M—X某些研制情况

在M—X 批准阶段(Validation phace),研制的重点为推进装置、制导设备、再人体,以及机动发射。推进装置方面,将研究采用高能推进剂,以及重量小、推力偏角大,扩散段可延伸的喷管,比重小的壳体材料。为了利用先进的推进技术,计划研制和试验一些先进的末级发动机初样机(Preprototype),它采用改进的推进剂和先进的壳体结构。这种发动机有四发要在阿诺德工程发展中心进行高空模拟静态点火试验,第五发将在模拟的活动条件下进行振动和冲击试验。第三级研制计划中,将生产和试验具有早期推力终止能     

安加拉火箭发动机开始研制

俄动力机械科研生产联合体已开始为赫鲁尼切夫公司研制一种真空推力为2087千牛的新型液氧/煤油发动机。这种四推力室发动机代号RD-191M，是由用在能源号和天顶号火箭上的RD-170和RD-171发动机改型而来的，工作时间为300秒，将供俄安加拉系列新一代运载火箭使用。它将使用一种由单台燃气发生器驱动的新型涡轮泵。 安加拉系列采用模块化设计，最初将由两个只使用一台通用助推芯级的型号（A-1.1和A1.2）和一个使用5台通用助推芯级的型号（A-5）组成。A-1.1和A-1.2上面级分别为和风M和KVRB，低轨运载能力分别为2.2和3.6吨，A5使用和风M…     

10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究

本文讨论了10吨级高性能膨胀循环发动机的设计研究,采用的室压超出了目前的钢管极限,以便在给定的钟形喷管设计和发动机长度下改善发动机的比冲性能。发动机的基础推力为100kN,可扩展到150kN。发动机最大长度2.4m,最大质量275kg,最小比冲为4512.6m/s。结果发现采用现有技术或稍加改进就可以实现100kN 的发动机,而150kN 的增强型发动机则需要能提高推进剂热性能的新燃烧室技术.为达到这一目的,Dasa正在实施先进的膨胀燃烧室技术计划。采用可延伸喷管可得到大约68.7m/s 的比冲增量,但以增加重量为代价。对阿里安5增强型低温上面级发动机,要求发动机推力150kN,调节能力为30%。本研究以此作为推力室性能优化的基础,并提前设计了这一新型欧洲上面级发动机。     

高性能的俄罗斯液氧/煤油发动机NK-33

NK—33液氧/煤油火箭发动机是由萨莫拉国家科研生产联合体——“TRUD”为俄罗斯N—1登月火箭研制生产的。这种四级型的 N—1火箭所使用的发动机均为液氧/煤油火箭发动机,其中30台 NK—33发动机用于第一级,8台与 NK—33发动机类似而面积比更大的 NK—43发动机用于第二级,四台 NK—39发动机用于第三级,一台除带有常平座外类似于 NK—39发动机的 NK—31发动机用于第四级。所有上述的液氧/煤油发动机都是六十年代研制的,均采用一个富氧预燃室产生涡轮燃气,气氧与热煤油经过分级燃烧喷注器在8.964～15.169MPa 绝压下燃烧。NK—33、NK—43和 NK—39发动机可控制发动机簇的推力,并提供火箭的推力向量控制。由于采用高室压,NK—33发动机的设计实现了较高的性能和很轻的结构重量。富氧预燃室的采用,使得发动机有较高的燃烧效率和燃烧稳定性。在预燃室中,全部的液氧以58:1的混合比燃烧,所产生的628.15K 的富氧燃气全部用来驱动涡轮泵的涡轮,然后进入喷注器和燃烧室。NK—33发动机的结构牢固可靠,可实现很高的泵出口压力和14.480MPa 绝压的高燃烧室压力,因此,其面积比可达27:1,可产生2913.57m/s 的海平面比冲和3274.1m/s 的真空比冲。气氧和热煤油喷注器可保证发动机推力降至23%推力水平时仍能稳定燃烧。各次试车之间,无需使用溶解剂清洗 NK—33发动机的零件,也没有发动机零件的碳化现象,这是由于取消了富燃料气发生器和降低推力室冷却套中的煤油温度的缘故。NK—33发动机在用于飞行计划以前进行了充分的试验,共进行了910多次试车,累积点火时间达211,800秒。研制和鉴定完成后,先后共交付了250台 NK—33发动机,可靠性指标达到0.996。已经证实,NK—33发动机是一种高性能的助推发动机。它结构牢固可靠;所采用的技术,到目前为止,未见于美国的发动机。NK—33发动机可凭借低成本和高飞行可靠性改进运载火箭的性能。     

