用导弹改装的SURF运载火箭

俄罗斯拟议中的SURF海射型商用运载火箭将采用SS-N-23和SS-N-20海射型弹道导弹的组件。这种火箭长29.5米,起飞重量为100吨。它的第一级采用俄罗斯最大的潜射型SS-N-20固体弹道导弹的下面一级,上面装一枚不带弹头的SS-N-23海射型液体弹道导弹。SS-N-23的运载器分四级,其上面级用于弹头的瞄准。     

德国宇航公司推销俄呼啸号火箭

德国宇航公司推销俄呼啸号火箭德国宇航公司已在同俄赫鲁尼切夫公司联合推销呼啸号火箭。这种火箭是由ＳＳ－１９洲际弹道导弹改装的。ＳＳ－１９是由礼炮设计局设计并由赫鲁尼切夫公司生产的。呼啸号重１０６吨，高２４．６米，发射场在普列谢茨克，低地轨道运载能力为２...     

前苏联运载火箭计划

前苏联第一代运载火箭是在洲际弹道导弹 R7上改进的,该导弹于1957年8月22日首次发射成功(图1)。有效载荷为3吨的火箭研制,开始于五十年代初,到1953年底,对提议的 REP 方案进行了审查,将有效载荷增加到5.5～6.0吨。在 R7火箭基础上,研制了一个带有空间试验卫星的运载火箭。     

长征二号丙运载火箭

长征二号丙(LM-2C)是长征系列运载火箭中发射次数最多、成功率最高的一种火箭,从1975年11月26日首次发射至今,已连续进行了15次成功的飞行。 长征二号丙运载火箭系两级液体火箭,全长32.6米,直径3.35米,起飞质量192吨,起飞推力2786千牛,有效载荷(低地轨道)2.5吨。□     

美国六、七十年代固体火箭发动机技术发展的特点

一、发展初期的一些特点从五十年代后期第一个战略型号开始研制起,到六十年代中期,可以作为美国大型固体火箭发动机的发展初期。美国的固体战略导弹,主要是海军的潜地弹道导弹系统和空军的洲际地地弹道导弹系统(见附录)。它们几乎是同时研制和平行发展的。潜地弹道导弹从北极星A1到A3,洲际弹道导弹从民兵Ⅰ到民兵Ⅱ,这是美国固体火箭发动机技术很重要的一个     

太空探索公司拟研制重型火箭

美围太空探索技术公司4月5日宣布要研制一种重型火箭。称为“重型猎鹰”的该型火箭高69．2米．重约1400吨，由标准“猎鹰”9火箭捆绑两个“猎鹰”9第一级构成。它将成为迄今造出的最强大的商业火箭．运载能力远高于该公司现有的火箭．新火箭能把约53吨货物送入轨道，     

1981年美国固体火箭的进展

一、固体火箭航天飞机大型固体助推器飞行成功: 1981年固体火箭最突出的成就是4月份应用两个大型分段固体火箭发动机作为助推器的航天飞机首次飞行试验成功。助推器的直径约为3.66米、长38.1米、装药量为500吨、产生的推力为1225吨,为迄今飞行过的尺寸和推力最大的固体发动机,燃烧结束后,赛奥科尔公司     

俄新型火箭准备在澳大利亚发射

由澳大利亚牵头的一些亚太投资者最近提出在靠近澳大利亚昆士兰的一个海岛上发射一种俄制新型三级运载火箭。这种火箭称为团结运载器(ULV)22,是由地处乌拉尔山脉的米阿斯国家火箭中心设计的。该中心的前身是研制了前苏联潜射型弹道导弹的马卡耶夫设计     

