第一章绪论
1.1 课题的来源、研究目的和意义
本课题来源于中国空空导弹研究院指定型号的固体火箭发动机装药包覆质量超声检测系统的开发。固体火箭发动机包覆质量诊断包括两部分：（1）固体火箭发动机包覆层界面胶接状态检测；（2）固体火箭发动机包覆层厚度检测。本课题旨在研究固体火箭发动机包覆胶接质量诊断技术，并在此基础上研制一套固体火箭发动机包覆层检测系统。
在工程实际中，把板、筒或罐状器件表面采用不同工艺涂敷上的另一种材料的涂层称为包覆层。固体火箭发动机装药系统就是典型的金属-多包覆层结构，它由钢壳、绝热层、衬层和推进剂组成，如图1所示，涂敷在壳体内表面的绝热层和涂敷在药柱表面的衬层即为本课题所研究的包覆层，两者均为耐烧蚀的橡胶基材料，其声阻抗相差不大。
图1 固体火箭发动机结构示意图
固体火箭发动机的绝热层是一层位于壳体内表面和推进剂之间的隔热材料，可以防止壳体达到危及其结构完整性的温度，抑制某些不希望燃烧的推进剂药柱表面燃烧，防止燃烧产物对壳体的冲刷等。大多数现代固体火箭发动是壳体粘接的，即推进剂经绝热层直接粘接在壳体上，由绝热层支撑并控制燃烧面。但对某些推进剂而言，要达到推进剂/绝热层粘接的足够强度需要使用一种被称作衬层的媒介胶粘剂层。衬层可以传递弹性模数相差很大的推进剂和发动机壳体之间的应力（这些应力包括周期性加热、加工和储存以及发动机点火时迅速增压所产生的应力），提高推进剂/绝热层的粘接强度等。
为保证绝热层和衬层在发动机点火时正常发挥作用，在设计、制造过程中，不仅要保证各界面的可靠粘接，还要有效地控制绝热层和衬层的厚度以获得所需的各种热性能和机械性能。任何推进剂/绝热层大面积的破坏都会产生非预定的推进剂燃烧面,造成不正常的弹道性能，甚至会因过加热或超压造成壳体破坏[1]。此外，固体火箭发动机还必须具有较高的性能质量比，设计时不能采用过大的安全系数。这就要求严格控制包覆层的厚度，在获得所需物理性能的前提下，尽可能地提高发动机的性能质量比。因此，固体火箭发动机包覆层质量诊断技术，对保证固体火箭发动机的质量和性能具有重要意义。
固体火箭发动机因其结构简单紧凑、工作可靠、便于装载、启动迅速、善捕战机等特点，被广泛应用在各类空战、海战，近、中程地—地导弹武器中。除巡航导弹外，世界各国都采用固体发动机作为导弹的动力装置。此外，固体发动机还广泛应用于火箭发射、卫星运载等航天领域。
目前，我国一批重点高科技火箭和导弹正处于研制、生产阶段，大射程、高命中率的要求和发动机必须在长时间内必须保证可靠的弹道性能等均对包覆检测的各项指标提出了苛刻的要求，各生产厂家、军方迫切需要一种成熟的、自动化程度好、准确度高的在线检测技术。因此，从国防应用上讲，本课题的研究对发展我国火箭、导弹发动机装药技术，保证发射安全、可靠性，增强国防实力，具有重要意义。
1.2 固体火箭发动机包覆层界面胶接质量的含义[2]
在胶接结构中，胶接剂被用于保持结构的完整性和在装配零部件之间传递载荷，因此胶接质量是指胶接剂保持胶接结构完整性的程度和传递载荷能力的大小。胶接质量取决于两个因素：粘聚力和粘附力。粘聚力是胶接层内分子之间的吸引力，是由胶接剂类型，弹性性质和厚度决定。粘附力是胶接剂与胶接体接触界面上分子之间的引力。
破坏胶接结构完整性降低胶接层传递载荷能力的影响因素就是胶接缺陷。胶接缺陷从形式上一般可分为三类：
1）完全空气脱粘和完全的无空气脱粘（complete disbonds and kissing bond）、空洞（complete voids）、多孔（porosity）和夹杂的异物(foreign material) ，参见
图2，这类缺陷往往是小面积的、局部的、不连贯的；
2）弱粘附强度（poor adhesive strength），即胶接剂和胶接体接触界面上的弱连接。弱粘附强度通常是由表面预处理不好，或表面被污染造成的，这类缺陷往往是大面积的、连贯成片的；
3）弱内聚强度（poor cohesive strength），即强度低的胶接剂层，这一般是胶接剂配方不合理，混合不充分，工艺处理不充分等因素造成的。
1.3 固体火箭发动机包覆层自动检测的特点和难点
由于固体火箭发动机应用环境的特殊性和自身的结构特点，其包覆层界面胶接质量检测具有以下特点和要求[2]：
1）单边检测，即从钢壳外侧进行检测；
