在大力神/半人马座(TC-2)任务扩大的飞行中半人马座失重滑行与发动机再起动的验证

半人马座失重滑行段所要求的推进剂管理和热控技术在大力神/半人马座(TC-2)飞行中于飞行器分离后的延续任务飞行期间验证获得了成功。作为验证工作中的一部分,发动机进行了两次成功地起动。第一次起动是在1小时失重滑行后进行的,第二次是在3小时失重滑行后进行的。半人马座的各个系统工作良好,失重滑行的设计参数得到了验证,没有发生重大的故障。飞行的结果表明,失重滑行期间观察到的推进剂位置和特性,推进剂加热,以及贮箱压力升高的速率没有预计的那么严重。所以,大部分推进剂留在箱底,推进剂聚集时间很短,在贮箱需要放气之前,可能已经滑行了7个多小时。贮箱的压力在发动机起动之前为增压泵提供的净正吸程大于所需要的数值。液氧箱是用新式的气束法予以增压的,这种方法大大地减少了氦气的用量。     

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。     

半人马座上面级的推进剂利用系统

序言对于采用双组元液体推进剂的火箭上面级,人们希望它在动力飞行结束时贮箱中剩余的推进剂量最少,这样可以减轻火箭停火点的重量,最大限度地利用所携带的推进剂的能量,提高火箭的运载能力。半人马座级第六次(AC-6)飞行试验,即第一次采用推进剂利用系统所做的试验结果表明,精确地监视和控制推进剂的消耗量,可以使火箭多运载100公斤的有效载荷。     

热量控制对液氢液氧火箭发动机及运载火箭的影响

低温推进系统要遇到地面试验、第一次燃烧和轨道滑行后再次起动等多种发动机的起动环境。这些工作方式要求发动机与级必须良好的协调配合,尤其是对推进剂输送系统及发动机各分系统的热量控制。影响推进剂输送系统工作条件的范围极广泛,括括静态试验,第一次点火及轨道再次起动时的各种热负荷和加速度力等。为了保证泵的净正吸程和维持涡轮泵的热量控制,目前使用一种在发动机起动以前,就使推进剂通过输送系统的方法来实现热量控制。由此所带来的设计及工作准则就与级和运载火箭紧密相关了,例如:包括辅助推进以及象推进剂贮箱在推进泄放中使推进剂下沉的方法。对发动机的热敏感部件要采取环境控制,环境保护或专门的程序,以保证发动机的多次起动性能。一个例子是,为避免泵在快速瞬态起动时失速,对推力室要进行预冷。今后发动机的发展方向是趋向于扩大系统的适应性。也就是在没有专门的预起动调节的情况下,就能适应广泛多变的环境。     

美国空军计划在1995年内发射五发大力神4火箭

美国空军计划在１９９５年内发射五发大力神４火箭美国空军计划在１９９５年内发时五发大力神４火箭，运载其军用秘密载荷。首次发射定于４月１１日在卡纳维拉尔角进行，这次发射时将采用半人马座上面级来把秘密载荷送入轨道。在其余四次发射中，有三次也将采用半人马座上...     

低温末级滑行过程中贮箱压力仿真分析和控制

根据长征八号（CZ-8）火箭二级浅箱起动飞行任务剖面的新特点,需要准确预示并控制在微重力、大气枕容积条件下低温贮箱内的压力变化规律。通过建立箭体姿态控制和低温两相流体力热耦合的贮箱压力仿真计算模型,对滑行过程中低温贮箱内推进剂晃动、气液之间的换热和蒸发冷凝过程进行仿真分析,获取了准确的氢箱气枕压力变化规律。同时提出了滑行段低温贮箱压力多专业协同耦合设计和控制方法,支撑了浅箱二次起动任务的顺利实施,并在飞行试验中得到了验证。     

H-Ⅱ运载火箭第二级推进系统的研制

日本宇宙开发事业团已开始研制 H-Ⅱ运载火箭。H-Ⅱ的第二级推进系统将通过改进 H-I 的第二级而研制成功。现正在考虑该级采用 LE-5发动机改进型。这种改进型将采用喷管膨胀排放循环工作方式,推力达12吨,有用推进剂重量可增加到14吨。热动力分析表明了非排放滑行的可行性。这对于地球同步轨道卫星发射任务特别有利。发动机的研制试验厚壁贮箱点火试验和飞行型贮箱点火试验将陆续进行,但其试验规模都要比 H-I 中 LE-5的小。     

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.     

