土星V第二级操作经验

七十年代初,美国航宇局开始研制土星V火箭,用来发射重型有效载荷如轨道实验室、载人登月飞船等。土星V的第二级、S-Ⅱ是北美罗克威尔公司的空间分公司按照1961年10月与航宇局马歇尔宇宙飞行中心签订的合同研制的。第二级有五台J-2组合发动机,可携带267,700加仑的液氢,87,400加仑的液氧。发动机持续工作6分钟,能产生100万磅推力。第二级的质量系数约为0.914,它能把火箭从211,073英尺推到622,689英尺的高空,并使火箭的飞行速度从7,720英尺/秒提高到21,176英尺/秒。     

F-1火箭发动机的发展史

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。     

LE-5氢氧发动机的研制进展

一、LE-5发动机简介 LE-5发动机是宇宙开发事业团正在研制的日本第一个低温火箭发动机,拟用作H-1火箭第二级的动力装置。H-1火箭能向地球同步轨道发射1.1吨的有效载荷。 LE-5发动机是泵压式、再生冷却和燃气发生器循环系统的发动机。发动机真空额定推力为10.5吨,真空比推力445秒,燃烧室压力为36.8巴。表1和图1分别示出1982年1月公     

固定冲量的固体火箭运载器在轨道转移期间的制导、能量管理和控制

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。     

气氧/酒精推进剂组合的点火特性

本报告介绍了为确定气氧/酒精推进剂组合的点火特性和推力室的脉冲工作性能而进行的研完工作的结果。确定了利用火炬点火器产生的火花点火时,可以点燃的混合比范围和冷流压力范围。在冷流压力、推进剂温度和混合比变化范围很大的情况下,进行了点火器试验。利用冷流压力和点火器直径的乘积把点火状态下和非点火状态下的混合比范围联系起来。利用推力为620磅并装有组合火炬点火器的推力室验证了发动机的可靠性和脉冲工作性能。燃烧室额定工作压力和混合比分别为150磅/英寸~2·绝压和1.8·在燃烧室压力和混合比变化范围很大的情况下进行了推力室试验。通过试验证明,推力室可以以非自燃的气氧/酒精为推进剂可靠地进行脉冲工作。     

普拉特·惠特尼公司研制改进性能的大型火箭喷管

普拉特·惠特尼公司正在研制一种高空补偿火箭发动机喷管,它可以使传统的单级入轨运载器的有效载荷运载能力增加一倍。该公司和空军在去年十月底签订一项为期36个月,价值为190万美元的合同,对几种火箭发动机喷管的没计和冷却方案进行研究,最后以完成高空补偿火箭发动机喷管的制造和试验而结束。全尺寸的喷管将在推力为16500磅的 RL10火箭发动机上进     

液氢液氧火箭发动机用点火器的高空点火试验

日本宇宙开发事业团正在进行研制的液氢液氧火箭发动机的主点火器和燃气发生器用的点火器,在低压(约10乇)环境下共进行点火试验194次,累计时间1440秒。点火试验条件:点火燃料入口温度从130K到常温;点火器燃烧室压力为1～4公斤/厘米~2·绝;混合比为0.5～1.5。主点火器的燃烧室压力为1公斤/厘米~2·绝左右时,往往点火延迟、燃烧效率降低。流入的氢氧温度越低,越不容易点着火。液氧流入时间偏差±0.1秒(超前或滞后)对点火特性没有影响。已试验过的四种励磁式火花塞中,电极为纯镍材料,具有二次间隙电容放电式的火花塞,点火可靠性高。燃气发生器用点火器在燃烧室压力为1～7公斤/厘米~2·绝时点火性能良好,特征排气速度效率为90～95％。经过试验也测出了主点火器的点火界限和点火器燃烧室出口处的温度分布。     

双回转喷管式推力矢量控制的推力偏转技术研究

推力矢量控制是利用改变火箭或导弹的火箭发动机的推力文献来大幅度提高其机动性的技术，已经用于大型固体火箭发动机和部分小型战术导弹，随着对导弹机动性要求的提高，其应用范围不断扩大，为满足这种需要，研究了未来高机性导弹用推力矢量控制技术，结果证明，双回转喷管式推力矢量控制技术有如下优点：１）喷管偏转角与推力偏转角相等；２）偏转角在１０°以上仍可保持如上特征；３）推力转向时几乎没有推力损失。     

液体火箭发动机点火初期推力参数预测

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.     

印度极地轨道卫星运载火箭的进展情况

印度维克兰·沙拉泊海航天中心主任·哥瓦利卡尔(V. R. Gowarikar)博士说,印度的极地轨道卫星运载火箭拟于1989年发射。该火箭由四级组成,总长44米,起飞重量260吨。第一级采用大型固体火箭发动机。这是世界上第三种最大的发动机,内装125吨端羟基聚丁二烯固体推进剂;第三级也用固体火箭发动机,而第二级和第四级则采用液体火箭发     

固体推进剂放电点火及燃烧控制

1.前言为了实现固体火箭的推力控制,很久以来就很重视固体推进剂的燃烧中断与再点火问题。急剧降低燃烧室的压力使燃烧中断、利用注入燃烧抑制剂使燃烧中断以及向固体火箭燃烧室喷射反应性流体使燃烧开始并继续燃烧,然后中断喷射使燃烧中断等方法,进行过很多研究,但是都未达到实用水平。     

