液体火箭发动机热试车数据微机自动采集系统

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俄罗斯的液体火箭发动机系列介绍共43页

俄罗斯的液体火箭发动机系列2019-07-26 10:31:00| 分类：默认分类|字号订阅俄罗斯的液体火箭发动机系列2019-12-20 16:23动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。

其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。

格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。

公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。

之后又为“质子号”火箭设计了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了RD-261等。

R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。

每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。

对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。

当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。

对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。

芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。

4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。

然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。

到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。

液体火箭发动机综述

液体⽕箭发动机综述液体⽕箭发动机发展现状及发展趋势概述摘要：介绍了液体⽕箭发动机的优缺点、⼯作原理，总结了⼤推⼒和⼩推⼒发动机的国内外发展现状，提出了未来液体⽕箭发动机的发展⽅向。

关键词：液体⽕箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势1 引⾔液体⽕箭发动机作为⽬前最为成熟的推进系统之⼀，具有诸多独特的优势，仍然是各国努⼒发展的主⼒推进系统，并且在⼤推⼒和⼩推⼒⽅⾯都取得了诸多成果，本⽂将美国、俄罗斯、欧洲、⽇本、中国等国家的发展状况进⾏了综述，⽬前美国仍然在⼤多数推进系统⽅⾯领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是⼤推⼒液体⽕箭⽅⾯的领先地位，欧盟和⽇本在追赶美国的技术⽔平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。

2 定义与分类液体⽕箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂⽕箭发动机，即使⽤液态化学物质作为能源和⼯质的化学⽕箭推进系统。

按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，⼀类⽤于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上⾯级发动机、游动发动机等，另⼀类⽤于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。

3 ⼯作原理液体⽕箭发动机⼯作时（以双组元泵压式液体⽕箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进⼊推⼒室。

推进剂通过推⼒室头部喷注器混合雾化，形成细⼩液滴，被燃烧室中的⽕焰加热⽓化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成⾼温⾼压燃⽓。

燃⽓经过喷管被加速成超声速⽓流向后喷出，产⽣作⽤在发动机上的推⼒，推动⽕箭前进。

泵压式供应系统挤压式供应系统4 主要优缺点：同固体⽕箭发动机相⽐，液体⽕箭发动机通常具有以下优点：●通常⽐冲最⾼，在推进剂量⼀定的情况下飞⾏器速度最⼤或者有效载荷最重。

●推⼒可调，可随意启动、关机；可脉冲⼯作（有些⼩脉冲发动机能⼯作25万次以上）；推⼒时间曲线可任意控制，能实现飞⾏弹道重复。

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述中文标题：液体火箭发动机的典型实验室及实验概述摘要：液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。

本文首先介绍了液体火箭发动机的结构与原理，然后介绍了不同的典型实验室的设备以及实验室的研究内容，将针对典型实验室中开展的实验进行详细描述，以及实验分析、结果验证和发展前景等。

关键词：液体火箭发动机；典型实验室；实验概述正文：1. 介绍 \n液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。

液体火箭发动机的结构分为燃烧室和推进器，燃烧室的组成部分包括发动机内部的燃烧室容积、发头和燃料接头，推进器是发动机最重要的部分，它是完成火箭的提供动力的机构，它的功能是把燃料燃烧后的气体排出发动机，以驱动火箭向前移动。

2. 典型实验室研究介绍 \n已建立的液体火箭发动机实验室，具备一整套液体火箭发动机实验所需的各种仪器设备和试验装置，可完成系列液体火箭发动机实验。

实验涉及多方面试验主题，如：发动机设计参数测试，发动机运行性能测试，发动机基础参数校验，发动机稳定性试验，发动机可靠性试验及控制系统的校验等等。

3. 实验分析 \n典型实验室通常运用多种独特的实验装置，以研究液体火箭发动机的机械结构，燃烧室内部流动，推进器内部流动，喷口内部流动，推力及推力曲线，热学及耗能，热力学及耗能，调速，和安全保护等方面的问题。

因此，实验小组通过分析测量的实验数据来设计适宜的发动机设备及操作过程，达到实现更佳的发动机运行效果。

4. 结果验证 \n通过结果验证，根据筛选出的实验参数与理论值的比较，发现在一定程度上发动机的设计符合理论值，即表明发动机设计是合理的并可以运行，而实验测量参数则较理论值存在一定偏差，但还不影响发动机的正常运行情况。

