弹道修正弹的基本概念是, 在原有榴弹 (含高炮弹)、迫弹或火箭弹的引信位置换装 成弹道修正模块, 由GPS 或地面雷达探知飞行中的弹丸在某几个时刻的空间位置, 将 此位置与地面火控计算机中预先装定的理想弹道比较, 根据偏差大小, 指令弹上的修 正机构进行距离或方向修正。这种修正可以在全弹道上修正一两次或三四次。 三、弹道修正弹的关键技术 1.弹道探测技术 弹道探测技术分三种技术:火控雷达(ＦＣＳ)全球定位系统(ＧＰＳ)和惯性导航系统(ＩＮＳ),各种技术各有优缺点。采用ＦＣＳ技术,弹丸靠外部的火控雷达系统获得实际弹道,目前先进的相控阵雷达在作用距离和精度上都能满足。在这种模式下,雷达可以根据被弹丸的反射回的雷达信号跟踪弹丸也可以由弹丸主动发射对应雷达信号的异频信号使雷达跟踪弹丸。ＧＰＳ能全天候、全时间、连续提供精确的三维位置、三维速度以及时间信息。弹丸飞行时, ＧＰＳ接收机通过弹载ＧＰＳ天线阵锁定ＧＰＳ卫星族,弹丸旋转时将用多个ＧＰＳ天线确保ＧＰＳ接收机始终能接收到ＧＰＳ卫星信号,微处理器利用从ＧＰＳ接收到的弹丸位置来确定弹丸弹道。它的关键技术在于ＧＰＳ接收机的微型化和ＧＰＳ天线设计。ＩＮＳ是一种不依赖外部信息、又不发射能量的自主式导航系统,隐蔽性好,不怕干扰。惯性导航系统能提供全面的弹丸飞行信息,它具有数据更新率高,短期精度和稳定性好的特点,它的缺点是需要初始化,而且误差随时间积累。采用ＧＰＳ系统和ＩＮＳ系统,弹丸可以实现发射后不用管,能自主打击目标,称为主动模式弹道修正弹,是目前发展的主流,但它技术难度大,所有的计算都要在弹上实现,弹载设备多,须要考虑设备的微型化和抗高过载能力。采用ＦＣＳ技术,修正弹本身较为简单,但它需要火控雷达和火控计算机协同工作,称为半主动弹道修正弹,它整个修正弹系统复杂,但它的设计难度不是很大,对于初始发展弹道修正弹的国家,采用这种技术是个可行的发展方向,特别是海军舰炮弹药发展弹道修正弹,它完全可以利用现有的火控雷达和火控计算机来发展这种体制的弹道修正弹。 3.修正执行机构 修正执行机构的设计是弹道修正弹的另一关键技术。目前,弹道修正弹主要采用阻力环、脉冲发动机和鸭舵三种执行机构来修正弹道。三种执行机构都有其优缺点。 (1)阻力器 弹道修正弹最早采用的执行机构就是阻力环,它的工作原理是通过在要求的时刻展开阻力器,使弹丸前锥部的径向面积增大从而增加弹丸的空气阻力,来达到对射程进行修正,提高射击精度的目的。国外早期的研究主要是美国,采用的主要结构形式有:Ｄ型环阻力器、浆型阻力器、“虹膜”型阻力器。近几年,欧洲在这方面研究进度也很快,法国研制成功了三片花瓣式阻力器,德国研制柔性面料刚性支撑的伞状阻力器,这两种阻力器都成功的应用于弹道修正弹。目前各种修正器能使弹丸的阻力系数增大到5～8倍。阻力器作为执行机构的优点是机构设计相对简单,易于实现,精度要求较低,易于加工;同时,阻力器它只能进行一维修正,即只能在射程内向下修正,修正能力有限。 (2)脉冲发动机 基于脉冲发动机的弹道修正弹可以在距离和方位二维上对弹道进行修正,以俄罗斯、美国、瑞典、以色列等为典型代表,采用ＲＣＩＣ技术研发出一系列脉冲修正的炮弹、迫弹,在国际军火市场上备受青睐,国内在脉冲控制方面的研究还基本处在起步阶段。采用脉冲控制的炮弹,是在普通炮弹弹体的质心处或质心附近周向布置若干个小型脉冲发动机(简称为脉冲)。按脉冲在弹体上布置位置的不同可分为力操纵方式和力矩操纵方式。力操纵方式常将脉冲布置在质心处,力矩操纵方式则将脉冲布置在质心前后的一段距离,在控制力作用的同时产生控制力矩。由于脉冲发动机的大小、个数、布置位置、转速及脉冲工作时间等对其修正能力都有影响,目前脉冲发动机主要应用于尾翼稳定的或旋转速度较低的末端修正弹。
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2000年第14卷第1期 华北工学院测试技术学报V o l.14N o.12000 (总第31期)JOURNAL OF TEST AND M EASURE M ENT TECHNOLOG Y OF NC IT(Sum N o.31) 文章编号:100826374(2000)0120044204 弹道修正弹的外弹道实时 解算算法研究 Ξ 田晓丽,陈国光,辛长范 (华北工学院机械电子工程系,山西太原030051) 摘 要 目的 探讨一种外弹道弹道诸元实时解算算法,为以后计算弹道偏差量提供依据. 方法 先建立解算模型,然后通过分析误差来验证模型是否正确.结果 根据模型,能够计 算出任一时刻的弹道诸元,与标准质点外弹道方程的计算结果比较,相对误差均在0.1% 以内.结论 本解算算法是可行的,能够为弹道偏差解算提供可靠依据. 