有限差分法计算固体火箭发动机内弹道
!计?算?星?型?装痢?药?的?几?何?尺?寸?
!参?数簓符?号?说μ明é
!-----------------------------------------------------------------------------------!n表括?示?星?角?数簓,num表括?示?将?推?进?剂á沿?肉╝厚?方?向?分?为a几?等台?分?,m表括?示?选?择?压1力 值μ大洙?小?
!d表括?示?外猘径?,len表括?示?长¤度a,thet表括?示?星?边?夹D角?,epsilon表括?示?角?度a系μ数簓
!r表括?示?过y度a圆2弧?半?径?,r1表括?示?星?角?圆2弧?半?径?,R0表括?示?通 ?用?气?体?常￡数簓
!l表括?示?药?柱ê的?特?征é长¤度a,y0表括?示?初?始?特?征é参?数簓,y1表括?示?燃?尽?特?征é参?数簓
!I0表括?示?总哩?冲?,F表括?示?推?力 ,Poc表括?示?燃?烧?室酣?的?工¤作痢?压1力
!Isp表括?示?比括?冲?,density_p表括?示?密ì度a,k表括?示?比括?热a?比括?rspeed表括?示?燃?速ê，?pn表括?示?压1力 指?数簓
!mpeff表括?示?有瓺效§装痢?药?量?,Cf表括?示?推?力 系μ数簓,Ctz表括?示?特?征é速ê度a,At表括?示?喉?部?面?积y,a表括?示?燃?速ê系μ数簓
!S表括?示?平?均ê燃?烧?面?积y,e1表括?示?平?均ê肉╝厚?,epsilon1表括?示?减?面?比括?epsilon2表括?示?增?面?比括?
!foresmax表括?示?前?段?最?大洙?相à对?周ì边?长¤,backsmax表括?示?后è段?最?大洙?相à对?周ì边?长¤
!smin表括?示?最?小?相à对?周ì边?长¤,thet1表括?示?周ì边?长¤取?得?最?小?值μ时骸?的?星?边?夹D角?
!Ap表括?示?初?始?通 ?气?面?积y,J表括?示?初?始?通 ?气?参?量?,eta表括?示?装痢?填?系μ数簓,Af表括?示?剩骸?药?面?积y,etaf表括?示?剩骸?药?系μ数簓
!de表括?示?每?一?份 肉╝厚?的?长¤度a,Sa表括?示?燃?烧?面?积y数簓组哩?Apa表括?示?通 ?气?面?积y数簓组哩?
!------------------------------------------------------------------------------------program main
implicit none
real(kind=8),parameter :: Pi=3.14
integer :: n,num,i,m
real(kind=8) :: d,len,thet,epsilon,r,r1
real(kind=8) :: l,y0,y1
real(kind=8) :: I0,F,Poc,Pe,R0
real(kind=8) :: Isp,density_p,k,rspeed,Pn
real(kind=8) :: mpeff,Cf,Ctz,At,a
real(kind=8) :: S,e1,epsilon1,epsilon2
real(kind=8) :: foresmax,backsmax,smin,thet1
real(kind=8) :: Ap,J,eta,Af,etaf
real(kind=8) :: error,de
real(kind=8),allocatable :: Sa(:),Apa(:)
!读á入?所ê需a要癮所ê用?参?数簓值μ
open(3,file="design_parameter.dat")
read(3,*) I0 !总哩?冲?
read(3,*) F !推?力
read(3,*) Poc !燃?烧?室酣?压1力
read(3,*) Isp !比括?冲?
read(3,*) density_p !推?进?剂á的?密ì度a
read(3,*) k !比括?热a?比括?
