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A new type of plasma rocket engine, the Kabila rocket, using a radioisotope heated thermionic heating chamber instead of a conventional combustion chamber or catalyst bed is introduced and it achieves specific impulses similar to the ones of conventional solid and bipropellant rockets. Curium-244 is chosen as a radioisotope heat source and a thermal reductive layer is also used to obtain precise thermionic emissions. The self-sufficiency principle is applied by simultaneously heating up the emitting material with the radioisotope decay heat and by powering the different valves of the plasma rocket engine with the same radioisotope decay heat using a radioisotope thermoelectric generator. This rocket engine is then benchmarked against a 1 N hydrazine thruster configuration operated on one of the Pleiades-HR-1 constellation spacecraft. A maximal specific impulse and power saving of respectively 529 s and 32% are achieved with helium as propellant.Its advantages are its power saving capability, high specific impulses and simultaneous ease of storage and restart. It can however be extremely voluminous and potentially hazardous. The Kabila rocket is found to bring great benefits to the existing spacecraft and further research should optimize its geometric characteristics and investigate the physical principals of its operation. 相似文献
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本文以线弹性薄膜理论为基础对固休火箭发动机玻璃钢筒体内压下变形,同时应用最小余能原理对其破坏强度问题分别进行了理论分析与计算.通过对全尺寸壳体的变形测试和爆破压力试验,以及对标准容器进行的批量爆破试验,证实理论分析基本符合试验结果. 相似文献
107.
本文提出了高速摄像系统用于火箭弹离轨参数测量的方法,对设备布站方案、测量原理以及数据处理方法进行讨论,并给出了具体的参数计算公式。 相似文献
108.
本文推导了液体火箭发动机涡轮叶片疲劳寿命公式,并用概率统计、断裂力学方法,分析了可靠性预测方法. 相似文献
109.
为了计算固液混合式火箭冲压发动机补燃室内的三维反应流场,用块隐式法求解气相Navier-Stokes方程组,用连续介质模型和k-ε-Ap模型计算颗粒相的湍流流动与蒸发过程,用修正的k-ε-g模型描述燃料的燃烧。为了分析发动机设计参数对反应流场的影响,用不同的条件进行计算,并由此分析了补燃室几何结构和液体燃料切始颗粒直径对燃烧效率的影响。算例表明,计算方法有效可行。数值结果能够反映流场结构、液体燃料的蒸发和两种燃料的燃烧过程。 相似文献
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