(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)实用新型专利 (10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201920468768.X (22)申请日 2019.04.09 (73)专利权人 西安航天动力试验技术研究所 地址 710100 陕西省西安市航天基地航天 西路289号 (72)发明人 赵明 丁佳伟 赵涛 翟文化 郭浩 彭飞 寇兴华 王乃世 张俊锋 王晓华 王颖 (74)专利代理机构 西安智邦专利商标代理有限 公司 61211 代理人 张举 (51)Int.Cl. B66C 1/12(2006.01) (54)实用新型名称 一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具 (57)摘要 本实用新型涉及一种火箭发动机工装，具体 涉及一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具，用于解决国家标准系列U型环与发动机的吊 点不匹配，且国家标准系列U型环操作繁琐、销轴 易跌落误伤发动机等问题。该吊具包括第一卡 扣、钢丝绳、第二卡扣、U型环、销轴；所述钢丝绳 在设定位置对折后由第一卡扣将两段钢丝绳固 定；两段钢丝绳端头各穿过一个U型环吊耳并由 第二卡扣固定；由第一卡扣和第二卡扣形成的钢 丝绳闭环处设有耐磨环；销轴一端设有可移动限 位挡片，另一端设有通孔，可移动限位挡片一顶 角为圆角；U型环吊耳侧面焊接有圆环。本实用新 型的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具可 广泛应用于液体火箭发动机技术领域行业。权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 210103278 U 2020.02.21 C N 210103278 U
权 利 要 求 书1/1页CN 210103278 U 1.一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：包括第一卡扣(1)、钢丝绳(2)、第二卡扣(3)、U型环(4)； 所述钢丝绳(2)在设定位置对折后由第一卡扣(1)将两段钢丝绳(2)固定，形成的闭环为该吊具的吊环(8)； 两段钢丝绳(2)端头各穿过一个U型环(4)的吊耳，所述第二卡扣(3)将两段钢丝绳(2)端头与该段钢丝绳(2)固定，形成的闭环分别为该吊具的第一挂环(9)和第二挂环(10)； 所述吊环(8)、第一挂环(9)和第二挂环(10)的钢丝绳内环面上分别设有吊环耐磨环(81)、第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)； 所述U型环(4)包括销轴(5)、可移动限位挡片(6)、销钉和圆环(7)； 所述可移动限位挡片(6)通过销钉与销轴(5)连接； 所述销轴(5)穿过U型环(4)的环体并由可移动限位挡片(6)固定； 所述可移动限位挡片(6)上长条孔一端且靠近U型环(4)的顶角为圆角； 所述销轴(5)的不可拆卸的一端设置有通孔；所述U型环(4)吊耳侧面焊接有圆环(7)。 2.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2150～2200mm与2200～2250mm。 3.根据权利要求2所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2175mm与2220mm。 4.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述吊环耐磨环(81)，第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)均采用钢丝绳索具套环，该钢丝绳索具套环由沿轴向被切割的钢管弯曲而成，其外侧具有钢丝绳槽，弯曲的部分采用加厚管壁。 5.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述销轴(5)上的通孔和圆环(7)设置在U型环(4)的同侧。 6.根据权利要求5所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)的拐角处设置有倒圆和倒角。 7.根据权利要求6所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)采用40Cr材料。 8.根据权利要求7所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)表面镀铬。 2
