固体火箭发动机测试和试验技术共43页文档
膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究
“膏体推进剂脉冲火箭发动机新方案的理论和实验研究（集锦）”嘿，各位科技探险家们，今天咱们要聊的可不是一个简单的项目，而是关于未来航天领域的突破性技术——膏体推进剂脉冲火箭发动机。
别看这名字听起来有点复杂，其实它里面的奥秘和创意，咱们这就一探究竟。
咱们得明白，火箭发动机是航天器的动力源泉。
传统的火箭推进剂虽然已经很成熟，但总有改进的空间。
膏体推进剂，听着是不是有点耳熟？没错，它就是介于固体和液体推进剂之间的新型材料。
这东西的好处就在于，它既有固体推进剂的稳定性，又有液体推进剂的灵活性和可控性。
一、理论构想那么，我们的新方案从哪里出发呢？是理论构想。
我们设想，通过膏体推进剂的脉冲式喷射，来实现更高效、更稳定的火箭推进。
这个理论的核心，就是“脉冲”。
咱们不像传统火箭那样持续燃烧，而是通过精确控制推进剂的喷射频率和强度，来实现高效推进。
具体来说，我们设计了一种新型的膏体推进剂，这种推进剂在燃烧过程中会产生大量的气体，从而形成脉冲式的喷射。
这样一来，火箭的推力就可以在短时间内迅速增加，然后再迅速降低，形成一个连续的脉冲推力。
二、实验研究有了理论，当然得验证一下。
我们团队的实验研究，主要集中在两个方面：推进剂的性能测试和脉冲火箭发动机的模拟试验。
在推进剂性能测试方面，我们对膏体推进剂的燃烧特性进行了深入研究。
通过一系列的实验，我们发现这种推进剂的燃烧速度和燃烧效率都相当不错。
更重要的是，它的燃烧过程非常稳定，不容易产生爆炸等危险情况。
我们进行了脉冲火箭发动机的模拟试验。
这个试验的目的是验证我们的理论构想是否可行。
通过模拟，我们发现，当推进剂的喷射频率和强度达到一定的数值时，火箭的推力确实可以实现脉冲式的变化。
而且，这种变化非常稳定，不会对火箭的飞行轨迹造成太大影响。
三、创新点1.新型膏体推进剂的设计。
这种推进剂既有固体推进剂的稳定性，又有液体推进剂的灵活性和可控性。
2.脉冲式喷射技术的引入。
通过脉冲式喷射，实现了火箭推力的快速变化，提高了推进效率。
(完整版)航空发动机试验测试技术
航空发动机试验测试技术航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。
在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。
试验测试技术是发展先进航空发动机的关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部件和整机性能的重要判定条件。
因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。
从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验，一般也将全台发动机的试验称为试车。
部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组件的强度、振动试验等。
整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试验等。
下面详细介绍几种试验。
1进气道试验研究飞行器进气道性能的风洞试验。
一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主要是验证和修改初步设计的进气道静特性。
然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。
进气道与发动机是共同工作的，在不同状态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。
实现相容目前主要依靠进气道与发动机联合试验。
2，压气机试验对压气机性能进行的试验。
压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出不足之处，便于修改、完善设计。
压气机试验可分为：(1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。
火箭行业火箭发动机功能测试与评估方案
