推进系统

S-ⅣB 级的主推进系统由一台 J-2火箭发动机、燃料系统、氧化剂系统、贮箱增压系统、发动机冷却系统、以及推进剂利用系统组成。J-2发动机燃烧液氧和液氢,它在飞行的第二助推阶段提供推力,以便把 S-ⅣB 级和有效载荷送入轨道。该发动机除提供主推力外,还在动力飞行期间为校准飞行路线的偏差提供调节力。飞行路线的修正是由仪器仓制导和控制系     

土星V S-Ⅱ级发动机作动系统

S-Ⅱ是土星V运载火箭的第二级,它是北美航空公司为马歇尔空间飞行中心所研制的一种能完成多种飞行任务的大型助推器,主要用于阿波罗计划。 S-Ⅱ级的推力是由5台J-2发动机提供的。其中一台是位于中心的固定发动机,其余四台是摆动发动机。每台摆动发动机各有一套独立的作动系统,以提供液压动力来控制飞行器在S-Ⅱ级主动飞行段的推力向量。     

概述

土星 S-ⅣV 级是麦克唐纳·道格拉斯宇宙航行公司1960年为土星计划研制的 S-Ⅳ级的改进型,它是土星 IB 火箭的第二级,也是土星Ⅴ火箭的第三级。本文主要介绍用于土星 IB运载任务的 S-ⅣB 级(图1)。S-ⅣB 级及后级间段在一级动力飞行期间作为第一级和仪器舱之间的承力结构;一级工作结束后,它接续工作,最后把有效载荷送入地球轨道并进行轨道滑行稳定。S-ⅣB 级的主要结构部件有:后级间段,前、后裙段,推力结构和贮箱段。主要系统     

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。     

火工品系统

火工品系统用于级间分离时切断连接 S-IB 和 S-IB 级的张紧带;点燃四台反推火箭使耗尽燃料的 S-IB 级减速;点燃三台正推火箭使 S-IB 加速保持 S-IB 级推进剂沉底以便J-2 发动机启动;还用于点燃安装在液氢和液氧箱上的线型装药切断贮箱,消散推进剂,炸毁火箭保证靶场安全。级间分离S-IB/S-IB 级的级间分离是在 S-IB 级外围发动机关机后1.3秒钟依照 S-1B 级开关选     

第三章 发动机系统分析

在这一项任务中,分析研究了在各种预冷条件下的发动机起动情况和再起动要求。着重的是系统预冷方式、两相抽吸能力、涂层效应、以及土星S-ⅣB级燃料提前预冷的分析。发动机的数学模型已经公式化,并已用于研究发动机在起动和再起动过程中的运转情况,叙述了用模型预测的瞬变过程,和为评定液氢泵的改进而对系统进行研究的结果。分析了J-2发动机燃料提前热调的起动程序,以便在正常的泵的回流预调系统万一不起作用的情况下提供一个后备的起动程序。     

涡轮泵在饱和液氢中的工作

引言液氧液氢发动机的饱和液氢涡轮泵的工作计划在马歇尔空间飞行中心进行,该计划用J-2发动机和S-IVB级部件验证“零贮箱NPSH”的适用性。这项计划的第一阶段是J-2氢泵试验,第二阶段为J-2发动机试验。本文提出了同零贮箱NPSH”的定义,说明了该工作模型需要的试验方式,并发表了验证其适用性的试验计划。     

结构

S-ⅣB 级结构包括主要承载结构(推进剂箱,前、后裙,发动机推力结构和后级间段)和非主要结构(主隧道管,辅助隧道管和气动整流罩)两部分(图5)。主要结构部件传递有效载荷和仪器舱施加给第一级(S-IB 级)的力,并承受 S-ⅣB 级本身的载荷保持结构的完整性。壳体的局部结构还要承受安装仪器,突起物和外部系统产生的局部载荷。这级需要选用的极限安全系数为1.4。壳体承受的主要载荷条件包括验收点火试验,发射前,助推,级     

