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流量可调固体火箭发动机的研究现状固体火箭冲压发动机研究冲压发动机的概念始于1913年，经过100多年的发展，在导弹推进系统设计中已经占据很大比例[4]。
在二十世纪五十年代期间，科研工作者在研究中提出了固体火箭冲压发动机的概念，随后的几十年里，固体火箭冲压发动机技术的发展时断时续，没有取得很明显的成果。
由于现代化战争对高科技武器的需求越来越大，世界各国对新一代战术导弹对动力装置的要求提高了很多，因此掀起了有关固体火箭冲压发动机新一轮的研究热潮，其中最为耀眼的是流量可调固体火箭冲压发动机。
法国最先开展了冲压发动机的研究，相关研究单位也开始致力于流量可调固体火箭冲压发动机的研究，率先组织人力物力探索了变喉面式等流量可调固体火箭冲压发动机。
28956二十世纪八十年代，美国开始探讨了流量可调固体火箭冲压发动机用于战术导弹的可行性，并展开了相应的推进剂装药和流量调节控制技术的研究工作。
由于经济、政治等多方面的因素，相关的技术研究工作流产，但从事科学研究的人员仍然取得了丰硕的成果[4]。
近几年中，美国军方正计划改进AIM-120导弹的推进系统，增大导弹的机动性，提高导弹的综合性能，其中就采用了流量调节技术。
论文网著名的流星（Meteor）导弹，它的推进系统就是整体式燃气流量可调的固体火箭冲压发动机，流星导弹采用含硼高能富燃固体推进剂和滑环阀流量调节装置。
其关键技术就是应用燃气流量可调固体火箭冲压发动机，这就保证该弹在很大的飞行包络内都能够保持稳定工作。
该弹从XX年开始研制， XX年Meteor超视距空空导弹在瑞典北部的RFN试验场进行了首次发射试验并获得成功，上世纪七十年代，德国也开始了对含硼推进剂的固体火箭冲压发动机的相关研究。
近年来，中国也开始流量可调固体火箭冲压发动机的研究工作，航天科工集团三院31所采用滑盘阀燃气流量调节的方法初步实现了流量可调性，并进行了地面点火热试验。
具体来说：通过传动机构控制锥形阀头在喉部的位置来改变喉部面积，进而改变燃烧室内的平衡压强和喷管质量流率。
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。
固体火箭发动机尾焰粒子流速测量方法作者：宫秀良来源：《硅谷》2013年第05期摘要固体火箭发动机的非透明尾焰由固体推进剂燃烧形成，尾焰由气体和固体粒子混合组成。
利用高速CCD相机，激光器研制粒子成像测速测量系统，测量装置完全不介入流场，对固体火箭发动机尾焰粒子流速进行测量，是真正意义上的非接触测量，还具有较高的测量精度。
关键词发动机尾焰；粒子流速；CCD中图分类号：V435 文献标识码：A 文章编号：1671—7597（2013）031-064-02火箭发动机的尾焰通常可以分为：透明和不透明两种尾焰。
液体火箭发动机的尾焰由液体燃料燃烧形成的透明羽流；而固体火箭发动机的非透明尾焰由固体推进剂燃烧形成，尾焰由气体和固体粒子混合组成。
针对不同的羽流流体，其参数测量方法也不相同。
对于非透明火焰（含固体粒子），无需示踪粒子，测量装置完全不介入流场，是真正意义上的非接触测量，还具有较高的测量精度。
本方法利用激光技术的非接触测量，采用图像记录的方式，再经过图像处理技术测试出粒子的运动速度。
1 尾焰粒子流速测量原理由于固体火箭发动机的尾焰可近似为具有轴对称特点的对象。
因为尾焰的对称性而使得其形成的粒子流场具有轴对称的几何特征。
正是因为对如此对称性的考虑，我们可以把三维分布形式的粒子流场转化为其对称轴线的平面来代替整个三维场。
只要我们重建出轴面上的场，就可以根据对称性获得三维空间的粒子流场数值，从而简化了三维场重建问题。
目标所在平面是CCD相机成像的物面。
这样物和像之间就可以建立起一个光学成像模型来描述。
P（x，y）表示目标平面的点，而P1（x1，y1）表示CCD相机记录平面上的点。
P点和P1点之间的距离D可以表示为：如果两次曝光的时间间隔为t，则粒子流速V=D/t。
对多个粒子进行分析，就可以测量所有粒子的流速。
