北航11春学期《航空航天概论》期末作业考核要求_百度文库
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北航11春学期《航空航天概论》期末作业考核要求
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75毫米RNX固体火箭发动机的制造和试车
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科创航天局第301研究所承担的WH-4型探空火箭项目，目前已经进入了最后的冲刺阶段，争取每周一帖的进度……
今日（日）下午五时许，KCSA-301的四名成员前往“沙地”测试厂进行75规格RNX发动机试车，成果喜人~~
该台发动机，从设计到制造花费了一个多月的时间，其中从结构设计，到各类零件的加工都下足了功夫。
好，不说其它的了，现在就来对此次活动的历程进行介绍……
首先在总结之前的发动机事故和不足的基础上，我们认为在发动机的燃气密封上应该狠下功夫
因此，这次在设计的时候，特意在主要转接处进行了硅橡胶多层密封的设计
（白色为PVC隔热壳体，红色为金属连接处的梯形丝牙，黄色则是硅橡胶密封圈及密封垫 ）
为此，我们还特意使用CNC对星孔药柱端面的硅橡胶密封片进行了开模制造，以下为粗模
之後進行220目油石打磨
400目粗打磨
由於，矽膠片的表面精細程度要求不需要太高，因此就沒有進行鏡面處理，直接用數顯銑床進行插銷位鑽孔
最後，在200℃高壓硫化床進行高溫硫化操作，成型脫模
最終的產品，相當和諧~~
之前製作出來的RNX藥柱，這次用的是E57和GCC137為粘合體系，少量HTPB進行力學改性，配以車床和CNC做出的星孔藥柱
4根備用，每根規格都是200長度
今天中午，備齊所有裝備
发动机数据如下：
壳体材质：40Cr
喷口堵头材质：45#
喷吼材质：热解石墨（可千万别小看这东西强度，简直要命）
有效燃烧室长度 600mm（不包含密封件厚度，单纯燃料长度总和）
发动机内径：73.5mm
发动机外径：86 mm
设计耐压：98.1MPa （初次测试，就高些了，以后等数据出来就可以慢慢车薄）
数据采集设备：
KCSA-301 V1.1版高速数据采集卡（由罗澍设计制造）
KCSA-301 T-20125 中型固机试车平台（由胡振宇设计制造）
中航L6G 750kg行程应变片
200Hz采集频率 （感谢刘虎支持）
1000Hz 采集频率
开始组装~~
焓熵说了“药柱啥的，大朗头伺候”
嗯嗯，好的很~沒有偏心
來一張RNX菊花圖~~ 話說挺不錯的
這東西實在太重了，還是上卡盤解決問題
不行！ 還是要水管扳手……
測測重量…………
我勒個去，嚇死人~~14.9kg
咱們去“沙地”測試廠……
可憐的我，只能人貨混運了
好大一包銀藥啊~~
會會牌，冷卻系統
最後的全景唉~~
測試後的噴口，感覺還過得去
測試裝置全圖
噴口擴展段特性，有不少碳沉積物
Warmonkey倒出推壓力曲線
试车视频：
最终结论：
此台75规格RNX发动机，工作时间越6s
比冲由于药柱质量暂不确定，以后补上，粗略估计的值有些低，只有90.6708s
峰值推力&100kg
点火压力：2MPa
发动机工作时间较长，喷燃比略低，并且有部分时间处于尾焰无推力状态，失压工作
改进办法：
1.提高设计喷燃比
2.缩小喷口喉部直径
设计喷燃比曲线
後續還有噴口灼噬報導，現在開閘放水~~
晚上回到KCSA-301之後，俺和猴子同學進行了發動機屍檢工作~
噴口打開，發現沉積物很多
石墨啊石墨~你還健在啊啊啊…………
這個情況很好，打消了老虎的顧慮
我不得不說，石墨這個東西太難拆下來了，最後只能全部敲碎，才能一小塊一小塊的翹下來
噴口收斂段與石墨轉角處，石墨的弧面被沖刷成平面了
菊花無處不在~
用砂紙清洗完之後，發現收斂段的金屬被沖刷了不少，出現了星孔形狀的凹陷
堵頭處，密封圈完好，表面略有沉積物
殼體內部完好，靠近堵頭處有沉積物
內部略有微量沉積物
清洗噴口收斂段的時候發現了很嚇人的一幕，由於沖刷嚴重，在噴吼處，金屬沉積到了石墨上，
形成了薄薄的一層金屬層，這層沉積物一直延續到擴展段轉角處
慘不忍睹的隔熱層…………歸其原因，是因為發動機內壁無法加工，只有73.5mm內徑，所以車去了不少PVC，導致最後的隔熱層厚度只有1mm
结语：此次发动机测试总体来说相当成功，但细节设计上仍有需要改进的地方
首先，从燃烧而言，此次发动机的工作压力较RNX常用的工作压力略低，这是由于设计时，喷燃比曲线设计留下的。
另外，在设计过程中没有中和材料原料规格的因素，因此出现了隔热层过薄的情况，在以后的大规格发动机中，将采用环氧树脂复合材料进行刷涂隔热
