固体火箭发动机测试与试验技术精品
固体火箭发动机尾焰粒子流速测量方法
固体火箭发动机尾焰粒子流速测量方法作者：宫秀良来源：《硅谷》2013年第05期摘要固体火箭发动机的非透明尾焰由固体推进剂燃烧形成，尾焰由气体和固体粒子混合组成。
利用高速CCD相机，激光器研制粒子成像测速测量系统，测量装置完全不介入流场，对固体火箭发动机尾焰粒子流速进行测量，是真正意义上的非接触测量，还具有较高的测量精度。
关键词发动机尾焰；粒子流速；CCD中图分类号：V435 文献标识码：A 文章编号：1671—7597（2013）031-064-02火箭发动机的尾焰通常可以分为：透明和不透明两种尾焰。
液体火箭发动机的尾焰由液体燃料燃烧形成的透明羽流；而固体火箭发动机的非透明尾焰由固体推进剂燃烧形成，尾焰由气体和固体粒子混合组成。
针对不同的羽流流体，其参数测量方法也不相同。
对于非透明火焰（含固体粒子），无需示踪粒子，测量装置完全不介入流场，是真正意义上的非接触测量，还具有较高的测量精度。
本方法利用激光技术的非接触测量，采用图像记录的方式，再经过图像处理技术测试出粒子的运动速度。
1 尾焰粒子流速测量原理由于固体火箭发动机的尾焰可近似为具有轴对称特点的对象。
因为尾焰的对称性而使得其形成的粒子流场具有轴对称的几何特征。
正是因为对如此对称性的考虑，我们可以把三维分布形式的粒子流场转化为其对称轴线的平面来代替整个三维场。
只要我们重建出轴面上的场，就可以根据对称性获得三维空间的粒子流场数值，从而简化了三维场重建问题。
目标所在平面是CCD相机成像的物面。
这样物和像之间就可以建立起一个光学成像模型来描述。
P（x，y）表示目标平面的点，而P1（x1，y1）表示CCD相机记录平面上的点。
P点和P1点之间的距离D可以表示为：如果两次曝光的时间间隔为t，则粒子流速V=D/t。
对多个粒子进行分析，就可以测量所有粒子的流速。
并用矢量标记大小和方向。
粒子成像测速又称粒子图像测速法，是一种瞬态、多点、无接触式的流体力学测速方法。
固体火箭发动机EPDM绝热层产品一体化工作实践
固体火箭发动机EPDM绝热层产品一体化工作实践赵敏、李斌、吕晓、袁洪波 /湖北航天化学技术研究所摘要：通过固体火箭发动机设计、三元乙丙EPDM绝热层研发及生产人员“结对子”，湖北航天化学技术研究所从各种发动机对绝热层需求指标差异性、现有各种绝热层技术状态梳理、各种绝热层性能水平统计分析、绝热层型谱建设、产品质量及生产能力提升等方面开展了产品化研究。
在梳理绝热层技术状态、统计分析绝热层技术指标基础上，修订了绝热层规范、完善了绝热层型谱。
笔者提出了型号绝热层选用控制建议，并对绝热层研发、生产过程中的问题提出了针对性的解决措施。
通过持续改进全面提升了绝热层产品成熟度、生产能力和产品质量，实现了绝热层既依托型号又不依赖型号的目的，实现了绝热层产品系列化、通用化、去型号化。
固体火箭发动机燃烧室工作时要承受3000K 以上的高温和3~20MPa甚至更高的内压作用，随着新型高能推进剂的使用和高比冲发动机的设计，温度和压力还将进一步提高。
为了保证发动机的正常工作，在进行发动机设计时，除了考虑发动机综合性能以外，还需考虑热防护以防止燃烧室壳体被燃气烧坏，或因过热而降低壳体强度并危及结构完整性，燃烧室的热防护通常采用在壳体内壁粘贴绝热层的办法解决[1]。
绝热层是一层位于固体火箭发动机壳体内表面的非金属隔热防护材料，在固体火箭发动机内的具体位置见图1。
其主要功能是通过自身不断吸热分解、烧蚀带走大部分热量以缓解高温燃气热量向壳体的传递速度，避免壳体达到危及其结构完整性的温度，保证发动机的正常工作[2]。
此外，绝热层还有缓冲应力传递、限燃、密封等重要辅助作用[3]。
湖北航天化学技术研究所从事绝热层研制工作已有40年的历史，研制的三元乙丙EPDM（ethylene propylene diene monomer）系列绝热层已在多种战略、战术、宇航固体火箭发动机中得到成功应用。
在航天型号高密度发射、多型号并举、质量可靠性要求高的发展形势下，中国航天科技集团有限公司提出了科研生产模式由单一的“以型号研制任务牵引”模式向主要基于“成熟产品选用”的系统集成研制模式转变的发展战略。