火箭行业火箭发动机功能测试与评估方案第1章火箭发动机概述 (3)1.1 火箭发动机的定义及分类 (3)1.1.1 火箭发动机的定义 (3)1.1.2 火箭发动机的分类 (3)1.2 火箭发动机功能参数 (4)第2章火箭发动机功能测试方法 (4)2.1 火箭发动机功能测试概述 (4)2.2 火箭发动机功能测试的主要参数 (4)2.3 火箭发动机功能测试的技术要求 (4)第3章火箭发动机功能测试设备 (5)3.1 火箭发动机功能测试设备的类型 (5)3.1.1 推力测试设备 (5)3.1.2 燃烧室压力测试设备 (5)3.1.3 燃烧效率测试设备 (5)3.1.4 涡轮泵功能测试设备 (6)3.1.5 控制系统功能测试设备 (6)3.2 火箭发动机功能测试设备的选择 (6)3.2.1 测试需求 (6)3.2.2 测试精度 (6)3.2.3 测试范围 (6)3.2.4 设备可靠性 (6)3.2.5 设备兼容性 (6)3.3 火箭发动机功能测试设备的操作与维护 (6)3.3.1 操作规范 (6)3.3.2 维护保养 (7)第四章火箭发动机功能测试流程 (7)4.1 火箭发动机功能测试前的准备工作 (7)4.1.1 测试计划的制定 (7)4.1.2 测试设备的准备 (7)4.1.3 测试场地的准备 (7)4.1.4 测试人员的培训与分工 (7)4.2 火箭发动机功能测试的实施 (7)4.2.1 测试前的设备检查 (7)4.2.2 测试数据的采集 (7)4.2.3 测试过程的监控与调整 (7)4.2.4 测试数据的保存与备份 (8)4.3 火箭发动机功能测试结果的处理与分析 (8)4.3.1 数据预处理 (8)4.3.2 数据分析 (8)4.3.3 结果评估 (8)4.3.4 问题诊断与改进建议 (8)第五章火箭发动机功能评估方法 (8)5.1 火箭发动机功能评估概述 (8)5.2 火箭发动机功能评估指标体系 (8)5.2.1 指标体系构建原则 (8)5.2.2 指标体系内容 (9)5.3 火箭发动机功能评估模型与方法 (9)5.3.1 评估模型 (9)5.3.2 评估方法 (9)第6章火箭发动机功能评估流程 (10)6.1 火箭发动机功能评估前的准备工作 (10)6.1.1 确定评估目标与指标 (10)6.1.2 收集与整理相关数据 (10)6.1.3 制定评估方案 (10)6.1.4 准备评估工具与设备 (10)6.2 火箭发动机功能评估的实施 (10)6.2.1 功能测试 (10)6.2.2 数据采集与处理 (10)6.2.3 功能评估 (11)6.3 火箭发动机功能评估结果的分析与应用 (11)6.3.1 分析评估结果 (11)6.3.2 应用评估结果 (11)6.3.3 持续改进 (11)第7章火箭发动机功能测试与评估的数据处理 (11)7.1 火箭发动机功能测试数据的采集与整理 (11)7.1.1 数据采集 (11)7.1.2 数据整理 (11)7.2 火箭发动机功能测试数据的处理与分析 (12)7.2.1 数据处理 (12)7.2.2 数据分析 (12)7.3 火箭发动机功能评估数据的处理与分析 (12)7.3.1 数据处理 (12)7.3.2 数据分析 (12)第8章火箭发动机功能测试与评估的不确定度分析 (13)8.1 火箭发动机功能测试与评估的不确定度来源 (13)8.1.1 测试设备与仪器的不确定度 (13)8.1.2 测试方法与操作过程的不确定度 (13)8.1.3 数据处理与分析的不确定度 (13)8.2 火箭发动机功能测试与评估的不确定度评估方法 (13)8.2.1 不确定度的分类与表示 (13)8.2.2 不确定度的评估方法 (13)8.2.3 不确定度的合成与传递 (13)8.3 火箭发动机功能测试与评估的不确定度控制 (14)8.3.1 提高测试设备与仪器的精度和稳定性 (14)8.3.2 优化测试方法与操作过程 (14)8.3.3 改进数据处理与分析方法 (14)8.3.4 加强不确定度评估与控制 (14)第9章火箭发动机功能测试与评估的案例分析 (14)9.1 典型火箭发动机功能测试与评估案例 (14)9.2 案例分析的方法与步骤 (15)9.3 案例分析的启示与建议 (15)第十章火箭发动机功能测试与评估的发展趋势 (16)10.1 火箭发动机功能测试与评估技术的现状 (16)10.2 火箭发动机功能测试与评估技术的发展趋势 (16)10.3 火箭发动机功能测试与评估技术的应用前景 (17)第1章火箭发动机概述1.1 火箭发动机的定义及分类1.1.1 火箭发动机的定义火箭发动机是一种利用推进剂在燃烧室内燃烧产生的高温、高压气体，通过喷管加速喷射，产生反作用力推动火箭前进的装置。
