日本H系列火箭低温级的研制

目前航天推进系统所用的推进剂中,液氧和液氢推进剂组合的性能最高。因此,为了提高运载能力,目前很多运载火箭都有一级使用液氧/液氢作为推进剂。日本宇宙开发事业团(NASDA)从1972年开始进行液氧/液氢推进系统的研究工作。1986年,H-1火箭的首次飞行获得成功。该火箭的第二级采用了液氧/液氢推进系统,到1992年2月计划结束为止,9次发射全部获得成功。     

液氢/液氧的应用前景

本文介绍了液氢/液氧推进剂的问世过程及其在苏、美、欧洲、日本和中国的应用简况,并介绍了苏联采用液氢/液氧作推进剂的能源号火箭发动机的安装特点,以及这种推进剂的应用前景和优缺点。     

双喷管发动机

双喷管发动机象双喉部、双膨胀发动机一样,在先进的天地运输系统中得到验证。改进的航天飞机和全新火箭亦得益于这些先进的发动机。本文将对单燃料、双燃料以及双喷管发动机在设计方面所取得的进展作一总结。双喷管发动机的推进剂为:液氧/煤油/液氢、液氧/液丙烷/液氢、液氧/液甲烷/液氢、液氧/液氢/液氢、液氧/液甲烷/液甲烷、液氧/液丙烷/丙烷以及四氧化二氮/一甲基肼/液氢,发动机推力为889.6～2980.3kN。     

液氢的蒸发损失和贮运容器的绝热

液氢液氧是目前能获得最大比推力的一组液体火箭推进剂。液氢作为火箭推进剂已日益得到普遍使用,因此,研制大型的液氢贮运设备就成为亟待解决的一项课题。液氢的温度很低(—253℃),容积气化热小(气化单位容积液氢的气化热是液氧的1/7.6,是液氮的1/4.9),为了减少蒸发损失,要     

典型低温推进剂的热力学性能参数评估

近年来,低温推进剂在火箭推进领域得到了广泛应用,针对液氧、液氢以及液甲烷等低温推进剂的研究也得到了深入开展。然而,有关低温推进剂热力学性能的研究虽有开展,但各种推进剂性能的特点和差异缺乏研究,对低温推进剂的热力学性能缺乏综合性分析研究和系统认识。统计了1960年以来火箭推进剂的使用以及按照火箭级应用分布情况,对低温推进剂在火箭推进领域的应用与发展进行系统性综述。从低温推进剂的基础热物理性质出发,面向航天推进应用,对不同低温推进剂的动力特性、传输特性、贮存特性以及致密化特性4个方面进行综合评估。结果表明：液氢推力特性最好,氢氧发动机理论比冲可达457 s。相同管路和工况条件下,液氢流动阻力最小,液氧流动温升最小,液甲烷流动阻力和温升特性表现居中。以管长为10 m、管内径为0.1 m的加注管路为例,液氢流动压降小于5 kPa,液氧流动温升小于0.5 K。在地面停放过程中液氧和液甲烷温升小,贮箱增压慢,同时液甲烷热分层现象较弱。对于高5 m、直径3 m的圆柱形贮箱来说,当外界热流密度为50 W/m²时,液氢温升可达4.83 K,液氧仅为1.93 K;液氧贮存周期可达36...     

氢爆炸事故十四例

液氢作为火箭推进剂的燃料,在国际上早被广泛使用。美国航天飞机为主发动机提供动力的推进剂就是54m~3液氢和145m~3液氧。我国从60年代开始研制和使用液氢液氧发动机,长征三号运载火箭的第三级就使用了这种高能低温液氢液氧火箭发动机。氢的易燃易爆特性是其安全使用最主要的危险。国内外在其生产、贮存、使用、发射等过程中,都曾     

液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想

讨论了液氧/烃三组元推进剂助推发动机的设计思想,这种液氧/甲烷助推发动机的初步设计还使用了液氢.试验表明,液氧/甲烷/液氢三组元推进剂发动机具有燃烧稳定、燃烧效率高、冷却性能好、能与铜合金燃烧室壁很好兼容等优点,因而可消除或大大减少设计可重复使用的高压烃类助推发动机时可能出现的风险.     

氢爆炸事故十四例

液氢作为火箭推进剂的燃料，在国际上早被广泛使用。美国航天飞机为主发动机提供动力的推进剂就是５４ｍ３液氢和１４５ｍ３液氧。我国从６０年代开始研制和使用液氢液氧发动机，长征三号运载火箭的第三级就使用了这种高能低温液氢液氧火箭发动机。氢的易燃易爆特性是其安全使用最主要的危险。国内外在其生产、贮存、使用、发射等过程中，都曾发生过程度不同的爆炸事故。现将其中１４例事故汇集如下，其中大多数为美国航宇局发生的事故，每起事故只列出事故及其原因，为的是引以为训。１．液氢容器排气口爆燃事故：在一次用０．２５ＭＰａ表…     

消氢装置安全护航我国新一代液氢液氧运载火箭发射

低温推进剂液氢/液氧因能量高、比冲大、燃气清洁而在火箭领域具有广阔的应用前景[1].但在4％～8％体积分数的较低的氢气浓度下,液氢具有爆燃的危害,此时燃烧产生的压力波以亚音速传播[2];在氢气体积分数18.3％～59％情况下,可产生严重的以超音速传播的爆轰的危害[3-4],液氢的这种易燃、易爆和易渗漏等特性,给贮存、保...     

