简讯

Ｈ－２Ａ助推器进行静态试车　日本已对Ｈ２Ａ新型火箭的ＳＲＢＡ固体捆绑助推器进行了首次静态点火试车。助推器工作１０２秒，推力达２１８５千牛。此次试车旨在验证助推器推力向量控制系统的设计。Ｈ２Ａ明年首射，将使用两台捆绑助推器。另外，６月１日Ｈ２Ａ一级试车失败的原因已查明，是两处接线错误造成的，这意味着三菱公司对发动机设计的修改没有问题。那次３０秒的试车进行到１６秒时发生自动关机。调查同时发现，试车中发动机两台推力转向装置中有一个的作动器配件被毁，可能是点火之初振动过大所致。（力）勘月者撞月　…     

国外固体捆绑运载火箭技术与方案综述

对国外固体捆绑运载火箭技术进行了综述.分析了固体捆绑技术的优势及其对火箭性能的影响.介绍了国外阿里安-5,H-2A系列运载火箭,以及德尔它-4、宇宙神-5系列运载火箭等现役典型固体捆绑运载火箭.给出了固体助推器捆绑结构布局、气动特性匹配、固体助推器矢量控制系统配置及推力特性要求等关键技术.     

商业火箭介绍

阿里安是三级火箭,由西欧十国投资研制,但法国起着重要的支柱作用,占总投资额的2/3.阿里安1型的地球同步轨道的有效载荷为1,700公斤.阿里安2的第三级比原型长,发动机的推力也大;阿里安3有两台捆绑式助推器;阿里安4有六种方案,以助推器的捆绑方式来区分:40—不捆绑助推器(有效载荷     

捆绑助推器的推力不平衡问题

捆绑助推器是提高运载火箭能力的一条重要途径。捆绑助推器之间会因种种原因而产生推力不平衡,从而对整个运载器的性能产生不利影响。本文分析了造成推力不平衡的各种主要因素,并结合国外型号说明了解决这一问题的各种技术途径。     

H－2火箭固体助推器推力向量控制系统的研制

Ｈ－２火箭固体助推器推力向量控制系统的研制Ｈ－２是日本新研制的一种使用液体氢氧推进系统的两级运载火箭，捆绑了两台大型固体火箭助推器。助推器在火箭的上升飞行阶段用于提供大部分推力，并产生火箭操纵所需的控制力。它主要由四个发动机壳段和一些结构组件（后裙、...     

美国航天飞机固体助推器装药设计试验简介

美国的航天飞机固体助推器由赛奥科公司的瓦沙其分公司负责设计、研制、生产和试验。方案论证工作在1972～1974年进行,整机研制工作在七十年代后期展开,至一九七九年做了4次全尺寸静止试车,全部获得成功,确定了技术状态。航天飞机的动力装置有三台高燃烧室压力的液氢—液氧发动机和两台固体助推器组成。固体助推器与液体发动机同时开始工作,固体助推器先工作结束,分离脱落,减速回收。固体助推器设计时考虑了:(1)航天飞机是载人飞行器,对推力一时间曲线形状有较严格的要求(见图1);要求初始推重比为1.5,工作后期加速度不超过3g。(2)充分利     

日本的H-2火箭新发射场

日本在种子岛航天中心为其H-2火箭建造了新的发射场。本文较详细地介绍了该发射场的助推器试车台、LE-7发动机研制设施以及履带式机动发射平台等设施。     

非完全对称火箭的助推器布局研究

捆绑助推器是提高火箭运载能力最有效的方式,针对某捆绑2个助推器的非完全对称火箭横向布局、纵向布局两种方式,研究了不同布局对火箭姿态控制、飞行载荷的影响。结果表明,一般情况下纵向布局有利于姿态控制,横向布局有利于降低载荷。     

姿控发动机静态特性分析

通过建立液体火箭姿控发动机静态数学模型,计算了典型双组元液体姿控发动机的静态特性,包括各干扰因素对发动机性能的影响、发动机的极限推力和整机试车推进剂耗量.并以热试车为例,将计算结果与试车结果进行了比较.结果证明,用该模型计算结果与实际试验值偏差完全在可接受范围内.     

