组合火箭—冲压发动机用的管道外封装置

图1是说明本发明的纵向中心剖面图,图2是发动机腹部剖面放大详图。现在对照图进行说明如下;10泛指本发明的火箭——冲压发动机。发动机10由圆锥形头部12、液体燃料箱14和火箭发动机16组成。头部、燃料箱和火箭发动机是串联配置的,在火箭发动机的后端,装有通常形式的尾喷管18,燃料箱和火箭之间由外壁20连接,外壁20构成弹体及贮箱     

火箭/冲压发动机用含高热金属燃料推进剂的研究(1)——采用铝时的燃烧特性

1.绪言火箭/冲压发动机,是使火箭的不完全燃烧生成物与进入飞行体的冲压空气进行再燃烧的发动机。有人称它为管道火箭或简称冲压火箭。因为大部分氧化剂由空气代替,所以这种发动机不仅经济性好而且比推力也有所提高。特别是在火箭中采用固体推进剂时,火箭发动机不仅兼有燃料箱,燃料泵及燃料喷射阀的机能,而且也兼作从火箭发动机(下称一次燃烧室)喷管向冲压发动机燃烧室(下称二次燃烧室)喷出的一次燃烧生成物进行第二次燃     

瑞典的火箭冲压组合发动机

瑞典Volvo发动机公司为RRX5地空导弹研制火箭-冲压组合发动机几经有好几年了。这种组合发动机内冲压主发动机和固体火箭共用一个燃烧室。主发动机是以Volvo公司于五十年代开始研制的冲压发动机为基础,而固体火箭实际上是一个装有固体燃料的管子。因为尾喷管要适应固体发动机和冲压发动机不同的出口截面,所以在固体装药和喷管中加了一个中心锥,它在固体燃料燃烧后脱落。固体发动机     

廉价发射系统和轨道燃料储存

本文介绍一种能把大量火箭燃料运送到地球轨道的廉价发射系统,并对如何存储及运输燃料到NASA空间站作了讨论。系统包括一个电磁发射装置,它把绝热的燃料箱发射到地球高轨道,用一根长的旋转系链把燃料箱捕获。系链是在一个介于地球高轨道与低轨道间的椭圆形轨道上运动,可使燃料箱落入靠近空间站的一个轨道上。这些燃料用于上面级火箭、空间站保持的动力装置和为空间站提供高加速度能力。这种系统每年能以每千克载荷低于10美元的费用,将100000kg以上的燃料送入地球轨道。     

俄罗斯3M54E“俱乐部”反舰导弹

“俱乐部”导弹可分成三级,第一级为无稳定翼固体燃料火箭发动机,第二级为涡喷发动机,第三级为战斗部     

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。     

火箭-冲压复合发动机燃料

本发明介绍一种管道火箭-冲压发动机。在这个装置中,火箭和冲压发动机都采用固体燃料。本发明重点在介绍由火箭供给冲压发动机燃料,及其提高冲压发动机性能的方法。另外主要是介绍一种新型的火箭-冲压复合发动机燃料。     

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响

在侧向进气管道式冲压火箭发动机中安装锥形旋流器的影响１引言冲压火箭发动机为一个双模态推进系统，由一个固体火箭发动机和一个吸气式冲压喷气发动机组成。［１］。燃烧室起初装有固体推进剂，用于助推飞行阶段。助推阶段结束后，空的燃烧室被用作冲压喷气模式燃烧室，...     

导弹用火箭冲压发动机的研究和试验

下一代最有前途的高性能的导弹推进系统之一,是固体燃料的整体式火箭冲压发动机。和同尺寸的火箭发动机相比,在一定程度上增加成本和结构的复杂性的情况下,能有高得多的性能(射程、速度)。为导弹选择这样一种推进系统,需要进行特殊的结构设计,而且还要研制适当的燃料。总之,本文的目的是叙述这样一种导弹的结构概念,介绍其性能和使用限制条件,以及(法国)国家宇航研究院在地面和飞行试验中获得的某些结果。在回顾了这个系统(性能高和结构紧凑)的优点后,我们对可以设想的结构形式和种种可能的燃料进行了概括的调研。研究的重点是: ——适用于不同飞行任务的进气道的结构和形式; ——助推器的各种整体安装方法; ——火箭冲压发动机燃料的类型,及其主要特性; ——燃烧室的结构形式。根据赋与的飞行任务选择火箭冲压发动机导弹的结构,显然得考虑可能指导其设计和限定其性能的某些约束性条件。这些就是:机动性,飞行范围,燃料的使用条件,导弹的探测等等。为了给这些研究提供一个具体的基础,法国发展了一个全尺寸的试验模型。在莫当中心,通过发动机的实际运行,完成了风洞试验。接着在1976年,从法国西南部的朗德试验中心,用一发装有火箭冲压发动机的试验弹进行了两次飞行试验。本文概述了遇到的主要问题,得到的结果和未来的计划。     

固体燃料火箭/冲压发动机

当苏联人的SA-6导弹第一次出现在1973年的中东战争时,吓坏了西方国家,后来发现SA-6导弹采用的是固体燃料火箭发动机。这就促使大多数西方国家加紧对这种火箭发动机推进系统的研究。美国早在六十年代初期就开始研究火箭/冲压发动机。但是,美国的计划主要是研究液体燃料/冲压发动机。六十年代末,美国在进行液体燃料火箭/冲压发动机的首批飞行试验中遇到了     

