美国三个主要公司为MX导弹研制可延伸喷管

赫克力斯公司,航空喷气固体推进公司和联合工艺公司正在为MX 洲际弹道导弹第二级研制可延伸喷管出口锥。目前已在进行点火试验。赫克力斯公司研制的可延伸喷管是采用碳一碳可扩张的皱褶裙(expandableskirt)。该装置已进行发动机点火试验。膨胀比88:1,喉径2时(50.8毫米),燃     

欧洲动力公司的扩散段可延伸喷管将会增加导弹的射程

欧洲动力公司正在研制一种用于固体推进剂发动机的扩散段可延伸喷管,它的首次试验于1978年末进行。如果这种可延伸喷管能够制成功则完全有可能被采用。有效的火箭发动枧由于延长喷管所引起的喷气膨胀比增大(当发动机点火时,采用张开的办法)能够改进发动机的比冲,因而,也增加了高空推力。两个长度相同的发动机一个喷管的扩散段是可延伸的,另一个是固定的,这两个发动机相比前者有可能具有更多的空间,可增大装药量,增加有效载荷或增大导弹射程。对于同样重量发动机,也可以取消级之间的大部分裙部。因此,减轻了大量的重量,同     

大型发动机的气体展开的皱褶裙

贝尔宇航公司正在研制用于火箭发动机喷管的气体展开的皱褶裙(gas deployedskirt 简称GDS)据称,该设备适用于航天飞机的临时末级(IUS interim upperStage)或阿金钠火箭发动机的上级。金属皱褶裙沿径向折向喷管空腔内,然后由低压点火气体展开,并由全部排气使其稳定,(见图)。     

商业化“大力神”运载火箭

介绍马丁·马丽埃塔公司正在实行的“大力神”Ⅲ商业火箭计划,这种运载火箭是在“大力神”34D的基础上改进而来的,采用大尺寸整流罩和加长舱以进行单/双星发射,它的低轨道运载能力将达到143t,并能同航天飞机/“阿里安”运载火箭相兼容.目前已改进了第二级前裙结构和某些布局,第二级长度也已加长,该公司正在实施加装轨道转移级的计划,目的是使载荷直接进入同步转移轨道.     

高空喷管在地面试验时火焰偏摆的分析

本文分析了高空大面积比喷管在地面试验时喷管内出现火焰偏摆的原因,叙述了喷管内气流不对称分离的机理。通过分析得出,由此产生的火焰偏摆在高空模拟试验或用截短喷管的地面试验中会自然消失。本文通过喷管流场计算,附面层分离计算和传热计算说明试车中出现的现象。     

大力神—4改进型固体助推器爆炸原因分析及启示

介绍了大力神-4改进型固体助推器的研制情况、结构特点及主要性能,阐述了地面试验失败的原因及改进措施,并联系卡斯托Ⅱ研制中出现的类似失败情况,就发动机内流场气流的相互作用及药柱变形对发动机工作的影响进行了扼要分析,并提出了值得重视的几点启示。     

固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究

主要介绍QC小组在固体火箭发动机地面试验喷管摆角测试方法研究活动中,按照PDCA循环的基本方法,采用创新的技术及合理的软硬件设计,建立了发动机地面试验喷管摆角测试新方法,解决了传动机构间隙对摆角测试精度的影响,提高了发动机地面试验喷管摆角测试精度。     

N2O微推力器性能及喷管热结构分析

针对采用氧化亚氮推进剂的单组元微推力器开展了比冲性能影响因素的分析,分析结果显示微推力器比冲与氧化亚氮分解效率及喷管扩张比有着密切关系。利用有限元分析法对高空及地面试验两种工况下氧化亚氮单组元微推力器喷管的结构温度场开展了数值仿真计算,并在结构温度场仿真计算的基础上进一步对地面试验用喷管的结构应力场进行了分析。初步试验表明,所设计的微喷管在地面工况下工作良好。     

大力神ⅢE运载火箭

近二十年来,人马座计划开辟了采用液氢液氧高能火箭的新途径,该火箭与宇宙神助推器组合后,能将有效载荷送入绕地轨道、同步轨道,以及飞往月球和行星的轨道。大力神ⅢE 运载火箭系航天飞机出现之前美国航宇局研制的“一次性使用”的新型运载火箭。它由人马座的改进级、空军研制的大力神Ⅲ助推级和一种直径为4.27米的新式整流罩组成。大力神ⅢE 运载火箭全长     

MX导弹喷管用先进材料评论

目前正在进行研制石墨材料,准备用于MX 第一级和第二级固体火箭喷管的入口部,喉部,后喉部,出口锥和可延伸出口锥。这些材料必须经受住新型洲际弹道导弹(ICBM)喷管系统的苛刻的结构、化学侵蚀,粒子冲刷和高温环境。该系统的燃烧室压力可达127公斤/厘米~2,火焰温度为3700°K 至3922°K。叙述了第一级和第二级全尺寸试验喷管的现状。还提出了在喷管设计、石墨材料研制以及预期性能改进方面进一步工作的方向。     