除此之外，在材质的选择上，45#已经难以胜任喷口这一零件，在以后的制造中，均将换成40Cr材质制造喷口，并进行热处理
在喷口收敛段和扩展段上，此次在收敛段采取了抛光处理，但由于时间因素，此项环节仍然没有做到最好，还是略有车加工时留下的细微刀纹，在以后的制造中，均采用200目，400目，800目，1200目，最后使用抛光砂纸进行全面打磨，以消除刀纹对气流的影响
最后来一张会会的邪恶点火器~
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作者：科创航天
这个作者貌似有点懒，什么都没有留下。
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固体火箭发动机技术最新进展
固​体​火​箭​发​动​机​技​术​最​新​进​展
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-> 固体火箭发动机试验
1)&&Solid rocket engine test
固体火箭发动机试验
2)&&test-bed of solid rocket engine
固体火箭发动机试验台
3)&&liquid rocket engine test
液体火箭发动机试验
Measurement technology of thermocouple sensor in the liquid rocket engine test
液体火箭发动机试验热电偶传感器测量工艺
4)&&liquid propellant rocket engine ground testing bed
液体火箭发动机试验台
To solve the problem of fault diagnosis for liquid propellant rocket engine ground testing bed,a fault diagnosis approach based on kernel principal component analysis(KPCA) feature extraction and support vector machines(SVM) multi-classification is proposed.
为了解决液体火箭发动机试验台的故障诊断问题,提出了一种基于核主元分析(KPCA)特征提取和支持向量多分类机(SVM)的故障诊断方法,该方法首先利用核主元分析对试验台标准故障样本进行特征提取,通过特征分析,建立适合于试验台故障状态识别的层次多分类支持向量机,并对其进行训练,然后将试验数据在主元上投影,输入到训练好的支持向量多分类器,对试验台故障状态进行识别。
5)&&solid rocket motor
固体火箭发动机
Grain design of solid rocket motor based on ACIS geometri
基于ACIS几何造型平台的固体火箭发动机装药设计
Analysis on fluid-structural coupling of solid rocket motor during
固体火箭发动机快速升压过程的流固耦合分析
Buckling analysis on rear dome of solid rocket motor
固体火箭发动机壳体后封头屈曲分析(英文)
6)&&Solid propellant rocket motor
固体火箭发动机
Contour design and numerical calculation of certain solid propellant
某型号固体火箭发动机喷管型面设计与数值计算
Thrust Vector Control (TVC) system of certain type solid propellant rocket motor was the research object and multibody dynamics method was adopted herein.
以某型号固体火箭发动机推力向量控制系统为研究对象,采用多体系统动力学计算方法,以作用在系统活动体上的轴向载荷为工作阻力,作动器指令位移为原动件的已知运动规律,接头内引入并联非线性弹簧阻尼器表征各构件间的接触,建立该型号推力向量控制系统动力学模型,进行多体动力学计算,得到接头内构件间的实时运动规律、接触力及力矩。
A kind of solid propellant rocket motor is analyzed by finite element method in this paper.
