火箭发动机试验与测量技术
发动机地面试验喷水降噪技术研究
发动机地面试验喷水降噪技术研究发布时间：2021-09-28T08:05:26.811Z 来源：《科学与技术》2021年第15期作者：周游戴芳立[导读] 本文概述了大推力火箭发动机试验噪声治理的现状和火箭发动机噪声的产生机理、预测方法等。
周游1 戴芳立2北京航天试验技术研究所北京 100074摘要本文概述了大推力火箭发动机试验噪声治理的现状和火箭发动机噪声的产生机理、预测方法等。
通过文献资料查阅和实地调研了解国内外火箭发动机噪声治理的最新研究成果和应用效果，确定某试验台喷水降噪系统总体方案，并测量降噪效果。
1国外研究现状火箭发动机的噪声治理是一件非常复杂的工作，通过查阅大量的文献资料发现国内外多采用喷水降温的方式。
国外率先在各类大型试验台和航天发射中心开展了大量工作，建立了各种降噪系统，获取了大量研究成果，比较有代表性的有NASA航天飞机发射台上的关键地面结构“水鸟”喷嘴系统、美国斯坦尼斯A3缩比试验台扩压器喷水降噪系统和德国宇航中心的P8试验台的喷水导流筒等。
肯尼迪宇航中心的发射平台39A在试验过程中喷入大量的水来抑制噪声，设计了喷水系统（“水鸟系统”）来保护航天飞机和它的发射台，避免其受到火箭发射噪声声能量的损坏，喷水管的直径为213cm，阀门口径为122cm并配备8.84m高的水箱，水从16个喷嘴以及航天飞机主发动机出口的MLP的洞喷出，喷到火箭导流器的顶部。
2发动机排气噪声产生的机理发动机试验过程中的主要噪声源是火箭羽流产生的喷流噪声。
羽流边界层中的涡的形成、传播、耗散直接形成了喷流噪声。
当这些涡在喷管附近形成时非常小，顺着羽流传播，它们变得更大直到最终消失。
一旦涡创造了声波，声波会在空气传播，并引起一定区域的压力变化并能够被传感器所采集。
因为声波的频率不同，顺着羽流方向频谱将发生变化。
喷流噪声的形成描绘了观察者顺着羽流方向移动，声波频谱变化的情况，即声波的峰值频率向低频移动。
从喷管流出的高速气流与周围空气迅速混合将使当地流体产生强烈的脉动湍流，并产生喷流噪声。
基于LSTM-ECGRU的固体火箭发动机性能预测方法
基于LSTM-ECGRU的固体火箭发动机性能预测方法张明楠;宫秀良;程博;胡小梅【期刊名称】《测控技术》【年(卷),期】2024(43)1【摘要】随着数据挖掘技术、测量技术的不断发展,为了满足火箭发动机参数探索的需要,使用数据挖掘技术利用历史数据对发动机各种参数进行预测成为火箭发动机在数据探索方面新的发展方向。
同时,火箭发动机的地面点火试验在向着尽可能还原真实运行环境的方向发展。
基于以上情况,引入在地面点火试验中的环境因素与设计因素共同作为模型的输入变量,以此来补充环境因素对性能参数的影响。
根据试验对象数据特性,使用长短期记忆(Long Short-Term Memory,LSTM)神经网络对性能进行初步预测。
为了能够减少整体模型误差和引入环境因素带来的误差,提高模型预测精度和泛化能力,提出了基于误差修正分析和趋势判断的误差修正门控单元(Error Correction Gate Recurrent Unit,ECGRU)神经网络模型对初步预测结果进行误差修正。
同时结合环境参数特点,设计规划ECGRU模型输入、输出参数的计算规则。
基于历史试验数据完成对比试验,验证了新模型具有较高的预测精度和泛化能力。
【总页数】6页(P77-82)【作者】张明楠;宫秀良;程博;胡小梅【作者单位】上海大学机电工程与自动化学院上海市智能制造及机器人重点实验室;西北工业大学网络空间安全学院;中国航天科工集团第六研究院六〇一所;西北工业大学计算机学院【正文语种】中文【中图分类】V435【相关文献】1.基于Matlab和BP神经网络的固体火箭发动机比冲性能的预测2.基于Matlab 和BP神经网络的固体火箭发动机比冲性能的预测3.固体复合推进剂火箭发动机侵蚀界限参数的预测方法与应用4.交付固体火箭发动机内弹道性能的预测技术5.固体火箭发动机对接装配密封圈应力在线预测方法因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
机械工程中的精密测量与控制技术研究
机械工程中的精密测量与控制技术研究近年来，随着科技的不断发展和人们对精度要求的提高，机械工程中的精密测量和控制技术越来越受到关注。
