航天器推進系統(tǒng)及其應(yīng)用

前言

近半個世紀以來，世界范圍內(nèi)各個領(lǐng)域的科學(xué)技術(shù)發(fā)展異常迅速，其中，航天技術(shù)的發(fā)展和進步最為活躍，幾乎呈幾何級數(shù)增長，因此，有人認為，在一定意義上講，21世紀將是航天的世紀?；鹚幵从谥袊鸺加诘诙问澜绱髴?zhàn)。從20世紀50～60年代將火箭、火藥用于人類空間探索后，世界航天進入了史上最富激情的年代。隨著一顆顆衛(wèi)星的相繼升空，人們對航天活動的熱情一浪高過一浪。每一顆進入太陽系的衛(wèi)星都滿載著人類的期望，“先驅(qū)者，，飛船傳回的每一顆衛(wèi)星及其衛(wèi)星的照片都使人們對未知的浩瀚宇宙又增加了一份了解。特別是“阿波羅”飛船的登月成功，首次將人類的足跡印在了月球的表面上，邁出了人類離開地球家園、走向無窮宇宙的第一步?，F(xiàn)在，大、中、小各類衛(wèi)星，甚至微型衛(wèi)星星羅棋布，遨游太空，而且，載人航天、探月工程、深空探測等一系列空間活動，令人目不暇接?？梢韵胂?，21世紀航天發(fā)展將會有更大、更多的驚人之舉。航天發(fā)展，動力先行，這已是航天工作者的普遍共識。因為航天推進系統(tǒng)在航天器中具有十分重要的地位，發(fā)揮著極其重要的作用，而且，推進系統(tǒng)的質(zhì)量、體積和成本在航天器中占有很大比例，所以，要研制先進的航天器，必須要研制出先進的航天推進系統(tǒng)，包括培養(yǎng)一大批專門從事先進航天推進技術(shù)研究的科技人員。航天器推進系統(tǒng)包括冷氣、固體、液體和各種電推力器等類型。冷氣推進系統(tǒng)技術(shù)成熟，系統(tǒng)簡單、可靠，但比沖很低。液體單組元肼推進系統(tǒng)的特點是可靠性和控制精度高，是當(dāng)代航天器上的主流推進系統(tǒng)；液體雙組元推進系統(tǒng)比沖高，壽命長，技術(shù)相當(dāng)成熟，已廣泛用于攜帶大型有效載荷的長壽命航天器上；近年發(fā)展起來的雙模式推進系統(tǒng)兼有雙組元推進系統(tǒng)比沖高和單組元推進系統(tǒng)推力小、控制精度和可靠性高的優(yōu)點，目前它在不同的飛行任務(wù)中已得到廣泛應(yīng)用。固體和液體發(fā)動機各具特色，一直在航天推進領(lǐng)域發(fā)揮著各自的重要作用。固體發(fā)動機主要用來將航天器推進到更高軌道，包括近地點、遠地點發(fā)動機和制動發(fā)動機等。電推力器有50多年的研制歷史，技術(shù)日趨成熟，研究和應(yīng)用前景十分看好。由于它所固有的高比沖和最小沖量的特性，所以對高精度、長壽命和性能好的航天器極具吸引力。除此之外，還有太陽能熱推進、激光推進和核推進等，雖然它們技術(shù)上還不成熟，未達到實際應(yīng)用，但也是航天器推進系統(tǒng)及其應(yīng)用的重要發(fā)展方向。

內(nèi)容概要

　　《航天器推進系統(tǒng)及其應(yīng)用》是關(guān)于航天器推進系統(tǒng)及其應(yīng)用的一部論著。全書共分四篇17章，包括化學(xué)推進篇（第1～4章）、電推進篇（第5～10章）、特種推進篇（第11～13章）和典型應(yīng)用篇（第14～17章）。書中重點介紹了各類航天器推進系統(tǒng)的基本組成、工作原理、重要性能、主要特點、關(guān)鍵技術(shù)，以及近年來的研究水平和應(yīng)用情況?！　”局骺勺鳛楦叩仍盒：教炱骺傮w和控制專業(yè)，特別是推進技術(shù)學(xué)科（專業(yè)）的本科生或研究生教材，也可供相關(guān)學(xué)科的科研院所的研究人員或工程技術(shù)人員參閱。

