简介：本文概述了K—1火箭推进系统及其研制情况。目前随着推进系统各主要组合件考核的完成,首枚火箭即将完成。已经完成的组件图样表明推进系统是可行的。

简介：阿丽安5型火箭的第二次和第三次鉴定飞行试验的成功是欧洲未来太空运输的一个重要里程碑;新型运载器和它的演变型将在后十年的航天发射市场占据领导角色.进一步的改进需要有突破性的设计概念变革;只有以部分或全部可重复使用性为基础,才可能降低成本:可以预计在2015年左右阿丽安5的后继型必定可重复使用.相应地,所需的几项新技术主要涉及气动热力学、先进结构和材料、可重复使用动力系统,健康诊断系统等.为此,ESA已建议未来运载器技术计划(FLTP)的目标是:确认运载器可重复使用性的优势;鉴别、开发和评估新一代低成本运载器研制所需的技术;精心编制地面和飞行试验与验证大纲,要求在运载器研制阶段和进一步进行验证试验之前可达到足够的置信度;通过分析候选的运载器方案及技术研究项目的综合。为拟于2007年启动的下一代运载器的欧洲研究计划的项目决策提供依据.FLTP的目的在于借助于三项中心工作解决以上问题:系统概念研究技术开发地面及飞行验证试验技术要求在对未来任何欧洲主要新型运载器研制作决定之前,第一阶段持续三年时间的一项两阶段研究计划将会获得对未来运载器系统构型、可行性和总体优势的清晰了解.

简介：主要从世界航天运载和液体火箭发动机的发展出发,探讨我国研制液氧/煤油高压补燃发动机的发展思路.

简介：本文概述国外重复使用运载器的发展概况,论述国内运载器的发展趋势,并对我国重复使用运载器推进系统的发展计划提出了几点看法。

简介：为执行克林顿总统94年8月5号的航天运输政策,NASA决定研制新一代可重复使用运载器(RLV),主要努力放在单级入轨(SSTO)结构。航天局目前的计划是验证能满足SSTO工作性能要求所需要的关键技术。这些技术包括先进的长寿命、低维护防热系统;可重复使用低温贮箱(如铝—锂复合材料和石墨复合材料贮籍);复合材科主结构和贮箱间结构;自动的或独立的检验、发射、飞行控制、制导、导航与健康监测以及先进的推进装置。RLV的推进装置要求比冲高,可操作性和坚固性好以及高的推重比。NASA的RLV计划将鉴定数种发动机型号,不仅有全低温的(氢—氧)。而且有双燃料的(由烃—氢—氧过渡到氢—氧。)不过,要研制所提出的任何一种全尺寸发动机结构并验证其是否能满足SSTO工作的性能、质量、可操作性和坚固性准则,在资源和手段上都是很不够的。

简介：本文以文图并茂的方式介绍日本新型运载火箭H—IA的研制情况,逐渐完成运载火箭的系列化,以适应未来空间运输任务的需要.

简介：前苏联第一代运载火箭是在洲际弹道导弹R7上改进的,该导弹于1957年8月22日首次发射成功(图1)。有效载荷为3吨的火箭研制,开始于五十年代初,到1953年底,对提议的REP方案进行了审查,将有效载荷增加到5.5～6.0吨。在R7火箭基础上,研制了一个带有空间试验卫星的运载火箭。

简介：综述了欧洲小型运载火箭Vega的研制进展,包括Vega的研制目标、发劓市场预测、运载器的总体结构和所采用发动机,最后介绍了Vega的最新研制情况.

简介：目前,美国正在用大力神和航天飞机两个系统加速进行地球转移轨道4540kg至9080kg的有效载荷方案研究。实践证明,这两个系统需要较高的发射费用。美国政府也已决定,不对新的系统诸如国家运载系统等做进一步研究,当然主要还是研制费用太高的缘故。本文主要介绍了低费用运载火箭方案——把4540kg到9080kg的有效载荷送入地球转移轨道;从现有的硬件入手,尽可能地缩小运载火箭的研制费用。这类运载火箭不仅包括了固体火箭的下面级,而且还包括了无论是固体还是液体火箭的上面级。在对其性能研究的同时,对发射场的运作情况也进行了探究;以便于把发射场制约在原大力神和航天飞机的发射基地之上。这一研究表明:可以研制和生产这些低费用运载火箭,并且在现有的基地发射。因此也可节省用来建造新发射场的那笔费用。所以,这一方案大有希望缩减运载火箭的发射费用。

简介：描述了先进的燃料和氧化剂泵驱动涡轮的空气动力学设计。正在研究将这些新结构所体现的技术应用于目前正处于初级设计阶段的美国政府属下的国家运载系统的主推进系统。该系统的主发动机将使用一个气体发生器循环,产生高于272,400kg的推力,并具备节流能力。泵驱动涡轮的设计要求由先进的气体发生器发动机循环所限定,要求有很高的比功以减小气体发生器系统的流量并增大比冲。高功要求与低温泵所需的相对低转速结合起来,导致涡轮级的高负荷。介绍了详细的设计过程,以及燃料和氧化剂涡轮的最终基本结构。还描绘出叶片静压力分布以及流量特性。所描述的涡轮设计方案是各工作成员成功合作的结果,其中来自不同组织的许多设计人员以互助合作精神工作在一起。两种涡轮结构都采用“非常规”的高旋转叶片(约160。),预计与传统的结构相比在成本和性能方面都具备很大优势。

