美国未来运载器的推进系统

美国现有的空间运载器系列已为其军用、民用及商用任务服役了三十多年,但因它们操作困难、价格昂贵又缺乏改进投资而不能接受当今竞争的挑战。最近,发射服务市场又有了新的发射要求,即有效载荷大、费用低具有现代化运载器的设计。过去美国垄断了全世界的发射市场,但现在已降至25％,为改善竞争能力,要求改进制造工艺、采用先进技术和提高发射可靠性等三方面进行综合考虑以降低其成本。因此需要进一步改进运载系统。正如计划认定的NLS、STME等运载系统最关键的是推进技术。因此,本文从推进远景的角度着重讨论增强美国发射竞争力的几种可能解决途径。     

F-1A发动机和SSME展望

目前正在研究采用 F-1的衍生物——F-1A 作助推发动机,采用 SSME 作上面级发动机。现已完成了 F-1A 发动机再次启动的性能评估研究。已确认该发动机改型项目的总数达224项,最直接的问题是生产现代化或利于规模生产。研究中未找出至关重要的技术问题。对 SSME 的评估着重于高空起动或轨道再起动组合使用的模拟。本文讨论了入口压力变化及热响应相互之间的关系。对阀的工作程序和发动机上控制孔板作了小小调整,使发动机的高空起动模态与地面起动的情况相同。发动机的轨道模态还要求有少量推进剂进行再循环并稍加一些加热控制,以确保在初始射入后从一个轨道到三个轨道的满意起动。     

凹进和非凹进旋流同轴式喷嘴的比较研究

试验评定了液氧/氢旋流同轴式喷嘴的燃烧性能。水/氮气的冷流试验发现液氧出口凹进的旋流同轴式喷嘴的流动具有自身脉动的特征。在2.6和3.5MPa 室压、850和500N 推力、4.0～8.0混合比的条件下进行单喷嘴燃烧室的燃烧试验。试验中测量、分析了每种喷嘴燃烧室壁的燃烧性能、室压分布及热载荷。结果表明:对于直流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受蒸发效率所控制;对于旋流同轴式喷嘴,燃烧性能主要受混合效率所控制。已发现凹进旋流同轴式喷嘴的燃烧室壁的热负荷明显地增加了,并且在某些状态下还出现了不稳定燃烧。     

高深宽比冷却槽在89kN推力燃烧室中的验证

为了验证大型火箭发动机燃烧室高深宽比冷却槽的性能优势,美国对高压89kN推力采用高深宽比冷却槽的烯烧室在NASA一刘易斯研究中心火箭发动机试验室进行了室压为5.5～11.0MPa的高压试验。使用的推进剂是气氢和液氧,额定混合比为6,液氢作冷却剂。该燃烧室装有30个背侧表皮热电偶、9个冷却通道肋热电偶和10个冷却通道压力引出接头。在这个燃烧室上总共完成了29个热循环,且每个热循环都有一秒钟的稳态燃烧。在25个热循环中,冷却剂的流量与燃料流量相等。其中4个热循环冷却剂质量流量逐渐下降5%、6%、11%和20%。冷却通道肋热电偶平均值与计算值的偏差在9%以内,冷却通道压降的偏差在20%以内。在喉部区域,燃烧室的气壁温比常规冷却燃烧室降低了25%以上。降低冷却剂质量流量产生的压降与满流状态相比降低了27%以上,而气壁温与常规燃烧室相比,仍然保持降低13%以上。     

俄罗斯新型液体火箭发动机简介

前不久德国 Tankirchen 访俄,参观了该国研制液体火箭发动机最大的公司 NPO 动力机械公司的展览馆,并写了一些有关展出两种火箭发动机的材料。P(?)—270发动机关于俄大型登月运载器 N-1的信息报道已不象过去封锁得那么厉害了。现在可以在 NPO     

美SDIO采用俄先进技术

美战略防御计划局(SDIO)正在考虑使用俄罗斯研制的火箭发动机技术,将其作为自己的单级火箭技术(SSRT)项目。在谈及到1993年4月3日在麦道宇航公司进行试验的德尔它特快飞船试验飞行器时,SDIO 的该技术负责人卡罗·彼特说他们发现在 SSRT 上采用俄罗斯技术远比想象的要先进的多。DC-X 是在 SDIO 的 SSRT 项目5.9亿美元合同下进行研制的,设计方案为垂直起飞