并用矢量标记大小和方向。
粒子成像测速又称粒子图像测速法，是一种瞬态、多点、无接触式的流体力学测速方法。
中国航天科工集团第六研究院中国航天科工集团第六研究院，又名中国河西化工机械公司，隶属中国航天科工集团公司，地处内蒙古呼和浩特市，始建于1962年，是我国第一个固体火箭发动机研制、生产和试验基地，被誉为我国固体火箭发动机的“摇篮”。
五十年来，六院创造了中国航天固体动力发展史上10余项“第一”，成功研制出100多种型号的战术、战略、宇航用固体火箭发动机，获得省部级以上科研成果奖400余项，为中国航天事业做出了不可磨灭的贡献；六院成功研制的东方红第三级固体火箭发动机、返回式变轨制动发动机和EPKM近地点固体发动机，在我国第一颗人造地球卫星、第一颗试验通信卫星、第一颗气象卫星和国际卫星发射中屡建功勋。
2007年，党中央、国务院、中央军委联合授予六院“某工程重大贡献奖”，意义非凡。
2011年12月26日，中国航天科工集团公司内部固体动力资源重组整合，新六院组建成立。
目前，六院下属41所、46所、210所、601所、602所、359厂、389厂、8610厂、科技公司、金岗重工、实业公司、航天医院等5个专业研究所，3个大型生产厂，2个民品公司，1个三产服务总公司及配套的服务保障单位，拥有在职员工7000余人，形成了呼和浩特、北京、西安和湖北四地协同、可持续发展的军民融合式产业发展格局。
经过50年的发展，六院已逐步形成了覆盖战略、战术、防空反导以及宇航等全应用领域、多尺寸、宽射程、系列化的固体动力产品体系。
加盟六院，献身航天，让青春无悔！联系人：王老师刘老师联系电话：（0471）5239226 5239227单位地址：内蒙古呼和浩特市新华东街65号航天大厦通讯地址：内蒙古呼和浩特市1051信箱邮编：010010 电子邮箱：**************中国航天科工集团六院41所中国航天科工集团第六研究院41所位于内蒙古呼和浩特市，隶属于中国航天科工集团第六研究院，对外名称内蒙古动力机械研究所。
41所始建于1964年，是中国最早建立的固体发动机专业技术研究单位，具备各类固体发动机设计、验证和各类压力容器设计、非金属材料制造能力，是集研究、设计、开发、环境试验和部分配套产品生产为一体的综合性研究设计所。
固体火箭发动机EPDM绝热层产品一体化工作实践赵敏、李斌、吕晓、袁洪波 /湖北航天化学技术研究所摘要：通过固体火箭发动机设计、三元乙丙EPDM绝热层研发及生产人员“结对子”，湖北航天化学技术研究所从各种发动机对绝热层需求指标差异性、现有各种绝热层技术状态梳理、各种绝热层性能水平统计分析、绝热层型谱建设、产品质量及生产能力提升等方面开展了产品化研究。
在梳理绝热层技术状态、统计分析绝热层技术指标基础上，修订了绝热层规范、完善了绝热层型谱。
笔者提出了型号绝热层选用控制建议，并对绝热层研发、生产过程中的问题提出了针对性的解决措施。
通过持续改进全面提升了绝热层产品成熟度、生产能力和产品质量，实现了绝热层既依托型号又不依赖型号的目的，实现了绝热层产品系列化、通用化、去型号化。
固体火箭发动机燃烧室工作时要承受3000K 以上的高温和3~20MPa甚至更高的内压作用，随着新型高能推进剂的使用和高比冲发动机的设计，温度和压力还将进一步提高。
为了保证发动机的正常工作，在进行发动机设计时，除了考虑发动机综合性能以外，还需考虑热防护以防止燃烧室壳体被燃气烧坏，或因过热而降低壳体强度并危及结构完整性，燃烧室的热防护通常采用在壳体内壁粘贴绝热层的办法解决[1]。
绝热层是一层位于固体火箭发动机壳体内表面的非金属隔热防护材料，在固体火箭发动机内的具体位置见图1。
其主要功能是通过自身不断吸热分解、烧蚀带走大部分热量以缓解高温燃气热量向壳体的传递速度，避免壳体达到危及其结构完整性的温度，保证发动机的正常工作[2]。
此外，绝热层还有缓冲应力传递、限燃、密封等重要辅助作用[3]。
湖北航天化学技术研究所从事绝热层研制工作已有40年的历史，研制的三元乙丙EPDM（ethylene propylene diene monomer）系列绝热层已在多种战略、战术、宇航固体火箭发动机中得到成功应用。