5. 发展前景 \n发展前景方面，液体火箭发动机研究仍然具有很大潜力，未来还可以继续在发动机性能、控制系统、安全保护及可靠型等方面的技术研究。

PCA在火箭发动机试车台传感器故障诊断中的应用

ｆｕｔｅｓｒａｉａｉｎｉｄｘａｌ．Ｓｎｌｔｅ，ｗｈｃｓａｑａｔｙｐａｔｒｓｅｌｙｄｔｅｔｙｔｅｆｕｔｎｏｖｄｏｎｉｈｉｎｉａｍｅｅ，ｉｍｐｏｅｏｉｎｉｌｓ－ｕｔｒｄｆｈａｙｅ
ＧｒｕｄＴｅｔｎｄｏｎｓｉｇＢｅ
ＸＵＴｏａ，ＷＡＧＱＮｉ
（ｅａｔｅｔｆｕｏａｃＴｓａｄＣｎｏ，ａｂｎｔｕｅｏｅｈｏｇ，Ｈｂｎ１００，ｈｎ）ＤｐｒｎｏｔｍｔｅｔｎｏｔｌＨｒｉＩｓｔｔｆｃｎｌｙａｉ５０１ＣｉａｍＡｉｒｎｉＴｏｒ
ｏａｔｈａｔｓｒｏｓｐａｅｔｅｆｌｏｍｎｉｎｉｉｇｍｔｏｉｏｔｂｔｎｏｓＥＣｕｔｏｌｅｔｅｒｕ．ＣｍｏｅｔｙｎｅｈｗｔｃｎｒｕｉｓｔＰａｊｓｃｍｐｔｄｆｄｈｉｏｎｅ
ｑａｉｔｅａａｙｉ．ｗｉｅｑａｔｔｅｉｅｔｙｎａａｔｒｉｅｗｅｎ０ａｄｌｗｔ Ⅵ ，ｗｉｈｕｔｉｎｓｌａｖｌｓｈｌｔｕｉｉｎｉｉｇｐｒｍｅｅｂｔｅｈＳｅｈｎｔｖｄａｆｓｎｉｈｃｉｒａｕｂｅｓｍｏｅｖａｌ．Ｍｅｗｉ，ｔｅａａｙｉａｑａｉｎｆｒｒｃｎｔｃｉｎｉｒｖｄｔｏｖｒｅｔｏｌｎａｈｌｈｎｌｔｌｅｕｔｏｓｕｔｐｏｅｏｂｃｎｅｇｎｅｃｏｏｅｒｏｓｅｔ

