NOVOLTEX 三维碳-碳整体式喉衬和出口锥试验

法国欧洲动力公司研制出一种商标为 NOVOLTEX 的性能优异的新型三维增强碳-碳材料,这种材料的超细编织结构可以制成很薄的喷管出口锥,同时它也象常规三维碳-碳材料一样,适合制作喉衬等部件。它的优异性能,可使其设计制成的入口段、喉衬、出口锥组合成一个整体式喉衬和出口锥(ITEC).本文报导了美国空军宇航实验室对 NOVOLTEX 作为 ITEC 的评定结果。     

美国三个主要公司为MX导弹研制可延伸喷管

赫克力斯公司,航空喷气固体推进公司和联合工艺公司正在为MX 洲际弹道导弹第二级研制可延伸喷管出口锥。目前已在进行点火试验。赫克力斯公司研制的可延伸喷管是采用碳一碳可扩张的皱褶裙(expandableskirt)。该装置已进行发动机点火试验。膨胀比88:1,喉径2时(50.8毫米),燃     

MX导弹第三级样机评价

本文评述赫克力斯公司正在为空军研制的MX导弹第三级的设计。第三级固体发动机的许多部件和材料都选用了最新的技术。这些新技术包括:带有碳复合材料裙的凯夫拉49发动机壳体;二维和三维碳/碳复合材料的轻型喷管;硝酸酯增塑的聚醚推进剂(NEPE),这种推进剂比冲高、延伸率大;以及两节套筒式可延伸出口锥(EEC)。这些新技术的应用提高了整个发动机的性能。本文对第三级的设计及其主要部件都作了概要介绍。为了说明MX第三级的设计是切实可行的,还将MX第三级各部件设计与以前研制的发动机作了比较。     

特殊套装的可变面积比可延伸出口锥的设计特性和现状

本文论述一种新的 EEC 方案,本方案不受其它“传统的”EEC 方案的限制,它具有某些特有的设计优点。盖板折叠 EEC(SLEEC)由烧蚀材料或者碳碳材料做成的许多块内外盖板组成。这些盖板重叠特殊,并且紧密套装在喷管固定出口锥的周围,从而使收藏体积大为缩小。作动系统由同步的轴向和径向传动装置组成,这种传动装置当反作用力引起轴向和环向载荷时同时提供延伸和径向扩展。因此锥越来越大而得到展开,使锥成为一个膨胀面确实可变的装置,在火箭发动机的加速级允许最佳高度补偿。对 SLEEC 的不同应用所获得的性能作了对比研究。     

推力向量控制技术的论证

大西洋研究公司(ARC)与法国欧洲推进公司(SEP)共同进行先进向量控制方案的设计和论证试验。方案之一是超声速分离线喷管,该推力向量控制试验系由曾在标准(轴向)试车台进行过试验的基本型弹道发动机在ARC的多分力试车台上完成的。超声速分离线喷管是在60年代研制的一种很有希望的方案,由于受当时材料的限制而放弃了;随着喷管材料的新发展,证明该方案有进一步开发的必要,因为它可提供较大的偏转角。SEP制造的一种先进的轻型耐高温复合材料NOVEL-TEX,已被选用为ARC试验的喷管喉衬和出口维。本文叙述了发动机和推力向量控制系统的设计、试验装置和试验结果。     

固体火箭发动机燃气喷射推力向量控制燃气阀

80年代初,法国欧洲动力公司使用新研制的碳/碳和碳/陶瓷复合材料设计了能经受3600K火焰温度的燃气阀,并于1986年进行了两次试验,均获成功,对脉冲式和比例式这两种不同的工作模式的燃气阀作出了评价,本文先介绍研究计划的内容,然后详细地说明燃气阀的设计、关键部件点火前的试验、点火试验的结果和试验后的分析。     

航天发动机推进—现状报告

自1974年以来,根据赛奥科尔公司提出的计划,用静态点火试车验证了顶级火箭发动机设计的主要进展。发动机弹道性能的改进和质量比的提高,在装药量为450—1650公斤,直径为0.7、0.9和1.2米的几种发动机上得到了验证。大多数技术改进都用设计的每种发动机进行几台静态点火试验验证过,并且根据合同正在研制的近地点和远地点发动机采用了这些技术。这些改进包括:端羟基聚丁二烯(HTPB)复合推进剂;柱槽型的药柱设计;碳—碳出口锥的深潜入喷管;在喷管潜入部分周围安装一个环形的小火箭式点火器和低密度三元乙丙橡胶(EPDM)壳体绝热层。     

