第二十章火箭发动机试验

第二十章 火箭发动机试验

20.1试验类型

火箭推进系统在投入实际使用之前要做各种类型的试验，下面按其通常进行的顺序简要列出一些试验。

(1)单机部件的加工检验和生产试验（尺寸检验、压力试验、X光探伤、检漏、导
通测试、机电检测等)。

(2)组件试验（点火器、阀门、推力室、控制器、喷注器、结构等的功能试验）。

(3)发动机系统静态试验（整个系统装在试车台上试验）：

a.发动机部分工作或模拟工作（用于检验功能、调整状态、点火、运行是否正常。通常未达到满推力状态，试验时间未达到全寿命)；

b.全系统试验（额定工况、偏工况，人为偏置环境条件或调整状态）。对于重复使用或多次启动的火箭推进系统，试验还包括多次启动和长寿命试验，试验后需进行检测与重新调整。

(4)飞行器静态试验（推进系统安装在一受限的、不能飞行的飞行器或飞行器的某一级上)。

(5)飞行试验：

a.采用处于研制状态的、飞行试验用的飞行器，在推进系统上专门布置测点进行测量；

b.采用产品状态的飞行器。

以上五种类型的试验可在很多研制计划中采用，至少在下面三种基本的研制计划中
它们均可采用：

(1)新型（或改进的）火箭发动机、推进剂或其组件的研究和研制（或改进）。
(2)新型（或改进的）火箭发动机对特定应用或飞行任务的适用性的评估。
(3)火箭推进系统的产品与品质保证。

前两种研制计划主要针对新型或改进型产品，常采用实验发动机对新方案或新现象进行试验和测量，例如，新型固体推进剂药柱的试验、新型控制阀组件的研制以及喷管锥形扩张段在工作期间的热膨胀的测量。

生产试验主要关注少数几个推进系统产品基本参数的测量，以保证产品的性能、可靠性和工作情况处于规定范围内。若产品批量很大，这些试验所需的测试设备和仪器通常就要用半自动或全自动的，以便在很短的时间内完成试验、测量、记录和评估。

在研制计划的早期，为验证特定的设计特点和性能特征，通常要对组件及整机做很多专门的、独特的试验。这些试验要采用专门的设备和仪器，或要对已有的试验装置作改进。对于第二种研制计划，为确定发动机性能和可靠性的统计值，一般要采用很多台份设计状态的相同产品做一些专门的试验。在这个阶段还要开展一些试验以验证发动机承受极端工况的能力，如环境温度的高低、燃料成分的变化、各种振动环境，或处于潮湿、雨淋、真空环境，或贮存期间的草率处理。为了验证安全性，有时会对推进系统制造人为故障、伪信号或引入加工缺陷，以检验控制系统或安全装置处理和预防可能发生的故障的能力。

在试验发动机用于飞行器正式飞行之前，通常它必须通过初步飞行评定试验，该试验的目的是验证发动机的安全性、可靠性和性能。它不是一种单项试验，而是在各种特定条件、性能容差、模拟环境和人为故障下的一系列试验。之后，发动机可用于试验飞行。不过，在正式投产之前，发动机通常还需通过另一组称为鉴定试验或生产前试验的各种严酷条件下的特定试验。一旦某推进系统通过了鉴定，或通过了鉴定试验，一般就不允许对它的设计、工艺或材料作任何改动，改动需经过仔细的评审、递交详细的申请报告，并常常要重新做鉴定试验。

推进系统组件及全系统试验的数量和费用在最近几十年已大大减少，原因是先前类似产品的经验越来越丰富，故障模式的预测及其定位越来越准确。经过验证的计算机程序消除了很多不确定性，免去了很多试验。在某些应用中，热试车次数减少到了以前的十分之一甚至更少。

