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。     

针对可重复使用和重复起动应用而对俄罗斯NK—33火箭发动机进行的改进和验证试验

Aerojet 公司得到俄罗斯登月计划使用的已经飞行验证的液体火箭发动机后,用现代仪器和控制把它改进成可重复使用和重复起动发动机,并用热试车验证了这些改进项目。NK—33液氧/煤油发动机是 Samara 州科学和生产企业“TRUD”(现称为N.D.Kuznetsov Samara 科学技术公司)为苏维埃 N—1运载器设计制造的。该补燃发动机产生的高压(14.54MPa 的室压)和高性能(真空比冲为3246m/s)是西方的烃类发动机从来也没有实现过的。Aerojet 公司引进了36台 NK—33发动机、9台 NK—43发动机(N.D.Kuznetsov SSTC 同一发动机在上面级的翻版)。NK—33发动机改进后将首先用于 Kistler K—1运载器。改进项目有:用电磁阎替换火药起动阀;替换推力和混合比控制用的机电起动阀;重新设计吹除供给系统;更换涡轮泵起旋和主燃烧室点火器的固体推进剂;为增加万向节和推力矢量控制架而重新设计更换机架。增加阀、火药起动器和管路以重新起动发动机,更换设备和电缆束。Aerojet 对该发动机进行了成功的热试车,以验证新部件和结构,并开始研究可重复使用 Kistler 运载器上的发动机耐用性。本文描述了对原始俄罗斯发动机的改进项目,报道了至今为止的试验结果。     

双模式远地点液体火箭发动机的飞行性能

本文描述一种用于验证445N 双模式远地点液体火箭发动机(DM—LAEs)飞行性能的精确方法。采用验收试验比冲数据,应用该方法得出了转移轨道ΔV 的预测值.该预测值与ANIK—E2、ANIK—E、INTELSAT—K 飞行器的遥测结果一致,误差在0.1%以内.正常条件下,发动机单次点火的最大ΔV 偏差不到0.5%。这样好的一致性说明发动机地面比冲 I_测量值精度很高.星上六台 TRW 公司的 DM—LAEs 发动机的平均比冲为3084.2m/s。本文还完成了对测量系统的误差分析,估计 I_的3σ不确定度为±13.7m/s.这个估计结果与正常条件下地面试验比冲测量偏差一致,也与飞行时发动机单次点火ΔV 偏差测量结果一致。这种方法还可附带精确地估计发动机在轨工作时推进剂剩余量,还可对发动机偏离额定条件下工作时的性能影响进行辅助研究.     

轻质高比冲1000N双组元轨控发动机研制

介绍了空间飞行器用轻质高比冲1000N轨控发动机的研制过程。为了实现高比冲的目标,从喷注器选型、喷注对设计、冷却设计等方面采取措施,并通过工作过程仿真,对集液腔结构、冷却液百分比和特征长度等参数进行优化设计。发动机身部选取了陶瓷基复合材料(Cf/SiC),利用该材料密度低的特点实现发动机轻质化要求。发动机经过了地面热试车考核,燃烧室外壁温、燃烧效率的仿真值均与测量值基本相当。其中,燃烧效率约96.6%,真空比冲约3 169 m/s,长程试车后发动机结构完好。     

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。     

双组元离心式喷注器10 N发动机偏工况试验

根据国内外同类发动机研制经验,双组元10 N发动机在入口压力为0.8~2.2 MPa范围内,入口压力偏差会使发动机真空比冲、燃气温度等性能产生较大变化。为了获得双组元离心式喷注器10 N发动机在落压推进系统要求的入口压力范围内性能,通过采用小流量喷雾试验台和42 km高模试验台,对偏工况条件下的冷态性能及热试性能进行试验研究。试验结果表明:该发动机额定入口压力1.58 MPa时真空比冲为2881 N·s/kg;当入口压力在0.6~2.5 MPa变化时,对应真空推力从4.7 N增加到14 N,落压比为3;入口压力0.6 MPa时真空比冲为2600 N·s/kg,入口压力2.5 MPa时真空比冲为2956 N·s/kg;入口压力在0.6~2.5 MPa试验范围内,发动机燃烧室壁温均低于材料许用温度,表明发动机热设计优良,可满足双组元落压推进系统对姿控发动机的性能需求。     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