2）检测面积大，脱粘面积检测分辨率要求高：通常，即使一般战术火箭弹，短的也有几十厘米，长的可达数米。直径从几十毫米到几百毫米。对不同种类的火箭发动机，允许的局部脱粘面积有所不同，但一般要求不大于φ10～φ25mm；
3）要求可靠地检测出机械贴合状态，即贴合而未粘合的脱粘缺陷；
4）要求检测绝热层、衬层的厚度。
固体火箭发动机包覆层胶接质量检测目前还是一个世界性的难题，其主要具有以下检测难点：
1）由于钢的高声阻抗和橡胶的低声阻抗间存在很大的错配度，钢壳成为了一个强屏蔽层，使得超声波难以进入内部包覆（橡胶）层，再加上橡胶的高声衰
减特性，深层回波信号非常微弱，常常湮没在薄钢壳的多次强反射信号中，难以提取信号特征；
2）在检测界面脱粘的同时，还要测量出包覆层的厚度值。当包覆层较厚时，回波信号信噪比低，而当包覆层较薄时，多个回波信号混叠严重，这些都会造成后续信号处理的困难。
1.4 国内外研究现状和发展趋势
目前，用于固体火箭发动机包覆质量诊断的无损检测方式有多种，如射线、超声、渗透和磁粉等都有广泛的应用[3-15]。超声检测诸多优点而得到了广泛应用，国内外对此已做了大量的研究工作，提出了一些不同的超声检测方法，但是每种方法都有一定的适用范围和适用对象。
1.4.1 固体火箭发动机包覆层超声检测技术研究现状
超声技术用于固体火箭发动机包覆层胶接质量无损检测与评估已有较长的历史了。从总体上讲，超声检测技术主要是对脱粘类缺陷（如完全空气脱粘、机械贴合和夹杂异物等）进行检测，超声评价技术主要是对粘接强度（含粘附强度和内聚强度）进行评价。目前，对于完全的空气脱粘缺陷，超声检测技术已取得了较大成功，而对于机械贴合类缺陷的检测方法目前来讲尚无定论。
1984年，美国的Busse L.J.等报道，他们采用超声成像装置（AIS）同时检测 的固体发动机壳体－绝热层、绝热层－推进剂脱粘以及内孔药柱裂[6]，279mm
但对绝热层－推进剂界面的探伤并不成功，其它探伤结果也比较粗略[7]；1986年ISTS第十五次会议上，Shimiuz M.等报道了用超声谐振探伤方法检验绝热层－推进剂界面的技术[8]，后来又实现了对H-I运载火箭上面级（第三级及远地点级）和H-II助推级固体发动机绝热层－推进剂界面脱粘的现场检验[9-10]；1988年日本国际合作宇航实验室采用扫频式超声探伤法[11]，对直径范围387～2000mm的H-1型等多种型号的宇航发动机进行了检测，效果较好，后来美国也采用这种方法对“三叉戟”导弹进行了检测；2004年，多伦多大学的A.N. Sinclair等人采用纵波谐振法检测AIM-9空对空导弹火箭发动机橡胶层和推进剂之间的弱粘接情况，该方法的最大不足在于壳体的厚度变化和表面的保护涂层对检测结果影响较大，可
能造成误判[12]。国内也有几家单位进行了这方面的研究工作，中国航天科技集团公司四院利用超声纵波多次反射法对固体火箭发动机喷管的金属壳体与非金属包覆层的胶接界面质量检测进行了研究[13-14]，上海航天技术研究院第806研究所等单位利用谐振检测技术对钢壳体－绝热层－推进剂胶接质量进行了研[15]。
总的说来，到目前为止，对于胶接结构粘接质量的超声检测，没有哪一种方法是具有普遍适用性的，总是要针对不同对象的特点来寻找最合适有效的方法进行检测。对于本文所要研究的固体火箭发动机多层胶接结构也是如此，由于其结构的特殊性，致使它的各界面胶接质量的无损检测仍面临着很大困难和挑战。从上个世纪六十年代到现在，国内外能够比较好检测的仅局限于单包覆层的胶接质量检测，而且对单包覆层的绝热层/推进剂界面的检测也不很成熟，而对于多层包覆结构的胶接质量检测也一直缺乏有效的技术。另外也有人把超声层析成像引入这一检测领域[16]。20世纪80年代为了解决这一无损检测问题，美国开始采用CT技术，但遗憾的是，CT技术对间隙甚微的贴合未粘合的缺陷检测也不擅长，并且检测费用高昂，相对检测速度较慢。
综合横波检测、漏兰姆波检测、斜声束检测以及聚焦探头的优点，本研究中心提出了聚焦探头双模式检测法[2]。聚焦探头双模式检测法采用斜声束入射方式，克服了钢-多层橡胶复合结构胶接质量超声检测中钢层的屏蔽作用，同时采用聚焦探头，改变入射角激发出多种模式板波，在很大程度上有效提高了检测回波的能量，解决了深层界面回波信号微弱的难题。
1.4.2 超声自动检测系统的研究现状和发展趋势
自动化是一个国家现代化水平的标志之一，近十多年来，自动检测技术有了较快的发展，检测仪表与执行器超着数字化与智能化的方向发展，先进控制技术得到了推广与普及，管控一体化与集成化的趋势更加明显，自动化系统的经济效益更加显著[16]。
