液氧/液氢推进系统的研制

日本液氧/液氢推进系统(打算用于未来日本运载火箭H-1的第二级)的研制计划,目前正由日本有关火箭技术的三家有代表性的机构,即:宇宙开发事业团,航空宇宙技术研究所和东京大学宇宙航空研究所合作执行。宇宙航空研究所从1975年便开始按照自己的计划进行液氧/液氢推进系统研制性的研究工作,到1980年,七吨级推力的发动机各主要组合件的研制性试验已接近完成。该发动机的推力室为管束式结构,其额定设计性能为:真空推力7000公斤,真空比推力433秒。燃气发生器为侧向出口逆流型式,它由球形燃烧室,12个同轴式喷嘴的喷注器和一个起动活门组成。涡轮泵的结构设计是非常特殊的,它在过去的火箭发动机上从来未曾研制过。液氧泵和液氢泵分别安装在各自的终端,而涡轮装在涡轮泵装置的中央,两台泵各自装在互不相连的两根轴上,因为两个涡轮转子之间没有导向叶片(静子),所以两个转子彼此按相反的方向旋转。固体推进剂燃气发生器用作涡轮的起动器。1980年6月,发动机系统与这些组合件一起组装并进行了试验。宇宙航空研究所在管束式推力室研制的同时,还正在研制沟槽式推力室,此种推力室准备用于未来的高性能发动机,沟槽式推力室的制造采用了扩散焊接工艺。本文介绍了由宇宙航空研究所进行的液氧/液氢推进系统方面的研制现状。     

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。     

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     

LE-5火箭发动机液氧和液氢涡轮泵的研制

宇宙开发事业团从1981年开始研制H-1火箭,这是日本未来的运载火箭。它的第二级采用10吨推力(真空)的液氧和液氢泵压推进系统,该推进系统有一燃气发生器循环的发动机(LE-5)。1977年以来,宇宙开发事业团和航空宇宙技术研究所已经在研制LOX和LH_2涡轮泵系统(双轴串联涡轮)。在1980年成功地完成了涡轮泵系统的全功率闭式回路试验。本文将介绍涡轮泵系统研制方面的进展。     

航天飞机主发动机涡轮泵设计与研制

本文介绍了强加在航天飞机主发动机四个涡轮泵上的特有的限制条件。列出了工作要求,同时讨论了为满足发动机系统要求的性能而开展的机械和流体动力特性的试验研究。所讨论的四个涡轮泵是:低压氧化剂涡轮泵、高压氧化剂涡轮泵、低压燃料涡轮泵和高压燃料涡轮泵。提出了用试验来说明满足要求的进展情况。这些包括低压涡轮泵诱导轮模型的汽蚀比转速超过50000的水试试验结果。提出和讨论了由低压氧化剂涡轮泵所带动的液力涡轮的试验结果。并提出和讨论了在涡轮泵组件的模型和样机试验阶段所观测到的性能和问题。     

航天运输用高超音速吸气式推进系统

简述了先进航天运输系统用高超音速吸气式推进系统,对研究的每一种推进系统,都给出了它们的构型、循环图及简短的应用评估.为提高说明效果,将推进系统分为4大类:涡轮冲压发动机、涡轮火箭发动机,火箭冲压发动机和涡轮冲压火箭发动机。基于其循环图和工作特性,试图找到适用于单级入轨和两级入轨航天运输系统的最好的发动机.     

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。     

航天飞机主发动机高压涡轮泵工作寿命的改进

当前航天飞机主发动机第一阶段发动机已经验证在高达104％额定功率下具有极好的飞行性能。早期在109％额定功率下作的鉴定试验表明,高压涡轮泵的工作寿命受到一定限制。第二阶段发动机研制计划自1983年以来一直在进行着,旨在提高工作寿命并提供附加余量。本文中介绍了航天飞机主发动机第一阶段发动机的研制历史和第二阶段发动机的设计和结果,以及高压涡轮泵工作寿命极限及其需大量维护的关键部件的验证情况,并概述了第二阶段发动机的设计改进、基本分析和试验结果。此外,在本文中还讨论了正式的鉴定试验计划。高压燃料涡轮泵已作了改进,以便减低涡轮工作温度,延长一、二级涡轮叶片的工作寿命并减小金属板维护工作量。高压氧化剂涡轮泵也作了改进,以便改进轴承工作寿命并消除次同步旋转问題。对于这些改进以及为了快速评估其优点而设计和使用的专用仪表都作了详细讨论。     

高压多级氢泵的优化与试验

高压小通径多级氢泵是新一代大型运载火箭上面级液氧/液氢膨胀循环发动机氢涡轮泵的重要组成部分,其功能是将来自储箱的低压液氢增压到系统要求的压力.膨胀循环发动机中氢泵性能的高低对发动机性能影响很大,氢泵必须既有很高的出口压力又兼有较高的效率,否则发动机将无法正常工作.对氢泵流道行了数值仿真计算,提出了优化方案,并进行了多次水力试验验证.试验结果表明,计算与优化的结果是正确的,氢泵的性能指标达到了设计要求.     

