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一组对环境有利的新型单组元推进剂已被确定用于取代无水肼。这组新型单组元推进剂是以硝酸羟铵([N~+H_3OH]NO_3~-)为主要成份的混合物,适合用于推力室和燃气发生器。与无水肼相比,硝酸羟铵混合物密度和比冲比较高,冰点比较低。这组推进剂比较安全,因而降低了地面使用维护成本。美国宇航局路易斯研究中心正在研究硝酸羟铵推进剂的配方,并且设计用于小卫星的发动机。采用试验推力室和模拟飞行状态的推力室,对不同配方的硝酸羟铵进行了热试。推力室的结构材料与无水肼推力室的材料完全一样,只是催化剂不同。硝酸羟铵推力室稳态和脉冲工作数据表明,硝酸羟铵推进剂完全可以取代无水肼和冷气推进剂,用于空间飞行器和其它航天任务上。本文综述了目前有关硝酸羟铵推力室设计规范、推力室研制的进展情况、稳态和脉冲工作试验结果。另外,从推动目前单组元发动机的技术水平出发,提出了在推力室研制过程中所面临的一些具有挑战性的问题。 相似文献
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近来有一种趋势,即重新评估那些有利于环境保护和便于使用维护的推进剂,过氧化氢就是其中之一。它的一些独有的特点使之具有很多用途.它有良好的储存性能,高的密度比冲,作为单组元推进剂,其分解产物为过热水蒸汽和氧气.过氧化氢作为单组元推进剂在五六十年代广泛用于反作用控制系统和驱动涡轮的气体发生器系统.虽然大部分生产设施在七十年代末、八十年代初被闲置,但到目前为止,仍有一些过氧化氢装置在被生产和使用.本文着重描述了以过氧化氢为推进剂的一些装置和其应用范围,提供了相关的试验数据.所用的过氧化氢推进剂是由几个大的推进剂生产厂商提供的.General Kinetics 公司还完成了确定过氧化氢装置寿命标准的试验,并给出了九种不同装置的性能数据.这些装置从推力仅13N 的推力室,直至用于4.45kN 双组元发动机上的气体发生器装置.试验表明,单个装置的寿命超过了6000s。 相似文献
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商业及科研应用的小型卫星需要费用低的推进子系统。一般而言,这类推进系统仅用于通过反作用飞轮来完成轨道嵌入、轨道控制及姿态控制的飞行任务。这就允许贮箱采用简化的推进剂管理装置(PMD)。本文介绍这种推进剂管理装置的设计及研制方法。推进剂贮箱应该是具有较低费用的装置。它是利用叶片作为推进剂管理装置的全焊接钛结构,贮存30kg 肼(N_2H_4)。这种推进剂管理装置没有活动件,毛细功能组件较少,因此,它能够确保贮箱重量轻,结构简单和费用较低。在低重力和推力室连续工作产生的低加速度条件下,这种叶片式表面张力贮箱能够提供所需要的不含气泡的推进剂。研制工作主要集中在叶片式管理装置,它的关键之处是性能及动态特性。由于重力作用,这种管理装置的主要困难是不能在地面进行试验。因此,必须通过模型及低重力试验来验证。建立稳态及瞬态模型,有助于模拟贮箱在不同流量及推力室工作产生的加速度、瞬态过程时的排液情况。依据相似准则,用中性浮力试验来模拟低重力环境。这种试验最大的好处是没有时间限制,所以能够完成一个完整的排液过程。模拟件设计要考虑模拟液与模拟件的接触角代表了氮/肼/钛的接触角。所有的分析及试验圆满完成,证明这种推进剂营理装置具有满意的性能。 相似文献
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采用 MON/肼双组元推力室完成轨道机动飞行,肼催化分解推力室用于姿态控制的双模式推进方案越来越广泛地应用于飞行器系统。本文介绍了命名为 LEROS1b,推力652.5N 的高性能液体远地点发动机的设计,研制及试验过程,该发动机已用于许多通讯卫星项目中,并被“火星勘测飞行器”选用。 相似文献
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随着火箭导弹和航天技术的迅速发展,各种宇宙飞行器对推进剂性能的要求愈加苛刻了。除了推进剂的能焓、安全性、可靠性、长寿命和价格等因素外,推进剂的各种高空性能,如高空多次起动性能,高空条件下推进剂的抗辐射效应以及零重力和失重条件下推进剂-增压气体的相变行为等等,已引起从事化学火箭推进的工程技术人员的极大关注。从六十年代中期美国执行阿波罗和双子星座计划开始,一甲基肼已广泛被人们认为是最有前途的宇航控制推进系统及辅助推进系统用的可贮存燃料。最近,美国已将一甲基肼列入八十年代宇航用推进剂计划。现将国外一甲基肼的生产和使用概况简介如下。 相似文献
