以RD——0120发动机为基础的可重复使用火箭动力装置

美国和俄罗斯在国际上首先开展了低成本运载有效载荷到轨道的研究工作。政府和火箭承包商正在论证和研究未来低成本运载火箭的关键特性,低成本运载火箭的两个关键特性是火箭的可重复使用性和火箭发动机的可操作性。由化学自动化设计局设计生产的 RD—0120 LOX/LH_2发动机已经分析验证了的高性能和先进的可重复使用性,使它成为可重复使用运载火箭(RLV)动力装置的关键候选对象之一。这个高室压(21.86MPa)、高性能(真空比冲4466.9m/s,真空推力1961.67kN)的分级燃烧发动机已经在能源号重型运载火箭上成功地完成了两次飞行。研制期间,发动机的长寿命、推力范围、节流和连续工作时问等特性都经过了验证。这些都是低成本、高可靠、可重复使用推进系统的要求。双组元的 RD—0120发动机通过更换富燃预燃室和增加一个煤油涡轮泵也可以很容易的改造为一个可靠的低成本三组元发动机。为了验证这个双组元发动机高的可操作性和可重复使用性,一个由航空喷气公司、化学自动化设计局和 NASA 马歇尔空间飞行中心合资生产,用于可重复使用运载火箭和单级入轨火箭动力装置的国际计划及三组元发动机可能的关键特性设计正在进行。本文对现在的 RD—0120发动机可操作性和重复使用性的改进进行了阐述。而且对如何更进一步地改进,使 RD—0120发动机成为可重复使用运载火箭推进系统的理想候选对象进行了研究。另外,已经草拟了研制三组元的 RD—0120发动机的研制计划,主要是一个高置信度的飞行演示火箭。     

固体火箭在未来航天活动中的作用

目前,美国已把为军用、民用和商用的低成本、高可靠进入太空方案列为重点项目.预计到2000年,对于低地轨道空间运输系统的有效载荷能力要求,可能会达到2268～2722t.固体火箭在满足这一要求方面具有很大的竞争力. 事实上,美国目前的太空入轨级(近地点和远地点发动机)、五分之四的运载火箭助推级和第五代运载火箭新型号,都使用或准备使用固体火箭发动机. 今后的空间站、星球大战计划及太空探索,都需要大推力运载火箭的支持;正在研制     

液氧甲烷重复使用辅助动力系统方案与进展

航班化航天运输系统的应用需求日趋迫切,基于液氧/甲烷（LOX/LCH4）发动机的可重复使用运载火箭成为国内外研究热点。面向某型运载火箭对一级返回辅助动力系统的需求,提出了基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷系统方案和独立挤压式液氧甲烷系统方案,开展了方案比选和应用优势分析,并介绍了液氧甲烷轨姿控发动机和低温表面张力贮箱的研究基础,以及国内首款液氧甲烷轨姿控推进系统集成演示试验情况。液氧甲烷辅助动力系统可以实现全箭推进剂的统一和无毒化,助力运载火箭走向高效及完全可重复使用。选择切实可行的“分步走”策略,优先开展挤压式液氧甲烷辅助动力系统的工程化研制与飞行应用,逐步实现基于电动泵的主辅一体化液氧甲烷辅助动力系统在重复使用运载火箭和低温上面级等领域应用。     

飞马座空间运载火箭的推进系统

飞马座空间运载火箭的推进系统为三级固体推进剂火箭发动机,本文对发动机的设计、制造和试验作了全面介绍,重点讨论了三级发动机的设计特点,即为了提高系统可靠性和降低生产成本,采用大的设计安全系数和在其它型号上使用过的成熟技术。     