一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析
一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析摘要：本文论述了固体火箭发动机设计优化和参数分析。
首先，对固体火箭发动机设计进行了介绍，并就设计优化和参数分析进行了详细阐述。
其次，介绍了用于优化固体火箭发动机设计的一些有效方法，并基于实际工程研究分析了它们的可行性。
最后，提出了将这些技术应用于固体火箭发动机设计的可能性和未来的发展方向。
关键词：固体火箭发动机、设计优化、参数分析、有效方法正文：1.简介：固体火箭发动机是一种可利用固态成分发动机，其重要特点在于使用固体材料以及稳定的工作状态进行燃烧。
由于它具有可控的压力状态、可调的燃烧速率以及较长的燃烧时间，因此它已被广泛应用于航天[1]。
但是，该类发动机的设计优化和参数分析一直是一个复杂的问题，因此有必要进一步研究。
2.设计优化和参数分析：考虑到固体火箭发动机的优化设计，可以选择不同的构型参数进行优化，如推进剂种类和表面结构等。
具体而言，可以采用基于多目标决策的优化方法来对器件进行优化，以满足多个推进系统参数，并使发动机具有最优性能。
此外，可以通过计算流体力学模拟来分析其参数，如泄放压力和燃气流量等，为设计优化提供科学的依据。
3.有效方法：为了尽可能地利用固体火箭发动机的最大潜力，可以采用一些有效方法来优化设计。
例如，采用多目标遗传算法，可以有效地解决多目标决策问题；采用模糊微分进化算法可以优化表面结构，以提高发动机的性能；采用解耦分子动力学方法可以评估推进剂分子结构之间的相互作用，以确定最佳燃烧情况。
4.结论：从上述研究可以得出结论，固体火箭发动机的设计优化和参数分析必须采用先进的方法，以达到最优化的设计效果。
考虑到未来的发展，有必要继续开发更加实用的有效方法，以提高固体火箭发动机的性能，并开发新型火箭发动机。
应用固体火箭发动机的主要方面在于航天飞行，它是迄今为止应用最广泛的固体火箭发动机。
它在技术上的应用主要分两大类：一是固体火箭发动机的安全性，二是性能优化。
(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。
College of AerospБайду номын сангаасce and Civil Engineering
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
College of Aerospace and Civil Engineering
（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。
26
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
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考摘要：固体发动机故障诊断技术的发展，其最终目的是为了达到健康监控，增强可靠性。
尽管目前国内外发动机故障诊断方法日益增多，但是仍然需要对发动机故障诊断技术进行深入研究，以提高发动机在各种应用场景和各种载荷环境中的故障诊断能力及有效性。
鉴于此，本文主要分析固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展。
关键词：固体火箭；发动机；故障诊断中图分类号：V435 文献标识码：A1、引言按缺陷出现的位置，我们可把固体火箭发动机的缺陷分为燃烧室和喷管两类。
其中燃烧室缺陷又可进一步细分成粘结界面脱粘缺陷与药柱缺陷2类。
粘结界面脱粘缺陷，是危害发动机安全性的元凶。
2、固体火箭发动机的故障分析2.1、粘接界面脱粘缺陷我们可以按粘接界面缺陷划分为如下5种，分别是壳体和绝热层界面脱粘和绝热层和衬层界面脱粘、衬层与推进剂药柱之间的界面脱粘、层间脱粘、层间粘结界面疏松。
其中壳体和绝缘层间界面脱粘多为生产环节绝热层贴片粘接时壳体没有被清洗。
壳体和绝缘层之间粘结失效，直接影响固体火箭发动机正常工作。
同时固化加热加压不合适，粘结剂品质不佳以及贮存老化也可能诱发壳体和绝缘层之间的界面脱粘现象。