read(3,*) a !燃?速ê系μ数簓
read(3,*) Ctz !读á取?特?征é速ê度aCtz
read(3,*) Pn !压1力 指?数簓
read(3,*) Pe !读á取?喷?管ì出?口?的?压1力 Pe
read(3,*) R0 !读á取?通 ?用?气?体?常￡数簓R0
read(3,*) d,r !读á取?装痢?药?直a径?d和?过y度a圆2弧?半?径?r
read(3,*) epsilon2 !读á取?增?面?比括╡psilon2
read(3,*) r1 !读á取?星?角?圆2弧?半?径?r1
read(3,*) thet1 !试?取?周ì边?长¤取?得?最?小?值μ时骸?的?星?边?夹D角?thet1
read(3,*) thet !试?取?初?始?时骸?的?星?边?夹D角?thet
read(3,*) n !读á取?星?角?数簓n（辍?,4,5,6,7,8）?
read(3,*) epsilon !试?取?角?度a系μ数簓epsilon
read(3,*) num !读á取?等台?分?肉╝厚?的?等台?分?数簓num
read(3,*) m !m=1表括?示?最?小?压1力 给?定¨,m=2表括?示?最?大洙?压1力 给?定¨,m=0表括?示?平?均ê压1力 给?定¨
close(3)
allocate(Sa(0:num),Apa(0:num))
!根ê据Y规?定¨的?总哩?冲?计?算?有瓺效§装痢?药?量?mpeff
mpeff=1.02*I0/Isp
!计?算?推?力 系μ数簓和?喉?部?面?积y
Cf=sqrt(k)*(2/(k+1))**((k+1)/(k-1)/2)*sqrt(2*k*(1-(Pe/Poc)**((k-1)/k))/(k-1))
At=F/Cf/(Poc*101325.0)
!计?算?平?均ê肉╝厚?e1和?计?算?特?征é长¤度a和?平?均ê燃?烧?面?积yS
!若?给?定¨的?是?最?大洙?压1力 则?需a根ê据Y增?面?比括?计?算?最?小?燃?面?再ê计?算?平?均ê燃?面?值μ
!y1一?般?取?值μ在?1附?近ì,(0.8-1.2)
if(m==0) then!平?均ê压1力 给?定¨
S=At*(Poc*101325.0)**(1-Pn)/(Ctz*density_p*a)
e1=mpeff/(density_p*S)
else if(m==1) then!最?小?压1力 给?定¨
S=At*(Poc*101325.0)**(1-Pn)/(Ctz*density_p*a)
S=(epsilon2+1.0)*S/2.0
e1=mpeff/(density_p*S)
else!最?大洙?压1力 给?定¨
S=At*(Poc*101325.0)**(1-Pn)/(Ctz*density_p*a)
S=(1.0/epsilon2+1.0)*S/2.0
e1=mpeff/(density_p*S)
end if
l=d/2-e1-r
y0=r/l
y1=(e1+r)/l
!根ê据Yepsilon2选?择?角?度a系μ数簓epsilon
!计?算?取?得?最?小?周ì长¤时骸?的?thet1
do while(.true.)
error=thet1/2+cotan(thet1/2)-Pi/n-Pi/2
if(error>=0.0001) then
thet1=thet1+0.00001
else if(error<=-0.0001) then
thet1=thet1-0.00001
else
exit
end if
end do
!计?算?角?度a系μ数簓epsilon的?准?确í?值μ
do while(.true.)
backsmax=2*n*((1-epsilon)*Pi/n+y1*(Pi/n+asin(sin(epsilon*Pi/n)/y1))) smin=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet1/2)+(1-epsilon)*Pi/n) if(backSmax/Smin>epsilon2) then
epsilon=epsilon+0.001
else
exit
end if
end do
!根ê据Y减?面?比括╡psilon1，?计?算?thet
epsilon1=1/epsilon2
foresmax=smin/epsilon1
do while(.true.)