“织女星”运载火箭将于2005年初次登场

欧空局(SEA)应用阿里安火箭技术正在研制“织女星”低地轨道卫星运载火箭，它是一种三级式全固体运载火箭，能把1 500kg的载荷送入800km轨道，将于2005年进行首次发射。该计划主承包商是菲亚特(Fiat Avio)公司和法国航宇公司，参与该计划的还有比利时、意大利、荷兰、瑞士等国家。 “织女星”火箭由三个固体级和一个液体上面级组成。第一级采用阿里安-5运载火箭的P80先进固体助推器，该发动机性能高、成本低，采用纤维缠绕壳体和柔性喷管。第二级采用菲亚特公司的Zefiro发动机，发动机壳体采用碳-环氧纤维缠绕而成，喷管采用碳-碳喉衬。该发动机已试验点火3次，最近的一次试验于2000年12月15日完成。第三级采用一台改进的Zefiro发动机，装填7t固体推进剂。上面级是一种使用可储存推进剂的姿态控制和微调发动机。 “织女星，，火箭将从改造过的阿里安1-3发射台、ELA1发射台发射。每年发射3～4次，最多达6次。该火箭发射1 000kg载荷的价格约2000万美元，比美国火箭的发射价格低15％。 (姚彦君提供)     

液氧/铝月球火箭发动机设计

本文对含铝(Al)33%的液氧(LOX)单组元推进剂火箭发动机进行方案设计研究。发动机分为挤压式和泵压式两种方案,推力分别为26.69kN 和444.83kN。提出了发动机的计算参数和假定参数。通过讨论发动机的主要分系统如单组元推进剂贮箱、供应管路、泵、涡轮、燃烧室和喷管/出口锥等,指明完成设计程序的关键分析难点和所需数据。与分析结果一起指明一种新组合件:火焰回流捕获器。该装置的功能是阻止火焰峰延伸部分通过推进剂管道进入贮箱。Al/LOX 火箭发动机的主要设计难点是其热流量高,通常比常规火箭发动机高出很多。结果表明:由于热流量太高,挤压式发动机采用超临界 LOX 冷却是不可能的,而泵压式发动机 LOX 流量大,冷却则可以实现。考虑到铝粒在单组元推进剂中的点火延迟和燃烧时间,建议推进剂雾化到200μm 或更小。推进剂中 Al 含量低,导致燃烧长度不能接受。除出口锥以外,Al 和氧化铝的侵蚀不是设计中的主要问题。现在的计算机程度能够预示出口锥造型,这种造型的喷管出口锥不经受颗粒的冲击侵蚀。同时还提出了校验出口锥造型的设计准则。     

单级入轨火箭的混合推进系统

目前,许多单级入轨火箭作为一种可能降低向低地轨道发射有效载荷成本的运载手段,正在进行配制方面的鉴定分析.NASA 已设计出一种可操作的,使用液氧/媒油/液氢三组元发动机作为单级入轨火箭的方案.Thiokol 对这种使用捆绑式混合推进系统来增加轨道有效载荷能力的运载火箭进行了评估.NASA 将这种先驱火箭作为一种方案对单级入轨火箭的技术进行了论证。这种火箭称为 X-2000。它的主要推进系统使用液氧/煤油和液氧/液氢两种发动机,Thiokol 通过用混合发动机替代液氧/煤油发动机对主推进系统进行了新的探讨。它采用的混合技术在马歇尔航天中心(MSFC)正在进行验证。因此,混合推进系统是一种有效 SSTO 的推进系统.     

登月舱用深度变推下降级发动机系统方案研究

在我国的载人登月技术方案中,为实现软着陆,登月舱需要一种大推力、高性能、多次起动,能够大范围变推力的泵压式发动机.通过研究国外登月用下降级发动机技术发展现状和趋势,基于我国氢氧发动机和低温推进剂空间贮存水平,进行了深度变推发动机的系统方案研究;通过分析比对燃气发生器循环和膨胀循环系统优缺点,确定发动机系统方案为涡轮串联闭式膨胀循环;采用空间可长时间贮存的液氧/甲烷推进剂组合,可满足任务周期要求;根据推力深度调节时对各组合件性能要求,确定喷注器燃烧稳定技术和燃烧室身部传热技术是深度变推发动机研制的核心关键技术.     