《测控技术》2008年度目次索引

・
９４・
《测控技术）０８年第２第１２０７卷２期
《测控技术｝０８度目次索引２０年
２００８年第２７卷第１２期（～１总第１１２２期）９—０
▲综述 ▲
１网络化工业控制系统的研究进基于频闪干涉的微结构三维运动测量方法 …………………… １３降低振动环式微机械陀螺同频干扰的方法研究 ……………… ｌ．４悬臂粱式ＳＷ加速度计‘ Ａ差频信号系统分析与设计 …………… 】５基于ＬｂＩＷ的舵机虚拟测试系统设汁 …… ………………… ａＶＥ１６汽用速度相位传感器测试台的研究与开发 ……… …………・
２网络断层扫描技术的研究与发展 ……………… …………………… …… ２． —１
３开关磁阻电机无位置检测方法及关键技术研究综述 … … ……………・４．・ —１
４飞行器结构健康监控系统研究进展及关键技术 ………………… ……… ７． —１
５创建科学的水工业综合自动化系统 ………… …………………… ……… ８． —１６力／．触觉再现设备的研究现状与用应 ……… …………………… ……… ８６ — ７射频识别技术国内外应用现状、．问题与对策 ……… ………………… … １１１—
究 … … ・ … … … … … … … … … … … … … ・ … … … … … … … … … … … ・１—２ … … ６
▲数据采集与处理 ▲
１噪声背景下的莫尔斯码滤波及其实现 ……… …………………・．２液体火箭发动机地面试车数据采集与实时故障检测系统 ……・．３摹于ＦＧ．ＰＡ的电一永磁混合磁悬浮系统过流检测及保护设计 …・４超声波测距回波信号处理方法的研究 ………… ………………・．５大规模多分辨率地形实时绘制算法研究 ……… ………………・．６基于神经网络的内燃机车燃烧系统故障诊断 ………・． …… …… ７基于Ｌｂ１Ｗ事件结构的电台自动化测试系统 ………………・．ａＶＥ８基于ＬｂｎｏｓＣｌａＷｉｄｗ／Ｖ的无人机燃油组件测试系统的开发 …… ・９基于ＦＧ．ＰＡ的ＩＩ — （ｃ码同步解码设计 … …………………・ＲＧＢＤ）１．０表面肌电信前端处理电路与采集系统设计 ………………… ・１．于条纹边界编码光系统的三维分层霞构技术 ………………・１基１．２基于干扰抵消的ＧＳ伪卫星抗远近效应方法研究 …………… －Ｐｌ．３基于改进子空间的ＭＭＥ多用户检测算法 …………………・Ｓｌ．４基于支持向量机的航空发动机故障诊断研究 ………………… ・Ｉ．５近红外耳穴信号的超低频成份提取与分析 … …………………・１．６一种基于图像处理的纹理力触觉建模和表达方法研究 …… …・１．７基于多项式回归算法的毪记录数据预处理研究 …………… －参１．８保护用电流互感器磁特性测试仪的研制 …………………… …・１．ｒ门括约肌的经皮能量传输技术研究 …………………… ・９人肛２．于Ａｍｇ８１０基Ｔｅａ５５单片机的ＣＮ总线数据采集系统 ……… …・Ａ２．Ｄ７５１ＡＥ７８在同步发电机测控系统中的应用 …………………… ・２．２同步和异步电荷平衡式电压频率变换器误差分析 ………… …・２．３交通信息采集系统时钟频率偏差估汁方法 ………………… …・２．４一种轨道移频信号调的新方法 …… …………………… ……・解卜卜船舵勰甜卯∞船舶ｎ：２＂ ” ２．于ＬｂＩＷ的光纤陀螺测试分析平台实现研究 ………… …・５基ａＶＥ２．于星问求差的单频ＧＳ自分方法 ……………… …… ・６基Ｐ差 …… ２．７一种基于小波包分解的虹膜防伪检测方法 … ………………・・２．于Ｄ８基ＭＡ模式和多线程技术的振动信号高速采集系统 ……－２．９多传感器数据融合在飞机地面防撞中的应用 ……… …… ……・

小推力液体火箭发动机动态推力测试台架设计

ＤＯＮＧｎ — ｉｎ，ＹＵＡＮＪｅｈｎＨｏｇｑａｇｉ— ｏｇ
（ａｏａｎｖｒｔｏｅｎｅＴｃｎｌｙＣａｇｈ１０３ＣｉａＮｔｎｌＵｉｅｉｆＤｆｅｅｈｏｏ，ｈｎｓａ４７，ｈｎ）ｉｓｙｅｇ０
Ａｂｔ８ｔｈｕｔｔｓ— ｅｃｓｏｅｏｈｅｅｈｏｏｉｓｆｒａｃｒｔａｕｏｏｋｔｅｇｎｔｒｓ．Ｂｔｔｓ— ｓｒｃ：Ｔｒｓｅｔｂｎｈｉｎｆｔｅｋｙｔｃｎｌｇｅｏｃｕａｅｍｅ￣ｆｒｃｅｎｉｅｈｕｔｕｅｔｓｅｃｅｈｔｃｎｃｍｐｏｓｗｔｂｈｌｎｎｈｒｕｓａｕｅｎｒｕｔｆｗ．Ｔｓａｔｌｄｐｅｃｂｎｈｓｔａａｏｒｍｉｉｔｏｇａｄｓｏｔｂｒｔｍｅｓｒｍｅｔａｅｑｉｅｈｉｒｃｅａｏｔｄｔｉｋｅｈｅｅｉｈｃｒｍｉｌｔｃｎｌｇｒｓａｎｔｎｄｃｒａｄｄｓｎｙａｃｔｒｓｅｔｂｎｈｆｒｌｗ－ｈｕｔｌｕｄｒｋｔｅａｃｆｍｅｈｏｏｆｔｉｒｓｕｅｎｅｉｅａｄｎｍｉｈｕｔｔｓ－ｉｙｏｒａｇｄｅｃｏｔｒｓｉｉｏｅｏｑｃｅｇｎｉｉ０Ｎ．Ｈｏｒｎｅｔｓｏｓｔａｉｔｓｂｎｈｃｎｂｕｅｒｂｔｏｇａｄｓｏｍｐｌｅｔｇｎｉｅｗｔｎ１０ｈｔｆｉｇｔｓｈｗｈｔｔｓｅ — ｅｃａｉｈｔｅｓｄｆｈｌｎｎｈｒｉｕｓｔｓｎ．ｏｅｔｅｉＢｓｄｓｆｌｌｎｅｒｑｉｍｅｔｆｒｓｅｄｔｔｒｃｓｏ，ｉｐｅｎｆｖｒｂｅｄｎｍｉｂｌｙｔｐｏｉｅａｎｗｅｉｅｕｌｉｇｔｅｕｒｉｆ＇ｈｅｎｔａｙｓａｅｐｅｉｉｎｔｍｓ￣ａｏａｌｙａｃａｉｔ．Ｉｒｖｄｓｅｏｉ