日本的M-3S-Ⅱ火箭

M-3S-Ⅱ火箭是三级固体火箭,于1980年开始研制。它是用来发射大型科学卫星或行星探测器的 M-3S 火箭的改进型,能将750公斤重的卫星发射到低地轨道(250公里)。该火箭的各个组成部分概述如下:第一级第一级火箭由 M-13固体发动机(推力117吨),尾翼,尾翼安装筒,一、二级之间的连接器,推力向量控制装置,姿控发动机,仪器舱,两个 SB-735助推器(每个推力29吨)组成。M-13固体发动机的燃料箱直径1.4米,     

战略弹道导弹的现状及其突防技术

198 8年两伊战争中 ,双方都利用战术弹道导弹攻击对方 ,造成 2 0 0 0多人死亡 ,82 0 0多人受伤。目前世界上有 5 0多个国家的军队装备了战术地地弹道导弹 ,其中约有 2 0个国家可以自行研制。这里讲突防 ,主要指远程洲际战略弹道导弹 ,美国和前苏联是世界上最早发展战略弹道导弹突防手段的国家 ,其现役装备以及在研的所有远程和洲际战略弹道导弹都能使用有效的突防手段。重点探讨战略弹道导弹以及部分战术弹道导弹的突防技术     

N—I运载火箭第一级数控系统的设计

N-I火箭是日本为开发宇宙而研制的带三个捆绑助推器的三级大型运载火箭,一、二级采用液体火箭发动机,第三级和助推器采用固体火箭发动机。火箭全长32.57米,直径2.44米,总重90.38吨,能将130公斤重的卫星送入同步轨道。它的制导系统采用了无线电制导。用它已发射了几颗卫星、见表1。     

韩拟自行研制新型运载火箭

韩国航空宇宙研究院5月27日称,韩将完全利用本国技术研制一种运载能力更大的运载火箭,拟在2021年后开始发射。该型火箭称为＂韩国航天运载器＂（KSLV）2。按＂方案设计＂,这种三级全液体火箭高50米,最大直径3.3米,重200吨,能将1.5吨重的卫星送入低地轨道。     

北极星A3潜地导弹如何提高射程

美国从1955年开始研制北极星潜地弹道导弹,到目前为止,先后部署过北极星A1、A2、A3等型号。其中,北极星A3特别引人注目。它要求在北极星A2的发射筒内发射,即弹体最大直径和长度不变,射程由北极星A2的2800公里提高到4640公里(增加了64％),而起飞重量仅增加约1.3吨,非常轻巧(北极星A2比A1增加长度近一米,重量增加约0.7吨,射程仅提高27％)。北极星A3是两级固体导弹,全长9.6     

新型能源号-M火箭

苏联近期展出了其新型能源号-M火箭。该火箭比标准能源号火箭小,它捆绑两个助推器(图1),火箭的芯级主发动机也小,且只有一台液氢液氧主发动机(图2)。能源号-M火箭的运载能力为40吨。标准能源号火箭可捆绑2～8个助推器,其芯级有4台主发动机(图3)。运载能力为65～200吨。     

联合国说伊仍在秘密研制弹道导弹

联合国说伊仍在秘密研制弹道导弹根据联合国一份最新的报告。伊拉克在海湾战争后曾发起至少一项远程导弹计划。这一发现肯定将推迟解除对伊贸易禁运的时间：负责拆除伊大规模杀伤性武器的联合国特别委员会负责人埃克乌斯称这一火箭计划明显违反了联合国第６８７号决议、他...     

长征二号丙运载火箭

长征二号丙(Long March 2c)是长征系列运载火箭中发射次数最多、成功率最高的一种火箭,从1975年11月26日首次发射至今,已连续进行了13次成功的飞行。 长征二号丙运载火箭系两级液体火箭,全长34.35米,直径3.35米,起飞质量192吨,起飞推力2747千牛。执行本次飞行任务的这枚长征二号丙火箭同时把两颗科学试验卫星送入太空,主星是一颗国产返回式科学试验卫星,搭载星是瑞典的科学探测卫星弗利亚(FREJA)。 为适应搭载瑞星的需要,这枚火箭在不改变原技术状态的情况下,在主星和第二级火箭间增加了一个直径     

