小型试验固体火箭发动机研究

从理论上分析了影响固体火箭发动机性能散布的主要因素,设计了相应配套的小型试验固体火箭发动机,用于提高燃速测试精度,并应用于大型发动机的研制和批产。理论分析和测试结果表明,燃速的测试精度以及复合固体推进剂自身的燃速散布是影响固体火箭发动机性能的最主要因素,把握了复合固体推进剂燃速,可减小性能散布,确保大型固体火箭发动机批次研制和生产性能的稳定性和准确性。     

固体火箭发动机复合材料部件批生产中的质量控制

对固体火箭发动机复合材料的常见缺陷及产生缺陷的原因、批生产中的质量控制关键进行了论述,对我国开展固体火箭发动机批生产的质量控制提出了几点看法。     

某型号固体火箭发动机批生产中的标准化工作

介绍了某型号固体火箭发动机批生产中有关的标准化工作 ,分别对技术文件受控、各种标准的制定和修订、标准的实施及监督检查进行了介绍 ,并提出今后批生产工作的建议。     

固体火箭发动机装药、总装质量与可靠性信息管理探析

阐述了固体火箭发动机装药，总装厂在研制批产并举，军民品同步发展的形势下，如何做好质量信息管理工作，并对当前信息管理工作中存在的问题进行了剖析，提出了解决方案。     

激光快速成形技术在液体动力领域的应用前景

随着液体火箭发动机性能的不断提高,发动机核心构件呈现复杂、薄壁、多功能、整体化和轻质化等新特征,为发动机的研制与生产带来挑战,急需开展新工艺、新技术的研究来满足发动机的制造需求。激光快速成形技术是近年来迅速发展起来的一种新工艺,该技术使用激光作为热源,将金属粉逐层熔化,可直接制备出形状复杂、尺寸精度高、组织结构致密、性能稳定的金属构件,在液体动力产品制造上具有独特应用优势。介绍了激光快速成形技术的原理及分类,综述了其国内外研究现状及发展趋势,分析了该技术在液体火箭发动机上的应用优势,并阐述了其在液体火箭发动机上的应用前景。     

苏联的质子号火箭

质子号火箭的发展史苏联于1961年开始研制质子号火箭并生产了第一批封闭式循环火箭发动机。1965年第一次发射两级的SL-9型火箭,用这种火箭将质子-1～-3卫星送入了190×630公里的轨道,但自从1966年7月以后,这种火箭就不再使用了。1967年,苏联用4级的SL-12型火箭发射了宇宙146再入飞行器,这可能是     

有关固体火箭发动机的两组统计数据

据资料报道,就典型的固体火箭发动机来说,美国对自己的研究历史作了统计分析后,得出以下两组数据: 1.在固体火箭发动机总成本中,推进剂成本占34％,壳体成本占25％,喷管成本占20％,绝热层成本占8％,点火器成本占1％,装配检测成本占8％,其它成本占4％。 2.固体火箭发动机的成功率为96％,事故率为4％。在事故中,研制发动机占79％,鉴定发动机占18％,批生产发动机占3％。     

蓝源新发动机工厂落成,可年产42台发动机

正蓝源公司2020年2月17日为其亚拉巴马州亨茨维尔的发动机工厂举行了落成剪彩仪式,宣告这座面积约3.25万平方米的工厂正式启用。该厂将生产BE-4和BE-3U发动机,供蓝源自己的"新格伦"火箭和联合发射联盟公司的"火神"火箭使用。花了1年多一点的时间建成的这座工厂将设300多名员工,每年最多可生产42台发动机。蓝源首席执行官史密斯在仪式     

固体火箭发动机壳体缓释技术研究进展

固体火箭发动机壳体缓释技术是提高固体火箭发动机服役安全性的重要技术手段之一。文章梳理了国内外固体火箭发动机壳体缓释技术方面的研究进展,根据各技术能够提供的排气泄压通道面积大小,将壳体缓释技术分为整体失强、头/筒分离和局部排气三大类,系统地对比了各项技术的设计思路、工作原理和实用效果。结合国外地地导弹、空空导弹和舰空导弹等导弹发动机壳体缓释技术应用实例和低易损性试验结果,阐明了壳体缓释技术对固体火箭发动机服役安全性的提升作用。最后,给出了使用发动机壳体缓释技术进行安全性总体设计的设计思路,并提出了固体火箭发动机安全性设计中应重点考虑排气通道临界面积和排气通道开启时刻两个关键因素。文中所述的研究进展可为固体火箭发动机服役安全性设计和优化提供参考。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论分析初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