日本研制J—1小型运载火箭

日本的宇宙开发事业团和宇宙航空科学研究所,就利用现有的固体火箭技术研制一种小型运载火箭取得共识,他们一致认为这不仅很容易实现,而且将是非常有益的。基于这一认识,宇宙开发事业团在宇宙航空科学研究所的协助下,开始了J—1小型运载火箭的研制。 J—1火箭的基本方案是将H—2火箭的固体助推器与M—3S2火箭的第二级和第三级及有效载荷舱组合起来,构成一枚最大直径1.8m、全长33.1m、不含有效载荷的起飞重量88.5t的火箭。第一级的推力向量控制采用摆动喷管,第二级采用     

欧美公司拟合作研制低温发动机

法国斯奈克玛公司的火箭发动机分公司——欧洲动力装置制造公司已同美国普惠公司达成协议 ,同意联合研制供阿里安 5、德尔它 4和宇宙神 5运载火箭使用的新型低温上面级发动机SPW2 0 0 0。双方在新合资项目中将各占 50 %的份额 ,并分别负责欧美两个市场所用发动机的总装和试验。由于牵涉到技术转移问题 ,合作协议尚待各自政府的批准。目前斯奈克玛公司正在研制供阿里安 5的改进型号使用的、推力 1 47千牛的芬奇发动机 ,而普惠公司也正在研制推力约 2 2 5千牛的 RL50发动机。 SPW2 0 0 0将兼具这两种型号的特点 ,推力为 2 0 0～ 2 67千牛 …     

简讯

俄罗斯动力机械生产联合体为扩大应用范围,对 RD—120、RD—161发动机进行了改进,改进后的发动机代号分别为 RD—120K 和 RD—161P.RD—120K 发动机可用作中、小型运载器的第一级发动机。该发动机与 RD—120发动机的主要区别是室压由16.3MPa 增大为18.35MPa,真空推力加大到850N,质量减少45kg,外廓尺寸由原来的3.87m×1.95m,缩小为2.435m×1.4m,结构尺寸更为紧凑.     

SpaceX公司猎鹰-9火箭发射推迟

据报道,SpaceX公司原定于9月14日在范登堡空军基地发射的猎鹰-9火箭因静态点火试验异常导致推迟,再次发射日期还有待商定。本次发射将是猎鹰-91．1型火箭的首次飞行,该型火箭将首次采用改进型的Merlin-1D发动机,能在数秒内达到最大功率,推力5778．5kN。在发动机模拟点火倒计时过程中,     

美国“德尔他”4火箭发射支持系统概述

正"德尔他" 4系列火箭是美国发展的一款大推力、低成本、高可靠性的运载火箭,它延用了"德尔他" 3的上面级和"德尔他" 2的制导系统,新研制了配备有RS-68液氢液氧发动机的公共助推芯级。"德尔他" 4火箭能将4.18～13.13t的有效载荷送入地球同步转移轨道。与我国"长征"系列火箭采用的三垂模式不同,"德尔他" 4运载火箭采用三平模式。"德尔他" 4系列火箭共有5种衍生型:"德尔他" 4M运载火箭、"德尔他" 4M+运载火箭[又分3种型号:(4,2)、(5,2)、(5,4),前者代表整流罩的外径,后者代表助推器的数量]和"德尔他" 4H运载火箭。"德尔他" 4系列火箭共用一个通用芯级,即公共助推芯级,整流罩直径有4m和5m两种规格。     

H—I运载火箭固体助推器地面点火试验成功

日本于1988年4月15日在种子岛宇宙中心竹琦固体火箭试验站对 H-I 火箭的固体助推器进行了点火试验,达到了预期的效果。H-I 火箭的固体助推器全长为23.4m,直径为1.8m,总质量为70t,使用端羟基聚丁二烯复合固体推进剂(其中百分组成为:HTPB14％、Al18％、AP68％)。助推器安装在弹体两侧,每侧一个,与第一级主发动机同时点火,燃烧约95s 后分离脱落。该助推器由4段构成,各段采用螺栓法兰接头连接,采用柔性喷管进行推力方向控制,摆角最大可达5°。该助推器的平均推力约为160t(海平面),真空比冲约为2657.6 N·S/kg。它是仅次于美国航天飞机和大力神导弹所用助推器的一种固体助推器。     

LE-5B发动机的新进展

LE-5B 发动机是 LE-5系列(LE-5、LE-5A)用于 H-IIA 火箭第二级的新型液氧/液氢发动机,经四年时间研制成功,具有高推力、高可靠性和低成本的特点。本文将提供 LE-5B 发动机研制详情。     