先进固体火箭发动机的喷管研制

为进一步提高先进固体火箭发动机(ASRM)的性能、可靠性和飞行安全性,采用更简化、更坚固的设计,在出口锥后段采用低密度碳布酚醛(LDCCP)和轻质柔性密封减少了相当可观的质量.缩比、原型、改进和鉴定的发动机试验将用来发展和验证材料、工艺和设计.     

斜切喷管性能模型验证

本文介绍了斜切喷管性能预示模型的适用范围。影响模型适用范围的因素是三维流压强和(或)边界层的分离.使用专用设计的固体火箭发动机,进行了多种斜切喷管结构静态点火试验。由试验结果确定了性能模型的适用范围.     

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。     

爆震波点火器在氢氧塞式喷管的工程应用

建立了氢氧爆震波点火器试验系统,并根据试验塞式喷管发动机工作状态要求设计了爆震波点火器。在高空条件下(0.005￣0.002MPa),爆震波点火器供气压力0.3MPa、混合比3左右,对爆震波点火器的点火性能进行了试验,成功实现了高空条件下爆震波点火火炬。在同样高空条件下对爆震波点火器点燃单元塞式喷管试验发动机成功进行了点火试验。试验结果表明,氢氧爆震波点火器能以较低的供气压力实现可靠点火。爆震波点火器在气氢气氧单元塞式喷管试验发动机点火的成功应用,为下一阶段应用于多管塞式喷管发动机的实际点火试验提供了技术基础。     

编织碳/碳喷管的研制

本报告讨论了一种先进的碳/碳材料的研制及其在固体火箭发动机喷管中的应用。这项研制工作是莫顿·锡奥科尔公司瓦沙奇分部研究与发展计划的一部分。1981年,莫顿·锡奥科尔公司研制的二维碳/碳出口锥成功地通过了试验。但是,这种材料缺乏足够的轴向刚度,并显示出较低的层间强度。因此,进一步研制了一种新的使用整体轴向和径向碳纤维的连续四维编织物。材料的特性试验表明,这种材料具有突出的力学性能:抗拉强度为2.068×10~8Pa,而且有较高的破坏应变和较低的模量。喷管用机械加工方法预制成型,因而制造成本较低,研制投产时间较短而且材料价格便宜。另外,由于排除了人为因素在生产过程中的影响,因而具有较高的可靠性。通过喷管内轮廓上纤维束的定向排列可以得到近似的编织形状和厚度的部件。为1985年静态试验用的整体喉部出/入口锥(ITEC)和常规出口锥构件已经制成。     

富氧预燃室初步试验研究

为了研究全流量补燃循环发动机中富氧预燃室的点火以及燃烧特性，对点火方案和预燃室方案进行了分析。通过对多种预燃室结构形式和点火方式的比较，提出了适合于富氧预燃室初步试验要求的点火方案，研制了热表面谐振点火器并采用间接点火方式研制了氢氧火炬点火器。点火器的试验结果表明氢氧火炬点火器能够多次可靠地点火并生成稳定的点火火炬。由于不受谐振产生条件的限制，氢气和氧气的流量和混合比可以在较大的范围内选择，生成点火火炬的温度范围也很宽。对确定的富氧预燃室方案进行了设计加工，经过三个阶段的热试车，富氧预燃室的关键参数均达到了设计要求，结构无烧蚀，工作可靠，完全可以满足全流量补燃循环发动机系统对富氧预燃室的要求。     

塞式喷管火箭发动机的研制

论述了4453N小型塞式环形烧蚀喷管火箭发动机的研制过程,探讨了发动机及其子部件如喷注器、燃烧室、塞式喷管等的设计方法,结合试车数据,应用逐步逼近法设计了高效率的喷管外形.该发动机成功试验了200ms后石墨质的塞杆发生故障.在随后的研究中,提出了几种不同的塞杆方案.最后,就该发动机的发展前景及其可行性做了研究分析.对在亚音速、跨音速、超音速飞行状态下,用CFD研究流场的可靠性做了论述.     

