印低温发动机进行长时间试车

印度为静地卫星运载器(GSLV)研制的国产低温发动机2003年12月5日在低温推进系统中心成功进行了一次耐久性试车。试车中,发动机以69.6千牛的推力工作了1000秒,装在一起的两台低温方向控制发动机也以1.96千牛的推力同时工作。实际飞行中,这种泵输送式再生冷却发动机需要工作720秒。此次长时间试车标志着该发动机鉴定工作的结束。印度迄今已用3台试验发动机累计进行了6000秒的试车,国产低温上面级系统的研制工作也进展顺利。目前GSLV火箭使用的是俄罗斯提供的低温上面级。印低温发动机进行长时间试车     

J-6大型火箭试车台方案

为确定大型爆轰型固体推进剂火箭发动机高空模拟试车台的技术要求并提出相应的设计准则,进行了多项研究工作。本文叙述了拟议新建的J-6大型火箭试车台,该台可用于最大药量为36,000kg(45,000kgTNT当量的爆轰型推进剂)、最大推力为2,200kN、最大模拟高度为30km的固体发动机试车。J-6试车台不仅弥补了现有试车台的缺陷,而且增大了试车能力以适应未来的固体发动机的试车需要。本文讨论了试车台技术要求、设计方案、工作过程和性能。     

卡尔曼平滑在动态推力测量中的应用

本文首次将卡尔曼平滑应用于固体火箭发动机地面热试车时的动态推力测量,提供了一个便于工程应用且有较高精度的动态推力测量新的数据处理方法。首先,根据固体火箭发动机理论推导出了推力的动态模型;研究了噪声方差和初始条件的确定方法及估计的稳定性、敛散性。继而进行了数字仿真试验,并对实际发动机推力采样数据进行了处理。分析与处理结果表明:卡尔曼平滑应用于动态推力测量是行之有效的。     

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     

某型号固体发动机推力测试偏差与侧向力干扰问题分析与试验

分析了影响某固体发动机静止试验推力测试偏差的因素.分析结果表明,由于试车架结构问题,发动机工作过程产生的偏斜力与偏心力以及各个方向的振动是推力测试偏差过大的主要因素.据此优化设计试车架结构,控制并减少安装偏差,消除侧向力对工作传感器的干扰,提高推力测试的可靠性,以满足固体火箭发动机推力测试技术要求.     

波音公司进行超小型导弹防御系统推进器热试车

波音公司已经成功进行了一种新型火箭推进器试车。这种推进器长仅为8英寸,是现在推进领域中该类型推进器里推力最大的发动机。在加利福尼亚州的波音洛克达因公司,研制了一种转向与姿态控制系统(DACS)发动机。近期,该发动机在新墨西哥州的白沙试验基地进行了热试车,试车推力达到了1100磅。研制DACS 发动机是为了满足下一代导弹防御系统的     

大力神4的改进型固体助推器完成地面试验

1993年9月12日,大力神4的改进型固体火箭发动机(SRMU),在爱德华空军基地的菲利普实验室,成功地进行了最后一次(第5次)地面试车。 SRMU总重350t,全长34m,其壳体分为三段,采用纤维缠绕工艺制成,由赫克里斯公司承造。 该发动机的推力为7557kN,比大力神4目前用的由联合技术公司制造的7段式固体发动机的推力,高25％。     

火箭发动机随机推力调节控制驱动器的研制

为满足某型号液体火箭发动机定混合比随机无极变推力工作要求,研制了基于DSP处理器的随机推力调节控制驱动器。该控制驱动器实时接收随机变推力指令,在定混合比条件下,协调控制发动机系统上的燃料及氧化剂路调节阀,从而控制燃料及氧化剂流量,完成发动机的随机变推力控制。其参加多次发动机系统冷调试验及地面全程热试车,工作稳定可靠,实现了变推力双组元推进剂流量同步控制,精确控制发动机混合比,快速响应随机变推力控制要求。     

机电一体化推力测量系统的研制及应用

依据某型号发动机地面试验推力测量要求,从推力测量原理、测量不确定度分析、推力校准、数据采集、数据处理等多方面开展研究,成功地研制设计了机电一体化的推力测量系统。该系统在试车台上进行了实际试车。试验结果表明,该系统稳定、可靠,满足0．5％推力测量精度要求。     

液体火箭发动机地面试车实时故障检测算法

为了实时有效地检测液体火箭发动机地面试车中的故障,提出了改进自适应阈值算法(IATA)。讨论了自适应阈值算法(ATA)的原理,研究了其改进方法,提高了算法对故障的敏感性和对新试车数据的适用性。通过大量历史试车数据和实际热试车对IATA算法实时性和有效性的验证表明,IATA算法不仅能够及时地检测到异常试车的故障,同时,对正常试车也没有误报警,简洁有效,计算量小,检测速度快。因此,IATA算法适用于液体火箭发动机地面试车的实时故障检测。     

简讯

H-2A助推器进行静态试车日本已对H-2A新型火箭的SRB-A固体捆绑助推器进行了首次静态点火试车。助推器工作102秒,推力达2185千牛。此次试车旨在验证助推器推力向量控制系统的设计。H-2A明年首射,将使用两台捆绑助推器。另外,6月1日H-2A一级试车失败的原因已查明,是两处接线错误造成的,这意味着三菱公司对发动机设计的     

