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。     

俄罗斯的火箭发动机试验技术能力

目前俄罗斯从事火箭发动机试验技术的企业主要有化工机械科研生产联合体、国家火箭中心试验基地和科尔德什中心三家。这三家企业在俄联邦航天局的统一领导下发挥各自的优势,保持了俄罗斯航天地面试验技术的领先地位。     

先进固体火箭发动机的喷管研制

为进一步提高先进固体火箭发动机(ASRM)的性能、可靠性和飞行安全性,采用更简化、更坚固的设计,在出口锥后段采用低密度碳布酚醛(LDCCP)和轻质柔性密封减少了相当可观的质量.缩比、原型、改进和鉴定的发动机试验将用来发展和验证材料、工艺和设计.     

塞式喷管火箭发动机的研制

论述了4453N小型塞式环形烧蚀喷管火箭发动机的研制过程,探讨了发动机及其子部件如喷注器、燃烧室、塞式喷管等的设计方法,结合试车数据,应用逐步逼近法设计了高效率的喷管外形.该发动机成功试验了200ms后石墨质的塞杆发生故障.在随后的研究中,提出了几种不同的塞杆方案.最后,就该发动机的发展前景及其可行性做了研究分析.对在亚音速、跨音速、超音速飞行状态下,用CFD研究流场的可靠性做了论述.     

中国大型液体火箭发动机研制

本文简要回顾了中国导弹与运载火箭发动机的发展,重点论述了中国大型液体火箭发动机的研制过程,突破的主要技术关键,以及所取得的主要成就和研制经验。     

固体推进剂远地点发动机的研制和关键技术

自1984年开始,中国研制的系列远地点发动机共9次参加卫星发射,均获成功,表现出很高的可靠性,高空比冲达到2834N·s/kg,质量比为0.895,性能达到了先进水平。该文介绍了远地点发动机的特点、技术水平和主要经验。其中采用丁羟推进剂、玻璃纤维壳体和碳/碳复合材料喉衬被证明为成功的技术选择。在研制过程中,在高空比冲的预示和测量,玻璃纤维壳体基体树脂的研制,高空点火和安全点火机构的研制,防止发动机自旋引起的烧蚀等技术问题方面,积累了丰富经验。对于在高空工作的发动机具有现实参考意义。     

固液混合火箭发动机研究进展

固液火箭发动机因其推进剂能量较高、安全性好、易实现推力调节、可实现多次启停、药柱稳定型好、温度敏感性低、环保性佳和经济性好的特点,十分符合下一代航天平台绿色环保、智能随控、快速响应的发展需求,在探空火箭、亚轨道飞行器、靶标、小型运载火箭、助推器、上面级动力系统、姿轨控动力系统、着陆器和其他许多民用商业航天领域中都具有良好的应用前景。分析了固液火箭发动机的国内外发展现状及发展趋势,对国内外固液火箭发动机相关的典型项目、工程应用和关键技术发展情况进行了回顾和总结,并以此为基础总结固液火箭发动机技术的发展趋势和有待进一步突破的关键技术。     

大型固体火箭发动机研制的关键技术

介绍了大型固体发动机推进技术的现状和发展趋势。研讨了发动机设计总体布局与各部件匹配及协调、优化设计、推进剂性能、装药燃烧室的界面脱粘、喷管热结构设计与材料、全轴摆动柔性接头喷管和鉴定阶段发动机性能逆运算等技术问题,并总结了多年的研制经验。     

美研制新型火箭燃料

美国空军正在出资研制一种新型火箭燃料。这种燃料的性能有望达到现有推进剂的水平．但安全性更高．更容易处理．而且成本可能更低,也更为环保。它由细铝粉和水的混合物制成．简称为“铝冰”（ALICE）。8月份,美国空军、美国航空航天局（NASA）及普渡大学和宾夕法尼亚大学的科学家将一枚3米长的火箭发射到了400米的高度．对这种推进剂进行了首次试飞。     

非自燃推进剂固液火箭发动机点火特性试验研究

叙述了非自燃推进剂固液火箭发动机的点火特性，并分析了点火起动程序设计、烟火剂点火器和复合固体引燃器的试验过程，结果表明；应用烟火剂点火器和预设固体引燃器，不仅能保证点火起动安全无误，而且还适用于多种非自燃固液发动机的点火 。     

液体火箭发动机研制中的可靠性工作

在液体火箭发动机研制中,如何提高可靠性是一个极其重要和令人关注的问题。本文重点论述在液体火箭发动机的整个研制过程中,特别是在设计过程中的可靠性工作。其中包括:故障模式及预防措施;可靠性设计评审;以及可靠性验证和可靠性增长监测等。     

