国外一甲基肼的生产和使用

随着火箭导弹和航天技术的迅速发展,各种宇宙飞行器对推进剂性能的要求愈加苛刻了。除了推进剂的能焓、安全性、可靠性、长寿命和价格等因素外,推进剂的各种高空性能,如高空多次起动性能,高空条件下推进剂的抗辐射效应以及零重力和失重条件下推进剂-增压气体的相变行为等等,已引起从事化学火箭推进的工程技术人员的极大关注。从六十年代中期美国执行阿波罗和双子星座计划开始,一甲基肼已广泛被人们认为是最有前途的宇航控制推进系统及辅助推进系统用的可贮存燃料。最近,美国已将一甲基肼列入八十年代宇航用推进剂计划。现将国外一甲基肼的生产和使用概况简介如下。     

日本H系列火箭低温级的研制

目前航天推进系统所用的推进剂中,液氧和液氢推进剂组合的性能最高。因此,为了提高运载能力,目前很多运载火箭都有一级使用液氧/液氢作为推进剂。日本宇宙开发事业团(NASDA)从1972年开始进行液氧/液氢推进系统的研究工作。1986年,H-1火箭的首次飞行获得成功。该火箭的第二级采用了液氧/液氢推进系统,到1992年2月计划结束为止,9次发射全部获得成功。     

运载器羟铵硝酸基单组元推进剂评估

由于航天飞行的费用不断增长,且需要进一步提高运载器性能并减少对环境的危害,这些促使考虑改变火箭设计和推进剂选择的标准。以往推进剂的性能优劣仅取决于比冲和密度,现在对环境安全无害及可操作性与费用也是关键因素。目前对这些因素的重视使政府和商业发射商对使用HAN(羟铵硝酸)基液体推进剂作为简单、安全、可靠和高性能的单组元推进系统用推进剂更加感兴趣。     

电推进——空间推进技术的革命

正一、引言航天发展,动力先行。自古以来,推进系统一直承载着人类进入太空、探索宇宙的梦想,被称为人类空间技术事业发展的基石。传统化学推进采用推进剂本身化学能产生的能量来用于推进,而推进系统的喷气速度和总输出能量取决于推进剂种类和携带量,同时在航天器性能、寿命和飞行速度方面受到限制。化学推进已然不能满足当今不同卫星平台的任务需求。航天动力发展追求的永恒主题是提高喷气速     

日本N火箭的第二级推进系统

N 火箭是由日本宇宙开发事业团(NASDA)研制的三级运载火箭。1975年以来曾多次用于发射中高度轨道的卫星及同步轨道的卫星。第一级和第二级为液体推进剂,第三级为固体推进剂。第一级和第三级推进系统主要利用引进的国外技术,第二级推进剂     

金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡分析

分析了某型号推进系统金属膜片贮箱推进剂消耗不平衡问题,建立了不平衡消耗的计算模型,对地面排放试验和飞行时系统推进剂消耗不平衡量进行了计算。并通过地面试验对计算数据进行了比较。结果表明,根据系统的静态计算模型,给定影响因素偏差来确定推进剂消耗不平衡的计算方法正确、有效。     

NEPE推进剂用HTPB衬层老化研究(Ⅰ)——化学环境对衬层老化行为的影响

根据衬层的使用特点,研究了NEPE推进剂用HTPB衬层在NEPE推进剂环境及自由状态下的老化特性,发现NEPE推进剂对HTPB衬层的固化和老化都有严重影响。NEPE推进剂药浆影响HTPB衬层固化,导致衬层固化不完全。NEPE推进剂环境下的取样衬层与衬层材料具有不同的老化机理。取样衬层老化过程中HTPB网络发生了交联反应,模量、凝胶分数增大;而衬层材料老化以降解断链反应为主。老化对衬层材料动态损耗因子没有明显影响,但对取样衬层损耗因子曲线α峰影响显著。     