火箭发动机试验红外测温技术应用

火箭发动机试验红外测温技术应用徐峰;罗军;彭飞【摘要】The temperature measurement during the liquid rocket engine test is currently done with the contact measurement method.It has high accuracy,but the performance and life of temperature sensing elements are influenced by contact of the measured object,high temperature and corrosion propellant.According to the requirements and the characters of the liquid rocket engine test,an infrared temperature measurement system was designed and established in combination of the advanced distributed non-contact measurement and optical fiber transmission technologies.The nondestructive and wireless measurement,and optical fiber transmission are adopted in the system,which improves the pick-up rate of temperature parameters on the key parts of the liquid rocket engine in running test in severe environment.The establishment of the system has laid a firm foundation for the research on temperature field distribution of liquid rocket engine.%目前发动机试验温度参数主要采用接触式测量方法,测温元件直接与被测对象相接触,优点是测量精度高,缺点是试验过程传感器经常损坏或脱落,且高温和腐蚀性介质影响感温元件的性能和寿命.根据发动机试验任务的要求和液体火箭发动机试验的特点,结合先进的分布式无接触式测量及光纤传输的技术,设计并建立了红外热成像测量系统.该系统采用无损、无线测量及光纤传输方式,提高了发动机热试车恶劣环境条件下关键部位温度参数的获得率,为全面研究发动机工作过程温度场分布情况奠定基础.【期刊名称】《火箭推进》【年(卷),期】2017(043)001【总页数】7页(P78-84)【关键词】发动机试验;红外测温技术;无线测量;红外热成像【作者】徐峰;罗军;彭飞【作者单位】西安航天动力试验技术研究所,陕西西安710100;西安航天动力试验技术研究所,陕西西安710100;西安航天动力试验技术研究所,陕西西安710100【正文语种】中文【中图分类】V434-34液体火箭发动机研制过程中，需要进行大量的地面热试车考核。

液体火箭发动机健康诊断系统设计与实现

后不分解交付提供依据．
ｈｓｄａ０ｈｒｃｅｉｔａｍｅｅｓｏｆｍｅｎｉｅｔｄｔｅｗｅｇｔｖｃｏｇｉｓｉｆｒｎｅｌｈｓａｅａｒｗｎ２０ｃａａｔｒｓｉｐｌｃａｔｒ，ｃｎｉｄａｄｄｒｃｅｈｉｈｅｔｒａａｎｔｆｅｅｔｈａｔｔｔｓｒｄｔｎａｉｅｙ，ｓｔｕｏｒｈｎｉｅｄａｎｓｓｏｈａｉｏｈａｅａｄｒｇｌｒｔｅｔｔｖｌｅｐｃｍｐｅｅｓｉｇｏｉｎｔｅｂｓｓｆｔｅｃｓｎｅｕａｉｇｙ．ａｄｔｒｎｏｈａｔｉｇｏｎｕｎｉｔｅｌｈｄａｎ — ｓｓｒｐｒ．Ｔｈｙｔｍａｌｅｄｅｎｐｔｉｔｈｃｅｔｉｅｅｒｈａｄｐｏｕｔｎｏｏｙｅｌｕｄｒｃｅｉｅｏｔｅｓｓｅｈｓａｒａｙｂｅｕｎｏｔｅｓｉｎｉｃｒｓａｃｎｒｄｃｉｆｍｅｔｐｉｉｏｋｔｆｏｓｑｅｇｎｎｉｅ，ａｄｏｆｒａｉｏｉｈｗｅｃｕｄｈｎｖｒｔｅｅｇｎｔｏｔｒｓｌｉｇａｔｒｔｅｓａｄｒｅｔｆｉｇｎｆｅｓｂｓｓｎｗｈｃｏｌａｄｏｅｈｎｉｅｗｉｈｕｅｏｖｎｆｅｈｔｎａｄｔｓ — ｉｎ．ｒＫｅｒｓｅｌｈｄａｎｓｓｓｓｅ；ｙｔｍｅｉｎ，ｓｆｗａｅｒａｉａｉｎｙｗｏｄ：ｈａｔｉｇｏｉｙｔｍｓｓｅｄｓｇｏｔｒｅｌｔｏｚ