固体火箭发动机试验架性能试验方法
固体火箭发动机试验架性能试验方法摘要：本文旨在介绍用于分析固体火箭发动机试验台性能的方法。
首先，将介绍设计原则，并通过详细说明来描述各个工作流程。
然后，着重介绍实验步骤、示例数据和可用工具，以及如何使用这些工具和数据来发现关于固体火箭发动机试验台性能的结果。
最后，提出一些结论和建议，以便进一步改善固体火箭发动机试验台的性能。
关键词：固体火箭发动机试验架，性能分析，工作流程，实验数据，可用工具正文：1. 引言本文介绍了用于分析固体火箭发动机试验台性能的方法。
一般来说，固体火箭发动机试验台（RTE）是用于测试和验证发动机性能的重要工具。
由于不同的发动机设计，RTE的性能分析也会有所不同。
本文详细介绍了RTE的性能分析的步骤，以及如何使用实验数据和可用工具来发现关于RTE性能的结果。
2. 设计原则要有效地测试和分析固体火箭发动机试验台，需要考虑以下具体原则：·首先，识别不同类型的发动机，同时考虑特定应用案例，如太空探测和运载火箭等。
·其次，明确目标参数，如推力、耗能、压力、尾流等，并明确它们之间的联系。
·第三，使用有效的数据采集和分析工具，以及高精度的传感器，如压力传感器和温度传感器等。
·最后，保持良好的实验室条件，包括保护容器、安全措施和充足的空气质量等。
3. 实验步骤为确定RTE的性能，需考虑以下的准备和测试步骤：·准备步骤：此步骤包括识别所使用的发动机类型以及特定应用案例，明确目标参数，准备传感器等。
·测试步骤：此步骤包括安装传感器和测试参数，记录数据，分析结果，并准备报告等。
4. 示例数据和可用工具有多种可用的传感器和数据分析工具可用于测试RTE性能，具体如下：·传感器：压力传感器、温度传感器、速度传感器等。
·可用工具：数据采集和分析工具、模拟器、计算机软件等。
5. 发现使用上述实验步骤和可用工具，可以发现有关RTE性能的有价值结果。
固体火箭发动机
固体火箭发动机固体火箭发动机定义与原理固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温高压的燃烧产物。
燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以极高的速度从喷管排出而产生推力。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机组成固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机的优缺点分析及适用范围固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固体火箭发动机的关键设计固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。
(完整版)固体火箭发动机测试与试验技术第三章
3）发动机的几何中心线与发动机实际推力作用线间的最短距
离。
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图3-19为卧式三分力试车测量示意图，用来测量推力矢量控制
机构产生的姿态控制力，利用各力对O点的力矩之和等于零的等式
即可求出推力向量控制力Fc的大小，即：
选坐标原点为力的简化中心，设主矢量和主矩各为： F Fx Fy Fz
。 M Mx M y Mz
空间力系的平衡条件是主矢量和主矩分别在3个坐标轴上的投
影同时为零，即：
x0 y0 z 0
Mx 0 My 0 Mz 0
由此可得到各分力合分力矩的计算公式为：
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固体火箭发动机测试与试验技术
主讲：刘平安
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（6）挠性件的设计与选用
挠性件是靠材料本身的弹性变形提供运动自由度的。
挠性件的优点：弹性变形引起材料的内摩擦，内摩擦与外摩擦相 比具有摩擦力小，重复性好的优点。
