简讯

H-2A助推器进行静态试车日本已对H-2A新型火箭的SRB-A固体捆绑助推器进行了首次静态点火试车。助推器工作102秒,推力达2185千牛。此次试车旨在验证助推器推力向量控制系统的设计。H-2A明年首射,将使用两台捆绑助推器。另外,6月1日H-2A一级试车失败的原因已查明,是两处接线错误造成的,这意味着三菱公司对发动机设计的     

H－2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制

Ｈ－２火箭固体助推器推力向量控制系统的研制Ｈ－２是日本新研制的一种使用液体氢氧推进系统的两级运载火箭，捆绑了两台大型固体火箭助推器。助推器在火箭的上升飞行阶段用于提供大部分推力，并产生火箭操纵所需的控制力。它主要由四个发动机壳段和一些结构组件（后裙、...     

商业火箭介绍

阿里安是三级火箭,由西欧十国投资研制,但法国起着重要的支柱作用,占总投资额的2/3.阿里安1型的地球同步轨道的有效载荷为1,700公斤.阿里安2的第三级比原型长,发动机的推力也大;阿里安3有两台捆绑式助推器;阿里安4有六种方案,以助推器的捆绑方式来区分:40—不捆绑助推器(有效载荷     

国外固体捆绑运载火箭技术与方案综述

对国外固体捆绑运载火箭技术进行了综述.分析了固体捆绑技术的优势及其对火箭性能的影响.介绍了国外阿里安-5,H-2A系列运载火箭,以及德尔它-4、宇宙神-5系列运载火箭等现役典型固体捆绑运载火箭.给出了固体助推器捆绑结构布局、气动特性匹配、固体助推器矢量控制系统配置及推力特性要求等关键技术.     

亚声速等高飞行固体火箭方案设计

介绍了主发动机加助推器和简易控制方法实现固体火等高飞行的设计方案，助推器工作结束后，火箭达到预后飞行速度，主发动机开始工作，使火箭的推力等于其所受阻力，同时火箭产生的升力等于其重力，保证火箭可靠速飞机，火箭控制系统可保证其在某一高度上平飞。     

简讯

Ｈ－２Ａ助推器进行静态试车　日本已对Ｈ２Ａ新型火箭的ＳＲＢＡ固体捆绑助推器进行了首次静态点火试车。助推器工作１０２秒，推力达２１８５千牛。此次试车旨在验证助推器推力向量控制系统的设计。Ｈ２Ａ明年首射，将使用两台捆绑助推器。另外，６月１日Ｈ２Ａ一级试车失败的原因已查明，是两处接线错误造成的，这意味着三菱公司对发动机设计的修改没有问题。那次３０秒的试车进行到１６秒时发生自动关机。调查同时发现，试车中发动机两台推力转向装置中有一个的作动器配件被毁，可能是点火之初振动过大所致。（力）勘月者撞月　…     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

长征二号E并联火箭的传力分析

本文原理性地介绍了长征二号E大推力运载火箭捆绑结构的传力特性,并简要地介绍了上下支点处的捆绑加强结构的设计及承受集中力的问题。     

美国德尔它Ⅱ运载火箭的性能特点

德尔它Ⅱ运载火箭的性能体现了当前美国中型运载火箭的技术水平。本文全面论述了德尔它Ⅱ火箭的性能特点,对其总体结构和参数,一、二、三级发动机的性能和改进,固体助推器的改进创新及捆绑方式,制导系统的特点,运载能力的提高等进行了系统的介绍和分析,并简要总结了德尔它Ⅱ火箭的技术发展原则。     

液氧泵的轴向力研究

为了解推力平衡装置中的流动特性,以改进装置,对装置中的内部流动作了详细的分析。本文所作的研究取得了令人满意的结果。应用本研究,可对具有平衡活塞、平衡孔、涡流破碎器等的各种组合下的液氧泵轴向力特性有所揭示。本研究方法适用于任何类型的推力平衡装置。     