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为了研究冷却剂的流动方向和推进剂的质量流量对推力室燃烧和传热过程带来的影响,以某型氢氧火箭发动机的推力室缩比试验件为研究对象,对推力室的燃烧和传热过程进行了数值仿真。改变冷却剂的流动方向,最高壁面温度相差1.04%,最高壁面热流密度相差0.544%,冷却剂温升相差0.233%,出口压力相差3.803%,分析发现,改变冷却剂的流动方向,对推力室内部的燃烧过程和壁面传热效率影响很小,冷却剂的流动方向会影响壁面温度分布。推进剂质量流量提升22.29%,室压提升22.17%,燃烧效率降低0.55%,最高壁温提升9.16%,最高热流密度提升17.48%,冷却剂温升提高13.05%,分析发现,提升推进剂质量流量会导致推力室壁面温度和冷却剂温升的提高,由于缩比发动机反应空间小燃烧不够充分,提升推进剂质量流量会使燃烧效率有所下降。 相似文献
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RBCC推进系统主火箭发动机气氧/煤油推力室研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为满足RBCC推进系统主火箭发动机对气氧/煤油推力室的要求,对其进行了高燃烧室压力和温度、大范围变工况工作研究。气氧/煤油推力室喷注器采用中心区气液双组元内混式喷嘴和边区直流喷嘴结合结构,身部采用夹层冷却结构。通过对推力室气氧/煤油推进剂的点火及雾化混合技术、推力室喷注器及身部冷却设计技术、推力室的点火启动、稳态工作等关键技术的研究表明,推力室在室压3MPa、5MPa工况下可稳定燃烧。额定推力650N的气氧/煤油推力室方案可靠、点火工作正常,可以满足大范围变工况稳定工作要求。 相似文献
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本文叙述通过改变推进剂基本组份可改变复合双基固体推进剂的性能。无论变化怎样,都可使用相同的生产工艺和相同的加工设备。通过高燃速复合双基推进剂,以及排气中无氯化氢的复合双基推进剂和气体发生器所用的复合双基推进剂三个例子说明了这些推进剂系统的性能。 相似文献
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常规推进剂主要包括肼类推进剂和硝基氧化剂,在使用中推进剂的蒸气常会对大气造成污染,肼类推进剂气体污染控制方法主要有气体扩散、焚烧、洗涤吸收、活性炭吸附、催化氧化,硝基氧化剂气体污染控制方法主要有酸性尿素法、水-硫酸亚铁吸收法、氯氨法、碱一亚硫酸铵吸收法、石膏法、催化还原法、冷冻法等,本文论述了国内外液体推进剂污染控制的各种技术,并对各种技术的特点进行了对比与分析。 相似文献
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600N单组元推力室的研制 总被引:2,自引:0,他引:2
600N单组元推力室使用DT-3推进剂,催化床床载率高达6g/cm2·s,头部采用两组环形分布的喷注扩散器并进行了模块化设计,身部采用了隔热装置,推力室具有结构紧凑、工艺简单、重量轻等特点。热试车结果表明,推力室起动迅速、平稳,性能可靠。 相似文献
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未来的小卫星将需要高性能的双组元推进系统,传统自燃推进剂由于其毒性和复杂的使用维护要求而使得成本极高.采用绿色推进剂可以降低使用成本,同时又能提供和传统自燃推进剂相当的性能.该文介绍了推力40N挤压式HTP(高浓度过氧化氢)/煤油双组元推力室的设计和加工.采用简单的喷注器结构,特征速度效率在90%~92%范围内.设计的新型冷却系统采用过氧化氢分解气体作为冷却剂,提高了密度比冲.发动机采用标准材料,以减少设计开发和制造成本.采用占总流量16%的过氧化氢分解产生气膜来冷却喷管,已经得到验证可适应连续工作的要求.采用上述方案,估计获得实际真空比冲2577m/s是可能的. 相似文献
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本文介绍了 ARC 用于卫星位置保持的22N 推力室的研究试验.这种新型推力室采用无涂层的 Pt/Rh 合金燃烧室,稳态工作的推进剂耗量已经超过了目前硅化物涂层的铌合金推力室,额定工况下的比冲可达2943m/s。推力室具有很小的集液腔,脉冲比冲和脉冲再现性得到提高,并且已经顺利地完成了各项研究试验,推力室的热稳定性得到验证。 相似文献
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姿控用再生冷却推力室传热特性研究 总被引:2,自引:1,他引:1
对采用MON-25/MMH推进剂的姿控用再生冷却推力室的传热特性进行了研究。首先使用二维传热计算程序,对推力室壁及再生冷却剂MMH的传热特性进行了初步评估,然后运用CFD软件对该问题进行了三维数值模拟,最后将两种方法的计算结果与常温300K和低温243K入口条件下的MON-25/MMH再生冷却推力室热试车状态进行对比,发现三者基本一致。 相似文献