1929年原苏联的Sokolov成功研制出了第一台连续超声波检测探伤仪，20世纪60年代，德国人成功研制了小型超声波检测探伤仪，其主要性能取得了突破性进展，从此，超声波检测探伤仪技术在工业领域得到了广泛的应用。（马宏伟，电触头钎焊接超声成像无损检测技术研究[博士论文]，西安，西安交通大学，1998）自从20世纪80年代以来，超声检测系统得到了迅速发展，并迅速向工业
现场、实用化和自动化方向发展。近年来，借助于计算机技术、电子技术、机电一体化技术等，超声检测系统正向着数字化、图像化、智能化和自动化的方向发展。
超声检测系统与计算机的结合被认为是超声检测技术的一大突破，计算机使超声检测系统能够自动选择检测参数并相互校正，自动记录数据并显示图像，对检测结果进行自动判读等。20世纪90年代，涌现了各种智能检测机器人，形成了机器人检测的新时代。日本东京煤气公司研制的蜘蛛机器人，采用真空吸盘吸附，能在球罐运行时对其焊缝进行检测；日本NKK公司研制的一种测量输油管道腐蚀情况的机器人可以在管道内借助液体流动的推力前进，利用测量超声脉冲反射时间计算腐蚀深度；丹麦Force研究所研制了一系列轻便爬壁机器人，采用磁吸附于预置磁条跟踪方式可检测各种大型储罐与船体的焊缝[18]。
当前，超声自动检测系统的研制已进入到数字化的阶段，该技术是采用超声波检测仪器采集超声波回波信号经接受部分放大后，由AD转换为数字信号传给微处理器，微处理器再把随时间和位置变化的超声波形进行适当处理，得出进一步控制检测系统的结论，它一方面承袭了常轨超声波检测探伤仪的基本模式和基本功能，另一方面又具有数据存储和运算的功能，实现了检测过程中自动定位、自动判读、自动显示、自动存储并打印输出检测报告的功能。不仅解决了超声波检测不可记录的问题，而且减少了人为误差，提高了检测结果的可信度。（1、施文康，检测技术，北京，机械工业出版社，2000，2、张宝芬，自动检测技术及仪表控制系统，北京，化学工业出版社，2000）
随着各种新材料和复合材料的出现使用，以及对现代无损检测技术的要求不断提高，研制和开发数字化、智能化、模块化、网络化的超声自动检测系统已成为发展的必然，未来的超声检测仪器应具有：（1）模块化和插卡化；（2）高数字化、高智能化和图像显示功能；（3）数据库及自动识别功能；（4）专门的超声检测专家系统。（便携式数字化超声波检测仪器的研究。硕士论文，李健，2005，西安科技大学）超声波自动检测的未来主要趋势还是应该朝研制一种智能化的诊断装置方向发展。这种智能化诊断装置应该具有能增加所获得被检工件的信息量、提高信息质量以及经专门的数学后续处理等手段来提高评价工件质量的能力。（D.Datta.N.N.Kishore，Features of ultrasonic wave propagation to identify defects in composite materials modeled by finite element, NDT&International V ol.29 No.4,
Aug.1996）
1 结合图解释火箭发动机产生推力的原因？ 答：发射药燃烧后产生的压力迅速增加，高压的火药气体以一定的速度从喷管喷出。用符号 V e 表示火药气体的排气速度。当大量的火药气体以高速V e 从喷管喷出时，火箭弹在火药气体流反作用力的推动下获得与气体流相反运动的加速度，显然，火箭弹运动时其相互作用的物体一个是火箭弹本身，另一个是从火箭发动机喷出的高速气体流。该高速气体流又是火箭发送机内的发射药燃烧生成的。由此可见，火箭弹运动时不需要借助于任何外界物体。火箭弹的这种反作用运动为直接反作用运动。高速气体喷流作用在火箭弹上的反作用力为直接反作用力。（使火箭向前的推力） 2 火箭武器系统与身管武器相比有什么优点？ 与火炮弹丸不同，火箭弹是通过发射装置借助于火箭发动机产生的反作用力而运动，火箭发射装置只赋予火箭弹一定的角度，射向和提供点火机构，创造火箭发动机开始工作的条件。 ，而不给火箭弹提供任何飞行动力。优点：1. 有较高的飞行速度。 2. 发射时没有后坐力。 3. 发射时过载系数小。3 什么是涡轮式火箭弹和尾翼稳定式火箭弹？后者比前者有什么优点？ 