国内外卫星用液体远地点发动机发展综述

综述了国内外卫星用液体远地点发动机的发展情况,阐述了国外几种典型远地点发动机和国内三代490 N发动机的主要技术特点和技术指标,对比分析了其产品性能并介绍了其产品的考核应用情况。自上世纪90年代以来,国内外在卫星用液体远地点发动机的研制中喷注器性能不断提高,推力室均采用了新型抗高温氧化材料,主要以铼/铱材料和C/SiC...     

面向高轨卫星的液体轨控发动机研制进展

综述了面向高轨卫星的液体轨控发动机发展及现状,简要介绍了490 N轨控发动机从第一代、第二代到第三代发展历程,着重阐述了高性能750 N轨控发动机的研制情况,并介绍了其技术方案及试验结果,总结了国内星用轨控发动机的研制经验。我国当前技术状态下,采用铌合金材料燃烧室可实现的750 N轨控发动机真空比冲性能可达到321 s以上,同时工作寿命满足25 000 s的工程需要,与国外高性能液体轨控发动机性能比对可见,我国面向高轨卫星用750 N发动机达到国际先进水平。     

高性能卫星用490N轨控发动机研究进展

阐述了卫星用第三代高性能490N轨控发动机的研究进展，主要介绍了发动机的设计概况、试验验证情况以及关键技术攻关情况。对后续研制工作提出了初步设想。     

国外液体远地点发动机研制概况

国外液体远地点发动机的研制是从70年代初期开始的,到1974年,德国和法国联合发射的交响乐实验通讯卫星首次使用了双组元液体发动机作为其远地点发动机。该卫星的发射成功地打破了固体远地点发动机的统治地位,把液体小推力发动机的研制提高到一个新的阶段。到80年代,大部分的国外航天器都采用和准备采用液体发动机作为轨道转移器。由此可见该类发动机对航天科技界是有很大吸引力的。     

高比冲双组元液体远地点火箭发动机研究

综述了国内外研制的双组元液体远地点火箭发动机的性能、特点和发展趋势。在分析了液体远地点发动机提高比冲的各种技术途径后，提出可通过改进喷注器设计、减少边区液膜冷却流量、采用扰流环二次燃烧和使用新型耐更高温材料等措施，以提高远地点发动机的比冲。     

星用第三代铼/铱材料490 N发动机研制进展

提高轨控发动机的真空比冲可以有效减少卫星变轨推进剂的消耗量,从而延长卫星的在轨工作寿命或增加有效载荷质量。介绍了我国在研的卫星用第三代铼/铱材料490 N发动机设计方案、技术攻关和试验情况,对工程化应用存在的问题进行了分析,并提出了改进和优化方案。在第二代490 N发动机的设计基础上,第三代490 N发动机成功攻克了可靠传热稳定工作喷注器、高性能喷注器与燃烧室匹配以及新型高温抗氧化材料制备等关键技术,真空比冲提高了10 s,达到325 s。两台发动机均通过了25 000 s鉴定级高空模拟热试车寿命考核,性能指标达到国际先进水平。但是针对试车子样数较少和铼/铱燃烧室制备工艺困难的问题,仍需进一步开展铼基体和铱涂层的高温性能研究,并继续优化发动机设计。     

性能改进的MON/肼液体远地点发动机设计研究与试验

采用 MON/肼双组元推力室完成轨道机动飞行,肼催化分解推力室用于姿态控制的双模式推进方案越来越广泛地应用于飞行器系统。本文介绍了命名为 LEROS1b,推力652.5N 的高性能液体远地点发动机的设计,研制及试验过程,该发动机已用于许多通讯卫星项目中,并被“火星勘测飞行器”选用。     

“东三”卫星远地点发动机的可靠性研究

分析了我国首次研制的地球同步广播通信卫星液体推进剂双组元远地点发动机的主要失效模式，提出了针对失效原因采取的可靠性对策以及阐述对这些对策的考核验证的情况，表明远地点发动机良好地解决了超长任务时间与高性能、高可靠性之间的矛盾。给出了按研制试验中的不等量截尾试验结果评估可靠度的具体方法和结果。     

航天用的欧洲固体推进器

马格2远地点发动机是由法国空间研究中心和欧空局委托欧洲动力装置公司(SEP)和意大利的斯尼亚公司以及西德的奥古机械厂在1980～1982年期问研制的。欧洲动力装置公司是主承包商,负责研制喷管和点火系统;斯尼亚公司负责研制内绝热层和装药;奥古机械厂负责研制燃烧室壳体。(一)发动机结构马格2发动机是一种固体推进剂远地点发动机,装有400～490公斤推进剂,能使550～680公斤的有效载荷产生1500米/秒的速度增量。卫星一远地点发动机靠自旋稳定,为此要     

双组元液体远地点火箭发动机扰流环的设计方法研究

针对双组元液体远地点火箭发动机采用液膜冷却的工作特点,分析了矩形、三角形以及两者混合结构等不同形状的扰流环对发动机燃烧性能的影响,得到了不同形状以及处于不同位置时的扰流环对发动机内流场以及燃烧效率影响结果.分析表明,数值计算的结果与发动机试验相符合,为液体远地点发动机的扰流环设计提供了重要参考.     

