H-Ⅱ火箭整流罩分离试验成功

日本宇宙开发事业团成功地进行了H-Ⅱ大型火箭最初试验型国产整流罩分离试验,从而对在1991年发射第一枚H-Ⅱ火箭更加充满了信心。在进行国产H-Ⅱ运载火箭研制过程中,整流罩也象第一级发动机和大型固体火箭助推器一样具有同样重要的地位。整流罩分离试验,包括这次试验在内,在1989年以前总共要进行四次。为此,承制单位——川崎重工业公司要建立一个专门的装配厂。在H-Ⅱ火箭以前日本使用的整流罩都是美国麦道公司生产的,宇宙开发事业团为从H-Ⅱ大     

H-Ⅱ火箭整流罩的热设计

为了进行 H-Ⅱ火箭整流罩的气动热设计,已通过各种验证试验建立了气动加热计算法和热模型。发射三个1/4缩尺比例的试验火箭(TR-1),以获取 H-Ⅱ火箭设计的飞行数据。为 H-Ⅱ火箭整流罩研制了轻重量的绝热体。绝热体的良好性能己通过研制试验和 TR-1飞行试验得以验证。通过确定整流罩各部分的绝热层厚度进行热设计,以便保证整流罩温度在极限温度内。使用全尺寸柱段试件于大真空室进行了热壳体运动试验,以评定由于热壳体运动产生的间隙损失。     

H-Ⅱ火箭1/2级分离机构子系统试验

H-Ⅱ火箭1/2级分离机构利用V型爆炸索将级间段结构直接切断。 H-Ⅱ火箭的1/2级分离机构采用六对分离螺栓和分离螺母,人们称之为多点结合方式。与此相对     

日本H-Ⅱ火箭自毁装置试验

火箭携带卫星上天,在飞行过程中,往往会出现异常造成事故。为了最大限度减少对地面造成灾害,火箭上安装有受地面控制的自毁装置。地面上设有无线指挥系统,必要时可以发出指令,使火箭终止飞行,它是靠火箭上的自毁装置来完成。通过自毁装置爆炸来中断火箭发动机推力,使火箭在空     

H-Ⅱ火箭的研制

H-Ⅱ火箭的研制计划在1985年就开始了,目前正在开展技术阶段的模样试验。H-Ⅱ火箭是为满足90年代宇航活动的需要而研制一种新型的一次性使用的运载火箭,它的地球同步轨道(GEO)运载能力为2吨。考虑到它的高性能和研制H-Ⅰ火箭第二级过程中所积累的低温推进系统的技术经验(H-Ⅰ火箭在1986年8月第1次发射成功),经过比较研究已为H-Ⅱ火箭第一级选定了装有分级燃烧循环单台主发动机(LE-7)的液氧/液氢推进系统。H-Ⅱ火箭第二级推进系统采用改进的H-Ⅰ火箭第二级(增加贮箱容量和提高发动机推力)。本文概述了H-Ⅱ火箭一、二级推进系统的研制情况和包括H-Ⅰ火箭第二级推进系统在研制中所遇到的技术问题。     

日本成功地进行H-2火箭第一级试验

日本宇宙开发事业团于2月20日成功地进行了首次H-2火箭第一级的静态试验。试验是在种子岛航天中心进行的,试验持续时间为10s。这次试验是把三菱公司的LE-7液氢-液氧发动机装在H-2火箭的第一级上,而火箭的上面级和两台固体助推器均为模型件。在这次试验之前,从去     

根据N-Ⅱ/H-Ⅰ火箭的飞行数据进行POGO分析

发射N-Ⅱ/H-Ⅰ火箭时已观测到3种纵向振动,主发动机熄火前(Pre-MECO)POGO1、Pre-MECO POGO2和MECO POGO,用POGO数学模型的奈奎斯特(Nyqist)图判定这些振动的稳定性。Pre-MECO POGO1和MECO POGO发生在装有蓄压器的液氧输送系统。前者的主要激振因素是由液氧泵振动产生的流量脉动,而后者是由液氧箱箱底压力引起的脉动。已激发的Pre-MECO POGO2在燃料吸入管的开路管道共振频率附近,还受燃料流量脉动的影响。与各POGO有关的频率、纵向结构振型和广义质量均由飞行数据确定。为了提供N-Ⅱ/H-Ⅰ火箭沿飞行时间的全部POGO特征,本文指出了POGO模型与这些飞行数据的关系。     

H-Ⅱ火箭的振动特性分析

介绍了H-Ⅱ火箭振动特性分析的目的、要求和方法。给出了振动模型简图和固有模态解析结果。     

H-Ⅱ火箭推迟一年发射

日本宇宙开发事业团1989年7月12日宣布,H-Ⅱ运载火箭发射时间向后推迟一年。在H-Ⅱ火箭开发研制过程中,组成该火箭主要系统的第一级发动机(LE-7)的液氧涡轮泵在进行试验时据说是涡轮叶片发生了破裂。其原因推测可能是涡轮叶片由于液力振动和共振产生疲劳引起的。由于它的改进,已经改变涡轮叶片形状的改     

