固体火箭发动机用先进复合材料

前言 大多数固体火箭发动机部件的设计动力是性能。特性标准迫使工业部门发展具有极高强度和轻量化的部件。减少部件的消极重量时,可提高火箭推进剂重量进而改进综合性能。由于DCA6钢和石墨环氧具有所希望的高强度和低质量,故可用于火箭发动机壳体,然而生产成本高。 DCA6钢和石墨环氧生产工艺     

动能拦截器团队完成关键的导弹防御火箭发动机试验

雷锡恩公司和诺格公司的动能拦截器（KEI）联合团队成功进行了一次大功率的第一级火箭发动机点火试验,KEI项目可按预期在2009年进行助推飞行试验。这次试验验证了该第一级火箭发动机在完整的飞行结构中的工作情况,发动机使用了将在2009年飞行试验中使用的推力矢量控制系统和接口硬件。     

国外固液火箭发动机用推进剂

论述了目前国外固液火箭发动机常用推进剂的组成种类和常规性能以及燃料药柱的力学性能和制造工艺。介绍了推进剂在发动机中的燃烧性能、影响燃烧性能有关因素和在发动机方面的应用状况。研究者认为高能燃料与氧化剂的应用为高性能火箭发动机的设计提供了广阔的技术途径。     

战术导弹用一体化火箭—冲压发动机

最近用这种发动机进行的试验证明,它具有火箭和冲压发动机的双重性能,且降低了新的一代战术导弹的成本。自从冲压发动机发明以来,许多国家,包括美国,在理论和实验     

战术导弹用火箭发动机近期发展动向

战术导弹用火箭发动机近期发展动向张庆治编贾庆英审校１火箭发动机开发的重要性导弹发动机的任务就是将导弹战斗部从发射点运载到目标。所以，对于导弹而言，发动机具有最合适的容积和重量，这是影响发动机效率的重要因素。火箭推进技术，从第二次世界大战末期开始有了急...     

试验导弹用火箭冲压发动机进气道

主要介绍能够确定和优化满足试验模型任务要求的进气道的气动试验和方法。按约１／３的比例研制了能实现多种变化的模型，以便进行速度范围为Ｍａ＝１．８～２．２的Ｓ２超音速风洞试验。在Ｓ４高超音速风洞对真实空气进气道按零高度飞行的实际环境进行了综合试验。给出了模型吹风的比例效应。对得到的结果与１９７６年首次弹道飞行时取得的结果进行了比较。     

野战火箭发动机用的改性双基推进剂

北约组织航空研究与发展諮询部推进和动力小组一九七六年五月举行第47次会议,专題研究反坦克、防空和轻型炮兵火箭用的先进小型火箭发动机的推进系统。西德火炸药化学研究院W·克劳恩作丁关于高能复合改性双基推进剂的报告。该院十五年来研究的改性双基推进剂主要成分是高氯酸銨、硝化棉流球、硝化甘油、铝粉及交联的聚氨酯粘合剂。     

空空导弹用火箭发动机的设计验证计划

完成了使用碳纤维增强环氧树脂壳体和少烟、含硝铵复合推进剂的空空导弹火箭发动机的设计验证计划。介绍了包括材料选择和固定金属部件的方法在内的发动机壳体结构设计。完成了包括环境和操纵破坏试验在内的发动机壳体结构试验。对于整个发动机，进行了隔热、粘接、推进剂性能、药柱设计和发动机壳体性能的设计验证。试验了六种不同飞行质量的发动机，项目包括极限温度下点火、环境载荷、在具有发射弯曲力矩、老化和后力脉动的情况下点火。还使用两种发动机进行钝感弹药试验，即快速自燃和撞击试验。     

空对地导弹用的低成本的火箭冲压发动机

本文叙述一种适合空对地导弹用的低成本的火箭冲压发动机。这个低成本方法是根据这样的原则:把火箭和冲压发动机并联地组装在一起,消除了整体式火箭冲压发动机遇到的火箭向冲压工作态转换的复杂性。还叙述了一种利用轴对称进气道的低成本的吸气系统,和一种以开路式燃料调节器和燃气发生器排出系统为基础的燃料控制系统。讨论了这个低成本方法的优缺点。介绍了发展计划中的某些最重要的技术部分。其中包括论证一种取代自由射流试验的低成本方法,和论证燃烧诱导的压力振荡对确定真实超临界进气道工作余量的作用。列出了数据,说明振荡效应是很值得注意的。     

固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料研究进展

介绍了固体火箭发动机喷管用烧蚀隔热材料的研究进展，喷管受热分析，指出了先进复合材料的发展趋势，提出碳／酚醛复合材料在制造低成本的发动机喷管中仍有重大使用价值。     

管道火箭发动机

本发明介绍一种改进的火箭发动机。为把固体火箭发动机的重量减到最小,曾提出把两种不同的药柱合并到一个发动机中,即在这种发动机内,一种药柱即含有燃料又含有氧化剂,因而能够自身维持燃烧,另一种药柱虽然含有燃料,但缺乏氧化剂,或并氧化剂是不足的,因而不同氧化剂接触时,就不能维持燃烧。这样一种火箭发动机可由自身可燃的药柱的燃烧     