在航天型号高密度发射、多型号并举、质量可靠性要求高的发展形势下，中国航天科技集团有限公司提出了科研生产模式由单一的“以型号研制任务牵引”模式向主要基于“成熟产品选用”的系统集成研制模式转变的发展战略。
一种固体火箭发动机的设计优化与参数分析摘要：本文论述了固体火箭发动机设计优化和参数分析。
首先，对固体火箭发动机设计进行了介绍，并就设计优化和参数分析进行了详细阐述。
其次，介绍了用于优化固体火箭发动机设计的一些有效方法，并基于实际工程研究分析了它们的可行性。
最后，提出了将这些技术应用于固体火箭发动机设计的可能性和未来的发展方向。
关键词：固体火箭发动机、设计优化、参数分析、有效方法正文：1.简介：固体火箭发动机是一种可利用固态成分发动机，其重要特点在于使用固体材料以及稳定的工作状态进行燃烧。
由于它具有可控的压力状态、可调的燃烧速率以及较长的燃烧时间，因此它已被广泛应用于航天[1]。
但是，该类发动机的设计优化和参数分析一直是一个复杂的问题，因此有必要进一步研究。
2.设计优化和参数分析：考虑到固体火箭发动机的优化设计，可以选择不同的构型参数进行优化，如推进剂种类和表面结构等。
具体而言，可以采用基于多目标决策的优化方法来对器件进行优化，以满足多个推进系统参数，并使发动机具有最优性能。
此外，可以通过计算流体力学模拟来分析其参数，如泄放压力和燃气流量等，为设计优化提供科学的依据。
3.有效方法：为了尽可能地利用固体火箭发动机的最大潜力，可以采用一些有效方法来优化设计。
例如，采用多目标遗传算法，可以有效地解决多目标决策问题；采用模糊微分进化算法可以优化表面结构，以提高发动机的性能；采用解耦分子动力学方法可以评估推进剂分子结构之间的相互作用，以确定最佳燃烧情况。
4.结论：从上述研究可以得出结论，固体火箭发动机的设计优化和参数分析必须采用先进的方法，以达到最优化的设计效果。
考虑到未来的发展，有必要继续开发更加实用的有效方法，以提高固体火箭发动机的性能，并开发新型火箭发动机。
应用固体火箭发动机的主要方面在于航天飞行，它是迄今为止应用最广泛的固体火箭发动机。
它在技术上的应用主要分两大类：一是固体火箭发动机的安全性，二是性能优化。
固体火箭发动机固体火箭发动机定义与原理固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，化学能转换为热能，生成高温高压的燃烧产物。
燃烧产物流经喷管，在其中膨胀加速，热能转变为动能，以极高的速度从喷管排出而产生推力。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机组成固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机的优缺点分析及适用范围固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固体火箭发动机的关键设计固体火箭发动机药柱燃烧过程中燃面面积的精确计算在固体火箭发动机设计中一直占有重要地位，国内外学者对此也提出了很多计算方法，像通用坐标法、有限元素法和边界坐标法等，但这些方法基本都是数值法，其输入复杂，无法显示燃烧过程中燃面的精确变化，计算精度不高且容易产生燃面波动。
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考摘要：固体发动机故障诊断技术的发展，其最终目的是为了达到健康监控，增强可靠性。
尽管目前国内外发动机故障诊断方法日益增多，但是仍然需要对发动机故障诊断技术进行深入研究，以提高发动机在各种应用场景和各种载荷环境中的故障诊断能力及有效性。
鉴于此，本文主要分析固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展。
关键词：固体火箭；发动机；故障诊断中图分类号：V435 文献标识码：A1、引言按缺陷出现的位置，我们可把固体火箭发动机的缺陷分为燃烧室和喷管两类。