書籍目錄

化學(xué)推進篇第1章 緒論1.1 推進分系統(tǒng)在航天器中的地位和作用1.2 推進系統(tǒng)的分類1.3 化學(xué)推進1.4 電推進1.5 新概念推進第2章 冷氣推進系統(tǒng)（GPS）2.1 概述2.2 穩(wěn)壓組件2.3 冷氣推力器2.4 冷氣推進系統(tǒng)發(fā)展趨勢第3章 固體火箭發(fā)動機（SRM）3.1 概述3.2 基本組成3.3 工作原理3.4 主要性能參數(shù)3.5 航天器固體火箭發(fā)動機的主要特點3.6 研究水平和關(guān)鍵技術(shù)3.7 工程設(shè)計方法3.8 航天器固體火箭發(fā)動機應(yīng)用舉例3.9 發(fā)展中遇到的問題與對策第4章 液體火箭發(fā)動機（LRE）4.1 概述4.2 液體單組元發(fā)動機4.3 液體雙組元發(fā)動機4.4 閥門4.5 推進劑儲箱與高壓氣瓶4.6 空間用液體火箭發(fā)動機4.7 液體火箭發(fā)動機實驗驗證項目4.8 液體火箭發(fā)動機發(fā)展趨勢4.9 小結(jié)電推進篇第5章 電阻加熱式推力器（Resistojet）5.1 工作原理與分類5.2 系統(tǒng)組成5.3 主要特點5.4 主要性能和結(jié)構(gòu)參數(shù)5.5 工程設(shè)計方法5.6 研究水平5.7 發(fā)展中存在的問題及對策第6章 電弧加熱式推力器（Arcjet）6.1 性能特點和應(yīng)用6.2 推力器電弧工作模式和電特性分析6.3 能量轉(zhuǎn)換過程和內(nèi)部工作機制6.4 推力器工作過程的物理數(shù)學(xué)模型6.5 描述通道流動的基本方程和數(shù)值模擬6.6 電弧加熱式推力器設(shè)計第7章 微波等離子體推力器（MPT）7.1 基本組成7.2 工作原理7.3 重要參數(shù)、技術(shù)指標和性能7.4 主要特點7.5 關(guān)鍵技術(shù)和研究水平7.6 工程設(shè)計方法7.7 應(yīng)用狀況7.8 發(fā)展中遇到的問題及對策第8章 穩(wěn)態(tài)等離子體推力器（SPT）8.1 基本組成8.2 工作原理8.3 主要特點8.4 重要性能指標8.5 關(guān)鍵技術(shù)和研究水平8.6 工程設(shè)計方法8.7 應(yīng)用狀況8.8 發(fā)展與應(yīng)用中遇到的問題及對策第9章 脈沖等離子體推力器（PPT）9.1 發(fā)展過程及主要類型9.2 TPPT的工作原理和特點9.3 運行機理分析與基本性能參數(shù)9.4 TPPT系統(tǒng)的基本組成9.5 工程設(shè)計方法9.6 發(fā)展水平和應(yīng)用情況9.7 發(fā)展中遇到的問題及對策第10章 靜電式離子推力器（IT）10.1 基本組成10.2 工作原理10.3 主要特點10.4 重要參數(shù)、技術(shù)指標和性能10.5 關(guān)鍵技術(shù)和研究水平10.6 工程設(shè)計方法10.7 應(yīng)用狀況10.8 發(fā)展中遇到的問題及對策第11章 核能火箭發(fā)動機（NRE）11.1 分類與原理11.2 基本組成11.3 主要特點及關(guān)鍵技術(shù)11.4 研究狀況11.5 應(yīng)用前景11.6 發(fā)展中的問題及對策第12章 激光推力器（LT）12.1 激光推進原理12.2 關(guān)鍵技術(shù)12.3 研究水平12.4 設(shè)計方法12.5 應(yīng)用狀況12.6 國內(nèi)外研究對比及發(fā)展對策第13章 太陽能熱推力器（STP）13.1 基本組成13.2 工作原理13.3 重要參數(shù)、技術(shù)指標和性能13.4 主要特點13.5 研究水平和關(guān)鍵技術(shù)13.6 工程設(shè)計方法13.7 應(yīng)用狀況13.8 發(fā)展中遇到的問題與對策典型應(yīng)用篇第14章 宇宙飛船和航天飛機14.1 航天飛機軌道器推進系統(tǒng)14.2 Gemini載人飛船推進系統(tǒng)14.3 Metcury載人飛船推進系統(tǒng)14.4 “東方1號”載人飛船姿態(tài)控制推進系統(tǒng)14.5 Hermes空天飛機推進系統(tǒng)第15章 空間站及各類衛(wèi)星15.1 國際空間站推進系統(tǒng)15.2 Intelsat V推進系統(tǒng)15.3 IntelsatⅦA推進系統(tǒng)15.4.DFH-3衛(wèi)星推進系統(tǒng)15.5 新型高功能衛(wèi)星通用平臺（HS702）推進系統(tǒng)15.6 英國技術(shù)實驗衛(wèi)星的冷氣推進系統(tǒng)第16章 探月工程16.1 阿波羅登月姿軌控（R-4D）發(fā)動機16.2 月球探測器姿軌控統(tǒng)一推進系統(tǒng)（ORPS）16.3 “嫦娥一號”探月衛(wèi)星推進系統(tǒng)第17章 深空探測17.1 先驅(qū)者金星航天器推進系統(tǒng)17.2 卡西尼探測器推進系統(tǒng)17.3 火星軌道器推進系統(tǒng)17.4 MUSES-C小行星探測器推進系統(tǒng)參考文獻