error=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n+&
(r1+r)*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cos(thet/2)/sin(thet/2))/l)-foresmax if(error>=0.0001) then
thet=thet+0.00001
else if(error<=-0.0001) then
thet=thet-0.00001
else
exit
end do
!计?算?初?始?通 ?气?面?积y，?通 ?气?参?量?，?装痢?填?系μ数簓,药?柱ê长¤度a
Ap=(n*((1-epsilon)*Pi/n+sin(epsilon*Pi/n)*(cos(epsilon*Pi/n)-&
sin(epsilon*Pi/n)*cotan(thet/2)))+2*n*r*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+&
(1-epsilon)*Pi/n)/l+n*r**2*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l**2+&
n*r1**2*(thet/2+cotan(thet/2)-Pi/2)/l**2)*l**2
J=At/Ap
eta=4*(Pi*d**2/4-Ap)/(Pi*d**2)
Af=(epsilon*Pi*(1+y1)**2-n*(sin(epsilon*Pi/n)*(sqrt(y1**2-sin(epsilon*Pi/n)**2)+& cos(epsilon*Pi/n)))-n*y1**2*(epsilon*Pi/n+asin(sin(epsilon*Pi/n)/y1)))*l**2
etaf=4*Af/(pi*d**2)
len=mpeff/density_p/(Pi*d**2/4-Ap-Af)
!计?算?推?进?剂á的?燃?面?变?化ˉ规?律?并￠输?出?结á果?
de=e1/num
open(10,file="export_burnS.dat")
open(20,file="export_Ap.dat")
do i=0,num,1
if((i*de)<=r1) then
Sa(i)=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n+&
(r1+r)*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l-(r1-i*de)*Pi/n/l)*l*len Apa(i)=(n*((1-epsilon)*Pi/n+sin(epsilon*Pi/n)*(cos(epsilon*Pi/n)-sin(epsilon*Pi/n)* cotan(thet/2)))+&
2*n*(r+i*de)*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n)/l+&
n*(r+i*de)**2*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l**2+n*(r1-i*de)**2*(thet/2+cotan(thet/2 )-Pi/2)/l**2)*l**2
else if((i*de)>r1.and.(i*de)<=(l*sin(epsilon*Pi/n)/cos(thet/2)-r)) then
Sa(i)=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n+&
(i*de+r)*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l)*l*len
Apa(i)=(n*((1-epsilon)*Pi/n+sin(epsilon*Pi/n)*(cos(epsilon*Pi/n)-sin(epsilon*Pi/n)* cotan(thet/2)))+&
2*n*(r+i*de)*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n)/l+&
n*(r+i*de)**2*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l**2)*l**2
else if((i*de)>(l*sin(epsilon*Pi/n)/cos(thet/2)-r).and.(i*de)<=e1) then
Sa(i)=2*n*((1-epsilon)*Pi/n+(r+i*de)*(Pi/n+asin(l*sin(epsilon*Pi/n)/(i*de+r)))/l)*l *len
Apa(i)=n*((1-epsilon)*Pi*(1+(r+i*de)/l)**2/n+sin(epsilon*Pi/n)*(sqrt((r+i*de)**2/l* *2-&
sin(epsilon*Pi/n)**2)+cos(epsilon*Pi/n))+(r+i*de)**2*(epsilon*Pi/n+&
asin(l*sin(epsilon*Pi/n)/(r+i*de)))/l**2)*l**2
write(10,"(f10.5,2X,f15.5)") i*de,Sa(i)
write(20,"(f10.5,2X,f15.5)") i*de,Apa(i)
end do
close(10)
close(20)
!调獭?用?子哩?程?序?计?算?装痢?药?内?弹獭?道台?曲?线?