印度试验国产运载火箭发动机

印度空间研究组织 (ＩＳＲＯ)对将用于该国改进型地球同步卫星运载火箭 (ＧＳＬＶ )的国产低温液氧 液氢上面级发动机进行了 10ｓ试验。该国产发动机推力为 7.5ｔ ,携带 12 .5ｔ的液氢 /液氧。ＧＳＬＶ目前采用的是俄罗斯低温上面级。在印度液体推进系统中心进行的这次试验非常成功。此前 ,在 2 0 0 0年 2月进行的第一次试验中 ,曾因发生泄漏和着火而迫使发动机停车。ＧＳＬＶ将用来发射印度ＩＮＳＡＴ卫星 ,该卫星以往是用“阿里安”火箭发射的。ＩＳＲＯ还在研制质量为 90 0ｋｇ的可回收微重力实验卫星 (ＭＡＲＳ)。这颗轨道高度 5 0 0ｋ…     

“民兵”第二级发动机的点火飞行试验

“民兵”Ⅲ试验导弹 STM—13W 于1977年1月30日在西部试验靶场发射成功了。其第二级发动机 AA21485(PQA6—81)是由航空喷气公司提供的。导弹是在21号发射台上进行试验的。试验零点是太平洋标准时间22时05分。第二级发动机的性能是令人满意的。测得的全部性能参数都在规范限度之内。发动机的点火是满意的,整个工作时间为65.56秒。第二级点火后16.49秒时抛弃二级防护罩。液体喷射推力向量控制(LITVC)和滚动控制(RC)系统的性能都在规范限度之内。喷射剂消耗量为54.25公斤。     

阿里安-5的上面级发动机

欧洲阿里安-5运载火箭的上面级和使神号航天飞机的推进装置将使用一种真空推力为27.5千牛的发动机,这种压力输送式发动机的预研工作已经结束。热试车表明,用于喷注可贮推进剂的共轴喷注器在性能、燃烧稳定性以及热相容性等方面都能达到设计要求。本文介绍了这种发动机的性能、结构设计和试验等情况。     

织女星火箭进行发动机点火试验

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...     

偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算方法

为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。     

印低温发动机进行长时间试车

印度为静地卫星运载器(GSLV)研制的国产低温发动机2003年12月5日在低温推进系统中心成功进行了一次耐久性试车。试车中,发动机以69.6千牛的推力工作了1000秒,装在一起的两台低温方向控制发动机也以1.96千牛的推力同时工作。实际飞行中,这种泵输送式再生冷却发动机需要工作720秒。此次长时间试车标志着该发动机鉴定工作的结束。印度迄今已用3台试验发动机累计进行了6000秒的试车,国产低温上面级系统的研制工作也进展顺利。目前GSLV火箭使用的是俄罗斯提供的低温上面级。印低温发动机进行长时间试车     

全尺寸超燃冲压发动机推力测量台架研制

介绍了用于全尺寸超燃冲压发动机推力测量的三分量推力台架的研制。该推力台架用于在自由射流试验中测量发动机轴向推力、升力及俯仰力矩。推力架由定架、动架、弹性连杆、锁紧机构、推力校验系统组成。通过5个测量传感器组成的测量系统获得测量矩阵,通过三分量推力校验得出推力、升力、俯仰力矩与测量矩阵之间的关系。动架锁紧机构采用液压插拔销结构,实现动架的锁紧和解锁,在承受冲击过程中保护推力架。自由射流试验验证了推力台架的测力性能,推力架真实反映了发动机在自由射流流场中各阶段的受力状况,各分量测量精度满足要求,为超燃冲压发动型号研制提供了重要的试验测量参数。     

火神发动机研制进展顺利

火神发动机是由欧洲动力装置制造公司（SEP）牵头研制的,它将用于欧空局（ESA）的阿里安5运载火箭。ESA从1985年1月开始了这项为期10年、投资7.7亿美元的研制计划。阿里安5的首次飞行计划于1994年进行。 HM60火神发动机的整机重量约为1100公斤,海平面推力为800千牛,真空推力为1070千牛,它将用作阿里安5的芯级发动机。阿里安5将由两台固体火箭助推器助推,助推器     

印度运载火箭的现在与未来

与主流航天强国相比,印度的运载火箭发展要落后得多。印度的航天工业基础相对薄弱,运载火箭的发展也受到外援的很大影响。目前印度火箭使用的液体主发动机Vikas,实际上是得到阿里安火箭上Viking发动机的授权,印度的固体发动机技术也得到了美国和欧洲国家的支持;印度目前使用的低温上面级发动机RD-56M是直接进口俄罗斯的存货,即使自行研制的7.5吨推力的低温上面级发动机,也不过是RD-56M发动机的仿制型号。