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。     

先进空间发动机的新进展

根据航宇局路易斯研究中心的合同,先进空间发动机的主要组件和分系统正在进行技术研制和验证。这个发动机是为诸如载人轨道转移飞行器使用的高性能重复使用长寿命的先进发动机奠定技术基础。本文阐述了20,000磅推力的液氢/液氧先进空间发动机的技术研制和技术验证的情况。发动机是采用燃烧室压力为2,000磅/吋~2(绝对)的分级燃烧循环以及面积膨胀比为400:1的喷管,以使其性能最佳。发动机主要组件的试验已经结束,本文将给出这些试验结果。这些试验包括涡轮泵组合件试验和燃烧室系统组合件试验。最近,装有400:1喷管延伸段的全燃烧室系统的试验结果表明,实测发动机比推力为478秒。组合件的验证工作正在继续进行,系统的技术研制和验证的计划也正在进行,本文将予以讨论。     

火神低温发动机部件的试验结果

为了使阿里安5运载火箭在1995年中期能进行第一次飞行,火神发动机的研制工作已于1984年底开始。发动机主要部件(涡轮泵、推力室,燃气发生器)的详细设计己完成并开始进行全尺寸部件(动密封、轴承)或缩比模型(燃烧室、燃气发生器喷嘴)的试验。主推力室、燃料涡轮泵和燃气发生器的第一套样机将在1986年制造出来,并在1987年进行试验。     

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     

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.     

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。     

液氧涡轮泵的试制研究

一.绪言日本为了发射大型人造卫星,正以宇宙开发事业团为中心实行推力10吨级氢氧发动机开发计划。航空宇宙技术研究所和宇宙开发事业团共同研制液氧/液氢涡轮泵。这种涡轮泵采用独立的双轴燃气串联涡轮结构。现在以航空宇宙技术研究所为主正在研制液氧涡轮泵。以宇     

LE—7发动机液氢涡轮泵研制中的问题

日本ＬＥ－７发动机的液氢涡轮泵在研制过程中多次出现问题，经对涡轮叶片、叶轮、导流叶片、轴系做了大量修改和试验后得到解决。     

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。     

阿里安第三级的点火改进

在阿里安火箭飞行期间,V15和V18,第三级发动机点火出现严重失效。欧空局(ESA)曾开始一项计划,用以改进和控制点火系统的性能。负责HM7低温发动机的SEP公司按CNES合同主管研究和鉴定这些改进。于1986年6月至1987年9月重新飞行期间,进行这项工作。到1986年12月的第一阶段工作确定了新的点火系统。为了通过增加流量(原来的三倍)来增加点火能量,研制了一种新的固体推动剂点火器,新的点火器采用了两股倾斜的射流结构代替原来的轴向射流结构。第二阶段工作主要是在非正常条件下评定点火余量及点火性能。在全尺寸点火试验中探测超出工作范围时每种可想象到的偏差或故障。在MBB(西德)和ONERA(法国)进行冷试,以决定喷注器出口的流量特性及分布。这项研究计划测量了以下因素对点火的影响:用液氢预冷推力室的时间、活门泄漏、氦吹除流量与温度、活门动作偏差、液氧与液氢初始流量、贮箱压力、涡轮启动时滞以及如喷注器局部睹塞等极特殊的情况。在最后鉴定阶段,把许多坏情况组合起来对三种不同的飞行点火器进行试验,以验证可再现性及验证在极端飞行条件和发动机状态情况下点火器是否良好。整个试验计划包括在SEP高空模拟试验设备上大约进行50次点火试验。试验证明,新的点火系统能适应极端和极不正常情况,它可以克服V15和V18的故障,具有良好的可靠性。     

LE-7发动机研制现状

H-Ⅱ运载火箭第一级发动机 LE-7的研制计划正处于组合件研制阶段。本文介绍以下组合件试验结果:1.燃烧装置(点火器,预燃室、主燃烧室)试验;2.燃料涡轮泵试验;3.氧化剂涡轮泵试验。     

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     

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。     

涡轮泵在饱和液氢中的工作

引言液氧液氢发动机的饱和液氢涡轮泵的工作计划在马歇尔空间飞行中心进行,该计划用J-2发动机和S-IVB级部件验证“零贮箱NPSH”的适用性。这项计划的第一阶段是J-2氢泵试验,第二阶段为J-2发动机试验。本文提出了同零贮箱NPSH”的定义,说明了该工作模型需要的试验方式,并发表了验证其适用性的试验计划。     

涡轮泵装置的修正试验计划

本文对NAS-27794涡轮泵试验计划进行了校订与修正。这篇报告包括以下内容: 1.修正后的液氧涡轮泵研制试验程序。 2.修正后的液氢涡轮泵研制试验程序。 3.液氧和液氢涡轮泵验收试验程序。     

航天飞机主发动机将延长使用寿命

迄今,航天飞机进行过11次飞行任务,在各次飞行中主发动机性能良好,达到预期的效果,POGO也得到控制。但是,航宇局认为,主发动机,特别是液氢涡轮泵和液氧涡轮泵的寿命需要延长。到目前为止,主发动机的制造商——洛克达因公司在航天飞机每次飞行后都要对主发动机进行检查.涡轮泵组件有时需要更换,有时经过数次飞行     

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。     

液氧涡轮泵轴密封的密封性能和耐久性

10吨级液氧液氢火箭发动机LE-5正由日本宇宙开发事业团负责研制。用于LE-5的涡轮泵的研究和生产以日本航空宇宙技术研究所为主、宇宙开发事业团协助进行。液氧涡轮旋转轴密封的研制与液氧涡轮泵的研制密切相关,本报告介绍了液氧涡轮泵的旋转轴密封的密封性能和耐久性。液氧涡轮泵的轴密封是由一个液氧密封(端面接触金属膜盒机械密封),一个驱动涡轮的热燃气密封(扇形流体动力周向密封)和氦气吹除密封(双道扇形流体动力周向密封)。其工作参数如下;机械密封的转速为16500转/分,密封液体的压力和温度为15大气压和90K,驱动涡轮的热燃气密封的燃气压力和温度为3大气压和700K,氦气吹除密封的压力和温度相应为3大气压和常温。液氧涡轮泵的轴密封系统在液氧涡轮泵和液氧液氢涡轮泵系统的试验表现良好。试验长达2000秒后的磨损量在允许范围内。密封的耐久性试验在密封试验台进行,其中热燃气密封的结构改变为双道。耐久性试验的工况除了起动和停车外与液氧涡轮泵试验相同。经过长达7000秒的试验,密封性能令人满意。机械端面密封的石墨密封环的磨损量小于10微米,扇形周向密封浮动环的磨损量小于15微米。根据这些试验结果可以确信旋转轴密封的密封性能,耐久性和可靠性完全满足液氧涡轮泵的使用要求。     

航天飞机主发动机装上改进型涡轮泵

普拉特·惠特尼(P&W)公司已经为航天飞机主发动机(SSME)提供了第一套改进型涡轮泵。 8月27日,当一台液氧涡轮泵运到航宇局(NASA)的John C Stennis航天中心时,这批供货宣告完成。这台液氧涡轮泵将同从5月开始就一直在那里进行试验的P&W公司的液氢涡轮泵接合在一起试验。     

日本连续进行LE-7发动机试验

最近,日本宇宙开发事业团连续进行了几次LE-7液氢-液氧发动机试验。3月27日在对LE-7发动机进行全程350s试验时,因在液氢涡轮泵附近发现气体泄漏,进行到132s时提前关机。尽管这次试验出现了故障,宇宙开发事业团