call
internal_ballistics0(d,len,e1,n,thet,epsilon,r,r1,l,a,pn,Ctz,At,k,density_p,mpeff,Isp) !输?出?星?型?装痢?药?的?几?何?参?数簓
open(30,file="export_star_geometry.dat")
write(30,"(A6,f11.5,A2)") "mpeff=",mpeff,"Kg"
write(30,"(A2,f8.5,A2)") "D=",d,"m"
write(30,"(A2,f8.5,A2)") "L=",len,"m"
write(30,"(A2,I2)") "n=",n
write(30,"(A3,f8.5)") "θa=",thet
write(30,"(A3,f7.5)") "ε?=",epsilon
write(30,"(A2,f7.5,A2)") "r=",r,"m"
write(30,"(A3,f7.5,A2)") "r1=",r1,"m"
write(30,"(A3,f8.5,A2)") "e1=",e1,"m"
write(30,"(A3,f10.5,A2)") "Ap=",Ap,"㎡O"
write(30,"(A2,f10.5)") "J=",J
write(30,"(A3,f7.5)") "η?=",eta
write(30,"(A3,f10.5,A2)") "Af=",Af,"㎡O"
write(30,"(A4,f10.5)") "η?f=",etaf
write(30,"(A2,f10.5)") "l=",l
write(30,"(A3,f10.5)") "y0=",y0
write(30,"(A3,f10.5)") "y1=",y1
close(30)
stop
end
!该?子哩?程?序?用?于 ?计?算?零?维?变?截?面?燃?烧?装痢?药?的?内?弹獭?道台?
!利?用?有瓺限T差?分?法ぁ?计?算?内?弹獭?道台?曲?线?
!可?用?于 ?计?算?侵?蚀骸?燃?烧?效§应畖下?的?内?弹獭?道台?曲?线?
!--------------------------------------------------------------------------!d外猘径?,len长¤度a,e1平?均ê肉╝厚?,n星?角?数簓,thet星?边?夹D角?,epsilon角?度a系μ数簓
!r过y度a圆2弧?半?径?,r1星?角?圆2弧?半?径?和?l特?征é尺?寸?,key表括?示?是?否?考?虑?侵?蚀骸?燃?烧?
!density_p推?进?剂á的?密ì度a,k比括?热a?比括?ga系μ数簓,C特?征é速ê度a,mpeff药?柱ê质?量?
!a速ê度a系μ数簓,pn压1强?指?数簓,At喉?部?面?积y,Pc燃?烧?室酣?的?设Θ?计?压1力 ,Isp
表括?示?理え?论?比括?冲?
!dt时骸?间?步?长¤,e燃?层?厚?度a,time时骸?间?,Sa同?一?时骸?刻?轴á向?的?各é节?点?的?
燃?面?,Apa通 ?气?面?积y
!Poc各é节?点?的?压1力 ,Pe喷?管ì出?口?压1力 ,P_I压1力 冲?量?,ep侵?蚀骸?比括?
!P_av平?均ê压1力 ,F_av平?均ê推?力 ,I0总哩?冲?,Im重?量?比括?冲?Iv体?积y比括?冲?,Cf
推?力 系μ数簓
!--------------------------------------------------------------------------
subroutine
internal_ballistics0(d,len,e1,n,thet,epsilon,r,r1,l,a,pn,Ctz,At,k,density_p,mpeff,Isp)
implicit none
real,parameter::Pi=3.14
integer :: n,key
real(kind=8),intent(in) :: d,len,e1,thet,epsilon,r,r1,l
real(kind=8),intent(in) :: density_p,k,Ctz,mpeff,Isp
real(kind=8) :: a,pn,At,dt,e,time,Sa,Apa,Poc,Pe,P_I,F real(kind=8) :: ep,P_av,F_av,I0,Im,Iv,Cf,ga
Pe=101325.0
P_I=0.0
!药?柱ê的?能ì量?特?性?参?量?读á入?
open(3,file="inter_parameter.dat")
read(3,*) key
read(3,*) dt
read(3,*) Poc
close(3)
!计?算?点?火e压1强?时骸?的?推?力 值μ
Poc=Poc*101325.0
ga=sqrt(k)*(2/(k+1))**((k+1)/(k-1)/2)
Cf=ga*sqrt(2*k*(1-(Pe/Poc)**((k-1)/k))/(k-1))
F=Cf*Poc*At
e=0.0
time=0.0
open(10,file="export_Poc.dat")
open(20,file="export_F.dat")
write(10,"(f8.5,2X,f10.5)") time,Poc/101325.0
write(20,"(f8.5,2X,f15.5)") time,F
do while(.true.)
