动机性能。Z9-A固体火箭发动机是织女星火箭的第三级发动机。发动机点火燃烧了120 s。结果验证了这种改进型发动机预期性能的提升,以及发动机喷嘴坚固性的改进。这种使用新喷嘴设计和优化推进剂加注方式的改进型发动机,完全符合织女星火箭第三级发动机的飞行特性,但为使发动机适应水平状态,使用了截平喷嘴。预计2009年2月,Z9-A发动机将进行第二次飞行鉴定试验,而火箭飞行鉴定试验计划将于2009年末进行。织女星火箭是一枚三级固体推进火箭,有一液体推进剂上面级,起飞质量137 t,能将1 500 kg有效载荷送入高度700 km的极轨,可用于发射各种科学和地球观测任务航天器。织女星小型火箭为4级火箭。其中有三级使用固体推进剂,一级使用液体推进剂。使用固体推进剂的分别为P80一级、Zefiro-23二级和Zefiro-9三级;使用液体推进剂的一级为AVUM。Z9-A发动机整体高... 相似文献
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高室压脉冲液体火箭发动机特性试验 总被引:2,自引:1,他引:1
为了研究高室压脉冲液体火箭发动机工作原理,增压规律以及脉冲特性,通过一系列冷热流试验对试验发动机进行了研究。冷流试验中使用水和氮气作为工质,试验发动机实现自主脉冲工作,验证了差动式可移动活塞应用在推力室中具有增压效果。热流试验中使用气氧/酒精为推进剂,使用传统挤压式推进剂供给系统。在可移动喷注器行程0.8mm条件下,获得9次连续脉冲,燃烧室峰值压强5.511MPa,高于推进剂供给压强(氧气路3.761MPa,酒精路4.424MPa),表明在相同的推进剂供给压强下,高室压脉冲液体火箭发动机能提高燃烧室压强。 相似文献
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《固体火箭技术》2020,(3)
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。 相似文献
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本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。 相似文献
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从1955年到1975年这二十年期间,固体推进剂火箭发动机的技术进展很快,它在战术、战略和宇宙应用各方面取代了液体推进剂火箭。一般来说,选用固体火箭发动机比液体火箭发动机价格便宜,并且反应时间短。看来液体火箭的主要用途不得不退缩到要求多用途、极高性能、多次起动和关机以及节流控制的任务方面。将来,固体火箭发动机在某些任务方面还可能被低价格的空气喷气推进或液体火箭所取代。虽然美国航空与宇舰学会的固体火箭委员会对国际政治、国家的看法和重点以及联邦政府的予算均无法进行估计,但该委员会最近仍试图予测固体发动机的未来。为此,他们询问了固体火箭发动机方面的专家们对今后10~20年固体火箭发动机在应用、经济、性能发展趋 相似文献
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中国从1958年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求,促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术,安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件,同时为中国卫星发射提 相似文献
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液体推进剂火灾爆炸事故类型分析及其预防 总被引:1,自引:0,他引:1
由于液体推进剂具有易燃、易爆危险性,针对液体推进剂火灾爆炸的各种原因进行分析,归纳出其火灾爆炸事故类型,从液体推进剂管道、容器安全布置、选材、设计、加工及安装等方面提出了预防措施,保证液体推进剂的安全性。 相似文献
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姿控发动机静态特性分析 总被引:1,自引:0,他引:1
通过建立液体火箭姿控发动机静态数学模型,计算了典型双组元液体姿控发动机的静态特性,包括各干扰因素对发动机性能的影响、发动机的极限推力和整机试车推进剂耗量.并以热试车为例,将计算结果与试车结果进行了比较.结果证明,用该模型计算结果与实际试验值偏差完全在可接受范围内. 相似文献
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建立了液体火箭发动机水击压力的模型,进行了数值仿真和试验对比分析,研究了影响液体火箭发动机水击压力的影响因素,讨论了发动机关机后推进剂管路的压力瞬变特性,从而验证了数值模拟的正确性。 相似文献