金属基复合材料的固体火箭发动机点火试验成功

据《高级材料与加工工程科学》1986年5月报导:去年秋天,大西洋研究公司的金属基复合材料发动机壳体首次试车成功。该发动机燃烧了14秒,消耗了725公斤的推进剂,表明此种发动机能承受极高的温度、压力以及导弹发射时产生的振动。固体火箭发动机的研制是飞行动力实验室和LTV航天防御公司共同实施的高级研制计划的一部分,制定该计划是为了证实战术导弹通过使用铝金属基复合材料可使固体火箭发动机的重量、射程和有效载荷得以改进。这一计划从1981年就已经开始实施,它包括:为     

复合材料发动机壳体的试验

《宇航日刊》1986年1月6日报道:对采用金属基复合材料壳体的火箭发动机已进行了点火试验,试验是在大西洋研究公司卡姆登的实验室进行的。这标志着美国空军预研计划已进入一个重要阶段,这种复合材料壳体的采用可以大大减轻战术导弹的重量,增加射程和有效载荷。被试验的发动机燃烧了14秒,消耗了1600磅推进剂,这表明该发动机可以经受住导弹点火时所产生的温度、压力和振动的考验。该发动机的研制是飞行动力实验计划的一部分,LTV 公司从1981年就开始参与这项工作。这项计划包括设计、制造和试验三     

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。     

用于大型固体推进剂火箭发动机的独特点火系统试验

本文介绍了用于大型固体推进剂火箭发动机的组合式无喷管、无壳体点火器方案的设计、分析及试验结果。该点火方案的主要优点是可以把60%左右的点火器消极重量变成药柱有效载荷。点火系统的主装药由点火器周围的发动机前段装药所构成。这段装药又是发动机推进剂药柱的一部分,设计成象一个小的低压无喷管火箭发动机,给主发动机推进剂段提供足够的压力和热流输出以实现发动机点火。前段推进剂的点火由一个比较小的径向排气的BKNO_3烟火剂药片点火器来实现。试验计划需验证三个方面的设计问题:     

固体火箭发动机静电的产生与防范

论述了固体火箭发动机产生静电的机理，分析了发动机在系统中的电磁环境，同静电起电有关的位置环境，提出了发动机发生静电激发点火的模式。以复合材料壳体并装有丁羟推进剂药柱的固体发动机为例，对其静电发火可能性及防范措施作了分析。按照有关的静电感度标准和试验方法，对发云南壳体，药柱，片状或粉状推进剂和火工品，进行了静电特性的试验。     

M—X某些研制情况

在M—X 批准阶段(Validation phace),研制的重点为推进装置、制导设备、再人体,以及机动发射。推进装置方面,将研究采用高能推进剂,以及重量小、推力偏角大,扩散段可延伸的喷管,比重小的壳体材料。为了利用先进的推进技术,计划研制和试验一些先进的末级发动机初样机(Preprototype),它采用改进的推进剂和先进的壳体结构。这种发动机有四发要在阿诺德工程发展中心进行高空模拟静态点火试验,第五发将在模拟的活动条件下进行振动和冲击试验。第三级研制计划中,将生产和试验具有早期推力终止能     

航天飞机的固体火箭发动机

本文介绍了航天飞机用的助推固体火箭发动机(SRM)。其类型分为三种:当前执行任务的标准SRM,空间飞行运输8号用的高性能SRM;以及计划在1985年飞行用的纤维缠绕壳体SRM。航天飞机的SRM是获得飞行状态中最大的固体推进剂发动机,其直径为146英寸,长度为125英尺,装有1111000磅固体推进剂,最大推力(真空条件下)为3115000磅力。在首次飞行前成功地进行了7次地面试车,随后的三次飞行试验满足了发动机的全部技术指标。计划提高航天飞机的性能,从东海岸发射的有效载荷达到65000磅,在西海岸发射时(极轨道)达到32000磅。航天飞机性能提高是由于:1.采用高性能的SRM使航天飞机的有效载荷增加3000磅。2.SRM使用纤维缠绕壳体结构使航天飞机的有效载荷增加6000磅。前者靠改变SRM的推力——时间曲线和提高喷管的膨胀比来实现;后者靠减少壳体的消极重量来实现。     

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。     

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。     

惯性顶级固体进推剂的研制与鉴定

本文介绍了惯性顶级(IUS)固体火箭发动机用的丁羟推进剂及推进剂/包复层/绝热层界而系统的研制情况及生产历程;介绍了根据发动机设计要求选择推进剂配方的情况和推进剂的主要性能;还介绍了研制期间对配方和工艺的某些小的修改及修改原因。本文亦讨论了推进剂/包复层/绝热层的界面系统,包括包复层化学的主要特性和控制迁移现象以提高粘结系统的完整性的方法。     

战术导弹固体发动机的关键技术问题

讨论了战术导弹固体发动机在高能推进剂、碳纤维壳体、轻质小力矩柔性喷管和双脉冲发动机等关键技术方面取得的进展。其中，HTPB推进剂的性能达到比较完善的水平，已用于各类战术导弹。高能、低特征信号GAP推进剂通过了实验发动机试验。碳纤维壳体达到了实用水平。发动机能量管理和向量控制技术的研制与开发工作正在开展之中。     