!计?算?燃?面?和?通 ?气?面?积y
if(e<=r1) then
Sa=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n+&
(r1+r)*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l-(r1-e)*Pi/n/l)*l*len Apa=(n*((1-epsilon)*Pi/n+sin(epsilon*Pi/n)*(cos(epsilon*Pi/n)-&
sin(epsilon*Pi/n)*cotan(thet/2)))+2*n*(r+e)*(sin(epsilon*Pi/n)/&
sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n)/l+n*(r+e)**2*(Pi/n+Pi/2-thet/2-&
cotan(thet/2))/l**2+n*(r1-e)**2*(thet/2+cotan(thet/2)-Pi/2)/l**2)*l**2
else if(e>r1.and.e<=(l*sin(epsilon*Pi/n)/cos(thet/2)-r)) then
Sa=2*n*(sin(epsilon*Pi/n)/sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n+&
(e+r)*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l)*l*len
Apa=(n*((1-epsilon)*Pi/n+sin(epsilon*Pi/n)*(cos(epsilon*Pi/n)-&
sin(epsilon*Pi/n)*cotan(thet/2)))+2*n*(r+e)*(sin(epsilon*Pi/n)/&
sin(thet/2)+(1-epsilon)*Pi/n)/l+n*(r+e)**2*(Pi/n+Pi/2-thet/2-cotan(thet/2))/l**2)*l**2 else if(e>(l*sin(epsilon*Pi/n)/cos(thet/2)-r).and.e<=e1) then
Sa=2*n*((1-epsilon)*Pi/n+(r+e)*(Pi/n+asin(l*sin(epsilon*Pi/n)/(e+r)))/l)*l*len Apa=n*((1-epsilon)*Pi*(1+(r+e)/l)**2/n+sin(epsilon*Pi/n)*(sqrt((r+e)**2/l**2-& sin(epsilon*Pi/n)**2)+cos(epsilon*Pi/n))+(r+e)**2*&
(epsilon*Pi/n+asin(l*sin(epsilon*Pi/n)/(r+e)))/l**2)*l**2
else
Sa=0.0
end if
!计?算?侵?蚀骸?比括?
if(key==1) then
if(Sa/Apa<=72.9) then
ep=1.0
else
ep=1.3128-1.3249e-2*Sa/Apa+&
1.5527e-4*(Sa/Apa)**2-4.3868e-7*(Sa/Apa)**3
end if
else
ep=1.0
end if
!采?用?有瓺限T差?分?法ぁ?计?算?压1强?
Poc=Poc+(ga*ga*Ctz*Ctz*dt/(Apa*len))*&
(density_p*Sa*ep*a*Poc**pn-Poc*At/Ctz)
Cf=ga*sqrt(2*k*(1-(Pe/Poc)**((k-1)/k))/(k-1))
F=Cf*Poc*At
time=time+dt
e=e+dt*ep*a*Poc**pn
if(e>e1.and.Poc<101325.0) exit
write(10,"(f8.5,2X,f10.5)") time,Poc/101325.0
write(20,"(f8.5,2X,f15.5)") time,F
P_I=P_I+Poc*dt
end do
close(10)
close(20)
!循-环?结á束?
