新一代某型运载火箭捆绑机构对接特性研究

通过理论分析,得到新型运载火箭捆绑机构的对接特性,探讨了助推器与芯级对接距离与拉力的关系、周向可对接的范围,以及对接操作对于吊装精度、助推器姿态的需求。试验验证了理论分析的正确性,通过实际操作中出现的特殊现象,修正理论可对接范围值,保证试验操作模式的便捷有效。为新一代捆绑火箭的研制提供依据和参考,以保障超重型助推器顺利吊装对接及其全程安全。     

阿里安5固体助推火箭发动机首次试车成功

阿里安5的P230固体助推器火箭发动机于今年2月16日在圭亚那的库鲁成功地进行了首次热试车。这次试车持续了123s,发动机各系统工作正常,压力和温度值都达到了预定要求。称作为B1的这次试车采用的是一种铁铸件壳体,这种壳体比实际飞行用的壳体重。这次试验是该助推器计划进行的8次试验中的第一次,以后还准     

日本的H-2火箭将推迟到1993年发射

日本的 H-2运载火箭的首次飞行很可能要推迟到1993年下半年进行。原计划于今年初进行的首次发射因第一级低温发动机 LE-7出现故障而被迫推迟。1月16日 LE-7发动机成功地进行了350s 的热试车,这是6个多月以来经过几次提前关机、着火和一次爆炸事故之后的首次成功试验。但在5天后进行的一次350s 全程试车中又提前10s 关机。尽管发动机试验不断出现故障,日本宇宙开发事业团于2月27日在其种子岛的发射场进行了 H-2火箭模型的模拟发射。包括两个固体火箭助推器在     

大力神-4改进型固体发动机试车成功

赫克里斯公司为大力神-4运载火箭而研制的改进型固体火箭发动机助推器,于去年在爱德华空军基地点火试验成功。测试数据表明,只需少量改进就可防止1991年4月1日首次试车发生的爆炸事故。     

整体式火箭冲压发动机推进系统性能分析和飞行试验

介绍了试验型整体式火箭冲压发动机的方案设计和测试过程。这种试验弹结构包括无喷管助推器、末段燃烧的燃气发生器、外压缝隙进气道和模型战斗部以及用来监视性能的弹上仪器设备。利用所建立的燃气动力学数字模型，完成了火箭冲压发动机主级状态的性能预测。从热气燃烧试验、燃气发生器试车台点火和超音速进气道试验中取得了分部件非理想性能参数。为进行飞行验证试验，将冲压火箭性能数据输入合适的弹道计算编码。     

洛马公司试验RD-180火箭发动机

美国洛克希德马丁公司于７月２９日成功地进行了俄罗斯的ＲＤ－１８０火箭发动机的热试车，试验是在国家航宇局马歇尔航天中心的试车台上用宇宙神３Ａ火箭的试验件进行的，试车持续了１０ｓ。ＲＤ－１８０发动机是俄罗斯艾诺戈麦什科研生产联合体研制的，洛马公司将把它...     

法国国家航空空间研究院的冲压发动机试验设备

从1972年以来,可以看到,以冲压发动机为动力的导弹的适用范围有了很大发展。这主要由于出现了侧面进气道的弹体新结构,它比老式的中心锥布局实用得多。同样,像火箭冲压发动机(固体燃料的冲压发动机)和带助推器的整体式冲压发动机(固体助推器和空气喷气发动机合用同一燃烧室),在可靠性和紧凑性方面都取得了一些进展。在政府部门推动下,法国航空空间研究院长期以来一直从事这些研究工作,并在专门的试车台上研究了新的结构布局,其中有些已进行过几百次试验。一批试验设备就是在这种情况下建立的,它们位于巴黎地区的帕莱索试验基地和阿尔卑斯地区的莫当;这些设备作为辅助设备,其任务分配情况是,帕莱索的设备用来进行原理试验和部件调试;莫当的设备用来进行特性综合试验。帕莱索的五个试车台用于进行新的结构布局试验,也为服役导弹的调试进行技术支援,而在莫当的超音速风洞S4已改建成能进行固体助推器冲压发动机推进的真实导弹的全弹试验。在这些试车台上进行的大量试验和调试中,火箭冲压发动机试验模型,是在法国航空工业部门的赞助下,由国家航空空间研究院研制的,并在1976年成功地对此发动机进行了飞行试验。目前,在这些极为现代化的试车台上,正紧张地进行着上述各种试验。     

联盟号轻型火箭与安加拉火箭的研制进展

目前,俄罗斯的进步国家科研生产航天火箭中心(TsSKB-Progress)与赫鲁尼切夫公司在各自的新型火箭研制中取得突破进展。进步国家科研生产航天火箭中心为轻型联盟号2-1c火箭进行了一次冷试车;赫鲁尼切夫公司将安加拉火箭的组件运到普列谢茨克航天发射场,准备进行试验。     

新一代大火箭底部热环境研究

多喷管火箭底部热环境机理复杂、影响因素众多,历来是国内外新型火箭设计的难点和热点.新一代运载火箭采用全新动力系统,带来了更严酷的底部加热问题.为突破这一技术难题,从机理分析、飞行遥测反算、工程方法计算、搭载发动机试车热环境测量、搭载飞行遥测、热流考核试验、数值仿真计算等多个方面开展研究,辨识出关键要素,建立了底部热流曲线设计方法,为型号底部结构防热设计提供合理依据,推动了中国在多喷流干扰底部复杂热环境问题研究上的技术进步.     