单级入轨火箭推进

随着材料工艺的最新进展,高速气动力分析能力的提高使单级入轨运载火箭(SSTO)成为可行。本文将要讨论 SSTO 推进方案,这包括发动机结构的限制及不同循环系统的优缺点。文中讨论了 SSTO 推进系统的要求、确定了满足这些要求的推进结构。为便于系统在相当技术水平下比较,本文介绍了火箭干质与比冲、海平面推质比及推进剂容积密度敏感性的相互权衡。文中还讨论了三组元推进剂性能优点,推进技术对火箭质量的影响。     

美国高能量密度材料研究

高能量密度材料（HEDM）是用作炸药、推进剂或火工品的高能量组分的合成物。这类材料广泛用于所有战略武器系统和战术武器系统，并在所有军种中装备使用。高能量密度材料除了大大提高弹药性能外，还将使弹药危险性低、不易损坏、更可靠和使用寿命更长。目前研究的主要目标是研究国防所需的低信号特征和对环境危险性低的新型推进剂。高能量密度材料在推进剂应用方面的目标与效益分别对：a．用于低目标特征的战略导弹推进其目标是：提高现有可观测发动机运载性能；实现无可见的或凝结尾迹的目标特征；使红外目标特征减至1／60。雷达横截面积…     

固体分氧推进剂研究

固体贫氧推进剂与固冲组合发动机组成一种新的推进系统，可使推进系统比冲成倍增加，固体贫氧推进剂具有氧化剂含量低，金属燃料添加量增加的特点。目前，固体贫氧推进剂可分为贫氧烟火推进剂和贫氧复合推进剂两大类，每类各有其优缺点，文中讨论了固体贫氧推进剂的评价指标并对其配方进行了比较。     

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     

液体推进剂的新型加注方法

常规液体双组元推进系统通常采用挤压加注方法,挤压介质一般为氦气,受氦气在液体推进剂特别是氧化剂中溶解特性的影响,加注过程中会出现氦气析出现象,这对加注过程本身以及推进系统后续使用均造成不可忽视的影响。为彻底解决该问题,对氦气在MON-1中的溶解特性进行了研究,模拟加注过程中的压力变化开展了氦气析出试验,在此基础上提出一种基于气动隔膜泵的加注方法,并完成加注约1 t推进剂、时长4 h情况下无氦气夹气的试验验证。为推进剂及相关模拟液的加注提供了一种新选择,试验表明该方法彻底解决了推进剂夹气问题,尤其适用于长时、大容量推进系统的推进剂加注。     

固体推进剂铝粉燃烧特性及机理研究进展分析

铝粉在推进剂燃烧表面上会发生团聚凝结,对推进剂燃烧性能及固体火箭发动机的绝热层和喷管烧蚀等性能造成重大影响。文章综述了固体推进剂中铝粉燃烧方面的最新研究进展,主要包括铝粉点火及燃烧机理、凝聚相燃烧产物特性、影响因素及改善铝粉燃烧效率等方面的研究进展。铝粉表面特性、推进剂的微观结构和燃烧气氛环境等是影响铝粉燃烧的主要因素;采用控制铝粉粒径分布、铝粉包覆和多元合金等手段,可有效提高推进剂中铝粉的燃烧效率。     

一种低成本的小型航天器商用成品化(COTS)推进装置

空间航天器的推进装置,因一系列的技术要求,在历史上就趋于专业化.这些技术要求往往不适用于地面系统.这些特殊要求包括:安全性-推进剂常常是较危险的,如有毒、有害、易燃或压力高等;特殊的环境-热环境、机械环境、辐射和失重状态;可靠性-一旦进入轨道,就不可能再有机会更换出了故障的装置.推进系统装置可分为两类:推进剂贮箱和火箭推力器.它们除了应用于空间技术,在其它方面并无用处.因此“商用成品化“(COTS)的思维似乎不太合适.然而,通过工程改进推进系统,COTS在材料和加工方面可降低成本和风险.本文将描述推进装置的典型应用并介绍萨里太空中心是如何使用COTS理念的.推进系统的管路是由各种用电子和机械控制的电磁阀、压力传感器、压力调节器、过滤器和温度传感器等构成.它们既可作为空间项目的特殊工程进行研制,也可采用COTS作为航天设备的替代产品,萨里太空中心侧重于后者.通过有所创新的系统设计,COTS装置完全可以使用.     

