液体火箭推进技术研究工作的进展

第三届国际液体火箭推进会议于1997年8月11日至13日在北京举行,中、美、俄、法、德、英、意等国航天专家、学者一百多人参加了这次会议。会上发表论文35篇,内容涉及主级推进、上面级和航天器推进、理论和试验研究、以及未来空闻探索的推进技术等。中国航天工业总公司高级技术顾问任新民院士任本届会议主席,他在会议开幕词中回顾了世界液体火箭推进技术的发展历程,并展望了21世纪液体火箭推进技术的发展前景。在此会议上发表的论文,集中地反映了近年来在液体火箭推进技术研究工作中所取得的进展。论文学术永平较高,并具有相当的深度,这对我国液体火箭推进技术今后的发展有一定的参考和借鉴作用。下面着重在几个方面作简要述评,并结合我国实际情况对今后工作提出一些想法和建议。     

通用的可贮存上面级发动机AESTUS Ⅱ

Aestus Ⅰ发动机是戴姆勒一奔驰公司和火箭达因公司将要合作研制的泵压式可贮存上面级发动机,它的推力室和涡轮泵(燃气发生器)设计分别参照 Aestus 和XLR-132发动机,因此具有较强的继承性。该发动机性能高、研制成本低、周期短、风险小,适用于多种运载器。本文介绍了有关技术问题和研制计划。     

空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题

介绍了空间小推力双组元液体火箭发动机推力空头部喷注器设计的某些特点和身部冷却的一些问题，具体地讨论了几种喷注器设计方案和简述了身部液膜／辐射冷却的机制，并给出某些情况下估算壁温的方法。     

增加纵向隔板解决推进剂晃动稳定问题

某型三级运载火箭为短粗结构，在研制过程中曾发生第三级推进剂晃动不稳定问题。分析认为，这是运载火箭的则体结构与推进剂晃动强烈耦合所致。为解决不稳定问题，提出在推进剂箱中增加纵向隔板，分别以４５°，９０°分隔。分析和试验表明，这种方法能提高推进剂的晃动频率，减小晃动质量，但结构复杂。主题词     

液氧／甲烷的膨胀循环发动机

提出液氧/甲烷的膨胀循环发动机的概念.介绍利用甲烷的焓-熵图进行涡轮泵功率平衡和涡轮工质循环的计算.研究该种发动机的参数范围.讨论该发动机的实现的可行性.     

液体火箭发动机的稳定性试验

叙述的一种实验装置,可用来研究可贮存液体发动机的喷射区对声学干扰的整体响应特性.这一装置是以ONERA(法国国立宇航研究所)已成功地应用在固体火箭发动机中的方法为基础的.其中包括了用间歇调制喷管喉径的方法使一台模型小火箭的周期性振荡频率接近其一次纵向振型.在此情况下的喷射区的响应特性是由测量其一次纵向振型压力振荡的阻尼值来定量的,在以前的一篇文献中业已证明:在一台小型液体火箭发动机中,有可能触发出其一次纵向振型,并精确地测出不同阻尼值与参数变化之间的关系,例如用不同的喷注器、燃烧室压力、不同种类的燃料及喷管进口截面比等变化情况.这些实验采用了轴向喷注器,并假定推进剂的喷射和燃烧主要是受声压振荡干扰的(压力耦合).叙述在沿燃烧室全长的一半处装有径向喷注器的火箭发动机试验.试图用这种方式使喷雾和燃烧区受到声速扰动(速度耦合).并研究各种喷注器型式、燃烧室压力和燃料对声速扰动的影响.其间曾出现过若干自然的燃烧不稳定现象.还叙述用轴向喷注器进行的一些补充试验.对这两类实验结果加以比较即能鉴别压力耦合和速度耦合的不同特性.从某个技术角度看来,如果证实这类小型火箭发动机所获得的实验结果能转用于大型发动机,那么这种实验装置对研究液体火箭发动机的不稳定燃     

椭球形贮箱内液体晃动特性试验研究

本文研究用于运载火箭的椭球形贮箱内液体晃动动力特性。利用常重力条件下缩比相似模型试验得到液体晃动的等效力学模型。应用参数识别技术确定第一阶等效模型的参数,并与近似计算方法得到的结果进行了比较。叙述了晃动试验中观测到的非线性效应。     

液体推进剂防火防爆问题综述

提起液体推进剂的着火爆炸,人们难免心有余悸。无论是导弹还是运载火箭的着火爆炸造成的巨大损失总令人们久久难忘。美国大力神2导弹(使用四氧化二氮和偏二甲肼、无水肼共144吨)1980年9月19日、1965年8月先后发生的两次爆炸不仅使弹井皆毁,还造成两个阵地54人死亡、21人受...     

液体火箭发动机循环的模块式分析方法

对复杂液体火箭发动机循环进行分析的一种模块近似新方法已由德国的DLR 公司研究出来。它把一种发动机循环系统视为由预定的模件库中的模块组成。流经所有组件的流体都假定为一维流动。流体特性的计算在用于推进剂时,采用经验状态方程,用于燃烧产物时,按达到了化学平衡来处理。这种方法的基本原理是在对不同推进剂组合的发动机(包括三组元推进剂发动机)分析的基础上得出的。