端面燃烧+内燃管燃烧是业余界常用的药柱构型，由于其在工作时接近恒面燃烧，在业余界得到了广泛应用，但是我国业余界对其没有深层的研究过，所以说此构型仍然对于某部分爱好者仍然不清晰，大多人只知道“药柱之间要留缝”“垫个密封圈”

但微缝是否需要热防护均为空白，希望翻译的这篇文章能对带家有帮助

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此下为翻译的原味，并稍有润色

原作者Rich nakka

卡帕固体火箭发动机第四次试射的试验报告，以及试验后分析。这一特殊试验是knsb型的，由山梨醇推进剂提供动力，这是该型的第二次试射，标记为KSB-002。这个静态测试有两个主要目标: 测试重新设计的套管隔热衬里的充分性。研究“延迟点火”假说，该假说是为了解释先前试验(KSB-001)中不寻常的“三角形”推力和压力剖面而提出的。为了克服可能的延迟点火，该试验使用了热原点火器和谷物“燃烧引火剂” 。

套管隔热层在之前的测试中被证明是不合适的，再次进行了重新设计。重新设计的衬垫由0.0165英寸(0.42毫米)厚的同心卷起的海报纸组成。内衬被切割成单个矩形片，通过在心轴上滚动并在重叠接缝处用RTV粘合剂连接而形成管状。该片材的尺寸形成四层，总厚度为4×0.0165 = 0.066英寸(1.7毫米)。这是KDX-002使用的衬里厚度的两倍。在轧制之前，直接暴露于燃烧的表面部分喷涂有高热铝涂料。然后将衬管插入套管(滑动配合)，使其紧靠喷嘴。硅酮RTV然后应用于管端，并安装喷嘴。在前端，RTV也被用来密封衬管末端，延伸到一厘米内的舱壁。外露套管的短段涂有硅脂。在将衬套插入电机之前，衬套外表面涂有一层薄薄的嘉实多合成润滑脂。四个推进剂段的总质量为1487克(不包括抑制剂衬里)，如图1所示。推进剂芯直径为0.75英寸(19.05毫米)，外径为2.20英寸(55.9毫米)。平均片段长度为4.00英寸。(102毫米)。包括垫片在内的总颗粒长度为16.6英寸。(422毫米)。为了提高推进剂的可燃性，特别是在管段端部，试验性的“燃烧底漆”被涂在管段端部和部分芯部(每端1厘米以内)。

增加了一项措施来提高发动机的可燃性。代替传统的烟火点火器，热原被设计并安装在前舱壁。该单元的设计如图2所示。它本质上是一个由烟火药剂点燃的小型火箭发动机。该装置的台架试验导致装料瞬间点燃，随后热原颗粒燃烧。产生的火焰延伸超过两英尺长，总共燃烧了2秒钟。当用于电机时，由于限制，燃烧时间会更短。选择蔗糖作为热原颗粒是因为其燃烧速度快且易于点燃。喷嘴喉部直径略有增加，从0.495英寸增加到0.500英寸(12.7毫米)。这表示喉部横截面积增加了2%。完整的火箭发动机如图3所示。

推进剂抑制剂与之前试验中使用的抑制剂相同(树脂浸泡棉织物)。抑制剂的平均厚度为0.010英寸(0.25毫米)。在被抑制的表面上用高热铝涂料喷涂片段。 与之前的测试一样，在外壳周围的三个位置放置三条热敏胶带(兄弟胶带)，以指示外壳在烧制过程中的温度

STS-5000静态试验台再次用于该试验。测量推力和燃烧室压力。通过使用连接到4”0-1000磅/平方英寸压力计的液压测压元件测量推力。为了测量腔室压力，在电机隔板上安装了一个压力接头，该接头连接到一个4英寸0-2000磅/平方英寸的压力表上。为了防止热燃烧气体对压力表的损坏，连接管路中充满了油(SAE 30)。仪表读数是用12英尺(3.7米)外的摄像机记录的。一个有机玻璃护罩保护相机免受可能的碎片，以防电机故障。此外，防护罩还可以缓冲正常运行时从喷嘴流出的超音速气流产生的冲击波对摄像机的影响。第二个摄像机用来记录实际的发动机点火。该摄像机位于大约60英尺之外，具有变焦功能，用于在发射过程中获得发动机的特写镜头。 测试报告 2000年11月18日——虽然我们是在下午三点左右到达测试地点的，但是从清晨开始，外面的温度就没有上升过，当时有几片雪花飘落下来。温度是0摄氏度。，伴随着凛冽的北风，为有点寒冷的天气创造了条件。尽管如此，试验台的装配进展顺利(为了运输已经部分拆卸)。安装并调整电机以允许自由垂直移动，连接到腔室压力测量系统，并填充油缓冲系统。一台摄像机安装在有机玻璃护罩后面，记录两个压力表读数(测压元件压力和腔室压力)，第二台摄像机安装在大约60英尺(18米)以外。由于天空阴云密布，不需要为仪表设置遮阳罩。点火系统已经布置好，经过测试并确认运行正常。一旦设置完成，并且观察者位于远离测试台的安全距离处，最终连接到热原点火器系统。进行了连续性检查，验证了点火器元件是有效的。点火系统随后启动，人员进入最终位置，倒计时开始。我拿着数码相机准备记录发动机点火的过程。当达到零计数时，马达在半秒钟内就启动了，推力强劲，没有像以前点火时那样的“积累”。废气喷射的声音非常大，并且略微波动。用力推进持续了大约两秒钟，然后迅速减弱。尾焰结束时，喷嘴会发出短暂的橙色火焰。然后从喷嘴中喷出一些黑色的烟雾，这些烟雾迅速减少为一股轻微但稳定的灰色烟雾(来自分解抑制剂材料)，持续了大约一分钟。然后快速接近废电机，以便观察热敏胶带条。最靠近外壳喷嘴端的条带开始变暗。另外两条还是全白的。电机摸起来很烫，尤其是喷嘴，完全变黑了(根据前三次测试)。受推力作用的电机照片如图4所示。

对录像带的检查表明，在发动机点火期间，三条热胶带保持白色。这表明外壳保持相对较冷(< 250℃。)，证明了重新设计的外壳绝缘的有效性。录像带还证实，发动机在点火时非常迅速地产生推力。热原和“燃烧引火剂”显然非常有效地使发动机增压，使谷物充分燃烧。录像还显示，在燃烧的后半段，喷嘴在喉部区域发出炽热的红光。当电机打开进行点火后检查时，发现绝缘衬垫基本完好无损。虽然大部分班轮被烧焦，烧穿只发生在几个孤立的地方。衬里如图5所示。图6显示了测得的推力和室压的曲线图。请注意，压力表管线在燃烧的初始阶段明显被堵塞。只有当仪表管线和腔室之间的残余压力差足够大时，堵塞才会被清除。

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可以看出，正如所预期的那样，这两个参数(曲线)彼此紧密跟随。燃烧室压力和推力由以下等式联系起来: 其中F是推力，Cf是推力系数，At是喷管喉部横截面积，Po是燃烧室压力。推力系数是一个重要的参数，它与喷管中气体膨胀引起的推力放大有关，与如果燃烧室压力只作用在喉部区域时产生的推力相比。在图7中，绘出了推力系数。推力系数的平均值(如图所示)为1.53。

原作者美国火箭爱好者Rich nakka

本人只进行了翻译，并对机翻的内容稍有润色