美国航空喷气公司为空军制造MX第二级发动机

据《航空周刊》1986年5月12日报导:美国航空喷气通用公司为美空军制造MX洲际弹道导弹第二级凯夫拉发动机。该发动机重30吨,长5.5米。其推进剂是含铝、氧化剂、合成的橡胶基复合固体推进剂。第二级发动机是在第一级发动机熄火分离后,在22860米高空点火,并在一分钟内把该导弹推到88392米的高空。该发动机由加利福尼亚萨克拉门托的美国航空喷气战略推进公司制造。     

惯性末级大型固体发动机推进剂和壳体问题

在全尺寸研制计划中,为首次点火准备的一台大型固体发动机,由于端羟基聚丁二烯推进剂不能适当地固化而出现了软裂纹,以导致一台推进系统发生拖延。改进捏合过程和配方工艺之后,3月16日在沙弗法(Shaffer)称之为“很好、很成功”的试验中对该固体发动机进行了点火。联合技术分公司的化学系统分部(波音公司的固体发动机子承包商)报道:在阿诺德(Arnold)对装载超过20,000磅(约7,460Kg)推进剂直径92英寸(约2.34米)的固体发动机进行了近似真空状态约150秒的点火。按照沙弗法的观点,点火持续的时间被认为是惯性末级高危险范围的一个方面。该试验已经使用化学系统分公司惯性末级推力向量控制执行     

航天飞机固体火箭助准器的生产过程

序言航天飞机由可重复使用的载人轨道级、推进剂氢/氧外贮箱和两个可回收重复使用的固体火箭助推器组成。它有三台液体火箭主发动机、轨道机动系统和一个货舱。该舱长18.3米米,直径4.6米,可负载29.5吨。航天飞机发射时,两台固体火箭助推器和轨道级液体火箭发动机同时燃烧。当飞行高度到达约50公里时,固体火箭助推器与飞行器分离,以后从海洋中回收。在轨道级进入轨道以前拋下外贮箱,然后利用轨道机动系统达到所要求的轨道。轨道级及其乘员和载荷将留在轨道上执行任务,一般在轨道上停留约七天,需要时,可以延至30天。当任务完成后,轨道级     

日本的M-3S-Ⅱ火箭

M-3S-Ⅱ火箭是三级固体火箭,于1980年开始研制。它是用来发射大型科学卫星或行星探测器的 M-3S 火箭的改进型,能将750公斤重的卫星发射到低地轨道(250公里)。该火箭的各个组成部分概述如下:第一级第一级火箭由 M-13固体发动机(推力117吨),尾翼,尾翼安装筒,一、二级之间的连接器,推力向量控制装置,姿控发动机,仪器舱,两个 SB-735助推器(每个推力29吨)组成。M-13固体发动机的燃料箱直径1.4米,     

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...     

大力神34D/惯性顶级运载火箭首次飞行

1982年10月30日,在卡纳维纳尔角(Cape Canaveral)Complex 40试验场发射了第一枚载有惯性顶级的大力神34D 运载火箭,将两枚国防卫星通信系统飞行器,即 TRW 公司的DSCS-2卫星和通用电气公司的 DSCS-3卫星送入了同步轨道。大力神34D 是美国空军的大型运载火箭,主发动机是两级式液体发动机,在主发动机两侧捆绑了两台直径3.048米、推力共计为1179.36吨、各由5(1/2)个分段组成的固体火箭助推器。     

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     

复合固体推进剂的研究动向(文献综述)

国外固体推进剂的进展,符合典型的长S型(即(?)型)曲线,1955～1975年期间,它的进展相当迅速,近年来,MX导弹的研制、航天飞机大型助推器的应用,以及高性能战术和宇航发动机的发展,标志着固体发动机继续取得成就,然而其进展速度已减缓,它的某些参量正接近长S型曲线的顶端。下面,就复合固体推进剂的主要研究动向分四个部分进行简单地叙述。     

一、固体发动机

美国民兵导弹第一级和第三级固体发动机性能数据/1978年(试刊),1～6 综述了民兵导弹第一级和第三级固体火箭发动机的性能数据。包括第一级发动机的质量验证试车数据和民兵Ⅲ第一、三级的壳体、喷管、点火器、推进剂等项性能数据。     

某单室双推力发动机串联装药固体推进剂界面力学性能分析

为解决某单室双推力发动机串联装药两级固体推进剂界面力学性能差的问题,通过热力学理论计算,采用优选燃速调节剂,优化匹配两级推进剂的固体物级配、键合剂组合、增塑比、固化参数(NCO/OH摩尔比或R)等方法优化推进剂配方,对试样进行力学性能测试,并分析了各助剂对推进剂界面力学性能的影响。结果表明,在70℃,拉伸速率2 mm/min条件下,抗拉强度σ_m≥0.6 MPa,最大延伸率ε_m≥45%;在-50℃,拉伸速率100 mm/min条件下,σ_m≥3.0 MPa,ε_m≥45%。所研制的高固含量、高能量密度两级推进剂的界面力学性能优良,解决了单室双推力发动机现有串联装填药型、能量和燃速不同的推进剂界面力学性能偏低的问题。     