基于MSPCA的液体火箭发动机试车台氢供应系统传感器故障诊断方法

ｓａｒｃａＣｍｏｅｔＡａｓ，ＭＳＣ是美国ｃｅＰｉｉｌｏｐｎｎｎｙｉｌｎｐｌｓＰＡ）
一Ｊ，（～而＼ｏ／
＝
其中，（）为小波基函数。
Ｍｌ在构造正交小波基时提出了多分辨分析ｌｔａａ理论，给出了正交小波的构造方法及正交小波变并换的快速算法，Ｍｌｔ法。根据多分辨分析理即ａｌ算ｌａ论，多分辨分析的子空间可以用有限个子空间来
中图分类号：７７文献标识码：Ａ文章编号：１０—３８２０）６１４ — ００１２（０６０—１２０５
０引言
１多尺度分析理论
氢供应系统是液体火箭发动机试车台的一个重
传统的傅立叶变换将信号变换成纯频域信号，使它不具有时间分辩的能力。而小波变换可以对信号进行多尺度分析，能有效地提取信号中的特征信
文根据液氢供应系统的几个重要的压力传感器及流量传感器相关性较强的特点，合ＭＣＡ的思想实结ＳＰ
现传感器的故障诊断。由于不同的小波尺度模型对
不同的故障类型敏感，传感器数据经过小波变换将后在所有的尺度上建立主元分析模型进行传感器故障的全面诊断，通过与普通主元分析方法的对比并
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第２７卷第６期２００６年１１月

小推力液体火箭发动机试车台设计研究

学位论文作者签名：壹。【兰丕幺
日期：猁年／ａ月／日
学位论文版权使用授权书
本人完全了解国防科学技术大学有关保留、使用学位论文的规定．本人授权国防科学技术大学可以保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子文档，容许论文被查阅和借阅；可以将学位论文的全部和部分内容编入有关部门数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编学位论文．
§１．２国内外典型试车台简介
自上世纪２０年代初美国人戈达德（Ｒ．Ｈ．Ｇｏｄｄａｒ）首次在试车台上做液体火箭发动机点火试验以来，试验技术得到较快发展。目前，一些大推力、低温推进剂发动机等地面测试技术己相当成熟，但小推力火箭发动机由于其自身特点及应用的特殊性，其测试技术还有待加强和改进，尤其是研究其动态推力变化规律及特性的测试技术更为重要。
ｉｏｎ啪ｂｅｓｔａｎｄａｒｄｉｚａｔ
ｍ孤ｌｅ孤Ｉｔ（Ｍｎａｔｉｃａｌｌｙ．Ｔｈｅｔｅｓｔｈｍｃｈｐｏｓ∞ｓ∞ｓｃｅｒｔａｉｎｓｂｏｃｋｉｎＳｍａ：ｃｉｏｎ
龃ｄｋ≥吐ｓ：Ｉｌｉｅｌ血ｇｄｂｉｌｉ够ＩｔＳｍｏ∞ｌｉⅡｌｉｃ蛐ｍｃｔＩｌ托ｉｓｃｏｍｐａｃｔ锄ｄａｐｐｌｉｃａ垃∞如ｎｃｔｉｏｎｉｓｐｅｆｆ．ｅｃｔ．
第ｌ页
国防科学技术大学研究生院学位论文
③发动机推力及燃烧室压力等性能参数试验； ④喷管羽流场及其有关效应的试验； ⑤为考察发动机和组合件对高空环境的适应能力而进行的试验。以上各项试验内容重点不同，因此对试车台功能要求有差异，其中①③项是大多试车台较为常见的试验内容，而②＠Ｉ⑤则需要较为特殊的试车台、测试设备或环境维护，一般试车台不具备这些试验功能。火箭发动机推力测试试车台根据应用测试时间长短，可分为稳态测试和动态测试两种试车台，前者主要测试发动机稳态推力、压力性能指标，后者注重推力、压力上升段过渡过程和下降段后效冲量变化特性研究。目前，火箭发动机稳态测试技术已相当成熟，稳态性能指标数据具有较高的精度，可靠性强，但随着人们对卫星、导弹等控制精度要求的不断提高，火箭发动机推力上升段过渡过程及下降段后效冲量变化特性越来越被重视，动态测试问题也因此成为了推力测试研究的重点。小推力液体火箭发动机由于自身结构、应用等特点，其高空模拟试验主要存在以下技术难点：由于发动机推力较小，推力可能湮没在推进剂管路约束力及环境的振动中；其次，动态小推力测试，既不能采用力一加速度补偿方式，也无法选用数百州的磁补偿角位移或天平平衡方案；另外，激光测量方案也受现场环境振动的影响难以实施。正因为如此，国内外少有可直接借鉴的测试方案，连俄罗斯这样的宇航大国对于５Ｎ以下的小推力测量工作也是基本不做的，主要靠工艺保证。就模拟环境而言，要设计一座能模拟所有环境的试车台不仅在技术上有极大困难，而且会耗费巨额资金，同时，液体火箭发动机可贮存的燃料通常为醇、胺、肼等类，其氧化剂为硝酸、四氧化二碳等，存在着着火、爆炸等危险，所以大多数试车台都只模拟压力环境，只有少数试车台才同时模拟温度环境和其他环境。国内外现有高空模拟测试试车台一般用于稳态或动态中某单一测试，能够同时很好兼顾稳态、动态测试的试车台较为少见，国内更是空白。对同一发动机推力特性的研究需在稳态、动态两种不同测试试车台上进行，不仅带来了试车台资源的浪费，也延长了研制时间。本文将在分析研究国内外现有试车台特点的基础上，根据测试技术指标要求，设计５～１００Ｎ范围内能够同时兼顾稳态、动态测试的试车台，为试车台进一步的研究设计提供一种思路和借鉴方案。