章節(jié)摘錄

插圖：固體火箭發(fā)動機以固體推進劑作為能源和工質(zhì)，包括燃燒室、噴管和點火器三個基本組成部分。燃燒室既是儲存固體推進劑的容器，又是固體推進劑在其中燃燒，由化學(xué)能轉(zhuǎn)變?yōu)楦邷馗邏喝細鉄崮艿娜紵?，其殼體又是火箭和導(dǎo)彈殼體的一部分。噴管一般是由收斂段、喉部和擴張段組成的拉伐爾型噴管，它使燃燒室內(nèi)高溫高壓燃氣通過不斷膨脹加速，把燃氣熱能轉(zhuǎn)變成動能，以很高的速度從噴管排出而產(chǎn)生推力。點火裝置是保證將燃燒室內(nèi)推進劑安全可靠點燃的引燃裝置。近幾十年來，固體發(fā)動機技術(shù)取得了長足發(fā)展。復(fù)合固體推進劑從聚硫橡膠類發(fā)展到聚氨酯類、聚丁乙烯類；雙基推進劑從可澆鑄雙基推進劑，發(fā)展到改性雙基類、交聯(lián)雙基類，最終綜合二者后推進劑發(fā)展成硝酸酯增塑聚醚推進劑（NEPE）。殼體材料從單一的金屬材料發(fā)展到玻璃纖維／環(huán)氧樹脂、有機纖維／環(huán)氧樹脂、碳纖維／環(huán)氧樹脂等多種復(fù)合材料。噴管喉襯材料從石墨發(fā)展到難熔金屬、熱解石墨和多維碳一碳復(fù)合材料。推力矢量控制從燃氣舵發(fā)展到擺動噴管、液體二次噴射和全軸擺動柔性噴管等。固體發(fā)動機的特點是結(jié)構(gòu)簡單，工作可靠，體積小，使用方便，可立即點火，能長期儲存，可用5～10年，加速性好，便于機動發(fā)射；但性能較低，比沖一般在2000～3000m／s之間，工作時間很短，推力調(diào)節(jié)和重復(fù)起動較困難。固體發(fā)動機在航天運載和航天器方面，特別是在導(dǎo)彈領(lǐng)域中得到廣泛應(yīng)用。據(jù)統(tǒng)計，世界各國的190種導(dǎo)彈中，157種采用了固體火箭發(fā)動機。中國的固體火箭發(fā)動機研制工作起步于1958年，經(jīng)過幾十年努力，技術(shù)水平有了很大提高和發(fā)展。液體火箭發(fā)動機使用液體推進劑作為能源和工質(zhì)，由于其性能高，比沖一般在1800～4600m／s之間，工作可靠，推力可控性強，故現(xiàn)代大型運載火箭、航天飛機以及各種航天器（包括衛(wèi)星、載人飛船、軌道器、空間探測器、空間站等）廣泛用它作為主要的動力裝置。按功能分，一類液體火箭發(fā)動機用于航天運載器和彈道導(dǎo)彈，包括主發(fā)動機、助推發(fā)動機、芯級發(fā)動機、上面級發(fā)動機、游動發(fā)動機等；另一類用于航天器主推進和輔助推進，包括遠地點發(fā)動機、軌道機動發(fā)動機、姿態(tài)控制和軌道控制發(fā)動機等。液體火箭發(fā)動機按其使用推進劑組元數(shù)可分單組元、雙組元和三組元發(fā)動機。單組元主要用于航天器輔助推進，雙組元發(fā)動機占液體發(fā)動機的絕大多數(shù)，三組元發(fā)動機尚處于研制階段。雙組元發(fā)動機按其推進劑的性質(zhì)不同，可分成可儲存和不可儲存推進劑發(fā)動機。可儲存推進劑一般指四氧化二氮、硝酸、偏二甲肼、混肼50等，都是有毒的。不可儲存推進劑一般為低溫推進劑，如液氫、液氧等，都是無毒的。液氫一液氧發(fā)動機又叫低溫推進劑發(fā)動機。液氧有時與煤油、酒精等組合。

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《航天器推進系統(tǒng)及其應(yīng)用》為普通高等教育“十一五”國家級規(guī)教材

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