20.2试验设施和安全措施

对于化学火箭推进系统，各种试验设施通常都包括以下主要系统或组件：

(1)试验台或试验工位，用于安装被试产品，通常要采用试验专用夹具。若试验有危险性，则试验设施必须有保护操作人员和限制事故破坏性的措施。

(2)带相应计算机的测量系统，用于探测、保持、测量、分析、校正和记录各种物理化学参数。它通常包括校准系统和使测量精确同步的计时器。

(3)控制系统，用于启动、关机和调整工况。

(4)用于装卸笨重组件、供应液体推进剂、提供维护的系统和安保系统。

(5)对于有毒推进剂和有毒排气，需要收集毒性气体或蒸气（封闭管路系统内点火工作)，处理所有毒性成分（如湿洗法和/或化学处理），排出无毒气体成分，并安全处理所有化学处理留下的有毒固体或液体残留物。例如，对于含氯的排气，可通过钙溶液清洗清除掉大部分毒性气体，形成的氯化钙沉淀后处理掉。

(6)在一些试验中需要专门的试验设备和独特的设施，以开展各种环境条件或模拟紧急情况下的静态试验。例如，大发动机的高低温环境试验需要对发动机外围进行温度控制，装填了推进剂的导弹系统在做枪击试验以及火烧试验（汽油或发动机燃料与库存导弹下面的空气燃烧)时需要粗糙不平的防爆设施。与此类似，振动试验、三维推力矢量和力矩测量或小推力短脉冲的总冲测量也需要专门的设备。

现在大多数火箭推进试验在可精确控制试验条件的多功能综合设备上进行。现代发动机试验设施常建在离居民区几英里外的地方，以防止或尽量减小强噪声、振动、爆炸和有毒排气的影响。图20-1画出了一种大型液体火箭推力室（推力为100 ~2000klbf)，用的开放式试车台，推力室垂直向下喷火。推进系统试验时喷火方向（垂直或水平）最好能与实际飞行状态相同。图20-2画出了一种高空模拟试车台，其试验最高推力为105klbf。该试车台包括安装发动机的真空舱、一组抽真空用的蒸气引射器、燃气降温用的水以及冷却扩压器。在有化学火箭推进剂燃气流动时，这种设备不可能保持很高的真空度，一般只能保持在15一4torr(20~35km高度)范围。这种试验设备能试验大喷管面积比的火箭推进系统，在海平面压力下，这种面积比通常会产生流动分离。

图2-1典型的垂直下喷大型液体火箭推力室静态试车台简要示意图。只有一小部分排气羽流（在喷管出口与火焰导流槽之间）能看见。火焰导流槽使排气羽流偏转了90°（成水平方向），以免火焰在地面吹开一个大坑。图中画出了装卸推力室的起重机、安全护栏、高压气瓶、推进剂贮箱增压系统，互相隔离的燃料、氧化剂和冷却水贮罐及其供应系统，以及一个小车间

在任何试验开始之前，照例都要培训参试人员，重复进行空试演练，使各人熟悉岗位职责和操作规程（包括紧急处理程序）。

现代试验设施中典型的人员和设备安全措施有：

(1)混凝土墙建造的掩体或控制室，用于保护远离火箭发动机实际位置的人员和仪
器（见图20-3）；

图20-2 日本LE-5推力室（液氧液氢推进剂）水平喷火高空模拟试车台简图。图中画出了抽真空（静态13torr,试验时6torr)原理。限于蒸气贮存容量，最长试验时间约10min(经A1AA许可复制自文献20-1)

图2-3用于试验操作人员工作、放置记录仪器和实施控制的控制室（在加强的混凝土掩体内有控制台、闭路电视、无线及有线电话、直接显示仪表、条形图显示器、高速磁带记录器、波器、空气品质监测报警器和应急灯（美国空军Phillips实验室提供）

(2)所有危险操作和测量都采用遥控、远程显示和记录，推进剂与测量间、控制室
隔离；

(3)自动或人工喷水系统和灭火系统；

(4)远距离观测试验的闭路电视系统；

(5)试验前通知人员清场的警报信号（汽笛、铃声、喇叭、灯光、扬声器）和危险消除后的安全信号；

(6)对液体推进剂贮罐和固体推进剂贮存点有数量和距离限制，以尽量减小万一爆炸造成的破坏；液体燃料与氧化剂互相隔离；

(7)危险试验点周围建保护墙，以减小爆炸时碎片造成的破坏；

(8)采用防爆电气系统、静电鞋、无火花操作工具，以防点燃易燃物；

(9)对某些推进剂还要使用安全工作服（见图20-4），包括防推进剂的耐火服、面罩及护罩、手套、专用鞋和安全帽；

(10)严格执行有关试验场地通道管理、吸烟、安检等规章制度；

(11)任何时候都要限制危险区域内的人数。

图20-4操作人员在处理危险性或腐蚀性液体推进剂时使用的塑料安全服、手套、靴子和帽子。当人站在平台上后，安全淋浴器就会自动打开，洗掉溅上或滴上的推进剂（美国空军官方照片）

