固体火箭发动机计算机辅助设计（CAD）技术的发展

本文概括介绍了CAD工作站的特点和计算机辅助机械工程软件(MCAE)的构成及功能,在此基础上,本文还讨论了固体火箭发动机设计一体化问题.     

美国展出α激光发生器

1991年,美国战略防御倡议组织(SDIO)公开展出一种化学激光器试验装置,这种装置已反复作过兆瓦级的试验,准备把它加长而构成一种轻型天基反弹道导弹武器。SDIO把这种天基激光武器作为全球防御有限攻击系统的后续武器看待,估计到下一世纪初可投入     

比冲损失的分析和实验测定(综述)

发动机实际比冲的预计,是一个急待解决的问题。对比冲效率影响最大的因素来自两个方面。一方面来自推进剂;其中铝粉的燃烧效率,以及燃烧生成的Al_2O_3粒子对比冲有很大影响。另一方面来自喷管结构,其几何形状及壁面附面层状态也对比冲有很大影响。美国Hercules 公司和Thiokol 公司拟制了一套比冲损失的分析计算方法,考虑了除铝粉燃烧效率以外的几项主要损失。其中尤以两相流的损失和扩散损失为最大。对于推进剂含铝量在18～19%以下,工作压力不太低、燃气停留时间在20毫秒以上的发动机,这一方法是适用的。理论比冲预计值与实测值相差约为0.6%对于含铝量较大的推进剂或燃气停留时间较短的发动机,铝粉燃烧效率可能成为影响比冲效率的重要因素。对于多级火箭的顶级发动机往往需要考虑这一问题。但是目前关于铝粉在发动机流场中燃烧的规律性还认识不足,理论研究工作还不能提供有力的设计准则,需要做进一步的工作。本文综合介绍了有关的几篇国外资料,供有关人员参考。     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

火箭发动机对环境热载荷的应力响应

本文提出了固体推进剂火箭发动机在室外贮存条件下的热应力和热应变计算的一般方法。按照气象资料,研究和提出了平均环境热载荷变化的模型——考虑了环境温度、天空辐照、风对流和太阳辐照等因素——并用以计算结构件的表面温度。数值算例应用于在亚利桑纳州菲尼克斯城地区存放的发动机粘弹性应力分析。     

固体火箭发动机在航天技术中的应用

固体火箭发动机具有先进的性能、较高的精度和可靠性,因而使它在航天运载系统中得到了广泛应用.本文介绍了美国、西欧、日本研制固体火箭发动机过程及其性能与设计特点.     

我国固体推进技术发展的回顾与展望

一、中央决策发展固体推进技术　　我国现代固体推进技术是在１９５６年党中央做出建立我国独立的航天事业的决策后，完全依靠自己的力量，经过艰苦创业发展起来的。从技术方面说，钱学森先生在其中起了重要作用。他站在世界航天技术前沿，洞察技术发展动向，深知固体推进技术对国家防务的重要。他提出研制“精密弹药”的思想，并亲自参与解决关键技术问题和制定发展和建设规划。现代固体发动机在结构上采用浇铸成型、与壳体壁面粘接、内孔燃烧的药柱，为制造大尺寸、长时间工作、结构重量轻的发动机打开了道路。新型复合推进剂或改性双基药…     

卫星及星上固体发动机之间的相互要求

本文讨论了对用于卫星的固体火箭发动机所提出的要求和技术条件的依据。列举了已经采用的典型的技术条件。所讨论的技术条件项目是:总冲、推力值、推力偏心校准、温度、羽流及羽流污染、自旋速度、振动和冲击、重心和平衡。     

用于通信技术卫星(CTS)带有隔离式引发系统的高性能远地点发动机的设计、研制和试验

加拿大电信局和美国宇航局(NASA)联合研制的通信技术卫星(以下简称 CTS)将于1975年下半年发射。为这一卫星研制的远地点发动机代表了远地点发动机技术中新的发展方向。钛合金壳体、88%固体含量的端羧基聚丁二烯推进剂和轻质喷管使这一发动机获得高性能指标。由于采用隔离式安全发火装置减轻了重量并简化了总体布局。装有远地点发动机的卫星的大量试验,在研制计划初期就已提供了许多必需的数据,以便及时地提供一个可靠的卫星。     

应用技术卫星的远地点发动机总结报告

本报告记述了应用技术卫星(ATS)远地点发动机的设计、研制、鉴定和飞行试验。这一远地点发动机用来把 NASA 哥达特航天中心(GSFC)的 ATS 卫星从椭园轨道送入近同步轨道。总体对于燃烧过程中的推力向量和对燃烧前后的动平衡的要求都是很高、很严格的。所以研制阶段中主要问题是制造高精度部件。研制阶段试验中,安排了一系列试车,以进一步确定制造工艺,部件设计以及在模拟发射和宇宙空间环境条件下的发动机生存能力,并确定发动机的初步性能特性。鉴定试验由八发高空模拟试车组成,自旋速率100周/分,药温保持在.5℃或38℃,用来确定发动机准确的性能参数。