地面点火试验

固体火箭发动机的研发过程一般要经历研究、设计、试制、试验等四个基本环节。发动机的研制是一个试验后修改和修改后又试验，直至满足设计要求的反复过程，因此广泛的地面点火试验是取得飞行成功的先决条件。

地面点火试验又名地面静止试验，通过不同的试验装置，如结构试验架、高精度试验架和离心过载试验架将发动机固定在发动机试验台体上，发动机点火工作，获得发动机的推力、压力、温度和应变等参数，在整个点火过程中，发动机相对于试验台处于静止状态。

固体火箭发动机在各研制阶段开展地面点火试验，其主要目的是考核发动机结构的完整性和合理性、考核各分系统的工作可靠性及其匹配关系、评定发动机的内弹道性能和测量发动机的能量特性。

由于固体火箭发动机研制过程中存在模样、初样、试样、定型和批生产等诸多研制阶段，固体火箭发动机在各研制阶段都要开展地面点火试验，不同的阶段要求也不尽相同，考核的目的也不尽相同。根据发动机的功能和试验时所完成的动作可分为结构试验、性能试验、高空模拟试验.离心过载试验、推力矢量控制试验、推力终止试验和立式试验等类型。

结构试验亦是一种最基本、最常用的试验技术，发动机在研制过程中的很多技术问题都需通过常规试验来暴露并加以解决。这类试验有两个主要目的，其一是考核和评定发动机结构的完整性和工作的可靠性;其二是测得发动机的内弹道性能参数。

滚球式试验架结构简图结构试验适用于研制初期的各种型号的发动机，常用的试验设备主要有滚球式、滚轮式和中心架式三种类型试验架。如图是滚球式试验架结构简图，动架和定架之间装有滚球，动架通过滚球可在定架上实现釉向运动和水平方向调节，具有安装操作简便快速、通用性好、可靠性高等优点，应用普遍。

性能试验主要用于精确测量发动机的能量特性，为发动机总体提供较精确的比冲(或总冲)数据和推力一时间曲线，同时进一步考核结构性能和评定内弹道性能，以及工作条件下特定部位的温度、加速度、位移、应变等物理量的晌应历程。特点是对试验架的动态、静态性能要求较高，试验测量的参数多，操作程序复杂。适用于研制后期的发动机以及定型发动机的抽样检查试验。

高精度试验架结构简图固体火箭发动机性能试验常用的试验设备是高精度试验架同。各类高精度试验架的共同特点是动静架之间采用弹性元件连接(如板簧)，选用高精度传感器和万向浇性件，采用原位校准技术，使用高精度安装对准工具。如图为高精度试验架结构简图，采用了双工作段板簧作为动架和定架之间的弹性连接件，其弹阴力仅为推力的0.075%，同时，高精度试验架具有良好的静态性能指标，其非线性、重复性和滞后性等参数均优于0.3%。

高空模拟试验是一种在地面上进行的、使发动机在人为形成的高空低气压环境中点火工作并进行参数测量的试验方法。高模试验适用于高空条件下工作的发动机，如多级火箭的第二、三级发动机和发射卫星用的远、近地点发动机等。

高空模拟试验是性能试验的一种特殊形式，用于精确测量发动机的真空比冲或总冲以及在高空条件下的推力一时间曲线，考核发动机特别是大面积比的高空喷管在低气压条件下的结构可靠性与传热特性，评定发动机的高空点火性能和推力矢量控制性能等。

当前，开展固体火箭发动机高空模式试验的设施是高空模拟试验台，其原理是在发动机周围增加一个真空试验舱和一套燃气排出系统，使得发动机在试验过程中试验舱能够保持高空低压模拟环境，根据其排气系统的排出方式不同高空模拟试验可以分为两大类:一类是被动引射高模试验，是利用发动机喷出的超音速射流作为动力源进行的引射试验，另一类是主动引射高模试验，是在被动引射试验台的基础上增加了外抽气系统进行的引射试验 。

被动引射高模试验为半程试验,模拟高度低，试验只能对发动机平衡段的推力特性进行评佑，不能对发动机及其喷管结构可靠性进行评佑。被动引射高模试验发动机点火与熄火阶段，由于发动机燃烧室压强低于扩压器启动压强，扩压器引射失效，巨大的燃气回流不仅影晌真空推力的测量，可能导致喷管或发动机后封头的损坏。

主动引射高模试验为全程高模试验，模拟高度高。外能源引射系统的引入最大限度降低扩压器的出口反压，实现尽可能低的扩压器启动压强，因此，实现了全程试验的目标并可使得扩压器回流控制在发动机设计要求范围内，大大提高了真空推力的测量精度，达到了发动机工作全程考核结构的目的。

