美在空天飞机上拟使用悬浮状氢燃料

美国防部及美航宇局(NASA)共有的国家空天飞机(NASP)计划因预算削减,悬浮状氢燃料的一系列试验,不得不推迟约一年时间,使正样燃料贮箱的试验也改到1993年进行。做一系列实验的目的是鉴定“X-30”技术验证机的燃料及贮箱设计是否符合要求。原来贮箱的部件试验定于1991年开始,因受预算削减影响将延期到1992年8月底～11月底。该试验在NASA刘易斯研究中心的普卢姆·布鲁克试验场(俄亥俄州)进行。所谓悬浮状氢,是液态氢与“冰糕”状固态氢的混合物。它比通常的液氢密度大,因此,燃料贮箱的结构重量可做到轻型化。     

SDI局明确核推进火箭概要

美星球大战计划(SDI)局已明确了极秘密的核推进火箭技术的概要。这个地面发射型核推进发动机计划是世界上独一无二的。但美航宇局(NASA)和美能源部(DOE)对该计划实现的可能性持怀疑态度。该计划命名为“森林之风(Timberwind)”,它是把装着核推进发动机的火箭在空间用于拦击卫星作为目标,于1991年4月在全美科学家     

"神舟"号载人飞船轨控发动机的研制

概述了“神舟”号载人飞船2500N轨控发动机研制的主要组件和相关试验的结果。介绍了研制试验情况，喷注器方案、燃烧稳定性、喷注器热相容性和推力室内冷却等关键技术，以及为满足载人航天高可靠性、高安全性要求而采取的可靠性措施。     

含硼贫氧推进剂固体燃料冲压发动机性能计算

固体燃料冲压发动机所用推进剂为贫氧推进剂，故其热力计算与普通固体火箭发动机不同，但也有相似的地方。简述了固体燃料冲压发动机基于布林克莱法的热力计算原理，并以含硼贫氧推进剂为便，对固体燃料冲压发动机进行了不同情况的热力、流动和性能计算。得出了发动机比冲与推进剂中硼粒子含量、飞行高度及飞行马赫数之间的定性关系。     

单个轴对称切向喷注单元的燃烧不稳定性试验

本文给出了由单个切向喷注单元和圆柱形室组成的燃烧室内液氧和气氢的燃烧稳定性特征。燃烧室的结构及产生的纵向不稳定性都是轴对称的。用氢的喷射温度和火药脉冲确定稳定性边界。混合比、燃料环间隙、液氧柱结构都可调整。文中还给出了室压为2.07MPa和6.89MPa时的性能及稳定性数据。     

水反应金属燃料发动机比冲性能与燃烧室长度设计理论研究

运用热力计算原理,计算并分析了两相流影响条件下水反应金属燃料发动机的比冲性能。采用经验公式,对发动机中金属颗粒燃烧时间进行了计算分析,估算了金属颗粒燃烧长度,为燃烧室长度设计提供了依据。结果表明,存在最佳水燃比,使发动机达到最优比冲性能;两相流影响下比冲损失较大,金属颗粒燃烧时间随水燃比、雷诺数增加而显著减少;通过对颗粒燃烧时间的计算,可初步设计燃烧室长度。     

Aerojet公司在液氧/烃燃烧和冷却技术方面的研究成果综述

未来大型运载火箭及天地往返运输系统将采用氧/烃推进剂.液氧/烃的燃烧和冷却技术是未来氧/烃发动机研制中的关键.本文综述了美国Aerojet公司数年来在此方面取得的研究成果和最新技术成就,这为氧/烃发动机的研制提供了大量可靠的试验依据.文末介绍的Aerojet公司提出的未来需要解决的氧/烃发动机研制的关键技术将对未来发动机的发展产生重大影响.     

含硼富燃料推进剂燃速测试计时系统的改进

针对含硼富燃料推进剂金属含量大，燃烧后残渣导电，用普通燃速仪测试不易获得数据的问题，对靶线法测速仪的计时系统进行了改进。改进后的计时系统对测试环境的要求降低，从而提高了测试效率和精度。     

三组元火箭发动机推力室试验研究

通过冷试研究了多种喷嘴的特性,总结了工作参数和结构参数对喷嘴性能的影响规律;进行了大量三组元推力室双工况热试,研究了不同工作参数和结构参数对三组元推力室燃烧性能的影响;利用旁通阀方案和液氧可调汽蚀文氏管方案分别成功进行了三组元工况与两组元工况的模态转换试验,实现了大范围工况调节;对三组元推力室内部燃烧和传热过程进行了数值仿真,考察了推力室冷却方案的可行性。