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     

阿里安第三级发动机试车爆炸

1978年11月28日,阿里安第三级 HM7发动机在法国维尔农试车台上点火试验时,发生意外爆炸,损坏了第三级发动机和机架。事故原因曾先后有以下几种报道:1.延迟点火引起液氢泄漏,点火时推进剂爆炸。不清楚延迟点火的原因。2.爆炸是由液氧喷注活门引起的。3.法国空间研究中心计划小组调查后得出结论:事故原因是地面安全装置中的问题,对第三级设计没有提出异议。     

国外氢氧发动机的火舌点火器

液氢、液氧推进剂为非自燃燃料,需要一个外部点火能源。国外氢氧发动机,如美国研制的 RL10A3-3、J2、航天飞机主发动机、欧洲的阿里安火箭第三级 HM-7试验推力室以及日本H-1火箭第三级的 LE-5发动机等,均采用     

长征三号运载火箭

长征三号(LM-3)运载火箭由三级组成,一、二子级推进剂为偏二甲肼/四氧化二氮,三子级采用了液氢/液氧(LH/LOX)低温高能推进剂。 长征三号主要由北京万源工业公司和上海航天局共同研制。它是十分复杂的系统工程,它的总体设计及其配套的专用技术牵涉到10多种学科,70多种专业     

我国载人登月重型运载火箭动力系统探讨

月球研究与利用是21世纪航天发展的重点之一。根据载人登月的需求,探讨了我国重型运载火箭及其动力系统的技术途径,提出研制大推力液氧/烃和液氧/液氢发动机的设想。重点论证了大推力下面级发动机的推进剂组合、动力循环方式及推力量级,认为该发动机推进剂应选择环保、廉价及高性能的液氧/烃组合,动力循环方式应采用先进的补燃循环或低成本的燃气发生器循环,推力应为4000kN左右。     

YF-73液氢、液氧发动机简介

长征三号是我国研制的第一个三级大型运载火箭,它能将重量为1.4吨的卫星送入地球同步转移轨道。该火箭的第一级和第二级是在长征二号运载火箭的基础上改进而成的,使用四氧化氮和偏二甲肼作为推进剂。第三级为新研制的液氢/液氧发动机。第三级发动机的代号为YF-73。1984年4月8日,长征三号运载火箭首次成功地把我     

阿里安火箭的第三级—H8

一、前言 H8是欧洲大型运载火箭阿里安(ARIANE)的三子级。“H”表示液氢、液氧推进剂,“8”表示推进剂工作量为 8吨,H8即采用液氢液氧低温高能推进剂的末级运载火箭。H8的性能指标先进,适应能力强,技术关键较多,工艺复杂,研制周期较长,是阿里安的重要组成部分之一,也是它的总体性能优劣的关键所在。现将赴法考察中了解到的H8概况分析整理如下,供有关同志参考。错误之处欢迎指正。     

液氧/甲烷发动机评述

简要介绍了国外液氧/甲烷发动机的研究情况。重点论述了甲烷的特点及它用作液体燃料的优缺点。液氧/甲烷发动机具有较高的性能,甲烷有好的再生冷却性能,是一个可供选择的推进剂组合。但由于其密度比冲比液氧/煤油发动机低,使用安全性也不如煤油;性能又比液氧/液氢发动机低,这些都限制了液氧/甲烷发动机的发展和应用。迄今为止,还没有一个液氧/甲烷发动机型号开展研制工作,因而也就不可能有其使用的历史。     

美国肯尼迪航天中心39A、39B发射场的液氢液氧加注管道

美国肯尼迪航天中心39A、39B发射场液氢液氧加注管道是用来向土星V运载火箭加注液氢和液氧推进剂的。这些管道的主要技术特性如下;39B发射场的10英寸液氢真空多层绝热管道:20层真空多层绝热,反射屏为0.00025英寸单面喷铝聚酯薄膜;每节管段长45英尺,其真空夹层容积约为254升;夹层中装有活     

航天飞机新型外贮箱问世

1982年9月10日,航天飞机的第一个轻型外贮箱(LWT-1)正式出厂,这是航天飞机计划中的一个重要里程碑。这种巨大的贮箱装有供航天飞机主发动机使用的超低温液氧、液氢推进剂,贮箱本身也是航天飞机的主体结构。外贮箱有三个主要部件:一个液氧贮箱;一个液氢贮箱;     

火箭发动机的正反转涡轮设计

一项减少重复成本的主要方法就是限制零件数量和简化机械结构.涡轮泵在火箭发动机总成本中占有很大一部分,大约是30%,因此,理应对涡轮泵进行设计简化.对于可贮存的液氧/烃或者液氧/甲烷火箭发动机,把涡轮泵设计成一轴化是有价值的.然而,对于液氧/液氢发动机,由于两推进剂密度之间存在着巨大的差异,因此,最佳方案就是燃料泵和氧化剂泵分别采用不同的转速驱动.在这种方案中,可以仅用一个涡轮来带动液氧和液氢泵,不过两泵之间要通过齿轮来传递转速,例如HM7或RL10发动机就是这样的结构.但是,齿轮在低温环境中的工作是不可靠的,此外,成本和重量也是问题,带有齿轮的涡轮泵适用于低推力发动机,为低功率涡轮泵.目前,低温火箭发动机推力室通常采用两个独立的涡轮泵来供应推进剂,一个涡轮泵是供应液氢,另一个供应液氧(某些俄罗斯的发动机除外).可以采用正反转涡轮,使得氧化剂泵和燃料泵处于单一壳体内.该正反转涡轮设计的约束条件如下:每个转子必须按所需转速驱动相应的泵;每个转子必须传递驱动泵的功率;必须对轴向载荷进行监测,以免轴向推力轴承过载.设计的自由度包括转子半径和涡轮的压力叶栅.本文给出正反转涡轮一个简单的一维理论,考虑了每个转子半径的不同,并对一组同一规格的两个轴流涡轮与正反转涡轮进行了比较.