一种HAN基单元推进剂及催化分解性能研究

介绍了一种新型高性能HAN基单组元推进剂及其在5 N发动机中的催化分解性能。通过点滴试验和热力学计算考察了新型推进剂的催化分解活性和理论燃烧温度,通过5 N发动机的120℃启动、10 s和20 s稳态程序、1 200 s长稳态程序和脉冲程序考察新型推进剂的启动性能、催化分解活性、长稳态工作稳定性以及脉冲工作稳定性,评价了推进剂配方对催化剂的损伤程度。结果表明,新型HAN基单组元推进剂具有较高的催化分解活性和适宜的理论燃烧温度,能够在5 N发动机中于120℃预热温度下顺利启动,完成系列稳态和脉冲考核程序,累计工作时间大于2 000 s,燃烧室最高温度不超过1 150℃。试后催化床未出现空腔,催化剂颗粒完整,质量损失率小于5%。试验证明了新型HAN基推进剂具有良好的催化分解燃烧性能和与催化剂的匹配性能。     

空间飞行器采用的ADN基单组元推进剂绿色推进装置

叙述了为空间飞行器研制一种新的可贮存的液体单组元推进剂所进行的一系列工作,这种推进剂的基本成分是ADN(Ammoniumdinitramide,二硝酰胺铵).以前的报告已经叙述了有关ADN的基本性质及其可能的推进剂组分.与单组元推进剂肼相比,推进剂混合ADN的主要原因是具有低毒性、安全使用性和高性能.这份报告也论述了普通"绿色"推进器的优点,并且着重论述了作为空间飞行器推进剂的优点.论文中阐述了作为"绿色"推进剂的一些最重要条件和符合这些条件的推进器系统.报告的最后,给出了小型试验型火箭发动机点火试验得出的结果,目的是验证前面总结的条件.其中最好的一个结果是小型(推力1N)试验型火箭发动机达到的比冲为240s.推进剂的性能、燃烧稳定性、落压性能和短脉冲性能等特性都得到了验证,但仍然需要验证冷起动性能和工作寿命.概括地讲,从这些工作得出结论ADN基推进器的概念已经得到了确认,并且表明ADN基"绿色"推进器是可行的.瑞典空间公司(Swedish Space Corporation)和沃尔沃航空公司(Volvo Aero)成立了ECAPS,目的是凭借当前现有的技术水平开发绿色推进器,通过试验卫星首次飞行的验证,从而得到接近空间应用的合格产品.     

无毒单组发动机技术研究

介绍了国内外几种无毒单组元发动机技术的研究背景及研究现状。列出了过氧化氢推进剂、羟基推进剂及硝酸肼基推进剂的一般物理、化学特性和主要性能。除比较了上述三种推进剂无毒单元发动机的工作原理及性能特点外，还在推进剂配方的确定、催化剂的选择及发动机结构设计准则等方面进行了初步的探讨，并地三种推进剂发动机的空间应用前景进行了评价。     

无毒单组元发动机技术研究

介绍了国内外几种无毒单组元发动机技术的研究背景及研究现状。列出了过氧化氢推进剂、羟基推进剂及硝酸肼基推进剂的一般物理、化学特性和主要性能。除比较了上述三种推进剂无毒单元发动机的工作原理及性能特点外，还在推进剂配方的确定、催化剂的选择及发动机结构设计准则等方面进行了初步的探讨，并对三种推进剂发动机的空间应用前景进行了评价。     

过氧化氢单组元推力室最新发展

近来有一种趋势,即重新评估那些有利于环境保护和便于使用维护的推进剂,过氧化氢就是其中之一。它的一些独有的特点使之具有很多用途.它有良好的储存性能,高的密度比冲,作为单组元推进剂,其分解产物为过热水蒸汽和氧气.过氧化氢作为单组元推进剂在五六十年代广泛用于反作用控制系统和驱动涡轮的气体发生器系统.虽然大部分生产设施在七十年代末、八十年代初被闲置,但到目前为止,仍有一些过氧化氢装置在被生产和使用.本文着重描述了以过氧化氢为推进剂的一些装置和其应用范围,提供了相关的试验数据.所用的过氧化氢推进剂是由几个大的推进剂生产厂商提供的.General Kinetics 公司还完成了确定过氧化氢装置寿命标准的试验,并给出了九种不同装置的性能数据.这些装置从推力仅13N 的推力室,直至用于4.45kN 双组元发动机上的气体发生器装置.试验表明,单个装置的寿命超过了6000s。     

