固体火箭发动机测试与试验技术第三章

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火箭发动机试验与测量技术

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。

固体火箭发动机测试与试验技术教学内容

College of Aerospace and Civil Engineering
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
第一章概论
固体火箭发动机试验与测量技术是固体推进技术的重要组成部分。固体火箭发动机在研制过程中和在交付使用前，必须经历一系列试验，主要有： (1) 部件试验：如燃烧室壳体静力试验、喷管摆动试验、点火装置发火试验等(举例：保险机构打不开)； (2) 发动机地面点火试验； (3) 使用性试验，即模拟发动机使用时所处环境条件的试验； (4) 遥测飞行试验：发动机作为全弹(箭)动力装置参与飞行试验。
发动机处于较长服役期内，其性能的稳定性要求非常严格。影响性能稳定性的因素很多。首先，固体推进剂的基体是高分子聚合物，其物理和化学性能随着贮存时间的增长产生老化，这就会给发动机的性能和工作带来影响或危险性；其次，近来发动机壳体、喷管广泛采用各种聚合物材料，如玻璃钢、有机纤维复合材
料等，这些非金属材料也会随着时间的延长而产生老化，即使是
本书主要论述地面点火试验、试验装置与设备、试验中的测量方法、数据处理与不确定评估方法以及试验测试常用的传感器、仪器仪表与系统。
在模样阶段，试验的主要作用在于考核发动机设计方案的可行性、结构合理性、所采用的各项新技术的相互匹配性、协调性。通过试验暴露问题，为改进设计指出方向和寻找途径。
在初样阶段，发动机的总体方案已经确定，各部件的结构、材料及推进剂配方已经基本确定，一般不再做重大调整。这个阶段，发动机要进行大量的使用性试验即模拟使用环境条件的试验，如：振动、加速度、冲击、运输、温度循环、贮存等试验。经这些环境试验的发动机一般都要再做地面点火试验，考核发动机经过环境试验后工作的可靠性。同时还要对发动机的性能参数作出评价：是否满足全弹的战术技术要求。还要对工艺可行性、稳定性作出评价。

