NASA和ATK公司完成5段式固体火箭发动机试车

2010年8月31日,NASA和阿连特技术系统公司(ATK)成功完成了5段式固体火箭发动机的全尺寸静态点火试车。此次试验是继2009年9月后,NASA和ATK公司对5段     

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。     

美国XCOR公司完成甲烷火箭发动机点火试验

目前，美国XCOR宇航公司宣布，已经成功完成了重3402kg的新型火箭发动机的一系列点火试验。试验是XCOR公司与阿连特技术（ATK）公司之间价值330万美元子合同的一部分。这些试验支持NASA的先进研发计划，以获得可应用于未来液体甲烷火箭发动机的技术。到目前为止，6个短期点火试验都已完成。     

航天飞机的两个固体火箭发动机的推力不平衡

作者在以前的文章中曾提出了对航天飞机发射时并行点火的大型固体火箭发动机对的推力不平衡进行理论分析的Monte Carlo法。本文对这种分析法的有效性作了进一步论证,给出了航天飞机计划的试验结果,并与Monte Carlo分析法的结果进行了比较。文中分三个阶段对试验结果进行了检验:(1)从四个用于静态试验的研制发动机(DM1到4)中挑选固体火箭发动机对;(2)从三个鉴定发动机(QM1到3)中挑选出的发动机对;(3)首次飞行试验结果。讨论了飞行试验测量设备引起的推力不平衡评估中可能产生的不准确性。理论和试验值大体符合,为未来的航天飞机固体火箭发动机对进行推力不平衡分析的Monte Conlo预测法由此得到印证。     

航天飞机组装构型垂直地面振动试验

为了提供航天飞机结构动特性的基本实验数据,进行了组装构型垂直地面振动试验(MVGVT)。在研制航天飞机载有各种有效载荷与执行各类任务时的载荷预示和设计、POGO控制以及颤振准则用的高置信度分析模型时使用了这些基本数据。 MVGVT计划包括两个基本构型。这两个试验构型分别模拟发射和助推状态。发射构型包括两个固体火箭助推器、一个外贮箱和一个轨道器。对发射构型,进行了在起飞和熄火(固体火箭助推器分离前)飞行条件下的试验。起飞试验在1978年10月20日开始,于1978年12月2日完成。熄火试验在1979年1月30日开始,于1979年2月28日完成。助推构型由外贮箱和轨道器OV-101组成。对助推构型,试验了三种飞行条件(开始助推,中间助推和终止助推)。助推试验在1978年5月30日开始,于1978年7月14日完成。航天飞机试验计划是在约翰逊宇航中心指导下,由洛克威尔国际公司执行的。在整个试验过程中,马歇尔宇宙飞行中心给予很大帮助。他们负责外贮箱、固体火箭助推器和航天飞机主发动机的动力数学模型。他们还参加了液氧箱的模态评定试验。对于航天飞机组装构型垂直地面振动试验,该中心负责发射和助推构型的支撑系统设计,并且还参加了试验计划与试验要求的制定,此外,马歇尔宇宙飞行中心还负责数据评定与分析相关研究。     

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。     

航天飞机固体火箭发动机的设计演变

为研制航天飞机用的固体火箭发动机(SRMs)所确定的技术要求,具有三项新颖和独特的特点: ①首次将固体推进系统用于载人的航天飞行; ②大型固体火箭发动机用于航天飞行; ③首次将固体推进系统设计成能够回收和重复使用。已将过去所验证过的技术工艺和制造方法用于这种新颖独特的固体发动机的研制。高度可靠性是头等重要的。本文将概述航天飞机用的SRMs从开始的STS-1飞行设计,到目前正在研制的新一代SRMs的演变过程。新一代SRMs包括由石墨环氧纤维缠绕的壳体。     

ATK公司将自由号火箭用于商业乘员运输

2012年5月9日,曾为航天飞机制造固体火箭助推器的美国阿连特技术系统公司(ATK)宣布将开发自己的私营航天发射系统。该系统包括运载火箭和载人飞船,能将宇航员送往近地球轨道空间。     