技术人员喷涂衬层的过程中，由于绝缘层清洗不完全或者衬层和绝缘层材料的化学相容性较差，均会造成界面脱粘现象的发生，存在绝缘层和衬层界面脱粘现象。
衬层和推进剂药柱之间界面脱落多由储存时老化或者过度应力引起。
层间脱粘主要与绝缘层层次结构比较复杂有关，层次越高，各层粘接牢固度随之下降。
层间粘结界面松散有分层与微孔2种类型。
绝热材料粘接过程中，各层粘接不牢或者固化压力不够都有可能发生界面疏松的现象，从而导致脱粘缺陷。
2.2、药柱缺陷按药柱缺陷轻重，可把这种缺陷划分为下列几种类型：第一，药柱灌注推进剂药浆时，因排气不畅而失效，造成柱内气体残留量大，推进剂固化时产生气孔。
同时如果浇注时药浆温度和芯模温度相差太大，则会在某种程度上对药浆流动性造成影响，从而出现孔洞；另一种是推进剂力学性能较差，拔模时药柱受外界施加拉力及交变温度综合影响而开裂；当推进剂整个浇注结束时，部分异物会不小心掉入未充分凝固的药柱中，最后发生夹杂现象，从而直接影响推进效果；在储存药柱时，因储存管理不到位而造成药柱表面龟裂，拖湿和变形等现象，从而影响药柱表面平整；过长时间的储存或空闲造成限燃层与包覆层脱粘等现象直接影响到发动机功能正常实现。
基于ANSYS_的固体火箭发动机振动工装仿真分析
科技与创新┃Science and Technology&Innovation ·82·2023年第14期文章编号：2095-6835（2023）14-0082-03基于ANSYS的固体火箭发动机振动工装仿真分析寇元超，宇文璋杰，陈寰宇，秦发浩（西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025）摘要：某型号发动机长近5000mm，远超滑台2500mm的尺寸，为了满足该型号发动机振动试验要求，设计了一套振动试验工装，分析其模态、给定试验条件下随机振动时的应变、位移及加速度值，验证其结构合理性。
仿真结果表明，据此设计出的工装满足试验需求。
此外，基于ANSYS的振动试验工装设计方法可以为后续类似结构设计提供参考。
关键词：ANSYS；固体火箭发动机；工装设计；振动试验中图分类号：V435.6文献标志码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2023.14.024固体火箭发动机在运输和工作过程中承受了各类振动与冲击载荷。
伴随着科技的不断发展，航天工业对固体火箭发动机的可靠性和环境适应性要求不断提高。
振动试验是目前考核发动机可靠性和环境适应性的有效途径，通过在振动台上进行不同条件的振动试验，不仅能够检验发动机是否满足使用过程中的振动条件，还能够暴露发动机在设计上的缺陷，从而为发动机设计优化提供依据。
为了完成振动试验，就需要使用振动工装将振动台的运动和能量传递至发动机上，其振动传递特性的好坏将直接决定发动机是否能够按照指定的条件完成振动试验。
因此，开展振动工装的动态响应分析对于固体火箭发动机振动试验具有非常重要的意义。
王红瑞等[1]对3种振动夹具进行了动态性能分析，并在过程中指出，基于动态特性设计的夹具能够更好地保证振动能量不失真地进行传递；刘晓晨等[2]在模态与振动传递特性理论基础之上进行了固体火箭发动机振动夹具的设计，并将结构进行动力学仿真计算与试验验证，证明了仿真分析能够在试验前预测夹具结构的动态特性，减少不合理结构的样机加工；王世辉等[3]对比分析了3种典型固体火箭发动机振动试验夹具在相同的典型宽频带激励条件下的振动响应，分析得出了影响振动试验夹具振动传递特性的主要因素。
固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究
张磊，佘湖清固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究张磊，佘湖清（中国船舶集团有限公司第七一〇研究所，湖北宜昌443003）摘要：为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性，在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。