小推力长时间工作固体火箭发动机初步试验研究

为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车.工作时间分别达到75、105、145、235 s.试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行的.其中,75 S发动机的地面比冲为2 217 N·s/kg;145 s发动机的地面比冲为2 236 N·a/kg;235 s发动机的地面比冲为2 147 N·s/kg,性能测试结果基本满足发动机总体指标要求.此外,在试验过程中,还获得了C/C喉衬的烧蚀和绝热层的烧蚀炭化规律,为后续开展长时间工作固体火箭发动机研究提供了重要参考.     

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。     

燃烧室压力对440N空间发动机性能的影响

采用辐射冷却的铱一铼440N 推力轨道转移发动机,为增加比冲,提高燃烧室压力是最有希望的潜在途径。将燃烧室压力提高达3.5MPa(绝),不仅可以得到3283m/s 以上的比冲,而且可以显著降低发动机结构尺寸和重量。如果就利用现在使用的空间运载器上的贮籍,燃烧室压力提高到1.75MPa(绝)是切实可行的。如果把燃烧室压力提高到3,5MPa(绝),则只需增加一个用电力驱动的小型泵,便可以轻易地实现。推力室热试验采用四氧化二氮/肼,1.75MPa(绝)燃烧室压力试验采用铼材料推力室;3.5MPa(绝)燃烧室压力试验则采用铜材料推力室。在燃烧室压力为1.75MPa(绝),喷管面积比为300:1的条件下,实际比冲可以达到3263m/s。试验结果表明,铼燃烧室温度满足其长寿命极限要求,并且没有遇到稳定性,相容性和热的有关问题。     

以RD——0120发动机为基础的可重复使用火箭动力装置

美国和俄罗斯在国际上首先开展了低成本运载有效载荷到轨道的研究工作。政府和火箭承包商正在论证和研究未来低成本运载火箭的关键特性,低成本运载火箭的两个关键特性是火箭的可重复使用性和火箭发动机的可操作性。由化学自动化设计局设计生产的 RD—0120 LOX/LH_2发动机已经分析验证了的高性能和先进的可重复使用性,使它成为可重复使用运载火箭(RLV)动力装置的关键候选对象之一。这个高室压(21.86MPa)、高性能(真空比冲4466.9m/s,真空推力1961.67kN)的分级燃烧发动机已经在能源号重型运载火箭上成功地完成了两次飞行。研制期间,发动机的长寿命、推力范围、节流和连续工作时问等特性都经过了验证。这些都是低成本、高可靠、可重复使用推进系统的要求。双组元的 RD—0120发动机通过更换富燃预燃室和增加一个煤油涡轮泵也可以很容易的改造为一个可靠的低成本三组元发动机。为了验证这个双组元发动机高的可操作性和可重复使用性,一个由航空喷气公司、化学自动化设计局和 NASA 马歇尔空间飞行中心合资生产,用于可重复使用运载火箭和单级入轨火箭动力装置的国际计划及三组元发动机可能的关键特性设计正在进行。本文对现在的 RD—0120发动机可操作性和重复使用性的改进进行了阐述。而且对如何更进一步地改进,使 RD—0120发动机成为可重复使用运载火箭推进系统的理想候选对象进行了研究。另外,已经草拟了研制三组元的 RD—0120发动机的研制计划,主要是一个高置信度的飞行演示火箭。     

高性能的400N MMH/NTO双组元远地点发动机

本文介绍了 Dasa(戴姆勒-奔驰宇航公司)新型的400N 远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用 MMH/N_2O_4地球可贮存推进剂,其比冲比 Dasa 第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据 Dasa 10N 推力室的经验,新型的400N 发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa 状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He 气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa 至2.0MPa 的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。     