涡轮式火箭弹一般由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。他是靠自身高速旋转即所谓的陀螺效应而保持飞行稳定。尾翼稳定式火箭弹即依靠尾翼来实现飞行稳定的火箭弹，他也是由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。尾翼稳定式火箭弹燃料全部用来加速飞行，不同于涡轮式火箭弹一部分燃料要用于稳定飞行，结构比涡轮式火箭弹简单。 4 导弹与火箭弹相比，有什么优缺点？ 火箭炮的优点在于反应速度快，发射准备时间短，价格便宜，缺点就是精度比较差，火箭弹是靠火箭发动机推进的非制导弹药。主要用于杀伤、压制敌方有生力量，破坏工事及武器装备等。导弹是“导向性飞弹”的简称，是一种依靠制导系统来控制飞行轨迹的可以指定攻击目标，甚至追踪目标动向的无人驾驶武器，其任务是把战斗部装药在打击目标附近引爆并毁伤目标或在没有战斗部的情况下依靠自身动能直接撞击目标以达到毁伤效果。简言之，导弹是依靠自身动力装置推进，由制导系统导引、控制其飞行路线，并导向目标的武器。 1 杀爆弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 杀爆弹的结构特点：①引信：具有瞬发（0.001s）惯性和延期（0.01s）三种装定；②弹体：分整体式和非整体式；③弹带：采用嵌压或焊接等方式固定在弹体上；④弹丸装药 主要用途：①杀伤人员，破坏轻型工事和开辟通路②开辟通路，杀伤集结的隐蔽有生力量，兵器和军事技术装备等 途径：①杀伤作用②爆破作用 2 穿甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：穿透装甲目标的破坏（韧性破坏，冲塞破坏，花瓣型破坏，破碎型破坏和层裂型破坏），利用弹体的动能，钢甲的破片或炸药的爆炸作用毁伤伪装甲后面的有生力量和器材。 3 破甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 结构特点：弹体，炸药装药，隔板，引信和稳定装置部分 主要用途：反装甲，对付各种工事和有生力量。 途径：①聚能效应②金属射流及爆炸成形弹丸③破甲作用 4 碎甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：靠战斗部内的高能塑性炸药在敌方坦克或装甲车的钢甲正面爆炸后使钢甲背面崩落形成碟形破片和许多小碎片来杀伤坦克或装甲车辆内的人员，破坏车内的各种设备。 5 有哪些特种弹？ ①烟幕弹②燃烧弹③照明弹④宣传弹⑤曳光弹⑥信号弹 6 迫击炮弹的弹道特点是什么？弹丸出口速度如何？它的弹尾为什么要做成流线型收尾？榴弹和碎甲弹为何不能这样做？ 弹道特点：弹道弯曲，落角大，弹丸出口速度高 原因：保证飞行稳定和放置发射装药 7 怎样描述杀爆弹的杀伤威力？ 杀伤作用：利用破片的动能；侵彻作用：利用弹丸的动能；爆破作用：利用炸药的化学能；燃烧作用：根据目标的易燃程度以及炸药的成分而定。 8 什么是侵彻？ 利用动能对各种介质的侵入过程。 9 画出杀爆弹弹头、圆柱部和弹尾碎片分布图及各部分产生弹片数量总量的比率。 10 画出底凹弹结构。底凹有什么好处？ ①减小低阻。 ②提高弹体强度。 ③增强飞行稳定。 ④提高威力。
1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构 参考书中的发动机图吧 2. 固体火箭发动机的质量比是什么？什么是质量比冲？ 质量比：推进剂质量与发动机初始质量的比。 质量比冲：单位发动机质量所能产生的冲量。 3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么？ 依据导弹总体提出的技术要求，选择并确定发动机总体设计方案，计算发动机性能，确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料，固体推进剂类别和药柱形式等。在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。 4.请写出齐奥尔科夫斯基公式 式vm 中为导弹理想飞行速度，Is 为发动机比冲，mp 为药柱质量，mm 为发动机结构质量，ml 为导弹载荷量（除发动机以外的一切质量） 5.举出两种实现单室双推力的方案 （1）不改变喷管喉径，采用不同燃速的两种推进剂药柱，这两种药柱可前后放置，也可同心并列放置。