冲压发动机

美国停用冲压发动机导弹已有25年,但美国政府和工业界最近的研究表明,美国下一代的许多导弹将优先采用冲压发动机及其改型.其他国家的研究也得到了相同的结论,法国目前正在研制采用液体冲压发动机的“飞鱼”反舰导弹.人们之所以对冲压发动机发生兴趣,是因为:(1)它具有连续推力、持续高超音速和高比冲的特点;(2)人们迫切希望提高导弹对作规避飞行的飞机和地面防御目标的作战效率.     

基于DMSJ发动机流道的RBCC发动机设计

首先完成了一种典型DMSJ发动机流道型面和燃烧组织设计,该发动机在M_∞=4.0和6.0时的比冲分别为1 029.6 s和899.9 s。以此DMSJ发动机流道为基础,在隔离段一侧布置火箭发动机,形成RBCC发动机流道。数值模拟研究表明,低马赫数时,火箭台阶及下游流道型面变化对发动机性能影响有限;保持DMSJ发动机燃料喷注方案不变,RBCC发动机在M_∞=4.0时,冲压模态比冲可达到1 052.8 s。高马赫数时,由于燃烧组织位置靠前,必须对DMSJ发动机原有的燃料喷注方案进行调整,才能确保RBCC发动机达到与前者相当的比冲水平,经过调整本文RBCC发动机M_∞=6.0时冲压比冲达到了887.8 s。因此,基于目前较成熟的DMSJ发动机进行高马赫数RBCC发动机设计,是一条快速可行的技术途径。     

ANS的发动机

MBB 公司研制的固冲发动机用在ANS 超音速反舰导弹上,该发动机可使导弹的速度达到 M>2。导弹可从舰上或飞机上发射,发射初速为50米/秒。该固冲发动机的助推器为串联式固体助推器,药柱直径330毫米,星形装药,采用端羧基聚丁二烯(CTPB)推进剂。两个双道密封机械式双向摆动喷管,可实现导弹的俯仰、偏航、滚动控制。主发动机药柱直径330毫米,长3200     

组合发动机方程

本文为弹道计算程序包的编制提供了通用性的发动机系统工作方程。在制导研制,分析等工作中,火箭的弹道计算是必不可少的环节;而火箭的推力与力矩方程往往因发动机的组合形式与发动机的个数的不同而有很大差别。这就给弹道程序的编制带来很多麻烦。为了能有更加方便的弹道计算通用程序包,首先必须有适合于各种组合发动机使用的通用组合发     

新的航天飞机发动机

MBB公司和罗-罗公司一起获得了一项为期9个月的欧空局的合同,研制一种先进的喷气推进发动机.这是欧空局研究的一部分,它将导致选择“阿里安”-5后继型(灵活的空间运输系统)的设计方案.     

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。     

下一代液体发动机

本文探讨了用于运载火箭的各种推进系统技术,给出了几种推进系统方案,并进行了技术对比。这些方案包括双燃料双膨胀管、单燃料双膨胀管、加氮的单燃料双膨胀管和加铝的双膨胀管等。文章对各种方案的成本、可靠性和寿命等问题作了分析比较。作者是美航空喷气发动机技术系统公司的技术人员。     

稳态等离子发动机

本文介绍了稳态等离子发动机(Stationary Plasma Thruster—SPT)的发展历史、系统组件及所使用的推进剂情况,并给出了两种俄罗斯热过程研究所研制的 STP 的一些主要性能参数和设计要点。     

EPKM近地点发动机

ＥＰＫＭ近地点发动机是中国目前用于航天领域最大的空间固体火箭发动机，配合“长征二号”捆绑火箭，作卫星轨道转移使用。它由中国航天工业总公司河西化工机械公司研制，于１９９５年１１月２８日及１２月２８日分别用于“亚洲二号卫星”和“艾柯斯达一号卫量”发射。     

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.     

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。     

用一台实验发动机测试发动机性能参数的方法

通过设计一台专用实验发动机进行试验，并应用参数辩识技术，商量确定发动机动态燃速、平均燃速、比冲等参数。通过理论分析和试验结果表明，该方法能准确测量性能参数，并能有效降低试验费用和缩短试验周期。     

星球着陆下降发动机及我国登月下降发动机设想

星球着陆下降发动机探测器在外星上进行软着陆时起着关键的作用，目前我国还没有进行软着陆的成熟的发动机，对比较典型的月球和火星着陆下降发动机的特点和种类进行总结，提出了我国着陆下降发动机的方案设想，为我国着陆下降发动机的研制提供技术支持。     

先进固体火箭发动机

本文介绍的先进固体火箭发动机(ASRM)是一个直径为3810mm的分段式发动机,为提高航天飞机的可靠性和设计安全裕度,对该发动机做了大量的设计改进,它的推力特性使得不必要在最大动压期间调节航天飞机主发动机(SSME),这可减少或消除大约175个航天飞机系统的临界状态1/1R失效模式,它将能提供5443kg的有效截荷增量,为保证该发动机的高质量、高重现性和可靠性,需要建立新型的全自动化的加工设施,ASRM的设计和计划安排是在A和B两阶段研究的基础上提出的,ASRM航天飞机的研制飞行,暂定于1994年下半年进行。     

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。     

新一代运载器发动机

为执行克林顿总统94年8月5号的航天运输政策,NASA 决定研制新一代可重复使用运载器(RLV),主要努力放在单级入轨(SSTO)结构。航天局目前的计划是验证能满足 SSTO 工作性能要求所需要的关键技术。这些技术包括先进的长寿命、低维护防热系统;可重复使用低温贮箱(如铝—锂复合材料和石墨复合材料贮籍);复合材科主结构和贮箱间结构;自动的或独立的检验、发射、飞行控制、制导、导航与健康监测以及先进的推进装置。RLV 的推进装置要求比冲高,可操作性和坚固性好以及高的推重比。NASA 的 RLV 计划将鉴定数种发动机型号,不仅有全低温的(氢—氧)。而且有双燃料的(由烃—氢—氧过渡到氢—氧。)不过,要研制所提出的任何一种全尺寸发动机结构并验证其是否能满足 SSTO 工作的性能、质量、可操作性和坚固性准则,在资源和手段上都是很不够的。     

氙离子火箭发动机

扼要地介绍了氙离子火箭发动机的工作原理、性能特点、任务分析、对氙离子火箭发动机的性能参数作了一定的计算,认为我们研制的直径9厘米氙离子火箭发动机已达到一定水平,还有潜力,需继续进行研究和试验。在讨论和建议中,提出了进行搭载飞行试验的可能性,供总体部门参考。     

两冲程发动机技术

最近在意大利北部城市杜林由美国汽车货运协会（ＡＴＡ）组织召集了一次有关小客车高性能火花点火式发动机的讨论会。会上有不下三篇论文论述两冲程发动机，其中一篇来自于奥比特发动机公司，另外两篇均来自意大利菲亚特汽车公司。这三篇论文对两冲程发动机目前良好的工艺状态进行了描述。奥比特公司的Ｋａｒｌ Ｅｉｓｅｎｈａｕｅｒ后来对Ｃｅｄｒｉｃ Ａｓｈｌｅｙ详细阐述了他的论文。