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。     

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。     

热量控制对液氢液氧火箭发动机及运载火箭的影响

低温推进系统要遇到地面试验、第一次燃烧和轨道滑行后再次起动等多种发动机的起动环境。这些工作方式要求发动机与级必须良好的协调配合,尤其是对推进剂输送系统及发动机各分系统的热量控制。影响推进剂输送系统工作条件的范围极广泛,括括静态试验,第一次点火及轨道再次起动时的各种热负荷和加速度力等。为了保证泵的净正吸程和维持涡轮泵的热量控制,目前使用一种在发动机起动以前,就使推进剂通过输送系统的方法来实现热量控制。由此所带来的设计及工作准则就与级和运载火箭紧密相关了,例如:包括辅助推进以及象推进剂贮箱在推进泄放中使推进剂下沉的方法。对发动机的热敏感部件要采取环境控制,环境保护或专门的程序,以保证发动机的多次起动性能。一个例子是,为避免泵在快速瞬态起动时失速,对推力室要进行预冷。今后发动机的发展方向是趋向于扩大系统的适应性。也就是在没有专门的预起动调节的情况下,就能适应广泛多变的环境。     

用于H-1运载火箭的LE-5氢氧火箭发动机

LE-5是日本研制的第一台低温发动机。它是为H-1的第二级设计的。H-1三级运载火箭能把550公斤的有效载荷送入地球同步轨道。 LE-5发动机为燃气发生器循环系统和中等燃烧室压力的发动机,其真空额定推力为10吨。推进剂是液氧和液氢,推进剂的混合比能通过两个旁通活门分成三档控制。发动机的再起动能力是由一种独特的方法行使的,在这种起动方法中,用以驱动涡轮泵转动的氢气,是从燃烧室放出的。宇宙开发事业团和航空宇宙技术研究所合作完成了LE-5原型发动机的研制,并在1981年3月至7月成功地进行了点火试验。宇宙航空研究所已经研制了它自己的原型发动机,作为宇宙开发事业团/航空宇宙技术研究所的后备计划,宇宙航空研究所的发动机试验也获得成功。本文介绍了LE-5发动机及其主要组件的设计和研制现状,叙述了宇宙航空研究所的发动机系统和试验结果。     

长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机系统

长征三号甲运载火箭三级氢氧发动机是我国研制的第二台液氢液氧火箭发动机，该发动机由两台单机并联组成，发动机系统采用了一些新技术。     

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。