半人马座上面级推进剂蓄留系统

本文评估了使用毛细管推进剂蓄留系统代替半人马座 D-1S 过氧化氢推进剂沉底系统的客观要求。对所有候选方案进行了全面的筛选,最后选出了最佳的毛细管推进剂蓄留系统、热调节系统和制造工艺。为了进行详细设计、又选用了可再充填的起动篮和旁通供应起动箱。分析的关键部分是沉底和再充填,用初始为干的增压泵的起动程序,以及为了提供必要的净正抽吸压头冷却输入到增压泵的液体。文中还提供了液氢箱和液氧箱用的起动篮和起动箱的设计草图。各种候选系统进行比较后表明,采用虹吸液流方法进行热调节和用过冷冷却方法提供增压泵的净正抽吸压头的起动箱设计是未来半人马座上面级推进剂蓄留系统最理想的方案。     

液氢用高速接触式机械密封的密封特性研究

一、序论液氢液氧火箭发动机的突出优点是推进剂单位质量具有相当大的推力。但是,研制这种发动机必须解决包括超低温因素在内的各种问题。涡轮泵是减轻推进剂贮箱重量的必要部件,它由输送推进剂的泵和驱动该泵的燃气涡轮     

第四章 第三级-H8

4.1 概述 H8级是阿里安运载火箭的第三级,该级的外形见图4-1,H表示液氢,8表示8吨,也就是说,H8级表示该级使用的推进剂为液氢与液氧,推进剂的重量为8吨。液氧液氢属于高能低温推进剂,阿里安运载火箭的第三级采用这种推进剂的目的,就是利用它的高能特性来提高该火箭的运     

简讯

再谈阿里安3发射失败失败原因业已肯定,阿里安3发射失败,主要原因是第三级发动机的液氢加注活门泄漏。阿里安3第三级液氢推进剂供给系统有两个活门:一个在氢贮箱的出口处,另一个是发动机的加注活门, 发射程序要求在第一级工作时就应打开液氢贮箱出口处的活门。以便预冷贮箱和活门之间的供给     

液氢的输送

液氢输送问题的讨论分二个课题:一是常温容器加注液氢的冷却特性,二是输送方式。一、常程容器加注液氢的冷却特性概论当液氢进入常温管路时会形成一个液相前锋区。进入管路的液氢被沸腾汽化形成气体的反压滞止以前,会向前流动一个相当长的距离。由于输送初始阶段液氢剧烈汽化和压力波动,致使液氢大面积湿润输送管壁,此时形成的氢气总量通常会超出管路的排放能力,从而会导致液氢倒流。在初始压力波动和液体倒流之后,会接着产生下一个较小数量级的压力波动和液体倒流,波动会逐渐减小直到出现稳定的流动。压力波动的频率F可用下式估算:     

半人马座级推进剂利用系统液量差额电桥

推进剂利用系统控制推进剂流量以减少推进剂剩余量(发动机关机时贮箱中剩余的液氧和液氢量)。半人马座级推进剂利用系统的液量差额电桥用来比较液氧和液氢的液量,使得系统能够修正两者的混合此偏差。本文对液量差额电桥进行了分析,以确定电桥的灵敏度,影响电桥平衡的因素和遥测电路故障对电桥的影响。分析结果表明: (1)电桥的输出灵敏度符合规定要求。 (2)规定的参数偏差对电桥的平衡没有大的影响。 (3)除主要电桥出故障外,遥测电路故障对电桥平衡也没有大的影响。电桥的设计是合理的,但由于给液量读出电路供电的400赫电源出故障而影响主电桥的情况除外。     

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     

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。     

管路振动试验的低温防护

长征7号、长征5号运载火箭采用煤油/液氧、液氢/液氧等清洁能源作为推进剂,在环境保护、推力水平等方面得到长足的进步,对新型燃料火箭的发展提出了低温管路振动试验的需求。为了液氧/液氢温区管路振动试验的实现,需要对振动设备进行低温防护。从隔热装置、连接装置、防护装置3个方面对常温振动设备进行改进,满足管路低温振动试验的要求。采用低温防护措施后,完成了上百根低温管路的振动试验,为型号研制做出巨大贡献。振动系统的低温防护方法的成功经验可以为其它型号试验提供参考。     