前者推力比受燃速比的限制较小，后者较大。 （2）不改变喷管喉径，采用一种推进剂的两种药形，通过燃面变化实现双推力。该方法简单易行，但推力比调节范围较小。 （3）采用不同燃速的推进剂和不同药形，即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。该方法有较大的灵活性，推力比调节范围宽，实际应用较为广泛。 （4）采用可调喷管改变推力大小，可得到较宽的推力比调节范围，但结构复杂。 6.什么是最佳长径比？ 最佳长径比——对应最佳直径的长径比 第二章 7.什么是肉厚分数？ 8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数？ ln 1p m s m L m v I m m ??=+ ?+??
9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系？ 参考2-2节，P49 10.单根管状装药的设计过程？如何计算？ 参考2-4节，P64 11.什么是线性粘弹性？ 指当应力值低于某一极限值时，粘弹性态是近似线性的，即在给定的时间内，由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。 12.什么是时温等效原理？ 各种温度条件下所获得的松弛模量（或其他力学性能数据），可以通过时间标度的适当移动而叠加；这也就是说，材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地（等效）表示出来。反过来，材料性能依赖于时间的变化，也可以靠改变温度条件相应地表示出来。这种关系就叫做时-温等效原理 第三章 13.固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和功用。 对于贴壁浇铸推进剂药柱的燃烧室，通常由壳体、内绝热层和衬层组成；对于自由装填药柱的燃烧室，一般由壳体、内绝热层和挡药板组成。 壳体主要承受内压作用。由于壳体还是弹体外壳的一部分，所以还要承受外载荷的作用。内绝热层用来对壳体内壁进行热防护。 衬层的作用是防止界面间的分子迁移，使浇铸的药柱与内绝热层粘结更牢，并缓和药柱与内绝热层之间的应力传递。 挡药板用于防止自由装填的药柱的运动。 14.发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？
汽车发动机功率检测实验 一、实验目的和任务 １、通过实验，找出发动机在不同负荷下工作时的动力性与经济性的变化规律。 ２、了解（或熟悉）测功机的特性和工作原理，掌握测功机的操作方法。 ３、了解（或熟悉）制取发动机的负荷特性的方法、步骤与基本操作技术。 ４、了解柴油机（或汽油机）当转速不变时，燃油消耗率b e，每小时油耗量Ｂ，排气温度t r，随负荷P e（或p me）变化的规律。 二、实验仪器、设备及材料 测功机（水力或电力）一台，柴油机或汽油机（单缸或多缸）一台，转速表（机械式或数字式）一只，温度计（排气温度、水温、油温）若干只，机油压力表，天平（或自动油耗测量仪），秒表，计算器一只，工具一套。 三、实验条件、步骤及注意事项 （一）实验条件 １、调整柴油机（或汽油机）各参数（供油提前角或点火提前角、喷油压力、供油量、配气相位、气门间隙等）到规定值，紧固各连接螺栓，使发动机处于最佳技术状态。 ２、起动发动机后，使发动机运转到正常工作状况。 （二）实验步骤及注意事项 １、起动柴油机（或汽油机），看油压正常否，有无漏气、漏水、漏油现象，发动机响声正常否，如有不正常情况应排除后，方能计速。 动机在选定转速下达到初步稳定的热平衡状态。 ２、观察发动机的转速（±1%），水温、机油 温度和压力以及排温，是否达到规定值，只有达 到规定值时，才能进行实验。 ３、把柴油机（或汽油机）的转速保持在选 定转速，逐渐增加负荷，第一次增加负荷后，调 节油门，待发动机稳定运转在选定转速下时，测 量一次油耗G所用时间Δt，并计算出P e、b e、B 的值，记录于表中。再增加负荷，重复上述步骤。 ４、也可以从大负荷测试到低负荷。测量点 最少不小于六点，取八个实验点较好。 ５、测试完成后，按规定将柴油机（或汽油机）熄火，整理现场。 四、思考题