关键词 灵巧弹药;弹道修正弹;外弹道 中图分类号 TJ410.1 文献标识码:A 0 引 言 战争的发展对武器精度提出了越来越高的要求,这不仅直接关系到争得战争主动权,赢得战争胜利,而且涉及到后勤保障的简化和非战争目标破坏的减少,所以发展精确打击弹药已是军界和军火工业界的共识.谁能装备更大比重的精确打击弹药,谁就多操一份赢得战争的胜券.要实现精确打击首推导弹,但导弹是一种全新研制、全新制造的弹药,而且其造价昂贵,不可能大量装备,为此,人们从改变原有弹药的结构入手,使弹丸向灵巧化、智能化的方向发展,这就产生了灵巧弹药. 弹道修正弹是一种发展中的新型灵巧弹药.它是将电子计算机技术、遥测遥控技术、传感器技术等应用在常规炮弹上,根据实时射击条件和实时气象条件,实时测量出弹丸的运动参数,实时解算出每发弹的弹道偏差量,并利用弹上的执行机构对弹的运动轨迹进行一次或多次修正,从而极大地减小每发弹的弹道偏差,达到提高射击精度的目的. 1 弹道修正弹系统概述 弹道修正系统的作用过程可描述为:由地面信息探测系统获取弹丸运动响应参数,通过接口将测得的信息送入弹道解算系统,弹道解算系统进行“干扰辨识”,获得弹丸相对随 Ξ收稿日期:1999211219 作者简介:田晓丽(1970-),女,讲师,硕士生.从事专业:弹药工程.
固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 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。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 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，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 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； b. 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； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将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的敏感性较强，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。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和
题号：843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基
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火箭发动机专业综合实验课程简介 课程目标 从知识与技能的角度来讲，本课程的教学目标如下： （1）巩固和加深对专业理论知识的理解，掌握主要部件的工作特性； （2）学习火箭发动机的实验理论和实验方法，了解实验系统构成和实验设备；（3）通过具体实验过程，提高动手操作能力，掌握基本的实验技能，包括实验方案设计、系统调试、实验操作规程、实验现象观察以及数据处理等； （4）了解火箭发动机实验研究的发展动态，经过动手实践，熟悉先进的实验方法，具备初步的科研实验能力。 从素质与心理角度来讲，本课程的教学目标如下： 在认知上，加深学生对专业理论知识和实验理论知识的记忆与理解（识记、领会层面）；正确地使用各项实验技能，设计合理的实验方案（运用层面）；分析实验现象，处理实验数据，提炼实验结论（分析层面）；根据研究目的，综合自身的理论知识和实验能力，实施一项完整的研究型实验过程（综合层面）；评估实验结果的正确性，评价实验本身的科学性与合理性（评价）。 在情感上，引导学生密切关注各种实验现象，加深直观感受（注意层面）；充分利用火箭发动机专业教学实验中声学、光学、电磁、气动等现象丰富这一优势，激发学生的实验积极性（反应层面）；培养学生科学规范的实验习惯和客观严谨的实验态度（价值评价层面）；让学生深刻体会到本课程与其未来职业发展的关联性，激发学生的职业性学习动机，培养创新意识（价值观组织层面）；促进学生培养务真求实的工作作风，培养紧密协同的团队意识，培养甘于奉献的职业精神（品格层面）。 在动作技能上，培养学生的动手操作能力，掌握典型设备的基本操作方法，能进行安装、调试与测量，熟练掌握各项应急处理措施。 课程性质与定位 “火箭发动机专业综合实验”是北京航空航天大学飞行器动力工程（航天）专业的三大主干专业课程之一；是专业培养过程中的重要实践教育环节。 本课程是一门要求学生运用专业理论知识来分析、解决具体实践问题的课程。课程以实验为载体，定位于各种联系的“桥梁”——即专业基础理论理解与综合运用的桥梁、专业人才培养与学生职业发展的桥梁。 本课程既是专业知识的形象表现，有助于学生深刻理解专业理论；又是专业知识运用的典型案例，有助于学生学以致用，解决专业问题；还是学生未来职业活动的预演，有助于培养学生的科研素质。 课程设计的思路 鉴于“火箭发动机专业综合实验”是一门实践性强、且需要较好专业理论基础的综合教学实验课程，因此从实验理论知识与实践经验的教学要求出发，以及