中国航天未来两大突破方向:火箭技术和空间技术

作为中国载人航天工程运载火箭和载人飞船两大系统的研制单位,中国航天科技集团公司在神舟六号载人航天飞行圆满成功后向媒体发布信息说,中国航天科技的未来发展有两个突破方向:一是火箭技术,即新一代大推力运载火箭研制;二是空间技术,即研制高可靠、长寿命的应用卫星。新一代运载火箭是使用液氢、液氧、煤油等无毒、无污染推进剂,采用模块组合方式覆盖不同轨道、各种运载能力的完整的火箭型谱,可满足中国未来20至30年内航天发展对系列运载火箭的需求。新一代运载火箭的芯级直径为5米,并捆绑有不同组合的3.35米和2.25米直径助推器,采用模块…     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

美研究在航天飞机上使用液体助推器

在固体助推器发生故障导致挑战者号失事之后,美国航宇局及其承包商对20年前就提出过的使用液体助推器的设想进行了重新评价。他们发现,使用液体助推器可大大提高航天飞机的安全性,并使其低地轨道和空间站轨道有效载荷能力分别提高36％和50％。另外,有人还提议让航天飞机、先进发射系统和不载人派生型航天飞机Shuttle-C使用一种通用的液体助推器。     

传感器问题导致德尔它4H发动机过早关机

美国空军称，传感器读数出错导致了德尔它4H火箭去年12月21日首飞时3台主发动机过早美机，造成上面级无法纠正的欠速，从而使所发有效载荷未能进入预定轨道。调查人员确信这一问题能得到解决。火箭起飞后约50秒，芯级助推器的主发动机推力回调至58％，以节省燃料，而左右两侧的助推器则以102％的推力水平继续工作。     

基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术

针对以往火箭纵向和横向采用不同的结构动力学分析模型,无法反映捆绑式火箭纵向 与横向、纵向与扭转模态耦合问题,采用助推器捆绑结构局部空间建模技术和液体推进剂耦 合质量方法,模拟捆绑连接刚度和推进剂在纵向、横向和扭转特性中的不同作用效果。该技 术拓宽了梁模型的适应范围,实现了基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模,为研究模态密集 、纵横扭耦合严重的捆绑火箭动力学问题提供了有效手段。
     

固体发动机推力终止过程分析和预估

本文介绍了固体发动机推力终止过程理论分析及预估的各种方法,并对它们的优缺点和应用场合,以及某些问题进行了讨论,文中在指出现有计算方法均不能解释和预估推力终止过程中出现的一系列压力脉冲现象同时,介绍了这一问题的冷模拟实验结果。     

1981年美国固体火箭的进展

一、固体火箭航天飞机大型固体助推器飞行成功: 1981年固体火箭最突出的成就是4月份应用两个大型分段固体火箭发动机作为助推器的航天飞机首次飞行试验成功。助推器的直径约为3.66米、长38.1米、装药量为500吨、产生的推力为1225吨,为迄今飞行过的尺寸和推力最大的固体发动机,燃烧结束后,赛奥科尔公司     

大型捆绑火箭模态纵向分量对姿控系统的影响分析

针对助推段固体捆绑火箭纵-横-扭强耦合的模态特征,在小变形假设下推导了某型 固 体捆绑火箭姿态动力学模型,系统分析了模态纵向分量对箭体姿态运动和弹性变形的影响。 研究表明,模态纵向分量对箭体姿态运动影响较小,但会加大速率陀螺特别是滚动通道速率 陀螺输出信号的高频抖振,这一现象是捆绑火箭因助推器的存在所固有的。模态纵向分量容 易和部分“呼吸”模态和扭转模态发生耦合,但对横向弯曲模态基本无影响。〖JP〗     

运载火箭固体捆绑评述

实践证明,运载火箭横向捆绑助推器是一种大幅度提高运载能力、改善其总体性能的有效技术途径。本文介绍了世界上几种主要运载火箭的固体捆绑技术和当前水平,并分析了它们的特征。着重叙述了在原有型号上捆绑固体助推器所考虑的问题,还探讨了航天飞机的捆绑技术。     

挤压螺栓推力终止系统在固体火箭发动机中的应用

推力终止是固体火箭发动机研制中的一项新技术,挤压螺栓推力终止系统则是推力终止方案中比较好的一种.对各种推力终止方案的特点及优缺点分别作了介绍,并着重叙述挤压螺栓推力终止系统的工作原理和结构,给出了螺栓拉伸应力的计算公式.