I C S17.160 J04 中华人民共和国国家标准 G B/T29716.4 2018/I S O18431-4:2007 机械振动与冲击信号处理 第4部分:冲击响应谱分析 M e c h a n i c a l v i b r a t i o na n d s h o c k S i g n a l p r o c e s s i n g P a r t4:S h o c k-r e s p o n s e s p e c t r u ma n a l y s i s (I S O18431-4:2007,I D T) 2018-03-15发布2018-10-01实施中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局
目 次 前言Ⅲ 引言Ⅳ 1 范围1 2 规范性引用文件1 3 术语和定义1 4 符号和缩略语1 5 冲击响应谱基本原理2 6 冲击响应谱的计算5 7 采样频率的影响9 参考文献12
前言 G B/T29716‘机械振动与冲击信号处理“由以下部分组成: 第1部分:引论; 第2部分:傅立叶变换的时域窗; 第3部分:时频分析方法; 第4部分:冲击响应谱分析; 第5部分:时基分析方法三 本部分为G B/T29716的第4部分三 本部分按照G B/T1.1 2009给出的规则起草三 本部分使用翻译法等同采用I S O18431-4:2007‘机械振动与冲击信号处理第4部分:冲击响应谱分析“三 与本部分中规范性引用的国际文件有一致性对应关系的我国文件如下: G B/T2298 2010机械振动二冲击与状态监测词汇(I S O2041:2009,I D T)三 本部分由全国机械振动二冲击与状态监测标准化技术委员会(S A C/T C53)提出并归口三 本部分起草单位:西北机电工程研究所二杭州亿恒科技有限公司二中国测试技术研究院二交通运输部公路科学研究所二孝感松林国际计测器有限公司二湖北省电力公司电力科学研究院二中船重工第七一一研究所三 本部分主要起草人:李超位二焦明纲二顾国富二王宝元二洪丽娜二赵玉刚三
冲击响应谱校准技术的研究 厉巍 陈永久 朱永晓 （贵州航天计量测试技术研究所，贵州 贵阳550009） 摘要：冲击响应谱试验已经成为大多数航天产品必做的力学环境试验项目之一，传统的冲击试验缺乏对冲击环境模拟的真实性，本文介绍了冲击响应谱的原理和冲击响应谱试验设备；用labVIEW 为平台，编写了冲击响应谱校准软件，为冲击响应谱试验机的校准与数据分析提供了通用性较好的校准分析方法，并基于PXI 系统设计了冲击响应谱校准装置。 关键词：航天产品LabVIEW 冲击响应谱 校准 PXI 系统 0引言 冲击响应谱试验机是用于完成冲击响应谱试验的环境试验设备，冲击响应谱是对产品实施抗冲击设计的分析基础，也是生产中冲击环境模拟试验的基本参数，在航空、航天重点型号科研生产及有关重大科技专项中，冲击响应谱试验已经成为必做的环境试验之一。产品在实际应用过程中受力情况复杂，其中，冲击激励会使设备激起强迫振动和固有频率响应，使产品性能和结构强度受到不同程度的损害甚至失效。航空、航天、电子等行业产品在生产、运输等过程中存在着各种冲击，而这对产品的质量和可靠性有着很大的负面影响。为了解决这一问题，在此基础上产生并发展起了冲击试验。近年来，随着对环境试验的认识不断提高，对冲击环境的模拟也提出了更高的要求，冲击响应谱试验也来越被关注。 1 冲击响应谱原理 冲击信号与一般的振动信号在许多方面具有不同的特性，工程中研究冲击信号的目的并不是研究冲击波形本身，而是更加注重冲击作用于系统的效果，或者说是研究冲击运动对系统的损伤势。不论用冲击的时间历程还是用频谱都难以描述冲击的损伤势，因此必须使用能够衡量冲击效果的冲击响应谱。 冲击响应谱系指一单自由度质量弹簧阻尼系统，当公共基础受到冲击激励时产生的响应峰值作为单自由度系统固有频率的函数绘出的图，其物理模型如图1所示。 图1 冲击响应谱的物理模型 数学模型可归结为如下微分方程的解： 式中，u x -=δ；
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，
冲击响应谱 1简介 冲击响应谱通常简称“冲击谱”，它是工程中广泛应用的一个重要概念。国家电工委员会（IEC）、国家标准化组织(ISO)所属的技术委员会以及我国的国家标准，都已经把冲击谱作为规定冲击环境的方法之一。因此，冲击谱是对设备实施抗冲击设计的分析基础，也是控制产品冲击环境模拟实验的基本参数。 2冲击谱详解 所谓冲击谱，是将冲击源施加于一系列线性、单自由度质量-弹簧系统时，将各单自由度系统的响应运动中的最大响应值，作为对应于系统固有频率的函数而绘制的曲线，即称为冲击谱。由定义可知，冲击谱是单自由度系统受冲击作用后所产生的响应运动在频域中的特性描述。它不同于冲击源的傅里叶频谱，其区别在于：傅里叶频谱仅仅研究冲击源本身在频域中的能量分布属性，只是冲击源函数在频域中的展开，它不涉及任何一个要研究的机械系统的响应。虽然冲击频谱与傅里叶频谱两者都是频率的函数，但有着明显的区别。 换言之，冲击谱是一系列固有频率不同的单自由度线性系统受同一冲击激励响应的总结果。产品受冲击作用，其冲击响应的最大值意味着产品出现最大应力，即试验样品有最大的变形。因此，冲击响应的最大加速度Amax与产品受冲击作用造成的损伤及故障产生的原因直接相关，由此引出了最大冲击响应谱。 