以F1和F6两传感器的理论轴线交点为坐标原点， F1传感器的理论轴线为x轴， F1
传感器理论轴线为z轴，通过O点平行于F2和F3的轴线为Y轴，安装传感器的方向为
各坐标轴的正方向。H、R为台架结构尺寸，是已知数。
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图3-17 立式六分力试车架测量示意图
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它采用了单工作段双板簧作为动架和静架之间的连接件，其弹阻力仅为推
固体火箭发动机测试与试验技术
1.5 试验技术的发展与展望
固体火箭发动机试验与测量技术是根据火箭发动机技术发展的需要， 随着科学技术水平的提高而发展起来的。由于现代科学技术的发展，新型 的高强度、低密度材料的出现，高能推进剂的研制成功，新的设计理论 的突破，固体火箭发动机的性能有了很大的提高。这样对发动机试验技 术与测量技术就提出了更高的要求。固体火箭发动机试验技术发展大约可 归纳为以下几点： (1)试验能力将会进一步提高 用于航天助推器的固体火箭发动机通常是非常大的如美国的“大力神C3”火箭有两个直径3m的发动机，总推力达9000kN，美国还研制了直 径4m和6.6m的固体推进器、推力达几十兆牛。为试验这种巨型火箭发 动机必须建造巨型试车台。首先遇到的是巨型试车架的设计与制造问题， 运输、起吊问题，还有数十兆牛力值的传感器计量与校准，建立数十兆牛 力值的标准等等，都需要突破一系列技术难关。 (2)测量系统的特殊要求 一些具有特殊用途的发动机，如多次启动的发动机、宇宙飞船上弹射 救生的逃逸发动机，有的工作时间极短，推力又非常大，这些发动机试验 对测量系统要求测量系统有很好的动态特性，能不失真地测量推力脉动， 这些都是目前尚待解决的技术难点。
固体火箭发动机使用性试验，包括下列几种： (1)振动试验 固体火箭发动机振动试验是在振动试验台上进行的。振动试验台 由振动激振器、发动机固定装置及控制系统组成。振动试验方法可分 为两类。即谐波激振法和随机激振法。对于军用产品，用随机振动模 拟使用条件较为合理。 (2) 冲击试验 冲击试验的目的是检验发动机在预定的冲击载荷作用下工作性能 和可靠性。冲击试验在冲击试验台上进行。最简单的冲击试验台是自 由落体式试验台，它将发电机提升到一定高度并吊住后释放，发动机 自由落体下冲击到有一定垫层要求的台体基础上，然后检验发发动机 落下冲击后的结构变化与性能变化情况。 (3) 运输试验 运输设备的振动无明显重复性，产生的力是非周期性的，由于道 路不平，引起的冲击扰动是随机性的振荡，按美国专家给出的数据， 在公路上运输的振动频率为2~3Hz,10~20Hz及80~100Hz，加速 度幅值约为 0.5 ~ 30m / s 2 ；在铁路运输时，频率为3~5Hz，加速度幅 值为 5m / s 2 。发动机公路运输条件要规定公路路面等级、运输的距离 及速度。铁路运输试验要规定试验路程、速度等。
固体火箭发动机试车试验噪声数据测量与分析
固体火箭发动机试车试验噪声数据测量与分析邵康;王晓森;许诺【摘要】为了获取发动机试车过程中噪声数据的数据特征,以某型固体火箭发动机为例,设计搭建了试验测试方案和测试系统,分析研究噪声数据的时域、频域和时频域特征.结果表明:发动机舱内的噪声数据比舱外的噪声数据更接近于标准的正态分布,舱内、外的噪声谱形以及总声压级均存在较大差别,二者时频分析结果的能量分布均随着频率的升高而逐渐减少,且舱内、外测点的能量分布范围有较大差异.分析结果对获得箭体关键部位的噪声数据特征具有重要参考意义.【期刊名称】《强度与环境》【年(卷),期】2019(046)003【总页数】6页(P59-64)【关键词】固体火箭发动机;试车试验;噪声【作者】邵康;王晓森;许诺【作者单位】北京强度环境研究所,北京100076;天津航天瑞莱科技有限公司,天津300462;北京强度环境研究所,北京100076;天津航天瑞莱科技有限公司,天津300462;北京强度环境研究所,北京100076【正文语种】中文【中图分类】V435发动机是火箭系统的主要动力源,其工作时尾段喷流产生的强噪声环境是造成火箭系统产生振动的主要激励源之一[1]。
在新型火箭研制阶段，如何确定起飞段运载火箭的振动源以及发动机的喷流噪声十分重要[2]。
