冲压发动机的发展和应用

冲压发动机利用大气中的氧气作为氧化剂,在高速远航程的飞行中具有独特的优越性。图1示出了冲压发动机的工作马赫数和比冲范围。当飞行马赫数大于3.5时,冲压发动机的比冲高于其它喷气发动机,是大气层内高速飞行的理想动力装置。冲压发动机结构简单,内部没有转动部件,质量小,推重比高,成本低,特别适于导弹和高速飞行器使用。 可以认为,冲压发动机的发展经历了4个阶段,即冲压发动机的概念研究阶段;普通型冲压发动机发展阶段;组合型冲压发     

高性能的400N MMH/NTO双组元远地点发动机

本文介绍了 Dasa(戴姆勒-奔驰宇航公司)新型的400N 远地点发动机鉴定试验结果。该发动机采用 MMH/N_2O_4地球可贮存推进剂,其比冲比 Dasa 第一代再生冷却的远地点发动机至少提高98m/s。根据 Dasa 10N 推力室的经验,新型的400N 发动机也采用了无涂层的铂合金推力室,同时喷注器也进行了改进,能够满足性能指标要求。一台发动机完成了鉴定试验,先进行一般的验收试验,接着进行鉴定试验。经充分的验证表明,发动机在420N、入口压力1.7MPa 状态下,额定比冲3116m/s.在鉴定试验中,发动机共消耗推进剂2663kg,重复点火起动128台次,并完成10个完整的热循环。最长工作时间4000s,热和冷的推进剂入口温度45℃和0℃。He 气引入的发动机稳定性评定,高温起动能力以及从1.3MPa 至2.0MPa 的供应压力的变化等,均作为鉴定试验大纲的内容。本文阐述了鉴定试验的结果,并进行了讨论。另外,还报告了三台发动机在轨飞行结果。     

粉末燃料冲压发动机研究进展

粉末燃料冲压发动机采用高能金属或硼粉为燃料,兼具液体燃料冲压发动机推力可调、比冲高及固体火箭冲压发动机安全可靠、结构简单等优点,尤其是固体/粉末或液体/粉末燃料组合冲压发动机,粉末燃料的加入不仅可大幅提高传统冲压发动机的比冲等性能,还能改善并增加其原有功能,是极具发展潜力的新一代导弹动力装置之一。针对粉末燃料冲压发动机及其相关研究领域的发展现状进行了概述分析,并以此梳理出粉末燃料供给、发动机燃烧组织、发动机点火等粉末燃料冲压发动机主要关键技术,同时对发动机技术提出了高性能粉末燃料研究、冲压空气作为驱动流化气可行性研究、发动机快速响应和环境适应潜力及工作可靠性研究等几点研究展望。通过对粉末燃料冲压发动机相关研究技术进行综述梳理,明确了其研究的重点和难点,为发展高性能冲压发动机提供了一定参考。     

RD——0120 LOX/LH_2液体火箭发动机研制经验

本文简要介绍了由化学自动机械设计局(前苏联)研制的空间液体火箭发动机。介绍用于“能源号”运载火箭芯级装置的 RD—0120低温推进剂发动机的详细资料。简要描述了与这种发动机研制有关的科技管理问题。对先进的氢类液体火箭发动机的一些主要的特性参数进行了预测。     

液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想

讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险.     

液体火箭发动机替代固体捆绑式火箭发动机助推器研究

本文将讨论应用简单的挤压式液体火箭发动机助推器替代现有固体捆绑火箭发动机的可能性,并且探讨如何制造同固体火箭发动机相同经济效益的火箭发动机,而不出现固体火箭发动机的安全和操作缺限。固体火箭发动机经济效益好并被广泛使用。但是它表现出明显的安全和操作缺限,用现有经费模型探讨固体火箭发动机的经济效益,并说明其原因。为此促使我们比较分析简单的挤压液体火箭发动机级,此液体火箭发动机级采用固体火箭发动机有相同经济效益的烧蚀冷却液体火箭发动机。本研究所选择的液体推进剂是过氧化氢和煤油,它具有可与固体火箭发动机相竞争的经济和性能特性。研究表明没有实际的液体推进剂组合可以获得固体火箭发动机那样的的密度比冲,应用过氧化氢和煤油的液体火箭系统是现有或未来运载火箭增加推力的一种经济的方案。     

冲压发动机控制路径研究

冲压发动机的性能高低很大程度上取决于它的控制品质.控制系统通过设置各种极限函数确保冲压发动机在外部干扰和内部扰动下可靠稳定工作,并结合任务特点采用不同的控制策略进行合理的调节,充分发挥出冲压发动机的性能.本文研究了3种不同控制参数下冲压发动机的稳定工作范围.针对不同的飞行任务的要求,研究了常用的控制策略下冲压发动机的控制路径.     

星球着陆下降发动机及我国登月下降发动机设想

星球着陆下降发动机探测器在外星上进行软着陆时起着关键的作用，目前我国还没有进行软着陆的成熟的发动机，对比较典型的月球和火星着陆下降发动机的特点和种类进行总结，提出了我国着陆下降发动机的方案设想，为我国着陆下降发动机的研制提供技术支持。     

霍托尔的发动机揭秘

霍托尔的发动机揭秘英国霍托尔航天飞机的发动机方案自提出以来一直处于保密状态。最近，英国政府改变了其原来的政策，规定如没有特殊理由，不准对专利技术进行保密。在这种情况下，这种称为ＲＤ５４５的发动机的一些技术细节终于大白于天下。以下首先介绍该发动机在方案...     