八十年代的半人马座级

半人马座级是当今世界上唯一应用的高能上面级,它是美国用来发射太阳系探测器,大型地球同步通信卫星和远空间观测器的主要上面级。半人马座级目前多与宇宙神下面级配合使用,也与较大的大力神助推器一起使用。美国航宇局最近决定把半人马座级与航天飞机结合起来,用以承担未来的对太阳系的观测任务。本文介绍了半人马座计划的现况,这包括:火箭的特性,计划的性能改进和发射日程安排。此外还介绍了半人马座级与航天飞机配合要做的改进和改进后的能力。     

《国外导弹技术》1981年总目录

总体设计大力神/半人马座(TC一2)任务扩大的飞行中半人马座失重滑行与发动机再起动的 验证日本的N一l火箭发射和上升期间的气动和火箭排气加热准则美国运载火箭历次发射失败的调查大攻角细长体的空气动力学液体火箭发动机4POGO数学模型的探讨弹道式再入体滚速异常及控制(1)(3)(4)(5)(6)(6)(8)一82一美国弹道导弹核加固研究概况及研制体制阿里安3运载火箭计划对火箭发动机启动时有时观测到的侧向力的研究(9)(12)(12)推进装置带铅和铅合金镀层保持架的内径40毫米滚珠轴承在液氢中以120万DN值运转的特一性,(1)液氧冷却燃烧室技术的发展’-…     

大力神-半人马座运载火箭近况

大力神族运载火箭是在大力神Ⅱ洲际导弹基础上发展起来的各种改型。主要有大力神Ⅱ(LV-4)、大力神3A、大力神3B-阿金纳、大力神3C、大力神3D和大力神3E-半人马座等。大力神3E-半人马座是由大力神3D加上半人马座上面级而成,见示意图。     

法国航天局研究把阿里安5用于登月飞行

今年初美国通用动力公司提出了一项登月飞行任务的建议之后,法国航天局便开始评估改进型阿里安5用于该项任务的可行性。通用动力公司的方案建议采用加大了推力的大力神4或阿里安5把半人马座级送入轨道。     

双组元液体火箭GTO运载能力评估方法

为了准确计算双组元液体推进剂运载火箭运载能力评估方法中的剩余可用推进剂折算系数,基于某运载火箭发射地球静止同步转移轨道（GTO）飞行任务,推导了末级剩余可用推进剂与运载能力对应关系,提出简化计算公式,并基于实际弹道计算程序对结果进行了数学仿真验证。结果表明：本文方法能有有效评估发射地球静止同步转移轨道飞行任务的剩余推进剂运载能力折算系数,该方法对于提升火箭运载能力评估的效率和准确性具有重要意义。     

商用大力神运载火箭的过渡级

马丁·玛丽埃塔公司的商用大力神Ⅲ号运载火箭的现有能力,能将14346kg的有效载荷送入近地轨道。然而,许多火箭用户的最终目标可能是地球同步轨道状态。为了从近地轨道转入地球同步轨道,卫星上必须安装近地点和远地点发动机。近地点发动机将卫星由近地轨道转入地球同步转移轨道,远地点发动机又进一步将卫星从地球同步转移轨道送入35805km高度的圆形地球同步轨道。为了提高马丁·玛丽埃塔公司商用大力神Ⅲ号的多用性,过渡上面级正作为运载火箭的追加任务加以研制。商用大力神Ⅲ号加上上面级后,便能把总质量4313kg的两颗卫星直接送入地球同步转移轨道,这样就不需在卫星上安装近地点发动机。本文主要介绍过渡级的研制过程、现有状况、在商用大力神Ⅲ号上的应用以及今后性能的提高。     

