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根据未来航天运载系统需求,提出采用液化天然气(甲烷、丙烷)作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是:采用液氧-碳氢燃料-液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向,为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案 相似文献
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为寻找快捷有效的液体火箭发动机健康监控方法,采用了灰色模型GM(1,1)模型及残差修正方法对某型液体火箭发动机点火后初期推力进行预测,预测精度与实时性能指标都比较好.为进一步提高精度指标,采用无偏灰色模型UGM(1,1)进行预测,取得了良好的效果.结果表明,灰色理论通过修正可以应用于液体火箭发动机状态监测与预报中,且效果好. 相似文献
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将反坦克导弹采用姿态稳定控制有效地减小导弹在无控飞行段偏差这一成果应用到无控火箭上,并利用推导出的火箭扰动运动状态方程的解的模型,对如何减小火箭的初始扰动角速度,横风及发动机推力偏心力地角偏差的影响进行了分析。 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1989,(3)
本文研究了高精度导引固体火箭发动机(SRM)轨道运载器的技术和方法。该固体火箭发动机没有推力终止功能。能量管理技术与闭路制导、反作用控制系统(RCS)及固体发动机推力矢量控制相结合,就能使固体火箭发动机所达到的轨道精度与具有推力终止和重新启动能力的液体火箭发动机所达到的轨道精度相媲美。以波音公司研制的过渡顶级同步卫星运载器作为具体的例子,来说明本研究中给出的制导和控制方案。该过渡顶级由若干个子运载器组成,用来将航天飞机的有效载荷投送到预定的地球轨道和行星轨道上去。 相似文献
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以某液体火箭一级飞行为例,分析火箭在穿越大气飞行段所受到的综合外力情况;通过建立力学模型,完成对发动机推力及大气阻力等飞行参数的弹道特征辨识。分析结果表明,该液体火箭存在随飞行高度变化的附加底部力。 相似文献
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为了创新液体火箭发动机研制模式,大推力液氧煤油发动机首次采用了基于Pro/E+Intralink平台的三维数字化协同设计技术.在实现三维模型设计的同时,为了进一步提高工作效率,按照并行工程理念,采用了基于集成产品开发团队(Integrated Product Team,IPT)的数字化研制模式.结合液体火箭发动机研制特... 相似文献
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本文概述了液体火箭发动机开发的必要性、存在问题和开发途径。给出了提高液体火箭发动机的措施和方法。介绍了大、中、小推力发动机的现状和需要研究的技术课题。 相似文献
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荣欣 《导弹与航天运载技术》1982,(4)
一、前言三十几年来,液体火箭发动机在整个火箭领域内一直起着重要的作用。液体火箭发动机在现在和将来的航天运载任务中仍将起着重要的作用。它在航天器大推力的起飞、进入近地球轨道或其它星球以及飞行过程中的机动飞行中都是必不可少的。在运载火箭系列内,固体火箭发动机在航天器的事故救险系统和软着陆系统中的应用以及电火箭发动机在飞行器定 相似文献
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为获得阀门控制腔放气时间的动态特性,建立了液体火箭发动机阀门控制腔放气时间的动态仿真模型,采用AMESim仿真技术进行仿真,仿真结果与试验结果相符.采用所建立的模型分析各种因素对阀门控制腔放气时间的影响,为后期阀门控制腔放气系统的优化奠定了基础. 相似文献
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刘国球 《导弹与航天运载技术》1993,(6):15-25
本文从燃烧室压力,系统工作循环方式以及量大推力三个方面叙了世界各国液体火简发动机的技术水平。简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展的趋势及中国的最新进展的分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景。 相似文献
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小推力姿控轨控火箭发动机材料技术研究现状 总被引:1,自引:0,他引:1
概述了国内外小推力姿控轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展.姿控轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制耐高温性能更好的新型材料体系和高温抗氧化涂层以及将他们应用于推力室身部的工艺研究是提高姿控轨控液体火箭发动机技术水平的有效途径. 相似文献
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《导弹与航天运载技术》1990,(12)
F-1火箭发动机是在美国航宇局(NASA)和马竭尔航天飞行中心(MSFC)领导下于1958~1967年由洛克达因公司研制和生产的。发动机在1967到1973年服役。在整个F-1发动机计划期间完成了设计、试验和工作三个里程碑。 F-1发动机是推力最大的液体火箭发动机。五台F-1并联用于NASA的土星V火箭第一级,其推力为750万磅。土星V火箭发射载三人的阿波罗飞船,并完成登月。 F-1发动机是一次起动、固定推力、液体双组元推进剂发动机。其海平面推力为152.2万磅,比冲265.4秒。发动机所使用推进剂为液氧、煤油(RP-1),推进剂混合比为2.27∶1。RP-1为常平座作动器工质及发动机控制系统工质,并用做涡轮泵轴承润滑剂。F-1由七个工作系统组成。 相似文献
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利用高能物质缩水甘油叠氮聚醚(GAP)和贫氧高氯酸铵(AP)系复合推进剂作燃气混合火箭发动机的燃烧剂,用四氧化二氮(NTO)、硝酸(HNO3)和一氧化二氮(N2O)作氧化剂进行试验,取得燃气混合火箭发动机的燃烧特性。同时利用开关控制液体氧化剂的流量求出了对推力的控制效果。以NTO,HNO3和N2O作氧化剂时,燃烧效率可达92%以上。利用开关控制流量不仅可以平滑控制推力,而且容易点火,从而得出主发动机也可作为推力控制装置的结论。 相似文献
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孙国庆 《导弹与航天运载技术》1983,(3)
一、国外氢/氧发动机的研制概况众所周知,液体火箭发动机最重要的性能指标是比推力,而比推力直接与发动机喷管出口的燃气速度有关。根据热力学公式,燃气排气速度又与燃气温度(T-c)和气体分子量(M)有关。 相似文献
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李思思 《导弹与航天运载技术》2008,(6)
2008年11月14,ATK公司在犹他州厂房成功进行了动能拦截器(KEI)一子级固体火箭发动机的静态点火试车。KEI一子级火箭发动机计划进行5次静态点火试车,此次试车是其中的第4次。KEI具有极高的机动性能,可在各种天气条件下进行发射,此次试验模拟了发动机在低温发射环境下的性能,验证了推力矢量控制(TVC)系统的性能。TVC用于控制发射后的导弹以及发动机的推力和弹道输出信号。 相似文献
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冲压发动机控制系统一般通过设置必要的限制函数来防止发动机出现不稳定工作状态,在尽可能大的范围内进行推力调节,从而使飞行器的性能较优.文中在分析固体火箭冲压发动机控制难点的基础上,对发动机转级之后的工作过程提出了4种控制方案,并进行了对比分析.文中研究内容可以为固体火箭冲压发动机控制方案的选择提供一定参考. 相似文献