简介：对将来的空间运载系统来说,关键是要降低发射成本、提高运载器的可靠性和工作效率。对各种运载器的系统分析结果表明:采用总体结构和推进系统先进的单级入轨运载器能够达到这个目标。本文将介绍所有液体火箭发动机动力循环方式,接着针对各种循环类型的发动机进行运载器/推进系统组合分析,旨在确定将来的单级入轨运载器推进系统和与之相关的热力循环方式。现有的和已提出的具备完成单级入轨任务的发动机动力循环方案在此也做了阐述。

简介：60年代,美国和前苏联在发展运载火箭推进技术方面各自走了两条不同的道路。美国集中发展低性能的燃气发生器循环火箭发动机。这种发动机技术问题少,易于研制;而前苏联则采用富氧涡轮驱动气体的高性能分级燃烧循环发动机。RD-170吸取了前苏联三十多年进行分级燃烧循环的研制经验。本文将简要介绍从RD-253(1965年首次使用的高压分级燃烧循环发动机)到RD-170高压涡轮泵燃烧室设计方面的发展。文中还将介绍RD-170的工作特性,可操作性及在制造,试验和装配过程中的质量控制方法。此外,还要介绍健康诊断监控和寿命预测系统。

简介：对运载火箭飞行后发动机推力的各种计算方法进行了比较与分析,认为用视速度法计算推力更能反映发动机自身的特性且计算准确度高.

简介：针对某型运载火箭液氧贮箱氧自生增压用不锈钢管道的安全性,进行了分析与试验研究。通过机理分析,认为管道系统中存在的多余物是影响系统安全的主要因素之一。设计了一套掺杂高温氧气流安全性试验系统,为确保试验系统安全,采用水浴换热器对氧气加热,并在高温氧气流进入试验件前掺入杂质颗粒。氧自身增压管道试验件入口温度范围为380~410K,入口压力为1MPa。多余物颗粒为增压管道中常有的5种金属材料,粒径范围10~500μm。搭建了试验系统,并开展了两轮时长为400s的高温氧气流掺杂试验。试验结果表明,不锈钢管道可以适应运载火箭氧自生增压系统工况,受控状态下掺入少许金属颗粒的高温氧气流不会造成管道烧蚀或燃爆事故。试验表明,采用水浴加热方式可以安全地获得高温氧气流,可为类似系统借鉴。

简介：针对动力系统试验规模大、风险高、密度高、并行环节多、技术难度大等突出特点,试验主体承担单位细化落实试验主体抓总责任,充分发挥抓总、策划、牵引能力,注重工艺流程的持续优化、加强试验过程的统筹协调、安全防范和风险管控,统一指挥十余个参试系统,统领近十个参试单位形成的试验队有序工作,技术状态控制有效,确保了三型运载火箭八个模块十二次动力系统试车准时准点和圆满成功,为三型运载火箭按期首飞奠定了基础。

简介：介绍了用于发动机的温度限制器的工作原理，所采用的关键技术及实际应用情况。使用情况表明，该限制器设计合理，具有工作可靠，稳定，精度高的特点，实用价值较高。

简介：为了实现激光选区熔化成形（SLM）这项新工艺在液体火箭发动机高温合金结构上的推广应用,明晰其强化机理以及研究相应的热处理制度,对激光选区熔化快速凝固条件下组织形成及演化规律、第二相析出特点进行了分析和讨论。采用SLM成形K4202镍基高温合金试样,通过光学显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）及X射线衍射（XRD）等理化分析手段,将基于ANSYS生死单元技术的温度场数值模拟结果和经典凝固理论相结合,揭示了其组织特征及演化规律：沉积态表现为外延生长柱状晶,层间可见层带组织,顶部出现转向枝晶和二次枝晶臂,γ＇强化相和碳化物的析出受到抑制。

简介：为了将激光选区熔化（SLM）这项技术推广到液体火箭发动机高温合金复杂结构件的成形，满足其使用要求，对SLM成形K4202高温合金力学性能及其强化机理进行研究。沉积态室温下拉伸试验力学性能指标表现出了很强的各向异性，但均接近或超过GH4202锻件标准值，通过光学显微镜（OM）、扫描电镜（SEM）、X射线衍射（XRD）、透射电镜（TEM）等理化分析手段揭示了其强化机理主要为细晶强化、应变硬化、沉淀硬化和过饱和的固溶强化。同时研究了固溶、固溶时效、直接时效三种热处理制度对K4202力学性能的影响，结果表明直接时效后的综合力学性能最佳。

简介：某型飞机环控系统空气散热器性能试验的管路出口排气总声压级达到了130dB，严重影响到实验室的工作环境。依据小孔喷注消声原理设计了一种复合式小孔消声器。该消声器适用于高流速、高低温环境，应用中具有良好的降噪性，可为其他管路气流噪声的消声设计提供参考。

简介：采用计算流体力学方法数值模拟了某型液体火箭发动机燃气发生器氧腔内部流动，详细分析了氧腔内部的三维流动特性。从压力分布等方面分析了造成喷嘴流量分布不均匀的原因，并据此对发生器结构进行了改进，结果表明喷嘴流量分配均匀性得到了明显改善。