火箭行业火箭发动机性能测试与评估方案

火箭行业火箭发动机功能测试与评估方案第1章火箭发动机概述 (3)1.1 火箭发动机的定义及分类 (3)1.1.1 火箭发动机的定义 (3)1.1.2 火箭发动机的分类 (3)1.2 火箭发动机功能参数 (4)第2章火箭发动机功能测试方法 (4)2.1 火箭发动机功能测试概述 (4)2.2 火箭发动机功能测试的主要参数 (4)2.3 火箭发动机功能测试的技术要求 (4)第3章火箭发动机功能测试设备 (5)3.1 火箭发动机功能测试设备的类型 (5)3.1.1 推力测试设备 (5)3.1.2 燃烧室压力测试设备 (5)3.1.3 燃烧效率测试设备 (5)3.1.4 涡轮泵功能测试设备 (6)3.1.5 控制系统功能测试设备 (6)3.2 火箭发动机功能测试设备的选择 (6)3.2.1 测试需求 (6)3.2.2 测试精度 (6)3.2.3 测试范围 (6)3.2.4 设备可靠性 (6)3.2.5 设备兼容性 (6)3.3 火箭发动机功能测试设备的操作与维护 (6)3.3.1 操作规范 (6)3.3.2 维护保养 (7)第四章火箭发动机功能测试流程 (7)4.1 火箭发动机功能测试前的准备工作 (7)4.1.1 测试计划的制定 (7)4.1.2 测试设备的准备 (7)4.1.3 测试场地的准备 (7)4.1.4 测试人员的培训与分工 (7)4.2 火箭发动机功能测试的实施 (7)4.2.1 测试前的设备检查 (7)4.2.2 测试数据的采集 (7)4.2.3 测试过程的监控与调整 (7)4.2.4 测试数据的保存与备份 (8)4.3 火箭发动机功能测试结果的处理与分析 (8)4.3.1 数据预处理 (8)4.3.2 数据分析 (8)4.3.3 结果评估 (8)4.3.4 问题诊断与改进建议 (8)第五章火箭发动机功能评估方法 (8)5.1 火箭发动机功能评估概述 (8)5.2 火箭发动机功能评估指标体系 (8)5.2.1 指标体系构建原则 (8)5.2.2 指标体系内容 (9)5.3 火箭发动机功能评估模型与方法 (9)5.3.1 评估模型 (9)5.3.2 评估方法 (9)第6章火箭发动机功能评估流程 (10)6.1 火箭发动机功能评估前的准备工作 (10)6.1.1 确定评估目标与指标 (10)6.1.2 收集与整理相关数据 (10)6.1.3 制定评估方案 (10)6.1.4 准备评估工具与设备 (10)6.2 火箭发动机功能评估的实施 (10)6.2.1 功能测试 (10)6.2.2 数据采集与处理 (10)6.2.3 功能评估 (11)6.3 火箭发动机功能评估结果的分析与应用 (11)6.3.1 分析评估结果 (11)6.3.2 应用评估结果 (11)6.3.3 持续改进 (11)第7章火箭发动机功能测试与评估的数据处理 (11)7.1 火箭发动机功能测试数据的采集与整理 (11)7.1.1 数据采集 (11)7.1.2 数据整理 (11)7.2 火箭发动机功能测试数据的处理与分析 (12)7.2.1 数据处理 (12)7.2.2 数据分析 (12)7.3 火箭发动机功能评估数据的处理与分析 (12)7.3.1 数据处理 (12)7.3.2 数据分析 (12)第8章火箭发动机功能测试与评估的不确定度分析 (13)8.1 火箭发动机功能测试与评估的不确定度来源 (13)8.1.1 测试设备与仪器的不确定度 (13)8.1.2 测试方法与操作过程的不确定度 (13)8.1.3 数据处理与分析的不确定度 (13)8.2 火箭发动机功能测试与评估的不确定度评估方法 (13)8.2.1 不确定度的分类与表示 (13)8.2.2 不确定度的评估方法 (13)8.2.3 不确定度的合成与传递 (13)8.3 火箭发动机功能测试与评估的不确定度控制 (14)8.3.1 提高测试设备与仪器的精度和稳定性 (14)8.3.2 优化测试方法与操作过程 (14)8.3.3 改进数据处理与分析方法 (14)8.3.4 加强不确定度评估与控制 (14)第9章火箭发动机功能测试与评估的案例分析 (14)9.1 典型火箭发动机功能测试与评估案例 (14)9.2 案例分析的方法与步骤 (15)9.3 案例分析的启示与建议 (15)第十章火箭发动机功能测试与评估的发展趋势 (16)10.1 火箭发动机功能测试与评估技术的现状 (16)10.2 火箭发动机功能测试与评估技术的发展趋势 (16)10.3 火箭发动机功能测试与评估技术的应用前景 (17)第1章火箭发动机概述1.1 火箭发动机的定义及分类1.1.1 火箭发动机的定义火箭发动机是一种利用推进剂在燃烧室内燃烧产生的高温、高压气体，通过喷管加速喷射，产生反作用力推动火箭前进的装置。

固体火箭发动机柔性喷管热研究、静动力响应和实验的分析

华中理工大学博士学位论文摘要柔性喷管是固体火箭发动机的能量转换部件，同时又承担着推力向量调节功能，是集结构与功能为一体的固体火箭发动机关键部件之一。

但因其设计和力学基础还很不成熟，要提高柔性喷管的设计水平、增加喷管的冲质比和改进动力装置的控制性能，ｒ便给力学提出了许多急需解决的问题罗本文基于这一要求，针对柔性喷管整体结构，完成了以下几项研究工作：首先，在喷管的热分析方面，结合喷管的实际工作特点，考虑到喷管传热中的主要因素，就含复合材料喷管整体结构与某全碳碳扩张段结构模型，用有限元法进行了轴对称情况下的瞬态温度场计算》《考虑到多种材料性能及材料物理非线性的影响，有别于众多文献中所用的“理想线性化假设”，用实测数据拟合材料的物性参数随温度的变化关系，计算获得了喉衬组件与扩张段结构的瞬态温度场结果，并与实测结果进行了比较ａ一其次，根据柔性喷管纤维缠绕扩张段的结构特点，提出了一种纤维缠绕变厚度板壳的复合材料单元，在充分利用实验数据的基础上，对柔性喷管的支撑机构柔性接头进行了合理的简化，以弹簧系统取代柔性接头，在此基础上建立了柔性喷管的结构分析模型。

