R-4D反作用控制火箭发动机

一、引 言 在阿波罗/土星宇宙飞行器上,比其它火箭发动机使用更广泛的一种发动机就是45.36公斤推力的马夸尔特公司的R-4D型火箭发动机（见图1）。有32台这种发动机用在阿波罗服务舱和登月舱的滚动和移动的控制上。这种多用途的R-4D发动机也用在月球轨道宇宙飞行器的速度控制上。 下面将讨论发动机的设计特征,性能特性,以及试验和设计方法的关键。概述正在进行的发动机改进计划。提供对阿波罗服务舱,登月舱以及月球轨道飞行器飞行试验结果的分析。     

中国飞机真正有了“中国心”

经过18年的艰难跋涉,中国航空发动机研制实现了从中等推力到大推力的跨越;从涡喷发动机到涡扇发动机的跨越;从第二代发动机到第三代发动机的跨越     

登月舱制动段最优机动中的状态跟踪

本文根据登月舱的运动方程,在固定推力条件下,给出最优推力方向。在最优推力方向上对摄动方程加入自适应调节控制,得到状态跟踪的稳定性,使受控系统的输出跟踪状态精度得到保证。     

“阿波罗”姿控发动机系统

本文介绍了美国阿波罗姿态控制发动机系统的一般概况。本文分两部分,这是第一部分。 第一部分介绍了阿波罗登月过程,姿控发动机安装、座标位置、控制规律及推力曲线的特点,并应用了阿波罗-4的遥测数据来说明这种姿控发动机的特点和它的脉冲工作状态。 第二部分包括用于登月舱和服务舱的R-4D-l发动机,用于指挥舱上的SE-A8发动机、带皮囊的推进剂贮箱,电磁活门、减压器及有关的活门和附件,还对三个舱的反作用姿控系统原理图作了介绍。     

“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制数字自动驾驶仪

“阿波罗”指挥舱和指挥舱/登月舱飞行器推力矢量控制用的数字自动驾驶仪是由麻省理工学院仪表试验室研制的,这个飞行器的俯仰和偏航是通过将火箭发动机安装在常平架上的办法来控制,而飞行器的横滚则通过点燃控制系统的喷气发动机来控制。 喷气发动机点火用的较简单的相平面开关逻辑线路可以控制飞行器的横滚。但是,对俯仰和偏航的控制,由于飞行器的弹性振动,燃料的晃动,推力不重合以及控制回路的交联影响等一系列问题,需要更精心的设计。 本文阐述了用于研制俯仰和偏航自动驾驶仪的设计途径和分析方法。这种设计具有很多重要的特点,如由宇宙航行员控制的高-低带宽工作状态,时变增益,多种取样速率,用可清除系数实现滤波的广义滤波器,推力不重合校正回路以及双增益控制回路。 本文还说明了这些自动驾驶仪的工作特点和实现方法,并分析了它们的稳定性和控制特性。     

长五B大推力氢氧发动机可靠性试车成功

<正>1月8日14时54分,由中国航天科技集团有限公司六院研制的长征五号B运载火箭大推力氢氧发动机顺利完成了一次型号可靠性试车,进一步验证大推力氢氧发动机的能力,为长征五号B运载火箭执行空间站任务奠定基础。此次试车时间为500秒,与发动机在火箭上的飞行时间一致。     

“阿波罗”姿控发动机系统

根据阿波罗登月过程的要求,以及考虑到各个飞行阶段的工作特点,登月舱,服务舱及指挥舱分别都有各自完全独立的姿控发动机系统,其工作原理分别示于图（1）,（2）,（3）,（6）,（7）。 三个舱的姿控发动机系统工作原理以及所采用的元件十分相似,下面仅着重对登月舱姿控发动机系统进行介绍。     

用小推力发动机校正轨道和控制卫 星位置

近十年来,为了制造卫星定向,研制了各种小推力发动机（ДMT）,已经成功的一系列有前途的小推力发动机具有很高的推力比冲,它不但能控制卫星的位置,而且还能用于校正轨道诸参数。因此,便产生了一个非常有意义的问题——研制一种控制系统,它使用同样的ДMT,一面校正轨道,一面保证卫星稳定,本文主要探讨卫星在宇宙完成相应的机动时,所必需的速度增量,为此目的,还比较了各种类型的ДMT。     

填补我国大推力氢氧发动机空白——记长征五号一级主动力50吨氢氧发动机

正50吨氢氧发动机是我国首台大推力、高性能、地面起动直接入轨的氢氧发动机,由两台独立工作的单机通过机架并联构成,地面推力达100吨。采用燃气发生器动力循环,地面一次启动,具有混合比调节能力,可双向摇摆。由航天科技集团六院自主研制,具有完全自主知识产权、100%国产化,综合性能达到国际先进水平。它的研制成功,填补了我国大推力氢氧发动机空白,使我国液体火箭推进技术的整体水平跨上一个大的台阶。     

新一代火箭基础动力装置取得重大进展 我国自主研制的50吨级液氢液氧发动机热试车成功

本刊讯全国科技大会结束不到一周,国防科技创新就传来捷报,1月15日,国防科工委组织研制的50吨级液氢液氧发动机在中国航天科技集团第一研究院进行了 200秒热试车,试验取得圆满成功,标志着该型发动机初样研制工作取得重大进展。该型发动机是我国目前以液氢液氧为推进剂的最大推力发动机,它具有高技术、高性能、高可靠、低成本、无毒、无污染的优点,将大大提升我国液体火箭发动机的技     