实验一: 发动机的检测与诊断实验 ——发动机综合性能检测实验 适用专业：汽车服务工程专业车辆工程专业实验时数：2学时设计性实验——汽车发动机性能综合测定 一、实验目标：1) 掌握实验设计、实验数据处理和分析的基本方法； 2) 掌握发动机性能综合分析仪和汽车性能检测仪的接线方法和基本操作； 3) 了解发动机性能综合分析仪和汽车性能检测仪的主要功能； 二、实验仪器：发动机综合性能分析仪 被测车辆: 三、实验内容：1)测试设备的安装、调试； 2)数据采集、分析； 3)故障排除和检验。 四、实验要求：1) 在理论指导下，根据实验目的，在指导教师的指导下完成实验设计，对 实验路线和方法的可行性进行分析论证； 2) 根据实验设计和实验内容的要求，熟悉掌握所需仪器的结构、原理、操 作规范等； 3) 根据实验室安排，独立完成实验数据的采集等实操环节； 4) 对实验结果进行科学的分析和论证，得出科学的结论； 5) 撰写实验报告、答辩。 五、发动机综合性能检测的基本内容及特点 发动机是汽车的动力源，是汽车的心脏，汽车的一些基本技术性能都直接或间接地与发动机的相关性能相联系。因此发动机综合性能的检测对整车性能的了解至关重要。 发动机综合性能检测与发动机台架试验不同，后者是发动机拆离汽车以测功机吸收发动机的输出功率对诸如功率和扭矩以及油耗和排放等最终性能指标进行定量测定，而发动机综合性能检测装置主要是在检测线上或汽车调试站内就车对发动机各系统的工作状态，如点火、喷油、电控系统和传感元件以及进排气系统和机械工作状态等的静态和动态参数进行分析，为发动机技术状态判断和故障诊断提供科学依据，有专家系统的发动机综合分析仪还具有故障自动判断功能，有排气分析选件的综合分析仪还能测定汽车排放指标。
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。
国产最大推力火箭发动机 火箭发动机是发展航天事业必不可少的一个重要环节。中国自主研发的火箭发动机攻克了不少的难题，直到今天，国产发动机的最大动力已达到120吨。下面随着一起来看看详细内容。 该火箭发动机目前推力最大 近日，由中国航天六院生产的“120吨级液氧煤油发动机”通过国防科工局现场验收。这种大推力发动机将成为中国未来实施载人航天、月球探测、空间实验室乃至执行深太空探索任务等工程的主要动力。 据介绍，我国此前发射的神舟系列运载火箭的主发动机推力都是75吨，随着我国航天事业的发展，这种推力的发动机已不能满足对更深远太空探索的需求。“120吨级液氧煤油发动机”就是航天六院针对上述现状，为我国新一代运载火箭系列研制的无毒、无污染、高性能、高可靠的基本动力装置，也是今后探月工程、空间实验室乃至深太空探索任务等必要的动力基础，是目前我国推力最大的火箭发动机。 该发动机的研制填补了我国补燃循环发动机技术空白，掌握了核心技术，使我国成为继俄罗斯之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，实现了从常规有毒推进剂开式循环液体推进技术，到绿色无毒推进剂闭式循环液体推进技术的巨大跨越。未来，它
将替代现用的常规动力发动机。 是中国航天动力史的里程碑 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 胡亚枫副局长说，120吨级液氧煤油发动机的研制成功是中国航天动力发展过程中的里程碑。 另据了解，中国新一代运载火箭“长征五号”研制上月底在天津顺利完成助推器大型分离试验，这标志着中国“大火箭”初样研制阶段最重要的大型地面试验之一获得圆满成功。“120吨级液氧煤油发动机”正是“大火箭”的主推力发动机。 不过，不久将进行的我国首次载人航天空间交会对接即“神九”发射任务的主推力发动机仍然为75吨。
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**