战术导弹发动机在飞行过程中，为提高导弹的机动性能，要承受较大的釉向和横向过载作用。战术导弹一般采用垂直冷发射方式，发动机要承受较大的釉向弹射过载，在点火初期燃气舵导航的弹体偏转也会造成漩时过载作用，这些釉向过载对发动机药柱各粘接界面和壳体本身在弹射过载下的结构完整性产生重要影晌;战术导弹机动转弯时产生横向过载，此时凝聚相粒子在惯性力作用下产生聚集在向心加速度反方向的一侧，造成绝热层烧蚀加剧。战术导弹飞行工况在发动机地面静止点火试验中，较难得到模拟和考核。

离心过载试验是使发动机在以一定速度绕釉线旋转的状态下进行点火工作和参数测量的试验方法。通过离心过载试验可以考核发动机在离心过载状态下的点火性能和结构性能，评定由于离心过载而带来的凝聚相粒子沉积对燃速的影晌。

固体火箭发动机的推力矢量控制机构有多种类型，近代大型固体火箭发动机较多采用的是柔性喷管，柔性喷管的应用使得固体发动机在飞行中可改变航向。推力矢量控制试验的主要目的是考核固体火箭发动机推力矢量控制机构的工作可靠性，测量控制机构的控制特性，如控制力、控制力矩、摆角和摆动角速度等参数〔习。

推力矢量控制试验中有时需要测量发动机的侧向力，即推力的径向分力，侧向力主要来源于控制机构(如喷管的摆动)和发动机的不对称性(如几何不对称性和气动不对称性)，根据发动机试验的受力分析，推力控制机构所产生的侧向力较大，由发动机的不对称性引起的侧向力较小。在测量发动机推力分量时，如进行推力偏心角和横向位移，就需在多分力试车架上进行分力测量试验。

推力终止是固体火箭发动机在工作过程中按指令将推力消除或使推力终止。液体火箭发动机的推力终止可通过停止燃料供应实现发动机关机，而固体火箭发动机点火后无法进行关机，因此其推力终止方法也与液体发动机不同。固体火箭发动机的推力终止可有两种方法:一种是用发动机上自带的特制冷却剂将推进剂的燃烧熄灭;另一种是在发动机的前封头上或壳体上开设一些小孔(这种小孔称为泄压喷管)。

固体发动机进行推力终止试验的主要目的是考核泄压喷管及其打开机构的工作可靠性，测量泄压喷管打开时间及其同步性，测量泄压喷管打开后所产生的负推力的漩变过程等参数。推力终止试验中泄压喷管打开后，发动机将存在负推力漩变，因此，要求试车架及其测力组件具有承受一定侧向推力的能力。

立式试验是固体火箭发动机研发过程中重要的试验方式之一，在发动机研制初期，多采用卧式试验，研制中后期逐渐增多了立式试验的次数。

根据固体火箭发动机在试验台上的安装姿态的不同，立式试验可分为倒立式试验和正立式试验两种。火箭发动机地面发射的工作过程中，发动机必须克服自身的重力向上飞行，然而随着发动机推进剂的不断燃烧，影晌发动机飞行状态的发动机重力不断减小，是一个可变参数。另外，发动机点火漩间向下喷射到地面的火焰反射回来，对发动机冲量和热环境都构成一定的影口向。

这些都是卧式试验无法真实体现和获得的。同时，在卧式试验中，发动机内流场中产生的大量金属粒子受重力的影晌在发动机底部(通道和后封头)产生过量沉积，使得这些部位烧蚀情况加剧，然而在实际工作中，重力和火焰冲力的联合作用下使这些热金属粒子直接随燃气流出。因此，在很多情况下，立式试验才能更好地模拟火箭发动机的真实工作环境。

对于固体发动机正立式和倒立式两种试验方式，倒立式试验具有结构简单、投资经费少和试验周期短等优点，正立式试验具有结构复杂、发动机安装和拆卸工作强度大，投资经费大和试验周期长等缺点，但正立式试验相对于倒立式试验能够更好地模拟固体火箭发动机的真实工作环境，所获得的试验数据更真实可靠，可以更好地考核重力对固体火箭发动机工作的影晌、金属粒子对流场对发动机结构的影晌，并实现温度场等试验参数的测量。

固体火箭发动机试验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。由于现代科学技术和固体火箭发动机技术的快速发展，新型试验装备及测试仪器的应用，对发动机试验提出了更高的要求。试验技术将会呈现以下的发展趋势：

1、随着发动机技术的不断向“高能化”、“实战化”、“组合化”方向发展，试验技术向着集成化、系统化方向发展，要求具备多工况、复合环境方面的地面点火试验能力，以满足各种不同的测试项目和测试精度要求。

2、试验技术的发展与测试技术的进步密切相关，随着新型的测量设备、测试装备的应用，如自动化超声检测系统、高性能超声波传感器技术以及嵌入式传感技术的应用等，使得发动机地面点火试验过程具有了实时显像和监测能力，从“黑箱状态”向“透明化”方向发展。