3最大冲击响应谱又可以作如下细分 1.正初始冲击响应谱（+I）是指激励脉冲持续时间内，一系列被激励单自由度系统与激励脉冲同方向上出现的最大响应值。Amax(+I)与相应系统的固有频率fn的关系曲线。 2.正残余冲击响应谱（+R）是指激励脉冲持续时间结束后，一系列被激单自由度系统与激励脉冲同方向上出现的最大响应值Amax（+R）与相应系统的固有频率fn的关系曲线。 3.负初始冲击响应谱（-I）是指激励脉冲持续时间内，一系列被激励单自由度系统与激励脉冲反方向上出现的最大值Amax（-I）与相应的系统固有频率fn的关系曲线。 4.负残余冲击响应谱(-R)是指激励脉冲持续时间结束后，一系列被激单自由度系统与激励脉冲反方向上出现的最大值Amax（-R）与相应的系统固有频率fn的关系曲线。 冲击响应谱反映的是环境特性，根据分析冲击响应谱，可以为设计产品的抗冲击能力提供依据。要获取冲击响应谱，首先要采集环境冲击的时域信号，然后再通过软件进行分析，获取冲击响应谱。国内外都有相应的系统可以完成这个工作。比如国内的INTEST（英泰斯特）,提供了冲击加速度时域采集、频域分析、冲击响应谱分析等多种功能，还可以在软件中生成标准脉冲的、归一化后的冲击响应谱，为工程应用提供最直接的解决方案。 4冲击响应谱技术参数 冲击响应谱试验机是用来衡量冲击运动对电工电子产品作用力的大小，考核试品在冲击环境下功能的适应性和结构完好性。 产品特点： 摆锤式结构。 plc控制预设能量自动冲击无二次冲击。 冲击能量无级可调。 计算机测量同时采集时域、频域冲击波形 结合式程序调节器，低频能量调节方便。
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。
液体火箭发动机设计复 习题答案 Company number：【WTUT-WT88Y-W8BBGB-BWYTT-19998】
第二章 1、总体对发动机设计提出的技术要求包括哪些方面； 飞行器总体对发动机设计提出的技术要求主要在发动机用途、工作性能、质量和结构尺寸、环境条件及经济性等方面，同时在设计任务书中给出对这些参数的具体要求，它们是发动机设计的主要依据。 2、液体火箭发动机系统设计主要有哪四个阶段； 发动机系统设计主要有：系统方案论证、系统方案设计、系统试验和系统定型四个阶段 3、液体火箭发动机主要参数的选择有哪些； 根据导弹或火箭总体设计部门提出的基本要求，可以设计选择发动机一系列可变参数，如推进剂的选择、混合比的选择、燃烧室压力的选择、喷管扩张比的选择、推进剂质量的选择、系统参数平衡等。 4、挤压系统分类、贮箱增压压力的确定； 分类：贮气系统、液体汽化系统、化学反应系统 确定：挤压式系统贮箱增压压力的提高会引起整个供应系统的质量大大增加（主要是贮箱 结构质量），所以挤压式系统的燃烧室压力都不取得很高。一般在比冲和质量的折中考虑下，选取一个合理的较低燃烧室压力，保证贮箱压力较低，同时设计时应力求减少供应系统的流阻损失。（《第2章液发系统设计》ppt P86）5、泵压式系统贮箱增压压力的确定；（《第2章液发系统设计》ppt P114）（1）保证泵不发生汽蚀（2）保证贮箱不破坏（3）对增压气瓶的影响
确定方法：计算得到按系统质量最轻条件的增压压力为P1，满足泵汽蚀条件的增压压力为P2。（1）P1≈P2；（2）P1＞＞P2；（3）P1＜＜P2。 综上所述，增压压力的选择应根据以上几个部件的总质量为最轻来确定，然后检验动力系统的工作是否满足来作适当的调整。 6、发动机混合比和推力矢量控制方案； 推力矢量控制：方法的选择取决于所需力矩的大小，也和发动机系统和结构方案有关。 （《第2章液发系统设计》ppt P133） （1）单推力室发动机：燃气舵、辅助射流、二次喷射控制、摆动推力室或喷管 （2）多推力室发动机：两室、三室、四室 发动机混合比：混合比开环控制（混合比控制的最简单形式是在推进剂主管路中设置适当尺寸的校准孔板。）、混合比闭环控制（《第2章液发系统设计》ppt P145） 7、挤压式系统管路特性和组元混合比的调整计算； 挤压系统的管路特性：就是推进剂管路系统的压力损失和系统中推进剂组元流量之间的函数关系。 组元混合比的调整计算：可采用下面两种方法：液路装节流圈、增压气路安装节流元件（《第2章液发系统设计》ppt P153） 8、液体火箭发动机控制系统设计的基本步骤； 第三章 1、推力室的组成