体火箭发动机高精度试车台设计研究

火箭发动机静止试验测试系统可靠性规范【ｓ】．
频率捷变雷达热跟踪精度测试研究通过海军鉴定
由我院制导工程教研室承担的《频率捷变雷达热跟踪精度测试》研究课题，
于２００１年１２月通过海军装备部军械保障部组织的专家鉴定。
该项研究经专家鉴定认为其技术水平已达到国内领先水平。对推动我国频率
捷变雷达兵器的发展，对提高频率捷变雷达的制导导弹技术保障和维修能力具有
该测试仪采用全数字技术、软件控制与信号处理技术，实现了编程数据处理
和状态控制，保证了频率测试的实时性和测试精度，研制的频率捷变雷达热跟踪
精度测试仪，目前己生产了１０台，陆续发往部队使用。
（金刘）
万方数据
固体火箭发动机高精度试车台设计研究
作者：作者单位：刊名：
英文刊名：年，卷(期)：引用次数：
１．１试验架设计
试验架在测试系统中是最大误差源，提高试验架的动态和静态性能，是提高发动机测试精度的最有效方法。试验架按用途一般分为结构试验架、性能试验架、旋转试验架和多分力试验架四种１１】，本文讨论的是５０ＫＮ的性能试验架（如图１）。它主要由定架、动架、测力组件和原位校准装置组成。收稿日期：２００１万．０方８－２数４据
组建一台虚拟仪器，最初的投资稍大。但以后增加测量能力所需的花费比在传统的测量系统中增添一台仪器需要的花费少得多，只须改变它的数据处理软件即可，因而使用ＶＸＩ总线系统具有潜在的价格优势。
万方数据
固体火箭发动机在静止试验时应对发动机轴向推力、燃烧室压强、点火过程压强、试验环境真空压强、表面温度、线位移、振动加速度和应变进行测试啪。考虑到试车台承担的任务，系统主要对轴向推力、燃烧室压强、点火过程压强、袭面温度和振动加速度进行测试。由于振动加速度测试系统的特殊性，本文不做讨论。

