单级入轨火箭的变混合比分析

本文分析了变混合比对单级入轨(SSTO)垂直发射和垂直着陆火箭性能的影响。采用新的 ALTOS 弹道优化程序对爬高期间的混合比直接优化,使推进剂的消耗量最少。起飞时的最大混合比在5～11之间变化,而火箭的起飞加速度则在1.3～1.6之间变化。对起飞质量相等的火箭的结构作了比较。火箭和推进系统简单的质量模型已应用于有效载荷增量的计算。所研究的方案的最大理论有效载荷比定混合比发动机方案高9.5%。根据优化结果,提出变混合比发动机的技术要求和关键技术。关键技术涉及到冷却、涡轮和燃烧室的材料以及喷注器和涡轮泵的设计。     

西德固体火箭技术的发展趋势

本文叙述了西德固体火箭当前的发展和技术状况,包括推进剂、发动机部件和系统。并与文献上公布的西方标准做了比较。本文介绍了技术上最重要的部分,例如冲压火箭和气体发生器用的推进剂、推力矢量控制、高加速推进和性能予测等。在此基础上并根据西德的财政和组织情况,就未来武器和方案选择方法的各个方面,讨论和分析了固体推进剂火箭技术的发展趋势。     

近期商用单级入轨飞行器的可行性

讨论了单级入轨火箭推进飞行器,尤其是使用航天飞机外置贮箱和六个航天飞机主发动机的一次性使用飞行器的可靠性和发射费用。减小发动机质量将是方案改进的主要方面。如果低成本、小质量的主发动机研制成功,那么一次性使用 SSTO(单级入轨)飞行器将拥有商用发射前景,而且有利于可重复使用 SSTO 飞行器的研制。     

分析吸气式运载工具的简单关系式

以往几十年中,人们一直对在运载工具的部分爬升段中以吸气式推进代替火箭推进的可能性争论不休.近几年来,这种争论日趋激烈.但不管怎样,目前有必要对此开展一些基本的系统研究.本文给出一组描述运载工具的速度参数(α)和比冲参数(β)等质量分数的简单关系式.但愿这些关系式能有助于选择最佳的吸气式运载工具(ABLV).本文只给出单级入轨运载工具(SSTO)的关系式,这并不表明SSTO优先于多级运载工     

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。     

固体火箭发动机推力调节方案探讨

本文提出了一种推力可调的固体火箭发动机的设想方案。它将通过采用负压力指数推进剂来实现。文中讨论了这一技术的可实行性和调节的特性。还指出了负压力指数推进剂的其它优点。     

长征系列运载火箭介绍:长征四号系列(五)

五、纵向耦合振动抑制系统纵向耦合振动(简称 POGO)是指大型液体推进剂火箭的结构纵向振动与推进系统相互作用而产生的正反馈闭合回路的自激振动。为避免火箭发生纵向耦合振     

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。     

飞马座空间运载火箭的推进系统

飞马座空间运载火箭的推进系统为三级固体推进剂火箭发动机,本文对发动机的设计、制造和试验作了全面介绍,重点讨论了三级发动机的设计特点,即为了提高系统可靠性和降低生产成本,采用大的设计安全系数和在其它型号上使用过的成熟技术。     

单级入轨火箭的混合推进系统

目前,许多单级入轨火箭作为一种可能降低向低地轨道发射有效载荷成本的运载手段,正在进行配制方面的鉴定分析.NASA 已设计出一种可操作的,使用液氧/媒油/液氢三组元发动机作为单级入轨火箭的方案.Thiokol 对这种使用捆绑式混合推进系统来增加轨道有效载荷能力的运载火箭进行了评估.NASA 将这种先驱火箭作为一种方案对单级入轨火箭的技术进行了论证。这种火箭称为 X-2000。它的主要推进系统使用液氧/煤油和液氧/液氢两种发动机,Thiokol 通过用混合发动机替代液氧/煤油发动机对主推进系统进行了新的探讨。它采用的混合技术在马歇尔航天中心(MSFC)正在进行验证。因此,混合推进系统是一种有效 SSTO 的推进系统.     