精密测量和控制技术是一门重要的技术学科，它在机械工程中起着至关重要的作用。
本文将从测量和控制两个方面探讨机械工程中的精密测量与控制技术。
一、精密测量技术精密测量技术是机械工程中的关键技术之一。
它不仅可以用于检测和测量产品的几何形状和尺寸，还可以用于测量其它各种性能指标，如温度、压力、力量等。
现代工业生产中，高精度的测量是各行各业都需要的，比如航天、航空、汽车、电子等各个领域都离不开精密测量技术的支持。
精密测量技术的研究内容包括测量方法、测量仪器和测量数据处理等。
测量方法是精密测量技术的基础，科学合理的测量方法可以提高测量精度和准确度。
而测量仪器是实现测量方法的手段，尤其是高精度仪器的研发对于提高测量准确度至关重要。
测量数据处理是测量结果的分析和处理，通过对测量数据进行有效处理可以提高测量结果的可靠性和精度。
二、精密控制技术精密控制技术是机械工程中的另一个重要技术。
随着科技的进步和制造工艺的发展，人们对产品性能和质量的要求越来越高，对生产过程的控制也变得越来越严格。
精密控制技术可以通过对各种控制参数的调整和优化，实现对产品性能和质量的控制。
精密控制技术的研究内容包括控制系统设计、控制算法研究和控制器的设计与优化等。
控制系统设计是确定控制器的结构和参数，以及控制系统的稳定性和鲁棒性等方面的研究。
控制算法研究是探索优化控制策略和算法，以提高控制系统的性能和稳定性。
控制器的设计与优化是对控制器进行实际设计和调试，通过不断优化参数和结构，实现对系统的有效控制。
三、精密测量与控制技术的应用精密测量与控制技术在机械工程中应用广泛，涉及到各个领域。
比如在航天领域，精密测量技术在火箭发动机性能测试和航天器制造中起到了重要作用；在汽车制造领域，精密控制技术可以实现对发动机燃烧过程和车辆行驶状态的精确控制；在电子制造领域，精密测量与控制技术可以用于微电子器件的制造和测试。
火箭比冲量的一种计算方法
1火箭比冲量概要比冲量（Specific Impulse），通常也称作比推力（Specific Thrust），是弹道学中用来衡量火箭推力大小的经典概念，它是指火箭发动机在单位重量的燃料消耗时间能够产生的动能，并且介于物理和化学特性间。
它是由推力与每单位时间燃料消耗质量比值给出的。
比冲量的单位：法拉（sec。
）2火箭比冲量的计算计算火箭比冲量可以使用下面的公式：比冲量=F/m其中，F代表推力，m代表单位时间燃料消耗质量。
为了正确计算比冲量，需要对两个变量——推力和燃料消耗质量——进行检测和测量。
在实际应用中，通常会使用两种检测和测量的技术，分别是拉氏捷克罗夫特和重力空载测试法。
2.1拉氏捷克罗夫特拉氏捷克罗夫特是一种利用测试腔室（或发动机燃烧室）技术来测量推力和燃料消耗质量的技术。
其测量基本原理是：利用拉氏捷克罗夫特管来在恒定的燃烧室温度和压力中，无燃料燃烧系统。
然后，通过在火箭发动机中植入测试燃料罐并且启动发动机，推力和燃料消耗质量就可以通过测试燃料罐的液位变化和推力变化来获得。
通过拉氏捷克罗夫特技术，火箭发动机在燃烧室内的推力和燃料消耗质量都可以得到精确的测量结果。
2.2重力空载测试重力空载测试是一种利用模拟重力场的环境来测量发动机推力和燃料消耗质量的一种技术。
此测试会通过将发动机固定在地面上，使其传输至一个模拟重力场的环境，以便测量火箭发动机的推力和燃料消耗质量。
在重力空载测试中，将会使用垂直向下压力模拟重力，然后通过燃料罐内液位变化和推力变化来测量推力和燃料消耗质量。
在这种方法中，采用的装置比较简单、可移动，因此测试的便利性比拉氏捷克罗夫特测试要高得多。
3火箭比冲量的重要性比冲量是用来判断火箭发动机的特性有效性的一项关键指标。
必须达到一定的比冲量，才能让火箭在长时间活动中能够稳定运行，并可以将人员和物资运输到低轨道和高轨道中。
比冲量的值的越大，则火箭的续航能力就越强；如果达不到一定的比冲量值，则火箭的性能将大大降低，效率也会大大降低。
航空航天工程师的航天器测量与控制技术
航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天工程是现代科技的重要组成部分，而在航空航天工程中，航天器的测量与控制技术是至关重要的一环。