《火箭发动机原理》课程教学大纲 课程代码：110132307 课程英文名称：Solid Rocket Motor 课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0 适用专业：弹药工程与爆炸技术 大纲编写（修订）时间：2017.10 一、大纲使用说明 （一）课程的地位及教学目标 本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。 通过本课程的学习，学生将达到以下要求： 1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。 2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。 3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。 （二）知识、能力及技能方面的基本要求 要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。 1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。 2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。 3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。 （三）实施说明 1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。培养学生的思考能力和分析问题的能力。在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。 2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。 （四）对先修课的要求 要求学生先修高等数学、理论力学、材料力学、流体力学、气体动力学、工程热力学、数值分析、机械设计、计算机基础等课程。 （五）对习题课的要求 通过对固体火箭发动机的基本结构与工作原理，固体推进剂的分类，内弹道计算及发动机的结构设计等内容有针对性的布置习题，以巩固和加强所学的理论。 （六）课程考核方式 1.考核方式：考查。 2.考试目标：重点考核学生对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法的理解程度和掌握程度。
第15卷第1期弹道学报Vol.15No.1 2003年3月Journal of Ballistics M arch2003弹道修正弹实际弹道探测技术综述 高敏张强 (军械工程学院弹药工程系,石家庄050003) 摘要概述了弹道修正弹的实际弹道探测技术,对主要的几种探测技术进行了分析 比较,提出了我国弹道修正弹弹道探测技术发展的基本思路. 关键词弹道修正弹,弹道探测,FCS,GPS,INS 中图分类号T J012136 弹道修正弹的基本原理是在弹丸发射前根据探测到的炮位坐标、目标坐标等信息预先装定标称弹道信息,弹丸发射后探测飞行弹丸的实际弹道,将此实际弹道与预先装定的标称弹道进行比较,并结合更新的目标信息计算出弹道偏差,根据偏差的大小控制弹上的修正机构进行距离或(和)方向修正.根据弹道修正弹的基本原理,可知探测飞行弹丸的实际弹道是弹道修正的基础.因而实际弹道探测技术是研制弹道修正弹的关键技术. 弹道探测一直是弹道研究、靶场试验和火炮设计人员十分关注的问题.早期的弹道探测,主要用于外弹道理论研究和射表编制,还没有直接与野战炮兵射击、快速反应、火力对抗及提高首发命中率联系起来.在这种条件下,对于近距离平射弹道可以直接确定弹丸的弹道坐标或速度,对于大射角远程弹道利用摄影经纬仪等光学法确定弹道坐标,对于远程武器的弹道探测一般只能探测弹着点.随着武器装备技术的发展,特别是对武器系统射程与精度要求的不断提高,弹道修正弹概念应运而生,给弹道探测技术应用开辟了新的应用领域,并提出了更高的要求.同时定位雷达技术的不断成熟,GPS技术与INS技术的出现,使实时探测飞行弹丸的实际弹道成为可能. 本文根据不同探测系统的技术原理,结合修正技术要求,对主要的实际弹道测量技术进行了分析与比较,提出了实际弹道探测技术的发展建议. 1实际弹道探测技术 探测弹丸实际弹道主要采用3种技术:地面火控系统(FCS)雷达、全球定位系统(GPS)和惯性导航系统(INS).其中,采用FCS雷达是半主动模式,采用GPS或INS是全主动模式.以径向脉冲推力弹道修正弹为例.在半主动模式下,弹丸靠外部系统获得实际弹道,根据获得的实际弹道与已知目标位置,FCS计算机解算出脉冲发动机的点火时间与角度,由FCS 与弹丸之间的数据链传送给飞行中的弹丸,使其在特定的时间点燃脉冲发动机修正弹 收稿日期:2002-05-09