准确的激励源测量和分析结果可以给火箭系统结构振动响应分析提供有效载荷。
发动机试车试验是获取火箭发射和主动段飞行过程中振动、噪声等力学环境参数的有效手段，是发动机研制过程中的一个重要环节，被广泛应用于结构的消声、降噪处理[3]。
因此，通过试验测量获得发动机试车过程中产生的振动和噪声数据对于研究火箭结构在在振动、噪声环境下的安全性和稳定性具有重要的意义。
针对火箭发动机在工作过程中的噪声数据测量问题，国内外学者开展了许多相关研究。
Mcinerny[4]针对固体火箭所产生的喷流噪声进行了试验研究，形成了基于经验数据的噪声预测分析方法。
Viswanathan[5,6]研究了固体火箭的喷管尺寸及喷流温度在亚声速下对喷流噪声特性及其声场分布规律的影响。
固体火箭发动机0
固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制摘要:本文讨论了基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的研究发展。
它介绍了火箭发动机模型，提出了固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计、分析与实现。
其中，模拟仿真建立了固体火箭发动机0.5％的数字模型，实验验证了模型的准确性，并采用埃弗里特方法来评估机构的动平衡性和抗扰性。
最后，分析结果表明，本工作的测试系统可以满足实际应用要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据。
关键词：固体火箭发动机，高精度测试系统，模拟仿真，埃弗里特方法，动平衡，抗扰性。
正文：1. 引言：固体火箭发动机是太空航行的一种重要能源来源之一，其性能数据的准确性对于太空航行的安全性有着至关重要的影响。
为了使得测量固体火箭发动机的精度有限的性能数据更加精确，本文探讨了基于固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的研究发展。
2. 固体火箭发动机模型：首先，本文建立了固体火箭发动机0.5％数字模型，它包括了推力/燃气流及其变化规律，固体火箭发动机燃料粒度及其变化规律，固体火箭发动机燃烧室内部的介质流动特性和内部温度场的变化规律。
本文使用单元空间有限差分方法来建立模型，并结合有限元管理理论的封闭形式求解方法得到模型解。
3. 高精度测试系统的设计:本文提出了一种基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计。
固体火箭发动机0.5％高精度测试系统由测量信号分析软件，模拟和测试系统硬件组成，采用埃弗里特法来分析机构的动平衡性和抗扰性，从而将固体火箭发动机实时采集的数据进行提取，然后将固体火箭发动机的性能数据进行更准确的测量及诊断。
4. 结果与分析：本文的模拟仿真和实验结果证明，本文提出的高精度测试系统能够满足实际应用的要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据，使得太空航行的安全性得到更好的保障。
5. 结论：本文提出的固体火箭发动机0.5％高精度测试系统具有良好的测量精度，系统可以实时测量固体火箭发动机0.5％性能数据并能够进行诊断，从而为太空航行安全提供更好的保障。
火箭发动机专业综合实验(2.4.1)--固体推进剂燃速与燃速测量
固体推进剂燃速的定义一般有两种：
—— 线性燃速 r ：在单位时间内，推进剂燃面沿
其法线方推进的位移。
r
=
de dt
r
=
D）； t 代表时间 。
在给定工作条件下，测出烧去△ e 所需的
时间△ t 之后，即可算出在△ t 时间内的
—— 质量燃速平均m燃p速：r 在单位时间内单位燃面上沿 燃面法线方向所烧掉的推进剂质量 。
燃速压强指数
北京航空航天大学宇航学院 403 教研室
单 位 时 间 内 燃 烧 掉 的 推 进 剂 质 量 ：
m& p = r p Abr
r = a ￗpn
rp 为固体推进剂的密度， Ab 为燃烧面积， r
燃速 m& p = r p �Ab�a�pcn
固 体 火 箭 发 动 机 的 喷 管 流 量 公 式
③ 如果 n﹥1 ，压强升高造成的燃气生成 率增量会小于排气质量流量增量，燃烧 室内的燃气质量存在这减少的趋势，这 样会抑制压强的进一步升高，促使压强 恢 复 到 先 前 平火衡箭状发 动态机，专因业而综 合可实以验保 持 稳 定状态。