欧洲关注的目标——空间独立

阿里安4是已经服役的阿里安1—3系列的改进型。它可以捆绑固体或液体助推器,或是两者结合的助推器。以中心发射器为核心,阿里安4共有六种基本组合方式。捆绑两个同体、四个固体或液体、或是混合助推器后,运载能力都可得到提高。没有捆绑助推器的中心部分发射器能把1.9吨质量的有效载荷送入同步转移轨道,而捆绑四个大型液体助推器的引——升力型运载火箭有把4.2吨质量的有效载荷送入同步转移轨道的能力。     

大力神34D/惯性顶级运载火箭首次飞行

1982年10月30日,在卡纳维纳尔角(Cape Canaveral)Complex 40试验场发射了第一枚载有惯性顶级的大力神34D 运载火箭,将两枚国防卫星通信系统飞行器,即 TRW 公司的DSCS-2卫星和通用电气公司的 DSCS-3卫星送入了同步轨道。大力神34D 是美国空军的大型运载火箭,主发动机是两级式液体发动机,在主发动机两侧捆绑了两台直径3.048米、推力共计为1179.36吨、各由5(1/2)个分段组成的固体火箭助推器。     

机电一体化推力测量系统的研制及应用

依据某型号发动机地面试验推力测量要求,从推力测量原理、测量不确定度分析、推力校准、数据采集、数据处理等多方面开展研究,成功地研制设计了机电一体化的推力测量系统。该系统在试车台上进行了实际试车。试验结果表明,该系统稳定、可靠,满足0．5％推力测量精度要求。     

LE-7A发动机可靠性研究

LE-7A是日本H-2A的一级发动机,它是百吨级以上的大推力液氢液氧发动机。日本宇宙事业团(NASDA)为提高LE-7A发动机的可靠性,对液氧泵、喷管、阀门、预燃室等进行了改进。     

基于力法的超静定捆绑火箭传力特性研究

对于采用超静定捆绑的助推器来说,对捆绑装置载荷的准确预示是开展构型论证、结构设计和优化的关键工作。基于力法,推导了超静定捆绑助推器的捆绑载荷解析模型,并通过有限元方法进行了验证。在此基础上,获得了捆绑装置刚度、安装位置及捆绑个数对捆绑载荷的影响规律,从而为工程应用提供了一定的参考和理论支撑。     

新型能源号-M火箭

苏联近期展出了其新型能源号-M火箭。该火箭比标准能源号火箭小,它捆绑两个助推器(图1),火箭的芯级主发动机也小,且只有一台液氢液氧主发动机(图2)。能源号-M火箭的运载能力为40吨。标准能源号火箭可捆绑2～8个助推器,其芯级有4台主发动机(图3)。运载能力为65～200吨。     

L型控制发动机两种推力测量方法比较

为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要，先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证，对试验结果进行分析、对比．结果表明，采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高，推力测量结果比冲散差小，满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。     

航天飞机的固体助推器

航天飞机每次飞行时用两个固体火箭助推器提供初始爬升推力,使航天飞机与它的有效载荷从发射台上升到约44公里的高度。发射前,整个航天飞机重量由两个助推器支撑。助推器由固体火箭发动机、支承桁架、推力向量控制系统、分离装置、回收系统、电器与仪表六个分系统组成,全长48.5米,直径3.7米。每个助推器的核心部份是发动机,它是迄今已飞行的最大的固体火箭发动机,而且首次设计成为重复使用的。发动机由11段焊接成四个装药段,装药段在制造厂就地浇注推进     

简讯

日本成功进行LE-7发动机的全程试车 日本宇宙开发事业团6月15日在种子岛航天中心对使用液氢/液氧作推进剂的LE-7火箭发动机进行了首次全程试车,从而为1994年2月进行H-2火箭的首次飞行铺平了道路。试验时间超过了350秒。H-2火箭是在H-1火箭的基础上研制的,全部由日本制造。日本90年代的大部分航天计划都是围绕着这一火     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

运载火箭固体捆绑评述

实践证明,运载火箭横向捆绑助推器是一种大幅度提高运载能力、改善其总体性能的有效技术途径。本文介绍了世界上几种主要运载火箭的固体捆绑技术和当前水平,并分析了它们的特征。着重叙述了在原有型号上捆绑固体助推器所考虑的问题,还探讨了航天飞机的捆绑技术。