固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）
直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。
装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施
高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。
部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。
火箭发动机试验与测试技术复习题2013
火箭发动机试验与测量复习题 名词解释 ①单端输入方式， ②双端输入方式， ③单极性信号， ④双极性信号， ⑤差模干扰， ⑥共模干扰， ⑦点火时差， ⑧点火延迟期， ⑨压电效应， ⑩多普勒效应， ⑾振动量， ⑿德拜长度 问答题： ⑴叙述火箭发动机试验的特点。 ⑵如何评估传感器的测试精度。 ⑶叙述火箭发动机地面试验的特点。 ⑷给出典型火箭发动机实验测量示意图。 ⑸测控系统干扰来源，并解释其意义。干扰的抑制技术有那些？ ⑹叙述高精度固发试车台架的特点 ⑺简述火箭发动机6分力测量原理 ⑻简述被动引射试车台组成及工作原理 ⑼与被动引射式高模试车台相比，叙述主动引射高模试车台的优点 ⑽叙述扩压器的作用 ⑾掌握发动机推力室试验准备阶段推进剂充填时间的测量方法。 ⑿绘图说明振动测试系统的主要组成部分和振动传感器的主要指标要求。 ⒀简述涡轮、涡街流量计的工作原理及测量方法。 ⒁绘出量热探针的主要结构图，说明其工作原理、测量步骤和计算公式。 ⒂绘出静电探针的伏安特性曲线，并对探针的不同工作区域做出说明。 ⒃叙述热电偶的均质电路定律、中间金属定律、中间温度定律、标准电极定律。 ⒄熟悉应变式位移传感器和差动变压器式位移传感器的工作原理。能够绘图说明两种应变式位移传感器的测量原理。 ⒅涡轮泵试验内容主要包括哪些内容？ ⒆热电偶冷端温度补偿主要有哪些方式？并解释 ⒇低温温度高精度测量时需要注意的几个基本原则问题？ [21]发动机试验过程中自动器的控制程序包括几种类型？ [22]简述常用热电偶的材料和分类。 [23]激光多普勒测速的基本光路有几种，解释说明其特点。绘出参考光束系统简图。
843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试实验（火箭发动机原理课程教学实验一） 实验指导书 西北工业大学航天学院
一、实验目的 1、学习固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试的方法； 2、掌握实验中推力传感器、压强传感器的标定方法； 3、利用实验结果（数据或曲线）、参照火箭发动机原理课程教学中介绍的方 法，处理参试发动机的特征速度（*c）、比冲（s I）和推力系数（F C）。 二、实验内容要求 1、清点参试发动机的零部件、检查零部件的齐套情况； 2、记录实验前发动机的喷管喉径、固体推进剂装药的结构参数； 3、检查实验数据采集系统、点火控制系统，确保各系统正常可靠工作； 4、标定实验中使用的推力、压强传感器； 5、称量点火药并制作点火药盒、装配实验发动机，做好点火实验前的一切 准备工作； 6、发动机点火，并采集P~t和F~t曲线； 7、完成实验数据处理及实验报告。 三、实验原理 固体火箭发动机设计完成之后，要进行地面静止实验，测量P~t和F~t曲线，然后进行数据处理，检查技术指标是否达到设计要求。如果没有达到，还要进一步修改设计，再次进行地面实验，直至达到设计要求。因此，学习固体火箭发动机的实验方法，对一个固体火箭发动机设计人员来说就显得特别重要。 由于发动机工作时将伴随着强大的振动和噪声，有时还有毒性、腐蚀性和爆炸的危险，因此为了保证试验人员的安全和健康、保护贵重的仪器仪表，必须采用远距离操纵和测量的方法，即采用非电量电测法。 为了获得发动机的P~t和F~t曲线，通过安装在发动机上的压强传感器和推力传感器，将被测的压强和推力信号转变为电压信号，电压信号经放大后由计算机数据采集系统保存。由于传感器输出的是电压信号，而实验需要得到的是推力和压强信号（实际物理量），因此实验前应对所采用的传感器进行标定，标定的目的是为了建立传感器电压信号和实际物理量之间的关系，只要将标定结果输入到计算机采集系统中，在信号采集时，采集系统将按照标定结果将测得的电信号
