美、法试验远地点发动机和喷管

一台先进的空间固体远地点发动机和喷管于1979年11月15日在爱德华空军基地点火试验成功。这是美国联合技术公司化学系统分公司与法国欧洲动力装置制造公司经过两年努力的成果,它综合了在碳-碳材料,固体推进剂药柱及喷管设计方面最新的先进技术。发动机直径为76厘米,在模拟30,480米以上高空的情况下点火试验约60秒。发动机     

美国三个主要公司为MX导弹研制可延伸喷管

赫克力斯公司,航空喷气固体推进公司和联合工艺公司正在为MX 洲际弹道导弹第二级研制可延伸喷管出口锥。目前已在进行点火试验。赫克力斯公司研制的可延伸喷管是采用碳一碳可扩张的皱褶裙(expandableskirt)。该装置已进行发动机点火试验。膨胀比88:1,喉径2时(50.8毫米),燃     

小型洲际弹道导弹第二级发动机点火试验

航空喷气战略推进公司为美国空军小型洲际弹道导弹计划研制的第二级模样固体火箭发动机在该公司的加州萨克拉门托的试车台进行了点火试验。2月9日的点火试验中,发动机推力为41000磅、燃烧时间为41.7秒。该公司说,此发动机采用了石墨纤维缠绕壳体、碳碳喷管材料和一种新型内绝热层。上星期,空军与四家公司签订了六份合同,继续设计和研制小型洲际弹道导弹推进系统。联合工艺公司化学系统分公司得到了价值为6210万美元的研     

航天发动机推进—现状报告

自1974年以来,根据赛奥科尔公司提出的计划,用静态点火试车验证了顶级火箭发动机设计的主要进展。发动机弹道性能的改进和质量比的提高,在装药量为450—1650公斤,直径为0.7、0.9和1.2米的几种发动机上得到了验证。大多数技术改进都用设计的每种发动机进行几台静态点火试验验证过,并且根据合同正在研制的近地点和远地点发动机采用了这些技术。这些改进包括:端羟基聚丁二烯(HTPB)复合推进剂;柱槽型的药柱设计;碳—碳出口锥的深潜入喷管;在喷管潜入部分周围安装一个环形的小火箭式点火器和低密度三元乙丙橡胶(EPDM)壳体绝热层。     

四、试验及测试

点火研究用气液式小火箭发动机与试验方法/李逢春等/1983(1),93～108 本文叙述了用于固体推进剂点火性能研究的试验装置——气液式小火箭发动机及其试验方法。该装置造价低廉,使用方便,输出性能优良,可以用于测定推进剂的点火性能。利用它,我们首次对三种常用的复合推进剂的点火延迟时间进行了测试,其结果与理论分析基本一致。火箭发动机发动机试验推进剂点火点火延迟     

“战斧”助推器采用热球窝喷管

美国联合工艺公司化学系统分公司为通用动力公司“战斧”巡航导弹研制的改性固体火箭助推发动机,在化学系统分公司(CSD)进行了第一次点火试验。试验结果表明,该发动机总冲比改性前的总冲提高了17%。这台发动机全程工作13秒,推力2900公斤。这是化学系统分公司根据合同制造和试验的36台发动机中的第一台。发动机采用了化学系统分公司和 Par-     

动态新闻

SpaceX公司先进新型＂超级天龙座＂发动机点火试验成功据美国红轨道网站2012年2月1日报道,太空探索技术公司（SpaceX）已成功对＂超级天龙座＂（Super-Draco）发动机进行点火试验。SpaceX公司首席执行官Elon Musk称,SuperDraco发动机将为革新的发射逃逸系统提供动力,可使＂龙＂太空舱（Dragon spacecraft）安全、精确地着陆地球或其他行星。     

美国固体火箭行业1988年的头等大事

恢复航天飞机飞行和改进航天飞机,是美国固体火箭行业1988年优先考虑的一件大事。为此,莫顿锡奥科尔公司进行了缩比发动机,短长度发动机、全尺寸发动机等的点火试验,并在3月和7月向 NASA 的肯尼迪航天中心各交付了一套用于飞行的固体火箭发动机。并进行了两发研制发动机、两发鉴定发动机和一发生产检验发动机的全尺寸点火试验。在鉴定发动机试验中,使发动机承受了侧向载荷。试验证明新接头的位移小于旧接头,在侧向载荷作用下没有开启。生产检验发动机的试验验证了现场接头和喷管——壳体接头对主要人为缺陷的敏感性。     

1988年美国固体战略导弹研制的进展

1988年,美国空军小型洲际导弹计划已进行了一些全尺寸研制发动机试验。赫克里斯公司研制的第三级发动机在空军阿诺德工程发展中心的高空舱里进行了高空模拟试验.这种发动机采用了缠绕的弹性绝热层,以及由自动化三维碳-碳编织和致密化法生产的三维碳-碳出口锥.     