埃里（ Vieille ）r 公=式a：ￗpn
a 为燃速系数，是推进剂初温的函数；
p 是燃烧室压强，单位 MP ；
n 为燃速压强指数，是压强和推进剂初温的函
数。
火箭发动机专业综合实验
燃速压强指数
北京航空航天大学宇航学院 403 教研室
燃速压强指数体现了燃速对压强变化的敏感程度 ， 因此也是表征固体推进剂燃烧稳定性能的一个重要参 数。
稳态燃烧性能是其中的基础，这是因为从使用上讲，在设计
条件下的要求固体火箭发动机中的燃烧过程呈现稳定状态，不能 发生不可控制的变化；从研究上讲，只有充分理解与掌握了固体 推进剂的稳态燃烧性能，才能进一步地研究其他燃烧特性。
固体火箭发动机测试与试验技术第三章
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敞开式试车间通常有两面是敞开的，室内空气直接和大气相 通，它适用于对环境条件，如环境温度、环境压力等没有特殊要 求的试验;可封闭式试车间在发动机工作时室内空气和大气相隔， 呈密封状态，它适用于对发动机环境条件有专门要求的试验，如 高空模拟试验时，试车间即为可封闭式的。
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与正立式的情况相反，在倒立式垂直试车台上试验时，发动机 的工作推力直接作用在地面基础上，燃气直接排放到空中，不存 在气流冲刷和反作用力问题。相比之下，这种试车台的结构比较 简单，设计和建造也都比较容易，因此应用也比较多。如美国的 “大力神-3C”火箭助推器就是在这种试车台上试验的。在这种试 验台上进行试验的缺点是容易在发动机头部发生氧化铝沉积。 3.2.2 试车台的组成与技术要求 （1） 试车间 试车间是发动机点火试验的工作间，其内部装有发动机、试车 架、监测仪器和测试电缆等，是试车台的核心部分。试车间由基 础、围墙和屋顶三部分组成，对试车间的要求是：
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1） 试车台的用途： 2） 试验发动机的主要技术参数，如发动机的直径、长度、总质量、最大工作推力、 燃烧室压力和工作时间等； 3） 被测参数的名称、路数、量值范围以及测量精度要求等； 4） 发动机的安装姿态及连接方式等； 5） 吊装要求； 6） 年试验次数； 7） 其他特殊要求。 （2） 设计要求与方法 设计试车台时应做到以下几点： 1） 建台地点要选择适当，要便于供水、供电和交通运输； 2） 大、中型发动机的试车台要远离居民密集区；
固体火箭发动机振动试验过试验分析与控制
固体火箭发动机振动试验过试验分析与控制王世辉;张磊;李铁;张昱;云杰;石鹏【摘要】针对固体火箭发动机振动试验过程中出现局部过试验情况影响振动试验质量以及由于响应测点分布的局限性导致试验周期延长等问题,采用有限元技术与实际试验方法相结合,构建振动力源、试验夹具和固体火箭发动机一体化有限元模型;应用此模型进行振动试验系统动态力传递特性研究,找出振动力源、试验夹具和发动机之间动态力传递规律,选择合适的控制点与控制策略,改善振动试验局部过试验问题,提高振动试验质量,缩短试验周期.%According to local excessive test in vibration test procedure of solid rocket motor impacting test quality as well as measuring points distribution limitations leading to extended response test cycle,combined with finite element and actual test methods,building incentive source,test fixtures and finite element model of integration for solid rocket motor.Vibration test analysis of dynamic force transmission characteristics using these models,identifying laws of dynamic transitivity between force source,test fixtures and solid rocket motors,then select the appropriate control points and control strategy to ease local excessive experiment problems of vibration test,to improve quality,shorten the period of experiment.