加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座2

加大型飞马座首射失败轨道科学公司推出金牛座２美轨道科学公司的加大型飞马座火箭──飞马座ＸＬ６月２７日进行首次发射时失败。火箭在从Ｌ－１０１１载机分离几分钟后由靶场安全人员通过指令自毁。火箭发生故障的第一个征兆出现在一级点火后第３５秒左右（此时火箭正处...     

星系列发动机部件的空间老化研究

在NASA的长期暴露设施(LDEF)首次试验中,使用了星系发动机的材料和部件。试件经过5年又9个月的空间环境暴露后,和大气环境老化试件相比,质量略有损失,粘接强度稍有降低,推进剂正常硬化,喷管材料性能无变化.空间老化和地面真空老化研究的结果相类似,表明地面真空老化实验可提供发动机空间暴露能力评估的信息。LDEF实验获得的老化结果和星系发动机在196天金星飞行任务和15个月Magellan飞行任务中的结果表明,该发动机具有优越的空间暴露能力.     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

固体火箭发动机结构可靠性综合评定法

提出了一种将固体火箭发动机各组件试验数据折算成等效的整机试验数据,进行其结构可靠性综合评定的方法。运用此法对某大型固体火箭发动机整机结构可靠性进行了评估。结果表明,评定的整机结构可靠度显著提高了。从而证明此方法可供工程设计使用。     

航天飞机固体火箭发动机计划实施中取得的教训

在美国航天飞机固体火箭发动机计划中,对“挑战者”号悲剧以前24次飞行所取得的教训进行了说明和讨论。对诸如飞行安全性、重复使用要求、系统可靠性、结构状态以及由重返大气、水冲击和修复而造成的结构件损坏等方面作了分析和实际飞行达到的性能之间的比较。所取得教训的内客可分为三大类:a.飞行安全性;b.性能;c.重复使用/成本。在每一类中,重点是确定改进的具体方案。很明显,由于考虑进度和成本,大大减小了对有利于飞行安全性的重视程度,结合所取得的教训,对初始系统设计、冗余系统、制造和装配工艺以及发射的约束条件等方面的变化进行讨论。     

可燃喷管固体发动机性能初探

可燃喷管固体火箭发动机具有成本低、可靠性高等优点,可用作运载火箭助推器,本文对它的性能进行了初步探索。理论计算的内弹道曲线及喷管型面与实验结果基本一致,实验结果表明,该发动机的比冲稍低于钢喷管发动机的比冲;喷喉圆柱段的燃速比收敛段和扩散段的燃速高,燃烧规律也不相同。     

固体发动机推力终止过程分析和预估

本文介绍了固体发动机推力终止过程理论分析及预估的各种方法,并对它们的优缺点和应用场合,以及某些问题进行了讨论,文中在指出现有计算方法均不能解释和预估推力终止过程中出现的一系列压力脉冲现象同时,介绍了这一问题的冷模拟实验结果。     

固体火箭发动机管式点火器的工程设计方法

本文提出了用数值计算方法设计固体火箭发动机管式点火器的方法,计算采用四阶龙格库塔法,控制方程为一组常微分方法。应用模拟自由容积点火实验、点火器实验以及全尺寸发动机实验验证,本方法简便适用、设计可靠,有一定的工程应用和推广价值。     

高质量比助推发动机的论证试验

先进战略武器系统要求高质量比助推器,锡奥科尔公司对此进行了论证试验,结果表明,助推发动机质量比可提高到0.91,以获得高的关机速度,且不增加成本和风险.     

固体推进剂发动机的侵蚀燃烧研究

对高氯酸铵和惰性粘合剂推进剂的侵蚀燃烧进行了实验和模型方面的研究.早先的全耦合模型曾被用于各种尺寸的发动机,并显示出明显的效果.由此导出了由于强喷吹产生的界面剪切应力关系,此式成为一种简化模型的基础,只需知道燃烧表面的平均质量流率,就可以进行局部壁面区的一维分析,并表明推进剂的名义燃速是影响侵蚀燃烧的主要参数,名义燃速对锓蚀燃烧门限值有直接影响。尺寸效应对门限值的影响包含在适当的无因次参数中.     