推进剂供应系统增压过程仿真

在大型液体火箭推进系统中,推进剂供应系统对贮箱压力有着严格的要求,增压系统作为可靠性环节的关键系统,工作过程复杂,需要进行仿真分析和试验验证,以改进设计。应用系统仿真技术,对某推进剂供应系统的增压过程进行了仿真,仿真结果与试验情况基本吻合。仿真结果表明缓冲阀可以有效地抑制增压过程压力振荡。此外,系统增压时间不能低于17s。     

过氧化氢催化剂床性能

高浓度过氧化氢作为一种单组元推进剂已经被使用了60多年。目前,它作为环保型推进剂,来替代性能稍高的肼,再度引起了人们的兴趣。关于过氧化氢分解方法的问题也引起了人们的关注。值得一提的是,目前的研究人员应该对40年代末至70年代初所作的大量工作有所了解。本文回顾了这期间的工作,还特别介绍了单组元催化剂床压降与床载荷的关系,以及目前一些分解室的技术状态。     

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。     

氧化亚氮基单元复合推进剂技术研究述评

氧化亚氮基单元复合推进剂具有无毒、高比冲、使用系统简单等诸多优异性能,有望替代传统肼类推进剂用于多种航天器.本文综述了国内外在氧化亚氮基单元复合推进剂的配方体系、发动机设计、燃烧过程及安全性等方面的研究进展,结合我国液体推进剂实际现状,提出了开展氧化亚氮基单元复合推进剂的研究思路.     

过氧化氢单元催化分解火箭发动机研究

针对航天器推进系统的无毒化,设计了推力为200N的过氧化氢单组元催化分解发动机。发动机喷注器、催化剂床以及分解室结构设计合理,催化剂连续工作时间长,90%浓度过氧化氢适合催化分解,发动机、过氧化氢、催化剂三者匹配性良好。     

Nitrous oxide as a rocket propellant

Nitrous oxide is introduced as a multi-purpose propellant for spacecraft. Potential space applications of this propellant are given. Based on comparison to conventional systems, a multi-mode nitrous oxide propulsion concept is expected to deliver higher performance. Main features of a self-pressurising, nitrous oxide storage system are described. A nitrous oxide catalytic decomposition technique is suggested for restartable spacecraft propulsion. Up-to-date experimental results are presented. A conclusion describes the long-term feasibility of novel nitrous oxide propulsion option concepts.     

双模式化学推进技术发展研究

阐述了卫星双模式推进系统的技术特征、工作原理及应用优势。总结了国内外对双模式推进技术研究的历史发展和研究现状,针对双模式推进系统的未来发展,对双模式推进的关键技术进行了总结和分析,说明了双模式推进技术研究的必要性和重要性。提出了我国双模式推进系统相关的发展策略和途径。在此基础上,根据我国已有的航天器单、双组元推进技术基础和航天任务对寿命、控制精度及工作环境提出了新的要求,并指出了发展双模式推进系统的初步设想。     

N2O微推力器性能及喷管热结构分析

针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析,分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算,并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明,所设计的微喷管在地面工况下工作良好。     

双组元落压推进系统混合比控制方法

双组元落压推进系统以其简单、高可靠、高比冲的特点在空间飞行器上逐渐得到应用。由于双组元落压推进系统压力和推进剂流量存在明显的变化,其混合比控制方法与双组元恒压推进系统存在显著的区别。本文分析了双组元落压推进系统混合比的影响因素,构建了混合比计算模型,提出了基于初始贮箱压力控制混合比的方法,并通过推进系统热试车验证了混合比控制方法的有效性。试验结果表明:通过控制初始贮箱压差不超过0.05 MPa,可将系统混合比偏差控制在不大于1.8%的指标范围内。     