【期刊名称】《计算机测量与控制》【年(卷),期】2017(025)004【总页数】4页(P247-250)【关键词】振动与波;固体火箭发动机振动试验过试验传递特性【作者】王世辉;张磊;李铁;张昱;云杰;石鹏【作者单位】中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076;中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076;中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076;中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076;中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076;中国航天科工集团第六研究院601所,呼和浩特010076【正文语种】中文【中图分类】V435.6随着科技的发展及航天工业对产品可靠性和环境适应性要求的不断提高，固体火箭发动机的高可靠性成为军工行业的发展重点。
火箭发动机专业综合实验(11.1)--固体推进剂燃速测定实验指导书
2. 燃速与燃速测量
2.1 燃速及燃速公式
固体推进剂燃速的定义一般有两种，即：线性燃速和质量燃速。固体推进剂线性燃速的
定义是在单位时间内，推进剂燃面沿其法线方推进的位移，线性燃速一般用符号 r 表示，
其数学式为：
r
=
de dt
式中 e 代表位移（cm 或 mm），t 代表时间。对上式改用有限差分式，即得时间△t 内的平均
为了保证固体火箭发动机稳定工作，一般要ห้องสมุดไป่ตู้推进剂的压强指数小于 1。一般情况下， 大多数推进剂的燃速压强指数 n 都在 0～1 之间，n 值越大，燃速对压强越敏感。对于 n 值 在 0～0.2 之间的推进剂，通常称为平台推进剂，其燃速对燃烧室压强不太敏感。若 n 值小 于 0 时，则称为负压强指数推进剂，也称为麦沙推进剂。复合推进剂的 n 值一般在 0.2～ 0.65 之间。
固体推进剂燃速测定实验指导书
1. 实验目的
1) 了解水下声发射燃速仪的测量原理与设备构成。 2) 在选定的初温下以及给定的压强范围内，测定推进剂药条的燃速，并根据实验数
据整理出燃速关系式 r = a ￗpn 。
3) 根据不同初温测得推进剂燃速，求出推进剂的燃速温度敏感系数。 4) 通过实验掌握在燃速仪中测定燃速的方法，并分析与实际发动机工作时燃速的差
燃速为：
r
=
De Dt
对某一指定的推进剂，在给定工作条件下，测出烧去△e 所需的时间△t 之后，即可算
出 r 值。
质量燃速是指在单位时间内单位燃面上沿燃面法线方向所烧掉的推进剂质量，一般用
符号 mp 表示。质量燃速与线性燃速的关系如下：
mp = rp gr
式中 p 为推进剂密度。 如无特殊声明，本实验中所指的推进剂燃速都是推进剂稳态燃烧下的线性燃速。
固体火箭发动机壳体
固体⽕箭发动机壳体固体⽕箭发动机壳体成型⼯艺固体⽕箭发动机是当今各种导弹武器的主要动⼒装置，在航空航天领域也有相当⼴泛的应⽤。
它的特点是结构简单，因⽽具有机动，可靠，易于维护等⼀系列优点，⾮常适合现代化战争和航天事业的需要。
但是固体⽕箭发动机部件在⼯作中要承受⾼温，⾼压和化学⽓氛下的各种复杂载荷作⽤，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进⽔平。