下一代火箭发动机

本文审察了地球-轨道运载器的推进技术,介绍了向2000年航天技术发展委员会推荐的几种推进系统方案。2000年推进系统的特点必须是可靠的。可靠性将通过结构设计途径及合理的、成本效益高的研制和鉴定计划得到。为改进下一代航天运输推进系统,我们需要挑选几种最好的动力和性能循环系统及发动机方案。这些方案必须有严格要求,以期达到耐用的、可靠的、且有可能提供的推进系统。例如,采用推进剂或者非推进剂流体来做冷却剂和动力驱动的发动机方案,能够满足长寿命涡轮泵所需要的平稳、可控制的发动机启动和低涡轮温度等要求。所审察的方案有:液氧/液氢、液氧/液氢+烃、液氧/液氢+烃+铝的双膨胀发动机,单独的液氧/液氢和液氧/烃发动机及变混合比发动机。本文还介绍了可预见到的,风险度低、操作成本低的全重复使用的推进系统。     

导弹用火箭冲压发动机的研究和试验

下一代最有前途的高性能的导弹推进系统之一,是固体燃料的整体式火箭冲压发动机。和同尺寸的火箭发动机相比,在一定程度上增加成本和结构的复杂性的情况下,能有高得多的性能(射程、速度)。为导弹选择这样一种推进系统,需要进行特殊的结构设计,而且还要研制适当的燃料。总之,本文的目的是叙述这样一种导弹的结构概念,介绍其性能和使用限制条件,以及(法国)国家宇航研究院在地面和飞行试验中获得的某些结果。在回顾了这个系统(性能高和结构紧凑)的优点后,我们对可以设想的结构形式和种种可能的燃料进行了概括的调研。研究的重点是: ——适用于不同飞行任务的进气道的结构和形式; ——助推器的各种整体安装方法; ——火箭冲压发动机燃料的类型,及其主要特性; ——燃烧室的结构形式。根据赋与的飞行任务选择火箭冲压发动机导弹的结构,显然得考虑可能指导其设计和限定其性能的某些约束性条件。这些就是:机动性,飞行范围,燃料的使用条件,导弹的探测等等。为了给这些研究提供一个具体的基础,法国发展了一个全尺寸的试验模型。在莫当中心,通过发动机的实际运行,完成了风洞试验。接着在1976年,从法国西南部的朗德试验中心,用一发装有火箭冲压发动机的试验弹进行了两次飞行试验。本文概述了遇到的主要问题,得到的结果和未来的计划。     

用商品钢管制造火箭发动机壳体的研究

近年来,美国正在研究如何降低火箭发动机的制造成本,虽然已取得一定效果,但在饱和射击情况下,火箭弹的成本仍不能同身管炮弹相竞争。美国陆军导弹研究发展司令部从1979年开始研究用商品钢管制造低成本发动机壳体的方法。例如煤气或石油输送管是用低成本的低合金钢轧制的,可以调质达到发动机壳体所需的高屈服强度。     

火箭发动机的钝感化研究──CFRP火箭发动机的特性

试制了长纤维碳／环氧树脂复合材料发动机，通过耐压试验、燃烧试验、枪击试验和快速加热试验。评价了发动机壳体性能及其钝感特性。     

空空导弹固体火箭发动机舰用化关键技术分析

针对空空导弹舰用化趋势,考虑了航母作战环境,梳理出低易损发动机技术、高安全点火技术、高仿真环境试验技术等关键技术。通过进一步分析关键技术的国内现状,对目前空空导弹固体火箭发动机舰用化工作给出如下建议:建立健全固体火箭发动机低易损性相关标准和评估体系,推进HTPE推进剂工程化进程和低易损壳体技术进步;开展激光点火器关键技术攻关;开展拦阻冲击、制动冲脱等试验设备研制。     

固体火箭发动机用高性能有机硅烧蚀材料研究

本文讨论了有机硅树脂的结构(R/Si,Me/Ph,分子链形态和共聚单体的组成)对材料热稳定性和烧蚀性能的影响。采用特殊的合成工艺和正确的配方设计,可以合成出具有线型支化结构的树脂。它热失重小、成炭率高、炭化层强度大、耐冲刷性能好。利用填料之间在高温下发生吸热化学反应来设计材料配方,可有效地降低冷壁温度,改善烧蚀性能。     

整体式火箭冲压发动机用超音速进气道性能研究

超音速进气道设计、试验、系统匹配和制造技术的开发是此项研究工作的基础之一。试验设备现已交付使用。对单个进气道和配置进气道的测试能力进行了充分的研究。研究了一种带放气口的进气道方案，并可用于整体式火箭冲压发动机飞行试验导弹。研究工作涉及进气道设计过程、风洞性能试验、系统匹配、制造、飞行试验数据采集和分析。目前，重点放在研究工作上，致力于各姿态角和超额定马赫数下性能的研究。