动态过调：一个被忽视的问题

动态过调：一个被忽视的问题据《国际飞行》杂志报道，美国弹道导弹防御局最近公布了一种航天器用的脉冲等离子体发动机的详细情况。试验证实，这种由加州一家公司研制的发动机的排气速度可达８千米／秒，推力比稳态运行的同等发动机高５０％。推力的增加是利用存在于所有...     

高性能变推力和脉冲火箭发动机的新进展

早在阿波罗计划时,变推力火箭发动机(亦称节流火箭发动机)已经是美国 TRW公司的专长,当时主要的代表型号是人工操纵的登月舱下降发动机(LMDE)。有关TRW 公司早期研制变推力液体火箭发动机的经验,曾在《国外导弹与宇航》1981年第11期中作过介绍。最近获悉 TRW 公司已把     

俄公司改进RD－170发动机

俄公司改进ＲＤ－１７０发动机俄罗斯的艾诺戈麦什公司正在研制ＲＤ－１７０发动机的一种加大型号，准备将其用在乌克兰的天顶号运载火箭第一级上。该公司还在对ＲＤ－１７０的一个小推力型号进行方案论证。加大型ＲＤ－１７０的推力将比目前用在天顶号第一级上的基本型高...     

美国研制复合材料壳体火箭

美国的锡奥科尔公司研制出了一种低成本的７０毫米复合材料壳体火箭发动机，准备替换九头蛇７０无制导火箭系统使用的ＭＫ６６火箭发动机。这是复合材料壳体发动机首次用于战术武器系统。这种新型发动机是根据美国陆军的一项合同研制的。采用复合材料壳体是为了增大非敏感...     

英国公司展示新型发动机

英国追星者公司目前已将其液氧／煤油火箭发动机——邱吉尔MK3公之于众，该发动机可产生147000牛顿的推力，是自20世纪70年代以来英国制造的此类发动机中最大的型号，主要用于满足追星者公司提供低成本卫星以及太空旅行发射的需求，发射场计划设在新墨西哥。     

阿里安5的艾斯塔斯上面级发动机

阿里安５的艾斯塔斯上面级发动机艾斯塔斯（ＡＥＳＴＵＳ）发动机于１９８６年开始研制，１９８９年列入发展计划，现由德国宇航公司研制，至少有８家欧洲工业公司涉足于这一计划。艾斯塔斯发动机是阿里安５上面级关键的发动机，它产生的推力可将有效载荷送入地球静止转移...     

固体发动机高空模拟试验瞬时真空推力的修正分析与计算

分析了当环境压强分布不均时，用固体发动机高空模拟试验实测瞬时推力修正计算瞬时真空推力问题；同时，根据一种发动机（SRMI）的试验现象，分析了引起发动机推力偏斜的因素，就这些因素对推力的影响给出了定量计算公式。     

欧美公司拟合作研制低温发动机

法国斯奈克玛公司的火箭发动机分公司——欧洲动力装置制造公司已同美国普惠公司达成协议 ,同意联合研制供阿里安 5、德尔它 4和宇宙神 5运载火箭使用的新型低温上面级发动机SPW2 0 0 0。双方在新合资项目中将各占 50 %的份额 ,并分别负责欧美两个市场所用发动机的总装和试验。由于牵涉到技术转移问题 ,合作协议尚待各自政府的批准。目前斯奈克玛公司正在研制供阿里安 5的改进型号使用的、推力 1 47千牛的芬奇发动机 ,而普惠公司也正在研制推力约 2 2 5千牛的 RL50发动机。 SPW2 0 0 0将兼具这两种型号的特点 ,推力为 2 0 0～ 2 67千牛 …     

NASA成功试验飞船中止系统

NASA于5月6日在新墨西哥州的美国陆军白沙导弹靶场成功试验了“奥利安”载入飞船的应急中止系统。试验中．该系统利用推力强大的火箭发动机把飞船的乘员舱推离发射场．在6秒钟内将其快速推送到1．9公里的高空．随后又利用降落伞使乘员舱返回地面。     

关于固体火箭多分力试车台的动特性研究(横推力测试系统)

1、前言测定火箭发动机地面燃烧试验的推力方向控制力(以下称横推力)一般用多分力试车台。我所使用奥蒙德公司(ORMOND)生产的MCT3055—44K 的六分力试车台对于二次喷射JCR 型固体火箭发动机的地面试车进行了包括横推力在内的各个方向推力的静态数据测试,取得了良好的结果。     

某固体发动机反向喷管型面优化设计

某固体发动机推力终止装置结构空间十分有限，为保证推力终止时发动机负推力大于等于零的要求，必须尽可能地提高反推力效率。因此对推力终止装置进行了一系列优化设计，尤其是反向喷管连续锥形型面设计，在总结一般固体发动机研制经验的基础上，将非连续柱面型面改为连续锥形型面。通过理论分析和试验结果表明，该反向喷管的结构可靠性和反向推力效率较高。此项设计技术对带反向喷管的固体火箭发动机设计具有参考作用。     

偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算方法

为了解决采用偏置斜切喷管固体火箭发动机推力计算的难题,采用微元分割的方法,建立了适用于此类发动机的推力计算方法,可对发动机的推力及推力偏斜角进行计算。结果表明,针对实验发动机,该计算方法的压强和推力计算精度在±5%以内,可作为此类发动机推力预示的依据。揭示了此类发动机推力偏斜角产生的原因,由于喷管斜切部分对发动机的轴向推力和径向推力产生了不同影响,引起发动机的推力偏离喷管扩张段轴线方向,形成了推力偏斜角。针对此类发动机,喷管斜切部分产生的发动机轴向推力可能是负推力,在此类发动机设计过程中,应该科学地选择喷管偏置角和喷管斜切角,从而降低由于喷管偏置斜切而带来的发动机损失。     

固体火箭发动机的推力调节

简要介绍了几种可随机调节推力的固体发动机及其应用情况，着重介绍了胶状推进剂发动机的推力调节。     

L型控制发动机两种推力测量方法比较

为了满足喷管轴线与燃烧室轴线相垂直的发动机推力测量的需要，先后采用两种不同结构的试车架进行多发试验验证，对试验结果进行分析、对比．结果表明，采用与推力同轴单推力传感器的方案推力测量精度高，推力测量结果比冲散差小，满足了发动机试验的要求。这一经验可供同类试车架设计参考。     

俄罗斯氧化剂液膜冷却液体火箭发动机在喷气公司进行了热试车

美国喷气公司成功地进行了推力为400N 的 LTRE400N 液体火箭发动机的热试车工作。该液体火箭发动机的价格仅为西方国家生产的同等推力液体火箭发动机价格的10%。LTRE400N 液体火箭发动机是俄罗斯研制的,且其燃烧室采用氧化剂(N_2O_4)进行液膜冷却。这种方法在西方国家的液体火箭发动机上未使用过,他们只是用燃料来冷却燃     

先进火箭推进方案的研究

由于对运载器性能连续不断的提出改进要求,四个欧洲公司在 ESA/ESTEC合同支持下已经研究了提高低温火箭发动机性能的一般技术。选择了一个1MN 级推力的发动机,这个级别的推力被认为是推力从0.5MN 至10MN 的低温发动机的代表,已经对两方面的应用进行了研究,即传统的一次性使用运载器(一个改型的阿里安5)和一个单级入轨的垂直起飞/垂直着陆飞行器。对三个基础的方面进行了研究。即:变混合比(VMR)发动机,自适应(SA)喷管和发动机循环。另外,还对推力向量控制(TVC)方案进行了研究。     

偏置斜切喷管对固体发动机推力特性的影响分析

为了获得偏置斜切喷管主要结构参数对发动机推力特性的影响规律,采用内弹道计算方法,通过对比不同喷管结构参数下发动机的推力特性,研究了喷管斜切角度和喷管扩张半角对发动机推力及推力偏斜角的影响规律.结果表明,随着发动机斜切角度的增大,发动机轴向推力略有增大,仅增大1％,发动机径向推力和推力偏斜角减小明显,分别减小28％和10...     

液体火箭发动机试验负推力修正

推力大小是表征火箭发动机性能的关键指标.液体火箭发动机地面试验中,推力参数的测量准确性关系到比冲的准确计算和对发动机性能的正确评价.发动机试验中影响推力准确测量的因素很多,其中负推力是一项重要因素.主要介绍液体火箭发动机试验中,推力测量系统的组成与测量技术,重点讨论产生负推力的因素和负推力修正技术.     

立式试车时固体发动机质量对推力测量的影响

了固体发动机立式试车时发动机质量对推力测量值的影响，分析给出了从推力测量中剔除发动机 方法。并据此对一些简化修正圾其适用范围进行了讨论。     

战术导弹的一体化气动尾翼及推力的矢量控制

由于敌方威胁的增大及防御预算的削减，需要有一种性能更高的多任务战术导弹系统。为适应这种要求，Ｔｈｉｏｋｏｌ公司不断为一种用于脉冲发动机和一体化气动尾翼及推力矢量控制（ＩＡＴＶＣ）的开发程序提供资助。系统研究表明：脉冲发动机和ＩＡＴＶＣ可提高灵活性、性能，并减小了气动尾翼的翼尾，这样就可在飞机上多装一些武器装备。推力矢量控制的商务研究使该公司选择了一种带弹性体柔性轴承及机电执行机构的活动喷嘴。Ｔｈｉ