航天飞机新型火箭发动机试验成功

NASA于4月10日在马歇尔空间飞行中心的东部试验区成功地进行了一台长6m、直径1.21m的航天飞机先进固体发动机(ASRM)缩比固体火箭发动机试车,试车全程约30s. 这次试车开始了支持航天飞机先进固体发动机研制计划的一组(10次)试验.前5次试车将鉴定新型发动机喷管的候选材料,称为喷管鉴定试验-1(NEr-1).4月10日试车的试验发动机重约18140kg,包括重     

主动引射高模试车台水喷雾冷却器的研究

论文通过对主动引射高模试车台中水喷雾冷却器原理的研究分析，在常压下用固体火箭发动机进行了系统试验研究，利用正交试验设计，安排试验方案并分析性能影响因素，得出了试验最佳方案。最后按最优方案设计出水喷雾冷却器，再次试验所测数据表明，冷却器燃气出口温度符合设计要求。该试验结果给主动引射高模试车台中水喷雾冷却器的研制提供依据。     

固体火箭发动机地面试验测量系统研究

针对固体火箭发动机地面试验,基于柔性试验架建立试验设备,应用虚拟仪器技术搭建通用测量硬件平台,使用LabVIEW7.1开发了一套包含参数控制、参数标定、数据测量、数据处理在内的发动机地面试验通用测量软件,从而建立了发动机测量系统.该测量系统可同步监测整个固体火箭发动机工作过程,能够满足发动机地面试车性能检测高精度要求,具有快速反映整个试车过程的能力和节省数据处理时间等优点.     

印度宇航研究院简介

印度宇航研究院(ISRO)是印度航天用固体火箭发动机的主要研制机构.二十多年来它为印度的探空火箭和运载火箭研究了多种固体发动机.该院具备固体发动机及其各项分系统的研制能力,以及有关设计工具和设计软件.该院拥有推进剂厂,复合材料厂,发动机无损评定和组装设施,环境试验设施,地面试车台,包括单分力、六分力、高空模拟试车台.原材料以及发动机生产的其他配套项目,依靠印度工业界有关工厂.固体发动机关     

卡尔曼平滑在动态推力测量中的应用

本文首次将卡尔曼平滑应用于固体火箭发动机地面热试车时的动态推力测量,提供了一个便于工程应用且有较高精度的动态推力测量新的数据处理方法。首先,根据固体火箭发动机理论推导出了推力的动态模型;研究了噪声方差和初始条件的确定方法及估计的稳定性、敛散性。继而进行了数字仿真试验,并对实际发动机推力采样数据进行了处理。分析与处理结果表明:卡尔曼平滑应用于动态推力测量是行之有效的。     

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。     

某型号固体发动机推力测试偏差与侧向力干扰问题分析与试验

分析了影响某固体发动机静止试验推力测试偏差的因素.分析结果表明,由于试车架结构问题,发动机工作过程产生的偏斜力与偏心力以及各个方向的振动是推力测试偏差过大的主要因素.据此优化设计试车架结构,控制并减少安装偏差,消除侧向力对工作传感器的干扰,提高推力测试的可靠性,以满足固体火箭发动机推力测试技术要求.     

室内火箭试车台的理论和试验评定

用于固体火箭发动机静态试车的一种新的室内试验设施最近在荷兰全国应用科学研究中心的Prins Maurits实验室建成。本文介绍了试车的概况,气体动力学特性,强度和减声特性,以及验证试验的结果。     

液体火箭发动机接力试验技术

在一项特殊要求、非例常的试验中,需发动机进行接力试车：在同一次试车中前后两个阶段分别使用两个不同厂家的氧化剂,在进行氧化剂切换时,发动机连续工作,即进行接力试车。为此,在原试车台试验系统的基础上,进行了必要的技术改造,建立了试车台发动机接力试车氧化剂试验系统。经热试车验证,改造后的系统工作安全可靠,满足发动机接力试验要求。     

关于固体火箭多分力试车台的动特性研究(横推力测试系统)

1、前言测定火箭发动机地面燃烧试验的推力方向控制力(以下称横推力)一般用多分力试车台。我所使用奥蒙德公司(ORMOND)生产的MCT3055—44K 的六分力试车台对于二次喷射JCR 型固体火箭发动机的地面试车进行了包括横推力在内的各个方向推力的静态数据测试,取得了良好的结果。     

残余限燃环对大型分段式固体火箭发动机凝相沉积的影响

采用Euler-Lagrangian方法描述固体火箭发动机两相流动过程,数值分析了某大型分段式固体火箭发动机地面试车后在后段燃烧室筒段出现大量的Al2 O3凝相颗粒沉积现象,计算过程中考虑了气相湍流脉动对凝相颗粒的影响,并通过缩比分段式固体火箭发动机地面粒子沉积试验对计算结果进行验证,数值计算与试验结果基本吻合.二者结...     

