NASA签订了两项助推器飞回合同

NASA马歇尔航天飞行中心与洛克希德马丁公司和波音公司分别签订了1百万美元的合同，对改进的航天飞机火箭助推器进行深入的概念性研究。新型液体推进剂助推器能够飞回着陆在肯尼迪航天中心，而现有的固体火箭助推器（SRBs）溅落在海里回收。液体助推器的可控性比固体火箭助推器     

美国小型洲际导弹固体发动机研制

美国小型洲际导弹(SICBM)为三级固体推进的机动导弹.全长13.41m,重15000kg,直径为120.65cm.美国空军就该导弹的研制分别与国家宇航公司签定了六个合同.导弹的第一级固体发动机,静态点火试验已于1986年4月5日获得成功,试验情况与预计的基本相符.第二级固体发动机已由战略空气喷气推进公司在1985年2月进行了试验.飞行时间为41s,推力182450N,发动机采用石墨纤维壳体,碳-碳喷管材料及新型内绝热层.     

新机纵横

俄罗斯成功试射可回收火箭助推器 俄罗斯首次成功地试射了一枚携有可回收式火箭助推器和模拟卫星的“联盟”号运载火箭，助推器与模拟卫星均安全返回地面。俄航空航天局发布的消息说，发射试验是在拜科努尔航天中心进行的。配有新型火箭助推器“弗雷加特”的运载火箭“联盟”号于当天莫斯科时间２时２０分发射升空，将一颗模拟卫星送入远地点６００公里、近地点１５０公里的椭圆形预定轨道。模拟卫星与火箭助推器绕地飞行５圈后于莫斯科时间今天１０时５７分返回地面并实现软着陆。“弗雷加特”作为运载火箭的前部与卫星直接相连。这种新型…     

NASA选择麦道公司和波音公司协同设计低成本轨道助推器

ＮＡＳＡ选择麦道公司和波音公司协同设计低成本轨道助推器为了研制重复使用的发射飞行器，ＮＡＳＡ计划研究两种轨道助推器以供空间局使用。一种Ｘ－３４是小型重复使用的发射飞行器，其首次试验性飞行将于１９９７年进行，空间局预算，到１９９９年度要用６亿５千万美元...     

某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究

对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。     

碳／碳复合材料的研究与发展

本文简述碳／碳复合研究与发展的概况，包括洲际导弹端头材料、抗氧化热结构材料、飞机刹车材料、先进碳／碳和抗氧化涂层。指出了进一步研究发展的方向。     

大型固体助推器的低成本推进剂

固体火箭发动机要想在未来空间运输系统中得到应用,必须降低成本,才有竞争力。本文综述了锡奥科尔公司在大型固体助推器用低成本固体推进剂方面的研究成果。研究表明,HTPB/AN推进剂(88％固体,AN、R-45HT,廉价AP/Al)和HTPB/AP推进剂(88％固体,R-45HT,廉价AP/Al)与航天飞机固体助推器所用的PBAN推进剂相比,其成本分别降低了40％和15％。     

导弹助推器分离过程数值模拟研究

应用了结构网格中的Chimera重叠网格技术和Favre平均三维N-S方程以获得流场解.采用k-ε湍流模型模拟气体的湍流粘性影响,计算中分别考虑空气和两种火箭发动机喷流等三种不同流动介质,采用时间相关边界模拟发动机拖尾段的非定常流动,最终求解带约束的六自由度弹道方程模拟了导弹助推器的分离脱落过程.并对发动机喷流对助推器分离的影响开展研究.所做工作可对于精确确定火箭助推器分离轨迹及姿态提供方法参考.      

美国航天飞机固体火箭助推器

固体火箭助推器是航天飞机动力系统的主要组成部分之一,是当今各国在发展航天飞机时所选的通用助推方案.美、日、西欧都已发展了或正在发展航天飞机用的大型固体助推器.本文重点介绍美国航天飞机固体助推器性能及其设计特点.     

EJ200发动机的未来发展

为了满足未来陆海空天构成的立体交叉的现代战争的需要,欧洲喷气公司(EuroJet)已经开始对EJ200发动机进行改进改型,为未来欧洲新一代有人机、无人机、甚至火箭助推器提供动力.     

欧洲Ariane5火箭助推器的测量

欧洲计划用新的火箭Ariane 5于90年代后期将HERMES欧洲航天飞机载入轨道。火箭助推器的关键零件由主承包单位西德MAN技术公司负责测量。 Ariane 5火箭助推器本体高25米,有7个3350×3000mm(直径)的圆筒形部分和封闭圆顶。需要测量的关键尺寸有各圆筒形部分的壁厚、长度和直径,并鉴定整个组合件的孔的相关同心度,还测量圆筒形部分之间的连接槽。MAN技术公司选用西德Leitz公司最大     

高超声速多体干扰与分离试验

进行了高超声速飞行器多体系统分离过程中存在的气动力干扰试验研究.试验模型是某构型的可重复使用航天飞行器,由助推器以及再入体两部分组成.研究在FL-31风洞中进行,试验马赫数为Ma=6.97.试验结果表明:分离过程中助推器和再入体之间存在复杂的激波干扰现象,多体系统分离过程中的气动干扰本质上是激波干扰引发的.      

