下一代运载火箭将采用固液混合助推器

目前美国正在开发研制下一代运载火箭用的捆绑式固液混合助推器,以提供送入低地轨道更大范围的有效载荷能力(9～22.68t)。据称,固液混合火箭发动机将能解决使用固体发动机所面临的制造、操作方面的许多安全和环境问题。液氧/HTPB混合火箭发动机的比冲(I)基本上与液体发动机的相等,但超过在相同设计条件下所有固体火箭发动机的比冲。美国火箭公司研制固液混合发动机的经验表明,与固体或液体发动机如此,混合发动机的生产成本可降低30％,研制成本降低50％。     

航天飞机固体火箭发动机设计评述

为航天飞机固体火箭发动机的研制制定设计条件是很必要的,这些设计条件具有三个新颖独特的特征: (1)固体推进系统首次用于载人宇宙飞行。 (2)航天飞机固体火箭发动机是当今最大的固体火箭发动机。 (3)固体推进系统首次设计成可回收修复并重复使用。这些新颖的特征规定了在航天飞机固体火箭发动机研制中,需要采用以往的成熟工艺及制造方法,保证可靠性是头等重要的。本文评述了航天飞机固体火箭发动机,从用于STS-1飞行的原设计到目前研制的新一代固体火箭发动机。这种新一代固体火箭发动机采用了石墨环氧纤维缠绕壳体。     

液氧/煤油发动机换热器试车台配气系统设计

在液氧/煤油发动机研制试验过程中,需要对发动机的换热器进行试验验证,以此来满足发动机对换热器的要求。主要阐述了利用音速孔板控制以及计算气体流量的具体方法、理论计算,以及使用过程中所存在的问题和解决的方法。所设计的配气系统满足了液氧/煤油发动机换热器系统的试验要求。     

航天用的欧洲固体推进器

马格2远地点发动机是由法国空间研究中心和欧空局委托欧洲动力装置公司(SEP)和意大利的斯尼亚公司以及西德的奥古机械厂在1980～1982年期问研制的。欧洲动力装置公司是主承包商,负责研制喷管和点火系统;斯尼亚公司负责研制内绝热层和装药;奥古机械厂负责研制燃烧室壳体。(一)发动机结构马格2发动机是一种固体推进剂远地点发动机,装有400～490公斤推进剂,能使550～680公斤的有效载荷产生1500米/秒的速度增量。卫星一远地点发动机靠自旋稳定,为此要     

中小推力可贮存推进剂火箭发动机的燃烧不稳定性问题

概要论述一些典型发动机研制中遇到的燃烧不稳定问题，重点介绍了２２Ｎ推力的Ｒ－６Ｄ发动机的燃烧不稳定现象及其解决方法。特别强调在中小推力可贮存火箭发动机研制中燃烧不稳定是应予以重点关注问题。     

日本建造先进火箭系统的研制设施

日本正在火箭发动机试验中心新建的设备中进行先进火箭系统的研制工作,这些火箭系统将使日本在21世纪具备发射大型新卫星的能力。宇宙开发事业团(NASDA)和国家宇航实验室(NAL)分别管理角田地区的两个研究中心的各项火箭试验活动。H-1和H-2火箭用的氢氧发动机是这两个单位联合研制的。日本航天飞机所需的可重复使用的火箭发动机和21世纪的重型运载火箭用的空气冲压—火箭发动机的各种新技术也正在     

1159kN推力混合式火箭助推器研制状况

美国火箭公司计划用它的天鹰座运载火箭,为九十年代提供商业性发射服务。天鹰座是能将质量为907kg 的物体,发射到低地轨道(LEO)的四级入轨火箭,天鹰座将用 H-1800混合式推进系统(真空推力1159kN)作动力。本文介绍 H-1800推进系统的设计和研制情况,着重讨论包括第一台全尺寸试制发动机(DM-01)的生产和全尺寸发动机试验数据在内的研制状况。     

航天姿控发动机减压阀的研究

本文介绍了某型号末修姿控发动机上使用的一种正向卸荷减压阀,阐述了其工作原理、结构特点及设计方法,以及研制过程中出现的问题与解决措施,并对其静态特性及影响调节精度的各种主要因素进行了分析和试验研究。研制的正向卸荷减压阀采用了正向卸荷结构,解决了关键部位的密封问题,该阀调节精度高、稳定性好,常温下出口压力调节精度达到-1.1％～+3％,考虑高低温等各种环境条件下出口压力精度达到-1.6％～+5.4％,性能指标达到国内外同类产品先进水平,本研究成果已成功应用于某型号末修姿控发动机上,参加了各项地面大型试验及上天飞行试验的考核,对保证末修姿控发动机系统调节精度起到了重要作用。     

通用的可贮存上面级发动机AESTUS Ⅱ

Aestus Ⅰ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照 Aestus 和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。     

固液火箭发动机燃烧稳定性试验(英文)

针对固液火箭发动机低频非声振荡燃烧问题进行了发动机试验研究。介绍了挤压式过氧化氢(H2O2)-低密度聚乙烯(LDPE)固液火箭发动机试验系统及试验发动机结构特点,并分析了固液火箭发动机不稳定燃烧特点。试验结果表明,通过提高氧化剂供应管路的刚性、改变喷嘴雾化效果,可解决低频振荡燃烧。     

侦察兵运载火箭先进的第三级发动机的研制

前言侦察兵运载火箭第三级发动机将采用天蝎座——Ⅲ(Antares—Ⅲ)发动机。侦察兵是一种四级固体推进剂运载火箭,由国家航宇局兰利研究中心抓总,沃特(Vought)公司主要负责系统研制。1977年初,为了至少增加18公斤有效载荷,着手寻求一种高性能第三级发动机。这种性能经改进后的发动机仍必须维持原先发动机的外形尺寸,并能保持或提高原先发动机的设计安全系数。1977年3月,赛奥科尔公司承包了沃特公司的合同,负责设计、研制和质量鉴定代号为     

CAD/CAE在小型固体火箭发动机工程计算中的应用

本文通过CAD/CAE软件在小型固体火箭发动机开发过程中几种工程计算的应用实例,介绍了小型固体发动机研制过程中的新的计算方法,通过一些CAD/CAE软件使用经验,探讨CAD/CAE和CAPP、CAM应用过程中可能出现的一些问题及解决方法.     