文中通过利用有限元分析程序对某型固体火箭发动机进行分析,初步探讨了连接结构形式和装配预紧力对发动机密封性的影响,结果表明有限元分析对于固体火箭发动机的密封性设计具有重要的指导作用。
补充资料：火箭发动机试验
&&&&　　火箭发动机从开始研制到交付使用前所进行的各类试验。火箭发动机是在高温、高压、高转速和强烈振动等苛刻的条件下工作。为了检验发动机是否达到设计指标，交付使用前必须通过一系列严格的试验，对其结构可靠性、性能参数、使用寿命和适应性等作出评价。此外，试验也为发展新技术、改进设计以及在使用过程中出现故障时进行原因分析提供依据。　　　　试验内容 　按试验对象不同分为元件试验、组件试验和整机试验。元件试验是对具有特定功能的元件进行单项试验，如柔性元件的疲劳试验、轴承的介质试验、喷嘴的特性试验等。组件试验包括单项试验和综合试验，如推力室的燃烧试验、泵的特性试验、涡轮泵联动试验等。整机试验是在元件、组件试验成功的基础上对整台发动机所进行的试验，按试验目的可分为：　　　　①预先研究性试验：为研究新结构、新系统、新推进剂、新工艺等进行的整机试验，以便为发展新型发动机提供依据。　　　　②方案性试验：对各种设计方案进行筛选，借以确定正式设计方案。　　　　③结构可靠性试验：在设计方案选定后，首先进行结构可靠性试验，如加大负荷、延长工作时间和偏离额定工作条件等试验。通过这些试验来发现结构的薄弱环节，经改进后再试验，直到满足可靠性要求。　　　　④性能可靠性试验：在结构状态保持不变的条件下，通过多台发动机试验，获得足够性能参数的子样，以便对发动机性能是否满足要求作出评定。必要时对发动机作适当修改，再次重复试验直到性能满足要求。　　　　⑤环境模拟试验：在模拟真实环境条件下进一步检验发动机。通常有高空、贮存、运输、振动、高低温等各项环境模拟试验。高空模拟试验用来测量发动机在高空环境下的性能并考验其工作可靠性。贮存模拟试验用来考验发动机在规定条件下长期贮存后是否满足要求。运输模拟试验用来考验发动机经过长途运输后的功能是否正常。振动模拟试验是在模拟火箭飞行时产生的振动环境下对上面级发动机进行振动试验。高低温模拟试验是检验发动机对各种温度环境的适应性。　　　　⑥鉴定试验：发动机交付飞行试验前的考核试验。根据验收试验大纲对发动机的所有技术指标作全面考核，以考核结果作为验收发动机的依据。有的发动机在交付前进行校准试验，以校核发动机的性能，必要时更换元件，使性能满足设计要求。　　　　⑦火箭级静态试验：考核发动机在火箭上工作的协调性和可靠性（见火箭地面试车）。　　　　⑧飞行试验：通过飞行器的飞行试验，对发动机作出最终评定。　　　　⑨抽检试验：对批生产发动机的抽样试验，以检查材料、工艺和生产质量的稳定性。　　　　⑩故障分析试验：对已定型的发动机在使用中出现的故障进行研究性试验，为故障分析提供依据。　　　　试验站 　试验站是对火箭发动机及其组件进行各种冷、热试验的场所。由组合件试验台、发动机试验台、高空模拟试验台、测量数据处理中心、推进剂和能源供应系统以及消防、环保等辅助部门组成。有的试验站还包括火箭试车台。　　　　组合件试验台 　对发动机组件（如推力室、涡轮泵、活门等）进行试验的专用设施。这类试验台规模不大，设备比较简单。　　　　发动机试验台 　对火箭发动机整机进行点火试验的专用设施。根据发动机类型和大小，试验台分为垂直试验台和水平试验台两种。垂直试验台多用于大型液体火箭发动机，水平试验台多用于小型液体火箭发动机和固体发动机。按试验环境条件又分为地面试验台和高空模拟试验台。试验台一般为敞开式钢筋混凝土结构和轻型活动屋顶。推进剂贮箱间、控制间、配气间、测量间等均为钢筋混凝土防爆墙，控制间还装有防爆玻璃，供试验过程中试验指挥员对试验台观察和指挥。发动机试验台一般由推力架、推进剂供应系统、供气系统、控制系统、测量系统以及消防、通信、环保等辅助设施组成。　　　　　　高空模拟试验台 　在地面上模拟高空条件进行发动机热试验的专用设施，它除有一般地面试验台所有的系统和设备外，主要还有高空模拟试验舱，抽空泵机组、蒸汽引射泵抽空系统、蒸汽输送系统、循环水冷却系统、恒温调节系统和燃气冷却塔等。模拟高度一般要求不低于45公里。　　　　测量和数据处理中心 　设有大容量、高精度和自动化的测量设备，可对推力、压力、流量、温度、振动、应变、转速等参数进行远距离测量，并由计算机进行巡检和数据处理。　　
说明：补充资料仅用于学习参考，请勿用于其它任何用途。液体导弹和固体导弹有什么区别?　
在有关导弹的知识中,我们经常可以看到液体导弹和固体导弹这两个名词。那么,什么是液体导弹,什么是固体导弹,它们有什么特点呢?