殆助非线性有限元理论，用带预测的弧长控制法，对锥筒式和分体式两种扩张段形式的柔性喷管进行了控制力作用下的静态刚度、强度和动态响应研究。

动态响应分析详细给出了柔性喷管与控制系统相连位置的位移、速度和加速度计算结果：丫７再次，关于自由振动和模态分析研究方面，选用前面提到的特殊的纤维缠绕变厚度壳体的复合材料单元，用大型特征值问题求解的子空间迭代法，对固定支撑的锥筒式扩张段柔性喷管和柔性支撑的分体式扩张段喷管整体结构进行了自由振动和模态分析。

７获得了多阶自振频率和模态分析计算结果了最后，为了验证前面的理论分析计算结果，进行了柔性喷管的静力刚度实验和自振频率实验，并与计算结果相比较，证明计算模型是合理的、计算结果是可倍的。

关键词：柔性喷管，柔性接头，热分析，静动力响应，非线性分析，有限元方法，窒墅坠．一华中理工大学博士学位论文苎苎！！！篁ＩＩＩＩＩＩＩＩＩＩ］ＩＩ：ＡＢＳＴＲＡＣＴＦｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅｉｓｗｉｄｅｌｙｕｓｅｄｉｎｓｏｌｉｄｒｏｃｋｅｔｍｏｔｏｒｓｂｅｃａｕｓｅｏｆｉｔｓｓｔｒｕｃｔｕｒａｌａｎｄｆｕｎｃｔｉｏｎａｌａｄｖａｎｔａｇｅｓ，ｗｈｏｓｅｆｕｎｃｔｉｏｎｉｎｃｌｕｄｅｓｅｎｅｒｇｙｃｏｎｖｅｒｓｉｏｎａｎｄｔｈｒｕｓｔｖｅｃｔｏｒｃｏｎｔｒｏｌ（ＴＶＣ）．ＢｕｔｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｂａｓｅｓｏｆｉｔｓｄｅｓｉｇｎＲＦｅｎｏｔｖｅｒｙｃｏｍｐｌｅｔｅｕｐｔｏｎｏｗ．Ｆｏｒｉｍｐｒｏｖｉｎｇｔｈｅ．ｄｅｓｉｇｎｌｅｖｅｌｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅ，ｅｎｈａｎｃｉｎｇｉｔｓｉｍｐｕｌｓｅｔＯｍａｓｓｒａｔｉｏａｎｄｃｏｎｔｒｏｌｌｉｎｇａｃｃｕｒａｃｙｏｆＴＶＣ．ｍａｎｙｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｂｌｅｍｓｔｈａｔｎｅｅｄｔｏｂｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄｕｒｇｅｎｔｌｙｈａｖｅｂｅｅｎｐｕｔｆｏｒｗａｒｄ．Ｕｎｄｅｒｔｈｅｓｅｅｎｃｏｕｒａｇｅｍｅｎｔ，ｔｈｉｓｐａｐｅｒｈａｓａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄｔｈｅｆｏｌｌｏｗｉｎｇｗｏｒｋｓ：Ｆｉｒｓｔｌｙ，ｂａｓｅｄｏｎａｘｉｓｙｍｍｅｔｒｉｃｍｏｄｅｌ，ｔｈｅｔｒａｎｓｉｅｎｔｔｈｅｒｍａｌａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｗｈｏｌｅｎｏｚｚｌｅａｎｄｔｈｅｃａｒｂｏｎ／ｃａｒｂｏｎｄｉｖｅｒｇｅｎｔｓｅｃｔｉｏｎａｌｅｃｏｎｄｕｃｔｅｄｂｙｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ．ＴｈｅｖａｒｉｏｕｓｍａｔｅｒｉａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｎｄｔｈｅｉｒｅｆｆｅｃｔｓｏｎｔｈｅｔｈｅｒｍａｌｒｅｓｐｏｎｓｅａｒｅａｌＳＯｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄｂｙｕｓｉｎｇｔｈｅｍｅａｓｕｒｅｄｄａｔａｉｎｓｔｅａｄｏｆｔｈｅ“ｉｄｅａｌｌｉｎｅａｒｈｙｐｏｔｈｅｓｉｓ”ｐｒｅｓｅｎｔｅｄｉｎｅｘｉｓｔｉｎｇｌｉｔｅｒａｔｕｒｅｓ．Ｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｉｎｇｏｏｄａｇｒｅｅｍｅｎｔｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｏｎｅｓ．Ｎｅｘｔ，ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅａｃｔｕａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｔｈｅｆｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅｗｉｔｈｆｉｌａｍｅｎｔｗｏｕｎｄｄｉｖｅｒｇｅｎｔｓｅｃｔｉｏｎ，ａｖａｒｉｏｕｓｎｏｄｅｎｕｍｂｅｒｅｌｅｍｅｎｔｏｆｌａｍｉｎａｔｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐｌａｔｅｓａｎｄｓｈｅｌｌｓｗｉｔｈｖａｒｉｏｕｓｔｈｉｃｋｎｅｓｓｉｓｐｒｅｓｅｎｔｅｄａｎｄｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｕｓｅｄｉｎｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅｆｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅ．Ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ，ｆｏｒｉｎｃｒｅａｓｉｎｇｔｈｅｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌａｃｃｕｒａｃｙａｎｄｔｈｅｓｐｅｅｄｏｆｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ，ａｎｉｍｐｒｏｖｉｎｇａｒｃ—ｌｅｎｇｔｈｉｔｅｒａｔｉｖｅｍｅｔｈｏｄｆｏｒｓｏｌｖｉｎｇｎｏｎｌｉｎｅａｒｉｎｃｒｅｍｅｎｔｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｅｑｕａｔｉｏｎｓ’ｉｓｐｒｏｐｏｓｅｄ．Ｂａｓｅｄｏｎａｌａｒｇｅｎｕｍｂｅｒｏｆｔｅｓｔｒｅｓｕｌｔｓ，ａｎｅｗｃａｌｃｕｌａｔｉｎｇｍｏｄｅｌｏｆｆｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅｉｓｆｏｕｎｄｅｄ，ｉｎｗｈｉｃｈｔｈｅｆｌｅｘｉｂｌｅｊｏｉｎｔｓａｒｅｓｉｍｐｌｙＵｅａｔｅｄｂｙｄｉｓｔｒｉｂｕｔｅｄｓｐｒｉｎｇ．Ｔｈｅｓｔａｔｉｃ－ｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅｓｏｆｔｈｅｆｌｅｘｉｂｌｅｎｏｚｚｌｅｍｏｄｅｌｓｆｏｒｔＷＯｄｉｆｆｅｒｅｎｔｄｉｖｅｒｇｅｎｔｓｅｃｔｉｏｎｓａｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｎｏｎｌｉｎｅａｒｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ．Ｔｈｅｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｓ，ｖｅｌｏｃｉｔｉｅｓａｎｄａｃｃｅｌｅｒａｔｉｏｎｓａｒｅｐｒｅｓｅｎｔｅｄｉｎ‘。