P_av=P_I/time
Cf=ga*sqrt(2*k*(1-(Pe/P_av)**((k-1)/k))/(k-1))
F_av=Cf*P_av*At
I0=F_av*time
Im=I0/mpeff/9.81
Iv=I0/(Apa*len)
!输?出?固?体?火e箭y发ぁ?动ˉ机?的?工¤作痢?参?数簓值μ
open(30,file="export_propellant.dat")
write(30,"('平?均ê压1力 p_av=',f9.5)") p_av/101325.0
write(30,"('平?均ê推?力 F_av=',f10.5,1X,'KN')") F_av/1000.0 write(30,"('总哩?冲?I0=',f10.5,1X,'KN.s')") I0/1000.0
write(30,"('重?量?比括?冲?Im=',f10.5,1X,'s')") Im
write(30,"('体?积y比括?冲?Iv=',f10.5,1X,'KN.s/m3')") Iv/1000.0 write(30,"('工¤作痢?时骸?间?time=',f8.5,1X,'s')") time
close(30)
return
end subroutine
龙格库塔法计算固体火箭发动机内弹道
!计?算?星?型3装痢?药?的?几?何?尺?寸? !参?数簓符?号?说μ明? !-----------------------------------------------------------------------------------!n表括?示?星?角?数簓,num表括?示?将?推?进?剂?沿?肉╝厚?方?向′分?为a几?等台?分?,m表括?示?选?择?压1力 值μ大洙?小? !d表括?示?外猘径?,len表括?示?长¤度ˉ,thet表括?示?星?边?夹D角?,epsilon表括?示?角?度ˉ系μ数簓 !r表括?示?过y度ˉ圆2弧?半?径?,r1表括?示?星?角?圆2弧?半?径?,R0表括?示?通 ?用?气?体?常￡数簓 !l表括?示?药?柱·的?特?征?长¤度ˉ,y0表括?示?初?始?特?征?参?数簓,y1表括?示?燃?尽?特?征?参?数簓 !I0表括?示?总哩?冲?,F表括?示?推?力 ,Poc表括?示?燃?烧?室酣?的?工¤作痢?压1力 !Isp表括?示?比括?冲?,density_p表括?示?密1度ˉ,k表括?示?比括?热ˉ?比括?rspeed表括?示?燃?速·，?pn表括?示?压1力 指?数簓 !mpeff表括?示?有瓺效§装痢?药?量?,Cf表括?示?推?力 系μ数簓,Ctz表括?示?特?征?速·度ˉ,At表括?示?喉3部?面?积y,a表括?示?燃?速·系μ数簓 !S表括?示?平?均·燃?烧?面?积y,e1表括?示?平?均·肉╝厚?,epsilon1表括?示?减?面?比括?epsilon2表括?示?增?面?比括? !foresmax表括?示?前?段?最?大洙?相-对?周1边?长¤,backsmax表括?示?后μ段?最?大洙?相-对?周1边?长¤ !smin表括?示?最?小?相-对?周1边?长¤,thet1表括?示?周1边?长¤取?得?最?小?值μ时骸?的?星?边?夹D角? !Ap表括?示?初?始?通 ?气?面?积y,J表括?示?初?始?通 ?气?参?量?,eta表括?示?装痢?填?系μ数簓,Af表括?示?剩骸?药?面?积y,etaf表括?示?剩骸?药?系μ数簓 !de表括?示?每?一?份 肉╝厚?的?长¤度ˉ,Sa表括?示?燃?烧?面?积y数簓组哩?Apa表括?示?通 ?气?面?积y数簓组哩? !------------------------------------------------------------------------------------program main implicit none real(kind=8),parameter :: Pi=3.14 integer :: n,num,i,m real(kind=8) :: d,len,thet,epsilon,r,r1 real(kind=8) :: l,y0,y1 real(kind=8) :: I0,F,Poc,Pe,R0 real(kind=8) :: Isp,density_p,k,rspeed,Pn real(kind=8) :: mpeff,Cf,Ctz,At,a real(kind=8) :: S,e1,epsilon1,epsilon2 real(kind=8) :: foresmax,backsmax,smin,thet1 real(kind=8) :: Ap,J,eta,Af,etaf real(kind=8) :: error,de real(kind=8),allocatable :: Sa(:),Apa(:) !读?入?所·需ˉ要癮所·用?参?数簓值μ open(3,file="design_parameter.dat")
固体火箭发动机设计复习题答案
1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构 参考书中的发动机图吧 2. 固体火箭发动机的质量比是什么？什么是质量比冲？ 质量比：推进剂质量与发动机初始质量的比。 质量比冲：单位发动机质量所能产生的冲量。 3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么？ 依据导弹总体提出的技术要求，选择并确定发动机总体设计方案，计算发动机性能，确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料，固体推进剂类别和药柱形式等。在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。 4.请写出齐奥尔科夫斯基公式 式vm 中为导弹理想飞行速度，Is 为发动机比冲，mp 为药柱质量，mm 为发动机结构质量，ml 为导弹载荷量（除发动机以外的一切质量） 5.举出两种实现单室双推力的方案 （1）不改变喷管喉径，采用不同燃速的两种推进剂药柱，这两种药柱可前后放置，也可同心并列放置。前者推力比受燃速比的限制较小，后者较大。 （2）不改变喷管喉径，采用一种推进剂的两种药形，通过燃面变化实现双推力。该方法简单易行，但推力比调节范围较小。 （3）采用不同燃速的推进剂和不同药形，即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。该方法有较大的灵活性，推力比调节范围宽，实际应用较为广泛。 （4）采用可调喷管改变推力大小，可得到较宽的推力比调节范围，但结构复杂。 6.什么是最佳长径比？ 最佳长径比——对应最佳直径的长径比 第二章 7.什么是肉厚分数？ 8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数？ ln 1p m s m L m v I m m ??=+ ?+??
