火箭发动机专业综合实验(4.2.1)--固体火箭发动机直列式点火技术
固体火箭发动机型号参数
固体火箭发动机型号参数固体火箭发动机是一种将固体燃料转化为推力的发动机装置，广泛应用于航天领域。
不同型号的固体火箭发动机具有不同的参数和特点，本文将针对几种常见的固体火箭发动机型号进行介绍。
一、锡克斯固体火箭发动机（Sikorsky Solid Rocket Motor）锡克斯固体火箭发动机是一种由锡克斯公司研发的先进固体火箭发动机。
该发动机采用复合材料制造，具有较轻的重量和较高的推力。
其主要参数包括：推力、燃烧时间和质量等。
推力是固体火箭发动机的重要参数之一，表示单位时间内发动机向前推进的力量。
锡克斯固体火箭发动机的推力可根据实际需求进行调整，通常在数百至数千吨之间。
燃烧时间是指锡克斯固体火箭发动机从点火到燃料完全耗尽所需的时间。
燃烧时间的长短直接影响到火箭的有效载荷和飞行距离。
锡克斯固体火箭发动机的燃烧时间通常在几十秒至数分钟之间。
质量是指锡克斯固体火箭发动机的重量。
固体火箭发动机的质量要尽可能轻，以提高整个火箭的载荷能力和飞行效率。
锡克斯固体火箭发动机采用先进的复合材料制造，具有较轻的质量，能够提高整个火箭的性能。
二、波音固体火箭发动机（Boeing Solid Rocket Motor）波音固体火箭发动机是由波音公司开发的一种高性能固体火箭发动机。
该发动机具有较高的推力和较长的燃烧时间，适用于大型火箭的发射任务。
推力是波音固体火箭发动机的重要参数之一，通常在数百吨至数千吨之间。
高推力可以使火箭快速脱离地球引力，实现进入轨道或飞行的目标。
燃烧时间是指波音固体火箭发动机从点火到燃料完全耗尽所需的时间。
波音固体火箭发动机的燃烧时间通常在几十秒至数分钟之间。
较长的燃烧时间可以提供持续的推力，使火箭能够克服大气阻力和重力，顺利进入轨道。
三、洛克希德·马丁固体火箭发动机（Lockheed Martin Solid Rocket Motor）洛克希德·马丁固体火箭发动机是一种由洛克希德·马丁公司研发的先进固体火箭发动机。
大型固体火箭发动机全复合材料燃烧室的关键技术研发及应用
大型固体火箭发动机全复合材料燃烧室的关键技术研发及应用一、研发背景和意义随着航空航天事业的发展，大型固体火箭发动机在军事、民用等领域有着广泛应用。
而燃烧室作为固体火箭发动机的核心部件，其质量和性能直接影响整个火箭的性能和安全。
近年来，全复合材料燃烧室作为一种新型材料，由于其高强度、高刚度、低密度等优良性能被广泛关注和应用。
二、全复合材料燃烧室的结构和制造工艺1. 全复合材料燃烧室结构全复合材料燃烧室主要由内衬层、中间层和外壳组成。
其中，内衬层是承受高温高压气流冲击最直接的部位，通常采用碳纤维增强环氧树脂或聚酰亚胺等高温耐腐蚀树脂制成；中间层则是起到隔离作用，采用碳纤维增强环氧树脂或聚酰亚胺等高温耐腐蚀树脂制成；外壳则是承担结构强度和防护作用，通常采用玻璃纤维增强环氧树脂或聚酰亚胺等高温耐腐蚀树脂制成。
2. 全复合材料燃烧室制造工艺全复合材料燃烧室的制造工艺主要包括预制内衬层、中间层和外壳，以及组装和固化等环节。
其中，预制内衬层通常采用自动化纤维缠绕技术或手工叠层技术；中间层和外壳则采用手工叠层或自动化纤维绕组技术。
最后，将预制好的内衬层、中间层和外壳进行组装，并进行固化处理。
三、全复合材料燃烧室的关键技术1. 树脂基体材料的选取树脂基体材料是全复合材料燃烧室的关键部分之一，其性能直接影响到整个燃烧室的使用寿命和安全性。
因此，在选取树脂基体材料时，需要考虑其高温耐腐蚀性能、机械性能和成本等因素。
2. 燃烧室内衬层的制备技术燃烧室内衬层是承受高温高压气流冲击最直接的部位，其制备技术对于全复合材料燃烧室的性能和寿命有着重要影响。
目前，常用的内衬层制备技术包括自动化纤维缠绕技术、手工叠层技术和复合成型等。
3. 燃烧室中间层的设计和制造技术燃烧室中间层是起到隔离作用的部位，其设计和制造技术对于全复合材料燃烧室的性能和寿命也具有重要影响。
目前，常用的中间层设计和制造技术包括手工叠层、自动化纤维绕组等。
4. 燃烧室外壳的结构设计和制造技术燃烧室外壳是承担结构强度和防护作用的部位，其结构设计和制造技术对于全复合材料燃烧室的性能和寿命同样具有重要影响。
火箭发动机专业综合实验课程教学大纲
火箭发动机原理专业综合实验课程教学大纲课程编号：G15D4170课程中文名称：专业综合实验课程英文名称：Speciality Comprehensive Experiment开课学期：秋季学分/学时：1.5/120先修课程：火箭发动机原理开课对象：飞行器动力工程专业四年级本科生责任人名单：课程团队负责人：，课程责任教授：参加课程教学大纲编写人员：---一、课程的性质、目的和任务火箭发动机专业综合实验课程是针对飞行器动力工程（航天）专业的本科生所开设的一门专业核心课程。
该课程是专业实践能力培养的一个重要环节，是最具特色的专业主干课程之一，其教学目的如下：（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。
本课程的先修课程：火箭发动机原理。
本课程是通过具体的实验项目来加深学生对火箭发动机原理知识的理解，运用专业理论知识来分析、解决具体实践问题。
