先进的液氧/烃类燃料助推器发动机

为了满足九十年代末大量的航天运输要求,需要制造一种能运载大型有效载荷的大型运载火箭。大型运载火箭中,助推器发动机是一个很关键的部件。本文介绍了一种用液氢作为冷却剂的三组元推进剂助推器发动机方案,并讨论了使用各种不同的烃类燃料对发动机性能和重量的影响。     

未来大推力液体火箭发动机的方案研讨

根据未来航天运载系统需求，提出采用液化天然气（甲烷、丙烷）作为大推力液体火箭发动机燃料的问题。重点对若干个三组元液体火箭发动机的系统方案进行分析比较。结论是：采用液氧－碳氢燃料－液氢的三组元、两工况液体火箭发动机是大推力液体火箭发展的新方向，为研制单级入轨的新型运载火箭提供新的系统方案     

液氧/烃助推发动机方案

本文讨论的是用于新型运载火箭的助推发动机方案,这种运载火箭采用高能高密度的烃类燃料。对这些烃类燃料进行了讨论,此外,对发动机设计人员在采用这些燃料时所关心的一些问题也一起进行了讨论。对使用这些燃料的各种发动机方案的特性和它们的物理性能一起进行了比较。初步结论表明,把液氢引入液氧/烃助推发动机能带来许多好处。     

以YF-75发动机为平台的三组元液体火箭发动机系统设计

三组元火箭发动机是实现单级入轨的一项关键技术,是以液氧为氧化剂,以高密度的烃类燃料(如煤油)及液氢为燃料,在低高度飞行段采用三组元,在高空采用液氧/液氢双组元,提高了发动机的密度比冲.通过系统平衡计算设计的三组元发动机,建立在YF-75发动机的基础之上,充分继承了已有的液氢/液氧发动机的研制成果,是可以在短期时间内实现的三组元液体火箭发动机.     

LE-7原型发动机试验

LE-7发动机是日本正在研制的用于 H-Ⅱ运载火箭的第一级的高压液氧液氢发动机。就液氧液氢发运机而言,LE-7和使用的 H-1运载火箭第一级LE-5发动机结构相同。为了使其推力提高为 LE-5的八倍,采用了和航天飞机主发动机一样的高压分级燃烧工作方式。     

大型运载火箭,天地往返运输系统主发动机的发展

本文通过世界发展航天技术的先进国家在探索、研究大型运载火箭与天地往返运输系统动力装置方面所取得的成就说明液氢燃料(由于其具有高比冲等独特的优越性)在航空航天技术发展中越来越显示了无比的竞争力。论述了高压分级燃烧氢氧发动机是大型运载火箭芯级动力装置,也是天地往返系统轨道级重复使用动力装置的发展方向,同时指出氢、氧、烃双燃料三组元发动机是大型运载火箭动力装置的新发展方向。论述了以氢为燃料的吸气式组合发动机是发展天地往返运输系统空天飞机动力装置的可能趋势。     

模块设计一次性运载火箭采用的推进技术

本文介绍了采用先进推进技术的一系列模块设计一次性运载火箭的系统分析结果。高性能芯级运载器捆绑上助推器,能使近地轨道的运载能力提高到40000～150000磅。在本文研究中,规定一种新的两级结构芯级运载器,假定正东发射时,近地轨道运载能力为40000磅。如在此芯级捆绑上两台或更多台助推器能进一步提高其运载能力。研究中的芯级运载器结构包括可贮存燃料芯级、烃类燃料芯级和液氢燃料芯级。研究中的助推器包括采用与芯级同样推进剂的各种助推器以及混合推进剂助推器和固体火箭助推器。此外,还评估各种运载火箭方案的起飞总重、结构重量和运载能力。     

超燃冲压发动机用液体正烷烃燃料的燃烧特性

从燃烧特性和对机体冷却的必要性等方面考虑,液氢是比较理想的可将机体加速到高超声速的燃料,但因其燃料箱太大,实际应用有困难。而采用航空燃料,其燃烧特性和冷却性能方面也存在问题。本研究采用单成分碳氢燃料在超燃冲压发动机燃烧室模型中进行了燃烧试验,以了解其基本燃烧特性为目的,对喷气燃料中含量多的正烷烃,按其含碳数从7到16分成5组进行了燃烧试验,比较了每种燃料的自发点火性和保焰性,介绍了试验方法及结果。     

以火箭-冲压发动机为动力的单级入轨运载器的性能分析

本文分析了以火箭和火箭-冲压发动机为动力的垂直或水平起飞、水平降落、有翼单级入轨运载器的几种设计方案,并对这几种方案的性能和成本做了比较。为此,将原来的有效载荷和使用要求与航天飞机相似的液氢液氧火箭运载器做了一些改动,以便与氢燃料冲压发动机相配合。使用吸气式发动机使燃料消耗量明显地减小,但是重量却增加了,因为增加了冲压发动机,同时为了承受更大的气动载荷和热载荷,一些结构也需要加强。分析结果表明,在起飞重量相同的条件下,使用吸气式发动机的飞行器,整个系统的成本要比火箭系统高百分之十九。但是,由于有效载荷增加,使用吸气式发动机其单位运输成本仍然低于火箭系统。     

一甲基肼与肼燃料之比较——采用100磅推力的双组元火箭发动机试验结果

为鉴定用肼(N_2H_4)作445牛顿(100磅力)推力双组元火箭发动机的燃料而制订了试验方案,并与用相同的推力室,采用一甲基肼(MMH)所作试验结果进行了比较。尽管采用肼燃料时,燃烧室壁温较高(约400°F),但采用肼燃料的发动机性能与采用一甲基肼的性能基本相同。提供的结果表明:肼作燃料与用一甲基肼作燃料的马夸特公司的双组元火箭发动机是一致的。     