第22卷第1期2007年1月 航空动力学报 Journal of Aerospace Power Vol.22No.1 Jan.2007 文章编号:1000-8055(2007)01-0096-06 液体火箭发动机试验台贮箱 增压系统数值仿真 陈 阳1 ,张振鹏1 ,瞿 骞2 ,朱子环 2 (1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083; 2.北京航天试验技术研究所,北京100074) 摘 要:在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计P ID 控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利. 关 键 词:航空、航天推进系统;液体火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;P ID 控制中图分类号:V 434 文献标识码:A 收稿日期:2005-12-12;修订日期:2006-05-09 作者简介:陈阳(1979-),男,河南漯河人,北京航空航天大学宇航学院博士生,主要从事液体火箭发动机系统动力学与仿真研究. Numerical simulation for tank pressurization system of LRE test -bed CHEN Yang 1,ZH ANG Zhen -peng 1,QU Qian 2,ZHU Z-i huan 2 ( 1.School of Astr onautics, Beijing U niversity of A ero nautics and Astro nautics,Beijing 100083,China;2.Beijing Institute of Aerospace Testing Technolog y,Beijing 100074,China )Abstract:A simple mo del of propellant tank w as established by neg lecting m ass and heat transfer betw een the pr opellant and pressurant.T hen by employing the modular ization modeling and sim ulation softw are for liquid r ocket engine(LRE)test -bed g as sy stem(LRET-BMM SS -GS),blow dow n of a tank and pressurization of a LO 2tank pr essurizatio n sy stem during engine firing w ere simulated.T he sim ulation r esults ar e in g ood ag reem ent with the analytical solution and test data.Accordingly ,the softw are is validated to be effective and versatile.T he prog ress of m odeling tw o sy stems show s that the m ethod of M M S is suitable for modeling complicated LRE system and can be used to sim ulate all kinds of w orking pro cesses of LRE sy stem.T he simulatio n o f LO 2tank pressurization system indicates that PID control parameters should be set reasonably and the initial opening of pneumatic dia -phragm co ntrol valve should be adjusted to nom inal pressurant mass rate,w hich is effective to improv e stability of pr essurizatio n starting transient. Key words:aerospace propulsion system ;liquid rocket eng ine(LRE);tank pressur ization system of LRE test -bed;num erical sim ulation;PID co ntro l 液体火箭发动机试验台作为液体火箭发动机热试车与热检验的试验检测平台,为满足液体火 箭发动机的各种试验要求,需要在试验台设计阶段、安装调试阶段、热试车阶段开展全面的研究.