"三化"在FY-1C卫星姿轨控地面测试系统中的实施

结合“风云一号”C9（FY－1C）卫星姿轨控地面测试系统的研制实践，阐述了为适应卫星型号研制中试验任务多变，试验场所多变的特点，地面测试系统应采用先进的主流总线技术，充分利用计算机应用的领域的现有成果，遵循通用化，系列化，组合化的“三化”要求，研制性能价格比高的地面自动化测试系统，卫星在轨的正常运行，证明了该系统的有效性。     

“飞马座”运载火箭

在“挑战者”号航天飞机失事之后,美国便竭力要为空军和民用用户提供一次性使用运载火箭.这些运载火箭包括“阿特拉斯”Ⅱ、“德尔它”Ⅱ、“大力神”Ⅳ,以及新研制的大推力先进运载火箭(ALV)和航天飞机C.与此同时,美国还正研制一种飞行轨迹全然不同的小型运载火箭——“飞马座”空中发射运载火箭.     

美国改进型一次性运载火箭发展概况

介绍美国新一代运载火箭系列的研制计划。该计划的目的是替代重型“大力神”、中型“德尔它”和“宇宙神”运载火箭系列，使成本降低到现有运载火箭的２５％～５０％。改进型一次性使用运载火箭的第一次发射预定在２００１年。     

带反喷管发动机地面实验数据分析

带反喷管固体火箭发动机地面实验时，在其反向喷管打开后，激波进入主喷管情况下，会给数据处理带来困难。文中介绍了根据地面实验数据分析反喷管在高空提供的反推力，为带反喷管发动机地面实验数据处理提供了简便的分析方法。     

中国空间用固体火箭发动机的发展

中国从１９５８年开始复合固体推进剂火箭发动机的探索和研制工作。根据航天技术发展的需求，促使复合固体推进剂火箭发动机从小到大逐步发展起来。在三十多年的研制过程中。解决了壳体材料和成型工艺、推进剂配方和装药工艺、喷管和推力向量控制技术，安全点火和高空点火技术、各种环境试验技术、无损检测和质量保证技术、地面试验和测试技术等。已形成了固体火箭发动机研究、设计、试验、生产配套的基本条件，同时为中国卫星发射提     

固体火箭发动机喷管分离流动数值模拟及试验研究

对地面条件下大面积比喷管出现的分离流动进行了数值计算分析和试验。首先,利用商用CFD软件进行做数值计算,计算了多种工况,分析了燃烧室压强、喷管型面对分离流动的影响;然后,利用某型号固体火箭发动机进行喷管分离流试验,测得了喷管壁面上沿轴向的压强分布数据。试验捕捉到的与流场数值计算中得到的分离点位置相近,验证了流场数值计算的准确性,数值计算和试验为进一步深入研究打下基础。     

空间站救生和载人／后勤运输飞行器性能的评定

随着永久性载人空间站研制工作的着手进行,为空间站上的宇航员提供某种形式的救援能力已被提上议事日程.为提高救援能力,拓宽将人员和物资送上空间站的途径和摆脱完全依靠航天飞机的现状,美国正在研究一种由“大力神”Ⅲ运载火箭发射的空间站载人/后勤运输飞行器(SSPLV).着重介绍SSPLV/“大力神”Ⅲ的额定上升弹道、从发射到入轨期间各上升段的故障模式及再入轨道.     

粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法

发展了一种保持燃气参数不变的情况下能实现粒子流量可调的喷管烧蚀试验方法,并研制了试验装置。该试验方法是将两相流燃气中的一部分粒子收集起来,以减少流经喷管的粒子流量,通过改变收集孔和收敛角的大小来调节粒子流量。采用该方法开展了变粒子流量的喷管烧蚀试验,试验结果验证了该方法是有效的,试验条件下喷管喉部平均线烧蚀率随粒子流量减小而降低。     

固体火箭发动机复合裙成型工艺研究

概述了复合裙成型工艺方案、典型复合裙的裙体结构及连接形式．介绍了国内复合裙的研制情况。采用高模量混杂树脂基体配方、整体成型工艺方案、铺层优化分析等技术．研制出~150mm、~480mm及垂1000mm复合裙。试验结果表明．复合材料连接裙性能满足设计指标．与铝裙相比，可减重30％左右。     

1991年的美国固体火箭技术

1991年,美国的固体火箭技术在继续发展,并为各类发射的成功作出了贡献。4月份,侏儒导弹成功地进行了第二次飞行试验,证明一二三级固体发动机都工作正常。这枚试验导弹的第二级发动机使用的是增强碳—酚醛喷管,可以承受比第一次飞行试验时更大的载荷。大力神Ⅳ在1991年首次进行了东西两个发射场的发射。在两次航天飞机的飞行中使用了惯性顶级奥巴斯21和奥巴