半人马座D-1T推进系统和推进剂系统

半人马座D-1T是与大力神Ⅲ助推火箭组合的半人马座高能上面级的改进型。对半人马座进行修改的目的是为了提高对任务的适应性和可靠性,和提供三次起动的同步轨道能力。加在它外壁上的防辐射层能明显地减轻向液氢箱中的热传导。这种防辐射层,与新研制的由计算机控制的推进剂箱排气和增压系统相配合,在轨道滑行期间可以采用经过改进的推进剂管理技术。不要对推进系统和推进剂系统做多少改变,就可以使它们适应于同步轨道任务的要求。为了提高系统的可靠性,减少单点故障的数量,各个系统普遍采用了复份技术。 1974年初将进行验证性飞行试验来验证大力神/半人马座执行任务的能力。此外,为了验证半人马座长期轨道滑行能力和完成三次起动的同步轨道任务,将要进行一系列推进剂管理试验。     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

半人马座标准罩高空热拋掷试验

在直径为100英尺、压强为20乇(0.39磅/英寸~2)的真空容器里,完成了三次半人马座标准整流罩(以下简称标准罩——译者注)的高空抛掷试验。该真空容器是刘易斯研究中心普卢姆·布鲁克站空间动力研究设备的一部分。这些抛掷试验是在太阳神和海盗任务的准备阶段、在新的标准罩系统上完成的一系列鉴定飞行试验中的一部分。前两次抛掷试验模拟了爬高状态气动加热的温度变化,第三次试验是在一定高度压力和常温条件下进行的,常温试验的目的是为了提供基本数据。利用这些数据可分别考虑影响抛掷特性的力学的和温度的因素。上述的三次试验都是成功的,获得了温度、应力、结构挠度的数据。这些数据检验了标准罩承包者(洛克希德导弹空间公司)所预示的标准罩飞行环境条件和抛掷特性。同时,也获得了标准罩与有效载荷之间在抛掷之前和抛掷期间的临界间隙损失的数据。爆炸索分离系统在最高飞行温度状态下,证明是有效的。     

阿里安运载火箭第一、二级贮箱液位测量用的超声液位计

火箭飞行期间,对双组元液体火箭发动机推进剂贮箱的液位测量是一个重要参数,尤其是在为了确定瞬间推进剂混合比而随时对它进行控制时更为重要。可达此目标的手段之一是采用超声方法。这种方法在于测量由位于贮箱底部的探头发出并从液体表面反射回来的超声波的传播时间。法国航空空间研究院验证了在偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N_2O_4)中最大液位高度三米范围内这种测量方法的可行性。法国空间研究中心决定将此技术用于阿里安运载火箭第一、二级贮箱的液位测量。采用法国克鲁泽公司研制的飞行型液位测量装置,从实验室实验和级鉴定性热试期间所获得的试验结果验证了这种测量方法的有效性,达到的精度也满足技术要求。     

J-2氢泵零贮箱净正吸程工作的实验研究

在马歇尔空间飞行中心的J-2涡轮泵试验台上进行了一系列J-2发动机的氢泵试验。试验目的是验证该泵在零贮箱净正吸程条件下起动和工作的可行性。试验台用燃气发生器作驱动泵的动力,贮箱和泵入口之间使用了S-ⅣB级的燃料输送系统。泵在零贮箱净正吸程下工作就是要求它能够在其入口处为两相流的条件下工作。这是由吸入系统的管路损失和速度头使压力从贮箱出口处的饱和状态下降到泵入口处的两相范围的状态。为了验证泵的两相工作能力,在几种不同的泵流量和泵转速,以及几种不同的氢容积温度下进行了泵的汽蚀和起动瞬态试验。本文发表的汽蚀数据,是在几种泵的工作状态和氢容积温度下,用泵的压升与蒸汽容积含量之间的关系表示的。本文还将起动瞬态数据与泵的常规起动数据和J-2发动机的常规起动数据进行了比较。液体推进剂火箭发动机在零贮箱净正吸程下的起动和工作能力,对要求进行多次发动机起动的空间飞行器来说,是最理想的一种特性。具有这种能力,飞行器上就可以不用再增压系统,而且还能把起动前推进剂的调节要求减少到最低限度。该涡轮泵试验计划已经证明,零贮箱净正吸程的工作方式对液氢来说是可行的。     