用阿里安的固体助推器组合成新的运载火箭

目前,意大利 BPD 公司正在内部研究,探讨用阿里安运载火箭的固体助推器(7.5吨和9.5吨两种)和已放弃多年的意大利 ALFA 固体导弹发动机(6吨和12吨)组合成小型运载火箭的可能性。BPD 公司的主要设想是,用 ALFA 发动机作为新火箭的第一级,阿里安的固体助推器作为新火箭的第二级和第三级。这种运载火箭可从意大利的肯尼亚海滨的圣马尔     

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     

可变流量固体冲压发动机技术研究进展与展望

概述了国外固体冲压发动机应用与进展情况,综述了国内外总体设计技术、高温燃气流量调节技术、转级技术、无喷管助推器技术、含硼贫氧推进剂及燃烧组织技术、试验及分析技术的研究进展,分析了关键技术发展趋势。最后提出后续发展建议:采用多种技术手段进一步拓宽固冲发动机工作包络,使固冲发动机使用方便可靠;改进固体贫氧推进剂配方,进一步提高推进剂能量;发展高温燃气流量调节技术,减轻系统质量;重视发动机转级过程中动态性能的研究。     

1981年美国固体火箭的进展

一、固体火箭航天飞机大型固体助推器飞行成功: 1981年固体火箭最突出的成就是4月份应用两个大型分段固体火箭发动机作为助推器的航天飞机首次飞行试验成功。助推器的直径约为3.66米、长38.1米、装药量为500吨、产生的推力为1225吨,为迄今飞行过的尺寸和推力最大的固体发动机,燃烧结束后,赛奥科尔公司     

大力神—4事故调查集中在固体助推器推进剂方面

美空军大力神火箭计划官员正在研究固体助推器分段推进剂中的裂纹,它可能是引起上月大力神-4爆炸的原因.推进剂中的裂纹可形成燃烧通道。而使钢壳体烧穿.穿孔可能发生在1号发动机的第三段(从下往上数)上,在发动机段接头下面508mm 处.该区域推进剂与壳体之间的绝热层较薄.穿孔沿芯级方     

固体推进剂领域专利概况分析

<正>固体推进剂是固体火箭发动机的动力源用材料,特别是端羟基聚丁二稀(HTPB)、高能硝酸酯增塑聚醚(NEPE)推进剂的出现,使固体推进剂更加广泛应用于战术、战略导弹和航天运载领域中,固体推进剂的性能也直接影响导弹武器的作战效能和生存能力。目前,各国都在针对战略、战术武器系统生存环境要求的提高,积极探索、开发以高能量密度材料合成及应用为主体的新型高性能推进剂,同时,也积极追求固体推进剂的低特征     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

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。     

“潘兴”Ⅱ导弹事故调查报告

美陆军1985年4月24日宣称,今年1月在西德的一枚“潘兴”Ⅱ导弹在装配过程中发生的第一级固体火箭发动机起火事故,是固体发动机内的静电放电造成的。历时3个月的事故调查报告说,放电电压是由于在低温和低湿度的情况下,火箭发动机在运输贮存容器中运动所引起的。调查还发脱,“潘兴”Ⅱ第一级发动机的端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂在低温时易于被静电放电引燃。这点是固体发动机制造业过去所不知道的。美陆军说,为防止在导弹上产生或积储     

国外固体发动机喷管材料概述

一、前言喷管是固体火箭发动的重要组成部分,它直接影响到发动机的质量比和比冲,而这二者是衡量发动机性能好坏和水平高低的重要标志。随着固体推进技术的发展,推进剂的能量不断提高,喷管的尺寸逐步加大。而且为了适应发动机的推力方向控制,喷管的结构也有了很大的变化,因而对喷管所用的材料,提出了新的要求:即能耐高温(3000℃以上)、高压(120公斤/厘米~2上);能耐带有固体颗粒速度为2500米/秒的燃气流的冲刷;能经受2千卡/米~2秒的热流及热化学腐蚀;还     

“织女星”运载火箭将于2005年初次登场

欧空局(SEA)应用阿里安火箭技术正在研制“织女星”低地轨道卫星运载火箭，它是一种三级式全固体运载火箭，能把1 500kg的载荷送入800km轨道，将于2005年进行首次发射。该计划主承包商是菲亚特(Fiat Avio)公司和法国航宇公司，参与该计划的还有比利时、意大利、荷兰、瑞士等国家。 “织女星”火箭由三个固体级和一个液体上面级组成。第一级采用阿里安-5运载火箭的P80先进固体助推器，该发动机性能高、成本低，采用纤维缠绕壳体和柔性喷管。第二级采用菲亚特公司的Zefiro发动机，发动机壳体采用碳-环氧纤维缠绕而成，喷管采用碳-碳喉衬。该发动机已试验点火3次，最近的一次试验于2000年12月15日完成。第三级采用一台改进的Zefiro发动机，装填7t固体推进剂。上面级是一种使用可储存推进剂的姿态控制和微调发动机。 “织女星，，火箭将从改造过的阿里安1-3发射台、ELA1发射台发射。每年发射3～4次，最多达6次。该火箭发射1 000kg载荷的价格约2000万美元，比美国火箭的发射价格低15％。 (姚彦君提供)