液体火箭发动机技术发展 的现状及未来 李坤鹏 10151157 101513 摘要：本文从燃烧室推力、系统工作循环方式以及最大推力三个方面叙述世界各国液体火箭发动机的技术水平，简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展趋势和中国的最新进展，分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景 主题词：火箭发动机，液体推进剂火箭发动机，运载火箭 1.国内外现状 液体火箭发动机子第二次世界大战进入实用阶段以来，可以由燃烧室推力、系统循环方式及使用的推进剂来说明其技术上的飞跃，因为无论是采用新的推进剂，或是大幅度提高燃烧室推力，或是大幅度提高发动机推力，都需要采用一些新的技术，要克服研制中的许多困难，要结局许多的技术关键问题，从而将发动机技术推向一个新的水平。 单台发动机推力及燃烧室压力以美国和俄罗斯为最高，按不同推进剂的单台发动机和燃烧室压力来看，我国可贮存推进剂发动机比法国高，日本则没有；液氧-煤油发动机则不如日本，与法国一样同属空白；而氢-氧发动机则不如法国，也不如日本，更不如美国和俄罗斯，我国发动机系统工作循环只有发生器循环，与法国相当，不如美国和苏联，也不如日本。 2.我国液体火箭发动机技术的新进展 近几年来，我国液体火箭发动机技术的最大进展是YF-25发动机的研制，目前即将有初样研制转入试样研制，并正为明年的飞行试验进行准备，它使我国液氢-液氧火箭发动机技术达到了早期的国际水平。 我国YF-25发动机的推力及燃烧室压力超过60年代美国的RL-10及70年代末法国的HM-7，接近80年代中期日本的LE-5发动机。YF-25发动机系统功率平
衡采用串联双涡轮，与日本的LE-5相同，优于美国RL-10和法国HM-7的单涡轮齿轮传动。YF-75发动机具有整体双向摇摆的功能，燃气发生器采用单壁不冷却身部。这些与HM-7和LE-5发动机是一致的，YF-75发动机的螺旋管大喷管方案类似于法国正在研制的HM-60发动机，达到了国际先进水平。YF-75发动机还将我国可贮存发动机上推进剂利用系统的技术移植到液氢=液氧发动机上，并获得成功。此外，YF-75发动机在研制试验中，采用了某些参数红线关机，如涡轮泵最高转速及最低转速限，涡轮泵振动加速度值，氧泵前推进剂温度等，这是我国液体火箭发动机故障监控系统的雏型。 3.国外液体火箭发动机技术发展趋势 国外液体火箭发动机技术发展分为近期和远期。近视发展除法国和日本继续完成HM-60及LE-7氢氧发动机的研制外，只侧重于现有型号发动机的改进，主要有提高工作可靠性，提高性能或降低成本。，其典型代表是美国的SSME和RL-10发动机。 RL-10发动机改进的衍生方案有：为提高发动机工作可靠性而增加涡轮泵冷备份和为提高性能而增加可延伸大喷管方案。 SSME为提高工作可靠性，对现有涡轮叶片材料和涡轮进口温度都在进行改进研究。 远期发展则侧重羽一次入轨的各种发动机系统循环方案研究，这些发动机机要工作可靠，又要有高的效能，同时还要降低研制成本和生产成本，这些方案包括 （1）三组元（液氢、液氧、煤油或甲烷）发动机。 （2）双喷管-双膨胀发动机。 （3）双喉部发动机。 （4）双燃料组合发动机。 （5）双燃料型塞式发动机。 还有一种发展趋势，实在对现有成功使用的运载器进行改进时研制新的氢-氧发动机。用改进现有运载器取代重新设计的运载器，同样可以达到提高运载能力和减少研制费用的目的。大力神-人马座的改进方案就是这样。方案之一是用研制一种500～1000KN的氢氧发动机构成的新级取代原芯级第二级和人马座级；
目录 1.原始数据 (1) 2.推力室参数计算结果 (1) 2.1.推力室结构参数计算 (1) 2.1.1. 喉部直径 (1) 2.1.2. 燃烧室容积 (2) 2.1.3. 燃烧室直径 (2) 2.1.4. 推力室收敛段型面 (2) 2.1.5. 推力室圆筒段长度 (2) 2.1.6. 推力室喷管扩张段型面 (3) 2.2.推力室头部设计 (3) 2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4) 2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5) 2.3.推力室身部设计 (5) 2.3.1. 推力室圆筒段冷却计算 (5) 2.3.1.1. 燃气的气动参数 (5) 2.3.1.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (6) 2.3.1.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (6) 2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7) 2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8) 2.3.1.6. 计算内壁面和外壁面温度 (8) 2.3.2. 推力室喉部冷却计算 (9) 2.3.2.1. 燃气的气动参数 (9) 2.3.2.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (9) 2.3.2.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (10) 2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11) 2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11) 2.3.2.6. 计算内壁面和外壁面温度 (11) 3.发动机性能计算 (12) 3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合比 (12) 3.1.2. 热力计算结果 (13) 3.1.3. 计算发动机推力和燃烧室压力 (13) 4.推力室强度校核 (14) 4.1.1. 推力室圆筒段强度校核 (14) 4.1.2. 喷管强度校核 (14)