美国试验先进的固体火箭发动机

美国最近在马歇尔航天飞行中心进行了先进的固体火箭发动机试验,试验目的是为了鉴定发动机喷管材料。按照计划将于1996年用该新型发动机替换航天飞机现在的固体发动机。这次试验的发动机重量为40000磅,试验全程时间为30秒,试验是9月26日在航空喷气公司的Iuka分公司进行的。试验时     

航天飞机下次发射推迟

由于重新设计的固体火箭发动机的喷管部件在去年12月底进行点火试验中发现故障,美航天飞机的恢复飞行至少将推迟到9月份。美航宇局原希望在6月2日能恢复航天飞机飞行任务。航天飞机固体发动机后段原定在1月4日交付给肯尼迪航天中心,现在最早也要推迟到在3月24日才能交付。美航宇局和它的承包商们上周开始对故障进行深入的分析,以便确定助推器的设计还需要做哪些修改来保证它能够安全飞行。从助推器各段装药到达肯尼迪发射场到最后的倒数计数开始,航天飞机需要5个月的准备时间。     

美国第2代重复使用火箭计划揭开序幕

美国国家航宇局已经成立了一个新的计划办公室 ,负责新一代重复使用火箭的研制管理工作。这种新型火箭将比现在的火箭安全得多 ,而且成本将大大降低。按照计划 ,这种火箭将于 2 0 10年开始飞行。设立在航宇局马歇尔航天飞行中心的第 2代重复使用火箭计划办公室是航宇局“航天发射计划”(Space L aunch Initiative)的一部分 ,也是航宇局“综合航天运输计划”(Integrated Space Transportation Plan)的组成部分。“综合航天运输计划”的其他项目包括 :提高第 1代重复使用运载火箭 (航天飞机 )的安全性和为第 3代和第 4代运输系统研究试验新…     

美国的空间计划ALS及先进复合材料的应用

自挑战者失事以来,重新评价如何完成美国空间探索任务目标已成为争论焦点。对于NASA来说,亟待解决的迫切任务是在一次和可重复使用的飞行器基础上确立一种有规律、有保证的去往空间的通道。目前使用的发射系统技术和部件都是25年以前设计出来的。对航天器、地面设备的加工工艺的改进是当前达到低成本、大载荷、高可靠性和频繁发射的必由之路。 NASA/USAF正共同努力设计一种先进发射系统ALS,它尤其重视对未来技术的开发,其中特别是先进复合材料将起着重要作用。文章从固体火箭发动机壳体、发动机喷管、小型卫星运载火箭、贮箱和级间舱等方面探讨了复合材料应用前景。先进发射系统计划的最终目标就是研制实用的低成本运载火箭,把发射成本从目前的3000美元/Ib有效载荷降到大约为300美元/lb。     

未来运载火箭的混合式助推器

美国航天运输系统、西欧阿里安5P 及日本 H-Ⅱ运载火箭在设计上有惊人的相似之处,它们都使用高能低温芯级和两台固体火箭助推器,以便获得较大的起飞推力。挑战者号航天飞机和大力神运载火箭发生事故之前,人们普遍认为固体火箭助推器成本低、简便并且安全。挑战者号和大力神失事揭示出固体助推器存在在一些严重的不安全问题。在此之前,航天飞机的使用经验也表明固体助推器成本根本不象可重复使用系统所要求的那样低。此外,人们还认识到固体助推器会带来严重的环境污染问题。与固体助推器相比,混合火箭推进系统可能具有下列优点:更加安全(TNT 当量接近于零,万一某台发动机点火失败时能够关机,不会脱粘);可选用无毒推进剂;比推力等于或大于固体火箭的比推力。为研究能否用混合式助推器替代固体助推器,进行了系统分析。研制出了一些对混合式推进系统进行参数研究的分析工具(质量模型、性能模型以及弹道模型等)。特别注意了众所周知的混合式助推器的基本问题,即固体燃料装药的几何尺寸设计和燃烧速度问题。尽可能地利用试验数据作为分析模拟的输入数据。1985年首次研究了混合火箭发动机的可能的应用领域。研制出了混合火箭发动机的质量模型和性能模型,模型中考虑到了混合燃烧的特点,即燃烧速度低和工作过程中混合比是不断变化的。经过一些分析工作后,已经证明了用混合式助推器替代固体助推器的前景很好。与固体助推器相比,混合式助推器有很多优点。     

