电火箭的研究现状与应用分析

电火箭是将电能转换为动能的动力装置。电火箭按工作特点可分为电热式和电离式两大类。论述了各种电火箭发动机的工作原理、主要特点和研究现状。介绍了电火箭的航天飞行试验和应用情况。分析和展望了电火箭的发展趋势 ,指出重点发展的电火箭为稳态等离子体发动机、电弧加热发动机和离子发动机     

美新型号运载火箭发动机研制进展

美新型号运载火箭发动机研制进展晓雨图１捷径火箭发动机喷注器进行点火试车美国航宇局和空军几家研究试验机构正在着手进行几项关键性的火箭发动机试验。这将加快美国航宇局的Ｘ－３３和Ｘ－３４带翼技术试验火箭及波音公司的德尔它４渐进一次性运载器（ＥＥＬＶ）将要使...     

阿里安5的改进工作将加紧进行

阿里安５的改进工作将加紧进行东旭图１阿里安５Ｅ将使用推力更高的火神２主级发动机。这是这种发动机４月份试车的情景在阿里安５火箭即将投入商业发射之际，欧洲航天官员正在争取使阿里安５的一揽子改进措施尽快得到批准，以便使这一“看家”火箭不致于在与美俄火箭争夺...     

简讯

简讯Ｈ２发射失败日本造价３６亿美元、用于试验通信及广播技术的通信工程试验卫星（ＣＯＭＥＴＳ）２月２１日在用Ｈ２火箭发射时因ＬＥ５第二级发动机二次工作提前关机而困在低地轨道上。这是Ｈ２火箭在６次发射中首次失败，也是去年６月先进对地观测卫星报废及新型...     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

小功率N2推进剂电弧推力器工作过程和性能实验

电弧推力器（arcjet)因其高推力／功率比，高推力密度等特点成为当前国际上电火箭研究和应用的热点，文章描述了arcjet的内部工作机理，介绍其实验和工作参数测量方案，针对小卫星使用N2作为推进剂，对4种不同结构尺寸的小功率arcjet进行了不同工况下的性能实验，给出步的发动机工作性能参数及实验结果分析，实验结果表明优化推力器工作参数并合理设计其结构尺寸可提高推力器性能。所得结论对小功率N2arcjet推力器的优化设计具有的参考价值。     

印度本土制造的低温发动机完成资格鉴定

印度空间研究组织（ISRO）称，印度已经完成了其木土制造的低温火箭发动机的资格鉴定，不久将对该型发动机进行飞行试验。     

电弧加热发动机结构参数对性能的影响

为了研究结构参数对电弧加热发动机的影响，设计了不同结构尺寸的小功率电弧加热发动机，通过地面点火实验获得了发动机的参数和性能。在此基础上分析了推进剂进入方式、约束通道结构尺寸、电极材料对发动机性能的影响，给出丁优化的约束通道参数。实验表明，电弧加热发动机结构参数对发动机工作性能产生较大的影响。     

日本建造先进火箭系统的研制设施

日本正在火箭发动机试验中心新建的设备中进行先进火箭系统的研制工作,这些火箭系统将使日本在21世纪具备发射大型新卫星的能力。宇宙开发事业团(NASDA)和国家宇航实验室(NAL)分别管理角田地区的两个研究中心的各项火箭试验活动。H-1和H-2火箭用的氢氧发动机是这两个单位联合研制的。日本航天飞机所需的可重复使用的火箭发动机和21世纪的重型运载火箭用的空气冲压—火箭发动机的各种新技术也正在     

美国空间推进系统的飞行剖面热真空试验

前言空间推进系统是指在100公里以上高度工作的推进装置,它可以包含一台火箭发动机,也可以由几台火箭发动机组装而成。该系统按用途分为两类:第一类用作运载器,包括由液体(或固体)发动机组成的各上面级以及由固体(或液体)发动机组成的远地点推进装置;第二类用作辅助推进器,包括     

固体发动机喷管与壳体卡环连接结构初步研究

为探索大型固体火箭发动机喷管与壳体连接用的卡环结构,设计了一套试验研究装置。试验结果表明,该装置设计合理,所得试验结果与理论计算一致性较好,试验是成功的。由此使卡环结构应用于大型固体火箭发动机取得了突破性进展。     

EPKM近地点发动机

ＥＰＫＭ近地点发动机是中国目前用于航天领域最大的空间固体火箭发动机，配合“长征二号”捆绑火箭，作卫星轨道转移使用。它由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９５年１１月２８日及１２月２８日分别用于“亚洲二号卫星”和“艾柯斯达一号卫量”发射。     

火箭发动机空间环境模拟试验及发展途径

文章阐述了火箭发动机空间环境模拟试验技术在航天领域的作用,介绍了各类模拟试验对低温真空技术的需求,提出了我国火箭发动机空间环境模拟试验的发展途径及其高空模拟试验技术的研究方向.     