有毒物质的监测与控制

为了保护人员、动物和植物，化学火箭发动机开放式试验要经常测量和控制试验区域附近排气的浓度和气体的运动。发动机正常工作排气，推进剂意外溢出造成的蒸气或反应气体，着火、爆炸、飞行器飞行中自毁或火箭在发射台自毁所产生的气体都会生成有毒的气体和颗粒物。环保条例通常限制散发在大气中的毒气或颗粒物的局部最高浓度或总量。第七章和第十二章已叙述一些液体、蒸气和气体的毒性。对子会排放中等毒性的气体或产物的试验，一种挖制方法是把试验推迟到天气情况好的时候进行。

对于地面试验，毒气源可当做点源处理，而在飞行试验中它是一带源。排气气团的扩散速率受许多推进参数（如推进剂类型、发动机尺寸、排气温度、发动机工作时间）、许多大气变量（如风速、风向、湍流度、湿度和垂直安定性或温度直减率）和周围地形的影响。对爆炸、工业烟气、导弹和运载火箭发射排气对周围环境的影响已做了大量的分析研究和测量，它为预测发动机排气气团的大气扩散和下游浓度提供了很好的基础。文献20-2描述了危险物质和毒气的传播及浓度分布；文献20-3计算了大型火箭发动机排气对大气臭氧层和试验场附近地区天气的影响，文中认为影响一般不大，而且是暂时的；文献20-4描述了一个试验区域大气测量网络。

O.G.Sutton提出了一个广泛用于预测气团在大气中扩散的公式（文献20-5）。许多和下游毒气团浓度有关的最新的方程和模型是Sutton理论的扩展。下面给出火箭和导弹工作者最感兴趣的Sutton公式。

在各向异性瞬时地面点源条件下，

\(\chi {(x,y,z,,t)}=\frac{Q}{{\pi}^{3/2}{C}_{x}{C}_{y}{C}_{z}{\bar{u}{t}}^{3(2-n)/2}}\exp \left[ {{\left( \bar{u}t \right)}^{n-2}}\left( \frac{{{x}^{2}}}{C_{x}^{2}}+\frac{{{y}^{2}}}{C_{y}^{2}}+\frac{{{z}^{2}}}{C_{z}^{2}} \right) \right]\)      (20-1)

在各向异性连续地面点源条件下，
\(\chi {(x,y,z,,t)}=\frac{2Q}{{\pi}{C}_{y}{C}_{z}\bar{u}{r}^{2-n}}\exp \left[ {-{x}^{n-2}}\left( \frac{{{y}^{2}}}{C_{y}^{2}}+\frac{{{z}^{2}}}{C_{z}^{2}} \right) \right]\)        (20-2)

式中χ为浓度，单位是g/m³;Q为点源强度（瞬时条件下单位为g,连续条件下单位
为g/s);Cx.y.z分别为x,y,z平面的扩散系数；\(\bar {u}\)为平均风速，单位为m/s;t为时间，单位为s;坐标x,y,z的单位为m,在瞬时条件下以气团中心为起点，在连续条
件下以气团轴线下面的地面点为起点。指数n为稳定性系数或湍流系数，其值在（强烈湍流)和1（非常稳定）之间，通常在0.10与0.50之间。