氢氧发动机实现单级入轨的优化分析

根据现有材料和技术，分析了给定任务下氯氧发动机实现单级入轨的最小起飞质量。由单级入轨弹道、运载器质量和氯氧发动机性能计算模型，优化得到为实现单级入轨的氯氧发动机基本参数。最后还提出一种渐变式氯氧发动机，用该发动机实现单级入轨，能使起飞质量降低16．7％。     

RL10液体火箭发动机的研制过程

本文着重描述了第一种亦即最成功的一种液氧/液氢发动机—RL10发动机的研制及发展过程,以庆祝该发动机研制四十周年的来临。文中描述了 RLlO 发动机为大量适应各种运载器的发射需求而不断改进、发动机推力伴随每一次改进逐渐增大的过程;描述了这种发动机是如何从一种一次性使用的上面级发动机转化为可重复使用的助推发动机的;文章着重描写了该发动机100%的完成飞行任务,并通过近40年完美的飞行特性证明了发动机的可靠性。     

可用于战术导弹的针栓喷管发动机技术

针栓喷管发动机是国外正在研制的一种固体火箭发动机。它所采用的针栓式喷管是在一个普通的喷管的喉部插入一个由先进材料制成的可移动栓棒，栓棒的前后移动改变了喷管喉部的横截面积，引起燃烧室内压强变化，进而使发动机推力改变。这种变推力发动机能为导弹提供随控推力和随控飞行速度，增大导弹的射程，缩短打击时间，增加任务的灵活性和实施精确打击的能力。     

中国重型运载火箭动力系统研究

分析了未来航天发展趋势,指出为实现载人登月和深空探测,发展重型运载火箭,研制大推力火箭发动机势在必行.提出了中国重型运载火箭主动力--_1500吨级液氧煤油发动机和200吨级液氧液氢发动机的总体方案,确定了发动机的主要参数,明确了发动机的关键技术,考虑了发动机的研制条件,进行了发动机研制策划.根据中国的技术水平和经济实...     

膨胀循环发动机技术的发展、应用与展望

系统总结了国内外膨胀循环发动机技术的发展和应用情况,在分析未来航天发展需求、研究膨胀循环发动机技术发展方向的基础上,对膨胀循环发动机技术未来的发展进行了展望.     

透过标准浅析美国氢氧火箭发动机可靠性技术

透过NASA可靠性标准《火箭发动机试验台》,解析美国氢氧火箭发动机地面试验方法和试验流程,重点研究发动机技术项目的筛选、最终评审、综合评审和热点火试验对提高氢氧火箭发动机可靠性的意义,以期为我国氢氧火箭发动机可靠性技术的标准化、系统化和科学化提供借鉴.     

美将用大尺寸超燃冲压发动机进行风洞试验

美将用大尺寸超燃冲压发动机进行风洞试验美国即将在美国航宇局兰利研究中心的一座风洞中对一台大尺寸冲压／超音速燃烧冲压发动机进行试验。这些试验将使国家空天飞机的研究人员首次能够确定尺寸因素对超燃冲压发动机研究与开发过程中已进行的设计计算的影响。在此之前，...     

三组元液体火箭发动机发展概况

双组元液体火箭发动机的发展已进入成熟阶段,进一步提高性能已十分困难。为满足空间开发的需要,需要探索液体火箭发动机发展的新途径。国外(美国和原苏联)十分重视三组元发动机技术的研究,我国近来也做了一定的研究工作。本文介绍了三组元发动机理论的提出、发展情况以及几种这种发动机方案(双燃料、双膨胀、双喉道和一体化方案)及其性能参数。     

兰州中川机场气温特性及对飞行的影响

一、气温对航空运营的影响气温对航空运营的影响是多方面的。飞机发动机推力的设定、机场跑道的设计与建设、飞机载量与油量的配置等都受气温的影响。首先，气温影响飞机发动机的推力和燃油的燃烧率，气温越高，空气密度越小，在发动机转速不变的情况下，单位时间内进入飞机发动机的空气量减少，增压比相应变小，发动机的推力就会减小，飞机加速度和升力相应减小。气温影响飞机的滑跑距离。在飞机载量不变的条件下，     

某型号固体火箭发动机高速旋转试验台设计

火箭发动机旋转试验台可在地面模拟火箭发动机飞行过程中的高速自旋环境,通过对发动机旋转工作状态下的控制和监测,为旋转发动机流场及内弹道研究提供试验数据.为模拟发动机旋转时点火飞行的受力工况,试验台不仅需驱动发动机一起做高速旋转运动,保证发动机在轴向上具有自由度以测试推力,还需承载发动机点火时产生的巨大冲击振动.为此,试验...     

美国正在加紧研制先进的低成本氧/氢发动机

美国正在加紧研究用于单级入轨火箭的先进低成本氧/氢发动机。这项研究确定了发动机的基本构形和地面规则。为了探索发动机的性能,选择了六种不同的发动机循环进行试验研究。这些循环包括一个开式循环和一系列的闭式循环。这些闭式循环可以变更从推进剂抽取驱动涡轮机械的能量。这些循环可以改变发动机所能达到的最大室压和在任意给定室压下发动机的重量。把发动机质量作为室压的函数,对每年循环的发动机质量进行了计算。计算结果表明,应用新的氧氢发动机作为单级入轨的发动机是可行的。最有竞争力的发动机循环是分级燃烧循环,发动机室压的预选方案是27.579MPa。为了便于比较,本文还简单介绍了 RD—704发动机。