液体导弹与固体导弹的根本区别是发动机不同
随着导弹发展的日异,其品种型号已呈现出五花八门之势,导弹武器已构成了一个庞大的家族。为了便于导弹的设计、生产、试验和操作使用,人们根据实际工作需要,对导弹提出了不同的分类方法。其中的一种分类方法是按照导弹发动机推进剂的种类将导弹分为液体导弹、固体导弹和固液导弹三大类。“导弹发动机”这个术语使用的频率较低,通常都喜欢用“火箭发动机”来代替“导弹发动机”。目前,上大多数国家拥有的导弹要么是液体导弹,要么是固体导弹。
液体导弹是用液体火箭发动机作动力装置的导弹。所谓液体火箭发动机,是指采用液态物质作为推进剂,并将其释放的热能转换为燃气动能而产生推力的火箭发动机。液体火箭发动机按照不同的划分方法也可分为许多类型。比如,按推进剂的组成就可将其分为单组元、双组元和三组元推进剂火箭发动机。大多数液体导弹均采用双组元推进剂火箭发动机。双组元主要是指发动机的氧化剂和燃烧剂分别贮存在导弹的两个贮箱内。常用的氧化剂有液氧、四氧化二氮等,常用的燃烧剂有乙醇、偏二甲肼等。
固体导弹是用固体火箭发动机作动力装置的导弹。所谓固体火箭发动机,是指发动机使用的氧化剂和燃烧剂均是事先混合在一起且成固态的。这种发动机的推进剂通常被做成一定形状的药柱装填或浇注在发动机的燃烧室里,因此,固体火箭发动机的结构形式,主要是由药柱的形状以及药柱在燃烧室中的安置方法确定的。常用固体推进剂主要是双基火药,其主要成分有硝化纤维、硝化甘油等。实际上,中国古代发明的火药火箭就是最早的、也是最简单的固体火箭发动机。
液体火箭发动机与固体火箭发动机的工作过程
火箭发动机的工作原理是,推进剂通过燃烧反应或分解,形成相应的燃烧或分解产物,再通过发动机的尾喷管向后高速喷出,从而产生向前的反作用力――发动机的推力。
液体火箭发动机的工作过程是:为了启动液体火箭发动机,首先要将弹上高压气瓶内的压缩气体充进氧化剂和燃烧剂的贮箱进行增压,随后给火药筒通电点火,产生的高温高压燃气驱动氧化剂泵和燃烧剂泵旋转工作,推进剂进入推力室。经过推力室喷嘴的雾化、混合,便在燃烧室内发生燃烧反应,产生高温高压燃气流,导弹便在燃气流的反作用力下脱离发射装置发射出去。
固体火箭发动机的工作过程是:点火装置通电发火,并点燃发动机燃烧室内的药柱,药柱的燃烧表面迅速扩大,从而产生大量高温、高压、高速的燃气流,这些燃气流从喷管喷出,由此产生反作用力推动导弹起飞。
液体导弹、固体导弹和固液导弹具有不同的特点
液体导弹由于推进剂燃烧速度快、燃烧相对充分,所以,其能量水平较高。由于液体的流量容易控制,因此,液体导弹还具有易于多次启动、关机和推力调节的特点。此外,液体导弹还具有工作时间长、对环境温度敏感性小等优点。
但由于液体导弹发射前要将氧化剂与燃烧剂分开放置,发射时,又要按照一定比例控制氧化剂与燃烧剂的混合流量,所以,其结构比较复杂、发射重量大。由于氧化剂与燃烧剂都必须在发射前临时加注进导弹,因而,液体导弹地面设备多,地面勤务复杂,发射准备时间长。此外,液体导弹机动性能也比较差。一些大型弹道导弹一般都是液体导弹。
固体导弹由于使用固体推进剂,不需要增压系统、推进剂输送系统,因此,结构简单、紧凑,维护使用方便。一般情况下,射程大致相同时,固体火箭发动机所消耗的推进剂要比液体推进剂少得多,所以,固体导弹的发射重量相对较轻、外形尺寸较小,有利于导弹的机动隐蔽。由于发射时不必向导弹加注推进剂,所以,固体导弹地面设备较少,发射准备时间短,有利于提高导弹的快速反应能力。
固体导弹的缺点是由于固体的流动性差,固体燃料的燃烧也不像液体燃料那样容易调节和控制,所以,推力调节和多次启动都很困难。另外,固体燃料受环境温度影响大,发动机工作时间短,这就对导弹的贮存、发射提出了特殊的要求。由于导弹的推进剂和弹体始终连在一起,导弹的结构重量较大,不利于导弹的运输。
至于固液导弹,是指导弹的发动机采用固液混合发动机。这种发动机通常采用固体燃烧剂和液体氧化剂。少数导弹则采用固体氧化剂和液体燃烧剂。因此,这种导弹的发动机结构比液体导弹简单,比固体导弹复杂。从总体上看,这种导弹的发动机兼顾了液体火箭发动机和固体火箭发动机的长处,避免了他们的短处。
摘自：　　
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