某点火器本体和螺套的热设计应用

根据某点火器螺套在某固体火箭发动机地面热试车中被烧蚀的情况,建立了该点火器热设计模型,核算了该固体火箭发动机中安装点火器部位的换热系数,以此为条件,计算了该点火器本体材料由钛合金改为铝合金和螺套材料由钛合金改为钢45的热防护要求,结果达到了应用热设计理论优化产品设计的目的,改进设计的点火器成功通过固体火箭发动机试验。     

日本H-2运载火箭因试车失败而受威胁

日本第一枚运载同步通信卫星的H-2火箭,因第一级助推器的LE-7型低温液氧液氢发动机试车连续失败而受到威胁。 4.月份,LE-7发动机进行了4次全程365s试车,但均提前关机。这些试车都是在因技术问题而中断试车后重新恢复试车的。在1月16日第二次成功试车达到标定时间350s后仅一周,一次试车工作了340s时不得不因液氢涡轮泵的涡轮叶片断裂而关机。从1991年5月1日第一次成功试车350s以来,试车不断受挫。去年5月16日,对改进后的涡轮叶片进行评估的一次液氢涡轮泵试验,以爆炸而告结束。去年8月,又由于一次小的爆炸而使试验推迟,在这次主喷注器管的压力试验中炸死一名工     

LE-7发动机试车再次爆炸 H-2火箭的发射再度延期

日本正在研制的H-2火箭的第一级发动机LE-7于6月18日在种子岛航天中心进行热试车时再次爆炸。7月8日日本宇宙开发事业团宣布,由于这次试车失败,H-2火箭的首次发射将延期一年。 6月18目的试验是为了验证300序列发动机的第4台,即304号样机的新液氢涡轮泵的性能。这台发动机已经经过长程试验的考验,但这     

贮存计划

土星 S-ⅣB 级的贮存计划的目的在于确定 S-ⅣB 及其有关飞行构件(后级间段、正推火箭、爆炸装置、反推火箭及其他构件)的储存要求,和从贮存状态回到飞行条件要进行的鉴定试验。计划包括级在静态点火前和在静态点火后的贮存要求。据报导,土星火箭的贮存寿命可达10年,这是根据一台贮存了9年的 H-1发动机的热试车后的检验结果得出的估计。试车包括三次起动和一次140秒的全程试验,试验结果表明密封件和 O 形环符合质量要求。     

SLS新型RS-25发动机进行650s点火试车

<正>6月25日,未来将用于SLS火箭的新型RS-25芯级发动机在斯坦尼斯航天中心A-1试验台进行了首轮8次试车中的第4次点火试车,点火时间650s,是目前为止点火时间最长的一次。此前的3次试车分别在今年的1月、5月和6月初完成。未来     

TR-1第二枚试验火箭发射成功

宇宙开发事业团于1989年1月27日日本标准时间上行8时0分从种子岛航天飞行中心竹畸发射场成功地发射了第二枚 TR-1试验火箭。火箭飞行正常并顺利地与模拟 H-Ⅱ火箭的固体火箭助推器进行分离。在一台固体火箭助推器前端装有数据记录     

NASA成功试验阿瑞斯1第1级发动机点火器

3月10日,NASA在阿连特技术系统（ATK）公司犹他州成功进行了阿瑞斯1火箭第1级发动机点火器的首次点火试验。初步试验数据表明,发动机性能参数与设计指标一致。在阿瑞斯1发射过程中,点火器首先接到点火指令,随即启动点火时序,点燃位于第5段固体火箭助推器中的鳍状装药,助推器产生15582．5kN的推力,将火箭推离地面。此次试验为即将在今年晚些时候进行的火箭第1级早期地面试验奠定了基础。     

NASA进行阿瑞斯1气枕沉底发动机热点火试车

9月11日，NASA工程师在马歇尔航天中心成功进行了阿瑞斯1火箭上面级气枕沉底发动机热点火试车。此次试车是第1批发动机试验中的首次试验，达到所有预期试验目标，使NASA在美国新航天运输系统研发道路上又迈进了一步。第1批发动机试验将对4台发动机进行试验，试验时间持续到2009年。第2批试验将从2009年2月开始。     

日本用小型火箭验证H-Ⅱ开发技术

为了预先验证H-Ⅱ火箭的开发技术,日本制定了TR-1100小型运载火箭研制计划。这种小型运载火箭的形状与H-Ⅱ火箭相似,尺寸只是它的四分之一,是单级固体火箭。预计在1988年～1989年发射三次。TR-1100小型火箭直径1.1米、长13米、重12吨。象H-Ⅱ那样在火箭两侧捆绑有假助推器,在H-Ⅱ火箭相同飞行条件下进行整流罩和助推器分离试验,并研究箭体的稳定性能。     

用于推力矢量调节的缩长嵌接喷管

介绍了调节战术捆绑助推器推力矢量的嵌接截短理想喷管的研究结果，评述了应用截短理想喷管扩张型面缩短喷管有效长度的方法；采用理想喷管和嵌接喷管性能分析计算机代码进行广泛的参数分析，研制了常用嵌接截短理想喷管设计方法，得到一个具体的缩长嵌接喷管的设计．在固体火箭发动机静态热试车中验证了喷管的轴向性能和推力矢量调节能力．     

提高上面子级点火安全性级间分离优化设计

某型号火箭一二级分离是中国首次助推器与芯一级形成一级组合体分离,下部分离组合体质量和后效推力大幅提高至约3倍同系列助推器分离型号量级,是关键技术攻关技术之一。针对二级发动机燃气流反卷影响及无法开展天地一致性分离试验的难题,通过型号间横向比对,结合发动机流场分析,最优化调整时序,增加分离能源,通过飞行实测及地面试车数据分析发动机最大后效包络,将二级建推时刻分离体特征距离,提高至不小于已经历飞行验证的同系列助推器分离型号分离体距离,加强分离系统的强壮性,确保二级发动机的建推可靠性和工作安全性,此项技术已经历飞行验证。