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。     

用状态空间分析法预测推进剂贮箱压力随时间的变化

本文介绍以落压方式工作的推进剂供应系统的时间响应分析。供应系统是用在星际宇宙飞船上的泵压输送推进系统的组成部分,因此,供应系统必须能提供足以防止推进剂泵产生汽蚀的压力。系统包括贮箱、液体推进剂、增压气体-推进剂蒸汽混合物以及分隔液相-汽相的膜层,用质量和能量守恒原理进行分析。作为一个初始值问题对热力学状态变量的共轭非线性常微分方程组进行积分,求得总压、推进剂蒸汽压、推进剂液体温度、膜层温度、推进剂蒸汽/增压气体温度、推进剂蒸汽的质量以及推进剂液体的质量随时间的变化,从而推算出泵的有效净正抽吸压头(NPSH),以确定用落压方式工作的泵压输送系统原理的可行性。     

阿里安运载火箭第三级发动机系统

1.引言欧洲运载火箭“阿里安”第三级亦称H8(图1),其主要特点是采用液氢/液氧高能推进剂。这种低温推进剂对提高整个运载火箭的有效载荷能力影响很大。为了得到最大的效率,新型发动机系统的研究人员要尽量采用先进工艺;同时,为了降低成本,在研制过程中要避免冒太大的风险。     

可快速连接和分离的流体输送系统连接器

本发明是关于流体输送系统,特别是运载火箭低温推进剂加注系统用的快速分离脱落连接器。众所周知,当今大多数运载火箭都采用液体推进剂火箭发动机作为动力。大多数液体推进剂的使用、处理和贮存都比较麻烦而且不安全。为大量输送和使用液体推进剂,提出了不少研究课题,这些课题以往是未曾研究过的或则是考虑得不多的。例如最迫切的问题之一是     

氢氧发动机试验台低温系统设计与试验研究

主要对低温推进剂发动机试验台的液氢系统常见技术故障技术了分析和总结，着重从低温系统设计正确性、试验工艺合理性，试验技术安全性以及节约试验经费等几个方面进行探讨与研究。     

液体火箭用氢/氧泵诱导轮的抽吸性能

为了减小贮箱压力,要求火箭发动机的涡轮泵能够在低贮箱压力下工作。为此,涡轮泵通常在主叶轮前带有一个诱导轮。因此正确地预测诱导轮汽蚀性能很重要。迄今对在超低温推进剂,诸如液氢、液氧等中工作的诱导轮净正抽吸压头(NPSH)的预测做了不少研究,然而对不同超低温推进剂和不同尺寸诱导轮之间NPSH的预测方面的研究却很少。本文主要涉及这个问题。二个不同的诱导轮,一个用于液氢,另一个用于液氧,用液氮作工质进行试验,第三个诱导轮在不同的转速、流量系数和温度用液氢作工质进行试验。这三个诱导轮的NPSH都是在不同的流量系数下测定的。本文对液氢和液氮的汽蚀热力效应进行了比较,在液氢试验中所得的NPSH测量值和通过液氮试验所得数据所预测的值相当一致。     

两相流液氢泵诱导轮

引言两相氢是一种液氢和气氢的混合物。由于未来的航天系统提出了在贮箱不增压情况下使用饱和推进剂和在失重状态下多次起动的性能要求,对泵的发展提出了能在这些条件下泵压两相氢的要求。     

颇有希望的超低温密封材料

前言航天飞机携带有多至500000公斤的液氧和100000公斤的液氢推进剂,因而用于这一主推进剂系统的密封件必须保证在超低温长期使用情况下有较高的可靠性。对于始终可靠运转的主要威协并不在于超低温使用本身,而是在于每一次飞行中所碰到的325K温度的变化。而且在航天飞机整个设计寿命(十年飞行一百次)期间,都必须保持这一可靠性。     

土星I(SA-7)运载火箭液氢加注系统

本文根据 NASA N65-18116土星Ⅰ(SA-1)运载火箭及发射设备功能说明书(液氢系统)编写,阐述了液氢加注系统的组成及工作程序,同时也介绍了箭上与液氢加注系统有关部分的功能。     

LE/7HL液氧/甲烷发动机研究

本文讨论了把 H-Ⅱ运载火箭一级的 LE-7液氧/液氢发动机的推进剂改为液氧/烃的问题。文章从满足工作条件和可靠性要求出发,对 LE-7只作一些改动,即可用甲烷代替液氢作燃料,从而大幅度降低成本。     

一种简单的预包装贮箱——介绍AQM-37A靶弹的推进剂输送系统

一、引言AQM-37A 是美国比奇公司研制和生产的超音速靶弹,目前仍在服役。它的主要组成部分——推进剂输送系统设计比较先进,采用了挤压式的推进剂输送系统和予包装贮箱。本文着重介绍这方面的结构措施和有关计算方面的问题。