苏联《能源号》运载火箭试飞成功

1987年5月15日,苏联从拜努科尔航天发射场首次成功地发射了《能源号》运载火箭。它是一种大推力通用型新式运载火箭,高60m、最大横向尺寸约20m、芯级直径8m。《能源号》为二级火箭,并联安排,有效载荷采取侧装方式。《能源号》起飞重量在2000t以上,向近地轨道运送有效载荷的能力超过100t。发动机采用“聚束式”方案,第一级(助推级)有四台发动机分别装在芯级外侧,推进剂为液氧-碳氢燃料,单台推力8000kN。第二级(芯级)由四台发动机组成,推进剂为液氧-液氢,单台推力2000kN。主发动机具有较长的工作寿     

重型运载火箭动力系统分析

讨论了两种载人登月的动力系统方案,分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了重型火箭箭体结构和任务要求.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案.提出了一套重型火箭动力系统,建立了一个运载火箭系列,并对其运载能力进行了计算.经综合分析,提出登月火箭可采用8 m直径的三级半结构,助推级、第一级和第二级均为推力5 000 kN量级富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机,第三级为2台50 t氢氧发动机.      

F100-PW-232发动机

F10 0 -PW - 2 32发动机的前身为F10 0 -IPE92发动机 ,是F10 0 -PW - 2 2 9IPE发动机的发展型。通过在F10 0 -PW - 2 2 9发动机的机匣内将风扇的直径增大 0 .2 5 4cm ,使F10 0 -PW - 2 32发动机的总增压比由 32提高到 35 ,流量由 112 .4kg/s提高到 113.8kg/s ,涵道比由 0 .4 0降为 0 .34。这样 ,F10 0 -PW - 2 32发动机或者能够增大推力 (最大推力增大到 15 1kN ,额定推力为 14 6kN ,非加力推力为95 .2kN) ,或者通过发动机在更低的温度下工作延长发动机的寿命。增大推力后的发动机的推重比为8.3。预计 ,F10 0未来发展型发动机将…     

发动机推力调节能力对系列构型运载火箭总体性能影响研究

调研了国外运载火箭液体发动机推力调节能力,重点介绍了俄罗斯RD-180发动机和美国SSME发动机分别在宇宙神系列运载火箭和航天飞机中的应用情况,以2500 kN推力量级的液氧煤油发动机为基础级核心动力,采用模块化设计思路构建了包含四种构型的系列运载火箭,并以系列构型火箭总体性能最优为目的,开展了发动机推力调节能力对运载火箭运载能力、落区调整、减载设计等总体性能参数的影响分析工作,最后提出了我国2500 kN推力量级液氧煤油发动机的推力调节需求。     

АЛ-31Ф发动机的改进型АЛ-37ФЮ

АЛ - 31Ф发动机的改进型АЛ - 37ФЮ发动机由 4级风扇、9级高压压气机、环形燃烧室、单级冷却的高低压涡轮、在涡轮冷却系统有空气 -空气换热器、收敛扩散推力矢量喷管和位于发动机上边的齿轮箱及附件组成。АЛ - 37ФЮ发动机将АЛ- 31Ф发动机的进口直径由 0 910m增大到0 930m ,涡轮进口温度提高到 16 6 5K ,增加了铰接的推力矢量喷管 ,加力推力达到 14 5kN ,不加力推力达 85kN ,推重比达 8 7。АЛ-31Ф发动机的改进型АЛ-37ФЮ@梁春华     

双燃烧室冲压发动机直连式实验与数值仿真

通过直连式实验和数值仿真,对双燃烧室冲压发动机的流场结构和性能进行了研究.数值仿真采用了半全局多步化学反应机理,计算的压力分布和实验结果基本一致,计算结果表明:中心高温富油燃气与边区空气在混合层内快速反应,热力喉道出现在约0.9m处,出口处的燃烧效率达到了较高水平.提出了结合直连式实验和数值计算的性能估算方法,结果表明:双燃烧室发动机在马赫数为4,高度为17km状态时具有较高的性能,当燃油当量比为0.9时,发动机内推力为8.3kN,内推力比冲为12.29kN·s/kg,更高的燃油当量比将导致超燃进气道不起动.      

重型火箭下面级发动机基本参数分析

分析了已有重型火箭动力系统的结构和基本参数,以满足载人登月的任务要求为前提,提出了任务要求以及一套重型火箭箭体结构方案.从性能、经济性、技术难度、工作可靠性等方面综合考虑,提出重型火箭下面级的基本方案,包括推力量级、推进剂以及发动机循环方式的选择.采用面向对象的通用顺序化计算方法,建立发动机系统仿真模型,计算得到9个发动机方案的最高室压及功率平衡参数,分析了燃烧室压强和混合比对发动机性能的影响.经综合分析,建议重型火箭下面级发动机可选择推力4 500～5 000 kN富氧预燃室补燃循环液氧煤油发动机.      