钝化处理在液体火箭发动机阀门中的应用 程亚威，李小明，张万欣，谢宁 （西安航天动力研究所，西安 710100） 摘要：在某液体火箭发动机的单向阀中，采用铍青铜材料制造的阀芯锈蚀问题成为影响产品性能 和质量的突出问题，通过对表面采用钝化、光亮两种处理方法的阀芯进行专门的抗腐蚀筛选试验，最终确定钝化处理工艺能满足使用要求。 关键词：火箭发动机；单向阀；锈蚀；钝化 Application of Passivatingtreatment to Liquid Rocket Engine Valves Cheng Yawei Li Xiaoming Zhang Wanxin Xie Ning (AASPT, XiAn, 710100,China) Abstract: In a liquid rocket engine using check valve, the corrosion problem of the valve plug made by beryllium bronze is an outstanding issues to affect the product performance and quality. The paper presents two treating methods-passivatingtreatment, brightening-to solve the corrosion problem, and confirms the passivatingtreatment can meet the operation requirements by a screening test. Keywords: liquid rocket engine; check valve; corrosion; passivatingtreatment 1．前言 铍青铜因其良好的耐磨、耐蚀、高强度、高硬度，在某液体火箭发动机的阀门中大量使用，尤其在有相对运动的摩擦副如阀芯、导向套、衬套等零件上广泛采用。但在实际生产中个别批次零件表面出现发绿、变黑、长毛等锈蚀现象，严重影响产品质量。 单向阀的阀芯（图1）是典型的故障零件，该阀芯采用铍青铜（QBe2 YS/T334-1995）材料。在首批交付中，阀芯表面未出现锈蚀现象，工作性能满足要求，但在随后一批交付中，阀芯在机加完成后待检时零件表面出现黑斑、发绿、长毛的锈蚀现象。对零件表面抛光去除腐蚀痕迹，然而表面状态维持不了一周又出现锈蚀。考虑到产品装配到交付发动机使用，贮存周期长，且阀芯导向面与相配合零件的径向间隙小，如果导向面表面有腐蚀物生成，可能导致阀芯卡死，使单向阀失效，为保证产品质量，必需彻底解决零件表面锈蚀问题，提高阀芯在产品长期存放时的可靠性。 为此进行专项试验，选择对零件表面进行钝化、光亮处理，通过对处理后的零件进行抗腐蚀筛选试验，确定零件最终采用的表面处理方法。 图1 单向阀阀芯 2．表面处理方法及筛选试验 2．1 锈蚀原因 铜的标准电极电位是＋0.34V，本身属耐蚀的钝态，铜及其合金在干燥大气中较稳定，理论上表面稳定是不易发生腐蚀的，因此在设计之初未对阀芯表面提出保护处理要求，首批交付时阀芯表面正常。在第二批阀芯出现锈蚀后了解到，其它曾经使用过该材料的零件在实际使用中也出现过表面
冲击响应谱(SRS)是一个瞬态加速度脉冲可能对结构造成破坏的图示。它绘制了一组单自由度(SDOF)弹簧的峰值加速度响应，就像在刚性无质量的基础上一样,质量阻尼器系统都经历相同的基本激励。每个SDOF系统具有不同的固有频率;它们都有相同的粘滞阻尼因子。频谱的结果是在固有频率(水平方向)上绘制峰值加速度(垂直)得出的。一个SRS是由一个冲击波产生，使用以下过程: 指定SRS的阻尼比(5%是最常见的)、使用数字滤波器模拟频率单自由度、fn和阻尼ξ。应用瞬态作为输入，计算响应加速度波形。保留在脉冲持续时间和之后的峰值正负响应。选择其中一个极值，并将其绘制成fn的频谱振幅。对每个(对数间隔)fn重复这些步骤。 由此产生的峰值加速度与弹簧-质量阻尼系统固有频率的曲线称为冲击响应谱，简称SRS。一个SDOF机械系统由以下组件组成: ①质量,米 ②弹簧,K ③阻尼器,C Fn,固有频率和临界阻尼因子,ξ,描述一个应用系统,可以从上面的参数计算。对于小于或等于0.05的小阻尼比，频率响应的峰值发生在fn的邻近区域，其中
Q为质量因子，等于1/(2ξ)。 任何瞬态波形都可以作为SRS呈现，但这种关系不是唯一的;许多不同的瞬态波形可以产生相同的SRS。SRS不包含所有关于瞬态波形的信息，因为它只跟踪峰值瞬时加速度。 不同的阻尼比为相同的冲击波形产生不同的SRS。零阻尼会产生最大的响应，而高阻尼则会产生较平的SRS。阻尼比与质量因子Q有关，在正弦振动的情况下也可以被认为是传递率。阻尼比为5%（ξ=0.05）时，Q值为10。如果没有指定阻尼因子(或Q)，则SRS图是不完整的。 ★SRS箱的频率间隔 一个SRS由多个在对数频率范围内均匀分布的箱组成。频率分布可以由两个数字来定义:一个参考频率和期望的分数倍频间隔，如1/1、1/3或1/6。(倍频程是频率的两倍)例如，250hz和500hz的频率相差一个倍频程， 1 kHz和2 kHz的频率也是一样。 比例带宽显示对于分析各种自然系统，如人类对噪声和振动的反应，是非常有用的。许多机械系统表现出的特征非常适合以比例带宽分析。 为了获得更好的频率分辨率，频率范围可以以倍频程的一部分划分比例间隔。例如，有1/3倍频间隔，每个倍频程有3个SDOF滤波器。一般来说，对于1/N个分数倍频程，每个倍频程有N个带通滤波器。这里1/N称为分数倍
disp(' ') disp(' srs.m ver 2.0 July 3, 2006') disp(' by Tom Irvine Email: tomirvine@https://www.doczj.com/doc/a815632123.html,') disp(' ') disp(' This program calculates the shock response spectrum') disp(' of an acceleration time history, which is pre-loaded into Matlab.') disp(' The time history must have two columns: time(sec) & acceleration') disp(' ') % clear t; clear y; clear yy; clear n; clear fn; clear a1; clear a2 clear b1; clear b2; clear jnum; clear THM; clear resp; clear x_pos; clear x_neg; % iunit=input(' Enter acceleration unit: 1= G 2= m/sec^2 '); % disp(' ') disp(' Select file input method '); disp(' 1=external ASCII file '); disp(' 2=file preloaded into Matlab '); file_choice = input(''); % if(file_choice==1) [filename, pathname] = uigetfile('*.*'); filename = fullfile(pathname, filename); % fid = fopen(filename,'r'); THM = fscanf(fid,'%g %g',[2 inf]); THM=THM'; else THM = input(' Enter the matrix name: '); end % t=double(THM(:,1));
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。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。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）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。 RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）
【关键字】技术 冲击响应谱校准技术的研究 厉巍陈永久朱永晓 （贵州航天计量测试技术研究所，贵州贵阳550009） 摘要：冲击响应谱试验已经成为大多数航天产品必做的力学环境试验项目之一，传统的冲击试验缺乏对冲击环境模拟的真实性，本文介绍了冲击响应谱的原理和冲击响应谱试验设备；用labVIEW为平台，编写了冲击响应谱校准软件，为冲击响应谱试验机的校准与数据分析提供了通用性较好的校准分析方法，并基于PXI系统设计了冲击响应谱校准装置。 关键词：航天产品LabVIEW 冲击响应谱校准PXI系统 0引言 冲击响应谱试验机是用于完成冲击响应谱试验的环境试验设备，冲击响应谱是对产品实施抗冲击设计的分析基础，也是生产中冲击环境模拟试验的基本参数，在航空、航天重点型号科研生产及有关重大科技专项中，冲击响应谱试验已经成为必做的环境试验之一。产品在实际应用过程中受力情况复杂，其中，冲击激励会使设备激起强迫振动和固有频率响应，使产品性能和结构强度受到不同程度的损害甚至失效。航空、航天、电子等行业产品在生产、运输等过程中存在着各种冲击，而这对产品的质量和可靠性有着很大的负面影响。为了解决这一问题，在此基础上产生并发展起了冲击试验。近年来，随着对环境试验的认识不断提高，对冲击环境的模拟也提出了更高的要求，冲击响应谱试验也来越被关注。 1 冲击响应谱原理 冲击信号与一般的振动信号在许多方面具有不同的特性，工程中研究冲击信号的目的并不是研究冲击波形本身，而是更加注重冲击作用于系统的效果，或者说是研究冲击运动对系统的损伤势。不论用冲击的时间历程还是用频谱都难以描述冲击的损伤势，因此必须使用能够衡量冲击效果的冲击响应谱。 冲击响应谱系指一单自由度质量弹簧阻尼系统，当公共基础受到冲击激励时产生的响应峰值作为单自由度系统固有频率的函数绘出的图，其物理模型如图1所示。 图1 冲击响应谱的物理模型 数学模型可归结为如下微分方程的解： 式中，； ； 2 冲击响应谱试验设备