固液混合火箭发动机燃烧室和喷管流动数值模拟

固液混合火箭发动机是采用液体作为氧化剂,固体作为燃料的一种典型的混合火箭发动机.固液混合火箭发动机中的燃烧和流动问题是固液混合火箭发动机设计中的关键问题,对固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行一体化计算很有必要.利用二维轴对称N-S方程和组分方程对选用液氧/端羟基聚丁二烯推进剂的固液混合火箭发动机的燃烧室和喷管进行了一体化计算.计算采用LU时间隐式格式、MUSCL空间离散和Van Leer矢通量分裂方法,采用有限速率化学反应模型,对化学源相进行了点隐式处理.计算中分别采用了一步化学反应模型和两步化学反应模型方案,计算了多个氧化剂流速和燃烧室压强下的燃烧室和喷管流场分布,对化学模型进行了选择,为固液混合火箭发动机的设计提供了依据.     

多模态RBCC主火箭混合比对引射流动燃烧影响

针对宽范围飞行的二元中心支板式构型,采用发动机与飞行器前后体集成的全流道数值模拟计算方法,研究了主火箭混合比对RBCC引射模态超声速飞行阶段燃烧室流动燃烧及发动机性能的影响。结果表明,主火箭混合比为2.4无二次燃料喷注时,燃烧室出口气流平均总温最高,恰当比和贫燃主火箭可通过二次燃烧组织获得高于主火箭富燃工作情况下的总温,主火箭混合比影响主火箭射流温度,并通过与引射空气的掺混燃烧,与二次燃烧共同决定着燃烧室内的释热区间和压强分布情况,进而影响引射比及发动机性能;引射比随混合比的增大而增大,Ma=1.5、2时,引射比最大相差比例可达77.3%和109.0%,二次燃烧组织使得燃烧室下游压强迅速升高并前传,导致引射比迅速降低,主火箭混合比仍对引射比产生重要影响;在以亚燃和超燃模态为设计重点的受限流道内,主火箭恰当比工作可兼顾主火箭推力及燃烧室推力,进而获得更高的发动机性能,Ma=1.5、2时,推力增益分别达到22.0%和36.6%,发动机比冲分别为3 696 N·s/kg和4 136 N·s/kg,主火箭混合比对提升引射模态超声速段引射比及发动机性能具有重要影响。     

粉末火箭发动机燃烧室燃烧流动特性研究

选取颗粒轨道模型,对Al／AP粉末颗粒在粉末火箭发动机内流动和燃烧进行三维数值模拟,为以Al粉末燃料和AP粉末氧化剂作为推进剂的新型燃烧室的设计以及实验研究提供参考。文中提出了一种粉末火箭发动机构型,通过对发动机燃烧室进行冷态和热态数值模拟,研究了氧燃比、Al粉末颗粒大小、燃烧室体积等因素对粉末火箭发动机燃烧室燃烧性能的影响。结果表明,一定范围内氧燃比较高时,燃烧室温度反而较低;较小粉末颗粒在燃烧室内更易离散;Al颗粒粒径越小越易燃烧,Al燃烧率也越高;验证了在Al／AP粉末火箭发动机的设计中引入特征长度来匹配Al粉粒径与燃烧室体积的合理性。     

战术火箭/固体火箭发动机一体化优化设计

在综合考虑发动机内弹道性能与火箭外弹道关系的情况下，融内外弹道为一体，系统分析了发动机装药参数，燃烧室设计参数、喷管设计参数、尾翼参数对发动机性能及全弹性能的影响，针对远程战术火箭，建立了火箭总体／固体火箭发动机一体化优化的模型。在所建模型基础上，以火箭弹总体性能最佳目标，对总体和发动机设计参数以及药柱几何参数同时进行优选，完成了九个变量的寻优计算，取得了满意结果。