液体推进剂的环境风险分析和管理对策

应用故障树分析了液体推进剂在运输、转注、使用和操作训练过程中存在的各种事故风险，着重分析了氧化剂泄漏的风险因素，并对推进剂常规环境风险影响进行了预测，提出了液体推进剂风险管理的一些对策。     

硝酸羟胺推进技术发展现状与趋势

传统航天器大部分单组元系统均采用肼或其衍生物作为推进剂,但肼类推进剂不仅强致癌,且易燃易爆。与肼相比,硝酸羟胺(HAN)基单组元推进剂具有毒性低、比冲高及环境友好等优势。因此,HAN基单组元推进剂是一种绿色推进剂,将其用于航天器推进系统中是十分必要和迫切的。本文对HAN推进技术的发展现状进行了调研,并对绿色HAN推进技术未来发展和应用趋势进行了分析与研判。     

推进剂管路内负压形成机理研究

嫦娥三号着陆器推进系统正样产品在测试过程中,轨控推进剂管路出现了一段时间的负压现象,为查找负压出现的原因,推进系统采用故障树分析方法对推进剂管路内负压形成机理进行了研究,并基于故障树分析结论,进行了单机级、系统级的多项专项验证试验,通过试验研究最终确认了推进剂管路内负压形成机理,该现象是由于嫦娥三号着陆器推进系统检漏时采用纯氦气工质,检漏结束后常压氦气长期存储在推进剂管路内,由于管路内纯氦气浓度远高于外界空气,存在氦气分子通过断流阀微通道缓慢扩散出去现象,随着扩散量的不断下降积累,导致推进剂管路内压力逐步减小,产生了负压。该现象与分子扩散理论的机理和规律相符,为系统正常固有现象,对飞行试验无影响。     

微小卫星液化气推进技术

为满足微小卫星推进系统轻质、小型化和低成本的要求，推荐了以氨为推进剂的液化气推进系统，它既保持冷气推进系统结构简单的优点，又克服了冷气推进剂贮苎存体积大的缺点。分析结果表明，以氨为推进剂的液化气推进系统具有多种优点，是微小卫星理想的推进系统。     

电控固体推进剂点火技术研究

采用一种层状电极式点火装置,分别研究了电极材料、电极形状和电极极性对电控固体推进剂点火过程的影响。试验结果表明,电极材料、推进剂端面电流密度和电极极性是影响电控固体推进剂点火过程的重要因素,当推进剂两端面电流密度相同时,采用不同材料的电极优先点火顺序依次为钛、铝、石墨、铜。当两端电极材料相同时,ESP始终在电流密度较大的一端点火,且电流密度越大,点火效果越好,临界点火电压越低;当两电极与药柱端面的接触面积比为1∶1和0.64∶1时,ESP优先在正极端点火;但当两电极与药柱端面的接触面积比为0.16∶1时,ESP在电流密度较大的一端点火。电控固体推进剂能通过电压控制实现多次点火、熄火循环。     

MPT在探月中的应用方案初探

借鉴“东方红3号”卫星的推进系统组成和“SMART-1”探月器的飞行轨道,提出了2种微波等离子体推力器(MPT)应用于月球探测器的推进系统方案(即复合推进方案和统一推进方案),分析计算了MPT用于姿态控制时对推进剂耗量的影响及用于主推进变轨时推进剂耗量和飞行时间的变化,并讨论了MPT的电源系统带来的附加质量。结果表明,在付出一定飞行时间代价的条件下,MPT的引入将大大增加有效载荷质量。