J-2氢泵零贮箱净正吸程工作的实验研究

在马歇尔空间飞行中心的J-2涡轮泵试验台上进行了一系列J-2发动机的氢泵试验。试验目的是验证该泵在零贮箱净正吸程条件下起动和工作的可行性。试验台用燃气发生器作驱动泵的动力,贮箱和泵入口之间使用了S-ⅣB级的燃料输送系统。泵在零贮箱净正吸程下工作就是要求它能够在其入口处为两相流的条件下工作。这是由吸入系统的管路损失和速度头使压力从贮箱出口处的饱和状态下降到泵入口处的两相范围的状态。为了验证泵的两相工作能力,在几种不同的泵流量和泵转速,以及几种不同的氢容积温度下进行了泵的汽蚀和起动瞬态试验。本文发表的汽蚀数据,是在几种泵的工作状态和氢容积温度下,用泵的压升与蒸汽容积含量之间的关系表示的。本文还将起动瞬态数据与泵的常规起动数据和J-2发动机的常规起动数据进行了比较。液体推进剂火箭发动机在零贮箱净正吸程下的起动和工作能力,对要求进行多次发动机起动的空间飞行器来说,是最理想的一种特性。具有这种能力,飞行器上就可以不用再增压系统,而且还能把起动前推进剂的调节要求减少到最低限度。该涡轮泵试验计划已经证明,零贮箱净正吸程的工作方式对液氢来说是可行的。     

测量遥测系统

S-ⅣB 级仪器系统由测量系统和脉码调制/数字数据获取系统的遥测系统组成。这两种系统的主要设备均装在前裙段和后裙段内。图60为遥测系统方块图。     

液体火箭发动机先进的增压系统

为了减轻增压系统的死重量并简化增压系统,以土星VS-ⅣB级火箭作为一个典型实例进行分析,提出了一个新的途径。土星的增压系统是用九个球形高压氦气瓶和一个加热氦气的氢氧燃烧器。包括关机时贮箱内的1000磅增压气体,总的死重大于1650磅。先进的增压系统为了在20％推力下重复起动,燃料箱和氧化剂箱在主动段的增压分别采用了J-2S发动机产生的氢气和氧气。在飞行终端,发动机在20％推力下再工作,直到把1000磅剩余液体推进剂(现有的死重量)作为有用推进剂燃烧完,继之以贮箱中75％的气体在无推力状态下进行燃烧。这样可以增加有效载荷2250磅,这个量相当于减轻发动机的重量58％。     

从S-Ⅳ到S-ⅣB:宇宙探索用火箭级的演变

美国NASA依靠巨型土星Ⅴ运载火箭,达到了人类登月的目的。社会上普遍把这种火箭当作现代技术的顶峰,说它非凡地综合了超出大多数人的认识的最新科学和技术成就。不过,工程师们更重视这种巨型火箭的演变过程。本文涉及了研制三级土星Ⅴ运载火箭的S-ⅣB级的演变历史。S-ⅣB曾作过二级土星1B火箭的第二级,而S-ⅣB的前身S-Ⅳ级是土星Ⅰ火箭     

电气系统

S-ⅣB 级电气系统为飞行任务提供和分配全部交流和直流电源。它包括两个主要的分系统:一个是电源分系统,它由级的所有电源组成,如一次电源(电池)和二次电源(预冷变换器、推进剂利用静态变流器和各种激励组件)。一次电源有四组电池,这四组电池分别能提供28伏和56伏直流电。两组电池安装在前裙段,两组电池安装在后裙段;另一个是电气控     

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。     

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。     

基于BP神经网络的固体导弹耗尽关机姿态调制方法研究

针对固体火箭发动机燃料剩余问题,采用BP神经网络逼近算法,推导建立了一种适用于耗尽关机条件下,对导弹2级飞行进行能量管理的姿态调制方案。该方案在干扰条件下根据再入弹道倾角要求、推力偏差及射程的不同,2级点火10 s时弹上在线计算调制姿态,保证了能量消耗精度的同时为导弹在耗尽闭路导引段进行闭路制导提供了前提条件。通过仿真验证了该模型的正确性和可行性。     

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。     

固体火箭级间分离憋压影响的天地差异性分析

地面发动机与分离联合试车是考核级间分离方案的有效方法,但由于边界条件的差异性,在地面试验中,级间分离后出现了发动机"推力波动"现象。对该现象的机理进行了分析,并设计模型进行仿真,通过仿真分析,认为飞行过程中不会出现此现象,并且该分析结果得到了飞行试验的验证。     

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     

双燃烧室冲压发动机试验

根据波音公司授予的合同 ,航空喷气发动机公司正在为HyFly高超声速远程打击导弹研制双燃烧室冲压发动机 ,目前已完成发动机样机的风洞试验。重型自由射流发动机风洞试验的速度范围为Ma =3.5～ 6 .5。据航空喷气发动机公司称 ,改进型重型发动机将于 2 0 0 3年11月进行试验。同时 ,该公司正在为HyFly试验研制飞行结构发动机。波音公司将进行 11次飞行试验 ,其中后 8次为碳氢燃料冲压发动机推进的有动力试验。预定 2 0 0 3年下半年 ,将利用无动力可控飞行器进行分离试验。预计 2 0 0 4年末进行Ma =4的有动力飞行试验 ,2 0 0 5年进行Ma =6的…