变推力固体火箭发动机战术导弹弹道优化研究

在给定发射初始条件、目标逃逸方式及控制律条件下进行了导弹性能仿真,给出了采用变推力固体火箭发动机的战术导弹最大发射弹目距离和变推力固体火箭发动机二级推力所对应的关系,形成了仿真条件下的变推力发动机控制律,丰富了采用变推力发动机的导弹制导律设计维数,并分析了发动机二级推力调节对弹道设计的影响,对采用变推力固体火箭发动机的导弹弹道优化设计具有一定的指导意义。     

固体火箭发动机为什么能成为运载动力“新宠”

正8月2日,由中国航天科技集团四院自主研制的我国直径最大、装药量最大、推力最大的固体火箭发动机——民用航天3米2分段大型固体火箭助推发动机地面热试车圆满成功。试验的成功,进一步验证了我国大型分段式固体火箭发动机设计方案及其关键技术,标志着中国已经掌握大型固体火箭助推发动机关键技术,也表明我国新一代运载火箭固体助推技术又向前迈进了一大步。这也是继长征十一号首飞成功、2米分段发动机工程样机研制     

数值计算方法在液体推进剂火箭发动机瞬变过程计算中的若干应用

本文用数值计算的方法对双组元液体推进剂姿态控制发动机的脉冲工作,四机并联工作,变推力工作的瞬变过程作了计算分析。同时还就推进剂中含有少量气体以及输送系统管道中的蓄能器对发动机瞬变过程的影响作了计算分析。计算结果表明,在发动机的研制阶段,数值计算方法可用来模拟发动机的瞬变过程。     

燃气流量可调固体火箭冲压发动机飞行性能分析

在建立燃气流量可调固体火箭冲压发动机工作过程仿真模型的基础上,对燃气流量调节过程中发动机飞行性能进行分析.结果表明,在低飞行高度或高飞行马赫数时,发动机有较宽的推力调节范围;随着飞行高度降低或飞行马赫数增加,发动机推力系数降低;随着燃气发生器喷喉面积变小,发动机推力和推力系数增加.     

我国重型火箭发动机研制获新进展

<正>近期,服务于重型运载火箭的大推力补燃循环氢氧发动机关键技术攻关已取得积极进展。该型发动机的研制可填补我国氢氧发动机型谱和技术空白,对诸多基础学科和工业领域有巨大的牵引带动作用。在航天领域,运载火箭的"心脏"—发动机的水平,是决定火箭能力的重要因素。未来我国重型运载火箭二级拟采用补燃循环氢氧发动机。     

舰用“奥林普斯”燃气轮机推进装置

“奥林普斯”燃气轮机发展概况舰用“奥林普斯”燃气轮机是由航空涡轮喷气发动机改装而成的大功率舰艇主机。其燃气发生器的母型就是航空“奥林普斯”MK201型发动机。一、航空“奥林普斯”发动机的演变早在一九四六年,英国为了装备远程轰炸机,开始设计低油耗、大推力的航空燃气轮机。从热力学观点考虑,若要降低简单循环燃气轮机的耗油率,就必须提高燃气的初参数,即提高燃气的温度和压力。当时承担此项研制工作的布列斯托尔公司(于一九六七     

我校研制出新一代变推力液体火箭发动机

我国新一代变推力液体火箭发动机——SBF—4多次起动、双组元、双调节变推力液体火箭发动机于1991年3月27日在长沙通过了技术鉴定。鉴定委员会由来自全国各有关科研院所和高等院校的十一名专家、教授组成。我国液体火箭发动机领域的技术权威之一,航空航天部11所刘传儒研究员任鉴     

高斯伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用

为实现对可变推力固体火箭发动机推进剂的充分利用,以近程导弹拦截目标为特定研究场景,在推进剂质量给定的情况下采用Gauss伪谱法进行弹道优化设计。该方法采用变推力控制,选用固体火箭发动机实现推力可调,由比例导引给出制导指令,研究Gauss伪谱法在变推力导弹弹道优化中的应用方法,最终得到目标函数及约束条件下的比例导引变推力优化方案。仿真结果表明了高斯伪谱法应用于可变推力导弹弹道优化设计的有效性,同时与传统发动机方案下的弹道进行对比,表明了变推力控制在导弹弹道性能上的优越性。     

登月舱数字自动驾驶仪

登月舱数字自动驾驶仪是第一代数字控制系统,这种系统用一般的模拟式自动驾驶仪的设计方法很难设计成功。控制综合问题包括姿态状态判断器的设计,喷气控制系统的控制规律和主发动机推力向量的控制规律。姿态状态判断器,根据对飞行器姿态的测量和假定的控制响应,得出飞行器的角速度和角加速度。没有采用速率陀螺。喷气控制系统的控制规律在其相平面逻辑中应用抛物线开关曲线,从而能以最少的喷咀点火次数获得快速响应。各种极限参数适用于不同的飞行条件。采用非正交轴的特定设置,消除了喷气控制系统控制的响应在飞行器各轴之间的相互影响。三阶最小时间控制规律,用于通过起动工作的下降发动机对飞行器的姿态进行控制。在飞行中的性能本文也作了介绍。     

液体火箭发动机专家李斌 倾心打造新动力——记第四届航空航天月桂奖获得者、航天科技6院11所所长李斌

人物名片： 李斌，液体火箭发动机专家，研究员。先后参与和组织领导了我国新一代大推力运载火箭发动机的预先研究和型号研制工作。历任航天科技集团公司六院11所新型发动机研究室副主任、主任、发动机副主任设计师、新一代大型运载火箭副总设计师、11所副所长，兼任质量副所长，管理者代表。现任11所所长。曾被授予航天系统“十佳科技青年”、