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     

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     

惯性末级大型固体发动机推进剂和壳体问题

在全尺寸研制计划中,为首次点火准备的一台大型固体发动机,由于端羟基聚丁二烯推进剂不能适当地固化而出现了软裂纹,以导致一台推进系统发生拖延。改进捏合过程和配方工艺之后,3月16日在沙弗法(Shaffer)称之为“很好、很成功”的试验中对该固体发动机进行了点火。联合技术分公司的化学系统分部(波音公司的固体发动机子承包商)报道:在阿诺德(Arnold)对装载超过20,000磅(约7,460Kg)推进剂直径92英寸(约2.34米)的固体发动机进行了近似真空状态约150秒的点火。按照沙弗法的观点,点火持续的时间被认为是惯性末级高危险范围的一个方面。该试验已经使用化学系统分公司惯性末级推力向量控制执行     

美法联合研制的航天发动机

美国联合工艺公司化学系统分公司和法国欧洲动力公司联合研制的高性能航天固体发动机,最近在加州爱德华空军基地的火箭推进研究所成功地进行了一次热试车。该发动机采用了美国和法国的最先进技术,全部关键部件均由复合材料制成。这次试车是在模拟40公里的高空条件下进行的,推力约3630公斤,发动机直径762毫     

惯性末级大型固体发动机壳体的液压试验

化学系统分公司为空军惯性末级生产直径92英寸(约2.24米)的固体发动机壳体,此壳体于1979年2月在该公司的科伊欧特(Coyote)中心成功地进行了极限液压试验。液压达1113磅/平方时(约80kg/cm~2)时壳体破裂。此液压压力大大超过了该试验的规定压力值1050磅/平方英寸(约74kg/cm~2)。     

先进的航天发动机试验

本文报导一种航天发动机的高空模拟点火试验。这种发动机综合利用了几种先进技术:90%固体燃料的端羟基聚丁二烯/铝粉/过氯酸铵/奥克托金推进剂;在凯夫拉壳体内的头端满装药;无支撑的整体喉部和收敛段入口;特轻的喷管和用充气膨胀的作动筒展开的可延伸出口锥。这次试验结束了法国欧洲动力公司和美国联合工艺公司化学系统分部之间为期两年的分工协作的研究和试制工作。所达到的比冲值被认为是复合推进剂在样机发动机中的一个最高记录。     

惯性顶级固体发动机综述

一、概述惯性顶级(IUS)是美国近年来研究成功的航天运输系统的关键组成部分之一,由国防部和航宇局共同主持这项计划,波音公司为主合同单位,联合工艺公司化学系统分公司为发动机研究单位。其主要任务是作为航天飞机的顶级,发射同步卫星和航天飞行器。此外,它也能与航天飞机的后备方案——大力神34D运载火箭配合,执行这一项使命。     

全复合材料宇航发动机可行性验证

1982年11月,空军火箭推进实验室成功地进行了由若干先进的部件组成的发动机的高空模拟点火试验,从而完成了全复合材料固体火箭宇航发动机可行性的验证。这次试验使法国欧洲推进公司与美国联合工艺公司化学系统分公司分工合作为期三年的研制工作达到高潮。发动机接近于全复合材料结构,金属部件几乎完全消除,证实了全复合材料发动机的可行性。经过验证的先进部件有:1)凯夫拉—环氧树脂燃烧室的复合材料极性接头;2)轻质的燃烧室绝热层;3)适用于头部满装药且安装在喷管上提供飞行用的环形点火器;4)高性能的 HTPB/HMX 先进宇航发动机推进剂;5)具有无支撑整体喷喉和入口段,以及能直接适应推力向量控制作动器载荷(在未来试验中)的薄壁出口锥的特轻喷管;6)连接出口锥与整体喷喉和入口段的套装式出口接头。     