实验项目的设计从火箭发动机的热力过程出发，包含了推进剂的输送与供给、喷注雾化、点火、燃烧、推力产生、热防护等关键环节，涉及到喷注器、点火器、燃烧室、喷管、减压器、汽蚀文氏管、输送管路等关键部组件。
二、课程内容、基本要求及学时分配教学内容分为理论课程和实验课程两大部分。
理论课程共28学时。
实验课程共92学时。
第一部分理论课程（共28学时）1.1 火箭发动机实验概述，2学时。
要求学生能够了解火箭发动机实验的研究对象、研究目的和研究意义。
1.2 火箭发动机实验系统，6学时讲解火箭发动机实验系统的各个主要组成部分的结构特点与工作原理。
重点讲授推力架、气体推进剂供应系统、液体推进剂供应系统。
固体火箭发动机
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。
火箭发动机原理教学大纲
《火箭发动机原理》课程教学大纲课程代码：110132307课程英文名称：Solid Rocket Motor课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0适用专业：弹药工程与爆炸技术大纲编写（修订）时间：2017.10一、大纲使用说明（一）课程的地位及教学目标本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。
固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。
通过本课程的学习，学生将达到以下要求：1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。
2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。
3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。
（二）知识、能力及技能方面的基本要求要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。
1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。
2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。
3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。
（三）实施说明1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。
培养学生的思考能力和分析问题的能力。
在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。
2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。
固体火箭发动机测试与试验技术
应急演练实施
定期组织应急演练，提高人员的应急处置能力 和协同配合能力。
应急资源准备
提前准备必要的应急资源，如消防器材、急救药品等，确保在紧急情况下能够 及时响应。
07
总结与展望
研究成果总结回顾
固体火箭发动机性能提升
通过改进燃料配方、优化燃烧室设计等方式，提高了固体火箭发动机的推力和比冲性能 。
测试与试验技术创新
X射线或中子成像技术
通过非破坏性地对发动机内部结构进行成像，了解其内部缺陷、燃烧产物分布等情况。这 需要专门的成像设备和辐射防护措施。
激光诊断技术
利用激光干涉、激光多普勒等激光诊断技术，对发动机内部的流场、温度场等进行高精度 测量，为性能评估和优化设计提供重要依据。
03
固体火箭发动机试验技术
地面试验技术
半实物仿真
结合实物部件和计算机仿真模型 ，构建半实物仿真系统，对固体 火箭发动机进行更贴近实际的测 试和验证。
04
测试与试验数据处理及分析
数据处理基本方法
1 2
数据清洗
去除重复、无效和异常数据，保证数据质量。
数据转换
将数据转换为适合分析的形式，如标准化、归一 化等。
3
数据压缩
降低数据存储和处理成本，同时保留关键信息。
故障诊断与性能评估
故障特征提取
从测试数据中提取故障特征，如振动、温度等异常信号。
故障识别与分类
利用模式识别、机器学习等方法对故障进行识别和分类。
性能评估指标
制定评估指标，如推力、比冲、燃烧效率等，对发动机性能进行 量化评估。
结果可视化展示
数据可视化
将处理后的数据以图表、图像等形式展示，便于直观 理解数据分布和规律。
火箭发动机原理课程教学实验一
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转换成实际物理量，即可获得P~t 和F~t 曲线。
固体火箭发动机0
固体火箭发动机0.5%高精度测试系统研制摘要:本文讨论了基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的研究发展。
它介绍了火箭发动机模型，提出了固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计、分析与实现。
