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。     

日本新的运载火箭:H-Ⅰ及H-Ⅱ

以N-Ⅰ及N-Ⅱ运载火箭共14次成功发射经验为基础,日本宇宙开发事业团正在H系列运载火箭的研制方面取得稳步发展。H系列运载火箭计划的最终目的是研制出性能高、成本效益高、可靠性好的运载火箭,以便满足未来飞行任务的需要。1986年8月13日,H-Ⅰ首次飞行试验获得成功。H-Ⅰ运载火箭由三级组成,能将550公斤级的卫星送入地球同步轨道。该火箭的关键部件包括氢氧第一级、惯性制导系统以及固体第三级,这三者都是日本自行研制的。H-Ⅱ是一种非常先进的运载火箭,将在 H-Ⅰ火箭研制获得的技术基础上进行研制。它是由两个大型固体火箭助推器加力的两级运载火箭,地球同步轨道有效载荷运载能力超过2吨。第一、二两级发动机都使用液氢/液氧推进剂。现在正在为第一级研制高压分级燃烧循环发动机,第二级火箭是 H-Ⅰ第二级火箭的比例放大。在惯性制导系统中使用了激光陀螺。计划于1992年进行 H-Ⅱ火箭的首次试飞,目前正按计划进行部件研制试验。     

H-Ⅱ火箭的发射场及试验设施——种子岛试验场和筑波航天中心

本文扼要地介绍了 H-Ⅰ和 H-Ⅱ火箭的发射情况及其发射设施。H-Ⅱ火箭的发射场具有先进完美的试验设备及世界先进水平的辅助设施。     

H-Ⅱ火箭LOX/LH_2发动机的研制状况

从1988年7,月到1990年5月已经对 H-Ⅱ一子级火箭的5台 LE-7发动机进行了试验。据试验结果看,额定推力已修正为90%原设计值。现正在采用2台发动机在修正规格下进行热试车。对二子级来说,正在进行2台 LE-5A 发动机的高空模拟鉴定试验。     

H-Ⅱ火箭整流罩的热设计

为了进行 H-Ⅱ火箭整流罩的气动热设计,已通过各种验证试验建立了气动加热计算法和热模型。发射三个1/4缩尺比例的试验火箭(TR-1),以获取 H-Ⅱ火箭设计的飞行数据。为 H-Ⅱ火箭整流罩研制了轻重量的绝热体。绝热体的良好性能己通过研制试验和 TR-1飞行试验得以验证。通过确定整流罩各部分的绝热层厚度进行热设计,以便保证整流罩温度在极限温度内。使用全尺寸柱段试件于大真空室进行了热壳体运动试验,以评定由于热壳体运动产生的间隙损失。     

H-Ⅱ火箭主发动机LE-7的研制现状

1985年已经完成了命名为LE-5的中型的低温发动机并交付首次飞行试验,同时,用于日本宇宙开发事业团H-Ⅱ新型运载火箭的L-一7大型低温发动机已开始研制方案论证。H-Ⅱ运载火箭将是日本跨入二十一世纪航天活动的重要的一步。本文介绍LE-7发动机系统及其组合件的设计方案,并介绍最近研制试验的主要结果。     

H-ⅡA系列运载火箭

H-ⅡA系列运载火箭是日本在近年来研制的新一代运载火箭.它以H-Ⅱ火箭为基础,吸取其研制和使用过程中积累的经验和教训,通过继承、改进和重新设计来完成总体和各分系统设计,实现降低发射成本、提高运载能力、增强多用性和可靠性的目标.该系列运载火箭采用共用的第1级、第2级、固体火箭助推器和小型固体火箭助推器形成能适应多种任务要求的不同构型.对H-ⅡA火箭进行了全面的介绍,包括该系列火箭的总体、各结构模块和分系统.     

H-Ⅱ火箭的振动特性分析

介绍了H-Ⅱ火箭振动特性分析的目的、要求和方法。给出了振动模型简图和固有模态解析结果。     

日本H-2火箭及其后继型号的发展与特点

Ｈ－２火箭是日本自行开发和研制的高性能运载火箭、其昂贵的发射费用阻碍了商业应用。为 此,日本相继训启动了Ｈ－２工程改进计划和Ｈ－２Ａ计划,以满足国际商业卫星发射的需求,介绍了Ｈ－２火箭及其后继型号的演变过程,阐述了Ｈ－２火箭有技术特点和 关键技术,这些对我国运载火箭的发展具有一定借鉴作用。     

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。     

H-Ⅱ火箭LE-7发动机的排气流场

日本 H-Ⅱ火箭第一级发动机 LE-7的性能,是围绕其设计点以准一元流结构而估算出的。结果表明,气体动力特性接近于在该发动机中高燃烧压力下的平衡。同时还估算了排气流动图形,排气的性能和用于冷却排气的冷却水的流量。