俄罗斯的液体火箭发动机系列

俄罗斯的液体火箭发动机系列动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。

其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。

格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。

公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。

R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。

每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。

对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。

当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。

对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。

芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。

4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。

然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。

到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。

1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。

液体火箭发动机地面试车数据采集与实时故障检测系统

Ａｓｒｃ：ｑｉｃｅｅｇｅｔｓａｄｆｕｅｃｏｙｔｍ（ＦＳｓｏａｉｄｂｓｄｏｅＰＩｔｅｒａｔｅａｑｉｔｎｂｔｔＡｌｕｄｒｋｔｎｉｔｎｌｄｔｔｎｓｓａｉｏｎｅａｔｅｉｅＴＤ）ｉｒｎｚａｅｎｔＸ，ｈｅｌｉｃｕｓｉ，ｇｅｈ —ｍｉｏ
实时故障检测系统（ＦＳ的分析和设计，ＴＤ）工程实现了ＴＤＦＳ的测试硬件子系统、实时故障检测子系统、网络通信子系统和数据库子系统等，并基于ＬｂｎｏｓｃＩａｗｉｄｗ／Ｖ为核心的编程语言完成了具体实现。ＴＤＦＳ经过了大量历史试车数据的离线验证，并在实际试车中得到了成功的应用。试验结果表明，ＦＳ能够并行地ＴＤ
ｓｒｇｎｕｔｅｅｔｎｏｌ — ｈｎｅｓｍｕｔ— ｐｓｄｔｒｅｉｅａＷｉｄｗｓＣ．ｈｉｏｙｔｓｓｄｔｉｌｔｎａｄｔａｅａｄｆｌｄｔｃｏｆｏａｉｍｕｔｃａｎｌ，ｌｉｙｅａａａｅｒａｚｄｉＬｂｎｏ／ＶＩＴｅｈｓｒｅｔａｓｍｕａｉｎｉｔｌｎｔａｏ
液体火箭发动机（Ｒ）ＬＥ试验与测量技术是液体推进技术的重要组成部分，地面热试车是ＬＥ研制过程中一种重要的试验Ｒ方式和不可缺少的工作环节，自动测试技术是ＬＥ地面试验而Ｒ
中的关键技术之一。ＬＥ地面试车对能检测早期故障。因此，本研究针对某型液体火箭发动机进行了数据采集与
ｆｉｒｆｔｅｙａｄｓｒａｍｍｅｙａｄｔｅｈｒｗｒｏｆｇｒｔｎｉｆｓｎｏｖｎｅｔｔｅｓｆｒｒｇａｉｉｌｎａｌｅｅｅｉｌｎｉｅａａｒｔｌ，ｕｃｖｎｌｉｎａｄａｅｃｎｕａｉｓａｔｄｃｎｅｉｎ，ｈｏｔｅｐｏｒｍｓｓｍｐｅａｄｈｉｏａｗａｐｌｃｄｔｅｅｐｓｂｌｙａｄｍｉｒｔｎａｅｓｒｎ．ｅｌｉ，ｘａｉｉｔｇａｏｒｔｏｇｕｈｎｉｎｉＫｅｒｓｌｕｄ－ｒｐｌｎｏｋｔｅｇｎｓｄｔｃｕｓｔｎｒａ－ｉａｌｄｔｃｉｎｙｗｏｄ：ｉｉ・ｏｅａｔｃｅｎｉｅ；ａａａｑｉｉｏ；ｅｌｔｑｐｒｉ－ｍｅｆｕｔｅｅｔｏ