1979年固体火箭技术的成就

固体火箭技术恰当地说,1979年在“巨型”发动机方面取得了新的成就。大型固体火箭发动机的陆续成功推动着技术的进展并提高了当前技术水平。从小尺寸发动机简单地按比例放大的方法是不能满足要求的。由于发动机尺寸和重量大幅度增加,在材料、生产和装卸等方面都引起了一系列问题。发动机采用分段制造和分段运输以及在发射场     

液体火箭发动机健康监控技术研究现状

液体火箭发动机健康监控技术是改进和提高运载火箭、航天器可靠性与安全性的核心技术之一,对其进行研究具有重要的学术价值和工程应用价值。液体火箭发动机健康监控技术的研究主要包括液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法、液体火箭发动机健康监控系统两方面。该文介绍了基于模型驱动的方法、基于数据驱动的方法和基于人工智能的方法,阐明了液体火箭发动机故障检测与诊断理论方法的研究现状,通过对美国液体火箭发动机典型健康监控系统的介绍,阐明了液体火箭发动机健康监控系统研究的若干进展及现状,并对液体火箭推进系统健康监控技术的演变趋势作了简要评述。     

我国航天发展需要更强“动力”——专访液体火箭发动机专家张贵田院士

正张贵田,中国工程院院士,国际宇航科学院院士,液体火箭发动机专家,我国液体火箭发动机技术的主要开拓者和技术带头人之一。40多年来,张院士一直从事液体火箭发动机的研究和设计工作,在国内率先提出用液相分区方法解决发动机不稳定燃烧的难题;主持研制成功的高空发动机、双组元微型发动机均填补了国内空白。张贵田院士曾先后担任了多种战略导弹和"长征"系列运载火箭发     

基于Web的固体火箭发动机质量信息系统安全性研究

提高固体火箭发动机质量信息系统的安全性，对于固体火箭发动机的研制与生产具有重要的信息保护作用。针对基于Web的固体火箭发动机质量信息管理与评判系统。分析了操作系统，网络和数据库等三个方面的安全性，利用三维模型提出了系统安全性方案的基本框架，该方案的试运行表明，该方案的使用具有积极的意义和作用。     

俄研制革命性氨火箭发动机

俄罗斯动力机械科研生产联合公司已开始研制一种新型火箭发动机,能极大地降低火箭发射费用,并无需生产氢燃料。新发动机效率将比现有设计提高约30％,采用一种全新的乙炔和氨混合燃料,称为“阿采塔姆”。     

全面构建新总装 引领航天制造业

<正>首都航天机械公司(二一一厂)隶属中国航天科技集团运载火箭技术研究院,是我国规模最大的运载火箭总装集成企业,唯一的氢氧发动机制造企业。公司先后从事飞机修理制造、运载火箭研制生产等工作,在航空、航天两大领域均取得了辉煌成绩。截至2014年底,研制生产项目共15个型号、139发火箭,占长征系列火箭发射的68.5%;曾用不到两年时间,圆满完成了舱外航天服承力结构主体研制任务;目前正在研制以长征五号、长征七号为代表的新一代运载火箭,以及应用于长征五号火箭的一级大氢氧发动机和二级氢氧发动机。先后荣获"全国五一劳动奖状"、"高技术武器装备发展建设工程突出贡献奖"、"中国载人航天工程突出贡献集体"、"首次月球探测工     

常规液体火箭发动机“三化”研究

在对国内外液体火箭发动机现状进行调查分析的基础上,研究我国民用航天常规液体火箭发动机开展"三化"工作的必要性与可行性,提出常规液体火箭发动机"三化"的基本方案,并对实施前景和实施现状进行介绍.     

固体火箭发动机不点火自毁爆炸危险性研究

根据中能固体火箭发动机的自毁爆炸特点及发动机自毁模拟试验的结果。结合过去固体火箭发动机的研制经验。提出了中能固体发动机不点火自毁爆炸危险性的计算方法。并对三级火箭固体火箭发动机不点火自毁时的爆炸TNT当量,碎片飞散距离和冲击波超压安全距离进行了计算和分析,为导弹自毁爆炸危险性分析提供了参考。     

液体火箭发动机试验噪声测试分析

研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用于液体火箭发动机试验的噪声测试方法,介绍了该噪声测试系统的原理和各组成部分功能。对某型号液体火箭发动机地面试验所产生的噪声进行了测量,结合所测得的噪声信号进行了时域与频域分析,对发动机周围噪声特性进行了研究,得出了发动机在试车台上的噪声分布特征,对液体火箭发动机的设计改进和地面试验台的降噪措施有一定参考价值。