研究排气气团在大气中的扩散的几个基本定义如下：

(1)微气象学研究和预报在地面上空约300m以上、水平距离约5mi范围内的大气现象；

(2)直减率温度随地面高度的降低速率，美国标准大气表中的直减率为每1000m6.4℃左右，直减率也受高度、风和湿度的影响；

(3)逆温或逆温层是直减率为负的情况（温度随高度而增加），通常发生在夜间地面附近。

下面是一些根据火箭发动机排气气团大气扩散的经验得出的一般性的规则和观测结
论：

()逆温层是非常稳定的，它大大降低了气团的垂直弥散（直减率越高，垂直弥散越大)；

(2)大气条件越稳定，越能使排气气团完整地离开地球表面，除非排气产物比周围空气重得多；

(3)大风使扩散率增加，热影响降低；

(4)对于短期试验(500以下)，下游气团总量近似等于瞬时点源所产生的量；

(5)当羽流到达某距离的1/4时排放停止，则该距离处其最高浓度约等于同强度连续源的3/4；

(6)逆温层的存在大大限制了大气的混合与扩散能力，因为有效空气质量是地表与逆温层之间的空气质量；

(7)由热排气气闭浮力引起的向逆温层的渗透很少发生；

(8)导弹或运载火箭在1500m以上高度爆炸所造成的地表气团总量比在600~1000m高度爆炸要低很多。

毒性物质浓度已知后，要了解它的危害性，还需要知道它对人体、植物和动物造成的影响。人类的承受极限已在第七章和文献8-5中给出。通常感兴趣的有三个极限：一个是公众的短期暴露极限，一个是8小时暴露极限，还有一个是必须疏散的浓度极限。依照具体有毒化学物质的不同，8小时极限介于5000ppm(如二氧化碳这种气体)与1ppm以下（如氟这样的剧毒物质）。排气产物造成的人体中毒一般是通过吸入气体或细小固体颗粒而引起的，但有时热试车后留在试验台附近数周或数月的固体残留物也会通过伤口或其他途径进入人体。此外，某些液体推进剂会引起烧伤和皮疹，或者在摄入后引起中毒，如第七章所述。

20.3测试设备和数据处理

本节只对这方面作很简略的讨论。如要进一步研究，读者可参考试验用测试设备和计算机的标准教材，如文献20-6。火箭发动机试验中测量的一些物理量如下：

(1)力（推力、TVC侧向力、短脉冲推力）；
(2)流量（热气、冷气、液体燃料、液体氧化剂、泄漏率）；
(3)压力（燃烧室、推进剂、泵、贮箱、气瓶等）；
(4)温度（空壁、推进剂、结构、喷管）；
(5)计时，阀门、开关、点火器等的指令时序；
(6)应力、应变和振动（燃烧室、结构、推进剂管路、振动部件的加速度）（文献20-7);
(7)事件时序（点火、建压）；
(8)部件的运动和位置（阀芯、摇摆架位置、部件在载荷或热量作用下的变形）；
(9)电子组件或控制分系统的电压、频率和电流；
(10)目测（火焰形状、试验件失效模式、爆炸），采用高速摄影机或摄像机；
(11)特殊量，如涡轮泵转速、推进剂贮箱液位、燃烧速率、火焰亮度或排气成分。
文献20-8描述了推进系统专用的诊断技术，如利用非介入式光学法、微波法和超声法测量温度、速度、粒子尺寸或固体推进剂药柱燃烧速率。这些传感器许多采用了特殊技术和专门的软件。各种测量参数均可采用不同的仪器、传感器和分析仪获得，如文献20-9所述。

20.3.1测量系统术语

各种测量装置或测量系统通常都有一个或多个敏感元件（常称为传感器或探头），用于记录、显示和/或指示探测到的信息的一种设备，以及用于把探测到的信号调节、放大、修正或变换为适合记录、指示、显示或分析的形式的另一套设备。火箭发动机试验数据可用多种方法记录，如用图形记录器或数字式存贮设备（如磁带或磁盘）。下面给出几个重要术语的定义（文献20-6也有）。

量程指测量系统能给出真实的、线性响应的最小值与最大值之间的范围。通常还有一定的余量，以承受暂时性的过载而不致损坏仪器或需要重新校准。

测量误差通常有两种：①不正确的读数、查表或记录以及对这些数据不正确的整理或校正而引入的人为误差：②仪器误差或系统误差，通常分为四类：静态误差、动态响应误差、漂移误差和滞后误差（参见文献20-10）。静态误差通常是由加工、装配差异造成的固定的误差，这种误差一般可通过仔细的校准检测出来，然后在读数时加以适当的修正。漂移误差是输出值经一段时间后的变化，它通常是由随机因素和环境条件造成的。为了避免漂移误差，测量系统必须经常在标准环境条件下对照已知标准参考值对整个量程范围进行校准。动态响应误差是测址系统来不及记录处于变化状态的被测参数(特别是参数变化很快时)的真值所产生的误差。例如，由于振动、燃烧振荡、与结构的相互作用等原因，推力有一个动态分量。这些动态变化会使推力测量值失真或放大，除非仔细设计试车台结构、发动机安装结构以及推力测量和记录系统，避免产生谐振或能量阻尼过大。为获得良好的动态响应，需对整个系统进行仔细的分析和设计。