半人马座运载火箭交流电源的关键电气特性

半人马座运载火箭采用固态换流器为制导系统、自动驾驶仪和推进剂利用系统提供高质量的三相交流电源。(半人马座是一种高能、低温燃料的第二级火箭)。本文叙述了通过各种试验对这种换流器的设计性能进行的评价。试验计划主要包括换流器处在极端工作条件时对其内部各个部件进行的测量。本文列出了有关电气和热设计方面的详细数据。特别注意了瞬变敏感性和电源阻抗变化的影响。给出了各种重要波形,研究了它们的内在关系。分析了试验中出现的各种故障和系统的主要弱点,并对设计提出了改进意见。在重新设计换流器时考虑了这些改进意见,并通过试验验证。在以后的飞行试验中,证明这种换流器性能良好。它为宇宙神-半人马座运载火箭14次飞行任务提供了高质量的400赫、三相交流电源。     

第一枚大力神4运往卡角发射场

马丁·玛丽埃塔公司第一枚大力神4运载火箭在1月12日到达卡纳维拉尔角发射场。美空军在1月14日正式接受交货。决定在今年底用来发射机密有效载荷。航天飞机飞行时,空军原来订购了10枚大力神4,但挑战者号失事后.订购数目增加到23枚。空军还打算再订购25枚大力神4。但还未和马丁·玛丽埃塔公司签订合同。大力神4是大力神34D 的增强型,大力神34D仅剩下3枚。大力神4加长了第一、二级和七节固体火箭助推器,它采用液体推进剂的半人马座上面级或固体推进剂的惯性上面级。     

宇宙神2运载火箭发射成功

通用动力公司的第一极宇宙神2运载火箭于1991年12月7日从卡纳维拉尔角发射场的36B发射台上发射成功,它把Eutelsat 2F3卫星送入同步转移轨道。该卫星已进入同步轨道将继续向它的工作位置东径16度上空飘移。宇宙神2(宇宙神半人马座102)运载火箭的首次飞行成功,对于通用动力公司来说是一次很大的鼓励,因为在这之前,宇宙神1运载火箭于4月18日进行第二次商务发射时因四次起动未成而失败。     

液体火箭液位传感器关机系统

为大力神Ⅲ研制的液位传感器关机系统,也可用于其他的液体推进剂火箭。这种系统可以给产生关机指令的制导装置带来很大的性能增益;而且还可以消除那种因推进剂耗尽产生的严重而难以预测的动态载荷。该系统在每个贮箱里装有三个液位传感器,其所在高度相同,间隔相等。传感器的暴露信号分别发出,然后进行多数表决,在弹内还留有足够推进剂的情况下,指令发动机关机。本文描叙了限定与调节系统不定因素的要求及所作的分析。讨论了系统的可靠性并鉴定了各种应用都要考虑的一些因素。一种全尺寸模型试验计划增加了采用这种系统的信心并且为最后分析定时提供了数据。系统尽可能地采用了经飞行验证的元件。但是也为系统研究设计了一种“多数表决时延元件”。整个实验计划要18个月完成。不久就可供飞行使用。     

阿里安4液体助推器和第一级推进系统

从阿里安3到阿里安4,对第一级运载火箭进行了一些改进,使同步转移轨道有效载荷的运载能力从2900公斤增加到4300公斤。加长了一级贮箱,使推进剂加注量由148公顿增加到220公顿。四个加注36公顿推进剂的液体助推器并联捆绑在一级火箭周围。每个助推器都装有一台推力为670千牛顿的维金发动机。为了缩短研制周期并于1985年底以前进行首次飞行试验,新液体助推器的设计尽量采用了阿里安1的成功经验。