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     

法尔肯9上面级发动机成功点火试车

SpaceX公司于3月7日对法尔肯9火箭上面级发动机隼成功进行了全工况点火试车。试车时间持续6min，消耗液氧，煤油推进剂45t。试验中新型隼发动机的真空比冲达到3351．6m／s，发动机的真空推力约为392kN。     

再生冷却泵压式氢氧火箭发动机的调节特性

为了决定在变推力(从额定推力到大约10％额定推力)工作条件下再生冷却泵压式H_2/O_2火箭发动机的稳态和动态特性,进行了本研究工作。调节试验用的发动机是增加了功率控制活门的RL10(15,000——磅推力)发动机。研究了改变燃烧室压力和推进剂混合比对发动机性能和燃烧稳定性极限的影响。同时也确定了发动机对调节活门动作的响应特性。研究结果表明,当喷注器几何尺寸一定且推力调节范围很宽时,可以保持相当高的性能。如果降低燃烧室压力,就会遇到低频燃烧不稳定性(Chugging——喘振)问题;然而增加氧喷嘴的压差,在10/1的推力调节范围内,可以达到稳定燃烧。增加液氧喷嘴压降的一种方法是把氦气喷入液氧喷嘴上游,这样就产生低密度的泡沫流体。其作用是改变液氧系统的压力损失状态和增加通过喷嘴的压降。在喷射氦气的重量流量约为液氧重量流量的0.4％时的一切情况下都能达到稳定燃烧。这种发动机系统看来可以得到足够的瞬态响应特性。发动机随着调节指令以秒的速度爬坡没有明显的迟滞。极限节流减速爬坡速度是0.125秒,这种爬坡速度看来是以完成诸如月球软着陆这样的空间任务。推力室冷却剂出口温度会随发动机的节流而升高,然而,在所研究的节流范围内,推力室壁还是能够得到足够的冷却。     

动能拦截器一子级发动机点火试车成功

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。     

普·惠公司完成ALS发动机燃料喷注器缩比试验

普拉特·惠特尼公司完成了先进运载火箭(ALS)主发动机缩比模型(推力为40000磅)的燃料喷注器试验。据报道,ALS 的助推器和芯级将采用相同的氢氧发动机,助推器用5～7台,芯级用3～4台,每台发动机额定推力为640000磅。     

液体火箭发动机技术发展的现状及未来

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。     

高压发动机先进的冷却方案

航天飞机发动机使用的由液体推进剂冷却燃烧室的现有技术水平是第三代设计,这个方案是从不断满足高工作压力以及航天器重复使用性的需要而演变过来的。历史事实表明,重大的先进冷却技术的出现大约以10年为一周期,每个周期一般使工作压力增加400%或较大地提高了重复使用性。以前的技术包括第一代双壁钢套,它用在压力为220磅/英寸~2的V-2火箭和空蜂火箭上;第二代是用金属丝缠绕的双锥形管束式组件,它用于压力为800磅/英寸~2的大力神Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ以及压力为1000磅/英寸~2的F-1发动机上;第三代设计是使用铣槽式的高传热内衬和电镀镍外套,它适用于工作压力为3200磅/英寸~2·绝的单程飞行航天飞机主发动机。但是,还未能实现不加维修进行55次飞行任务的目标。未来的单级入轨发动机方案会进一步把工作压力提高到6000至10000磅/英寸~2,且发动机的重复使用能力也将超过航天飞机的55次飞行目标。第四代的冷却方法将要求达到这些雄伟的目标。这些新的设计将需要综合的冷却技术,包括再生冷却和发汗冷却,这些技术需要经改进的耐高温材料和新的制造工艺相配合。本文讨论了第三代设计的局限性、选择推进剂/冷却剂的影响以及未来的第四代冷却技术的工作原理。     

液体冲压发动机的燃烧研究

为阐明液体冲压发动机的推力特性,对这种发动机的理论燃烧性能进行了研究,并与火箭冲压组合发动机进行了比较。在相同的燃料流量下,液体冲压发动机的比冲约为火箭冲压组合发动机的2倍。尤其使用JP-10等高密度燃料时,密度比冲也显示出优越性能。但研究发现,液体冲压发动机的燃烧效率和喷管流动效率受自大气中引入的空气流量影响较大。为取得较高的比冲,液体冲压发动机的空气流量远大于火箭冲压组合发动机的,进气口的性能对发动机性能的影响很大。为探讨液体冲压发动机的燃烧性能,试制了燃烧室内径为150mm的小型液体冲压发动机,进行了直连式燃烧试验。试制发动机在空燃比为50～140范围内稳定点火、燃烧,用C表征的燃烧效率达到90％以上。     

动能拦截器团队完成关键的导弹防御火箭发动机试验

雷锡恩公司和诺格公司的动能拦截器（KEI）联合团队成功进行了一次大功率的第一级火箭发动机点火试验,KEI项目可按预期在2009年进行助推飞行试验。这次试验验证了该第一级火箭发动机在完整的飞行结构中的工作情况,发动机使用了将在2009年飞行试验中使用的推力矢量控制系统和接口硬件。