其中燃烧室缺陷又可进一步细分成粘结界面脱粘缺陷与药柱缺陷2类。
粘结界面脱粘缺陷，是危害发动机安全性的元凶。
2、固体火箭发动机的故障分析2.1、粘接界面脱粘缺陷我们可以按粘接界面缺陷划分为如下5种，分别是壳体和绝热层界面脱粘和绝热层和衬层界面脱粘、衬层与推进剂药柱之间的界面脱粘、层间脱粘、层间粘结界面疏松。
其中壳体和绝缘层间界面脱粘多为生产环节绝热层贴片粘接时壳体没有被清洗。
壳体和绝缘层之间粘结失效，直接影响固体火箭发动机正常工作。
同时固化加热加压不合适，粘结剂品质不佳以及贮存老化也可能诱发壳体和绝缘层之间的界面脱粘现象。
技术人员喷涂衬层的过程中，由于绝缘层清洗不完全或者衬层和绝缘层材料的化学相容性较差，均会造成界面脱粘现象的发生，存在绝缘层和衬层界面脱粘现象。
衬层和推进剂药柱之间界面脱落多由储存时老化或者过度应力引起。
层间脱粘主要与绝缘层层次结构比较复杂有关，层次越高，各层粘接牢固度随之下降。
层间粘结界面松散有分层与微孔2种类型。
绝热材料粘接过程中，各层粘接不牢或者固化压力不够都有可能发生界面疏松的现象，从而导致脱粘缺陷。
2.2、药柱缺陷按药柱缺陷轻重，可把这种缺陷划分为下列几种类型：第一，药柱灌注推进剂药浆时，因排气不畅而失效，造成柱内气体残留量大，推进剂固化时产生气孔。
同时如果浇注时药浆温度和芯模温度相差太大，则会在某种程度上对药浆流动性造成影响，从而出现孔洞；另一种是推进剂力学性能较差，拔模时药柱受外界施加拉力及交变温度综合影响而开裂；当推进剂整个浇注结束时，部分异物会不小心掉入未充分凝固的药柱中，最后发生夹杂现象，从而直接影响推进效果；在储存药柱时，因储存管理不到位而造成药柱表面龟裂，拖湿和变形等现象，从而影响药柱表面平整；过长时间的储存或空闲造成限燃层与包覆层脱粘等现象直接影响到发动机功能正常实现。
科技与创新┃Science and Technology&Innovation ·82·2023年第14期文章编号：2095-6835（2023）14-0082-03基于ANSYS的固体火箭发动机振动工装仿真分析寇元超，宇文璋杰，陈寰宇，秦发浩（西安航天动力测控技术研究所，陕西西安710025）摘要：某型号发动机长近5000mm，远超滑台2500mm的尺寸，为了满足该型号发动机振动试验要求，设计了一套振动试验工装，分析其模态、给定试验条件下随机振动时的应变、位移及加速度值，验证其结构合理性。
仿真结果表明，据此设计出的工装满足试验需求。
此外，基于ANSYS的振动试验工装设计方法可以为后续类似结构设计提供参考。
关键词：ANSYS；固体火箭发动机；工装设计；振动试验中图分类号：V435.6文献标志码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2023.14.024固体火箭发动机在运输和工作过程中承受了各类振动与冲击载荷。
伴随着科技的不断发展，航天工业对固体火箭发动机的可靠性和环境适应性要求不断提高。
振动试验是目前考核发动机可靠性和环境适应性的有效途径，通过在振动台上进行不同条件的振动试验，不仅能够检验发动机是否满足使用过程中的振动条件，还能够暴露发动机在设计上的缺陷，从而为发动机设计优化提供依据。
为了完成振动试验，就需要使用振动工装将振动台的运动和能量传递至发动机上，其振动传递特性的好坏将直接决定发动机是否能够按照指定的条件完成振动试验。
因此，开展振动工装的动态响应分析对于固体火箭发动机振动试验具有非常重要的意义。
王红瑞等[1]对3种振动夹具进行了动态性能分析，并在过程中指出，基于动态特性设计的夹具能够更好地保证振动能量不失真地进行传递；刘晓晨等[2]在模态与振动传递特性理论基础之上进行了固体火箭发动机振动夹具的设计，并将结构进行动力学仿真计算与试验验证，证明了仿真分析能够在试验前预测夹具结构的动态特性，减少不合理结构的样机加工；王世辉等[3]对比分析了3种典型固体火箭发动机振动试验夹具在相同的典型宽频带激励条件下的振动响应，分析得出了影响振动试验夹具振动传递特性的主要因素。