近年固体火箭推进技术发展趋势

讨论了在冷战结束后的政治、军事环境下固体发动机应用领域的动向和固体火箭推进技术的发展特点，重点了发动机设计及固体推进剂、壳体、喷管、点火系统等单项技术的发展趋势。     

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。     

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。     

高能量密度化合物推进剂和反物质推进剂

美国空军发起的新型推进系统开发计划的进展情况表明,只要有一定的经费保证,到2000年就可以研制出以高能量密度化合物作为推进剂的火箭,利用反物质的推进系统也可能在21世纪初问世。以高能量密度化合物或反物质作为推进剂的火箭的有效载荷人轨能力将比目前所用的液体或固体助推火箭大4～10倍,这将大大增加部署特大型SDI空间平台和进行行星际飞行的可行性。 两年来的研究工作取得了预想不到的进展。研究表明,把高能量密度物质(HEDM)添加到普通火箭推进剂中能够使火箭的比冲提高到目前的2～4倍。     

新一代运载器发动机

为执行克林顿总统94年8月5号的航天运输政策,NASA 决定研制新一代可重复使用运载器(RLV),主要努力放在单级入轨(SSTO)结构。航天局目前的计划是验证能满足 SSTO 工作性能要求所需要的关键技术。这些技术包括先进的长寿命、低维护防热系统;可重复使用低温贮箱(如铝—锂复合材料和石墨复合材料贮籍);复合材科主结构和贮箱间结构;自动的或独立的检验、发射、飞行控制、制导、导航与健康监测以及先进的推进装置。RLV 的推进装置要求比冲高,可操作性和坚固性好以及高的推重比。NASA 的 RLV 计划将鉴定数种发动机型号,不仅有全低温的(氢—氧)。而且有双燃料的(由烃—氢—氧过渡到氢—氧。)不过,要研制所提出的任何一种全尺寸发动机结构并验证其是否能满足 SSTO 工作的性能、质量、可操作性和坚固性准则,在资源和手段上都是很不够的。     

固体推进剂生产和使用对环境的污染及改进措施

综述了固体推进剂及火箭发动机在生产和使用过程中产生的污染以及改进措施。火箭推进剂燃气的酸性、对臭氧分解的作用及其毒性是造成其大气污染的主要来源，应设法降低各种污染或研究新型“洁净”推进剂，适应环境保护的要求。     

长征系列运载火箭介绍：长征二号系列（二）

四、推进系统长征二号C采用由液体火箭发动机、泵压式推进剂输送系统和自生增压系统组成的推进系统，使用自燃推进剂，氧化剂为四氧化二氮，燃料为偏二甲肼。1．一子级推进系统一子级推进系统由组合发动机、推进剂输送系统、增压系统、火工品及电缆、机架等构成。（1）发动机一     

可贮存推进剂火箭增压气体与泵入口压力关系研究

根据氦气和氮气在可贮存推进剂中的溶解度与发动机泵入口压力关系，以及对美国上面级火箭“阿金纳”增压系统的分析，计算和研究，对我国可贮存推进剂上面级火箭的发动机泵入口压力要求和增压输送系统进行分析和研究，认为采用氦气增压，我国可贮存推进剂上面级火箭发动机氧化剂泵入口压力要求可以大幅度地降低，较大地提高火箭的运载能力，并提出相应的改进建议。     

推进剂供应系统增压过程仿真

在大型液体火箭推进系统中,推进剂供应系统对贮箱压力有着严格的要求,增压系统作为可靠性环节的关键系统,工作过程复杂,需要进行仿真分析和试验验证,以改进设计。应用系统仿真技术,对某推进剂供应系统的增压过程进行了仿真,仿真结果与试验情况基本吻合。仿真结果表明缓冲阀可以有效地抑制增压过程压力振荡。此外,系统增压时间不能低于17s。     

J-6大型火箭试车台方案

为确定大型爆轰型固体推进剂火箭发动机高空模拟试车台的技术要求并提出相应的设计准则,进行了多项研究工作。本文叙述了拟议新建的J-6大型火箭试车台,该台可用于最大药量为36,000kg(45,000kgTNT当量的爆轰型推进剂)、最大推力为2,200kN、最大模拟高度为30km的固体发动机试车。J-6试车台不仅弥补了现有试车台的缺陷,而且增大了试车能力以适应未来的固体发动机的试车需要。本文讨论了试车台技术要求、设计方案、工作过程和性能。