第二代490N发动机热控设计

为解决“东方红四号”卫星平台因第二代490 N发动机点火而导致其周边重要结构件温度偏高的问题,重新对发动机周边结构件的热控进行了设计,包括采取隔热垫、高温隔热屏、热防护筒及控制对接框表面状态参数等热控措施,同时利用TMG热分析软件对改进的热设计进行了分析验证。分析结果表明:对接框在发动机点火期间的最高温度为57.5℃,小于温度指标上限值（70℃）,且余量充足;发动机支架的热变形情况也满足指标要求,验证了改进热控设计的正确性。     

"嫦娥二号"卫星CMOS相机技术及应用

"嫦娥二号"卫星上装载了1台降落相机和3台监视相机,相机采用CMOS成像技术,突破了轻小型低功耗高度集成化相机设计技术、自动曝光技术、高速彩色图像静态压缩技术以及开窗和亚采样技术,对月面、卫星太阳翼展开、490N发动机工作以及定向天线展开等卫星关键动作进行了成功拍摄,是中国CMOS成像技术在深空探测领域的首次成功应用,...     

卫星490N发动机安装位置优化研究

针对490N发动机推力在卫星变轨过程中不能始终通过卫星质心,由此形成额外力矩对卫星姿态控制造成干扰的问题,文章提出了一种根据发动机推力偏斜和卫星质心位置变化情况,优化发动机安装位置的方法。此方法通过平移和旋转两种方式调整发动机的安装位置,改变推力作用点和方向,使其指向卫星质心变化范围的中心,以缩小推力相对卫星质心的偏心距,从而达到减小干扰力矩的目的。以某卫星490N发动机安装的工程实施为例,对比优化安装位置前后推力形成的干扰力矩的变化情况。结果表明:优化方法对减小干扰力矩能起到显著作用,可为工程中确定卫星变轨发动机安装位置及实施安装提供参考。     

国外单组元变推力发动机应用与关键技术

介绍了国外单组元变推力发动机的应用现状,阐释了单组元变推力发动机的结构和设计原理,总结了研制和改进过程中的关键技术,主要包括径向双层夹套催化床设计、径向喷注器设计、流量稳定调节技术和催化床空穴控制技术等。美国为火星软着陆研制的MR-80和MR-80B无水肼单组元变推力发动机分别应用于“海盗”号和“好奇”号着陆器下降级推进系统。MR-80发动机可实现275~2835 N变推力调节,推力变比为10∶1,比冲为205 s,呈120°均布于“海盗”号着陆器三角形基座的长边。“好奇”号下降级推进系统由2个高压氦气瓶、3个推进剂贮箱、8台单组元变推力发动机、8台单组元250 N姿控发动机、1个压力控制组件和3个推进剂控制组件组成,MR-80B发动机可产生31~3603 N的真空推力,推力变比达到100∶1,比冲范围为204~223 s。     

微小型双组元姿控发动机技术研究

高性能微小型液体双组元姿控发动机具有冲量小、响应快、质量轻、尺寸小等特点,可为微小卫星等航天器实现在轨精确姿态控制,延长在轨工作寿命以及轻小型化等方面的应用提供技术基础.本文以5N微小型双组元液体火箭发动机为例,从微小型喷注器设计、微小型阀门设计、微小尺寸构件成型技术、热相容设计等方面,详细介绍了上海空间推进研究所在微小型双组元发动机设计及制备方面取得的进展和成果,提出了该项目的后续研制计划.     

凝胶试验系统的设计及试后处理工艺

总结了凝胶发动机不同研制阶段相对应的试验系统以及系统试后处理工艺。包括以下几个方面:25N发动机试验系统的建立;变推力发动机试验系统的建立;双组元发动机试验系统的建立;变推力发动机试验系统的最终建立和凝胶试验系统试后处理工艺。通过对不同试验系统的建立与比较,确立了最终的凝胶试验系统及系统试后处理工艺。     

过氧化氢双组元发动机推力室研究

在过氧化氢发动机预先研究项目中,开展了过氧化氢／烃燃料（煤油）推进剂的自燃点火研究,包括自燃燃料开发、推力室设计及冷、热试考核。设计了25N、30N、50N和50kN推力量级的推力室。经热试车考核,点火平稳可靠,燃烧稳定,室压粗糙度小于±5％,燃烧效率高于92％,设计方案合理。