该发动机为帖子XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/85758中的发动机。时至今日，该发动机的所有制造和试验工作均已完成，并达到了设计目标。在此基础上，我们将发动机试验的试验过程，数据，图片，视频等在此贴发布。

此发动机一共制造了三台作为试验机，第一台进行了水压测试来验证结构强度。水压测试时用一外尺寸与喷喉相当，内部有连接管路的圆块代替喷喉组装发动机，反复多次加压至9MPa，未出现泄漏变形等问题，我们认为发动机结构设计满足要求。考虑到该发动机仅用于探空火箭，如果继续使用669#燃料，低特征信号的燃料将导致难以有效观察火箭飞行过程，我们选择AL669#燃料，此燃料可以产生较大的尾烟和明亮火焰。

第一次试验

本次试验使用了真空震动花板浇筑的燃料制造工艺，2.4mm厚的PVC隔热层，但是燃料分层浇筑工艺出现问题导致燃料中存在大量互相连通的大气泡。具体原因是浇筑第一层后开始准备第二层的药浆，浇筑第二层时第一层已经开始固化失去流动性，但是仍可变形，抽真空时燃料残存的极少量气泡膨胀形成大气泡缺陷并彻底固化。这些缺陷导致了第一次发动机测试的喷燃比远大于设计喷燃比，点火后立刻爆炸。

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第二次试验

本次试验改进了燃料浇筑过程，即第一层燃料完全固化后再浇筑第二层，避免了燃料缺陷的根本原因。切片检查显示仅有很少量小气泡，密度测量接近理论密度。发动机试车时正常工作了2.4秒，之后由于星孔段隔热失效而破裂。

隔热部分的分析：在传统星孔结构的发动机里，隔热层接触燃气时间短，因此对隔热要求很低，圆孔+端面构型的小型发动机虽然隔热层全程接触燃气但是本身工作时间较短，隔热要求也不高。翼柱装药发动机中星孔段燃料会首先烧完，尤其星角处的燃料只烧约一秒就暴露出隔热层，这就要求隔热层能耐较长时间的烧蚀。已知2.4mm厚的PVC材料能在略大于1s时间内有效，显然不能满足该发动机要求。将试验过的发动机喷管切开测算收敛段入口处酚醛材料的烧蚀率然后进行计算，得出3.5mm厚度的酚醛树脂材料可以满足隔热要求。于是将燃料星孔段和锥孔段隔热层更换为3.5mm厚度酚醛树脂材料。（其实根据本次试验结果，锥孔段仍然可以使用PVC隔热层，但是稳妥起见还是更换为酚醛树脂材料）

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第三次试验

本次试验使用了部分酚醛隔热层并且浇筑工艺完善的燃料，两个点火药包分别位于圆孔顶端（5g）星孔顶端（2g），用一根玻纤杆串装，导线用胶带捆绑于玻纤杆上。试验取得完全成功。发动机熄灭后测量表面温度，星孔段温度约80度，圆孔段约60度，喷管外圆略高于环境温度，整体隔热效果良好。本次试车采集到了完整的压强曲线推力曲线。曲线形状和理论预测比较接近，这里先放一个预览图，详细分析稍后发布。

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