其中，模拟仿真建立了固体火箭发动机0.5％的数字模型，实验验证了模型的准确性，并采用埃弗里特方法来评估机构的动平衡性和抗扰性。
最后，分析结果表明，本工作的测试系统可以满足实际应用要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据。
关键词：固体火箭发动机，高精度测试系统，模拟仿真，埃弗里特方法，动平衡，抗扰性。
正文：1. 引言：固体火箭发动机是太空航行的一种重要能源来源之一，其性能数据的准确性对于太空航行的安全性有着至关重要的影响。
为了使得测量固体火箭发动机的精度有限的性能数据更加精确，本文探讨了基于固体火箭发动机0.5%高精度测试系统的研究发展。
2. 固体火箭发动机模型：首先，本文建立了固体火箭发动机0.5％数字模型，它包括了推力/燃气流及其变化规律，固体火箭发动机燃料粒度及其变化规律，固体火箭发动机燃烧室内部的介质流动特性和内部温度场的变化规律。
本文使用单元空间有限差分方法来建立模型，并结合有限元管理理论的封闭形式求解方法得到模型解。
3. 高精度测试系统的设计:本文提出了一种基于固体火箭发动机0.5％高精度测试系统的设计。
固体火箭发动机0.5％高精度测试系统由测量信号分析软件，模拟和测试系统硬件组成，采用埃弗里特法来分析机构的动平衡性和抗扰性，从而将固体火箭发动机实时采集的数据进行提取，然后将固体火箭发动机的性能数据进行更准确的测量及诊断。
4. 结果与分析：本文的模拟仿真和实验结果证明，本文提出的高精度测试系统能够满足实际应用的要求，能够准确地检测固体火箭发动机0.5％的性能数据，使得太空航行的安全性得到更好的保障。
5. 结论：本文提出的固体火箭发动机0.5％高精度测试系统具有良好的测量精度，系统可以实时测量固体火箭发动机0.5％性能数据并能够进行诊断，从而为太空航行安全提供更好的保障。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
• MIL-STD-1316E （ Fuze Design, Safety 火箭发动机专业实验 直列式点火实验 Criteria ）
直列式全电子安全与解除保险装置
27V(Y ）
27V （Y） 5V （ Y ）
EV1 EV2
• 没有机械保险机构，没有机械动作 • 保险功能由全电子安全逻辑电路完成 • 从点火管到传火序列直到目标主装药之间没
有机械隔断（隔板），也没有错位（堵塞火 道），位置固定，直列（ in-line ） • 极好的安全性 ，硼 / 硝酸钾为始发点火药 • 高可靠性和较好的效费比 • 瞬发度高，多点点火同时性好 • 可以实现通用模块化，简化发动机设计
EV3
供电
Clock1
ASIC1
ASIC2
弹载计算机
SW1
SW2
触发编码
动 态 开 动态开关编码 关
升点 压火 电电 路路
点火
Clock2
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
Gnd
HVFB
直列式全电子安全与解除保险装置
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置
高压电源
地
高压采样
功率
监测与泄
开关
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
罗克夫斯基线圈工作原理
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉 冲 功 率 模 块 与 罗 式 线 圈 火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置测量实验
• 桥箔电压测 量
• 泰克 P6015A • ( 变比 1:1000
) • 示波器
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
地
放电路
直列式
点火管
触发高压发生器
1、高压输出控制（TTL高电平） 2、上电监测信号输出 3、点火指令（TTL高电平）
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
国 外 电 容 器
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
国
内
电
容
器
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
国外 GP796 开关
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
国产开关
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
微 型 脉 冲 功 率 装 置 与 安 火箭发动机专业实验 直列式点火 全 实验 装 置 照 片
冲击电流描述
I (t)
V0 L
e t
sint
ln Imax1 ln Imax 2 T
L
1
C
2
2
T
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
