低燃速的端羧基聚丁二烯丙烯腈(CTBN)推进剂

对端羧基聚丁二烯丙烯睛(CTBN)液体共聚物为粘合剂的极低燃速的复合固定推进剂进行了论证。本计划的目的是,研制一种用于燃气发生器的(StarterCartridge)、压力在70公斤/厘米~2(100磅/英寸~2)下,燃速指标为1.78毫米/秒(0.070英寸/秒)的推进剂。选择了双环氧交链系统的低丙烯睛 CTBN 粘合剂,因为它的老化性能和工艺性能较之一般的粘合剂材料优越。在改进的 MK6气体发生器装置中,用浇注单孔圆柱形的、端面包复和外圆柱面包复的推进剂药柱进行弹道性能评定。用50%双级配的过氯酸胺、30%CTBN 粘合剂和20%装填密度高的硝基胍组成的推进剂配方成功地满足了设计要求,在要求的压力与温度25℃(77°F)下,达到了1.70毫米/秒(0.067英寸/秒)的燃速指标。当压力在35公斤/厘米~2(500磅/英寸~2)到70公斤/厘米~2(1000磅/英寸~2)范围内,温度在-54℃和74℃之间时,所测得的温度敏感系数π=0.36%/℃(0.20%/°F)。通过初步的力学性能和物理性能试验表明,此种类型的药柱设计在工作条件下,是合格的。因此,这种推进剂用于各种低燃速的场合似乎是有吸引力的。     

美国人马座氢氧火箭增压系统

液氢、液氧推进剂是目前已经应用的化学推进剂中能量最高的推进剂。采用液氢、液氧推进剂的氢氧火箭的比冲要比采用常规推进剂的火箭(简称常规火箭)高40％以上。例如,大力神Ⅱ火箭采用常规推进剂混肼50和四氧化二氮,其第二级火箭的比冲在常规火箭中是较高的,为310秒;而人马座氢氧火箭的比冲可达到447秒,航天飞机所用氢氧火     

粉末发动机技术研究现状及展望

对目前在研究的Al/AP、金属粉末/空气、金属粉末/CO2、金属粉末/H2O等推进剂体系的多种粉末发动机发展现状进行了综述,表明粉末发动机可分为粉末火箭发动机、粉末冲压发动机、粉末爆震发动机三大类,不同推进剂体系的粉末发动机应用方向差异较大:Al/AP推进剂火箭发动机是最典型的粉末发动机,应用领域和常规火箭发动机的相同...     

航天飞机小尺寸烧蚀喷管试验

近来,使用小尺寸喷管试验,鉴定了有希望的新型碳酚醛烧蚀材料。这些材料采用短粘胶纤维.聚丙烯腈纤维和沥青基碳布制成。为喷气推进试验室48英寸碳发动机设计的4英寸喉径潜入式喷管,用来鉴定有20种烧蚀材料的5种不同的设计。这种装有3200磅航天飞机固体火箭发动机使用的推进剂(聚丁二烯丙烯酸丙烯腈)药柱,提供的燃烧室压力——时间条件,类似于航天飞机固体火箭发动机最初45秒的工作环境。     

燃气自增压混合火箭发动机特性及关键技术分析

针对燃气自增压混合火箭发动机,建立了性能计算模型,对该型发动机的比冲性能及推力调节性能进行了研究,并系统梳理了该型发动机存在的主要关键技术。计算结果表明,燃气混合火箭发动机具有比常规固体火箭发动机更高的比冲性能,其中氧化剂采用N2O时,可同时兼顾高比冲和高体积比冲的优势;相对于传统的固液混合火箭发动机,燃气混合火箭发动机的理论比冲略低,但具有更高的体积比冲;合理选用燃气发生器中推进剂的燃速压力指数,可确保推力调节过程中氧燃比不发生大幅变化。     

比热比对推进剂标准比冲与发动机真空比冲影响趋势分析

在固体火箭发动机择优比测中,推进剂比冲与发动机真空比冲是发动机择优的关键指标。在标准比冲修正和真空比冲计算中,比热比是影响标准比冲和真空比冲计算的重要参数。分析了不同燃烧室室压和环境压强下,BSF?315 mm标准发动机固体推进剂修正标准比冲随比热比的变化,以及地面试车成功后,比热比对真空比冲计算的影响。结果表明,推进剂实测比冲修正到标准比冲时,在不同燃烧室平均室压下修正标准比冲,存在一个比热比值,使得推进剂修正标准比冲计算存在极小值,当比热比大于该极小值后,随着比热比的增加,修正标准比冲增大。研究结果和所得结论对同一单位推进剂配方选型,以及不同单位推进剂、发动机实物比测,具有指导与借鉴意义。     

