沟槽结构液氢冷却式火箭燃烧器的研究

日本航空宇宙技术研究所的液氧/液氢火箭发动机研究工作,包括涡轮泵装置和燃烧器(译注:此系试验用火箭发动机的燃烧室和试验管路系统的总称)在内,都是和宇宙开发事业团共同搞的。液氢冷却式燃烧器的研究,其目的在于为获得宇宙开发事业团所进行的推力10吨级发动机的研制所需基础资料和冷却设计数据,并通过缩尺模型的研究,积累了综合性     

液氧涡轮泵的试制研究

一.绪言日本为了发射大型人造卫星,正以宇宙开发事业团为中心实行推力10吨级氢氧发动机开发计划。航空宇宙技术研究所和宇宙开发事业团共同研制液氧/液氢涡轮泵。这种涡轮泵采用独立的双轴燃气串联涡轮结构。现在以航空宇宙技术研究所为主正在研制液氧涡轮泵。以宇     

液体火箭用液氧泵和液氢泵

使用液氧和液氢做推进剂能提高液体火箭的性能,因此,日本也期望早日研制液氧液氢火箭。现在,以宇宙开发事业团为主正在研制10顿级液氧液氢火箭发动机。如图1所示,液体火箭发动机的重要组件涡轮泵,是由把贮箱内的推进剂压送到燃烧室中去的泵和驱动泵的燃气涡轮所组成。近年来,由于航天飞机主发动机(SSME)都采用     

日本连续进行LE-7发动机试验

最近,日本宇宙开发事业团连续进行了几次LE-7液氢-液氧发动机试验。3月27日在对LE-7发动机进行全程350s试验时,因在液氢涡轮泵附近发现气体泄漏,进行到132s时提前关机。尽管这次试验出现了故障,宇宙开发事业团     

液氧/液氢推进系统的研制

日本液氧/液氢推进系统(打算用于未来日本运载火箭H-1的第二级)的研制计划,目前正由日本有关火箭技术的三家有代表性的机构,即:宇宙开发事业团,航空宇宙技术研究所和东京大学宇宙航空研究所合作执行。宇宙航空研究所从1975年便开始按照自己的计划进行液氧/液氢推进系统研制性的研究工作,到1980年,七吨级推力的发动机各主要组合件的研制性试验已接近完成。该发动机的推力室为管束式结构,其额定设计性能为:真空推力7000公斤,真空比推力433秒。燃气发生器为侧向出口逆流型式,它由球形燃烧室,12个同轴式喷嘴的喷注器和一个起动活门组成。涡轮泵的结构设计是非常特殊的,它在过去的火箭发动机上从来未曾研制过。液氧泵和液氢泵分别安装在各自的终端,而涡轮装在涡轮泵装置的中央,两台泵各自装在互不相连的两根轴上,因为两个涡轮转子之间没有导向叶片(静子),所以两个转子彼此按相反的方向旋转。固体推进剂燃气发生器用作涡轮的起动器。1980年6月,发动机系统与这些组合件一起组装并进行了试验。宇宙航空研究所在管束式推力室研制的同时,还正在研制沟槽式推力室,此种推力室准备用于未来的高性能发动机,沟槽式推力室的制造采用了扩散焊接工艺。本文介绍了由宇宙航空研究所进行的液氧/液氢推进系统方面的研制现状。     

LE-5火箭发动机液氧和液氢涡轮泵的研制

宇宙开发事业团从1981年开始研制H-1火箭,这是日本未来的运载火箭。它的第二级采用10吨推力(真空)的液氧和液氢泵压推进系统,该推进系统有一燃气发生器循环的发动机(LE-5)。1977年以来,宇宙开发事业团和航空宇宙技术研究所已经在研制LOX和LH_2涡轮泵系统(双轴串联涡轮)。在1980年成功地完成了涡轮泵系统的全功率闭式回路试验。本文将介绍涡轮泵系统研制方面的进展。     

液氧涡轮泵轴密封的密封性能和耐久性

10吨级液氧液氢火箭发动机LE-5正由日本宇宙开发事业团负责研制。用于LE-5的涡轮泵的研究和生产以日本航空宇宙技术研究所为主、宇宙开发事业团协助进行。液氧涡轮旋转轴密封的研制与液氧涡轮泵的研制密切相关,本报告介绍了液氧涡轮泵的旋转轴密封的密封性能和耐久性。液氧涡轮泵的轴密封是由一个液氧密封(端面接触金属膜盒机械密封),一个驱动涡轮的热燃气密封(扇形流体动力周向密封)和氦气吹除密封(双道扇形流体动力周向密封)。其工作参数如下;机械密封的转速为16500转/分,密封液体的压力和温度为15大气压和90K,驱动涡轮的热燃气密封的燃气压力和温度为3大气压和700K,氦气吹除密封的压力和温度相应为3大气压和常温。液氧涡轮泵的轴密封系统在液氧涡轮泵和液氧液氢涡轮泵系统的试验表现良好。试验长达2000秒后的磨损量在允许范围内。密封的耐久性试验在密封试验台进行,其中热燃气密封的结构改变为双道。耐久性试验的工况除了起动和停车外与液氧涡轮泵试验相同。经过长达7000秒的试验,密封性能令人满意。机械端面密封的石墨密封环的磨损量小于10微米,扇形周向密封浮动环的磨损量小于15微米。根据这些试验结果可以确信旋转轴密封的密封性能,耐久性和可靠性完全满足液氧涡轮泵的使用要求。     