固体火箭发动机 直列式点火技术
传统错位式点火 / 引爆概念
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
直列式点火 / 引爆概念
供电电源+15 27 逻辑电源+
全电子直列式 安全与解除保险装置
脉冲功率装置
发射环境变量
专用集成电路
（
代替）
静态开关电 路
电源隔离
弹上计算机复位指令
发现目标环境变量
点火系统状态检测显示 逻辑电源地
点火后加速膛显微照片
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
点火后飞片显微照片
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
冲击片点火管参数测量实验
• 加速膛厚度、飞片厚度测量（千分 尺）
• 桥箔电阻测量（微电阻计）
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置测量实验
• 脉冲电流测量 • 罗克夫斯基线
圈（变比 1 ： 100 ） • 示波器
火
• 传爆药，六硝基芪（ HNS-IV ， MIL-E82903 ）
• 点火药，硼 / 硝酸钾（ B/KNO3 ， MIL-P46994 ，我国 WJ2497-97 ）
• MIL-STD-1901A （ Munition Rocket and Missile Motor Ignition System Design, Safety Criteria ）
导弹发射点火指令 供电地
专用集成电路
（
代替）
弹上计算机数据线
动态开关电 路
电源隔离
静态开关 电路
电源隔离
高压发生 发火回路 高压触发
泻放监测
专用集成电路
（
代替）
冲击片点火管 以硼/硝酸钾点 火药BPN为初 始点火药，点 火药量根据发 动机大小调节
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
直列式点火系统优点
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
B/KNO3 药柱
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
直列式点火实验课安 排
• 分组实验，每小组为单位 完成实验报告
• 实验前先上实验指导课 • 测量实验 • 点火实验
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
实验内容
• 冲击片点火管参数测量实 验
• 脉冲功率装置测量实验
• 直 列 式 点 火 系 统 点 火 实 验 火箭发动机专业实验 直列式点火实验
冲击片点火管参数显微测量实验
金属桥箔（ 40 倍）
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
桥箔爆炸后（ 100 倍）
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
头发丝显微测量
放大 100 倍
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
冲击片点火实验
•每 组 按 照 各 自 测 的 的 参数装配冲击片点火 管。 •按 照 老 师 要 求 完 成 点 火操作
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
实验报告的撰写
• 各组提交一份报告，包括： • 一、实验目的： • 掌握导弹发动机点火系统的工作原理
和安全特性，了解固体火箭发动机直 列式点火系统实验过程 • 每一组同学都可以完成一次点火实验 ，锻炼动手能力，了解并掌握各种测 量设备的使用方法，它们是：测量显 微镜、示波器、电流互感器、电压探 头、高压电源等等。
压波形相
动态电阻
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
二、冲击片点火管参数测量实 验
• 桥箔显微检查与长度、宽度测量结果 、照片
• 加速膛直径测量结果、照片 • 加速膛厚度、飞片厚度测量结果 • 桥箔电阻测量结果
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
三、脉冲功率装置测量实 验
桥箔电压测量测量结果、照 片
电流与电 电压峰值 电压前沿 桥箔最大 峰值功率
冲击电流测试曲线
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
冲击电流计算曲线
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
反射片 桥箔 非金属飞片 加速膛 B/KNO3 点火药
导体电爆炸火箭现发象动机与专业冲实击验 片直列点式火点火管实原验 理
直列式点火管
装药环
装药环 毫米盖
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
点火管零件