下一代火箭发动机

评述由地球发射入轨的运载火箭推进技术,提出了几种推进系统的新方案.这些新方案能满足美国空间发展委员会规定的作为2000年使用的大型运载火箭的基本要求.2000年使用的运载火箭的主要特点是首先必须保证其可靠性.而可靠性的获得又需要极为严密的结构设计以及合理、经济、高效的研制计划和鉴定计划.为了改进下一代空间运输推进系统,需要选择最佳的后备动力和循环系统,还要采用一些新的发动机设计方案,这样才能满足推进系统耐用、可靠和经济等要求.举例来说,采用推进剂或其它流体作为冷却介质和驱动动力源,能使长寿命涡轮机启动平稳、可控和降低涡轮燃气温度.所提出的新方案有:使用LOX/LH_2、LOX/LH_2 HC和LOX/LH_2 HC Al等不同推进剂组合的双扩张段发动机,LOX/LH_2发动机、LOX/HC发动机以及混合比可调的发动机.最后详细介绍一种风险很小、发射成本低、可完全重复使用的推进系统.     

固体火箭发动机喷管用聚丙烯腈原丝材料的研制

本文介绍了聚丙烯腈原丝碳布酚醛复合材料的研制和鉴定.研究结果表明,这种材料是比人造纤维原丝碳布酚醛复合材料性能更好的一种烧蚀材料,可用它作为固体火箭发动机喷管的主要烧蚀材料.     

K—1火箭将使用的俄制发动机交付

Ｋ┐１火箭将使用的俄制发动机交付美国航空喷气发动机公司最近又从俄库兹涅佐夫联合股份公司科学技术联合体收到了３４台由该联合体制造的ＮＫ－３３／ＮＫ－４３液体火箭发动机。这些发动机将在经过改装后用作基斯特勒公司Ｋ－１两级可重复使用运载火箭的动力装置。Ｋ－...     

国外固体火箭冲压发动机研制现状和发展趋势

固体火箭冲压发动机具有比冲高、重量轻、速度快、射程远等诸多优点，满足了新一代导弹对其动力装置的要求，近年来在国内外受到高度重视。简要地论述了国外固体火箭冲压发动机的研制现状和发展趋势。     

火箭设计参数对发动机喷管效率的影响

运用美国联合陆海空军和国家航空航天局(JANNAF)提出的二维动力学模型修改版,我们进行了火箭喷管参数计算。本文对火箭发动机中能量释放效率作了定义,并将喷管上能量损失分为发散、摩擦和动力学损失。喷管特性设计参数与这些损失的关系也进行了研究。另外,也考虑到了喷管中激波和热损失对喷管效率的影响。喷管能量损失的确定运用了 SSME 和 Vulcan 发动机的喷管型面,后一发动机是未来运载火箭的组成部分。火箭的设计参数由推力、室压、混合比、喷管面积比和喷管几何形状确定。所有这些参数都有系统的变化,本文阐述了它们对喷管效率的影响。这些效率做为数据库用于未来运载火箭进一步的系统分析。     

N2O/丙烷火箭发动机研制

为进行N2O/丙烷(C3H8)火箭发动机(NOP)试验,在亚拉巴马大学(UAH)新建了一座发动机试车台,装备了台架式推进剂供应系统、10001bsf(4448.22N)的推力架和数据采集系统.研究了N2O催化分解点火方案,对几种催化剂材料进行了评估.Shel1-405和钴基的ZSM-5性能良好,可使N2O充分分解,并点燃碳氢燃料,如丙烷.试验表明,纯N2O通过Shel1-405时,催化分解反应在400°F(204℃)时进行,如果加入少许碳氢燃料(例如丙烷或丙烯),此温度将下降到大约200°F(93℃).NOP发动机在L*=3m时,在混合比4.89到8.68之间进行了试验.在合适的热损失模型下,试验数据与理论计算结果相吻合.使NOP发动机稳定工作的范围基本确定为N2O流量＜0.270 1bm/sec(0.122kg/s),混合比在5～6之间.用辐射测量仪来测量发动机排气温度和羽流成分,用羽流皮托管校验推力数据.     

带缝隙喷注的火箭发动机喷管性能

本文介绍了在喷管超音速段有气体沿切向缝隙喷注的火箭发动机喷管流场计算方法,同时还提供了无喷注的喷管流场计算。计算结果与试验数据相符,证明该计算方法有效。文中对发生器气体喷入实际发动机超音速段的喷管流场进行了分析,分析中假设使用了两类推进剂:氧/氢、氧/甲烷,以氧/氢和氧/甲烷的燃烧产物作为发生器气体。数值计算结果表明,在喷管超音速段有气体喷注的情况下,由于粘性引起的真空比冲损失比没有喷注的喷管损失小。