烃类推进剂航天动力技术进展与展望未来

为研究烃类推进剂航天动力技术在中国的后续发展和未来应用方向,对比分析煤油、甲烷和丙烷等典型烃类推进剂的物理化学性质和应用特性,简要介绍烃类推进剂航天动力在一次性运载火箭、可重复使用运载器、高性能上面级推进、无毒空间推进和吸气式推进领域的发展动态及应用状况。当前国内外航天动力系统的发展和应用情况表明,以液氧煤油发动机和液氧甲烷发动机为代表的烃类推进剂航天动力将引领未来高性能低成本航天推进系统的发展趋势,依照中国液氧/烃火箭发动机的研制进展和技术水平,以其为核心的新型动力体系在中国未来的天地往返、载人登月和深空探测等多任务适应性方面具有良好应用前景。     

日本H系列火箭低温级的研制

目前航天推进系统所用的推进剂中,液氧和液氢推进剂组合的性能最高。因此,为了提高运载能力,目前很多运载火箭都有一级使用液氧/液氢作为推进剂。日本宇宙开发事业团(NASDA)从1972年开始进行液氧/液氢推进系统的研究工作。1986年,H-1火箭的首次飞行获得成功。该火箭的第二级采用了液氧/液氢推进系统,到1992年2月计划结束为止,9次发射全部获得成功。     

普惠公司RL60上面级发动机的研制现状

普惠(P&W)公司的RL10发动机作为美国系列运载火箭的低温上面级发动机已有30多年的历史了.虽然,P&W公司希望在今后的几年中,继续使用各种RL10发动机,但为了满足未来运载火箭的需要,他们已开始着手研制新一代RL60低温上面级发动机.这种发动机性能更优,推力是RL10的2倍,但与RL10发动机的外廓尺寸一样.RL60是一种先进的液氧/液氢膨胀循环发动机,其中涉及的许多关键技术提高了发动机的性能和可操作性,与此同时,仍具有与RL10相同的多次点火功能、寿命和可靠性.目前,P&W公司已承担了一项用于验证其关键技术的研究项目.通过该项目的开展,可以为后续进行的全尺寸发动机研制(FSD)计划降低风险.     

日本运载火箭获得成功

日本运载火箭获得成功ＳＦＵ的Ｈ２运载火箭在头两次发射中已取得成功，由于研制问题特别是运载火箭的ＬＥ７第一级低温发动机，首次发射推迟了两年多。第一次完全是日本本国产的、大型的、液体推进剂运载火箭ＨＺ是作为日本空间计划的骨干火箭而设计的，并也由三菱公司下...     

NASA等准备研制国家运载系统

美国航宇局、美国空军和美国国家航天委员会准备研制一种新的系列运载火箭。这种称作国家运载系统(NLS)的系列运载火箭将能把10～50吨的有效载荷发射到低地轨道。目前,美国空军正在运用先进的材料和加工技术研制共空间运输主发动机(STME)。这种可供NLS选用的发动机将使用液氧/液氢作推进剂,从而可减小对环境的危害。但NLS系列中     

小型固体运载火箭运载能力分析

针对控制系统,采用姿控发动机和格栅舵的小型多级固体运载火箭开展了运载能力分析研究.给出了运载火箭飞行方案,提出了一种飞行程序角的工程设计方法.给出了姿控发动机工作模型,建立了六自由度弹道计算和优化模型,采用混合进化算法进行弹道优化,并给出了仿真算例.仿真计算及分析表明,小型多级固体运载火箭满足发射小卫星的运载能力要求,姿控发动机推进剂分配方案合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.     

运载火箭发动机动力循环综述

对将来的空间运载系统来说,关键是要降低发射成本、提高运载器的可靠性和工作效率。对各种运载器的系统分析结果表明:采用总体结构和推进系统先进的单级入轨运载器能够达到这个目标。本文将介绍所有液体火箭发动机动力循环方式,接着针对各种循环类型的发动机进行运载器/推进系统组合分析,旨在确定将来的单级入轨运载器推进系统和与之相关的热力循环方式。现有的和已提出的具备完成单级入轨任务的发动机动力循环方案在此也做了阐述。     