运载火箭发动机技术的最新进展

在运载火箭中,发动机是最主要的分系统。它甚至可以决定整个火箭的性能和成本。本文简要介绍了国外新研制的几种大推力发动机和上面级发动机的最新情况。这些发动机的研制思想和性能参数对我国运载火箭的发展具有很好的借鉴作用。2005年之前,在全球航天发射市场上将涌现出一批新型运载火箭,它们是美国的德尔它4系列和宇宙神5系列(均已投入使用)、欧空局的阿里安5改进型、日本的H-2A系列(已进行过5次发射)和俄罗斯的安加拉系列。这些新研制的运载火箭系列都非常重视大推力、无毒和无污染火箭发动机的研制,以用作芯级主发动机,如用于德尔它4…     

欧洲空间局固体发动机研制情况简介

1972年,欧洲空间研究协会(后合并成欧洲空间局)开始研制固体火箭发动机,1977年和1978年发射的欧洲科学卫星(Geos—1和—2)首次采用了固体远地点发动机。该发动机由意大利斯尼亚(SNIA—BPD)公司研制,丁羧推进剂,常规的径向燃烧药柱设计。由于它性能卓越,1974年又开始研制一种更大的固体发动机,定名为马奇(MAGE),意图是让欧洲同步卫星使用自己的固体远地点发动机。     

波音公司进行超小型导弹防御系统推进器热试车

波音公司已经成功进行了一种新型火箭推进器试车。这种推进器长仅为8英寸,是现在推进领域中该类型推进器里推力最大的发动机。在加利福尼亚州的波音洛克达因公司,研制了一种转向与姿态控制系统(DACS)发动机。近期,该发动机在新墨西哥州的白沙试验基地进行了热试车,试车推力达到了1100磅。研制DACS 发动机是为了满足下一代导弹防御系统的     

欧洲航天的发动机——法国斯奈克玛公司

法国国营飞机发动机研究制造公司(SNECMA,简称斯奈克玛公司)是一家航空航天动力装置研制生产厂家,在欧洲航天推进领域起着举足轻重的作用。它承担了欧洲阿里安1～4型火箭各级以及液体助推器所用的推进系统的设计和研制工作,为阿里安火箭在世界商业发射市场上抢占领头羊的位置起到了至关重要的作用。到1999年6月为止,由6种型号组成的阿里安4型火箭已生产了120多枚。在新—代阿里安5重型运载火箭项目中,该公司负责研制生产低温主级的推进系统。阿里安5所用的 MPS 固体火箭发动机则是由斯奈克玛公司和意大利菲亚特航空公司的合资公司欧洲推进公司研制和生产的,从而充分利用了斯奈克玛公司在长期为法国战略导弹研制固体发动机的过程中积累的经验。目前斯奈克玛公司还在为阿里安5的改进型火箭——阿里安5 研制ESC-A(使用阿里安4的 HM7B发动机)及后续型号 ESC-B(使用推力147千牛的全新式低温发动机)低温上面级的推进系统。这两种上面级具有很高的通用性,将有利于降低研制成本。除用于运载火箭外,斯奈克玛公司生产的推进系统还用于卫星的远地点变轨、姿态控制和轨道控制。     

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。     

Vulcain 2发动机研制进展

Vulcain 2发动机将作为阿里安5改进型运载火箭的动力装置,与现有的阿里安5火箭相比,新阿里安火箭通过提高发动机推力和组元比而使性能更高.新发动机在Vulcain发动机基础上重新设计了氧涡轮泵、燃烧室和喷管扩张段,而其他组件(氢泵、发生器阀、管路和供应系统等)仅作了适应性改进.本文介绍了发动机的试车情况、研制成果以及研制进展情况.     

惯性末级大型固体发动机推进剂和壳体问题

在全尺寸研制计划中,为首次点火准备的一台大型固体发动机,由于端羟基聚丁二烯推进剂不能适当地固化而出现了软裂纹,以导致一台推进系统发生拖延。改进捏合过程和配方工艺之后,3月16日在沙弗法(Shaffer)称之为“很好、很成功”的试验中对该固体发动机进行了点火。联合技术分公司的化学系统分部(波音公司的固体发动机子承包商)报道:在阿诺德(Arnold)对装载超过20,000磅(约7,460Kg)推进剂直径92英寸(约2.34米)的固体发动机进行了近似真空状态约150秒的点火。按照沙弗法的观点,点火持续的时间被认为是惯性末级高危险范围的一个方面。该试验已经使用化学系统分公司惯性末级推力向量控制执行     

Aerojet公司在液氧/烃燃烧和冷却技术方面的研究成果综述

未来大型运载火箭及天地往返运输系统将采用氧/烃推进剂.液氧/烃的燃烧和冷却技术是未来氧/烃发动机研制中的关键.本文综述了美国Aerojet公司数年来在此方面取得的研究成果和最新技术成就,这为氧/烃发动机的研制提供了大量可靠的试验依据.文末介绍的Aerojet公司提出的未来需要解决的氧/烃发动机研制的关键技术将对未来发动机的发展产生重大影响.