印度宇航研究院简介

印度宇航研究院(ISRO)是印度航天用固体火箭发动机的主要研制机构.二十多年来它为印度的探空火箭和运载火箭研究了多种固体发动机.该院具备固体发动机及其各项分系统的研制能力,以及有关设计工具和设计软件.该院拥有推进剂厂,复合材料厂,发动机无损评定和组装设施,环境试验设施,地面试车台,包括单分力、六分力、高空模拟试车台.原材料以及发动机生产的其他配套项目,依靠印度工业界有关工厂.固体发动机关     

НМ-7氢氧发动机

前言欧洲动力公司(S.E.P)是这次考察的重点单位。除正式参观两天外,代表团还邀请该公司主管液体火箭发动机的技术经理J.Dardare先生进行了一次技术座谈。代表团参加了一次阿里安火箭第一子级的全弹试车;参观了装配活门、涡轮泵、发动机的净化车间,一子级与三子级地面试车弹的总装大厅,PF-20、PF-41、PF-42、PF-43试车台及其测控、数据处理中心;在考察期间,还和有关负责人进行了座谈。     

简讯

Ｈ－２Ａ助推器进行静态试车　日本已对Ｈ２Ａ新型火箭的ＳＲＢＡ固体捆绑助推器进行了首次静态点火试车。助推器工作１０２秒，推力达２１８５千牛。此次试车旨在验证助推器推力向量控制系统的设计。Ｈ２Ａ明年首射，将使用两台捆绑助推器。另外，６月１日Ｈ２Ａ一级试车失败的原因已查明，是两处接线错误造成的，这意味着三菱公司对发动机设计的修改没有问题。那次３０秒的试车进行到１６秒时发生自动关机。调查同时发现，试车中发动机两台推力转向装置中有一个的作动器配件被毁，可能是点火之初振动过大所致。（力）勘月者撞月　…     

新一代火箭发动机试车管理模式研究

<正>新一代运载火箭将陆续首飞,作为其主动力的新一代液氧煤油液体火箭发动机,采用了世界先进的高压补燃循环系统和自身启动方式,具有大推力、高性能、绿色无毒、可重复使用等优点,每台发动机交付前进行一次工艺鉴定试车,可大大提高交付产品的可靠性。较现役运载火箭常规发动机抽检试车模式,液氧煤油发动机工艺     

美国的一项低成本发动机计划

介绍美国航空喷气公司的低成本火箭发动机技术开发计划执行情况及结果,该计划研制了三台论证发动机,地面热试车均圆满成功,不仅证明了所开发的低成本发动机技术的可行性,而且对固体发动机的低成本化发展,具有积极的影响。     

固体火箭发动机内弹道异常现象的计算机辅助分析

本文根据质量、能量守恒定律,借助罚函数调用模矢搜索法的优化方法,编制了一套利用发动机地面静止试车所得压强、推力—时间历程分析判断其内弹道产生异常现象原因的计算分析程序,并通过一台假想发动机因装药燃而、燃速的局部变化,喷喉烧蚀或瞬间局部堵塞引起的内弹道异常现象的分析计算,论证了上述分析方法和计算程序的可行性和可靠性,同时还给出了两台真实发动机试车曲线的分析算例。结果表明,利用这套程序分析发动机试车所得P_((?)x)—t,F_(ex)—t曲线,可迅速找出产生内弹道异常的原因,为改进发动机设计提供了一个较为实用的工程方法。     

液体火箭发动机试验噪声测试分析

研究液体火箭发动机的声学特性不仅对发动机故障识别与预报有重要意义,还会对液体火箭上的有效载荷工作可靠性产生影响。为此,对液体火箭发动机试验噪声进行测试分析就显得尤为必要。针对液体火箭发动机试验噪声的特点,提出了一种适用于液体火箭发动机试验的噪声测试方法,介绍了该噪声测试系统的原理和各组成部分功能。对某型号液体火箭发动机地面试验所产生的噪声进行了测量,结合所测得的噪声信号进行了时域与频域分析,对发动机周围噪声特性进行了研究,得出了发动机在试车台上的噪声分布特征,对液体火箭发动机的设计改进和地面试验台的降噪措施有一定参考价值。     

小型核能火箭发动机问题和结论

历史上,还没有人提出过将50kN 至150kN 低推力的核能火箭发动机(NTRE)用于载人飞行和行星际探索任务。不选用低推力发动机的原因是:预计发动机的推重比(推力/地面重量)较低;多台发动机组合后操作灵活性和工作可靠性又令人担忧。最近,由于地面实验经费的削减和争取到的飞行项目增多,迫使调研人员推荐发展低推力的小型 NTRE。本文介绍小型 NTRE 以下几个方面的问题:性能方面包括发动机飞行性能、对飞行任务的适应性;成本方面主要分析研制、技术的成熟性、可靠性、整体化、运载火箭的发射等对寿命周期成本的影响;最后简要介绍环境和载人安全问题。     

过载对固体火箭发动机性能影响试验研究(英文)

建立了立式旋转试车台,研究了高过载对固体火箭发动机性能的影响。通过地面静止及不同过载(15gn,15gn;35gn,15gn)条件下点火对比试验,获得固体火箭发动机在不同过载条件下内弹道性能以及绝热层和喉衬的烧蚀规律。试验表明,随着过载增加,发动机压强增大、工作时间缩短;横向与轴向的组合过载恶化了烧蚀环境,使喉衬出现偏心烧蚀。