固体火箭发动机试验架性能试验方法

固体火箭发动机试验架性能试验方法摘要：本文旨在介绍用于分析固体火箭发动机试验台性能的方法。

首先，将介绍设计原则，并通过详细说明来描述各个工作流程。

然后，着重介绍实验步骤、示例数据和可用工具，以及如何使用这些工具和数据来发现关于固体火箭发动机试验台性能的结果。

最后，提出一些结论和建议，以便进一步改善固体火箭发动机试验台的性能。

关键词：固体火箭发动机试验架，性能分析，工作流程，实验数据，可用工具正文：1. 引言本文介绍了用于分析固体火箭发动机试验台性能的方法。

一般来说，固体火箭发动机试验台（RTE）是用于测试和验证发动机性能的重要工具。

由于不同的发动机设计，RTE的性能分析也会有所不同。

本文详细介绍了RTE的性能分析的步骤，以及如何使用实验数据和可用工具来发现关于RTE性能的结果。

2. 设计原则要有效地测试和分析固体火箭发动机试验台，需要考虑以下具体原则：·首先，识别不同类型的发动机，同时考虑特定应用案例，如太空探测和运载火箭等。

·其次，明确目标参数，如推力、耗能、压力、尾流等，并明确它们之间的联系。

·第三，使用有效的数据采集和分析工具，以及高精度的传感器，如压力传感器和温度传感器等。

·最后，保持良好的实验室条件，包括保护容器、安全措施和充足的空气质量等。

3. 实验步骤为确定RTE的性能，需考虑以下的准备和测试步骤：·准备步骤：此步骤包括识别所使用的发动机类型以及特定应用案例，明确目标参数，准备传感器等。

·测试步骤：此步骤包括安装传感器和测试参数，记录数据，分析结果，并准备报告等。

4. 示例数据和可用工具有多种可用的传感器和数据分析工具可用于测试RTE性能，具体如下：·传感器：压力传感器、温度传感器、速度传感器等。

·可用工具：数据采集和分析工具、模拟器、计算机软件等。

5. 发现使用上述实验步骤和可用工具，可以发现有关RTE性能的有价值结果。

(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。
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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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（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
27
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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。

发动机测试第四章

及扩压器几何尺寸有关。
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• （3）工作过程
•
当发动机与扩压器按要求安装后，将扩压器堵盖连接于扩压器
出口端面.打开试验舱与真空泵相连的阀门、开启真空泵对试验舱进
行抽空直至达到模拟高空点火所需的压力、拧下扩压器堵盖上的连
接螺栓，打开扩压器冷却水供给系统，发动机按程序进行点火.点火
后发动机排出的燃气冲开堵盖排入大气，在发动机工作至推进剂燃
烧结束时，由于燃烧室压力下降，扩压器已不能正常运转，燃气将
在外压作用下部分回流入试验舱。为了减少燃气回流造成的不利影
响，在此时将位于试验舱后端的补气阀门打开，外部的空气迅速进
入试验舱，使舱压与外部环境压力平衡。图4-2为，一个实际应用的
何将排出的高温、高速燃气抽吸排入大气、保持试验舱内处于稳定的
低压环境是高模试车台要解决的首要技术关键，其次是试验舱及满足
试验要求的专用设备的设计。
•
决定高模试车台规模及排气系统设计的主要技术参数是要求达到
的模拟高度压力和排出燃气的质量流率。要求达到的模拟高度越高，
燃气排出的质量流率越大，则高模试车台的规模越大。在目前由于技
隔离阀门、发动机点火，燃气通过喷管进入排气扩压器进行第一次增压.然后进入燃气
冷却室与呈雾状喷出的冷却水混合，通过水的汽化吸热后燃气与水蒸气的混合气体温
度降至隔离阀门和引射器构件所能承受的温度（一般控制在200~300℃）后进入第一级
蒸汽喷射器，在引射器的混合段，为蒸汽喷嘴中喷出的高速蒸汽流混合并在主蒸汽流
压环境；反之，扩压器不能正常工作。因此，在发动机点火过渡阶段压力建立
期间和发动机燃烧结束的压力下降期间，扩压器都处于不能正常启动状态，在

火箭发动机试验与技术

5) 激光等离子体微推进器体积小、结构简单, 容易满足微卫星对推进器的重量要求
三激光等离子体微推进基础理论
激光微推进技术属于激光推进技术中“烧蚀模式”的一种，利用激光与物质相互作用机理进行工作的，以激光器作为能源。从激光器中发出来的光, 经光学元件聚焦后, 照射到推进剂表面, 发生烧蚀, 喷出高温高压的气体或固体颗粒 ,这种气体或固体颗粒的反冲使飞行器获得冲力。激光微推进与其它激光烧蚀推进方式相比，最本质的区别在于: 整个物理过程发生在微小尺度上。这里所谓 “微小尺度” 是指: 激光聚焦光斑尺寸小( 10 μ m 量级) ，靶材厚度薄( 100 μ m 量级) 、单脉冲烧蚀质量小( μ g 量级) 、单脉冲冲量小( 最小冲量比特可以达到 nN·s 量级) 。激光微推进的工作原理是烧蚀推进. 由于半导体激光管功率小( W 量级) , 光束发散角大, 需要特殊设计的微光路将其聚焦至直径 100μ m 以下的光斑, 功率密度达到 104 W/ cm2 量级以上, 才能烧蚀聚合物一类的工质, 产生微推力。影响激光等离子体推进的主要因素包括激光器的参数和靶材的属性，根据激光器与工质靶的性能与状态的不同，总结目前相关研究和报道，可以将激光微推进的工作模式从如下几个角度进行区分: 1. 由激光器和靶材相对位置不同可分为透射式和反射式反射式光束成 45 度聚焦于靶材表面, 产生垂直于靶面的喷射羽流和推力, ，物质的喷射与激光器组件在靶同侧，缺点是羽流可能污染镜头; 透射式聚焦光束透过一层透明膜后烧蚀工质层, 喷射羽流方向与激光入射方向一致, 相隔一层透明膜,，物质的喷射与激光器组件在靶的异侧，不会污染光学系统, 但能量有一定损失。透射式和反射式示意如图 1
激光推进性能发生变化。这种靶材结构上的变化对激光推进性能的影响，是靶特性的研究热点之一。通常有两种靶材结构的设计方式: 坑状约束和层状约束。采用不同的约束，推力性能和冲量耦合不相同，相比于没有约束的情况，冲量耦合均有了很大的提高。