固体⽕箭发动机壳体既是推进剂贮箱⼜是燃烧室，同时还是⽕箭或导弹的弹体，因此，在进⾏发动机壳体材料设计时，要考虑以下⼏个基本原则：(1)固体⽕箭发动机壳体就其⼯作⽅式来讲，是⼀个内压容器，所以壳体承受内压的能⼒是衡量其技术⽔平的⾸要指标；(2)发动机壳体是导弹整体结构的⼀部分，所以⼜要求壳体具有适当结构刚度；(3)作为航天产品，不仅要求结构强度⾼，⽽且要求材料密度⼩；(4)发动机点⽕⼯作时，壳体受到来⾃内部燃⽓的加热，⽽壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温⼒学性能，⽽应充分考虑其在发动机⼯作过程中，可能遇到的温度范围内的全⾯性能。
结构图⼀、选材1.1、增强纤维：碳纤维固体⽕箭发动机壳体要求复合材料具有⾼的⽐强度，⽐模量和断裂应变。
各种纤维相⽐，碳纤维具有密度⼩，拉伸模量和⽐模量⼤；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数⼩，导热率⾼，⾼温下尺⼨稳定性好，不燃，分解温度⾼；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都⽐较⾼，不易产⽣静电聚集，使⽤温度⾼，不会产⽣热失强，并有吸收雷达波的隐⾝功能等优点。
飞机结构材料要求轻质⾼强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺⼨稳定，所以碳纤维是最理想的材料。
拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的⾼强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。
碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量再度减轻30%，使发动机质量⽐⾼达0.93以上。
火箭发动机专业综合实验(13.1)--固体火箭发动机直列式点火实验指导书
宇航推进专业综合实验指导书固体火箭发动机直列式点火综合实验报告人：班 级：同组人：指导老师：日 期：固体火箭发动机直列式点火实验指导书1．实验目的1.考察点火管零件参数与点火条件之间的关系提供分析依据2.了解微型脉冲功率装置组成和工作原理，学会使用电流互感器和电压探头并通过示波器记录波形，掌握微型脉冲功率装置使用要点，能独立完成脉冲放电和测试实验。
3.掌握导弹发动机点火系统的工作原理和安全特性，了解固体火箭发动机点火系统实验过程，了解硼/硝酸钾的钝感特性，能独立完成点火实验，有条件下测试点火延迟时间，并分析不同实验条件下延迟时间的一致性范围。
2．实验背景介绍固体火箭发动机常用点火装置由起爆器、点火器和一些辅助部件组成。
起爆器在电能和其他非电能量的激发下使起爆器起爆，继而点燃点火器，点火器所产生的炽热火焰点燃发动机主装药。
按激发能源不同，起爆器可分为电起爆器和非电起爆器。
按起爆器和点火药是否安装在一起，点火器可分为整体式和分装式。
国内目前导弹和火箭发动机点火系统安全设计思想是以结构钝感为主，对药剂以防护为主，安全要求是满足1A/1W 不发火。
固体火箭发动机直列式点火系统与目前点火系统最大的不同在于取消了电爆管，直接点燃点火药，这时，点火药成为了始发药，点火装置的安全性不再受电爆管的起爆药感度限制，极大的提高了点火装置的安全性。
从而可将结构钝感的安全设计思想和药剂钝感思想结合起来必将极大的提高点火系统的安全性能。
因此以冲击片点火技术为基础的新型固体火箭发动机点火装置可以设计成直列式点火序列。
直列式点火管是直列式引爆概念的延申，是直列式火工品的一种，美国军用标准中还有用非隔断式爆炸序列（Non-interrupted explosive trains）这种说法，而直列式火工品的特点主要体现在以下几个方面：首先，直列式火工品的使用方式与错位式火工品不同，按照美国海军武器系统炸药安全审查局（WSESRB）的技术手册——《非隔断式爆炸序列电子安全与解除保险装置技术手册》（Technical Manual for Electronic Safety and Arming Devices With Non-Interrupted Explosive Trains）的说法：弹药引信历史上一直使用敏感的炸药元件，在解除保险之前它的输出被机械地隔断，在这些引信中解除保险过程的控制是用机械方法完成的，固态电子器件的出现和迅速发展为引信安全设计带来了变化，近年来炸药爆炸元件的发展提供了一种选择，即爆炸序列的机械隔断不再是必需的了。