最大频率响应是指测量系统能测得真实值的最高频率（单位通常采用每秒周数）。测量系统的自然频率通常在极限响应频率之上。一般来说，高频响应需要更复杂、更昂贵的仪器。整个测量系统（敏感元件、调制器和记录仪）都必须具有快响应能力。在火箭发动机试验中，多数测量采用了两种仪器之一：一种是用于参数变化相对缓慢、接近完全静态条件的仪器；另一-种是用于快速变化的瞬态条件（如发动机启动、关机或振荡)的仪器（参见文献20-11）。后一类仪器的频率响应在200Hz以上，有时高达20000Hz。这种快速测量对分析快速变化的物理现象是必需的。

仪器的线性度指在仪器整个量程内输入（通常有压力、温度、力等）与输出（通常为电压、输出显示的变化等)之比。通常，静态校准误差即表示与绝对线性响应的偏差。非线性响应会给动态测量带来相当大的误差。分辨率指给定仪器能检测到的测量参数的最小变化量。死区或滞后误差常常是由仪器系统内的能量吸收或仪器机构间隙造成的，在某种程度上，它限制了仪器的分辨率。

敏感性指由特定因素引起的响应或读数的变化。例如，度敏感性和加速度敏感性指由温度和加速度引起的测量值的变化。它通常表示为单位温度或单位加速度引起的测量值的百分比变化。该信息可用于把读数修正为参考条件或标准条件下的值。

造成测量误差的原因很多。文献20-12给出了一种误差估计的标准化方法，采用了数学模型，既能对分量逐个进行估计，也能对测量和记录系统的累积效应进行估计。图形记录器（误差范围为条形图宽度的±0.2%~±0.5%）和示波器（误差范围为满量程的±2.0%~±3.0%)这两种模拟式记录设备用于需很快看到数据的情况，以及记录高频数据或瞬态的情况。这些瞬态过程超出了数字式记录器的能力，数字式记录器通常限于100Hz以内，而示波器可达5000Hz甚至更高。

包括电源、传输线、放大器和记录器的测试系统内部的电干扰或“噪声”会影响记录数据的精度，特别是采用低输出的传感器时。文献20-13介绍了测量和消除令人讨厌的电噪声的方法。

20.3.2计算机应用

在火箭推进试验和数据处理中采用计算机已是很普遍的事情了。计算机通常与传感器（如压力传感器、作动部件位置指示器、温度传感器、液位传感器等）、控制器（阀门作动器、推力矢量控制器、推力终止装置)和辅助设备（如终端、数据存贮设备或打印机)连接在一起。传感器提供数据输人，控制器接收计算机输出指令并改变被测参数的值。计算机有以下应用：

(1)若没有计算机，试验数据分析将是一件很耗时的艰苦工作，因为许多典型的火箭推进系统试验要产生大量的数据，对所有相关数据都要进行审查和评估。计算机能进行自动数据处理，包括数据修正（如已知仪器误差、校准或大气压变化）、模数转换和数据过滤（消除关注范围之外的数据）。它还能作数据变换，把试验信息转换为图形显示或选择打印特定的性能参数。在仔细评估试验数据的基础上，贵任工程师必须确定试验目的是否达到、下次或余下试验要作哪些调整、下次或余下试验的目的是什么。文献20-14介绍了一种软件，它能进行自动试验分析和决策支持，最大数据容量为50兆字节，这是SSME试验的典型数据量。从某种角度说，该软件是以专家知识系统为基础的。