可延伸出口锥的研制与试验

1979年法国欧洲动力装置公司(SEP)开始研制可延伸出口锥(EEC)。共进行了六发点火试验,均取得成功。下一发点火试验计划在1987年6月进行,届时,将对四种不同方案进行评估,其中包括折叠花瓣式及套筒锥式两种方案。EEC是固体火箭发动机喷管的一个复杂部件。为了提高它的可靠性及降低研制成本,设计必须尽可能简单。碳/碳部件采用三向增强细编织结构,可以做到设计简单,适用于目前既复杂又能装配的结构。如花瓣式和套筒锥式就可以采用这种称为SEPCARB NOVOLTEX材料。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

基于凹腔火焰稳定器的亚燃冲压发动机点火性能研究

通过碳氢燃料亚燃冲压发动机直连式试验,对凹腔火焰稳定器的点火性能进行了初步研究.试验分别在高能火花塞及氰气引导火焰两种情况下成功实现了可靠点火.结果表明,基于凹腔火焰稳定技术的亚燃冲压发动机的点火性能与燃料喷注压降及喷注方式密切相关.在壁面喷注燃料的方式下,发动机容易实现可靠点火,而在中心喷注燃料的情况下,发动机很难被点燃.此外,试验还发现,发动机的喉部尺寸对采用这类结构的哑燃冲压发动机凹腔内的压力影响较小,因此,喉部尺寸的变化对其点火性能的影响也较小.     

西班牙厂家试飞气球辅助火箭

正西班牙高空气球专业厂家零至无限公司3月1日对其"气球星"(Bloostar)气球辅助小卫星运载火箭进行了首次试飞。试验中,"气球星"由一只平流层气球携至25千米的高空,随后让箭上的真空型发动机点火工作。零至无限公司3月13日发消息称,试验证明该公司能够让发动机在太空中受控点火工作、让火箭保持稳定并对发射程序进行监控。"气     

大长细比小型固体发动机后点火试验研究

阐述了小型固体火箭发动机点火性能参数与影响因素．介绍了大长细比长尾喷管小型固体火箭发动机后点火的设计思路和试验情况．并对后点火试验研究进行了总结。     

复合材料发动机壳体的试验

《宇航日刊》1986年1月6日报道:对采用金属基复合材料壳体的火箭发动机已进行了点火试验,试验是在大西洋研究公司卡姆登的实验室进行的。这标志着美国空军预研计划已进入一个重要阶段,这种复合材料壳体的采用可以大大减轻战术导弹的重量,增加射程和有效载荷。被试验的发动机燃烧了14秒,消耗了1600磅推进剂,这表明该发动机可以经受住导弹点火时所产生的温度、压力和振动的考验。该发动机的研制是飞行动力实验计划的一部分,LTV 公司从1981年就开始参与这项工作。这项计划包括设计、制造和试验三     

固体发动机低温点火适应性模拟试验技术

考虑影响固体发动机低温点火适应性的推进剂低温力学性能、药柱固化降温应变以及药柱在发动机点火升压条件下应变等3个关键因素,设计了可用于全尺寸发动机低温点火适应性研究的ф202 mm模拟试验发动机。通过选取合适的药柱设计参数和发动机初始压强,可对全尺寸发动机在低温点火下药柱应变状态进行模拟。模拟发动机已成功应用于A、B和C等全尺寸发动机低温-40℃或-50℃点火适应性研究中,获得了各发动机低温点火试车时的结构安全余量,可在类似发动机低温点火适应性研究中推广应用。     

水下发动机点火设计试验

在固体火箭发动机技术应用到水雷动力装置研制中，为及时解决某水下发动机点火设计与试验，采取双药盒点火模式，对于点火药量的确定，结合理论计算，以及经验公式的估算后，与相类似的发动机进行比较计算，根据使用条件进行了修正，直接应用到全尺寸发动机地面试验。试验结果表明，发动机点火正常，能够保证药柱正常燃烧，发动机及时工作，工作压强与推力曲线完整、有效，点火一致性良好。目前采用的这种工程方法是可行、合理与有效的。     

“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。     

膨胀循环氢氧发动机低压火炬的点火能量研究

针对膨胀循环氢氧发动机多次点火需求,采用氢、氧推进剂吸热着火和火炬燃气降温放热的假设,用热力计算方法从理论上分析了推力室采用火炬点火的能量问题。在考虑火炬燃气与推力室内的氧补燃后,富燃低压火炬点火器的点火能量能够满足推力室点火需求。研制了2种低压火炬点火试验系统,对膨胀循环发动机进行了17次点火试验,试验结果与理论分析结果相符,验证了补燃点火假设。     

NASA商业伙伴蓝源公司完成平台逃逸系统试验

据Spacenews网站2012年10月22日消息，美国蓝源（Blue Origin）公司在10月19日对其亚轨道乘员飞行器进行了逃逸系统试验，这是履行与NASA的第二轮商业乘员开发协议（CCDev2）的重要里程碑试验。此次试验在西德克萨斯发射场进行，通过逃逸助推发动机点火，