采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程，获得了水下燃气射流形态演化过程；对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量，对比分析了在10m 、30m 、50m 三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。
实验结果表明，发动机水下点火时，水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌，气液湍流掺混剧烈。
随着水深的增大，燃烧室压力基本不变，发动机工作推力减小，水深从10m 增加到50m 时，三种发动机推力均降低了20%以上，且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。
在同一水深条件下，当发动机喷喉直径较小时，推力减小量较小；当燃烧室压强较小时，推力减小量较小。
关键词：固体火箭发动机；水下燃气射流；推力中图分类号：TJ55；V435文献标志码：ADOI ：10.11943/CJEM20201181引言固体火箭发动机具有机动性强、隐蔽性好、可靠性高等优势，因此其用于主动攻击水雷、鱼雷、潜射导弹等水下高速攻击武器的主要推进动力［1］。
固体火箭发动机在水下工作时，由于喷管外部环境水密度远大于空气，且超音速的高温高压燃气与周围水剧烈相互作用形成含有激波、相变、漩涡等复杂物理过程的不稳定流动现象，从而导致发动机推力性能难以预估［2-3］。
因此深入研究不同水深工况下固体火箭发动机推力特性及复杂两相流动机理，对水下火箭动力发展具有重要意义。
针对固体火箭发动机水下工作过程及流场特性，国内外学者进行了大量研究。
王宝寿等［4］通过压力水筒的推力矢量试车台，测量了水深为10~40m 条件下火箭发动机水下点火工作时的推力和侧向力，研究了不同推力矢量控制方式下的发动机工作特性。
贾有军等［5］利用水下点火试车试验系统对试验发动机尾流的形貌及其演化过程进行了试验研究。
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。
固体火箭发动机测试与试验技术
应急演练实施
定期组织应急演练，提高人员的应急处置能力 和协同配合能力。
应急资源准备
提前准备必要的应急资源，如消防器材、急救药品等，确保在紧急情况下能够 及时响应。
07
总结与展望
研究成果总结回顾
固体火箭发动机性能提升
通过改进燃料配方、优化燃烧室设计等方式，提高了固体火箭发动机的推力和比冲性能 。
测试与试验技术创新
X射线或中子成像技术
通过非破坏性地对发动机内部结构进行成像，了解其内部缺陷、燃烧产物分布等情况。这 需要专门的成像设备和辐射防护措施。
激光诊断技术
利用激光干涉、激光多普勒等激光诊断技术，对发动机内部的流场、温度场等进行高精度 测量，为性能评估和优化设计提供重要依据。
03
固体火箭发动机试验技术
地面试验技术
半实物仿真
结合实物部件和计算机仿真模型 ，构建半实物仿真系统，对固体 火箭发动机进行更贴近实际的测 试和验证。
04
测试与试验数据处理及分析
数据处理基本方法
1 2
数据清洗
去除重复、无效和异常数据，保证数据质量。
数据转换
将数据转换为适合分析的形式，如标准化、归一 化等。
3
数据压缩
降低数据存储和处理成本，同时保留关键信息。
故障诊断与性能评估
故障特征提取
从测试数据中提取故障特征，如振动、温度等异常信号。
故障识别与分类
利用模式识别、机器学习等方法对故障进行识别和分类。
性能评估指标
制定评估指标，如推力、比冲、燃烧效率等，对发动机性能进行 量化评估。
结果可视化展示
数据可视化
将处理后的数据以图表、图像等形式展示，便于直观 理解数据分布和规律。
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。
火箭行业火箭发动机研发与生产方案