深蓝航天从液态火箭到验证可回收的长期主义者

文|左键36氟浙江天眼查数据显示，2020年中国商业航天领域新融资总额已超过60亿元，相比2019年的19亿元，增长超200%。

但江苏深蓝航天有限公司（深蓝航天）是其中少有的一年内开启Pre-A 轮与Pre-A+轮两轮融资的商业航天企业。

公司创始人霍亮把原因归结为深蓝航天的自身发展与行业热度两方面。

2020年，国内正处于新旧动能转换的关键时期，商业航天作为战略性蓝海产业正在显现其实力，前景广阔。

同时，深蓝航天也在2020年实现多项技术突破。

深蓝航天成立于2016年，主营业务为商业航天运载火箭发射服务、可重复使用运载火箭产品及相关技术的研发。

公司确定了以商业液体运载火箭产品和发射服务为主线、运载火箭相关产品和服务为辅助的发展战略。

公司成立之初，国内商业航天发动机供应链状况迭出。

尽管从事卫星相关业务的民营企业不过三四十家，但其中真正能制造火箭、卫星的企业不足十家。

整个市场处于发展低潮期。

霍亮认为，行业遇冷始终是暂时性问题。

彼时,行业关注点还集中在固体运载火箭上，霍亮以自身多年的行业经验判断，液体火箭才是未来发展方向，所以即使供应链出现问题，也不会影响行业的长远发展。

在公司刚成立的一年多时间里，深蓝航天专注于市场摸索和研判。

直到2018年中后期，才真正开始火箭研发。

2019年，深蓝航天在西安组建了发动机研制队伍。

2020年初，深蓝航天自行研制的雷霆-5液体火箭发动机进行了首次整机变推力长程试车，试验成功。

雷霆-5从方案设计到整机试车仅仅用时8 个月，这也让深蓝航天成为全国首家实现开式液氧煤油发动机整机试车并掌握针栓喷注技术的民营企业。

2020年底，深蓝航天“星云-M ”液体回收1号试验箭发射合练成功，开始进入全箭回收试验阶段。

2021年，深蓝航天将按计划执行”星云-M ” ]号试验箭的静态点火测试和”跳跃”飞行，以及雷霆-20火箭发动机的整机试车。

从整个发展脉络来看，深蓝航天始终专注于液体运载火箭及其回收复用技术。

金鸡山麓的轰鸣--记7013工程液体火箭发动机试车台

金鸡山麓的轰鸣--记7013工程液体火箭发动机试车台
游本凤
【期刊名称】《《太空探索》》
【年(卷),期】2012(000)012
【摘要】在浙江省湖州市吴兴县境内一座叫金鸡山的山沟内,青山绿水,竹林遍野,郁郁葱葱,生机勃勃。

就在这名不见经传的山野里,隐藏着一座鲜为人知的大型液体火箭发动机试车台。

前不久,笔者故地重游。

沿着蜿蜒的盘山公路直到山顶,方才见到试车台的＂庐山真面目＂。

只见试车台塔楼高高地屹立在山顶,昂首向天,仿佛在述说着一段＂好汉当年勇＂的壮丽故事。

【总页数】3页(P41-43)
【作者】游本凤
【作者单位】
【正文语种】中文
【相关文献】
1.新型液体火箭发动机试车台起动试验系统方案设计 [J], 耿文忠
2.基于模式矩阵的液体火箭发动机试车台故障关联规则挖掘 [J], 王珉;胡茑庆;秦国军
3.基于MSPCA的液体火箭发动机试车台氢供应系统传感器故障诊断方法 [J], 耿卫国;徐涛;王祁
4.大推力液体火箭发动机试车台推力架结构强度分析 [J], 丁佳伟;赵明;鱼凡超
5.金鸡山麓的轰鸣——记7013工程液体火箭发动机试车台 [J], 游本凤
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数据采集系统DAS

数据采集系统D A S Document number：WTWYT-WYWY-BTGTT-YTTYU-2018GT数据采集系统D A S采用计算机系统对大容量单元机组进行数据采集处理，开环监视，是确保机组安全、经济运行的有效措施。

早在20世纪70年代中期，我国就在国产300MW燃油机组上进行过计算机数据采集功能的开发探讨，并且用国产的DJS-131小型计算机实现了对国产300MW机组的开环监视，取得了宝贵的经验。

到了20世纪80年代中期，引进的分散控制系统在国产300MW机组上试点成功，极大地推动了我国大型火力发电机组的自动化进程。

300MW以上的火力发电机组上的数据采集功能作为热工自动化控制技术的基本功能，经过长时间的应用实践，已经比较完善和成熟，为发电机组的安全经济运行发挥了积极作用。

9．1数据采集系统的基本功能目前，我国300MW及以上发电机组上运行的数据采集系统有国产的，也有进口的，有小型计算机构成的，也有分散控制系统组成的。

其基本功能主要有数据采集与处理、显示、记录、机组性能计算和操作指导等。

(1)数据采集。

输入信号的扫描。

计算机按预定的采样顺序，对反映生产过程信息的模拟量、开关量、脉冲量等输入信号进行巡回检测。

(2)数据处理。

对输入信号的数据处理，主要包括：①输入信号的线性化处理(如热电势、热电阻、流量等)，输入信号的正确性判断(如极值、变化率、相关比较等)，工程量变换、数字滤波等；②通过对一次参数的计算，得出二次参数值(如差值、均值、累计、端差、过热度、热耗、汽耗、热效率等)。

(3)显示。

计算机利用数字显示装置和CRT，对各类运行参数和开关状态进行显示，这些被显示的量可以是单个或成组参数、相关参数、报警参数、开关变量等。

显示方式可采用数值、曲线、各种模拟图、棒形图等形式。

(4)记录。

对运行参数、开关变量状态及数据处理的结果进行打印记录，包括定时及人工召唤制表、C R T画面硬拷贝、事故追忆记录、掉闸顺序记录等。