低冰点推进剂1N单组元发动机技术研究

单组元发动机采用低冰点推进剂具有良好的低温冷起动和工作性能,对于实现航天器的长期在轨驻留、轨道控制和姿态调整具有十分重要的意义。对-30℃低冰点四体系推进剂的特性进行了分析,对低冰点推进剂小推力量级发动机催化分解技术进行了试验研究。试验结果表明,发动机冷起动、关机正常,稳态、脉冲工作稳定,性能可靠。     

Flight demonstration of new thruster and green propellant technology on the PRISMA satellite

The concept of a storable liquid monopropellant blend for space applications based on ammonium dinitramide (ADN) was invented in 1997, within a co-operation between the Swedish Space Corporation (SSC) and the Swedish Defense Research Agency (FOI). The objective was to develop a propellant which has higher performance and is safer than hydrazine. The work has been performed under contract from the Swedish National Space Board and ESA. The progress of the development has been presented in several papers since 2000.ECAPS, a subsidiary of the Swedish Space Corporation was established in 2000 with the aim to develop and market the novel “high performance green propellant” (HPGP) technology for space applications. The new technology is based on several innovations and patents w.r.t. propellant formulation and thruster design, including a high temperature resistant catalyst and thrust chamber.The first flight demonstration of the HPGP propulsion system will be performed on PRISMA. PRISMA is an international technology demonstration program with Swedish Space Corporation as the Prime Contractor.This paper describes the performance, characteristics, design and verification of the HPGP propulsion system for PRISMA. Compatibility issues related to using a new propellant with COTS components is also discussed. The PRISMA mission includes two satellites in LEO orbit were the focus is on rendezvous and formation flying. One of the satellites will act as a “target” and the main spacecraft performs rendezvous and formation flying maneuvers, where the ECAPS HPGP propulsion system will provide delta-V capability.The PRISMA CDR was held in January 2007. Integration of the flight propulsion system is about to be finalized.The flight opportunity on PRISMA represents a unique opportunity to demonstrate the HPGP propulsion system in space, and thus take a significant step towards its use in future space applications. The launch of PRISMA scheduled to 2009.     

First results of PRECISE—Development of a MEMS-based monopropellant micro chemical propulsion system

PRECISE focuses on the research and development of a MEMS-based monopropellant micro chemical propulsion system for highly accurate attitude control of satellites. The availability of such propulsion systems forms the basis for defining new mission concepts such as formation flying and rendezvous manoeuvres. These concepts require propulsion systems for precise attitude and orbit control manoeuvrability. Application-oriented aspects are addressed by two end-users who are planning a formation flying mission for which the propulsion system is crucial. Basic research is conducted aiming at improving crucial MEMS technologies required for the propulsion system. Research and development also focuses on the efficiency and reliability of critical system components. System analysis tools are enhanced to complement the development stages. Finally, the propulsion system will be tested in a simulated space vacuum environment. These experiments will deliver data for the validation of the numerical models.     

非金属凝胶推进剂热力特性计算及分析

研制了非金属凝胶推进剂热力气动力计算软件,对某单组元和双组元凝胶推进剂进行了热力气动力计算和分析,结果表明：对计算使用的胶凝剂,胶凝剂质量含量增加,推力室真空比冲、燃烧室温度和特征速度均下降;相同条件下,当胶凝剂在推进剂中质量含量在1％～3％范围变化时,某型单组元凝胶推进剂真空比冲比原推进剂下降约0．47％～1．94％;质量含量在2％～5％变化时,在最佳混合比处,某型双组元凝胶推进剂真空比冲比原推进剂下降约1％～2．69％。凝胶推进剂的热力特性主要取决于添加的胶凝剂的化学成分和含量。     

过氧化氢推力室技术研究

简述了过氧化氢作为火箭推进剂的优点,重点介绍了近几年陕西动力机械设计研究所在过氧化氢单组元推力室和双组元发动机推力室研制中取得的进展。设计了几种过氧化氢单组元推力室并进行了试验;进行了过氧化氢／煤油双组元火药点火试验;进行了催化点火技术的研究,27次点火试验全部取得成功;设计并生产了几种双组元推力室,对过氧化氢／煤油自燃点火技术进行了研究,累计进行了500余次点火试验;采用37kN推力室分别进行了90％过氧化氢／煤油的火药点火试验和自燃点火试验,试验获得了成功。