(2)现代试验系统使用数字数据库记录和整理试验数据。实际上在试验期间或试验后常常只对一部分记录下来的数据进行分析和审查。复杂的火箭推进系统试验有时测量和记录100~400种不同的参数。有些数据需要高频采样（如有些瞬态参数的采样频率可能超过每秒1000次)，而另一些数据只需低频采集（如安装支架的温度也许只需1~10s采一次)。为简化数据传输，普遍采用数据多路复用技术。多数发动机试验计算机系统有一个配置文件，用于标明各通道的数据特征，如量程、增益、参考值、平均类型、参数特性或数据修正算法。多数数据不采用打印形式分析和输出，只有需要对特定试验现象作更详细的了解时才会对数据进行详细的分析。这种分析可能在试验结束数月后才开始，且不一定在同一台计算机上进行。

(3)失效探测与评估或限幅条件（防止局部温度、振动过高或限制局部压力）用于检测即将发生的故障、判断故障是否严重。若严重的话，要么自动修正，要么自动安全关机。采用计算机后，异常工况的探测要比完全由人工判断快得多。在有些发动机中，致命的故障可通过多个传感器探测到，计算机迅速对这些传感器发出的信号进行判断，只有当多数传感器的信号表明发动机处于危险状态或异常工况时才采取修正（或关机）猎施，这样就不会因个别传感器的偶然失效而引起关机。

(4)通过设计一种算法，使让算机作出与火箭发动机相似的响应，就可对试验进行
模拟。计算机接收各种传感器（阀门开关状态、丁VC位置、危险温度等）的输入，通过模拟算法对其进行处理，然后输出控制信号（如改变推力、关机）以及模拟的发动机性能（如室压、比冲、侧向力等）。比起再做更多的试验，这种计算机模拟是非常省钱的。模拟可以是全虚拟模拟（采用独立的计算机和模拟的输入条件），也可以是半实物模拟（计算机与真实火箭发动机或其组件连接），后一种模拟方式可用于在地面试验或飞行试验临试前（或试验开始的第一秒内）对发动机进行检测。

(5)由计算机进行试验操作控制能在最短时间内达到预定工况。在这种情况下，就可能需要设置预定的一组脉冲（对于姿态控制推力器），一组在一次试验中完成的、切换很快的（比如s一个）混合比参数，或者预定的推力矢量控制程序。它能采用闭环控制来达到所需的工况，并能控制这些工况的变化过程。此外，它还能同时控制多个变量（如推力、混合比和几个涡轮入口温度）。由于采用计算机的话通常要研制一些软件，故在某些组件试验中采用了可编程逻辑控制器来控制试验操作。

在多用途静态试验设备里，为了实现上述部分或全部功能，可能有一组联网的计算机和数据库。有些计算机硬件可能是试件的一部分，有些是试验设备的一一部分，有些可能在其他地方，通过通讯网络连接。文献20-15描述了航天飞机主发动机的控制和计算机系统。

20.4飞行试验

火箭推进系统的飞行试验总是与飞行器及其他系统（如制导、飞行器控制或地面设备)的试验一起进行的。这些飞行试验通常在导弹和运载火箭的航区内进行，有时在海洋上空。若试验飞行器偏离了预定弹道、似乎要飞向人口稠密地区时，航区安全官（或计算机)将采取行动，要么炸毁飞行器，中断飞行，要么使它修正弹道。因此许多推进系统装有用于终止运行（关闭火箭发动机或向发动机壳体打开推力终止装置，如第十三章所述)或启动爆炸装置（使飞行器及推进系统在飞行中解体）的设备。

飞行试验需要专用的发射装置，观测、监视、记录数据的手段（摄像机、雷达、遥测机等)，保证航区安全、数据整理和评估飞行试验性能的装置，以及经过专门训练的人员。不同的飞行器需要不何的发射装置，比如肩扛式步兵导弹发射筒、安装在军车或战舰上的移动式倾斜安装多管发射器、大型导弹的运输车、航天器运载火箭用的轨道式发射台或固定的大型发射台。发射装置必须备有用于把飞行器装填或搬运到发射工位、飞行器对准或瞄准的设备，使各种设备能方便操作、与发射装置方便连接（检测、监测、加注等)，并能承受发射时火箭发动机高温喷流的冲刷。

在试验飞行中常常要对飞行器各分系统的性能进行全面的测量。例如，室压、挤压压力、温度等火箭发动机参数要进行测量，数据通过遥测传回地面接收站进行记录和监测。有些飞行试验需要打捞和检查试验后的飞行器。

