肼及肼－硝酸肼－水发动机催化剂床的设计与研究 被引量：2

1

作者 周汉申 王玺 《上海航天》 1994年第5期17-22,32,共7页

阐述了催化剂床的工作机理及结构，通过实验分析了床长、床载荷、装填质量、催化剂性能、催化剂破损等因素对发动机性能的影响及克服的方法。

关键词 火箭发动机 肼 肼发动机 催化剂床

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Transtar泵注式可存贮推进剂火箭发动机的研制状况

2

作者 William L.rloffman 勾政学 《国外导弹与航天运载器》 1990年第8期30-39,共10页

通过航空喷气技术系统公司和其它部门的比较研究表明,作为上面级应用,泵注式液体可存贮推进剂推力系统比其他系统有有效载荷运载能力大的优点,除此之外,还具有可靠性高和经济非常合算等。无论这种推进系统是一个自激级或是使用整体级推... 通过航空喷气技术系统公司和其它部门的比较研究表明,作为上面级应用,泵注式液体可存贮推进剂推力系统比其他系统有有效载荷运载能力大的优点,除此之外,还具有可靠性高和经济非常合算等。无论这种推进系统是一个自激级或是使用整体级推进方案,其核心问题是需要空间发动机提供推进动力去达到预定的轨道。航空喷气技术系统公司已经设计出了这种发动机,并命名为Transtar,且现在已处在研制的最后阶段,发动机部件的工艺技术是从航空喷气公司为NASA生产的轨道机动系统(OMS)发动机衍生而来的,到目前为止,这种轨道机动系统发动机已经在所有的航天飞机上进行了成功的飞行;并且也来自于空军火箭推进实验室研制的工艺技术程序。涡轮泵和双组元推进剂燃气发生器,即Transtar发动机的动力装置,自1980年以来由航空喷气公司根据其独立研制计划进行研制。发动机的部件研制已大部分完成,发动机系统的推力试验正在进行,估计鉴定试验能在1990年初完成。本报告评述了Transtar发动机的设计,发动机的性能和工作特性,以及发动机的研制状况。 展开更多

关键词 火箭发动机 肼发动机 推进剂

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新一代空间发动机

3

作者 Adam Siebenhaar 宇舟 《国外导弹与航天运载器》 1990年第6期15-23,共9页

发射未来空间飞行器的主要方法是利用空间运输系统(STS)。已经做了大量研究工作,验证了采用可贮存推进系统或者低温推进系统的最短长度上面级能从低地轨道的STS上把大型有效载荷和要部署的有效载荷送到地球同步轨道。航空喷气技术系统... 发射未来空间飞行器的主要方法是利用空间运输系统(STS)。已经做了大量研究工作,验证了采用可贮存推进系统或者低温推进系统的最短长度上面级能从低地轨道的STS上把大型有效载荷和要部署的有效载荷送到地球同步轨道。航空喷气技术系统公司当前正在研制两种适用于上述上面级的推进系统。一种是推力为几千磅的可贮存推进系统,另一种是推力只有几百磅的低温推进系统。这些发动机的严格寿命和性能要求提出了一些新的技术问题。这只能通过在以后为可贮存发动机采用新材料和生产工艺以及为低温发动机搞新的设计方案来解决。可贮存发动机的功能试验业已完成,其飞行重量研制计划将在八十年代底完成。经鉴定合格的发动机预计在九十年代初提供使用。低推力的低温发动机的研制和提供使用的时间都要比可贮存发动机推迟三年。本文主要介绍这两种发动机的技术问题、解决方法以及研制状况。 展开更多

关键词 航天发动机 末级火箭 肼发动机

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美国TRW公司的推进技术

4

作者 齐汝先 李荣贵 《航天出国考察技术报告》 1993年第2期170-174,共5页

关键词 火箭发动机 双组元 推进剂 肼发动机 美国

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太空新航线

5

《太空探索》 2010年第10期16-17,共2页

“先进极高频”卫星推迟变轨 8月14日美国首颗“先进极高频”保密通信卫星由宇宙神5火箭发射升空，成功进入近地点230千米、远地点5万千米的椭圆形超同步转移轨道。按原定方案，卫星随后要花30天时间利用其肼燃料液体远地点发动机把近... “先进极高频”卫星推迟变轨 8月14日美国首颗“先进极高频”保密通信卫星由宇宙神5火箭发射升空，成功进入近地点230千米、远地点5万千米的椭圆形超同步转移轨道。按原定方案，卫星随后要花30天时间利用其肼燃料液体远地点发动机把近地点抬高到1．9万千米，再花90天时间利用氙离子电推力器完成轨道圆化。8月15日地控部门启动了提轨程序，但肼发动机却因探测到异常而自动关机。 展开更多

关键词 航线 太空 通信卫星 远地点发动机 肼发动机 近地点 火箭发射 转移轨道

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115N肼催化分解推力室的研制

6

作者 陈红霞 王衍芳 《火箭推进》 CAS 1995年第3期37-43,共7页

本文介绍了真空推力为115N 的肼催化分解推力室的设计、生产及试验情况。讨论了设计准则和有关问题。推力室在落压式系统通常使用的落压比4:1的压力范围(2.2～0.55MPa)内进行了试验。试验分别在地面和高空条件下进行。实测的推力、室压... 本文介绍了真空推力为115N 的肼催化分解推力室的设计、生产及试验情况。讨论了设计准则和有关问题。推力室在落压式系统通常使用的落压比4:1的压力范围(2.2～0.55MPa)内进行了试验。试验分别在地面和高空条件下进行。实测的推力、室压、比冲均达到设计值。讨论了某些试验过程中出现的低频室压振荡机理。 展开更多