本文将介绍航天器测量与控制技术的基本概念、主要原理以及近年来的发展动向。
一、航天器测量技术航天器测量技术是指对航天器各种物理量和运动参数进行测量的科学与技术方法。
在航天器的设计、制造以及运行过程中，准确获取和分析各种数据是非常重要的。
1.1 航天器姿态测量航天器姿态测量是航天器测量技术的核心内容之一。
姿态测量包括航天器的位置、姿态角、角速度等参数的测量。
目前常用的姿态测量方法有陀螺仪、星敏感器、加速度计等。
1.2 航天器静力学测量航天器的静力学测量主要是针对航天器在发射和运行过程中所受到的各种力的测量。
静力学测量可以帮助工程师提供设计依据，确保航天器在各种环境中的安全。
1.3 航天器环境参数测量航天器环境参数测量是指对航天器所处的环境参数进行测量。
这些参数包括气温、气压、湿度、辐射等。
测量这些参数可以为航天器的设计和操作提供重要参考。
二、航天器控制技术航天器控制技术是指对航天器进行控制和调整的技术方法。
航天器控制技术的目标是保持航天器的姿态、定位和轨道稳定。
2.1 航天器姿态控制航天器姿态控制是指对航天器的位置、角度等姿态参数进行控制和调整，以满足航天器在宇宙环境中稳定运行和完成任务的要求。
姿态控制主要依靠推进器、姿态控制器和惯性导航系统等设备完成。
2.2 航天器轨道控制航天器轨道控制是指对航天器的轨道进行精确调整和控制。
轨道控制技术的主要手段是利用航天器自身的动力系统，通过火箭发动机推进、推进剂控制等方法来调整轨道的形状、高度和速度等参数。
2.3 航天器定位控制航天器定位控制是指对航天器在宇宙中的位置进行准确定位和控制。
利用卫星导航系统、雷达测距等技术手段，可以实现对航天器的准确定位和导航。
三、航天器测量与控制技术的发展趋势近年来，随着航天技术的快速发展，航天器测量与控制技术也在不断推陈出新。
082502航空宇航推进理论与工程---硕士培养方案-能源与动力工程学院
能源与动力工程学院航空宇航推进理论与工程（082502）*学术型硕士研究生培养方案一、适用学科航空宇航科学与技术（0825）航空宇航推进理论与工程（082502）二、培养目标航空宇航推进理论与工程二级学科以航空和宇航推进为工程背景，开展相关的理论和试验研究。
该学科的显著特点是多学科交叉，涉及学科包括数学、力学、化学、动力工程与工程热物理、材料科学与工程、机械工程、电子科学与技术、控制科学与工程、计算机科学与技术、管理科学与工程等。
同时，本学科研究成果对船舶、能源、环境、交通等国民经济相关领域的发展也有重要影响。
本学科硕士研究生的培养目标是：1. 热爱祖国，遵纪守法，品行端正，诚实守信，身心健康，具有良好的科研道德和敬业精神。
2. 在本一级学科上掌握坚实的基础理论和系统的专门知识，了解所属各研究领域的发展现状、趋势和研究前沿；熟练掌握一门外国语；具有从事科学研究工作或独立担负专门技术工作的能力，在科学研究或专门技术方面做出实用价值的工作成果；能胜任本一级学科或相邻学科的教学、科研、工程技术工作或相应的科技管理工作。
3. 具有创新精神、创造能力和创业素质。
三、培养方向航空宇航推进理论与工程（082502）1、总体性能、结构与优化2、结构强度、振动与可靠性3、发动机控制4、内流气动力学与声学5、旋转换热与冷却6、燃烧与燃料7、火箭发动机四、培养模式及学习年限本学科全日制硕士研究生主要为一级学科内培养，结合国际联合培养及校企联合培养等模式。
采用课程学习、实践训练和学位论文相结合的培养方式。
实行导师或联合导师负责制，负责制订研究生个人培养计划、指导科学研究和学位论文。
1遵循《北京航空航天大学研究生学籍管理规定》。
本学科学术型硕士研究生学制为 2.5年（2年），实行弹性学习年限。
学术型硕士研究生实行学分制，在攻读学位期间，要求在申请硕士学位论文答辩前，依据培养方案，获得知识和能力结构中所规定的各部分学分及总学分。
基于LSTM-ECGRU的固体火箭发动机性能预测方法