苏联大型运载火箭主发动机

本文介绍了苏联大型运载火箭现有一、二子级推进系统的情况,其中主要包括RD-170液氧/煤油和RD-0120液氧/液氢发动机的设计规范及总结。文中也介绍了发动机研制新的方向,主要是提高可靠性和安全性。另外,也介绍了三组元推进剂火箭发动机的研制工作。     

未来载人航天运载器用双组元和三组元推进剂发动机的比较

本文通过对三组元推进剂发动机与双组元推进剂发动机几种方案的比较,分析了在降低运载器使用费用的情况下提高运载系统的安全可靠性问题,可供设计未来载人航天运载器时参考。     

LE/7HL液氧/甲烷发动机研究

本文讨论了把 H-Ⅱ运载火箭一级的 LE-7液氧/液氢发动机的推进剂改为液氧/烃的问题。文章从满足工作条件和可靠性要求出发,对 LE-7只作一些改动,即可用甲烷代替液氢作燃料,从而大幅度降低成本。     

H-1运载火箭液氢/液氧贮箱的研制试验

H-1是日本的一种未来运载火箭,能把重约550公斤的有效载荷送入同步轨道。宇宙开发事业团目前正在集中力量加紧H-1运载火箭的最后研究工作。H-1运载火箭具有高运载能力是由于采用了新近研制的第二级液氢/液氧推进系统。第二级推进系统由一个贮箱和一台发动机组成。贮箱直径2.5米,长5.7米,能贮存8.7吨推进剂。贮箱为整体结构,用共底把前部的液氢箱和后部的液氧箱隔开。外表面用2219铝合金制造,涂有聚胺脂泡沫绝热层。共底由玻璃纤维增强塑料蜂窝夹芯和铝合金板制成。贮箱研制中最关键的项目是共底,因此,采用低温结构试验来验证共底结构的完整性。整个贮箱的结构完整性是通过缩比贮箱的低温结构试验和原型箱的室温结构试验来验证的。     

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     

土星Ⅰ(SA-10)运载火箭37B发射场液氢加注系统

本文根据“土星Ⅰ(SA-10)运载火箭和37B发射场各系统功能的说明”(NASA N65-23068)第三卷“液氢燃料系统的功用”对发射场液氢加注系统作了简要的介绍和评述。     

地球同步航天器上使用的先进推进系统研究结果

马可尼空间系统有限公司进行了一项研究工作,这项工作的中心任务是,对照航天器的某一重量范围,把一些不同的地球同步卫星推进系统,就重量,性能和成本等方面进行了比较。这项研究工作包括,就动力和提示的要求以及比推力、最小脉冲冲量、推力量级和推进剂等发动机的特性的影响,对现有的推进系统实物进行概括研究,也就是对系统的状况和效果进行评审。为了确保这项研究工作中所作的假设符合实际,把研究结果(本文介绍了其中一些结果)与得到详细特性数据的现行航天器推进系统的特性作了比较。为了确定这些可能选用的推进系统的成本效益和质量效益。并确定其有效载荷与推进重量之比,分析了这项研究工作的结果。除此之外。通过这项研究发现,先进的推进系统比普通推进系统在性能和成本方面都有明显的改善。这两方面的改善是由于研制了诸如电动泵和以单组元肼和四氧化二氮为推进剂的双组元火箭发动机等新组件而取得的。     

未来空间飞行系统用的积木式液体推进系统方案

作为积木式推进系统中心部件的标准推进组件一直在研制中,以它为基础可以研制出多种多样(有效载荷尺寸和重量不同,轨道高度不同)性能最佳的一级半和两级半运载火箭结构方案。采用这种标准推进组件方案将大大地缩短新的运载火箭的研制时间,并大大地降低研制成本。这种标准推进组件能配置七台航天飞机轨道器用的主发动机和直径为331英寸(8.407米)的外贮箱。本文讨论了采用这种积木式结构的三种运载火箭结构方案。它们具有以航天飞机系统固体火箭助推的各种运载火箭的运载能力,对于300海里(555.9公里)园轨道,运载能力为200000磅(90.6吨)～500000磅(226.5吨)。通过这三种结构方案具体地说明了这种标准推进组件如何以发动机结构对称和不对称配置方式被应用于驮式、串联式、以及驮-串联组合式的运载火箭结构方案中。这种标准推进组件方案还可以用于其它直径和以烃类为燃料的液体助推火箭,甚至可以用于未来的可回收的助推火箭。     

新型陶瓷复合材料双组元推进剂发动机

SEP公司在国际空间技术展览会上透露了该公司新一代双组元液体发动机的情况。这种发动机的燃烧室由陶瓷复合材料制成,产生中小推力,可用于哥仑布空间站或使神号航天飞机。两年来,SEP公司一直按照DEN的合同进行这项实验计划,以便将Cerasep耐热结构复合材料用于双组元液体火箭发动机,以提高其性能(能在更高温度下工作),延长寿命(更好的耐腐蚀性能、抗热循环能力),增加其可靠性(无需防氧化涂层),同时,还能减轻重量,降低成本(结构简单)。目前,SEP公司已经完成持续工作十多个小时而无     

液氧/甲烷/氢三组元推进剂助推发动机设计方案

本丈讨论的是液氧/甲烷/氢三组元助推发动机的设计方案。发动机中采用液氢,可以消除或大大减少由设计高压、重复使用的烃助推发动机而带来的风险。