航天新动力：膏体推进剂火箭发动机

现在的航天器或航天运载器使用的动力装置，绝大多数是化学推进剂火箭发动机。也就是液体推进剂火箭发动机和固体推进剂火箭发动机。前者结构复杂，推力大小和方向控制容易；后者结构简单，推力方向控制较难．尤其是推力大小的调节和多次启动非常困难。还有一种混合推进剂火箭发动机．是以固体燃料、液体氧化剂或固体氧化剂、液体燃料组     

固体火箭冲压发动机无喷管助推器性能分析

采用一维准定常方法,对整体式固体火箭冲压发动机的无喷管助推器内弹道进行了计算.计算结果表明,随着燃面的推移,燃烧室压强下降很快,而推力增大;助推器比冲偏低;对于高燃速固体推进剂,燃速沿通道降低,固体装药通道燃烧成先收缩再扩张的形状.     

阿连特技术系统公司和洛马公司对SLIRBM进行了发动机试验

在美国海军的潜射中程弹道导弹（SLIRBM）助推器系统验证项目中，阿连特技术公司（ATK）和洛马公司已成功试验第一级助推器发动机。在犹他州普罗蒙特里的一个ATK实验室中，ATK公司的改进型Orion 32-7固体推进剂火箭发动机持续50s产生最大推力。     

未来运载火箭的混合式助推器

美国航天运输系统、西欧阿里安5P 及日本 H-Ⅱ运载火箭在设计上有惊人的相似之处,它们都使用高能低温芯级和两台固体火箭助推器,以便获得较大的起飞推力。挑战者号航天飞机和大力神运载火箭发生事故之前,人们普遍认为固体火箭助推器成本低、简便并且安全。挑战者号和大力神失事揭示出固体助推器存在在一些严重的不安全问题。在此之前,航天飞机的使用经验也表明固体助推器成本根本不象可重复使用系统所要求的那样低。此外,人们还认识到固体助推器会带来严重的环境污染问题。与固体助推器相比,混合火箭推进系统可能具有下列优点:更加安全(TNT 当量接近于零,万一某台发动机点火失败时能够关机,不会脱粘);可选用无毒推进剂;比推力等于或大于固体火箭的比推力。为研究能否用混合式助推器替代固体助推器,进行了系统分析。研制出了一些对混合式推进系统进行参数研究的分析工具(质量模型、性能模型以及弹道模型等)。特别注意了众所周知的混合式助推器的基本问题,即固体燃料装药的几何尺寸设计和燃烧速度问题。尽可能地利用试验数据作为分析模拟的输入数据。1985年首次研究了混合火箭发动机的可能的应用领域。研制出了混合火箭发动机的质量模型和性能模型,模型中考虑到了混合燃烧的特点,即燃烧速度低和工作过程中混合比是不断变化的。经过一些分析工作后,已经证明了用混合式助推器替代固体助推器的前景很好。与固体助推器相比,混合式助推器有很多优点。     

固体推进剂管道火箭

本发明介绍一种固体推进剂管道火箭。固体推进剂管道火箭是一种混合推进系统,它由固体火箭发动机和进气管道组成。火箭发动机内装有贫氧固体推进剂,推进剂燃烧时,向补燃室喷入富油燃气。这种燃气同通过管道、扩压器进入补燃室的空气混合并燃烧。最后燃气通过尾喷管加速,产生飞行器的推力。     

铝粉含量对火箭发动机推力影响研究

建立了固体火箭发动机喷管的气固两相流计算模型,对不同铝粉含量的复合固体推进剂的燃气在喷管中的两相流动进行了数值模拟。研究了推进剂中铝粉含量对发动机推力性能的影响规律;通过对速度场和压力场分析并结合推力基本计算公式得出发动机推力变化趋势,结果表明：在其他成分不变的情况下,随着单位质量复合推进剂中铝粉含量的增加,燃气流动速度降低、压力升高,火箭发动机的推力呈现先增大后减小的变化趋势。     

捆绑六枚固体助推器的德尔它火箭的底部热环境

德尔它火箭是由捆绑六枚固体推进剂助推器增加推力的雷神火箭演变而成。本文介绍了它在飞行中的底部加热测量值,并与雷神火箭三个早期结构的类似测量值做了比较,每种情况的主要侧重点是总加热率的测量。然而,并已获得了大量有关专门确定加热源及其对总环境影响方面的数据。现已观察到,固体推进剂助推器排羽辐射是三个增加推力结构的主要加热源,而涡轮排气的回流和复燃(特别是火箭在跨音速飞行期间)是第二个最重要的影响因素。尽管固体助推器增加了辐射热,但它们的存在减少了由助推器工作期间底部抽吸造成的回流。而且,从观察到的现象来看,即使助推器在熄火后,它们的存在依然会减小加热率。     

信息动态

针对导弹武器对推力随机可控固体火箭发动机的需求,介绍了一种新型燃烧可控固体推进剂及其动力装置技术.具体介绍了燃烧可控固体推进剂的基本特征、各项性能、燃烧可控固体推进剂动力装置的连续性多次启动特性、推力主动实时可控特性及其应用进展.对燃烧可控固体推进剂动力装置技术的未来发展进行了展望,燃烧可控固体推进剂发动机有望取代液体姿轨控及末修发动机,作为导弹武器动力装置或辅助动力装置,可显著提升导弹武器生存能力及突防能力.     