9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系？ 参考2-2节，P49 10.单根管状装药的设计过程？如何计算？ 参考2-4节，P64 11.什么是线性粘弹性？ 指当应力值低于某一极限值时，粘弹性态是近似线性的，即在给定的时间内，由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。 12.什么是时温等效原理？ 各种温度条件下所获得的松弛模量（或其他力学性能数据），可以通过时间标度的适当移动而叠加；这也就是说，材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地（等效）表示出来。反过来，材料性能依赖于时间的变化，也可以靠改变温度条件相应地表示出来。这种关系就叫做时-温等效原理 第三章 13.固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和功用。 对于贴壁浇铸推进剂药柱的燃烧室，通常由壳体、内绝热层和衬层组成；对于自由装填药柱的燃烧室，一般由壳体、内绝热层和挡药板组成。 壳体主要承受内压作用。由于壳体还是弹体外壳的一部分，所以还要承受外载荷的作用。内绝热层用来对壳体内壁进行热防护。 衬层的作用是防止界面间的分子迁移，使浇铸的药柱与内绝热层粘结更牢，并缓和药柱与内绝热层之间的应力传递。 挡药板用于防止自由装填的药柱的运动。 14.发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？
固体火箭发动机壳体用材料综述
固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和
初中九年级(初三)物理火箭发动机原理
题号：843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
发动机部件计算公式
附录1 发动机部件计算公式 1 基础知识 1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。 2)气动函数()q λ、()πλ、τλ（） 、()f λ计算公式见附录3。 2 变循环发动机各部件的计算公式 2.1 进气道 2.1.1 已知：发动机飞行高度H 、飞行马赫数Ma 。 2.1.2 计算过程 1）计算标准大气条件下环境压力0p （静压），环境温度0T （静温）。 当高度H km ≤11时： 5.2553 00 1.01325144.308288.15 6.5H p T H ???=?-? ?????=-?? ( 2.1) 其中，高度H 的单位为km ，温度的单位为K ，压力的单位为bar 。 2）进气道进口的总温总压： 2020 T T Ma p p Ma γγγγ*-*?-??=+ ????? ? -???=+ ????? 10 112112 （2.2） γ:气体绝热指数，纯空气=1.4γ，燃气=1.33γ。 3）计算进气道总压恢复系数： i 1.35 i 1 1.0 1 1.00.075(1) H H H M M M σσ≤=??>=--?：： (2.3) 4）计算进气道出口总温总压: i T T p p σ**** ?=?=??1010 (2.4) 2.2 压气机 双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS 和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算方法。
2.2.1 已知 压气机进口总温T in *、总压P in *、压气机的压比函数值zz 、物理转速n 、压气机导叶角度α。 2.2.2 计算过程 1）计算压气机换算转速： cor n = (2.5) 其中，风扇：*,=288.15in d T ，CDFS ：*,=428.56862609in d T ,高压压气机:* , 473.603961in d T =。*in T 为压气机进口总温。 2）计算压气机增压比、效率和换算流量 压气机的增压比c pr 、效率c η和换算流量c W 分别是其换算转速和压比函数值及导叶角 α的函数。 (,,) (,,) (,,) c cor c cor c cor pr prc n zz n zz W W n zz αηηαα=?? =??=? （2.6） 压气机增压比、效率和换算流量的求法如下： （1） 附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为cor n 、压比函数值为zz 时的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 。 （2） 将（1）求的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量： ,,2 ,(1)(1)1100(1) 100(1) 100pr c pr c map w c W c map c c map k pr C pr k W C W k C ηηααηηα? =-++?? ? =+?? ?=+?? (2.7) pr w k k k η、、分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS 、高压压气机pr w k k k η、、这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS 导叶角变化范围：-535α≤≤， 风扇和高压压气机的导叶角变化范围：-515α≤≤ ；风扇： 2.3894 =0.4950 1.0684pr W C C C η =?? ??=?，CDFS:
