适应长期在轨的低温推进剂集成管理模块仿真研究

低温推进剂集成管理技术是面向未来火箭上面级长期在轨、多次启动任务的新技术手段。以上面级在轨滑行5天的奔月任务为背景,采用AMESim仿真平台搭建低温推进剂集成管理模块系统模型,开展滑行段工作过程仿真。仿真结果表明低温推进剂集成管理模块内组件工作占空比作为组件重要工作特征及工作参数,随姿控、电池充电等低温推进剂集成管理模块工作阶段变化而变化。     

上面级用的小型低温推进系统

本文介绍了未来 H-1运载火箭的第三级采用低温推进系统可行性的研究。用氢氧推进剂的第三级的质量比小于现有用固体推进剂的第三级,同时它的比推力比固体的高50%,故其运载有效载荷的能力大大提高了。本文对这种新型推进系统提出了两种基本结构形式:一是挤压式系统,一是泵压式系统。挤压式输送系统的比推力为441秒,能提供700公斤推力,并可再次启动。泵压式输送系统是根据膨胀循环的原理工作。一个转速为90000转/分的小型涡轮泵给推力室输送推进剂,推力室的比推力为471秒,能提供1吨推力。本文还提出了第三种系统方案,这也是一种泵压输送系统。它采用独特的膨胀泄放循环系统,泵转速为80000转/分,比推力为470秒,能提供1吨推力。发动机试验结果展示了上述各种推进系统设计性能的可行性。     

小型液氧液氢推进系统的探讨——第二部分:研究试验结果

本文介绍涡轮泵式和加压式两种推进系统的小型氢氧发动机的研究试验结果。涡轮泵式推进系统具有高性能和高质量比的优点。加压式推进系统具有高可靠性和结构简单的优点。运载工具上面级采用上述超低温推进系统将增加载荷容量并降低成本。例如 H-1A 大型火箭第三级的固体发动机用超低温级发动机取代载荷容量将从550公斤增加到800公斤。系统参数经过研究,选用1000公斤推力级发动机作研究试验。生产了一台用于加压式推进系统的推力室组件并进行了试验。试验结果表明,它具有满足系统要求的良好性能。带有点大器和推进剂活门的涡轮泵式发动机系统通过热试车也取得预期的性能。     

低温液体火箭注气式蓄压器总体方案研究

针对注气式蓄压器的总体方案,建立注气式蓄压器的动力学模型,研究不同的注气式蓄压器方案对动力系统一阶频率调节能力的影响.研究结果表明是否向输送管路中注入气体,对注气式蓄压器的频率调节能力影响并不大,而设置在发动机内部氧预压泵后高压管路上的注气式蓄压器方案,其对动力系统一阶频率的调节能力明显更强.研究结果对未来低温运载火箭...     

质子号8月中恢复商业发射

俄罗斯政府官员日前表示,质子号火箭在完成上面级的重新设计后于8月中旬恢复商业发射。3月15日,俄罗斯质子号M火箭在执行美国通信卫星14号(AMC-14)发射任务中,位于微风M上面级主发动机燃气发生器与推进剂涡轮泵之间的气体管路破裂,导致主发动机涡轮泵关机,发射以失败告终。事后几个月内,赫鲁尼切夫国家航天研究与生产中心一直对微风M上面级发动机进行分析和测试。     

低温上面级滑行段的推进剂管理(续)

介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.     

低温上面级滑行段的推进剂管理

介绍低温上面级的推进剂管理方法、落塔试验、飞行试验和流体动力学数值模拟.重点讨论半人马座连续推力控制和间断式推力控制的管理方法.多次启动与长时间轨道滑行是国外低温上面级的共同特点,间断式推力控制目前是基本的推进剂管理方法.对于连续推力控制,不应该简单地按照线性放大因子确定沉底段推力值;保持段推力值应根据干扰确定,不存在临界B0数.利用航天器分离后的运载火箭进行推进剂管理试验的方法值得借鉴.     

液体火箭用液氧泵和液氢泵

使用液氧和液氢做推进剂能提高液体火箭的性能,因此,日本也期望早日研制液氧液氢火箭。现在,以宇宙开发事业团为主正在研制10顿级液氧液氢火箭发动机。如图1所示,液体火箭发动机的重要组件涡轮泵,是由把贮箱内的推进剂压送到燃烧室中去的泵和驱动泵的燃气涡轮所组成。近年来,由于航天飞机主发动机(SSME)都采用     

俄罗斯陆基液体导弹增压输送系统技术分析

增压输送系统用于贮箱增压,并将推进剂输送至发动机,是液体导弹与航天运载器的关键分系统之一。梳理了液体弹道导弹与航天运载器的增压输送系统概况,阐述了俄罗斯在苏联时期研制的各型陆基液体弹道核导弹所用的增压输送系统方案及演变历程,归纳并总结了主要使用的泵压式推进剂的输送方案和以热增压为主的增压方案。     