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’-…     

航天飞机型半人马座承包合同

通用动力公司康维尔分公司已接受价值为2.352亿美元承包合同,来改进半人马座运载火箭,以便用它作为航天飞机的上面级。现在已经考虑了两种改型:为航宇局研制的半人马座G-Prime和为国防部研制的半人马座G。这是根据1982年在国会指导下航宇局和国防部签订协议后采取的一个重大步骤。     

航天飞机用的几种半人马座结构

通用动力公司康维尔分公司近十多年来一直从事在航天飞机轨道器里组装半人马座上面级的研究工作。在此期间,政府和公司已投入0.2亿美元研究基金。为了把半人马座安装到航天飞机上,需要对半人马座作两方面改进:一是使半人马座满足航天飞机的界面适应性和任务要求;二是安全问题。为了     

膨胀循环发动机低温起动特性研究

某氢氧发动机采用闭式膨胀循环,并采取箱压自身起动方式,最初的起动能源是经过结构尤其是以推力室冷却夹套为主的金属热容加温后的气氢,在贮箱压力确定的情况下,结构温度影响发动机起动特性,温度越低,起动能量越小,进而影响发动机起动可靠性.对发动机起动瞬态特性与推力室结构温度的关联性进行仿真分析与试验验证,获得膨胀循环发动机低温起动特性.     

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。     

宇宙神/半人马座在雷雨天发射失败

1987年3月26日,美国用宇宙神/半人马座运载火箭发射一颗军用通信卫星时由于雷雨天气火箭飞行异常发射后51秒钟安全指令给出信号火箭自毁。火箭在穿过云层底部750米雷雨区向上爬升时突然向右急转弯,加速度数据显示负值,于是地面跟踪站发出炸毁指令。火箭在未炸毁前地面站接收到的遥测数据表明发动机本身工作正常。虽然云层很厚,但在发射后40秒钟火箭附近尚可看见闪电,录象设备已将这好象雷击发射台一     

宇宙神/半人马座运载火箭

宇宙神洲际弹道导弹采用的一些设计方案,经改进后应用于高能上面级半人马座运载火箭。另外,半人马座运载火箭的研制工作要求低温技术取得重大进展。虽然宇宙神/半人马座运载火箭需要许多先进技术,但当前大部份操作技术和其它运载火箭有许多相同之处。这里将简要介绍一下总体结构和检测工作,并讨论它的设计特点以及这些设计特点对研制工作、检测工作和发射操作的影响。宇宙神/半人马座计划在技术上不断地改进,对试验系统和数据处理系统提出了严格要求。本文中所介绍的统一试验计划,既可取消不必要的试验,又能确保对系统中每个元件的性能进行综合分析。另外,数据处理系统确保所得到的数据是实时的,并在试验阶段的任何时刻容易调整数据。下面将简要地评论一下这些系统及其效能。宇宙神/半人马座发射时间不断地变化着,即从发射台同时操作到持续待发时间内都在变化着。这就要求管理计划有很大灵活性,以便缩小发射队伍的规模和附加的发射费用。本文还讨论了维修设备、测试工作和发射操作所需的工时。     

利用功率谱方法研究半人马座输送管路的动力学问题

为了确定半人马座火箭/RL-10发动机氢氧输送管路的动态特性,曾进行了一些试验。对RL-10发动机热试车产生的噪音数据,采用功率谱方法进行了研究,确定了基本模态共振频率。还确定了主输送泵的净正抽吸压力与共振频率之间的关系为直线关系。功率谱方法还被用来确定助推泵的动态特性。     

验证航天飞机机载半人马座多容错控制的实时计算机仿真/模拟

NASA已与通用功力公司签订了设计和研究先进的半人马座(液体推进的上面级)的合同,以支援1985～1986年进行的Galileo 和Solar Palar 星际飞行任务。航天飞机机载半人马座的控制系统必须满足空间运输系统的安全要求,即在整个飞行任务中执行关键性功能时,必须进行双容错控制。在多个部件发生故障,以及在系统的诸计算机中存在严重的时间-相位不同步的情况下,该控制系统的完善性是通过实时计算机仿真进行检验的。这种仿真模拟了控制硬件,分系统接口,嵌入式的软件处理,逐根导线,以便引入故障。直观功能是通过图形和诊断软件达到的。通过Monte Carlo 仿真分析,验证了半人马座的控制系统。