丁羟贫氧复合推进剂嵌入铜丝后燃速特性的研究

通过试验测出贫氧推进剂中嵌金属絲的燃速规律与一般推进剂内嵌入金属絲的燃速规律类同,但燃速提高倍数较小,这主要是由于燃气温度较低。采用通常所用的中断设备,得不到中断药柱,采用大流量的水强迫冷却燃面,代替过去剩药自由落入水箱的常规方法,克眼了剩药在水中继续燃烧不熄火的问题,从而改进了中断燃烧的实验手段。通过试验发现金属絲露头长度与直径有一定关系,这为进一步开展理论研究提供了有价值的资料。     

固体火箭发动机点火药量的计算

本文分析和选择了主要因素对固体火箭发动机点火的影响程度,提出了一个新的固体火箭发动机点火药量计算公式,经验算,其准确度约在10%以内.     

美国空军正在研究氢燃料超音燃烧冲压发动机

美国空军航空推进实验室正在研究用于M6-12速度范围的超音速燃烧冲压发动机技术.据该实验室报道,目前正在以下几个方面寻求技术发展:超音速燃烧冲压发动机的进气道设     

补燃循环发动机发展史

60年代初是液体火箭发动机研制和发展的重要时期。为增加发动机比冲而作的一些研究使人们逐渐对高室压工况感兴趣;同时,补燃循环作为一种能从化学反应中获得最多能量的方法也开始进行探索。由空军支持的一个重要研究计划是研究使用可贮存液体、推进剂,推力在4452.2kN 到8894.6kN 的发动机的可能性。这些方案提出了使用超临界 N_2O_4作再生冷却液的实验鉴定技术和在喷注器与推力室壳体的制造中采用光刻技术。NASA 开始的先进发动机设计研究为高压补燃发动机指明了方向,随后在17.5MPa 压力下完成的次高压补燃燃烧试验,证明了燃烧系统的可靠性。空军也致力于高扬程氧泵和高室压 O_2/H_2补燃发动机(XLP—129)的研究,这些研究为 SSME 的涡轮和循环系统奠定了基础。     

丁羟复合固体推进剂燃速预估

本文在文献[6]的基础上,进一步讨论了丁羟胶、过氯酸铵、铝粉体系的复合固体推进剂的燃速预估问题.在一定实验和假设条件下提出了可适用于计算这类复合固体推进剂燃速和压力指数的半经验方法.当推进剂中的过氯酸铵、铝粉的含量及颗粒度在一定限度内任意变化时,预示的燃速及压力指数与实测结果基本符合.有关计算过程已编有微机计算程序,可供推进剂设计人员参考使用.     

国外含HMX推进剂的弹道调节剂研究综述

对国外提高含 HMX 推进剂燃速及降低其压强指数的催化剂研究,归纳为过渡金属化合物、硼氢化合物、碳类物质、硝胺盐等五大类进行了介绍。     

倾听“天籁之音”（上）

绿岸公式从“奥兹玛”计划、“独眼人”计划,到“哨兵”计划,再到“沙提”计划、“凤凰”计划,人类寻找外星人的活动分分秒秒都在延续着。早在1960年,美国康奈尔大学的天文学家法兰克·德雷克在领导“奥兹玛”计划的同时,就发明了一个计算地球外文明数的方程式,即“德雷克方程式”,又名“绿岸公式”:N=RfpNefIfifcL。其中:N代表智慧文明的数量,其值等于右侧七项要素的乘积;R代表银河系内的恒星数量;fp代表银河系内拥有行星的恒星的比率;Ne代表行星中适合生命存在的行星数;fI代表适合生命存在的行星中,真正有生命诞生的行星比率;fi代表诞…     

国外氢氧火箭发动机的发展状况

本文全面地介绍了国外研制氢氧火筋发动机的发展概况。分别叙述了美国、法国和西欧、以及日本在氢氧火箭发动机技术上的发展历史,目前状况和今后的发展方向。从中可以看出,当今的氢氧推进技术是液体火箭推进技术中的一项极其重要的技术,是液体推进技术在运载火箭和航天飞行应用中的发展方向。     

关于高压补燃发动机

液体火箭发动机采用高压补燃系统,可以最大限度地利用燃料的化学能,是第二代航天技术动力装置的发展方向.本文介绍了可贮存推进剂发动机高压补燃系统的特点和有关的技术问题.     

复合推进剂侵蚀燃烧实验研究

本文阐述了两种复合推进剂(聚氨脂、丁羟)燃烧特性的高速摄影研究方法。通过测定和计算,得出了侵蚀比与中心气流速度系数及压力的关系式。结果表明,燃速低的推进剂比燃速高的推进剂对中心气流速度和压力更敏感,即侵燃更严重。两种推进剂的侵蚀界限速度都随压力的上升而下降。在相同压力下,燃速低的推进剂的界限速度值比燃速高的推进剂更容易发生侵燃。