Transtar泵注式可存贮推进剂火箭发动机的研制状况

通过航空喷气技术系统公司和其它部门的比较研究表明,作为上面级应用,泵注式液体可存贮推进剂推力系统比其他系统有有效载荷运载能力大的优点,除此之外,还具有可靠性高和经济非常合算等。无论这种推进系统是一个自激级或是使用整体级推进方案,其核心问题是需要空间发动机提供推进动力去达到预定的轨道。航空喷气技术系统公司已经设计出了这种发动机,并命名为Transtar,且现在已处在研制的最后阶段,发动机部件的工艺技术是从航空喷气公司为NASA生产的轨道机动系统(OMS)发动机衍生而来的,到目前为止,这种轨道机动系统发动机已经在所有的航天飞机上进行了成功的飞行;并且也来自于空军火箭推进实验室研制的工艺技术程序。涡轮泵和双组元推进剂燃气发生器,即Transtar发动机的动力装置,自1980年以来由航空喷气公司根据其独立研制计划进行研制。发动机的部件研制已大部分完成,发动机系统的推力试验正在进行,估计鉴定试验能在1990年初完成。本报告评述了Transtar发动机的设计,发动机的性能和工作特性,以及发动机的研制状况。     

基于转动矩阵法的火箭上面级机动程序角设计

提出一种运载火箭上面级机动程序角设计方法。采用多个参考坐标系之间的转换关系,计算转动矩阵,最终求解出上面级的飞行程序角。经过数值仿真,验证了本方法的可行性。火箭上面级作为基础级火箭和卫星等有效载荷之间的纽带可以采用此方法进行轨道设计以满足不同有效载荷对轨道参数的要求。     

先进上面级动特性分析及结构动力学改进设计

先进上面级及有效栽荷尺寸及质量较大,固有频率较低.上面级与运载火箭的级间分离,多星发射时的星箭分离冲击、推进剂晃动、发动机推力脉动、多星分离的不对称性、伺服系统动作及主发动机摇摆等加剧了振动环境条件,因此上面级结构的动力学问题将非常突出.应用有限元软件系统,对先进上面级结构动力学及静力学特性进行了预示.针对分析发现的局部模态现象和不合理的结构,进行了结构设计改进和结构布局优化,使得优化后的上面级的整体刚度有了明显改善.最后,根据优化结果,对上面级结构改进前后的动特性进行了对比分析.     

膏体推进剂等离子弧多次点火引弧器的设计

根据膏体推进剂火箭发动机等离子弧多次点火的设计要求,设计了一种脉冲宽度调制(Pulse Width Modulation,PWM)型引弧器.该引弧器采用单端反激式升压电路、功率型PWM推动,自动检测等离子点火器状态并调整相应的工作模式,实现引弧和稳弧双重功能.试验结果表明其引弧能力强,满足等离子点火器对高频引弧器引弧能力的高要求,达到了设计的最初目的.     

CZ—3运载火箭

本文简要地介绍了CZ—3运载火箭(CZ—3)的研制情况、结构及性能。CZ—3是我国第一次采用液氢和液氧作推进剂的火箭,由于液氢的温度极低而且易爆,所以火箭上采用了绝热结构,对低温密封和防爆也采取了相应的措施。CZ—3第三级是两次启动的火箭,除了其发动机本身要适应两次启动的要求之外,为了保证火箭在滑行段的姿态稳定和火箭的正常启动,箭上增加了滑行段的姿态控制和推进剂管理系统。     

变轨发动机大型高空模拟试验台

论述了我国变规发动机大型高空模拟试验台总体技术方案、试验系统组成及所采用的关键技术,并对变轨发动机高空热试验成功进行了技术总结.变轨发动机高空模拟试验台采用新型四级蒸气引射试验装置,合理配置了蒸气引射试验系统、液氮供给系统、高温蒸气系统、循环冷却水系统、推进剂供应系统、高空点火抽气系统、发动机参数测量系统、监控系统、推进剂废气吸收处理系统.应用高温蒸气引射、低温液氮冷凝、超音速扩压器、模拟燃气负载调试、分布式测控等关键技术,完成了大型高空模拟试车台的建设,取得变轨发动机高空模拟试验的成功.该试验台是我国目前最大的空间发动机高空模拟试验台,填补了我国大型高空模拟试验设施的空白,而且达到了国际上同类试验设备的先进水平.     

NASA低温推进剂长期在轨贮存与传输技术验证及启示

液氢/液氧低温推进剂被认为是目前进入空间及轨道转移最经济、效率最高的化学推进剂,但其沸点低,低温推进剂长期在轨蒸发量控制及贮箱压力控制等成为核心技术难题。结合国内外研究情况,分析了美国近年来低温推进剂长期在轨贮存与传输关键技术及地面试验,重点探讨了主动制冷技术、大面积冷屏技术及其他被动热控技术相结合的技术方案,给出了低温推进剂长期在轨贮存与传输技术的未来发展趋势。     

等离子体增强火炮发射性能的实验研究

在30mm电热化学发射装置上进行了输人电能、装填密度和火药种类影响发射性能的实验研究。实验结果表明：在等离子体脉冲的作用下．火药燃烧过程得到增强．燃气生成速率提高，导致较陡的起始压力上升曲线。在较大能量和脉宽的电脉冲作用下，在不增加最大膛压的情况下能有效地提高炮口初速。某些经过表面处理的火药可以在抑制最大膛压升高的同时保持等离子体对火药燃烧的电增强效应，提供了一种提高发射效率的有效途径。     

火箭发动机起动过程动力学研究

根据新一代液体火箭发动机特点,建立系统主要组件的动态数学模型。考虑推进剂的低温特性,对发动机的起动过程进行了仿真研究,计算方法采用龙格-库塔法。仿真结果表明数学模型合理,从而为判断系统能否稳定工作提供依据。同时也为发动机设计、改进和试验提供一定的指导意义。