氨解离度对无水肼ATR发动机性能影响研究

基于无水肼ATR发动机,开展了氨解离度对涡轮前燃气及发动机总体性能的影响研究,对不同氨解离度时无水肼ATR发动机性能进行计算对比。结果显示,随着氨解离度x升高,无水肼分解燃气温度降低,H_2、N_2在分解混合气中的质量百分比升高,燃气比热比、气体常数数值升高;在地面状态同一转速下,x越小,发动机比冲越高。在100%物理转速时,x=0.29对应的发动机比冲最高且为808 s,无水肼流量为0.999 kg/s,较x=0.8发动机比冲提高最大约7.3%,无水肼流量减小约7.33%;同一高空条件100%转速下,x越小,发动机比冲越高。在22 km/3.5Ma条件下,x=0.29较x=0.8发动机比冲提高最大约14.6%,无水肼流量减小约8.2%。在同一ATR发动机、同一转速下,氨解离度越低,涡轮等熵功越大,无水肼流量越小,发动机比冲越高。     

推进剂温度对比冲的影响

本文研究了预示推进剂温度对比冲(I_(s))影响的改进方法。对现有的仅仅考虑热容的方法进行了评价,发现它是不完善的。研究了两种新方法,它们是:a)修正热容法,b)理论上处理生成热和压力影响的方法。两种方法均使用赫克利斯公司改进后的暂定固体性能程序(SPP—HI),作为基本分析方法来预示比冲。为了建立新的方法,在研究工作中使用了几种不同尺寸的全尺寸发动机的点火试验数据。研究结果表明,推进剂温度对比冲的影响不大,比冲的变化随推进剂生成热的变化比随发动机平均压力的变化更为敏感。     

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.     

3,3'-二硝胺基-4,4'-偶氮呋咱二肼盐的合成、表征及性能研究

以二氨基呋咱(DAF)为原料,经氧化、硝化、中和反应合成出3,3'-二硝胺基-4,4'-偶氮呋咱二肼盐(Hy2DNAAF),对其结构进行了表征,并对其热性能、机械感度性能、爆轰性能、单元推进剂和Hy2DNAAF-CMDB推进剂的性能进行了研究。结果表明,Hy2DNAAF的热分解峰温为208℃,特性落高为25.7cm。Hy2DNAAF的理论爆速为8635m/s,理论爆压为32.61GPa,Hy2DNAAF单元推进剂的理论比冲为2717N·s/kg,特征速度为1734.3m/s。Hy2DNAAFCMDB推进剂的理论比冲为2 522.9N·s/kg,特征速度为1591.1m/s。     

韩国罗老号火箭(KSLV-1)发射成功

2013年1月30日,韩国成功发射了韩国航天运载器-1(KSLV-1),又名罗老号运载火箭。继前两次发射失败后,此次发射对韩国尤为重要。发射成功,标志着韩国成为全球第11个具备航天发射能力的国家。罗老号运载火箭因在罗老航天发射中心发射而得名。该型火箭为两级轻型运载火箭,于2002年开始研制,研发成本约4.71亿美元。火箭总重约140t,总长约33mm,箭体直径2.9m。火箭第一级为液体火箭发动机,采用单台RD151发动机,推力为1 670kN,比冲338s。第二级为固体火箭发动机,采用KSR-1发     

基于碳氢燃料裂解工作的ATR发动机性能分析

提出了一种基于碳氢燃料裂解气体驱动涡轮工作的ATR发动机方案,并对特定裂解气成分的碳氢ATR发动机性能进行计算,获得了裂解气中烷/烯比对发动机性能的影响规律。结果表明,在同一飞行条件下,随着发动机转速上升,推力逐渐上升,比冲基本呈减小趋势;在同一转速下,碳氢燃料裂解气中烷/烯比越大,发动机比冲越高。在烷/烯比4、转速百分比70%条件下,发动机比冲最高达到约7 644 m/s;随着烷/烯比逐渐升高,裂解气比热容逐渐升高。     

下一代运载火箭将采用固液混合助推器

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％。     

固体火箭发动机的比冲预示

固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3％以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。