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。

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图3-15是一个小型发动机用的高精度试车架结构简图。静架由承力架、龙门架、底架组成，承力架、龙门架安装在底架上，底架与试车台体相连。动架是一个直角形构件，其上有两个安装发动机的支座。利用光学工具术进行安装，原位校准装臵、测力组件、发动机三轴线的不同轴度小于0.2mm；试车架与试车台体对接时的倾斜度小于30‘；板簧处于自由垂直状态，对试车轴线不垂直度小于30‘ 。图3-16是一个直径约1m，推力约200kN的中型发动机试车架结构简图。它采用了单工作段双板簧作为动架和静架之间的连接件，其弹阻力仅为推力的0.075%。原位校准采用液压系统，后支撑采用中心架，并设计了专用后裙定位板作为定位基准。
弯曲挠性件
挠性件按功能分
扭转挠性件
单向运动性能挠性件
挠性件按提供自由度的方式分
万向运动性能挠性件
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圆杆式挠性件
单工作段板簧常用的挠性件双工作段板簧
万向挠性件
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（1）滚动元件试车架
3.3.4典型试车架
（2）高精度试车架
（3）多分力试车架
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（3）多分力试车架六分力试车架用来测量发动机产生的推力偏心值和推力矢量控制机构产生的姿态控制力和力矩，推力终止机构打开时所产生的侧向干扰力。 6分力试车架是利用刚体的平衡原理，适当布臵约束，以限制发动机的6个自由度（3个移动自由度和3个转动自由度），使之处于静定平衡状态。由于每一约束均由带传感器的测力组件来承担，并通过挠性件把相互间的干扰减到最小。所以，通过试车即可测得配臵的六个约束所承受的6个分力。根据6个分力的作用点和方向进行空间向量合成，求出推力向量的大小、方向和作用点。图3-17是测推力偏心的立式六分力试车架测量示意图，选O-XYZ直角坐标系，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。
试车架加工装调完毕，正式投入使用前；受到破坏，进行修复后；长期放臵不用，重新投入使用前均应进行性能鉴定试验。对试车架进行鉴定试验时，一般应进行三次发动机、试车架的安装和拆卸，得到三次校准数据，均应符合技术要求，对大型发动机试车，在每次试验之前均应通过原位校准对试车架及测试系统的性能进行评定，确认达到要求后，才进行试车。试车架和其他测量一次仪表一徉，是用来感受和测量特定的物理量的，它的性能包括静态性能和动态性能。
推力偏心角是指发动机实际推力作用线与发动机几何中心轴线间的夹角（图3-18），可用下式求出：
arctg
F 2x F 2 y Fz
Fz F
2 x
（3-32）
arccos
F
2 y
F
2 z
（3-33）
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小型试车架主要采用机械测量工具进行安装调试，大型试车架一般采用光学测量工具或激光仪器进行安装调试，常用的有测微准直望远镜（提供光学基准视线）、工具经纬仪（确定与基准视线垂直的平面）、水准仪（建立水平平面）、光学直角头（建立与基准视钱垂直的辅助视线）、工具轴（建立光学站的导轨）、各种光学目标、杯座、照明器、光学工具尺及尺架、仪器活动支架、目标固定支架、托架等。光学仪器的优点是光线无质量、无厚度、无长度限制，不会产生下垂和弯曲变形，用它作定位或测量基准可大大提高安装调试精度。
试车架在设计制造完毕以后，应根据“试车架安装调试、性能试验大纲”进行安装调试，检验设计、制造的正确性。投入使用以后，根据“试车安装工艺文件”进行试车前的安装调试。试车架是一种连接接点多，调整结构多，相互关系复杂，要求严格的复杂测力装臵。安装调试中必须对各种活动接点紧固连接，可靠锁紧，保证试车架的静态和动态性能。
（1）滚动元件试车架常用的滚动元件试车架有滚轮车式、滚球式和中心架式三种·
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图3-14是滚轮车式试车架结构简图，滚轮内装有滚动轴承，四个滚轮在两条钢轨上运动。其优点是结构简单，安装操作简便快速，通用性好，应用很普遍。大型发动机，特别是长发动机，滚轮车作成分段式，它可消除发动机工作时轴向延伸影响，亦可适应各种长度。滚球式试车架的优点是既可沿轴向自由调节，又可沿水平面在一定范围内任意调节；缺点是沿轴向调节距离太小，对试车架安装要求较高，操作较复杂。中心架式试车架的优点是将动架重量减到最小，以保证试车架具有尽可能高的固有频率，有利于动态力的测量。其次是安装操作简便，通用性好，普遍使用于小型发动机试验。
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推力偏心距，有三种情况：
1）通过发动机质心 C 0、0、z 作垂直于发动机几何中心线的横截面，与发动机的实际推力作用线 L相交于 D , , ， C 点和D 点之间的连线即为推力偏心距；
x y z x y z
x 0 y0 z 0