液体火箭发动机振动故障特征信号提取方法

液体火箭发动机试验是一项高成本、高风险的工程,由于设计缺陷、零件加工误差、工作过程及机械连接结构的影响,导致试验过程发动机大振动现象的发生。基于发动机振动信号分析的状态监测与故障诊断方法是提高发动机可靠性和降低试验成本的重要手段。在给出液体火箭发动机振动故障诊断数学模型的基础上,详细介绍了发动机试验过程中7种特征信号提取方法,即:振幅特征提取、功率谱特征提取、频谱分析(谐频识别和边频识别)、突频特征提取、状态特征提取、小波特征提取和高阶谱特征提取,并结合发动机实际故障诊断方案,给出了发动机特征信号提取算法应用实例,通过发动机热试车验证了液体火箭发动机振动故障诊断的特征信号提取方法的正确性。     

SpaceX公司猎鹰-9火箭发射推迟

据报道,SpaceX公司原定于9月14日在范登堡空军基地发射的猎鹰-9火箭因静态点火试验异常导致推迟,再次发射日期还有待商定。本次发射将是猎鹰-91．1型火箭的首次飞行,该型火箭将首次采用改进型的Merlin-1D发动机,能在数秒内达到最大功率,推力5778．5kN。在发动机模拟点火倒计时过程中,     

H－2火箭发射成功 工程试验卫星6半途而废

Ｈ－２火箭发射成功工程试验卫星６半途而废因一个小小的活塞阀出现故障，日本耗资６亿多美元的工程试验卫星６在由Ｈ－２火箭成功发射到静地转移轨道后，却无法进入预定的静地轨道，从而成了一堆空间垃圾。这是继７０年代末由Ｎ－１火箭发射的一颗ＥＣＳ静地轨道通信试验...     

航天飞机主发动机主要工况验证试验

在1995年8月至1996年5月间,利用技术试验基础(TTB)发动机实施了航天飞机主发动机(SSME)试验计划。对单级入轨火箭的研究表明,扩大推进系统的工作范围可显著降低火箭重量和成本。该试验计划证明,SSME 能在很宽的工作范围内安全工作,因此可用于单级入轨任务。共完成了八项试验,其中四项是在马歇尔航天飞行中心(MSFC)先进的发动机试验台上完成的,另外四项在斯特尼斯航天中心(SSC)A—2高空试验台上完成。主要试验项目有:1)发动机混合比在5.4～6.9之间的主级工况;2)在显著降低发动机入口压力(液氧为0.34MPa,燃料为0.26MPa)下的额定起动性能;3)在额定功率(RPL)的17%,22%,27%,40%,45%和50%下的低功率工况。采用高度仪表化的 TTB 发动机能够详细研究发动机系统的工作情况,这是标准的 SSME 所不能完成的,而且对更深入地了解SSME 和一般液体火箭发动机的能力起到了重要作用。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

火箭冲压组合发动机部件缩尺关系理论分析初探

为了使小尺度火箭冲压组合发动机的试验结果支撑中大尺度发动机的研制,从火箭冲压组合发动机各个部件的工作原理出发,理论分析了火箭冲压组合发动机部件缩尺关系,构建了小尺度发动机部件与中大尺度发动机部件之间的缩尺关系。研究表明:液态碳氢燃料火箭冲压组合发动机缩尺关系区别于氢燃料超燃冲压发动机的"压力-长度"缩尺关系;发动机各部件的缩尺关系差异明显;进排气系统可采用几何缩尺关系;隔离段、燃料喷注器、火焰稳定装置遵循不同的缩尺关系;燃料穿透深度与发动机尺寸呈线性关系,而蒸发和雾化与发动机尺度无关;火箭推力室缩尺可按照缩尺因子改变火箭推力室的数量实现。     

复合推进剂实际点火过程的实验研究

固体火箭发动机的实际点火过程是极为复杂的,它不但是个瞬变过程,而且还是包括对流、导热和辐射传热过程等的复杂的物理化学过程,为了形象地揭示固体火箭发动机的实际点火过程,本文作者设计了带透明窗的小型点火试验发动机装置,采用高频响压力传感器、光电管和高速摄影,利用同步控制装置,极为准确地记录了这一过程。