粉末发动机技术研究现状及展望

对目前在研究的Al/AP、金属粉末/空气、金属粉末/CO_2、金属粉末/H_2O等推进剂体系的多种粉末发动机发展现状进行了综述,表明粉末发动机可分为粉末火箭发动机、粉末冲压发动机、粉末爆震发动机三大类,不同推进剂体系的粉末发动机应用方向差异较大:Al/AP推进剂火箭发动机是最典型的粉末发动机,应用领域和常规火箭发动机的相同,其技术成熟度相对较高;金属粉末/空气冲压发动机主要用于超音速导弹或高超音速导弹推进领域;金属粉末/CO_2推进剂体系主要应用于火星开发;金属粉末/H_2O推进剂体系可用于水下推进、空间推进、金属制氢等领域,应用前景广阔,是目前的研究热点。各种粉末发动机都涉及三项关键技术,即粉末推进剂配方技术、粉末推进剂输送及流量调节技术、粉末燃料燃烧组织技术,文中提出了这些技术的基本要求,同时认为粉末推进剂输送及流量调节技术是粉末发动机的技术瓶颈。     

载人登月舱下降发动机技术研究

通过对国内外登月舱下降发动机的研究历史及最新进展的综合分析,提出了我国登月舱下降发动机初步方案:挤压式系统方案,重点考虑N₂O₄/MMH组合,也可以考虑LOX/煤油组合;泵压式系统方案,重点开展LOX/LCH₄膨胀循环变推力发动机技术研究。开展载人登月舱下降发动机的技术研究将对我国月球探测、火星探测等工程提供坚实的技术保障。     

下一代可重复使用飞行器发动机

下一代可重复使用飞行器的最新方案集中在单级入轨系统上。在设计满足飞行器性能要求的发动机时,就对推进系统提出了很有意义的挑战。同时要求有效寿命周期费用比现有的运载器低。空军菲利浦试验室的推进管理局正在对可用于下一代发动机的技术进行攻关。这些技术包括:全流量发动机循环,LOX 和 H_2涡轮泵的流体静力学轴承、线性气动塞式喷管技术以及太阳能推进、化学推进和电推进的上面级发动机技术。这些技术不仅可用于可重复使用的飞行器上,而且还用于一次性使用的飞行器上。     

长征四号乙/丙运载火箭末级空间碎片减缓技术研究与应用

为有效减少空间碎片的产生,避免空间碎片危及空间活动和航天器安全,保护空间环境,对长征四号乙/丙(CZ-4B/4C)运载火箭末级空间碎片减缓技术及应用进行了研究。基于国际上对运载火箭末级空间碎片减缓的钝化和离轨等基本要求,确定了CZ-4B/4C运载火箭末级的钝化和离轨技术。给出了改进后的剩余推进剂排放方案。介绍了其中推进剂管理、排放程序优化设计、推进剂排放污染分析、全系统地面冷流试验、排放程序兼顾离轨,以及高压气体释放等关键技术。对CZ-4B/4C运载火箭28次LEO轨道发射任务事后的末级离轨效果统计表明:末级留轨近地点高度平均下降约200km,留轨寿命降低约70%,采取的末级钝化措施在LEO任务中的离轨效果明显。讨论了CZ-4B/4C运载火箭末级留轨时间控制中后续三级发动机二次点火离轨、三级发动机三次点火离轨和姿控正推推力器离轨等主动离轨方法发展及其关键技术。研究对推动我国运载火箭空间碎片减缓的发展有重要参考价值。     

LOX/LCH_4变推力发动机技术初步研究

对国内外变推力发动机和LOX/LCH4发动机的研究进展进行了总结,在此基础上,提出了一种LOX/LCH4变推力发动机系统方案。在深入分析的基础上,对此方案进行了功率平衡和推力室传热计算,结果表明该系统方案完全能够实现10:1推力变比。LOX/LCH4变推力发动机可以广泛应用于多种运载器和航天器中,对我国探月及后续的载人登月工程均可以提供技术支持,对LOX/LCH4发动机的技术发展和未来的载人登陆火星等任务都具有深远影响。