黄 刚，李军伟，王向港，田忠亮，王宁飞

(北京理工大学 宇航学院，北京 100081)

0 引言

为保证弹体或飞行器轨道的稳定性，增加射程，航天器常采用弹体绕自身轴线旋转的方式，即通过“高速·自旋”来降低推力偏心和制造不对称对轨道稳定性的影响，减小弹着散布。在底排火箭复合增程弹中，底排药燃烧产生的气体填充高速运动的弹尾真空区，减少弹头与弹尾的压力差，减小飞行阻力，增加射程[1-2]。然而在高速旋转条件下，固体火箭发动机的工作性能将受到很大的影响，如点火延迟增加、燃速增大、绝热层烧蚀加剧等[3-4]，导致发动机偏离轨道甚至爆炸。因此，设计并搭建地面高速自旋火箭发动机试验平台，研究高速自旋状态下固体火箭发动机的工作性能(推力、压力、喷管烧蚀等)，为推进剂配方设计和发动机设计提供理论支持尤为重要[5-6]。

美国、前苏联、西德、日本等国自上世纪60年代以来开展了大量相关工作[7-8]，如EKE等[9]，WANG等[10]，MAO等[11]，MORRIS等[12]将变质量系统(Variable mass system)理论运用到固体火箭发动机的旋转研究中，还把飞行器简化成某种质量随时间发生变化的系统。我国经十余年的艰苦努力，建成了旋转发动机实验装置，开展了含铝复合推进剂加速度敏感性实验研究，提出了燃速加速度敏感性稳态模型和瞬态模型,获得了较为满意的预示结果。从90年代起上海航天局810研究所、国防科学技术大学等单位针对该问题进行了试验与仿真研究。2003年以来，西北工业大学、中国航天科技集团有限公司四院41所和陕西动力机械研究所等单位对固体发动机绝热层和前后封头在加速度下烧蚀进行了理论计算和实验设计研究[13-17]。……