20.5事故处理程序

任何火箭推进系统的试验都免不了会有失败，特别是一些工作参数接近其极限时。每次失败都为我们更好地了解设计方案、材料、推进系统性能、生产工艺或试验程序提供了机会。要了解失败的可能原因、确定纠正措施防止以后出现类似失败，需要对其作全面仔细的研究。从失败中学到的教训也许是试验最重要的好处。在发生事故后，常采用规范化的事故处理程序，特别是在失败造成的影响很大的情况下，如高昂的成本、严重的破坏或人员伤亡。严重的失败（如运载火箭毁掉、试验设施严重破坏）常会导致研制计划中止、下一次试验或飞行暂停，直至失败原因查明、防止错误再犯的纠正措施落实。

严重失败发生时最关心的是应付紧急情况需采取的步骤。这些步骤包括马上救护受伤人员，把推进系统和/或试验设备恢复到安全、稳定的状态，避免化学危险品进一步对设施或环境造成破坏，配合当地消防部门、医护救生人员和残骸清理人员工作，迅速向上级主管部门、员工、新闻界和社会通报情况。此外还必须封锁通往事故现场设施的通道、保留现场以备事后调查。所有试验人员，特别是管理人员，不仅都要进行防灾和尽量减少失败影响的训练，还要进行应付紧急情况的训练。文献20-16提出了与火箭推进剂有关的事故处理程序。

参考文献

20-1.K.Yanagawa,T.Fujita,H.Miyajima,andK.Kishimoto,“High Altitude
Simulation Tests of LOX-LH2 Engine LE-5,”Journal of Propulsion and
Power,Vol.1,No.3,May-June 1985,pp.180-186.
20-2.“Handbook for Estimating Toxic Fuel Ha2ards,”NASA Report CR-61326,
April 1970.
20-3.R.R.Bennett and A.J.McDonald,“Recent Activities and Studies on the
Environmental Impact of Rocket Effluents,”AIAA Paper 98-3850,July 1998.
20-4.R.J.Grosch,“Micro-Meteorological System,”Report TR-68-37,Air Force
Rocket Propulsion Laboratory,November 1968(AD 678856).
20-5.O.G.Sutton,Micrometeoralogy,McGraw-Hill Book Company,New York,
1973,Chapter 8.
20-6.D.Ramsey,Principles of Engineering Instrumentation,John Wiley Sons,NewYork,1996.
20-7.K.G.MeConnell,Vibration Testing:Theory and Pracrice,Wiley Interscience,New York,1995.
20-8.Y.M.Timnat,“Diagnostic Techniques for Propulsion Systems,”Progress inAerospace Sciences,Vol.26,No.2,1989,pp.153-168.
20-9.R.S.Figliola and D.B.Beastey,Theory and Design for Mechanical
Measurements,John Wiley Sons,New York,1991,516 pages.
20-l0.R.Cerri,“Sources of Measurement Error in Instrumentation Systems,”Preprint19-LA-61,Instrument Society of America,Research Triangle Park,NC.
20–11.P.M.J.Hughes and E.Cerny,”Measurement and Analysis of High-FrequencyPressure Oscillations in Solid Rocket Motors,”Journal of Spacecraft andRockets,Vol.21,No.3,May-June 1984,pp.261-265.
20-12.Handbook for Estimating the Uncertainty in Measurements Made with LiquidPropellant Rocket Engine Systems,Handbook 180,Chemical PropulsionInformation Agency,April 30,1969 (AD 855130).
20-·l3.”Grounding Techniques for the Minimization of Instrumentation NoiseProblems,”Report TR-65-8、Air Force Rocket Propulsion Laboratory,
January 1965 (AD 458129).
20-l4.R.C.Heim and K.J.Slusser,“The Measure of Engine Performance,”
Threshold、The Boeing Company,Rocketdyne Propulsion&Power,Summer
1994,pp.40-48.
20-15.R.M.Mattox and J.B.White,“Space Shuttle Main Engine Controller,”NASATP-1932,1981.
20-16.D.K.Shaver and R.L.Berkowitz,Post-accident Procedures for Chemicals andPropellants,Noyes Publications,Park Ridge,NJ,1984.