超声波法测试固体火箭发动机燃速 王凯,贺晓芳,沈飞,翟江源 （西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025） 摘要：为测量固体火箭发动机燃烧过程中推进剂燃速变化情况， 组建可用于固体发动机地面试验特殊环境的超声波测量平台，应用超声波连续脉冲反射法测量，获得发动机不同界面的超声回波波形数据。通过设置区域增益并观察分析实验数据，从复杂的回波数据中提取出推进剂的厚度变化量，通过计算得到不同时刻推进剂的燃速。回 波图可以清晰反映出推进剂端面的燃烧退移过程， 进而可获得推进剂的燃烧规律。利用超声波法实现固体火箭发动机地面试验条件下推进剂燃速测量， 测得实时连续的发动机燃速，可为固体火箭发动机结构设计及装药设计提供重要参数。 关键词：固体火箭发动机；地面试验；超声波；推进剂； 燃速文献标志码：A 文章编号：1674-5124(2017)08-0019-05 Burning rate measurement of solid rocket motor by ultrasonic technology WANG Kai ，HE Xiaofang ，SHEN Fei ，ZHAI Jiangyuan （Xi ’an Aerospace Propulsion Test Institute ，Xi ’an 710025，China ） Abstract:In order to measure changes in the burning process of solid rocket motor propellant burning rate ，seting up an ultrasonic measurement platform for special environment of the engine ground test ，and get the echo data from three interfaces of solid rocket motor by continuous pulse reflection measurement.Extract the propellant thickness from complex echo data by seting regional gain and analyzing experimental data.Thus ，the burning rate of propellant can be acquired.Regress of burning propellant can be reflected in waveforms.It confirmed the feasibility of the experimental program.Further ，can get the burning regular of propellant.The burning rate of solid rocket motor was measured by ultrasonic method ，and the burning is real-time and continuous.It can provide important parameters for structural design and charge design of solid rocket motor.Keywords:solid rocket motor ；ground test ；ultrasonic ；propellant ；burning rate 收稿日期：2017-02-23；收到修改稿日期：2017-03-20 作者简介：王凯（1990-),男,硕士研究生,专业方向为固体 火箭发动机试验测控技术三0引言20世纪60年代瑞典利用超声波测量了其混合火箭发动机固体燃料的燃速三20世纪80到90年代, 法国的Cauty F 等[1]对推进剂样品的燃速进行了测 量,达到了一定的精度,并将超声燃速测量应用于固体发动机地面试验[2-3]三与此同时美国的几家研究机构也在火箭发动机地面试验中使用超声波进行测试[4]三21世纪初,法国阿里安5助推发动机地面试验中采用超声波法测量推进剂燃速,观测到70cm 推进剂的燃烧端面退移数据,并计算出推进剂燃速的变化三近年来,国外超声波燃速测量方法已经趋于成熟[5-6],研中国测试CHINA MEASUREMENT &TEST Vol.43No.8August ，2017 第43卷第8期2017年8月doi ： 10.11857/j.issn.1674-5124.2017.08.005 万方数据