美法联合研制的航天发动机

美国联合工艺公司化学系统分公司和法国欧洲动力公司联合研制的高性能航天固体发动机,最近在加州爱德华空军基地的火箭推进研究所成功地进行了一次热试车。该发动机采用了美国和法国的最先进技术,全部关键部件均由复合材料制成。这次试车是在模拟40公里的高空条件下进行的,推力约3630公斤,发动机直径762毫     

固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制试验研究

介绍了固体火箭发动机卧式六分力试车台系统及其测量原理,设计了燃气二次喷射固体发动机试验系统,完成了燃气二次喷射发动机原理性试验。试验结果表明,二次喷射具有放大作用,燃气二次喷射能产生较大的侧向控制力。试验得到的推力矢量控制偏角为7°,二次喷射燃气侧向比冲为2 366.4 N.s/kg,其效率远高于液体二次喷射。     

飞行加速度对固体发动机前封头内绝热层烧蚀的影响

固体火箭发动机前封头内绝热层在飞行加速过程中的烧蚀率是地面静止试验的１．０￣２．３倍。概述了国外在飞行加速对烧蚀影响这方面的研究结果，对国内３台固体火箭发动机内绝热层烧蚀率进行了估计和分析，认为，由于绝热层设计安排裕度比较大，因而这三种发动机飞行条件下的烧蚀仍在安排范围之内。     

1985年固体火箭的主要成就

1985年是固体火箭技术在航天应用方面非常活跃的又一个年份。莫顿—锡奥科尔公司进行了两次石墨纤维缠绕壳体发动机的地面试车,证明了这种发动机能把航天飞机的有效荷载能力提高4600磅。这种石墨纤维缠绕壳体是赫克力斯宇航公司制造的。它的最后鉴定试验是在9月份进行的。为了进行定于下一年的首次飞行,该发动机的所有各段已运抵加州的范登堡空军基地。在6月份,航天飞机创造了一项“第一”,当时,麦克唐纳—道格拉斯公司制造的有     

用变量分析法对固体火箭发功机作可靠性评定

本文介绍 Thiokol 化学公司 Wasatch 分公司在评定大型全尺寸固体发动机可靠性中,使用变量分析方法的一些新经验。可靠性评定是依据发动机各分系统设计鉴定试验和一次全尺寸发动机静止试车中得到的变量数据来进行的。本文介绍了各变量参数的确定、数据收集、变量分析和将若干分系统的变量数据综合得到系统可靠性评定值的全过程。     

基于冰筒结构的固体火箭发动机热试车用尾焰处理新技术

针对固体火箭发动机尾焰高温(总温超过3500℃)、高污染(氧化铝颗粒和氯化氢气体等)的问题,基于水冷壁、水喷淋等水处理系统的有效性,提出了一种采用具有更多冷能的水的固态形态——冰,对地面热试车的固体火箭发动机尾焰进行冷却降温与污染物沉降的新型处理方法。对冰筒装置内发动机尾焰与冰壁面间的流动换热过程开展了理论分析,并针对XXΦ127及XX500两种规模的固体火箭发动机开展了试车实验。结果表明,发动机出口尾焰在冰筒装置内实现了大幅度降温,冰筒出口气体温度低于100℃,氯化氢气体去除率大于97%,速度低于50 m/s、场外噪音小于85 dB。试验结果成功验证了新型冰筒处理技术的可行性和有效性,能够快速实现固体火箭发动机尾焰降温、降速、降噪和降污染的“四降”目的。     

涡轮泵超低工况性能研究

对于泵压式变推力发动机和先进的冲压发动机,需要涡轮泵变工况工作,涡轮泵变工况性能是该类发动机研究的一个重点。结合上面级验证性发动机试车,对游机涡轮泵变工况的性能和稳定性进行分析研究。通过泵全流量特性试验和汽蚀试验,得出泵能够在额定流量点25%处稳定工作的结论。对涡轮工况变化后的燃气参数、入口压力、出口压力及效率进行分析,认为涡轮也能够稳定工作。给出了游机涡轮泵可以参加验证性试车的结论,并得到了发动机试车的验证。     

纤维缠绕助推器将采用新型的O形环设计

纤维缠绕的航天飞机固体火箭发动机壳体将开始采用锁位设计件(Capture designfeature),使O形环密封圈不会由于接头的转动而移动位置。范登堡基地第一次航天发射用的轻质发动机,在高强度合金的锥限(tang)内侧加有锁位件。锥根围绕O形密封装置形成支撑,使接头在发动机的点火压力下不致转动。基地地勤人员正在组装四段石墨/环氧同筒段,预计组装工作在三月初完成。锁位件己在纤维缠绕研制发动机的两次静试车中成功地进行了试验,第三次地面试车原定于去年秋季进行,但由于马歇尔航天中心的结构试验失败而延后,从而也推迟了范登堡的航天飞机的发射日期。静试车试验又重新安排在2月13日,但由于挑战者号的爆炸,     

远距离发火装置在发动机试车中获得成功

航空航天部第四研究院四十一所研制的固体火箭发动机远距离发火装置,1989年12月在两发发动机试车中连续获得成功。这种比较完备的安全点火技术在发动机试车中应用,在我国尚属首例。它可以大大提高点火系统的安全性及工作可靠性,推广应用之后,将使我国固体火箭发动机的点火技术提高到新的水平。