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。     

阿瑞斯1火箭上面级研发进展

阿瑞斯1火箭是美国重返月球计划下研发的载人运载火箭。它采用两级结构,一子级采用五段式可重复使用固体火箭助推器（RSRB）,二子级为全新低温上面级,采用J-2X发动机。该发动机为土星5火箭上面级发动机J-2的改进型。     

NASA计划改进阿瑞斯5火箭设计方案

为确保阿瑞斯5火箭具备将牵牛星月球登陆器、4名宇航员以及货物送到月球任意地点的能力,美国国家航空航天局(NASA)计划改进阿瑞斯5火箭的设计方案。阿瑞斯5火箭先前的设计方案为:火箭全长110 m,芯级使用5台普?惠-洛克达因公司的RS-68氢氧发动机并捆绑2枚5段式航天飞机固体助推器,第2级(地球飞离级)采用1台J-2X发动机,近地轨道运载能力124.6 t,奔月轨道运载能力54.6 t。     

美国国家航天局将对J-2X发动机组件进行试验

目前，美国为阿瑞斯1和阿瑞斯5火箭研制的J-2X上面级发动机组件已安装在美国国家航天局（NASA）斯坦尼斯航天中心A-1试车台上，计划在2007年11月至2008年2月期间进行多次试验。试验件包括1个发生器和1台发动机涡轮泵。     

新型发动机J-2X将进行系列试验

美国国家航空航天局(NASA)于2007年12月开始对J-2发动机(曾用于阿波罗时期土星IB和土星V火箭)的电源组、燃气发生器和涡轮泵等关键部件进行系列试验。试验所得数据用于制造新一代发动机J-2X。J-2X将用于美国重返月球火箭阿瑞斯1和阿瑞斯5的上面级。     

爆炸箔点火器研究

介绍了爆炸箔冲击片点火器的原理及基本特性。采用冲击片点火器与点火药盒一体化设计,制作了一种结构新颖的爆炸箔冲击片点火器。对其性能进行了试验研究,并与火箭发动机点火药进行了联试。结果表明,该点火器可耐3A直流电流、5min不发火,能抗静电、射频及电磁干扰,能安全、可靠地点燃火箭发动机点火药。     

双脉冲内埋点火方案初步探索

针对双脉冲固体火箭发动机,设计了一种适合于第2脉冲点火的内埋点火方案。该方案采用环形点火器,药粒状的硼/硝酸钾作为点火用药,使用可烧蚀的高强度铝合金材料作为点火器壳体。点火器承压试验表明:在第1脉冲工作过后,环形点火器结构完整性,且点火过程无吹出物;此外,通过采用钝感电点火管和静电消除等方式保证了点火系统的安全性。     

宇宙神5改进型固体助推器成功进行第3次试验

洛·马公司和航空喷气公司于1月28日在加利福尼亚爱德华空军基地成功地进行了宇宙神5改进型(B型)固体火箭助推器(SRB)的点火试验。此次点火试验的燃烧持续时间90 s,平均推力达1 112 kN。B型固体助推器具有增强的性能和更高的可靠性,将用于洛·马公司的宇宙神5运载火箭。这是在航空喷气公司新固体火箭助推器试验靶场上进行的第3次B型助推器的试验,前两次试验分别于2005年4月1日和5月24日进行。先前的试验结果表明,发动机、隔热材料和喷管具有良好的性能和设计余量。B型计划由洛·马公司在2003年发起,此前,A型已成功完成了鉴定飞行试验。…     

法尔肯火箭新型隼1C发动机完成鉴定试验

空间探索技术公司(SpaceX)宣布已经完成了新一代液体火箭发动机隼1C的鉴定试验,该发动机将用于法尔肯1第1级、法尔肯9中型及重型火箭的第1级和第2级。整个鉴定试验是在完成研制试验之后开始的,在少数已生产完的发动机上进行试验,对发动机的最终设计进行验证,为大批量生产奠定基础,整个试验是在位于德克萨斯试验设施内进行。     

单项点火试验在小型固体发动机点火设计中的应用

阐述了小型固体火箭发动机点火装置单项点火试验的目的、作用,结合具体发动机点火装置研制,设计了单项点火试验容器.根据单项点火试验结果,对点火药药量、初始点火容积、喷管设计状态、点火方式、环境条件等因素对点火器点火性能的影响进行了分析,并对初始点火设计参数进行了调整.研究结果表明,基于单项点火试验所做的设计改进,解决了发动机研制初期遇到的点火延迟、低温点火失效等问题.     