收稿日期：２０２３－０２－２１基金项目：装备预研专用技术项目（３０４０３０１０７）引用格式：张明楠，宫秀良，程博，等．基于ＬＳＴＭ ＥＣＧＲＵ的固体火箭发动机性能预测方法［Ｊ］．测控技术，２０２４，４３（１）：７７－８２．ＺＨＡＮＧＭＮ，ＧＯＮＧＸＬ，ＣＨＥＮＧＢ，ｅｔａｌ．ＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＰｒｅｄｉｃｔｉｏｎＭｅｔｈｏｄｏｆＳｏｌｉｄＲｏｃｋｅｔＭｏｔｏｒＢａｓｅｄｏｎＬＳＴＭ ＥＣＧＲＵ［Ｊ］．Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ＆ＣｏｎｔｒｏｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０２４，４３（１）：７７－８２．基于ＬＳＴＭ ＥＣＧＲＵ的固体火箭发动机性能预测方法张明楠１，宫秀良２，３，程 博３，４，胡小梅１（１．上海大学机电工程与自动化学院上海市智能制造及机器人重点实验室，上海 ２００４４４；２．西北工业大学网络空间安全学院，陕西西安 ７１００７２；３．中国航天科工集团第六研究院六 一所，内蒙古呼和浩特 ０１００７６；４．西北工业大学计算机学院，陕西西安 ７１００７２）摘要：随着数据挖掘技术、测量技术的不断发展，为了满足火箭发动机参数探索的需要，使用数据挖掘技术利用历史数据对发动机各种参数进行预测成为火箭发动机在数据探索方面新的发展方向。
同时，火箭发动机的地面点火试验在向着尽可能还原真实运行环境的方向发展。
基于以上情况，引入在地面点火试验中的环境因素与设计因素共同作为模型的输入变量，以此来补充环境因素对性能参数的影响。
根据试验对象数据特性，使用长短期记忆（ＬｏｎｇＳｈｏｒｔ ＴｅｒｍＭｅｍｏｒｙ，ＬＳＴＭ）神经网络对性能进行初步预测。
为了能够减少整体模型误差和引入环境因素带来的误差，提高模型预测精度和泛化能力，提出了基于误差修正分析和趋势判断的误差修正门控单元（ＥｒｒｏｒＣｏｒｒｅｃｔｉｏｎＧａｔｅＲｅｃｕｒｒｅｎｔＵｎｉｔ，ＥＣＧＲＵ）神经网络模型对初步预测结果进行误差修正。
同时结合环境参数特点，设计规划ＥＣＧＲＵ模型输入、输出参数的计算规则。
航空航天工程师的航天器测量与控制技术
航空航天工程师的航天器测量与控制技术航天器测量与控制技术是航空航天工程师在设计和开发航天器过程中的重要组成部分。
这项技术涉及到航天器在发射、飞行和返回过程中的各种测量和控制手段的应用，旨在确保航天任务的成功执行。
本文将探讨航空航天工程师在航天器测量与控制技术方面的工作，包括姿态测量控制、导航系统、轨道测量与控制以及通信与数据处理等方面。
一、姿态测量控制1. 姿态感知和测量系统航天器的姿态测量是指航天器在飞行过程中对自身姿态状态的感知和测量。
姿态感知和测量系统通常由惯性测量单元（IMU）、星敏感器和太阳敏感器等组成。
IMU负责测量航天器的角速度和加速度等参数，星敏感器和太阳敏感器则用于精确测量航天器的方向和姿态。
2. 姿态控制系统姿态控制系统是指通过对航天器的推力和姿态角度进行调整，使其保持所需的飞行姿态和轨道。
姿态控制系统通常包括推力控制系统和姿态控制器。
推力控制系统通过火箭发动机提供推力，姿态控制器则根据姿态测量结果进行计算和调整，控制航天器的姿态和轨道。
二、导航系统1. 惯性导航系统航天器在航天任务中需要准确确定自身的位置和速度。
惯性导航系统主要依靠陀螺仪和加速度计等测量设备，通过不断积分和计算来估计航天器的位置和速度。
惯性导航系统具有高精度和长时间稳定性的特点，广泛应用于航天器的导航和定位。
2. 卫星导航系统卫星导航系统通过卫星信号进行导航和定位。
目前应用最广泛的卫星导航系统包括美国的全球定位系统（GPS）、俄罗斯的格洛纳斯系统（GLONASS）和中国的北斗卫星导航系统。
航天器可以通过接收卫星信号，并通过测量信号的传播时间和信号强度等参数，确定自身的位置和速度。
三、轨道测量与控制1. 轨道测量轨道测量是指对航天器的轨道参数进行测量和跟踪。
为了保持航天器在规定的轨道上飞行，轨道测量系统通常使用地面测量站和航天器上的测量设备进行测量。
地面测量站通过接收航天器的信号，并根据信号的到达时间和频率等参数，计算航天器的位置和速度。
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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。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；