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。     

小型发射级固体火箭发动机点火性能试验研究

为研究小型发射级固体火箭发动机点火性能的影响因素,通过单项点火试验,测试了点火瞬态过程中有无高能点火药、点火药颗粒大小以及点火药在药盒中不同放置情况等状态下的点火压强曲线,并与发动机地面试车试验进行对比。结果表明:有无高能点火药和点火药在药盒中放置情况对点火性能有较大的影响;点火药颗粒大小对点火性能基本无影响。说明单项点火试验可为小型发射级固体火箭发动机点火性能的研究提供依据。     

SLS芯级发动机段结构件进行结构试验

正SLS芯级发动机段结构验证件在米丘德工厂完成制造,准备通过飞马座驳船运至马歇尔航天飞行中心进行结构试验。该发动机段可安装4台RS-25发动机,试验将对发动机段施加拉压和扭转载荷,验证结构件是否能够承受火箭发射、起飞和飞行中的载荷。发动机段装船后,飞马座驳船将穿行1 995 km的河道,到达马歇尔航天飞行中心。为了适应SLS芯级的尺寸,NASA对飞马座驳船进行了改进,长度增加了15 m,相比运输航天飞机外贮箱时,其总质量增加了272 t。芯级所有结构件均由此船运     

航天飞机先进防热系统的飞行载荷试验

NASA艾姆斯研究中心在德赖登飞行研究中心对一些先进防热系统(TPS)进行了飞行气动载荷试验。所试验的两种柔性防热系统材料,可重复使用的表面隔热毡(FRSI)和先进的可重复使用的表面柔性隔热层(AFRSI),现已证明用于航天飞机轨道器上。本飞行试验的目的是在模拟的发射气动载荷下评价FRSI和AFRSI的性能,并且为将来先进的防热系统(TPS)飞行试验提供数据厍。在没有二次流的比较平的典型区域内流场中鉴定了五种防热系统的构型,防热系统材料放在飞机腹鳍的飞行试验台(FTF)上,飞行试验台装在F-104飞机的机身下面。本文描述了所采用的试验途径和试验技术,并且介绍了先进防热系统飞行试验的结果。在飞行试验中防热系统材料承受的气动载荷比设计发射气动载荷高40％。飞行试验后检查防热系统材料禾发现有破坏现象。     

固体推进剂药柱使用寿命的研究

对不同贮存期的固体火箭发动机药柱进行了力学性能试验,得到了推进剂有关力学性能贮存时间的变化规律,分析了固体药柱在生产、运输、贮存和点火燃烧过程的受载状态;对不同贮存期的固体药柱进行了应力、应变状态的分析和计算,结合靶场对贮存十年期以上导弹飞行情况,进行了固体火箭发动机推进剂药柱使用寿命的预示.     

日本超音速燃烧冲压发动机的研究

一、研究概况日本航空宇宙技术研究所从1977年开始研究航天飞机用的吸气式发动机。最初对火箭/冲压组合发动机,包括超音速燃烧进行了各种实验,并对使用火箭/冲压发动机的垂直起落式航天飞机的发射性能进行了计算,证明了其优越性。从1984年起转为超音速燃烧冲压发动机的研究。1986年,以航空宇宙技术研究所为中心开始研究使用超音速燃烧冲压发动机、飞行M数为6～12的单级往返航天飞机。为了发展这些研究成果,对超音速燃烧室进行了实验研究,下面简要介绍其结果。     

硼在固体推进剂中的应用展望

对硼颗粒的点火和燃烧特性研究进行了简要的叙述, 结合硼颗粒点火和燃烧研究进展及其应用情况, 认为以下四方面将会促进硼在固体推进剂中的应用, 即固体火箭发动机整体级方案选用洁净固体推进剂技术、高性能火箭发动机技术、新材料合成技术的发展促进硼在固体推进剂中的应用以及硼在调节固体推进剂燃烧特性中所起的作用.