简易碳/碳喷管介绍

本文介绍了法国欧洲动力公司和美国联合工艺公司化学系统分公司各自进行研制的一个共同项目中,一种航天发动机简易碳/碳喷管实例。这个项目以1977年6月13日进行喷管。的高空模拟试验而告结束。这个喷管是迄今已试验过的嗽径为48.6毫米(1.912英寸),膨胀比超过99:1类型中最简单、重量最轻的喷管。从喷管的最前端到出口面,气流流经的路径仅仅是由两个碳/碳部件[一个四维(4D)增强的整体喉衬和一个二维(2D)增强的出口锥]组成。这两个部件的总重只有4.4公斤。     

螺栓挤压推力终止系统验证试验

本文总结了螺栓挤压推力终止系统(BETTS)的设计、研制和验证试验。该系统在阿诺德工程研制中心(AEDC)进行了多次冷试,一次海平面热试和两次高空点火推力终止试验,试验所用的发动机是政府向化学系统分公司提供的“民兵”发动机空壳体装药后制成的。通过大发动机热试,证明本计划所验证的这种BETTS可以消除前部碎片,大大地简化药柱和发动机壳体的设计,提高末级性能。另外,这种方法设计简单,从而可以降低推进系统的成本。BETTS用爆炸螺栓和挤压螺栓的组合代替连接喷管法兰和发动机壳体法兰的普通螺栓。接到指令后,爆炸螺栓立即打开,喷管循着挤压螺栓向后平移,发动机气体迅速排出,从而使推进剂熄火。挤压螺栓控制着喷管的移动速度和最大运动行程。以前根据NO.F04611—75—C—0044合同(CSD计划2549)曾成功地在缩比发动机上进行了BETTS热试和在飞行重量的“民兵”Ⅲ第三级发动机上进行了冷试。     

TRW公司的超低成本液氧/液氢助推液体火箭发动机

TRW 公司已经设计、制造并准备测试一台海平面推力为2.89MN 的液氧/液氢火箭发动机.这台发动机的设计给出这样一个启示:对于大型助推火箭发动机,可以通过少量地降低发动机性能而使其制造成本大幅度降低.这种超低成本的助推液体火箭发动机具有极强的生命力。这台泵压式发动机设计的特点是室压低(4.83MPa),从而使发动机主要部件(包括燃烧室、涡轮和供应系统)的成本比高室压设计低得多。这台发动机综合了 TRW 公司论证的针栓式(针阀式)喷注器设计、加衬烧蚀燃烧室/喷管和低成本箔轴承涡轮泵,它们都大幅度地减小了发动机的部件数量、制造成本和试验成本。本文介绍了这台发动机的设计、制造和工作特点,并着重强调了它能大幅度降低发动机制造和试验成本的独有特点。本文还描述了 TRW 公司 Readondo Beach,CA 工厂从计划开始,在不到12个月的时间内设计、制造并组装成功的全尺寸试验样机。     

大型固体推进剂火箭发动机在三轴稳定爬高时产生的非轴向推力特征

固体火箭发动机在三轴稳定姿态控制时所产生的非轴向推力已根据 BurnerⅡ、BurnerⅡA 和 Block 5D—1共23发运载火箭顶级的爬高经验数据确定。从25发代表4种不同设计的发动机(三种球形发动机,一种加长的球形发动机)的三轴稳定点火试验中获得了基本数据。附录以表格形式给出了随固体火箭发动机工作时间变化的合成侧向力、横向侧向力的大小、方向、总冲以及滚动力矩的大小、方向和总冲。正文中绘出了各组数据均值和3σ偏差的曲线图。对现有的可用的地面试验的侧向力、滚动力矩大小和总冲等数据进行了鉴定,并与上述的经验数据进行了比较。在全部球形发动机范围内,选用了阿诺德工程发展中心(AEDC)的地面试验数据,其侧向力、滚动力矩和总冲均小于上面所估计的经验数据。在加长的球形发动机范围内,选定的 AEDC 地面试验数据表明,鉴于试验和经验两组数据均只有极小批量,所选定的 AEDC 的侧向力、滚动力矩和总冲的实验数据与发动机的经验数据非常吻合。     

