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郑治仁 《中国航天(英文版)》1999,(12)
液氢作为火箭推进剂的燃料,在国际上早被广泛使用。美国航天飞机为主发动机提供动力的推进剂就是54m~3液氢和145m~3液氧。我国从60年代开始研制和使用液氢液氧发动机,长征三号运载火箭的第三级就使用了这种高能低温液氢液氧火箭发动机。氢的易燃易爆特性是其安全使用最主要的危险。国内外在其生产、贮存、使用、发射等过程中,都曾 相似文献
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使用高能液氢做为运载火箭推进剂的优越性是无可置疑的。但由于许多人对液氢不熟悉,或套用常规可贮存推进剂的习惯“经验”以及不严格遵守液氢的操作规程,因而事故频频发生。它们轻者造成设备部分损坏,重者造成人身伤亡,或使整个运载火箭炸毁。在液氢的生产、试验、贮存,运输和运载火箭的发射过程中都出现过许多类似问题。据 相似文献
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结合在氢氧火箭发动机及箭体组件试验过程中遇到实际情况,提出了液氢介质在密闭容器内饱和过程状态变化的问题,该问题的分析结果可以用于试验过程的安全评估。首先利用质量和能量守恒方程,对密闭容器内氢介质的饱和状态过程建立了数学模型;根据模型的数学解析结果对饱和过程进行了定性分析,提出了临界充满率的概念,发现了饱和状态过程可以分成完全汽化、完全液化、中间饱和平衡等不同的过程。然后结合一个典型的液氢试验的工程实例,利用数学模型对饱和过程的状态参数进行了计算,计算结果与定性分析非常吻合。最后总结了密闭容器内液氢的饱和状态过程的规律,指出液氢充满率低时液氢可以完全汽化、充满率高时液氢可以膨胀至完全充满;同时指出,对于试验导管90%的充满率下,液氢将膨胀并充满试验腔,容易出现超压破坏风险。 相似文献
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液氢液氧是目前能获得最大比推力的一组液体火箭推进剂。液氢作为火箭推进剂已日益得到普遍使用,因此,研制大型的液氢贮运设备就成为亟待解决的一项课题。液氢的温度很低(—253℃),容积气化热小(气化单位容积液氢的气化热是液氧的1/7.6,是液氮的1/4.9),为了减少蒸发损失,要 相似文献
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本文介绍了液氢/液氧推进剂的问世过程及其在苏、美、欧洲、日本和中国的应用简况,并介绍了苏联采用液氢/液氧作推进剂的能源号火箭发动机的安装特点,以及这种推进剂的应用前景和优缺点。 相似文献
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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。 相似文献
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低温箔片轴承技术已经在液氧和液氢涡轮泵中得到了使用。低温箔片轴承提高了涡轮泵的可靠性并降低了费用。液氢和液氧涡轮泵箔片轴承的主要技术已经由 NASA 路易斯研究中心、马歇尔飞行中心和麦道公司进行了试验验证。箔片轴承在液压和液氢中以高的负荷量和宽的转子动态范围内进行了100多次起动/停车试验,总试验时间有好几个小时,箔片轴承液氢涡轮泵和箔片轴承液氧涡轮泵都已进行了验证试验。他们的试验结果表明:箔片轴承稳定性好,可靠性高,可调节范围宽,需要的冷却流量小,箔片轴承涡轮泵可靠性高,而且费用低。 相似文献
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美国肯尼迪航天中心39A、39B发射场液氢液氧加注管道是用来向土星V运载火箭加注液氢和液氧推进剂的。这些管道的主要技术特性如下;39B发射场的10英寸液氢真空多层绝热管道:20层真空多层绝热,反射屏为0.00025英寸单面喷铝聚酯薄膜;每节管段长45英尺,其真空夹层容积约为254升;夹层中装有活 相似文献
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《火箭推进》2015,(5)
为研究液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流流动特点,采用耦合了Realizable k-ε湍流模型、液氢/液氧单步化学反应的N-S方程,化学反应速率采用湍流脉动机制和Arrhenius机制控制,运用PISO算法对液氢/液氧火箭发动机在地面发射阶段的燃烧尾焰射流流场进行了一体化仿真计算,得到了液氢/液氧发动机燃烧尾焰射流近场激波系结构,并与理论分析结果进行对比,证明了算法的有效性和正确性。分析了燃烧尾焰压力场的动态形成过程,捕捉到尾焰半球形冲击波的发展过程,并认为冲击波为正激波且进行匀速传播。获得了尾焰流场各项参数的分布情况,为开展燃烧尾焰射流的辐射计算提供数据基础。 相似文献
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液氧-液氢推进剂在混合爆炸时的 TNT 当量,通常在静态试车台上取流动推进剂重量的0.6倍。本文提出一种新的估算液氧-液氢推进剂爆炸当量的方法,即该推进剂的 TNT 当量平均值与推进剂重量的2/3次方成正比,而其最大的 TNT 当量近似于推进剂重量的2/3次方的4倍。 相似文献
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H-1是日本1985~1995年主要使用的运载火箭,目前正在进行研制。这种火箭具有发射500公斤以上同步定点卫星的能力。第二级采用液氧、液氢推进系统和惯性制导方式。就火箭布局来说,考虑了数种方案。1977年进行方案设计、搜集资料并对各候选火箭进行比较,同时对火箭各分系统明确地提出了基本要求。根据上述研究结果,宇宙开发委员会预计在1978年上半年,选定一种候选火箭方案。主要研究项目——液氧·液氢推进系统、惯性制导装置和固体火箭发动机等,航空宇宙技术研究所及东京大学宇宙航空研究所正在联合进行研制。对于液氧·液氢发动机,正在进 相似文献
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航天发射场液氢泄漏的计算分析是一个比较复杂的问题,它涉及到流体的传热、传质,泄漏过程中的质量守恒、能量守恒以及组分守恒等问题。通过简化的发射场储罐的液氢的泄漏扩散模型,着重分析了泄漏压力、泄漏口大小和位置对于泄漏过程的影响规律。通过模拟发现液氢的泄漏速度随着泄漏口压力增大而增大,但是当泄漏口流量系数不变时,泄漏速度与泄漏口的大小无关。完全气化距离和完全气化时间都与泄漏压力和泄漏口大小呈正相关。同时使用TNO多能法,结合相变计算公式,对案例进行变压力及变泄漏口直径下的危害评估。结果发现,当泄漏出的蒸气云的体积小于受限空间体积时,泄漏口压力越大,泄漏口越大,液氢的泄漏量也越大,从而蒸气云爆炸的危害越大。 相似文献