F135-PW-100发动机

135 -PW - 10 0发动机是美国PW公司为F -35A飞机研制的新一代战斗机发动机。它由F119发动机衍生而来 ,核心机基本保持不变 ,风扇和低压涡轮重新设计、加力燃烧室进行了改进 ,喷管由二元俯仰矢量喷管改为轴对称非矢量喷管。F135 -PW -10 0发动机的性能参数见附表附表　F135 -PW - 10 0发动机的性能参数推重比 10 .5涵道比 0 .2加力推力 180kN总压比 91.8军用推力 133kN空气流量 91kg/s质量 170 0kg涡轮进口温度 1810KF135-PW-100发动机@梁春华…     

整体式固体火箭冲压发动机飞行试验

在地面试验基础上进行了整体式固体火箭冲压发动机飞行试验,以验证发动机的工作可靠性和飞行性能。飞行试验结果表明:试飞发动机和试飞器总体设计合理;发动机性能良好;主级在余气系数0.8~2.3范围内能够稳定工作;最大比冲为6.62 kN.s/kg。达到了试验的目的。     

BR700系列发动机发展与设计特点

BR700是宝马-罗尔斯·罗伊斯有限公司研制的,推力同62kN到102kN,用于地区和公务飞机的高涵道比涡扇系列发动机,目前正在研制的有2个型号,即推力较小的BR710(起飞推力为65kN)与推力为96kN的BR715,还将发展推力更大的BR720。BR715是我国100座飞机计划的候选发动机之一。宝马-罗尔斯·罗伊斯有限公司(BMW Rolls-Royce GmbH)是由德国的宝马(BMW)公司与与英国的罗尔斯·罗伊斯有限公司分别投资50.5％、49.5％于1990午7月成立的、注册资金为2.5亿德国马克的合资公司,该公司将从事公务飞机、支线客机发动机的发展工作,飞机辅助动力装置的研制,军、民用发动机的翻修以及其它发动机的零、部件生产工作。公司总部设在德国法兰克福的奥贝鲁塞尔,     

美国小型洲际导弹固体发动机研制

美国小型洲际导弹(SICBM)为三级固体推进的机动导弹.全长13.41m,重15000kg,直径为120.65cm.美国空军就该导弹的研制分别与国家宇航公司签定了六个合同.导弹的第一级固体发动机,静态点火试验已于1986年4月5日获得成功,试验情况与预计的基本相符.第二级固体发动机已由战略空气喷气推进公司在1985年2月进行了试验.飞行时间为41s,推力182450N,发动机采用石墨纤维壳体,碳-碳喷管材料及新型内绝热层.     

美国再次进行固液火箭发动机飞行试验

1997年4月25日，美国一个工业组织的团队，再次进行了单级固液火箭发动机的飞行试验。发动机长5．73m，直径152mm，固体燃料为端羟基聚丁二烯，液体氧化剂为液化氧化亚氮。称为Hyperion的固液探空火箭，由环境航空科学公司（EAC）制造，由NASA沃洛普斯飞行基地发射，飞行19s后达33．4km。1997年1月8日的单级发射中，该火箭达到36．5km的高度。这次发射试验的目的是要用整体的降落伞回收系统回收火箭壳体，结果表明，回收的发动机壳体几乎和静态试车后壳体的状况一样。Hyperion现用的固液推进剂，发动机海平面比冲为2205N·s／kg，燃料利用率超过99％。若采用高密度、高能推进     

脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的性能对比分析

为了了解脉冲爆震火箭发动机的性能优势,对比了脉冲爆震火箭发动机和小推力液体火箭发动机的推力和比冲,其中脉冲爆震火箭发动机的性能计算采用等容循环计算模型.结果表明:真空状态下,随燃烧室进口温度的升高,比冲增加不大;在推进剂和发动机结构尺寸相同的情况下,脉冲爆震火箭发动机产生的推力比小推力液体火箭发动机的多3.0倍至6.8倍,但比冲相当.     