组合火箭——冲压发动机用的整体喷管分离器

目前,导弹推进技术已发展到一个新阶段,即助推火箭发动机和冲压主发动机可以整装在同一导弹之中。这种结构的优点是,可以使导弹的形状、尺寸和重量易于达到最佳化;由于两种发动机连续工作,又可同用一个燃烧室;而且,火箭发动机还能用来预热冲压发动机燃料。为使火箭和冲压发动机都能有效的工作,各个发动机必须有与此相适应的喷管。由于冲     

火箭冲压推进导弹

这是改进导弹,尤其是整体式火箭冲压发动机推进导弹的发明专利。导弹结构大致可分为前、后两大段,前段内装有战斗部和制导系统,后段由推进系统构成。典型的火箭冲压推进系统包括一个装有火箭推进剂的燃烧室和在这个室前面的冲压发动机燃烧系统,以及火箭推进剂燃完后,冲压发动机工作时用于吸入空气的进气道。为了发射方便和在导弹加速期间避免阻力过大,进气道通常可装在圆柱形弹体内。有些导弹采用4个进气道,当导弹加速到足够的速度时,通过小的爆炸装药将进气道的堵盖去     

导弹动力装置

目前,有许多不同的发动机结构类型,但自有导弹以来,固体燃料火箭发动机是导弹的最优推进方式。一个重要的原因,就是固体火箭发动机的价格比较便宜,生产和包装方便,又易于保存,维护安全。     

管道火箭发动机

本发明介绍一种改进的火箭发动机。为把固体火箭发动机的重量减到最小,曾提出把两种不同的药柱合并到一个发动机中,即在这种发动机内,一种药柱即含有燃料又含有氧化剂,因而能够自身维持燃烧,另一种药柱虽然含有燃料,但缺乏氧化剂,或并氧化剂是不足的,因而不同氧化剂接触时,就不能维持燃烧。这样一种火箭发动机可由自身可燃的药柱的燃烧     

日本超燃冲压发动机飞行试验失败

2006年3月30日，日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据，以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能，并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。     

LE-7发动机系统预备试验开始

日本宇宙开发事业团于1987年10月29日宣布,H-Ⅱ火箭第一级发动机(LE-7)系统的预备试验在三菱重工业公司田代试验场进行,大致内容如下。 1.LE-7火箭发动机日本宇宙开发事业团,利用H-Ⅰ第二级火箭发动机(LE-5)研制过程中取得的成果为基础,进行开发H-Ⅱ火箭第一级发动机(LH-7)。 LE-7发动机是一种真空推力为120吨级的大型火箭发动机,为了获得高性能,采用了高燃烧压力和二级燃烧循环等新技术。     

法国打算研制涡喷发动机推进的飞鱼导弹

MBDA公司最近提出用涡喷发动机推进型飞鱼导弹作为法国海军和外国用户的未来反舰导弹。这种新型导弹称作飞鱼BlcokⅢ，它是把飞鱼MM40 BlockⅡ的前弹体与新设计的后弹体(装有燃料箱、进气道和涡喷发动机，可能是TR160-40发动机)组合在一起。其最大射程可达200km。     

LE-7进行预备试验与燃烧试验

H-Ⅱ火箭第一级用时LE-7液氢液氧火箭发动机已经完成预备试验。试验分两轮进行。第一轮于1987年6～7月进行,作了充分利用燃料燃烧能量的二级循环燃烧试验。第二轮从1987年10月至1988年4月进行,通过逐步提高燃烧室压力进行二级循环燃烧试验。预备试验共进行24次,发动机积累工作时间180秒。4月16日的试验达到了预定推力的84％。在正常特性确认试验中达到了额定推力的50％。预备试验所取得的成果:(1)在对发动机影响较大的点火特性方面获得了点火     

国外固液火箭发动机用推进剂

论述了目前国外固液火箭发动机常用推进剂的组成种类和常规性能以及燃料药柱的力学性能和制造工艺。介绍了推进剂在发动机中的燃烧性能、影响燃烧性能有关因素和在发动机方面的应用状况。研究者认为高能燃料与氧化剂的应用为高性能火箭发动机的设计提供了广阔的技术途径。     

简讯

日本超燃冲压发动机飞行试验失败2006年3月30日,日本宇宙航空研究开发机构(JAXA)委托澳大利亚昆士兰大学在澳大利亚南部伍麦拉火箭发射中心进行了第2次超燃冲压发动机飞行试验。此次飞行试验目的是收集超燃冲压发动机性能数据,以验证装有经改进的纵涡导入型燃料喷嘴的发动机燃烧室的性能,并了解它在实际飞行环境下内部的压力分布、温度变化。长为0.9 m、质量为100 kg的超燃冲压发动机燃烧室装载在一枚HyShot探空火箭顶部,随火箭上升到约290 km的高空,比原定高度低30 km。在火箭下落过程中,其速度接近8倍音速,在这种环境下对燃烧室进行了…