再入大气环境下材料性能的实验模拟方 法研究学习报告 SY1616666XX 这篇学习报告的资料来源西北工业大学2006届材料学院毕业生赵东林同学。我对他的题目为《再入大气环境下材料性能的实验模拟方法研究》的硕士毕业论文进行了学习和思考，得到了一些自己的理解与认识。 碳/碳化硅陶瓷基复合材料（C/SIC）是一种新型放热结构一体化材料，具有优异的耐高温性能、抗氧化性能、摩擦性能以及低密度等特点，是第二代空天飞行器防热结构一体化的关键材料。根据跨大气层飞行器再入大气层的气动加热环境和C/SIC复合材料构件的应用特点，要求C/SIC陶瓷基复合材料应具有优异的应力氧化烧蚀性能，以满足防热结构一体化构件重复使用的要求；优异的高温连接性能，以满足制造大型复杂防热结构一体化构件的需要；优异的高温高载低速摩擦磨损性能，以满足方向舵、襟翼等活动防热结构一体化构件的使用要求。 作者根据材料再入环境的应力氧化烧蚀、高温连接以及高温高载低速摩擦磨损性能模拟的要求。研制了用于材料环境性能研究的再入大气环境实验模拟设备。该设备由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机与伺服传动装置等部分组成。主要研究内容与结果如下： 1、设计并制造常压亚音速燃气流风洞，实现了再入大气热物理
化学环境的模拟。该风洞加热效率高，几分钟内就可加热到最高温度1800℃；燃气成分与大气成分相近，可长时间（约30min）持续运行。 2、设计并制造伺服传动装置，实现了方向舵、襟翼等活动控制构件铰链链接的机械传动模拟。该装置能够对高温高载条件下的试验件进行转速控制（0~180r/min）和转矩控制（0~50Nm）。 3、设计并制造应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟的试验件和夹具。 4、进行了C/SIC材料的应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟验证，结果表明材料再入大气环境性能试验模拟设备达到了设计要求。 1、环境模拟因素 空天飞行器在此以美国的太空返回舱X-38为例进行说明。X-38从120km高空以第一宇宙速度（7.8km/s）开始再入大气，气动加热使热流密度缓慢上升，但此时周围大气稀薄，实际的加热量并不大。当飞行高度低于100km后，大气密度和压力增加，大气阻力越来越明显，这是气动加热的主要阶段。此时空天飞行器利用空气动力来控制升力的大小与方向，从而控制再入阶段的飞行速度，当飞行速度将为10马赫式，气动加热最为严重，热流密度在约600s时达到最大值约0.7MW/m2。随着飞行速度的进一步降低，气动加热作用减弱，热流密度下降，整个再入大气过程持续约2250s。气动加热会使其表面达到极高温度，机头处温度约为1800℃，机翼和尾翼前缘温度约为
固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析 摘要：本文主要介绍了固体火箭发动机的发展简史、基本结构和工作原理以及随着国民经济的日益发展，固体火箭发动机的应用前景。 关键词：火箭发动机工作原理应用 概述 火箭有着悠久的发展历史，早在公元九世纪中期人们便利用火药制成了火箭，并应用于军事。到了14～17世纪，火箭技术相继传入阿拉伯国家和欧洲，并对火箭的结构进行了改进，火箭技术得到进一步发展。19世纪早期，人们将火箭技术的研究从军事目的转向宇宙航行，从固体推进剂转向液体推进剂。到19世纪50年代，中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，以及后来发展的各种航天飞船、登月飞行器和航天飞机，其主发动机均为液体火箭发动机，在这一时期，液体火箭推进技术得到了飞速发展。随着浇注成型复合推进剂的研制成功，现代固体火箭推进技术的发展也进入了一个新的时期。使固体火箭推进技术向大尺寸、长工作时间的方向迅速发展，大大提高了固体火箭推进技术的水平，并扩大了它的应用范围。 固体火箭发动机的基本结构 固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成，如图一所示。 图一发动机结构图 1推进剂装药：包含燃烧剂、氧化剂和其他组分是固体火箭发动机的能源部份。装药必须有一定的几何形状和尺寸，其燃烧面的变化必须符合一定的规律，才能实现预期的推力变化要求。 2燃烧室：是贮存装药的容器，也是装药燃烧的工作室。因此不仅要有一定的容积，而且还需具有对高温、高压气体的承载能力。燃烧室材料大多采用高强度的金属材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅减轻燃烧室壳体的重量。 3 点火装置：用于点燃装药的装置。一般采用电点火，由电发火管和点火剂组成。