基于金属陶瓷堆芯1000 kN核热火箭发动机系统及组件参数研究

针对大推力核热火箭发动机系统设计问题,开展了基于金属陶瓷(CERMET)堆芯1000 kN核热火箭发动机系统方案研究。通过对比闭式膨胀、开式膨胀和抽气三种循环方式的发动机系统性能,确定闭式膨胀循环为最佳系统循环方案;进行了反应堆堆芯、推力室、氢涡轮泵和再生冷却段的组件方案设计及数值仿真分析,得到反应堆氢出口温度2750 K,室压4.997 MPa,氢涡轮泵轴功43 MW,再生冷却段总温升和总流阻分别为190 K和3.3 MPa。最终获得比冲908 s的发动机系统参数。     

大推力核热火箭运载器及动力特性分析

根据大推力核热火箭发动机的背景要求,论证提出了一种百吨推力闭式循环核热火箭发动机系统方案,完成了系统参数的分析评估,计算结果表明,反应堆出口推进剂温度显著影响发动机比冲,当反应堆出口温度在2500 K~3000 K范围时,发动机真空比冲为8000 N·s/kg~8800 N·s/kg。在此基础上,针对航天运输主动力火箭方案,对比分析了核热火箭与化学火箭的差异,评估了核热火箭弹道仿真及运载能力,结果表明,核动力火箭由于其高比冲的特性,运载系数远高于传统动力火箭。     

液膜内冷与辐射外冷发动机室压上限的研究

为了研究液膜内冷和辐射外冷方式小推力火箭发动机室压的设计上限,针对推力为1kN四氧化二氮/一甲基肼火箭发动机,开展了不同室压下发动机推力室构型设计和冷却性能计算。固定液膜冷却剂流量,比较分析了不同推力室室压下气壁温和热流的变化规律。研究发现,在推力和膜冷却流量不变条件下,随着室压的提高,推力室尺寸大幅度减小,热负荷大幅增加,最高气壁温也增加;在选用材料正常工作条件下,存在室压设计上限。     

固体火箭发动机多弧形孔装药设计研究

为弥补现有单室双推力固体火箭发动机装药结构的不足,提出一种由一个中心圆孔和多个弧形内孔组成的新型单室双推力多弧形孔装药结构。该结构包含7个可控结构参数。导出了药柱燃烧周长及通气面积随燃烧肉厚变化规律的计算公式;利用火箭发动机设计结构,分析了不同参数下多弧形孔装药结构的内弹道特性;在相同技术要求下,对比了多弧形孔装药和双药型装药结构的内弹道特性参数。设计及计算结果表明,新型多孔装药结构易实现单室双推力的要求,在文中所取算例下,采用多弧形孔装药的导弹相比采用星孔-单孔管型药柱装药的导弹加速时间缩短75%,导弹最高速度提高17%,且导弹速度和推力都更加稳定。多弧形孔装药结构为单室双推力火箭发动机设计提供了一种新的技术途径。     

基于六自由度动力学模型的火箭推力下降故障仿真

发动机推力下降会导致运载火箭质心偏移、产生推力不平衡力矩、减弱控制力等后果,导致火箭姿态和飞行轨迹发生改变,影响火箭可靠性和发射成败。针对某型捆绑火箭助推段发动机推力下降故障问题,建立了故障下的火箭刚体六自由度动力学模型,基于Matlab/Simulink软件,采用分层模块化建模思想搭建了全数字仿真模型,最后以发动机正常状态和单台发动机推力下降为例给出了仿真算例。结果表明,该仿真模型能够正确地反映推力下降故障下捆绑火箭助推段的飞行特点。     

双喷管差动式小推力测量装置的设计与分析

为了研究喷管型面对小推力火箭发动机推力性能的影响,设计并建设了双喷管差动式小推力测量装置及其附属设备.在测量装置中,基准喷管和待测喷管同轴反向设置,通过测量结构应变来直接测量两个喷管的推力差.对测量装置进行了简化模型理论分析,导出其灵敏系数理论公式.依据该公式进行关键参数设计,确定合理的灵敏系数,指导试验系统设计,以保证测量精度.验证性试验表明测量装置可以测量牛级推力差,标定曲线线性较好,以基准喷管推力作为比较对象,推力差的相对扩展不确定度为0.5％.推力差与基准喷管推力的比值越小,以基准喷管推力为比较对象的相对测量不确定度越小.测量装置可以用于小推力火箭发动机喷管性能分析及优化的试验研究.     

定量插管浇注工艺装置

国内近年来开展的战术固体火箭单室双推力发动机的研制工作,已经取得了较好的成果。单室双推力发动机具有两种燃速不同推进剂呈前后串联排列、两段装药在助推段工作期间同时燃烧后,续航段继续工作。因此,可以获得两级推力。发动机的两级推力是采用燃速不同推进剂与改变燃面相结合的方法来实现的(即调节Ⅰ、Ⅱ级装药量)为确保发动机装药结构完整性和发动机工作可靠性,从装药工艺上提出如下要求: