再入大气环境下材料性能的实验模拟方
法研究学习报告
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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
1460℃，襟翼迎风面整体温度可达1650℃，在两个襟翼间隙处，由于不存在辐射，局部温度可达1830℃，同时，还要经受颤振、起落架摆振等作用。
防热结构一体化材料的环境性能研究方法主要有再入大气环境性能的试验模拟和飞行试验两种。飞行试验过程非常复杂，成本高昂，准备周期长，只适用于少数构建的演示验证试验，对于需要频繁实验的基础环境性能研究显然是不适用的。材料的再入大气环境性能的试验模拟相对周期短、成本低、实验过程可控性强，可根据再入环境参数，实现对再入环境的等效模拟，是研究材料再入环境性能最有效的方法。目前的再入环境性能实验模拟设备如：等离子电弧风洞、辐射加热器和燃气风洞等。
要确定材料再入大气环境性能的实验模拟方法，就必须先确定要实现的环境模拟因素。根据材料再入环境下的应力氧化烧蚀，连接构件的高温连接性能以及高温高载低速摩擦磨损性能的研究要求。本文的模拟因素可以分为再入大气热物理化学环境和应力环境两类。再入大气热物理化学环境的因素参数主要有温度、大气成分、气流速度等，应力环境因素参数主要有气动载荷和转动载荷。
2、实验模拟方法
2.1、应力氧化烧蚀和高温连接性能的试验模拟
只要实现了再入大气热物理化学环境与气动载荷的耦合，就可以
对材料的应力氧化烧蚀和高温连接环境性能进行研究。
本文基于上述要求设计了一种常压亚音速燃气流风洞来模拟再入大气的热物理化学环境。该燃气流风洞选用高燃烧值的甲烷作为燃烧剂，保证了高加热效率和高试验温度；用氧/氮混合气为氧化剂，使燃气成分接近空气成分；设计了冷却效率高的小型燃气发生器，使风洞的运行时间可达30分钟（接近空天飞行器的再入大气时间）。该燃气流风洞除了气流速度外基本实现了对再入大气热物理化学环境的全因素模拟。虽然风洞燃气速度与高马赫的真实气流速度相差较大，但气流速度对材料的影响可以等效到温度和载荷因素中去。因此，采用常压亚音速燃气流风洞与材料力学试验机耦合的方案可以满足对材料应力氧化烧蚀和高温连接性能的研究。
2.2、高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟
与应力氧化烧蚀和高温连接性能相比，材料再入大气时的高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟更为复杂。它不但包括了与应力氧化烧蚀、高温连接相同的再入大气热物理化学环境和气动载荷，还包括转动载荷的作用。因此，在应力氧化烧蚀和高温连接实验模拟方案的基础上，增加机械转动装置，通过再入大气热物理化学环境、气动载荷和转动载荷的耦合，实现对再入大气环境的高温高载低速摩擦磨损性能的试验模拟。
3、材料再入大气环境性能实验模拟设备的组成及工作原理
图1和图2分别为本文再入大气环境性能实验模拟设备的示意图和实物图，其主要组成部分由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机和伺服传动装置（分别为图1中的2、3、4）。该设备由常压亚音速燃气流风洞产生高温富氧燃气，使试验件承受与再入大气相近的物理化学环境，再通过材料力学试验机对试验件施加与气动载荷等效的机械载荷，可以研究再入大气模拟环境下材料的应力氧化烧蚀和高温连接性能。通过伺服传动装置带动试验件在再入大气等效模拟环境下转动，可以对材料再入大气过程中的高温高载低速摩擦磨损性能进行研究。
图1 材料再入大气环境性能实验模拟设备示意图
1-冷却水系统；2-常压亚音速燃气流风洞；3材料力学试验机；4-伺服传动装置；5-气源；
6-气体控制系统
图2 材料再入大气环境性能实验模拟设备实物图
4、材料再入大气环境性能实验模拟设备的实验验证
4.1、材料再入大气环境的应力氧化烧蚀性能模拟实
（1）实验过程
应力氧化烧蚀实验选取以一下三个环境:温度1300℃，含氧量20%的燃气环境；温度1500℃，含氧量20%的燃气环境；温度1800℃，含氧量20%的燃气环境。应力条件为垂直载荷，加载速率0.5mm/s。
把哑铃型C/SIC试验件安装在常压亚音速燃气流风洞实验段，启动常压音速燃气流风洞。当实验段产生的高温燃气流稳定后，启动材
料力学试验机对C/SIC试验件施加垂直载荷，直至试验件断裂，实验结束。图3为C/SIC试验件的应力氧化烧蚀实验过程。其中(a)是温度1300℃，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验；(b)是温度1500℃，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验；(c)是温度1800℃，含氧量20%的燃气环境下的应力氧化烧蚀实验。
图3 C/SIC试验件的应力氧化烧蚀试验
（2）试验结果
温度1300℃，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进行了实验，拉伸强度分别达到245MPa和230MPa。图4为两个试验件的应力-位移曲线。
温度1500℃，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进行了实验，拉伸强度分别达到270MPa和232MPao图5为两个试验件的应力-位移曲线。
温度18000℃，含氧量20%的燃气环境下对两个C/SIC试验件进
行了实验，拉伸强度分别达到255MPa和239MPa。图6为两个试验件的应力-位移曲线。
图7为室温下C/SIC应力氧化烧蚀试验件的应力一位移曲线，其拉伸强度为235MPa。
与室温强度相比，在含氧量20%温度分别为1300, 1500, 1800条件下，材料的强度没有下降，说明C/SIC试验件为正常破坏。
图4 温度1300℃，含氧量20%时的应力-位移曲线
图5 温度1500℃，含氧量20%时的应力-位移曲线
图6 温度1800℃，含氧量20%时的应力-位移曲线
图7 室温下C/SIC试验件的应力-位移曲线
4.2、材料再入大气环境的高温连接性能模拟实验
（1）实验过程
把H型C/SIC连接试验件安装在实验段(图8 )，启动常压亚音速燃气流风洞，当高温燃气稳定后，启动材料力学试验机进行加载，加载速率0.2mm/s，直至材料的连接强度不再上升。图9为温度1500℃、含氧量20%环境下的高温连接实验。
图8 C/SIC试验件的安装图
图9 高温连接性能实验
（2）实验结果
在温度1500℃和含氧量20%的高温氧化燃气中，C/SIC复合材料连接试验的连接强度可达224MPa。图10为实验的应力-位移曲线。
图10 C/SIC连接实验的应力-位移曲线
4.3、材料高载低速摩擦磨损性能模拟实验
（1）实验过程
在室温条件下把C/SIC摩擦磨损试验件安装在实验段(如图11所示)，启动伺服传动装置，转速为32转/分，带动C/SIC轴销转动，当转动平稳时，启动材料力学试验机加载，加载速率为10N/s ,记录实验过程的载荷、转速和转矩。
图11 室温摩擦磨损实验
（2）实验结果
图4-13为两个C/SIC摩擦磨损试验件的扭矩-载荷曲线，可以看出扭矩与载荷基本上呈线性关系，符合摩擦力随径向载荷线性增加的趋势。试验件A在载荷达到5800N，C/SIC轴销发生“抱死”，此时转矩值约为50Nm。试验件B在载荷达到5000N，C/SIC轴销发生“抱死”，此时转矩值约为45Nm；
图12 摩擦磨损实验的扭矩-载荷曲线
5、材料再入大气环境性能实验模拟设备的特点
本研究的模拟设备在加热方式、气体控制以及实验段结构设计等方面采用了其它环境性能模拟设备所未曾用过的新方式，且模拟设备的各个分系统可独立运行不受其它分系统的制约，灵活性大。通过一系列再入大气环境性能的模拟验证实验，表明该设备具有许多独特的优点:
(1)模拟因素全，基本实现了再入大气热物理化学环境、气动载荷和转动载荷的藕合模拟。在目前常用的再入大气环境性能实验设备中，试验件一般处在全封闭的实验段中，虽然有些可以实现环境与机械载荷的藕合，但对于实现同转动载荷的藕合至今还未见任何报道。本研究的等效环境模拟设备的实验段没有采用全封闭设计，而是在不影响设备的安全性和可靠性的前提下，设计了一定程度的敞开结构，使伺服传动装置能够任意时间带动试验件转动。
(2)实验效率高，实验成本低。普通的再入大气环境性能模拟设备要达到再入大气的超高温度，需要长达数小时的升温过程，必然要消耗大量的能源，使实验成本变得十分昂贵，同时长时间的升温过程会导致单次实验周期过长，实验效率低。而本研究的再入大气环境性能模拟设备采用燃气流风洞加热，升温速度快，可以在短短几分钟内达到1800℃，大大缩短了升温过程，实验效率高。另外，本文模拟设备的运行不需要大功率的供电系统，消耗的能源主要是甲烷、氧气和氮气等常用的工业气体，价格低廉，极大地节约了实验成本。
(3)实验精度高。目前大部分性能实验模拟设备都在实验段安装了探测器、传感器等来测量所产生环境的温度、气体压力和流量等参数。但是由于探测器和传感器本身存在着测量误差，而且测量精度还要受周围环境和安装位置等条件的影响，因此实验精度较低。本研究的模拟设备没有在实验段安装任何传感器和探测器，而是结合热力学理论计算和实验标定修正，得出再入大气模拟环境的工况值。在实验中只要设定各个工况值，就能实现要模拟的再入环境，避免了由测量仪器引起的误差。另外，本设备还采用了气体流量控制器，自动根据工况值调节气体流量，减少了人为因素造成的误差，进一步提高了实验精度。
(4)高安全性，高可靠性。本研究的再入大气等效环境性能实验模拟设备没有配备其它模拟设备的高压(高达上千伏)供电系统，维护和使用安全方便;本模拟设备设计了特殊的冷却系统，当实验段内部温度达1800℃时，实验段外壁仅有45℃，有效地避免了实验中的高温
对其它设施和操作人员的损害；本设备以甲烷为燃烧剂，燃烧产物主要是水和二氧化碳，设备的整个工作过程清洁无污染，对周围环境无任何破坏性。因此，本研究的再入大气环境等效实验模拟设备具很好的安全性和可靠性。
(5)集多种实验功能为一体。本文的模拟设备是靠多个分系统组合来实现再入坏境模拟的，各个分系统有各自的独立性，不相互制约，因此可满足应力氧化烧蚀、高温连接、高温高载低速摩擦磨损等多种性能的模拟实验。
(6)具有一定的可扩展空间。本文的模拟设备目前产生的模拟环境最高温度是1800℃，如果对模拟设备的冷却水系统进行改进，可使模拟温度达到2500℃，可用于更高温度要求的研究;若对气体控制环节加以改进则可使燃气气流速度由现在的亚音速达到超音速，用于有超音速要求的实验。
6、学习之后的思考
本例中使用的再入飞行热环境模拟设备为燃气加热风洞。在改良的基础上时工作时间接近30分钟，但仍比航天器实际再入时间要短。此外，气流速度与载入速度上去甚远。使用甲烷为燃料可提供的温度为1800℃，这与实际再入温度相近，但在地面试验中，我们希望可以使用更高的温度以提高材料可靠性。最后，使用温度和载荷因素来代替气流的影响不可避免的会出现误差。这些是使用燃气加热风洞作为热环境模拟设备本身的弱势。
根据再入飞行的环境特点，基于热量等效的相似准则，可以使用一种基于热等离子体为热源的地面模拟再入飞行烧蚀试验系统。该试验系统以低温热等离子体为热源，可产生温度高达10K以上的热等离子体，经过喷管后形成速度高达3Ma左右的超音速等离子体射流，对再入飞行器的热防护材料进行烧蚀试验研究，从而达到地而模拟再入飞行的试验目的。
该试验系统的工作原理为：供气系统将主气(氩气或氮气)、辅助气体(氢气)送进控制台，在控制台中通过流量控制器调节各自的气体流量，并输出进入到等离子体发生器。控制台通过水电缆给等离子体发生器的阴极和阳极之间提供高压电源，经点火后在阴极和阳极之间放电，点燃工作气体，形成高温等离子体。等离子体经喷管后形成超音速的等离子体射流。系统采用强制制冷的方式冷却等离子发生器管壁。为了模拟再入中的粒子侵蚀，可以在射流扩张段，注入特殊的粉末粒子，形成带粒子的侵蚀射流。另外，通过调整三自由度试验台架的平移、旋转等姿态，来模拟再入飞行的不同姿态.其原理如图13所示。实验系统的工作气体流量和电量大小可以通过相应的流量控制器控制，参数连续可调，从而满足不同的工况需要。
图13 等离子体试验系统组成示意图
为了模拟再入飞行的热环境，采用热量等效的方法，即对再入飞行的热防护材料采用马赫数和热流密度相同的等离子体射流进行驻点烧蚀。
使用这种以热等离子体为热源的再入飞行地面模拟试验系统可以解决或在在一定程度上解决以甲烷燃烧为热源的再入飞行地而模拟试验系统的弊端。但不足之处在于该实验系统的工作气体为氢气和氢气，与真实的大气成分有较大的差别，需进一步研制氮气和氧气为主要工作气体的等离子系统。另外，由于再入飞行的速度梯度大，马赫数变化幅度宽，提高地而模拟系统射流的马赫数是函待解决的问题。
目前已有的再入飞行地面模拟试验系统还没有真正意义上能够完全模拟再入环境的功能，这也是很多火箭发动机试验与测试实践中面临的切实问题。在实际工作中，需要科研工作者根据所要研究问题的意义有所侧重的进行选择，甚至，对关键部件要使用不同试验系统严格保证其可靠性。
(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
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，
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。
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.
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
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；
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。
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
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
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）
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