顺成汽修一汽车发动机工作原理测试 班组_____________ 姓名 _______________ 日期____________________ 期次 _________________ 一、填空题 1. 往复活塞式点燃发动机一般由 _____________ 、. __________ 和___________ 组成。 2. 四冲程发动机曲轴转二周，活塞在气缸里往复行程缸里热 能转化为机械能一次。 3. 二冲程发动机曲轴转_ 周，活塞在气缸里往复行程—次，完成 _工作循环。 4. 汽车用活塞式内燃机每一次将热能转化为机械能，都必须经过_______ 、______ 、_ 和这样一系列连续工程，这称为发动机的一个。 5、冷却系____________ 的作用是控制流经散热器的水量。 6 ?发动机的冷却方式一般有 __________ 和 _______ 两种。 7. 发动机冷却水的最佳工作温度一般是 __________ C。 8. 冷却水的流向与流量主要由 __________ 来控制。 9. ___ 水冷系冷却强度主要 可通过、 1 2 3 压缩冲程 4 5 6 等装置来调节。 次，进、排气门各开闭次，气10.本田发动机配气相位图填空:
、解释术语 1. 上止点和下止点 2. 压缩比 3. 活塞行程 4. 发动机排量 5. 四冲程发动机 三、判断题（正确打/错误打X） 1. 由于柴油机的压缩比大于汽油机的压缩比，因此在压缩终了时的压力及燃烧后产生的气体压力比汽油机压力高。（） 2. 多缸发动机各气缸的总容积之和，称为发动机排量。（） 3. 发动机的燃油消耗率越小，经济性越好。（） 4. 发动机总容积越大，它的功率也就越大。（） 5. 活塞行程是曲柄旋转半径的2倍。（） 6. 经济车速是指很慢的行驶速度。（） 7. 汽油机常用干式缸套，而柴油机常用湿式缸套。（） 8. 安装气缸垫时，光滑面应朝向气缸体；若气缸体为铸铁材料，缸盖为铝合金材料，光滑的一面应朝向缸盖。（） 9. 气门间隙是指气门与气门座之间的间隙。（） 10. 汽油机形成混合气在气缸外已开始进行，而柴油机混合气形成是在气缸内进行。（） 四、选择题
第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨 茂 (西北工业大学航天学院,西安 710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0 引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。
火箭发动机的基本性能参数 （1）推力 火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速 度向后喷出所产生的反作用力。由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）； p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2） 从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。成为动推力。它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。 第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。为方便起见，定义p e =e p o 时发动机的工作状态为设计状态。在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。用F e 表示，则: F e =mu e (3.2) 一般情况下，发动机的额定推力是不变的。发动机在接近真空的条件下工作时，
GB/T 19055-2003 前言 本标准与GB/T 18297-2001《汽车发动机性能试验方法》属于同一系列标准，系汽车发动机试验方法的重要组成部分。 本标准自实施之日起，代替QC/T 525-1999。 本标准的附录A为规范性附录。 本标准由中国汽车工业协会提出。 本标准由全国汽车标准化技术委员会归口。 本标准起草单位：东风汽车工程研究院。 本标准主要起草人：方达淳、吴新潮、饶如麟、鲍东辉、周明彪。 引言 本标准系在JBn 3744-84即QC/T 525-1999《汽车发动机可靠性试验方法》长期使用经验的基础上参考国外的先进技术，制定了本标准。 