一种燃烧可控固体推进剂及其动力装置技术综述

针对导弹武器对推力随机可控固体火箭发动机的需求,介绍了一种新型燃烧可控固体推进剂及其动力装置技术。具体介绍了燃烧可控固体推进剂的基本特征、各项性能、燃烧可控固体推进剂动力装置的连续性多次启动特性、推力主动实时可控特性及其应用进展。对燃烧可控固体推进剂动力装置技术的未来发展进行了展望,燃烧可控固体推进剂发动机有望取代液体姿轨控及末修发动机,作为导弹武器动力装置或辅助动力装置,可显著提升导弹武器生存能力及突防能力。     

固体火箭发动机高速旋转试验研究

高速旋转对固体火箭发动机工作性能的影响是多方面的,处于高速旋转环境中的增程固体火箭发动机工作性能预估方法是底排-火箭复合增程弹的关键技术之一.用试验的方法研究了高速旋转效应,结果表明,高速旋转将大大加快双基推进剂的燃速,不仅使推力的数值成倍增加,而且推力-时间曲线的变化规律也发生了相当大的改变.     

ASALM—PTV隔热燃烧室的试验与分析

引言先进的战略空射导弹——推进技术验证系统(ASALM-PTV)是一个一体化火箭/冲压发动机。火箭发动机当作助推器,冲压发动机提供加速和巡航力。冲压发动机燃烧室还装填固体火箭推进剂。一旦冲压发动机工作就一定要保护燃烧室金属外壳免受高温燃气的影响。     

固体火箭发动机的寿命研究

通过试验数据得出发动机比冲、推力等性能参数随时间变化的趋势。根据固体火箭推进剂的寿命预示方程，对发动机装药寿命进行了预估。     

国外脉冲等离子发动机研究

固体火箭发动机与等离子体发动机技术的结合是一个新的有价值的研究领域,国外在利用固体推进剂取代等离子推力器中的惰性材料来提高发动机推力方面的研究已经起步,并得到了提高推力及推力功率比的试验证据。介绍了国外等离子推进技术以及新型脉冲等离子发动机的结构和试验装置,讨论了该发动机的试验条件和试验结果。     

固体火箭发动机使用寿命预估方法

结合固体火箭发动机的失效模式分析，提出固体推进剂性能变化是影响火箭发动机的寿命的主要因素；通过对三种预估火箭发动机使用寿命方法的分析，探究了推进剂老化机理．为改善推进剂防老化性能提供途径；解析推进剂老化规律，为固体战略武器安全服役及延寿提供依据。     

火箭冲压发动机无喷管助推器分析

介绍了无喷管固体火箭发动机性能计算的基本架设、控制方程和装药燃速的处理,对影响无喷管助推器性能设计的火箭冲压发动机主要要求、影响进行了分析,围绕装药长度、冲压喷管尺寸、推力要求等设计约束条件对无喷管助推器设计的影响进行了分析与计算,给出定量计算结果和研究结论．同时,介绍了一种提高火箭;中压发动机无喷管助推器性能的新方法、新方案：冲压喷管共用结构方案．     

2000年固体推进剂的主要发展目标

根据未来战术火箭、导弹技术发展的趋势，认为低特征信号推进剂、钝感推进剂、触变（胶质）推进剂、单室双（多）推力发动机装药和多脉冲发动机装药等技术是２０００年固体推进主要发展目标。预计这些推进剂及装药的发展和应用将对未来的火箭导弹武器提高生存机动攻击能力及增大射程有明明的效果。     

阿里安3捆绑助推器的研制、鉴定和飞行

阿里安3是欧洲阿里安运载火箭的改进方案,它捆绑两台固体助推器。这种改进使发射到同步转移轨道的有效载荷重量从2175公斤增加到2580公斤。这种捆绑助推器每个装填7.3吨固体推进剂,提供730千牛最大推力,由国营航空工业公司(SNIA BPD)意大利科莱洛(Colloferro)防护和空间分公司研制和鉴定。计划于1979年末开始,新研制的阿里安3火箭于1984年8月4日首次飞行取得成功。本报告介绍固体助推器发动机结构,同时介绍设计、研制和鉴定试验计划的主要步骤,最后把首次飞行数据与鉴定试验数据加以比较。     

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.     

织女星系列火箭动力系统方案发展研究

针对欧洲织女星（Vega）系列火箭的动力系统方案进行了研究，介绍了火箭固体动力系统和液体动力系统的技术方案、结构组成及工作原理。研究了该系列火箭动力系统的研制思路、应用经验。结果表明，织女星系列火箭的固体发动机发展大型整体式构型，研制过程中注重火箭总体与固体发动机性能的联合设计，并着力解决压力振荡、内弹道及后效推力精确预示问题。液体发动机依靠国际合作，并且注重研发独立自主技术，推动绿色无毒推进剂应用。得到了关于固体运载火箭未来发展的一些启示。     

日本试图研制折叠式喷管

日本空间和宇航科学研究院正在研制一种可应用在任何运载火箭设计中的,具有折叠延伸喷管的火箭发动饥。此种喷管将首先用在近地轨道运载能力为2吨的M-5火箭的第二级发动机中。 30米长的M-5火箭中的第一级发动机壳体将采用新的高强度钢(HT230)。第一级不采用捆绑助推器。在短时间内燃烧70吨推进剂,产生377吨推力。第二级发动机预计燃烧30吨推进剂,产生141吨推力。为了改善在空气稀薄的高空中的燃烧效率,第