液氢液氧火箭发动机的研究——日本宇宙科学研究所7吨发动机的试制

本文介绍日本宇宙科学研究所研制的7吨真空推力的氢氧发动机推进系统的特点。该发动机于1971年开始预研,自1975年进入全尺寸的研制。发动机部件(燃烧室、涡轮泵、燃气发生器、涡轮转子)的各种研究性试验已由宇宙科学研究所能代试验中心做过了。 1981年9月至12月进行了包括推力室、涡轮泵、燃气发生器以及推进剂箱在内的单元综合试验,试验结果良好。本报告简要论述7顿氢氧发动机的主要性能及其特点。     

用于上面级的小型低温推进装置

对未来 H-1运载火箭第三级采用低温推进系统进行了可行性研究。虽然LO_2/LH_2的第三级质量比率比现在的固体推进剂第三级小,但比推力提高50%的结果能使非常有意义的有效载荷提高。推荐的两个新推进系统的基本结构方案是:一个挤压式供给系统和二个泵式供给系统。第一个挤压式系统能在441s 比推力时提供700kg 的推力,且具有再起动能力。第二个泵式输送系统根据膨胀循环原理工作。小型涡轮泵有90000r/min 的轴转速,供给在比推力为471s 时能产生1t 推力的推力室所用推进剂。提出的第三个系统仍然是一个泵式供给系统方案,它采用独特的膨胀排放循环,且在比推力为470s 和涡轮泵转速为80000r/min 时能产生1t 的推力。发动机试验结果预示了各个推进系统方案性能的可行性。     

航天飞机主发动机高压氧化剂泵转子动态分析

本文介绍了航天飞机主发动机高压氧化剂涡轮泵转子的动态分析。使用模态合成法计算泵与发动机结构的复杂偶合。分析中包括了影响转子稳定性的交叉偶合因素。分析结果表明:轴承间隙较小而且涡轮的级间密封平滑会使轴承寿命较长,而且还能改善稳定性。后来具有这样的设计性能的试验证实了这一点。     

H-Ⅱ运载火箭将采用新型涡轮泵

日本国家空间发展事业团已宣布,H—Ⅱ运载火箭的LE-7发动机的设计细节有所改变。LE-7是一种两级燃烧循环发动机,在试验期间由于涡轮泵不能有效地正确混合液氧和液氢而发生了一些燃烧问题。这一次设计的涡轮泵将具有加固涡轮叶片。原先涡轮泵用的叶片在高温和拉伸应力下会发生破裂。现今采用的空心叶片将被由两个支柱支承的、由实心镍合金或空心镍合金制成的部件所替换。     

涡轮泵检漏试验用真空室密封结构研究

论述了某型号液体火箭发动机涡轮泵高压低温静密封检漏试验用真空室密封结构的设计问题.对真空室密封进行了密封结构和密封元件的研制,对密封结构加工精度进行研制和试验研究,掌握了大直径超低温超高真空密封设计和制造方法.试验研究结果证明了其结构设计的合理性.     

用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧、液氢涡轮泵

本文叙述用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧和液氢涡轮泵的设计、制造和试验工作。为应用于膨胀循环的火箭发动机,涡轮泵是单轴型的。涡轮泵的研制工作已于1981年开始,到1983年3月就圆满结束。     

航天飞机主发动机涡轮泵的设计

本文提出了航天飞机主发动机涡轮泵的特殊限制条件。列出了涡轮泵的工作要求并讨论了为满足施以限制条件的发动机系统的性能要求而形成的机械和流体动力的设计特点。     

整体模块发动机技术研究

整体模块发动机（ＩＭＥ）系统是一种与传统多发动机系统不同的推进系统，它使用共用集流管将所有涡轮泵组件和推力室组件连接在一起，具有允许件发生故障（而不是允许发动机发生故障）的能力，ＩＭＥ系统可以潜在提高可靠性，改善操作性，提高性能以降低成本，主要对整体模块发动机技术的应用及效益进行了分析和探讨，并对ＩＭＥ系统与传统多发动机系统进行了分析与比较。     

H-Ⅱ运载火箭第一次发射推迟

H-Ⅱ运载火箭原计划在1992年首次发射,因其第一级LE-7发动机研制中遇到了一些问题,不得不推迟到1993年进行。发动机主要技术问题是在起动/关机程序和燃料涡轮泵上。由于燃料涡轮泵没有达到足够高的转速,从而使氧/氢混合比高达0.3/1.0,产生1000℃以上高温气体。导致涡轮泵的部件和管道被熔化。发生故障的那台发动机已运回到种子岛空间中心。这台发动机换下了失效部件又重新进行点火试验。这种发动机点火试验将一直进行到1992年底。     

日本加速高超音速研究

据日本超音速/高超音速运输推进系统工程研究协会负责人透露,日本将于1993年开始试验高超音速冲压/涡轮混合喷气实验推进系统。对发动机性能和部件设计作出评价后,协会计划对以实验为基础生产的缩比发动机进行高空性能模拟试验。 1989年,在通商产业省下属的工业科学技术厅的倡导下,已经开始对研究混合式高超音速推进系统的必要性进行了论证。     

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。