本标准对QC/T 525-1999的重大技术修改如下： ——拓展了标准适用范围，不仅适用于燃用汽、柴油的发动机，还适用于燃用天然气、液化石油气和醇类等燃料的发动机； ——修改了可靠性试验规范，对最大总质量小于3.5t的汽车用发动机采用更接近使用工况的交变负荷试验规范；对最大总质量在3.5t～12t之间的汽车用发动机采用混合负荷试验规范，以改进润滑状态；冷热冲击试验过去仅在压燃机上进行，现扩展到点燃机，并增加了“停车”工况，使零部件承受的温度变化率加大； ——修改了全负荷时最大活塞漏气量的限值，首次推出适用于不同转速范围的非增压机、增压机、增压中冷机的限值计算公式，使评定更为合理； ——为使汽车发动机满足国家排放标准对颗粒排放物限值的要求，修改了额定转速全负荷时机油/燃料消耗比的限值(由原来1.8%改为0.3%)； ——增加“试验结果的整理”的内容，并单独列为一事，要求对整机性能稳定性、零部件损坏和磨损等进行更为规范和详尽的评定； ——增加“试验报告”的内容，并单独列为一章，明确试验报告主要内容，使试验报告更为规范。 ——增加了附录A《汽车发动机可靠性评定方法》，使评定更为准确和全面， ——鉴于汽车发动机排放污染物必须满足国家排放标准的要求，在认证时按排放标准进行专项考核，故本标准不再涉及。 汽车发动机可靠性试验方法 1 范围 本标准规定厂汽车发动机在台架上整机的一般可靠性试验方法，具中包括负荷试验规范(如交变负荷、混合负荷和全速全负荷)、冷热冲击试验规范及可靠性评定方法。 本标准适用于乘用车、商用车的水冷发动机，不适用于摩托车及拖拉机用发动机。该类发动机属往复式、转子式，不含自由活塞式。其中包括点燃机及压燃机；二冲程机及四冲程机；非增压机及增压机(机械
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）。
火箭发动机工作原理本文包括： 1. 1. 引言 2. 2. 推力和固体燃料火箭 3. 3. 液体推进剂及其他类型的火箭 4. 4. 了解更多信息 5. 5. 阅读所有太空学类文章 迄今为止，人类从事的最神奇的事业就是太 空探索了。它的神奇之处很大程度上是因为 它的复杂性。太空探索是非常复杂的，因为 其中有太多的问题需要解决，有太多的障碍 需要克服。所面临的问题包括： 太空的真空环境 热量处理问题 重返大气层的难题 轨道力学 微小陨石和太空碎片 宇宙辐射和太阳辐射
在无重力环境下为卫生设施提供后勤保障 但在所有这些问题中，最重要的还是如何产生足够的能量使太空船飞离地面。于是火箭发动机应运而生。 一方面，火箭发动机是如此简单，您完全可以自行制造和发射火箭模型，所需的成本极低（有关详细信息，请参见本文最后一页上的链接）。而另一方面，火箭发动机（及其燃料系统）又是如此复杂，目前只有三个国家曾将自己的宇航员送入轨道。在本文中，我们将对火箭发动机进行探讨，以了解它们的工作原理以及一些与之相关的复杂问题。 火箭发动机基本原理 当大多数人想到马达或发动机时，会认为它们 与旋转有关。例如，汽车里的往复式汽油发动 机会产生转动能量以驱动车轮。电动马达产生的转动能量则用来驱动风扇或转动磁盘。蒸汽发动机也用来完成同样的工作，蒸汽轮机和大多数燃气轮机也是如此。 火箭发动机则与之有着根本的区别。它是一种反作用力式发动机。火箭发动机是以一条著名的牛顿定律作为基本驱动原理的，该定律认为“每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力”。火箭发动机向一个方向抛射物质，结果会获得另一个方向的反作用力。 火箭发动机工作原 理
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
液体火箭发动机工作原理： 液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。 常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。 液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。 推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度300℃～4000℃，故需要冷却。 推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。 发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作、关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，