用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧、液氢涡轮泵

本文叙述用于1吨推力级火箭发动机的小型液氧和液氢涡轮泵的设计、制造和试验工作。为应用于膨胀循环的火箭发动机,涡轮泵是单轴型的。涡轮泵的研制工作已于1981年开始,到1983年3月就圆满结束。     

日本7吨推力氢氧发动机用涡轮泵的试验

一、概况日本在研制氢氧发动机方面,已建立了由航空宇宙技术研究所、宇宙开发事业团和东京大学宇宙航空研究所三家协作的联合体制,并开始走上了三家在计划、研制和研究成果互相通报的轨道。东京大学宇宙航空研究所以这次推进会议为中心,发表了自己的研究成果。这里,我们不妨再回顾一下正在研制中的液氢液氧涡轮泵的研制方针和开发经过。     

液氢用高速接触式机械密封的密封特性研究

一、序论液氢液氧火箭发动机的突出优点是推进剂单位质量具有相当大的推力。但是,研制这种发动机必须解决包括超低温因素在内的各种问题。涡轮泵是减轻推进剂贮箱重量的必要部件,它由输送推进剂的泵和驱动该泵的燃气涡轮     

HM60发动机涡轮泵的初步结构

本文叙述HM60发动机两台涡轮泵的基准结构。液氧涡轮泵由一个诱导轮,一级离心叶轮和单级冲动悬臂涡轮组成。液氧冷却的前轴承位于诱导轮和主叶轮之间,后轴承用液氢冷却,一道氦气吹除密封隔开两种推进剂;氧涡轮泵的轴是亚临界轴。液氢涡轮泵由一个诱导轮,两级离心叶轮和两级涡轮组成;前轴承位于诱导轮和第一级主叶轮之间,而后轴承则在涡轮外侧,两个轴承均用氢冷却。氢涡轮泵的轴是超临界轴。     

航天飞机主发动机将延长使用寿命

迄今,航天飞机进行过11次飞行任务,在各次飞行中主发动机性能良好,达到预期的效果,POGO也得到控制。但是,航宇局认为,主发动机,特别是液氢涡轮泵和液氧涡轮泵的寿命需要延长。到目前为止,主发动机的制造商——洛克达因公司在航天飞机每次飞行后都要对主发动机进行检查.涡轮泵组件有时需要更换,有时经过数次飞行     

日本运载火箭商用化计划

日本正在发展先进空间技术,以求在下个十年内大力促进运载火箭商业化。1986年8月31日,H-1火箭首次发射成功标志着日本国产液氢/液氧推进技术有了好前景。H-Ⅱ第一、二级也采用了氢氧发动机。日本宇宙开发事业团计划改进H-Ⅰ第二级 LE-5发动机。用氢气驱动涡轮泵,预计推力达26500磅。     

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     

第一章 减重对传热的效应

液氢涡轮泵的热动力改进计划可细分为三项相互有关的任务:1.研究涡轮泵在减重情况下的预冷时间;2.确定为提高预冷效果而采用有涂层的输送系统的可能性和有效性;3.确定改进后的设计准则对发动机起动能力的影响。     

LE－7发动机液氢涡轮泵研制中的问题

日本ＬＥ－７发动机的液氢涡轮泵在研制过程中多次出现问题，经对涡轮叶片、叶轮、导流叶片、轴系做了大量修改和试验后得到解决。     

航天飞机主发动机新泵研制受预算缩减冲击

美航宇局研制航天飞机主发动机上的新液氧和液氢涡轮泵的计划已经受到预算压缩的影响。新涡轮泵寿命时间为55次飞行,累计工作时间将近7.5小时,计划于1994年开始使用。虽然新的氧化剂涡轮泵仍能在1994年开始使用,但新的液氢涡轮泵的鉴定计划将要推迟到氧化剂泵通过飞行验证之后,这就大大地推迟了两个涡轮泵一起参加飞行的时间。因为现在的火箭达因公司研制的泵在仅仅经过6次飞行之后即发现过早的磨损而需要进行大修,所以1986年航宇局选择普拉特·惠特尼公司研制新     

LE—7发动机液氢涡轮泵研制中的问题

日本ＬＥ－７发动机的液氢涡轮泵在研制过程中多次出现问题，经对涡轮叶片、叶轮、导流叶片、轴系做了大量修改和试验后得到解决。     

涡轮泵装置的修正试验计划

本文对NAS-27794涡轮泵试验计划进行了校订与修正。这篇报告包括以下内容: 1.修正后的液氧涡轮泵研制试验程序。 2.修正后的液氢涡轮泵研制试验程序。 3.液氧和液氢涡轮泵验收试验程序。     

航天飞机主发动机装上改进型涡轮泵

普拉特·惠特尼(P&W)公司已经为航天飞机主发动机(SSME)提供了第一套改进型涡轮泵。 8月27日,当一台液氧涡轮泵运到航宇局(NASA)的John C Stennis航天中心时,这批供货宣告完成。这台液氧涡轮泵将同从5月开始就一直在那里进行试验的P&W公司的液氢涡轮泵接合在一起试验。