高性能战术导弹发动机的研制

根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。     

固体火箭发动机壳体接头形式

固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室,同时还是火箭或导弹的弹体,是构成发动机质量的最主要部分,对发动机性能影响极大。发动机壳体材料大体经历了四代发展过程,第一代为高强度金属材料(超高强度钢、钛合金等);第二代为玻璃纤维复合材料;第三代为有机芳纶复合材料;第四代为高强中模碳纤维复合材料。目前,大多数固体发动机壳体都采用复合材料结构,如欧空局2012年发射成功的织女星以及日本在     

使用惰性气体的离子发动机的实验

日本1982年9月3日发射的工程试验卫星ETS-Ⅲ(菊花4号)上装载了波束直经为5厘米的实验用离子发动机。该发动机在空间工作很顺利,通过各种试验确认该发动机性能良好。这台离子发动机是航技研和电总研在宇宙开发事业团的协助下共同研制的。这次实验成功对于研究离子发动机的大小和推进剂很有益处。以前,离子发动机用汞做推进剂。原因是推进剂的原子量大,有利于提高性能,也有利于减轻整个推进系统(包括太阳能电池和推进剂)的重量。再者汞在常温下为液态,而且比重大。稍一加热就变为气态,象汽油一样便于使用、贮存和供给。但是它也有缺     

某碳纤维复合材料发动机壳体设计研制

介绍了某直径400 mm碳纤维缠绕复合材料发动机壳体的设计研制。根据该发动机的结构,以石棉/丁腈橡胶为壳体绝热层材料,用网格法建立了封头和筒段等结构层的模型,并给出了发动机的纤维缠绕壳体壁厚和层数设计结果,以及芯模制作、壳体绝热层成型和壳体裙装配等主要成型工艺。工作压力、气密和爆破等水压试验结果表明,所设计的碳复合材料发动机壳体满足性能要求。     

铝基火箭发动机

美国某空军基地飞行动力实验室,对铝基复合材料做壳体的战术固体火箭发动机,进行试车,取得成功。发动机点火14秒钟,消耗推进剂1600磅。发动机外壳结构为增强纤维铝基复     

新一代的固体火箭发动机壳体材料

近几十年来,国外在固体火箭发动机复合材料壳体的研制方面,有了很大的进展。六十年代初期,美国用玻璃纤维作北极星A2、北极星 A3、海神 C3等导弹的发动机壳体材料,与金属材料相比,强度是钢的两倍以上,重量可减轻60%左右。七十年代中期研制成功了凯夫拉49纤维,用于三叉戟Ⅰ、MX 等导弹上,较之玻璃纤维,重量轻35%,且复合材料的环向模量增加70%,特性系数由2.1×10~6厘米增至3.3×10~6厘米。近几年来又研制了高强度石墨纤维,这是新一代的固体火箭发动机壳体材料,如果用它来代替 MX 导弹所用的凯夫拉材料,还可减少结构重量20～30%。据称,石黑纤维壳体的尺寸稳定性优良,可以减少推进     

螺栓挤压推力终止系统验证试验

本文总结了螺栓挤压推力终止系统(BETTS)的设计、研制和验证试验。该系统在阿诺德工程研制中心(AEDC)进行了多次冷试,一次海平面热试和两次高空点火推力终止试验,试验所用的发动机是政府向化学系统分公司提供的“民兵”发动机空壳体装药后制成的。通过大发动机热试,证明本计划所验证的这种BETTS可以消除前部碎片,大大地简化药柱和发动机壳体的设计,提高末级性能。另外,这种方法设计简单,从而可以降低推进系统的成本。BETTS用爆炸螺栓和挤压螺栓的组合代替连接喷管法兰和发动机壳体法兰的普通螺栓。接到指令后,爆炸螺栓立即打开,喷管循着挤压螺栓向后平移,发动机气体迅速排出,从而使推进剂熄火。挤压螺栓控制着喷管的移动速度和最大运动行程。以前根据NO.F04611—75—C—0044合同(CSD计划2549)曾成功地在缩比发动机上进行了BETTS热试和在飞行重量的“民兵”Ⅲ第三级发动机上进行了冷试。     

丁羟推进剂的应用与性能研究评述

本文综述了丁羟推进剂的发展与性能研究,对改善界面粘附以提高丁羟推进剂的力学性能,延长丁羟推进剂的适用期、降低丁羟推进剂的压力指数,以及高固体含量丁羟推进剂的工艺控制与性能重现性等技术问题进行了扼要的评述。     

单室双推力固体火箭发动机的现状和动向

从单室双推力固体火箭发动机的应用、性能、推进剂、壳体材料、成型工艺、推力矢量控制等方面着手,讨论这种发动机的技术现状、应用情况和发展趋势,并同单室单推力发动机作了详细的对比.给出了国内外若干种主要单室双推力发动机的性能数据.今后发展动向:多数单室双推力发动机仍将以采用端羟基聚丁二烯推进剂为主;少烟无铝复合推进剂和微烟的硝胺类改性双基推进剂的应用将会有所增多;发动机壳体仍以采用超高强度钢为主;加快使用推力矢量控制装置.