惯性顶级发动机壳体研制

本文详细介绍了化学系统分公司(OSD)研制的惯性顶级(IUS)推进系统采用的63英寸和92英寸直径的凯夫拉/环氧纤维缠绕的火箭发动机壳体的设计和试验结果。IUS 要求发动机壳体结构性能超过大型复合材料发动机壳体当前的技术水平。尤其要求 SRM—1裙的结构承载超过凯夫拉/环氧裙当前水平的50%,压力容器的性能超过当前水平的35%。至今多次全尺寸爆破压力试验表明惯性顶级发动机壳体超过了当前技术水平的要求,壳体效率(PV/W)高达1.27×10~6英寸。SRM—1结构试验在压缩线载荷—3564磅/英寸和峰值为2298磅/英寸的剪切载荷联合作用下,超过当前技术水平48%,超过要求值的18%。     

空气液化循环氢发动机

本文概述了高效液氢火箭发动机系统特点、组成及原理,对计算的推力及比冲特性进行了分析,提出了推进剂供应程序。     

固体火箭发动机的比冲预示

固体火箭发动机的实际比冲预示已有许多计算方法.然而对空—空导弹这类小型发动机,用这些计算方法,均不能准确地预示其发动机的实际比冲。本文在收集国内外大量发动机试验数据的基础上,编制了计算程序,得到发动机实际比冲计算的通用公式。用该式预示的发动机比冲与其试验比冲相比较表明,准确度较高,相对误差在3％以内,可用于固体火箭发动机,尤其适合于空—空导弹小型发动机的实际比冲预示。     

少烟HTPB／RDX／AP／AL推进剂能量性能研究

对少烟HTPB／RDX／AP／AL推进剂能量性能进行了理论计算，通过BSFΦ165和BSFΦ315试验发动机试验，考察了试验发动机类型，工作压力对比冲效率的影响，与高能丁羟推进剂的比冲效率进行了比较。     

HTPB推进剂用季铵盐高效降速剂研究

低燃速、高比冲端羟基聚丁二烯(HTPB)推进剂是先进固体火箭发动机发展的重要方向,针对HTPB推进剂用传统降速剂的降速效率不高,且容易造成推进剂能量损失等问题,设计合成了以NF₂SO₃^-、CF₃SO₃^-、BF₄^-、ClO₄^-为阴离子的含有长链烷基的新型季铵盐降速剂。对这些降速剂进行了SEM和DSC表征、燃速测试及量子化学计算,研究了它们抑制高氯酸铵(AP)分解和降低HTPB推进剂燃速的作用规律,探讨了高氯酸根季铵盐的降速机理。结果表明,这些季铵盐降速剂对AP的热分解均具有一定的抑制作用,与添加相同含量(1%)草酸铵的推进剂燃烧性能相比,它们的降速幅度提升均超过4.5%,降速效果最好的BPE-1524CD的降速幅度提升达到10.43%;在相同燃速条件下,添加BPE-1524CD降速剂的推进剂燃烧残渣比添加草酸铵的降低了50%,比冲提高了10～20 N·s/kg;三种高氯酸...     

欧洲同步科学卫星用的远地点发动机

意大利斯尼亚粘胶公司和法国“欧洲推进公司”于1973年5月开始联合研制“GEOS”欧洲同步科学卫星的远地点发动机,前者负责计划管理,发动机设计,推进剂和绝热层研制,发动机的装配和试验;后者负责壳体、喷管和点火器的设计、制造和试验。计划于1976年1月完成,将成为欧洲首创的远地点发动机。发动机长1130毫米,直径684毫米,装端羧聚丁二烯推进剂267公斤,壳体材料用 Ti—6A1—4V 钛合金,绝热层用石棉乙丙橡胶,采用半潜入喷管,喉径67毫米,膨胀比37,高密度石墨喉衬,碳布缠绕扩散段。发动机总重303公斤,燃烧室平均压力23公斤/厘米~2,真空最大推力2360公斤,真空比冲286秒,使用温度范围-10~℃～+40℃,相应的燃烧时间为51和47秒。研制工作分初步设计、金属件设计,组件鉴定,研制试验,鉴定试验和验收试验六个阶段。研制、鉴定试验中全尺寸发动机试车4发,验收批4发,其中试车2发,交货2发,提出这个报告时,正进行鉴定试验工作,已经取得的试验结果都很好,但研制试验有一台发动机经 X 射线检查,发现装药有缺陷而未进行试车。     

含1,3,3-三硝基氮杂环丁烷(TNAZ)推进剂能量特性计算研究

利用国军标方法及CAD系统软件,在标准条件(pc/po=70:1)下,计算了含1,3,3-三硝基氮杂环丁烷(TNAZ)的各类推进剂的能量特性.发现TNAZ单元推进刺的理论比冲为2 700.2 N·s/kg,与DNTF单元推进剂接近;用TNAZ取代丁羟复合固体推进剂中的AP,比冲可提高37.9 N·s/kg;用TNAz取代NEPE推进剂中的AP,推进剂最大理论比冲可达2 671.1 N·s/kg;NC/NG/TNAZ组成的无烟改性双基推进剂比冲可达2 573.6 N·s/kg;由GAP/TNAZ/BDX组成的无烟推进剂,在很宽的范围内都可得到2 600 N·s/kg以上较高的理论比冲值.研究结果表明,TNAZ在高能推进剂尤其在高能无烟推进剂中有着广阔的应用前景.     