延伸喷管展开ADAMS动力学仿真

利用机械系统动力学仿真分析软件ADAMS进行延伸喷管展开动力学仿真,在已知延伸喷管结构尺寸、各部件质量特性、作动筒内压力及各种展开阻力的条件下,计算了延伸锥展开位移、速度和加速度。并与试验结果比较,两种结果接近。对计算结果分析得知,在保证展开时间满足要求的前提下,适当降低展开速度并尽可能匀速展开,可以减小展开过程中延伸锥与基础喷管之间的撞击力;为了保证展开可靠性,作动筒的展开力应有一定持续时间,尽量避免出现压力峰后压力突降。对固体火箭发动机延伸喷管设计与研究具有重要意义。     

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。     

塞式喷管热试实验研究

全面介绍了多个塞式喷管的热流实验研究。实验获得了固体推进剂、气氧/酒精及气氧/气氢三种推进剂组合塞式喷管的热试车性能。实验塞式喷管包括了瓦状塞锥和平板塞锥等两种塞锥形式。实验结果表明,塞式喷管特别适合用于飞行高度范围跨度大的固体或液体火箭发动机。气氧/酒精瓦状直锥塞式喷管热试车的效率达到了95%,验证了瓦状塞式喷管的高度补偿特性。一单元塞式喷管和单侧三单元塞式喷管气氢/气氧发动机热试实验成功进行了爆震波多管点火。一单元塞式喷管发动机在CNPR=110附近,效率达到93%～95%;在CNPR=450附近,效率达到96%～98%;在CNPR=1000附近,效率达到93%～96%。单侧三单元塞式喷管发动机在CNPR=50附近,效率达到92%～93.5%;在CNPR=350附近,效率达到95%～96%,预计在设计点的效率不低于98%。     

碳/碳复合材料喉衬烧蚀过程的数值分析及试验研究

喉衬是固体火箭发动机非常关键的部件。自20世纪60年代起,碳/碳复合材料即在固体火箭发动机中得到广泛应用。喉衬材料不仅要承受热负荷、力学负荷和热冲击,还要经受化学侵蚀。喉衬的烧蚀规律,尤其是烧蚀速率及烧蚀机理,对于火箭的研制具有重要意义。采用理论分析、数值仿真及试验研究相结合的方法,具体分析了某固体火箭发动机碳/碳喉衬的烧蚀过程。理论方面,将烧蚀划分为热化学烧蚀及机械剥蚀,建立能量平衡方程。借助商业软件MSCMarc,建立简化的边界条件,采用精确的材料参数,获得了喉衬的烧蚀速率。结果表明,喉部前端烧蚀最为严重,平均烧蚀率约为0.068 mm/s。采用微米CT三维重构技术,获得了试验前后喉衬形貌,得到了喉衬各点烧蚀率。数值结果同试验结果最大误差约为20%。考虑到数值模拟忽略了点火阶段及拖尾段对喉衬的烧蚀作用较小,数值分析得到的烧蚀率应大于实际。     

塞式喷管侧向喷流仿真研究

随着快速、准确等控制要求的提高,越来越多的飞行器采用了直接侧向力控制技术,这对飞行器本体及喷流装置均提出了更高要求,是先进飞行器气动设计中的关键技术之一。参考美国NCADE方案中的塞式喷管控制发动机结构进行了侧向喷流干扰流场的数值仿真研究,并与常规拉瓦尔喷管进行了对比,分析了两种喷管干扰流场结构及性能的异同,为相关研究提供借鉴。     

一种耐高温的轻型喷管材料

纤维材料公司(FMI)已验证了加工轻型、抗氧化的用于卫星姿控系统的复合材料推力室的可行性。此部件的优点是减轻了系统重量、提高了有效载荷;由于较高的温度容限及较低的加工成本,使之成为一个更加简单、可靠且性能优良的系统。增强材料采用高强度、高弹性模量的碳纤维,基体材料为碳化硅。借助于轴向编织型坯的致密化过程加工碳纤维增强碳化硅基推力室。由化学气相渗透法(CVI)对编织部件进行致密化处理,最终密度约为2.1g/cc 及开口孔隙率为14%。致密的部件周向抗拉强度超过100MPa(15KSI)