高性能的400N MMH/NTO双组元远地点发动机

本文介绍了 Dasa(戴姆勒-奔驰宇航公司)新型的400N 远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用 MMH/N_2O_4地球可贮存推进剂,其比冲比 Dasa 第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据 Dasa 10N 推力室的经验,新型的400N 发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa 状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He 气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa 至2.0MPa 的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。     

阿里安—4的固体助推器

本文介绍了阿里安—4固体助推器的结构和设计;详细地讨论了将阿里安—3的经验和试验结果改动最小地用于阿里安—4的结构设计问题;还介绍了研制和鉴定试验的详细结果。     

液氧/液氢高压膨胀循环发动机初步试验

膨胀循环具有很好的性能和很高的可靠性,这一点已由普拉特·惠特尼公司的“半人马座”上面级推进系统RL10发动机证实,但是这种循环对燃烧室压力增加和推力增加都有限制作用,因为它仅仅利用了燃料在冷却燃烧室和喷管延伸段时吸收的热能,来推进燃料和氧化剂涡轮泵.建议采用具有内部热交换器的先进方案燃烧室,这种热交换器可以收集许多燃烧热量.叙述使用内部热交换器的高压膨胀循环发动机的主要性能,并给出了这种发动机的初步试验结果.热交换器中的平均热通量是Bartz相关计算值的70%.燃烧性能不会因装了内部热交换器而受到严重影响.     

RD——0120 LOX/LH_2液体火箭发动机研制经验

本文简要介绍了由化学自动机械设计局(前苏联)研制的空间液体火箭发动机。介绍用于“能源号”运载火箭芯级装置的 RD—0120低温推进剂发动机的详细资料。简要描述了与这种发动机研制有关的科技管理问题。对先进的氢类液体火箭发动机的一些主要的特性参数进行了预测。     

冲压发动机的发展和应用

冲压发动机利用大气中的氧气作为氧化剂,在高速远航程的飞行中具有独特的优越性。图1示出了冲压发动机的工作马赫数和比冲范围。当飞行马赫数大于3.5时,冲压发动机的比冲高于其它喷气发动机,是大气层内高速飞行的理想动力装置。冲压发动机结构简单,内部没有转动部件,质量小,推重比高,成本低,特别适于导弹和高速飞行器使用。 可以认为,冲压发动机的发展经历了4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;普通型冲压发动机发展阶段;组合型冲压发     

液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想

讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险.     

稳态等离子发动机

本文介绍了稳态等离子发动机(Stationary Plasma Thruster—SPT)的发展历史、系统组件及所使用的推进剂情况,并给出了两种俄罗斯热过程研究所研制的 STP 的一些主要性能参数和设计要点。     

大力神—4改进型固体助推器爆炸原因分析及启示

介绍了大力神-4改进型固体助推器的研制情况、结构特点及主要性能,阐述了地面试验失败的原因及改进措施,并联系卡斯托Ⅱ研制中出现的类似失败情况,就发动机内流场气流的相互作用及药柱变形对发动机工作的影响进行了扼要分析,并提出了值得重视的几点启示。     

美国未来运载器的推进系统

美国现有的空间运载器系列已为其军用、民用及商用任务服役了三十多年,但因它们操作困难、价格昂贵又缺乏改进投资而不能接受当今竞争的挑战。最近,发射服务市场又有了新的发射要求,即有效载荷大、费用低具有现代化运载器的设计。过去美国垄断了全世界的发射市场,但现在已降至25％,为改善竞争能力,要求改进制造工艺、采用先进技术和提高发射可靠性等三方面进行综合考虑以降低其成本。因此需要进一步改进运载系统。正如计划认定的NLS、STME等运载系统最关键的是推进技术。因此,本文从推进远景的角度着重讨论增强美国发射竞争力的几种可能解决途径。     

氙离子火箭发动机配电调节分系统的时序控制

从理论和实验两个方面对直径９ｃｍ氙离子火箭发动机配电及控制系统进行了研究，并设计出以８０３１单片机为核心组成的微机实时监控系统．为了减少加热电源和阴极本身的热冲击，阴极电源分五档位制；考虑到束流电源的瞬变特性，为避免对发动机和电源产生不利的影响，采用了慢起动特性；对子在发动机工作过程中有时出现的过载、灭弧、高压打火或短路等现象，能及时发现并作出实时处理和控制。     

液氧/煤油发动机摇摆测控系统技术要求及实现

分析了伺服机构对发动机摇摆系统的技术要求,在总结以往摇摆系统研制经验的基础上,提出了一套可行的系统实现方法。对部分关键技术和子系统进行了较深入论述,给出了系统构成方案技术实现方法。     

单组元催化分解发动机参数设计

阐述了单组元催化分解发动机的催化剂床孔隙率、催化剂床比表面积、氨解离度、喷注管流阻和启动响应时间等有关参数对发动机的影响,及其相互间的关系.介绍了这些参数的计算方法,并给出了计算实例.     

空气涡轮火箭发动机研究的进展及展望

空气涡轮火箭发动机是适用于临近空间飞行器的吸气式组合动力装置,具有大空域、宽速域的特点,受到了世界各军事大国的重视。综述了空气涡轮火箭发动机的技术特点和国内外在这一领域的发展现状,对其研究中存在的技术难点和发展前景进行了分析讨论。     

NASA成功试验航天飞机主发动机

2005年10月25日，美国国家航空航天局（NASA）斯坦尼斯航天中心成功进行了航天飞机主发动机试验，发动机点火试验时间为520秒，这是航天飞机进入轨道所需要的时间。     

可用于战术导弹的针栓喷管发动机技术

针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒，栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积，引起燃烧室内压强变化，进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度，增大导弹的射程，缩短打击时间，增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。     

冲压发动机控制路径研究

冲压发动机的性能高低很大程度上取决于它的控制品质.控制系统通过设置各种极限函数确保冲压发动机在外部干扰和内部扰动下可靠稳定工作,并结合任务特点采用不同的控制策略进行合理的调节,充分发挥出冲压发动机的性能.本文研究了3种不同控制参数下冲压发动机的稳定工作范围.针对不同的飞行任务的要求,研究了常用的控制策略下冲压发动机的控制路径.     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案，并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验，得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律，并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型，并对其进行了数值模拟研究和吹风实验，验证了方案的有效性和数值计算方法的可靠程度。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱形药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出了计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确立了各设计变量的最佳值，该方法还可用于其他型号的翼柱形药柱的优化设计。     

星30/CE和星37FM——改进性能的顶级固体火箭发动机

本文介绍了星30C、30E和37FM三种火箭发动机的设计结构,给出了各种分析结果,并报导了鉴定试验的累积数据。