固体火箭发动机飞行比冲的再现

飞行时的发动机平均比冲通过以加速度为基础的再现火箭速度来计算,推导比冲公式使用的模型中,考虑了推进剂和惰性物质的排放量、理想飞行速度方程及计算的速度损失。但是,一些固体火箭发动机出现了尚不明了的地面与飞行间的比冲损失。求大力神—4固体助推器比冲的经验表明:燃烧过程中比冲的变化可以计算这部分损失。推导了变化比冲的理想速度方程并加以讨论,指出比冲变化的原因。     

高性能战术导弹发动机的研制

根据空军火箭推进实验室的合同 F021611—78—C0061,已研制了一种固体燃料火箭发动机,用于空中发射高性能战术导弹。该发动机采用了凯夫拉纤维缠绕壳体,高固体含量的 HTPB 推进剂,直径为20.5英寸。它包括连接凯夫拉壳体的飞机发射吊耳连接器,塑料的火箭式点火器,EPDM 绝热层和含90%固体,其中22%铝粉的推进剂配方。到目前为止,已制造了五台壳体,其中两台为发动机。一台已进行了水压爆破试验,有两台以假发射/系留飞行加载的安装形式进行结构试验,两台用作发动机,并在环境温度和一65℉温度条件下成功地进行静态试验。低温发动机试验包括在燃烧初期和末期有两次感应冲击脉冲,以便试验弹道稳定性。发动机的性能极好,得到的比冲与予计的相同。全面鉴定了高固体含量 HTPB 推进剂(TP—H1203)在-65℉温度下的力学性能。对推进剂的松弛模量、双轴拉伸,高速/加压的单轴拉伸性能进行了测量;还对裙部剪切强度,人工脱粘的拉伸强度及绝热层/包复层/推进剂系统之间的模拟人工脱粘端面强度进行了测量。由于发动机和推进剂的实验成功,因此,研制计划扩大了。其中包括将壳体结构重新设计以便完全适合于系留飞行加载环境,并解决在结构加载试验中所发现的强度/刚性问题。这一新的工作将包括另外制造两台壳体,进行结构试验及实验室材料试验和缩比的结构评价等项目。石墨纤维将与凯夫拉为基的叠层片成为整体,使壳体结构足以承受局部超过37,000磅的径向载荷。     

整体式固体火箭冲压发动机的理论探讨

通过编制固体火箭发动机热力学计算程序，对整体式固体火箭冲压发动机进行了性能计算，还就空燃比及推进剂中金属粉末含量对发动机比冲坟和冲压燃室温度的影响进行了分析。     

宇航飞行器复合推进剂的发展

日本于1957年成功地发射了一枚小型探空火箭 K-3,这是日本第一枚复合固体推进剂火箭。从那时候以来,对复合固体推进剂进行了许多方面的研制。所研制的聚酯、聚硫、聚氨基甲酸酯以及聚丁二烯聚合物,均被广泛地作为探空火箭或卫星运载火箭的复合固体推进剂的粘合剂基体。日本研制的端羧基聚丁二烯(CTPB),在工艺性能、力学性能以及燃烧性能方面,均比其它聚合物好。这种聚合物(JSR·CTPB S-21)已经应用到日本典型的宇航飞行器中,例如 M-3 A、TT-500A、M-13等。另一方面 HTPB 最近作为一种新的优良的聚丁二烯粘合剂材料已引起人们极大的兴趣。它已用于目前正在研制的一些火箭发动机中。通过我们的共同努力,新的 HTPB 聚合物已经进入实用阶段。正在研制的高性能的远地点发动机(ABM)就使用这种 HTPB 推进剂。     

小推力长时间工作固体火箭发动机初步试验研究

为了实现小推力固体火箭发动机的长时间工作,对4种采用复合推进剂端燃药柱的发动机进行设计和试车.工作时间分别达到75、105、145、235 s.试验结果表明,该发动机设计方案合理,采用这种C/C喉衬的复合结构喷管实现长时间工作是完全可行的.其中,75 S发动机的地面比冲为2 217 N·s/kg;145 s发动机的地面比冲为2 236 N·a/kg;235 s发动机的地面比冲为2 147 N·s/kg,性能测试结果基本满足发动机总体指标要求.此外,在试验过程中,还获得了C/C喉衬的烧蚀和绝热层的烧蚀炭化规律,为后续开展长时间工作固体火箭发动机研究提供了重要参考.     

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。     

固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的气动热力循环分析(英文)

建立了固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的设计状态数值模型,提出了基于压气机增压比、涡轮前温度和涡轮落压比关系的燃烧室燃气与空气配比表达式,以及涡轮落压比和发动机涵道比的匹配关系.定量分析了压气机增压比、涡轮进口燃气总温、涵道比/涡轮落压比和飞行马赫数对固体推进剂吸气式涡轮火箭发动机的单位推力和比冲的影响.