法尔肯-1火箭第2次发射被推迟

法尔肯-1火箭在进行静态点火试验前的最后检测时，推力矢量控制系统中用于俯仰控制的作动器出现问题，因此第2次发射可能被推迟。由于该部件在本次静态点火试验中不会被用到，所以专家们决定继续对其进行点火试验，以获得发动机点火、发射台声振、整个系统状态的相关数据。试验后，火箭将被送回检测厂房，再对故障部件进行彻底检查。此次发射原计划于1月21日从太平洋的夸贾林环礁发射场发射升空，为美国国防预先研究计划局（DARPA）进行一次验证飞行。为按计划进行法尔肯-1火箭的第2次发射，SpaceX公司于1月16日完成了飞行准备就绪评审，并进行了发射前1min倒计时的水试。火箭与地面系统均处于适于飞行状态。     

织女火箭三子级发动机首次点火试车成功

2008年10月23日，欧空局在意大利撒丁岛的试验场成功完成了织女火箭三子级发动机Zefiro 9A的首次点火试车。Zefiro 9A发动机将在2009年织女火箭飞行鉴定试验前完成两次点火试车，第2次点火试车将在2009年2月进行。     

在模拟的压力高度上民兵第三级火箭发动机的产品质量保证试验

为了支持民兵导弹第三级产品质量保证试验计划,1973年3月5日在火箭研制试验台(J-5)发动机试验装置(ETF)上对LGM-30G第三级固体推进剂火箭发动机PQA-103进行了点火试验。发动机的内弹道特性、液体喷射推力矢量控制系统、滚控系统和推力终止系统的性能都满足型号技术规范的要求。在压力高度为102000英尺的条件下,于发动机点火之前2.5秒,按预定的程序进行了滚控燃气发生器与液体喷射推力矢量控制隔离点火器的点火,发动机是在压力高度为101000英尺的条件下点火的。发动机点火延迟时间为89毫秒,点火后59秒,在燃烧室压力为75.3磅/英寸~2绝压下发动机推力终止。在59.93秒长的开车时间内,发动机产生的未增强的真空总冲量为2083103磅·秒。未增强的真空比冲是284.96磅·秒/磅。推力终止时的最大级间压力满足技术规范的要求。发动机点火后,其结构的完整性符合要求。     

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。     

某型号固体火箭发动机点火器冲击试验分析

为了验证点火器对发动机装药的冲击情况,对2种结构、5种状态的点火器进行了35发模拟点火试验,验证了不同状态点火器的点火冲击情况.结果表明:传火药盒是点火器点火冲击的主要来源,传火药盒药量增大,冲击梯度也增大,此外,采用玻璃钢网壳结构可减小点火冲击.     

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。     

微型续航固体火箭发动机设计及试验方法研究

介绍了毫米级固体推进剂火箭发动机的设计和试验方法,并将其用作一次性的执行微型传感器网络节点系统的展开平台.此火箭发动机由燃烧室、推进剂燃料、喷管、点火器组成.点火器采用电点火方式.对微型化后需解决的火箭设计问题进行了讨论,提出了相应的设计原则和方法.用这种方法设计的火箭质量仅为2 g,比冲在230～860 N·s/kg范围内,测量到的推力达到24～230 mN.     

整体可燃式点火器点火故障分析及设计改进

以提高发火元件与点火器之间的换热效果为基础,将点火器由自由放置改为粘结固定,解决了某小型固体火箭发动机整体可燃式点火器研制过程中出现的低温点火失效问题;经模拟点火试验验证,将点火药集中于点火器中央,同时采用提高发火元件输出能量等措施,可解决另一类似发动机的低温点火失效问题.     

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。     

超期贮存固体火箭发动机药柱力学性能试验研究

固体火箭发动机药柱在生产、贮存、运输和使用过程中，将承受各种复杂的载荷。为保证固体火箭发动机点火和飞行的安全可靠性，要求药柱必须具有良好的力学性能：文市解剖了三台某型超期贮存战术导弹助推器的固体火箭发动机，对其药柱进行力学性能试验，根据试验数据对药柱进行结构完整性分析，判断药柱在受力过程中是否会产生破坏或不能允许的变形量，为正确评估该型发动机服役寿命提供参考。