固体发动机网状点火器的数值计算及性能分析

采用一维非定常流动模型和差分格式对网状点火器进行了数值计算,得到了它的性能数据,对实际工程设计具有一定的参考价值。     

EPDM／石棉固体发动机内绝热材料的性能

本文介绍了石棉填充三元乙丙橡胶绝热材料J-90-1的性能,并和传统的NBR/石棉材料9621以及代表80年代初期国外水平的EPDM绝热材料进行了全面对比.J-90-1材料的突出优点是低密度、耐烧蚀、耐老化、耐低温,整体加工性能良好,达到了国际上80年代初期同类材料的水平.它已成功地应用于全尺寸复合材料固体发动机.     

液体火箭发动机技术在火炮中应用的研究

传统的固体发射药火炮技术已很完善,对它的改进已很困难,只有通过发射能源的改革才能使火炮性能取得较大的提高,液体发射药火炮由此应运而生.这是运用了液体火箭发动机中推进剂(液体药)加注、喷射、燃烧和膨胀等原理而发展起来的新一代火炮技术.它能提高火炮威力,提高使用性能,改善战场后勤供应和降低成本.再生式液体发射药火炮是液体发射药火炮中的佼佼者.液体发射药火炮研究中可借鉴液体火箭发动机的许多技术.对液体发射药火炮的工作过程和重要技术关键作了详述.     

苏联透露能源号和天顶号火箭发动机情况

苏联专家在布尔歇航空博览会上详细介绍了天顶号和大型能源号火箭的最新式液体燃料发动机,即低温发动机RD-0120,液氧和煤油发动机RD-170和RD-120。目前苏联已准备向国外出售这些发动机及其技术。 RD-170是在1976～1985年间研制的。据介绍,这是世界上功率最大的液体多燃烧室火箭     

斜切喷管排气对航天器的影响

在真空环境下工作的火箭发动机将产生一股流向喷管回流区的分子流。本文论述了这种回流的分析模型,并提出了一种预测斜切喷管回流影响的方法。     

固体火箭发动机总体优化设计

本文介绍了对某空—空导弹固体火箭发动机进行的优化设计,优化中以所选的五个设计变量,建立了适用的能量模型和质量模型,编制了参数优化和参数分析计算机程序,采用约束复合形优化方法,可得到稳定收敛的最优解。文中还对五个设计变量进行了参数分析,并确定了各参数的敏感度。本文介绍的优化方法和所编制的计算机程序可用于其它固体火箭发动机的优化设计。     

固体火箭发动机总体优化设计过程的图形显示

本文介绍将固体火箭发动机总体优化设计程序与Auto CAD绘图软件联接起来,根据总体优化过程中的主要设计变量-直径和膨胀比的数值,绘制一系列的发动机总图,在优化设计过程中,使用该程序可以在计算机屏幕上,显示发动机总图和发动机直径以及膨胀比的变化趋势,为设计者提供直观的图形.这项研究为形成一套完善的固体火箭发动机计算机辅助设计系统建立了基础.     

我国第三代探空火箭的发展概况

从任务来源，方案制定和演变、关键技术、飞行试验和发射使用等方面论述了和平六号气象火箭、挺进一号和挺进一号甲等动力学取样火箭，挺进二号取样火箭，织女一号气象火箭，织女三号高空探测火箭等我国第三代探空火箭的发展历程。     

多脉冲固体火箭发动机

介绍国外几种典型结构的多脉冲固体火箭发动机的发展概况．讨论该种发动机的药柱、隔离系统、点火系统、绝热层等关键技术和地面点火试验情况。