关于未来火箭发动机高度补偿喷管的性质估价

根据美国空军签定的合同,普拉特·惠特尼公司将要对未来火箭发动机高度补偿喷管的性能进行估价.现有助推器发动机,包括航天飞机的发动机,都具有固定的几何尺寸的喷管.此种喷管设计必须综合考虑发射和入轨的理想环境变化.根据新的设计,喷管几何尺寸是可     

新的无污染固体推进剂的研制

美国陆军空气喷气发动机固体推进公司已经开始为将来的高升力助推器研制一种新的无污染固体推进剂工作.利用粘合剂首先生产出两种液体的乳胶,然后再进一步加工获得固体推进剂.一般的固体火箭推进剂含有68%的固体氧化剂,20%的金属燃料和12%的粘合剂,     

液体燃料冲压发动机

该文首先回顾了冲压发动机的发展历程,介绍了发展动向和新型冲压发动机的一些特点。如采用侧面进气道的气动构型;助推器与冲压发动机整体式布局;采用旋流式燃烧室等。 该文较全而地介绍了与液体燃料冲压发动机有关的几项关键技术和重要部件的研究情况。它们是:液体燃料、燃油系统、燃油调节和喷注、燃烧室、燃烧等。     

国外动态

Insul/rite弹性材料模压成火箭发动机的喉道和出口锥已试验成功.由ICI/Fiberite公司生产的这种材料可用于火箭发动机壳体绝热材料、助推器或高压发动机、固体或液体起动/停止/再起动发动机,带整体式挠性轴承的推力矢量控制和冲压发动机部件.用于火箭发动机试验的橡胶喷管,由一种用层压模塑法成型的喷管进口、喉道和出口锥     

整体级方案的研究

从1980年起,美国空军一直在研究把两级火箭发动机结合在一起的整体级方案(ISC).这种方案可提高多级导弹系统的性能,共用某些导弹结构部件,有效地利用推进系统的可用容积,使发动机可靠性更高,制造成本显著降低.航空喷气战略推进公司(ASPC)一直在研究整体级方案应用于未来的先进洲际弹道导弹(AICBM)、空中发射助推滑翔飞行器(BGV)、快速燃烧助推器和轨道运送飞行器(OTV).这些系统采用和以前不同的部件设计方案和材料,取得了一些研究成果.根据最近完成的详细研究表明,对于体积有限系统,级性能改善30%左右,对于重量有限系统,级性能改善15%.     

某型延寿助推器内弹道性能预示

在建立某型延寿助推器翼柱型装药的仿真模型和数学模型的基础上,对该型助推器装药进行了数值模拟,完成了内弹道性能预示,得出了该型延寿助推器燃烧室压强和推力随时间变化的规律,并根据内弹道性能预示结果分析该型延寿助推器继续使用的可能性     

基于时变TVAR模型和CKF滤波的助推器落点预测

为解决助推器难以精确回收的问题,提出了一种容积卡尔曼滤波(CKF)和时变自回归(TVAR)模型融合的助推器落点预测方法。针对外弹道观测数据的非平稳时序特点,利用TVAR模型对其建模,预测助推器脱落时和助推器落地之间一段时间的未来测量值,以离散化质点弹道模型作为状态方程,将未来测量值作为CKF滤波弹道位置估计的测量值。为普适非平稳序列,考虑时变TVAR对非平稳时间序列的时变参数和模型阶数的确定。该方法是预测助推器落点滤波外推法的一种新实践。实验数据结果表明,TVAR预测助推器落点与TVAR-CKF融合预测的助推器落点相比,融合后预测的结果与实际测量的助推器落点的偏差更小,可为实际应用提供参考。     

火箭助推器回收稳定减速阶段动力学仿真分析

针对火箭助推器的伞降回收稳定减速阶段,开展了助推器回收系统各部分受力分析,建立了多体系统的动力学方程组和约束方程组;同时搭建了火箭助推器回收系统的动力学模型,模拟了火箭助推器回收系统开始工作直至翼伞开伞前的整个过程。仿真结果表明:稳定伞和减速伞对火箭助推器起到了稳定姿态和减速作用,为翼伞开伞提供了条件;通过与试验数据的对比,验证了火箭助推器回收系统动力学模型的准确性。