关键词 肼发动机 推力室 压力振荡

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一种高可靠长寿命的推进系统

7

作者 蒋光林 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第4期27-33,共7页

介绍单元肼为推进剂的卫星推进系统，该系统已成功用于我国地球同步轨道通信卫星，高可靠，长寿命。叙述了系统及各部件的主要性能，关键部件的待性与可靠性试验，材料相容性试验，微粒控制及系统级热试车。根据多年的飞行试验及地面试... 介绍单元肼为推进剂的卫星推进系统，该系统已成功用于我国地球同步轨道通信卫星，高可靠，长寿命。叙述了系统及各部件的主要性能，关键部件的待性与可靠性试验，材料相容性试验，微粒控制及系统级热试车。根据多年的飞行试验及地面试验对系统进行了可靠性计算。 展开更多

关键词 肼发动机 单元推进剂 可靠性 卫星

全文增补中

卫星单组元肼发动机堵塞失效分析 被引量：3

8

作者 刘瀛龙 付拓取 +1 位作者 陈君 陈健 《火箭推进》 CAS 2015年第5期67-71 94,共6页

某型单组元肼发动机在整星AIT阶段进行专项测试检查时发现产品无喷气。针对该问题进行了故障定位、试验检测和分析。分析结果表明,导致该故障的的原因是产品经历的环境在产品内部建立了缝隙腐蚀和电偶腐蚀的条件。在长期的腐蚀效应下,... 某型单组元肼发动机在整星AIT阶段进行专项测试检查时发现产品无喷气。针对该问题进行了故障定位、试验检测和分析。分析结果表明,导致该故障的的原因是产品经历的环境在产品内部建立了缝隙腐蚀和电偶腐蚀的条件。在长期的腐蚀效应下,生成的腐蚀产物将流体通道堵塞。 展开更多

关键词 单组元肼发动机 缝隙腐蚀 电偶腐蚀 堵塞

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低功率N2H4电弧加热发动机高空模拟试验系统 被引量：2

9

作者 张莘艾 汤海滨 +1 位作者 施陈波 刘宇 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第8期977-980,995,共5页

介绍了用于低功率肼（N2H4）电弧加热发动机（Arcjet）的高空模拟试验系统,阐述了该系统中的高空模拟真空系统、推进剂供给系统、电源调理单元（PCU,Power ControlUnit）、微推力全弹性测量装置、数据采集系统以及其它配套设施.针对低... 介绍了用于低功率肼（N2H4）电弧加热发动机（Arcjet）的高空模拟试验系统,阐述了该系统中的高空模拟真空系统、推进剂供给系统、电源调理单元（PCU,Power ControlUnit）、微推力全弹性测量装置、数据采集系统以及其它配套设施.针对低功率肼电弧加热发动机地面试验的特殊要求,重点介绍了有毒推进剂肼（N2H4）的供给、微小流量测量、微小推力测量的方法与原理,并在该套系统上进行了系统功能验证性试验.试验证明,该套系统满足低功率肼电弧加热发动机高空模拟试验要求,为推进肼电弧加热发动机的研究与工程应用提供了保障. 展开更多

关键词 肼电弧加热发动机 微小流量测量 微小推力测量 数据采集

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新研制的5N肼单组元发动机 被引量：1

10

作者 陈全 《控制工程（北京）》 1997年第2期20-25,33,共6页

新研制的额定推力为5N的肼单组元发动机将要应用于新一代地球资源卫星上。本文主要介绍了它于1996年进行的历时四个半月的寿命试验的试验结果。在这次试验中,单台发动机的寿命记录是:5460次100℃～180℃温启动,累计脉冲数39万次(100ms脉... 新研制的额定推力为5N的肼单组元发动机将要应用于新一代地球资源卫星上。本文主要介绍了它于1996年进行的历时四个半月的寿命试验的试验结果。在这次试验中,单台发动机的寿命记录是:5460次100℃～180℃温启动,累计脉冲数39万次(100ms脉冲),工作时间19小时30分,耗肼量193kg。从发动机的表现看,它还有相当长的寿命潜力。这说明基于目前的设计和加工水平的5N发动机不仅能够满足该卫星的控制需要,而且有能力应用到更长寿命的卫星上。 展开更多

关键词 液体火箭发动机 肼单组元发动机 卫星控制

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高床载单组元肼发动机冷起动过程仿真研究 被引量：1

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作者 冀鹏 梁树强 +1 位作者 肖明杰 雷凡培 《科学技术与工程》 北大核心 2021年第32期13992-13997,共6页

为了进一步提高飞行器的变轨稳定性,研究高床载单组元肼发动机的冷起动特性,采用模块化建模思想通过管路输送系统、推力装置等功能模块的数学模型,基于Mworks软件构建了基于冷起动延迟的单组元肼发动机仿真系统,并采用实验数据对冷起动... 为了进一步提高飞行器的变轨稳定性,研究高床载单组元肼发动机的冷起动特性,采用模块化建模思想通过管路输送系统、推力装置等功能模块的数学模型,基于Mworks软件构建了基于冷起动延迟的单组元肼发动机仿真系统,并采用实验数据对冷起动过程压力特性进行有效性验证。在保证发动机的稳态室压和冷起动加速性的情况下,分析了对高床载单组元发动机冷起动压力峰的影响因素,得到其关于毛细管长度、限流圈孔径等结构参数的关系。结果表明:贮箱压力的变化对冷起动过程的影响较小;增加毛细管长度会显著降低发动机的冷起动加速性;选取合适的限流圈孔径来减小瞬时流量是抑制冷起动压力峰较为合理有效的方式。 展开更多

关键词 单组元肼催化分解发动机 冷起动过程 结构参数 数值模拟

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