继H-Ⅱ火箭-HOPE之后的运输系统

日本正在加紧研制用 H-Ⅱ火箭发射的天地往返运输机——HOPE。90年代日本将由 H-Ⅱ火箭和 HOPE 完成天地往返运输。为了降低成本,提高发射能力,以满足未来的需要,本文对 H-Ⅱ火箭的改型 A 方案、B 方案以及完全可重复使用型2级火箭方案作了介绍。     

日本用小型火箭验证H-Ⅱ开发技术

为了预先验证H-Ⅱ火箭的开发技术,日本制定了TR-1100小型运载火箭研制计划。这种小型运载火箭的形状与H-Ⅱ火箭相似,尺寸只是它的四分之一,是单级固体火箭。预计在1988年～1989年发射三次。TR-1100小型火箭直径1.1米、长13米、重12吨。象H-Ⅱ那样在火箭两侧捆绑有假助推器,在H-Ⅱ火箭相同飞行条件下进行整流罩和助推器分离试验,并研究箭体的稳定性能。     

日本为 H-Ⅱ火箭研制激光陀螺

日本宇宙开发事业团在航空宇宙技术研究所和日本航空电子工业公司配合下正在进行研制的环形激光陀螺。准备用于预定在1991年发射的 H-Ⅱ运载火箭捷联式惯导装置。这种陀螺性能好、精度高、回转速率检测范围宽。日本是从1978年开始研制激光陀螺的。1981年研制出第一台样机,重量3.1公斤,尺寸184×170×80毫米,三角形结构,光路长度33厘米。1983年     

H-Ⅱ火箭的发射场及试验设施——种子岛试验场和筑波航天中心

本文扼要地介绍了 H-Ⅰ和 H-Ⅱ火箭的发射情况及其发射设施。H-Ⅱ火箭的发射场具有先进完美的试验设备及世界先进水平的辅助设施。     

H-2火箭发射失败H-2A火箭首飞推迟

日本政府正在设法延长其 GMS- 5气象卫星的寿命 ,使其可工作到 2 0 0 0年年中以后 ,以补偿 1999年 11月 15日发射替补星失败所造成的损失。地面测控系统正在采取措施来节省 GMS- 5的燃料 ,以便使其工作寿命延长。GMS- 5气象卫星是 1995年 3月发射的 ,其设计寿命为 5年。11月 15日东京时间下午 4时 2 9分 ,H- 2火箭从种子岛航天发射中心起飞 ,约 4min后 ,第 1级发动机 L E- 7停止工作 ,火箭随即偏离预定轨道 ,7m in35 s后地面接收不到遥测信号 ,随即发出自毁指令 ,火箭及其所运载的航空管制和气象观测多功能卫星被毁 ,共损失掉约 2 .2 9…     

用H-Ⅱ火箭发射的HOPE航天飞机的研讨

1.前言宇宙开发事业团一直从事着有翼回收机的事例研究及热防护技术、回收制导技术等主要技术的研究。随着空间站计划和 H—Ⅱ运载火箭计划的实施,1985年度起,开始着手于天地往返运输系统的研讨。然后,从1987年度起,开始致力于用 H-Ⅱ火箭     

H-Ⅱ火箭LE-7发动机的排气流场

日本 H-Ⅱ火箭第一级发动机 LE-7的性能,是围绕其设计点以准一元流结构而估算出的。结果表明,气体动力特性接近于在该发动机中高燃烧压力下的平衡。同时还估算了排气流动图形,排气的性能和用于冷却排气的冷却水的流量。     

H-Ⅱ火箭主发动机LE-7的研制现状

1985年已经完成了命名为LE-5的中型的低温发动机并交付首次飞行试验,同时,用于日本宇宙开发事业团H-Ⅱ新型运载火箭的L-一7大型低温发动机已开始研制方案论证。H-Ⅱ运载火箭将是日本跨入二十一世纪航天活动的重要的一步。本文介绍LE-7发动机系统及其组合件的设计方案,并介绍最近研制试验的主要结果。     

大型整流罩地面试验分离过程负压特性研究

有效载荷整流罩的分离设计是中国新一代大型运载火箭长征五号研制过程中的关键技术.对整流罩地面分离试验中负压特性对分离过程的影响进行了研究,建立了对于主要影响因素进行分析的简化模型,并基于AMESim平台开展了趋势研究.同时,结合中国新一代大型运载火箭长征五号整流罩试验结果,采用基于Flow3D平台的CFD方法对分离过程中负压特性进行了仿真,结果与试验趋于一致.