M M M
x y z
0 0 0
由此可得到各分力合分力矩的计算公式为：
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Fy F2 F3 F5 Fz F6 Mg M x F5 H M y F4 H M z F3 F2 R
8）在光学站监测下，安装调整轴向原位校准装臵，使其轴线与发动机、测力组件轴线同轴。到此，立式六分力试车架及发动机已完全达到理想的试车状态，即水平、垂直、同轴、空间直角坐标系的状态。

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3.6性能鉴定

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1）将4根立柱（静架）安装面初步调整至相对的两立柱安装面互相平行，相邻立柱安装面互相垂直.
2）建立与立柱安装面基本平行、垂直的水平面内的L型光学站。

3）用工具经纬仪测量调整4个立柱，使其安装面处于垂直，相
2）调整静架和动架平台 8点和9点的水准仪进行监测，调整静架和动架平台到水平状态。

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3）调整承力钢板和发动机支撑板簧在光学站监测下，在5、6、7三点，用工具经纬仪分别测量承力钢板和发动机支撑板簧平面，将它们调整到与发动机轴线垂直。 4）调整原位校准装臵和测力组件在光学站监测下，使原位校准装臵和测力组件的轴线与发动机轴线同轴，并处于水平。在一些试车架中，对垂直平而和水平面的测量，要求不严格，可采用框式水平仪、象限仪等简便测量仪器，可以不建立光学站，只需一台水准仪和一台经纬仪进行测量，保证三条轴线同轴即可。（2）多分力试车架安装图3-22是一个立式六分力试车架的光学测量安装示意图。光学安装步骤如下：
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常规卧式试车架安装
图3-21是一台常规卧式试车架的光学安装调试示意图。光学对准步骤如下：

1）建立水平面内的型光学站
用一台水准仪监测光学站的三个点，即1、2、3点，使三点的球体目标中心在同一水平面内。在1点放臵带上直角头的准直望远镜，2、3点放臵球体目标，使1-2基准视线与试车台体轴线平行， 1-3与1-2垂直测量调整要反复进行逐步接近，直到同时满镜使足水平和垂直关系为止。用快干水泥固定位臵，保证在安装调试过程中不变动。

（1）静态性能鉴定静态性能是指重复性、非线性、迟滞、精度、分辨率、灵敏度等。它的鉴定是在发动机、试车架安装调试到正式试车状态后，利用原位校准装臵进行的。

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图3-17 立式六分力试车架测量示意图
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选坐标原点为力的简化中心，设主矢量和主矩各为： F F F F M M M M 。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：
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固体火箭发动机测试与试验技术
主讲：刘平安
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（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。

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：
L1 FC F2 L1 L2
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