固体火箭发动机测试与试验技术精品
固体火箭发动机尾焰粒子流速测量方法
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。
固体火箭发动机EPDM绝热层产品一体化工作实践
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
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。
(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。
College of AerospБайду номын сангаасce and Civil Engineering
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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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。
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。
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图3-17 立式六分力试车架测量示意图
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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
固体火箭发动机故障诊断技术现状及发展思考
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。
基于ANSYS_的固体火箭发动机振动工装仿真分析
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。
固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究
张磊，佘湖清固体火箭发动机水下工作推力特性的实验研究张磊，佘湖清（中国船舶集团有限公司第七一〇研究所，湖北宜昌443003）摘要：为了研究固体火箭发动机水下工作时燃气射流流场及推力特性，在连接船体升降平台上开展了火箭发动机水下工作的实验研究。
采用高速摄像系统观察了喷管燃气射流在开阔水域的扩展过程，获得了水下燃气射流形态演化过程；对水下火箭发动机的燃烧室压强及推力进行了测量，对比分析了在10m 、30m 、50m 三种水深条件下不同装药火箭发动机工作的推力特性。
实验结果表明，发动机水下点火时，水环境与燃气之间的相互作用改变了燃气射流形貌，气液湍流掺混剧烈。
随着水深的增大，燃烧室压力基本不变，发动机工作推力减小，水深从10m 增加到50m 时，三种发动机推力均降低了20%以上，且发动机推力与工作深度呈现非线性关系。
在同一水深条件下，当发动机喷喉直径较小时，推力减小量较小；当燃烧室压强较小时，推力减小量较小。
关键词：固体火箭发动机；水下燃气射流；推力中图分类号：TJ55；V435文献标志码：ADOI ：10.11943/CJEM20201181引言固体火箭发动机具有机动性强、隐蔽性好、可靠性高等优势，因此其用于主动攻击水雷、鱼雷、潜射导弹等水下高速攻击武器的主要推进动力［1］。
固体火箭发动机在水下工作时，由于喷管外部环境水密度远大于空气，且超音速的高温高压燃气与周围水剧烈相互作用形成含有激波、相变、漩涡等复杂物理过程的不稳定流动现象，从而导致发动机推力性能难以预估［2-3］。
因此深入研究不同水深工况下固体火箭发动机推力特性及复杂两相流动机理，对水下火箭动力发展具有重要意义。
针对固体火箭发动机水下工作过程及流场特性，国内外学者进行了大量研究。
王宝寿等［4］通过压力水筒的推力矢量试车台，测量了水深为10~40m 条件下火箭发动机水下点火工作时的推力和侧向力，研究了不同推力矢量控制方式下的发动机工作特性。
贾有军等［5］利用水下点火试车试验系统对试验发动机尾流的形貌及其演化过程进行了试验研究。
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。