火箭行业火箭发动机研发与生产方案第1章研发背景与目标 (3)1.1 火箭发动机行业现状分析 (3)1.1.1 技术发展 (3)1.1.2 市场竞争 (4)1.1.3 政策环境 (4)1.2 研发火箭发动机的重要性 (4)1.2.1 提高运载能力 (4)1.2.2 降低发射成本 (4)1.2.3 增强国际竞争力 (4)1.3 研发目标与战略规划 (5)1.3.1 研发目标 (5)1.3.2 战略规划 (5)第2章火箭发动机技术路线 (5)2.1 发动机类型选择 (5)2.1.1 液体火箭发动机 (5)2.1.2 固体火箭发动机 (6)2.2 关键技术难题与解决方案 (6)2.2.1 高压补燃循环技术 (6)2.2.2 固体火箭发动机燃烧效率与安全性 (6)2.3 技术创新与突破 (6)2.3.1 新型推进剂研究 (6)2.3.2 3D打印技术在发动机制造中的应用 (6)2.3.3 智能制造与检测技术 (7)2.3.4 轻质高强材料研究 (7)第3章研发团队与资源配置 (7)3.1 研发团队组织架构 (7)3.2 人才队伍建设 (7)3.3 资源配置与协作 (8)第4章火箭发动机设计与仿真 (8)4.1 设计原理与方案 (8)4.1.1 火箭发动机工作原理 (8)4.1.2 火箭发动机设计方案 (8)4.2 计算流体力学仿真 (8)4.2.1 流体力学模型 (8)4.2.2 仿真方法与过程 (8)4.3 结构动力学分析 (9)4.3.1 结构动力学模型 (9)4.3.2 动力学分析过程 (9)第5章材料选择与加工工艺 (9)5.1 高功能材料研发 (9)5.1.1 高温合金 (9)5.1.2 陶瓷材料 (9)5.1.3 复合材料 (9)5.2 材料加工工艺创新 (9)5.2.1 精密铸造技术 (10)5.2.2 高能束焊接技术 (10)5.2.3 3D打印技术 (10)5.3 质量控制与检测 (10)5.3.1 原材料检测 (10)5.3.2 生产过程检测 (10)5.3.3 成品验收 (10)第6章火箭发动机试验与测试 (10)6.1 试验设施与设备 (10)6.1.1 试验台：用于安装、固定火箭发动机，并提供所需的试验环境。
固体火箭复合推进剂摩擦感度测试技术研究
固体火箭复合推进剂摩擦感度测试技术研究论文标题：固体火箭推进剂摩擦感度测试技术研究摘要：固体火箭发动机是一种关键部件，用于将航天器从地球运送到太空中。
因此，确保这种发动机的安全性和可靠性至关重要。
然而，为了充分发挥固体火箭发动机的特性，必须经常对其推进剂进行摩擦感度测试。
本文旨在探讨不同的固体火箭推进剂摩擦感度测试技术，并对相应的技术性能、优势和劣势进行评估。
关键词：固体火箭推进剂，摩擦感度测试，评估正文：本文旨在探讨固体火箭推进剂摩擦感度测试技术，以便实现安全性和可靠性。
首先，我们综述了固体火箭推进剂摩擦感度测试技术，包括光谱分析、X射线衍射、Scanning Electron Microscopy 和 Differential Scanning Calorimetry，并对其优势和劣势进行了分析。
其次，我们促进了数值模拟技术来更好地预测比萤石推进剂的摩擦感度，以及如何使用实验数据优化其参数。
最后，我们对固体火箭推进剂摩擦感度测试技术的可行性和实际性进行了深入研究。
结果表明，固体火箭推进剂摩擦感度可以通过多种技术，如光谱分析、X射线衍射、Scanning Electron Microscopy 和 Differential Scanning Calorimetry等的综合运用，得到有效掌控。
固体火箭推进剂摩擦感度测试技术的应用是保证航天器安全可靠地从地球运送到太空的重要前提。
固体火箭推进剂的摩擦感度测试是发挥感应器的最佳性能的关键，它以实验方法对推进剂进行测试，使用photograph，optical microscope，X-ray diffraction，Scanning Electron Microscopy， Differential Scanning Calorimetry 等技术来确定推进剂的摩擦感度。
首先，光谱分析可以帮助研究团队检验固体火箭推进剂中的化学成分，并收集关键信息，用于评估它的摩擦特性。
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。
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。