冲击响应谱（SRS）用于描述瞬态和冲击波形对单自由度（DOF）机械系统的影响。根据时间波形计算的SRS可用于预测该波形对更复杂的多自由度结构的影响。有时，需要生成特定的SRS波形。SRS合成模块根据用户定义的SRS 目标谱生成短暂的瞬态时间波形。 SRS合成基础 冲击响应谱合成的目的是生成满足冲击响应谱（SRS）域中定义的所需响应谱（RRS）标准的时域波形。单个正弦波就产生具有一个尖峰的SRS。为了生成由测试目标谱定义的任意SRS形状的信号，可以将多个正弦波组合成一个复合波形。 SRS合成使用一系列的正弦波(称为小波)来生成时间波形。从波形中生成SRS并不是一个线性过程，而且有许多具有相同SRS的时间波形。没有直接的方法计算来自SRS的时间信号。SRS合成算法采用迭代的方法，将多个小波组合成一个“假想”波形，然后将得到的SRS与指定目标谱进行比较，从这个结果产生的误差，用于产生一个新的“假想”波形。重复这个过程，直到结果达到预期目标。
一旦我们有一组包含足够多频率的小波，SRS在一定程度上就是可控的。改变这些正弦波的振幅会改变SRS的形状。这是SRS合成的基本原理。为了说明合成过程，请参考下图。首先，用户需要定义一个RRS（所需的响应谱）作为目标。然后定义各SDOF滤波器共振频率对应的若干小波。可以调整这些小波的振幅，使合成波形的冲击响应谱接近RRS。 ★晶钻仪器推荐 ●手持式动态信号分析仪CoCo-80X ：可用于冲击响应谱采集 ●Spider-81 振动控制器，可以用于冲击响应谱采集与控制 ●Spider-80X 模块化动态数据采集器，可用于冲击响应谱采集与控制 杭州锐达数字技术有限公司是美国晶钻仪器公司中国总代理，负责产品销售、技术支持与产品维护，是机械状态监测、振动噪声测试、动态信号分析、动态数据采集、应力应变测试等领域的供应商，提供手持一体化动态信号分析系统、
冲击响应谱合成 电子电工产品环境试验 第二部分 :试验方法 试验Ei:冲击冲击响应谱合成 1 范围 GB/T2423的部分规定了合成冲击响应谱(SRS)实验.适用于需要模复杂瞬态激励的样品。 2 规范性引用文件 下列文件中的条款通过GB/T2423的本部分的引用而成为本部分的条款。凡是注日期的引用文件，其随后所有的修改单(不包括勘误的内容)或修订版均不适用于本部分，然而鼓励根据本部分达成协议的各方研究是否可使用这些文件的最新版本。凡是不住日期的引用文件，其最新版本适用于本部分。 GB/T2421—1999 电工电子产品环境试验总则(idt IEC 60068—1:1998) GB/T2423(10—2008电工电子产品环境试验第2部分:试验方法试验Fc:振动(正弦) ( IEC 60068—2—6:1995，IDT) GB/T2423.5—1995 电工电子产品环境试验第2部分:试验方法试验Ea和导则:冲击 (idt IEC 60068—2—27:1987) GB/T2423.43—2008电工电子产品环境试验第2部分:试验方法振动、冲击和类似动态试验样品的安装(IEC 60068—2—47:1999，IDT) GB/T2423.56—2006电工电子产品环境试验第2部分:试验方法试验Fh:宽频带随机振动(数控)和导则( IEC 60068—2—64:1993，IDT) IEC60068—2—57:1999 环境试验第2部分:试验方法试验Ff:振动时间历程法
ISO 266:1997 声学优选频率 ISO 2041:1990振动和冲击词汇 3 术语和定义 在LSO2041:1990，GB/T2423.102008,GB/T2423.5—1995和GB/T2423.56—2006中给出的术语和定义，与以下定义一起使用。 3.1 -3dB带宽 -3dBbandwidth 在频率响应函数中对应于一个共振峰值的最大响应0,707倍的两点间的频带宽度。 3.2 临界阻尼 critical damping 在可能的最短时间内允许唯一系统返回其起始位置并且不产生震荡的最小粘性阻尼。 3.2 危险频率critical frequency 下列情况的频率: GB/T2423.57—2008/ IEC60068—2—81:2003 ——由于振动，样品呈现出功能失效和/或性能降低，和/或 ——机械共振和/或其他响应效应，如颤动 3.4 阻尼 damping 一般的术语解释为在一个系统中的能量耗散的许多机械作用。在实际应用 中，阻尼取决于许多参数，诸如结构类型、振型、应变、外加力、速率、材料、连接滑移等。