低成本的压缩模压喷管和树脂传递模压喷管

近年来,美国联合技术公司化学系统分部验证了两种低成本的模压喷管,它们可代替目前常用的布带缠绕的碳酚醛喷管。这两种低成本的模压喷管分别采用模压碳纤维填充的聚二甲基硅氧烷(PDMS)和树脂传递模压(RTM)碳酚醛两种方法成型。 一、PDMS压缩模压喷管 用6种侯选材料分别制成了6台缩比喷管,并在1.8kg发动机上进行了试验。推进剂是84％固体/16％铝粉的PBAN配方。这6种侯选材料是:(1)MXE C926,它是碳织物增强的PDMS;(2)MXE C216,不连续碳纤维增强的PDMS,碳纤维含量40％(重量);(3)MXES602,氧化硅织物增强的PDMS;(4)HTPB,HTPB(R—45—A5)     

小型洲际导弹的第二级发动机进行试验

美国空军的小型洲际弹道导弹用的第二级固体火箭发动机的样机由空气喷气发动机战略推进公司在其加州的萨克拉门托的实验室进行点火试验。今年2月9日进行的点火试验其推力达到了41000磅,连续工作了41.7秒。该公司的有关人士说,这台发动机采用了仃墨纤维缠绕先体,碳-碳材料喷管和一种新的内绝热层。就继续设     

美公司拟研制使用吸气式引射器冲压发动机的可复用运载器

图１通天公司的“航空航天器”主要以一台引射器冲压发动机作动力。图中所示为可复用的升力体型第二级和多颗卫星正在被送入低地轨道作为几家正在研制可重复使用型商业运载器的公司之一，美国通天有限责任公司将在其可复用运载器的混合吸气式第一级上采用新式的“引射器冲...     

模拟来流参数误差对固体冲压发动机地面试验结果影响的评估

在固冲发动机地面试验中,模拟来流误差对试验结果有很大影响,开展相关影响评估研究具有重要的理论意义和工程价值.基于一维气动理论,结合某试验固冲发动机,采用小偏差方法评估模拟来流误差对试验结果的影响,给出了发动机性能参数时模拟误差的敏感系数和小偏差方法的适用范围,提出了一套较完整的考虑模拟误差的固冲发动机性能计算方法和固冲...     

NK－33将用在美K－1运载火箭上

ＮＫ－３３将用在美Ｋ－１运载火箭上ＮＫ－３３发动机在航空喷气发动机公司进行试车美国航空喷气发动机公司将从明年初起开始对１２台俄制ＮＫ－３３火箭发动机进行改装，以便用在美基斯特勒宇航公司新型Ｋ－１运载火箭的第一和第二级上。总共７０台这种发动机中的１２台...     

全复合材料的远地点发动机

1982年11月4日,由法国欧洲动力公司(SEP)和美国联合工艺公司化学系统分公司(CSD)合作研制的全复合材料的试验远地点发动机成功地进行了首次地面试车。这种新型发动机的全部部件均是用碳/碳,陶瓷/陶瓷,凯夫拉/环氧等复合材料,并采用最先进的工艺技术制造的。本次试车目的是:全面检测发动机的壳体结构,内绝热层,点火器,装药和推     

LLV全固体运载火箭系列

美国洛克希德导弹与航天公司正在研制一种全固体运载火箭系列,命名为洛克希德运载器(LLV)。 这个火箭系列包括3个型号。LLV_1是该系列的基本型,第一级使用锡奥科尔公司的卡斯托120固体发动机,上面级使用联合技术公司化学系统分部的Orbus 21D发动机。这一型号能把约1040kg的有效载荷送入185km高的低地轨道,一次发射费用约为1400万美元。它预定于1994年11月进行首次发射。     

安塔瑞斯火箭芯级发动机热试车失败

<正>据报道,Aerojet公司的AJ-26发动机于2014年5月22日在NASA斯坦尼斯航天中心(Stennis)E-1试验台进行发动机热试车时突发故障,导致发动机严重受损,所幸无人员伤亡,但试验台受损情况不明。这是AJ-26发动机第二次热试车失败,该型发动机曾在2011年6月因金属壳体老化,煤油推进剂泄漏而导致发动机起火。自2010年11月以来,NASA就和其商业轨道运输服务合作伙伴轨道科学公司(OSC)公司在Stennis航天中心试验AJ-26