“固体火箭发动机气体动力学”课程 学习指南
1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基
固体火箭冲压发动机设计技术问题分析
第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨 茂 (西北工业大学航天学院,西安 710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0 引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。
有限差分法计算固体火箭发动机内弹道
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发动机原理计算题教学文稿
发动机原理计算题
1. 已知一四行程柴油发动机，缸数为6，单缸气缸工作容积为2L ，燃料燃烧热 值为44000kJ/kg ，发动机转速为1500r/min ，机械效率为0.8，有效功率为88.5kw ，耗油量为20.3kg/h 。 ①指示功率、指示热效率、指示燃油消耗率； ②有效热效率、有效燃油消耗率 解：指示功率：由)(625.1108 .05.88kW P P P P m e i i e m ====ηη，得 有效燃油消耗率：)/(4.22910005.883.20h kW g P B b e e ?=?== 有效效率： 356.01044000 4.2296.3106.366=??=?=μηH b e e 指示燃油消耗率：)/ 5.183(1000625.1103.20h kW g P B b i i ?=?== 指示效率：445.010441006.1836.3106.366=??=?= μηH b i i 2. 设计一台四冲程六缸柴油机，标定工况转速3000r/min ，标定功率66.8KW ， 活塞平均速度v m =10m/s ，平均指示压力p mi =0.9Mpa ，平均机械损失压力 p mm =0.2Mpa 。 （1）活塞行程s （2）气缸直径（3）标定工况下的机械效率ηm （4）设活塞组摩 擦损失占全部机械损失的40%；标定工况转速3000r/min 时减小负荷，机械效率下降，当 ηm=0.5时，通过研究，活塞组摩擦损失可能降低25%，试问有效燃油消耗率be 怎样变化？ 解：（1） 601022-??=n s v m cm n v s m 103000101030103022=??=?= （2）Mpa p p p mm mi me 7.02.09.0=-=-= 12041202n i s D p n i V p P me s me e ???=???=π
火箭发动机原理教学大纲
《火箭发动机原理》课程教学大纲 课程代码：110132307 课程英文名称：Solid Rocket Motor 课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0 适用专业：弹药工程与爆炸技术 大纲编写（修订）时间：2017.10 一、大纲使用说明 （一）课程的地位及教学目标 本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。 通过本课程的学习，学生将达到以下要求： 1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。 2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。 3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。 （二）知识、能力及技能方面的基本要求 要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。 1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。 2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。 3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。 （三）实施说明 1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。培养学生的思考能力和分析问题的能力。在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。 2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。 （四）对先修课的要求 要求学生先修高等数学、理论力学、材料力学、流体力学、气体动力学、工程热力学、数值分析、机械设计、计算机基础等课程。 （五）对习题课的要求 通过对固体火箭发动机的基本结构与工作原理，固体推进剂的分类，内弹道计算及发动机的结构设计等内容有针对性的布置习题，以巩固和加强所学的理论。 （六）课程考核方式 1.考核方式：考查。 2.考试目标：重点考核学生对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法的理解程度和掌握程度。
固体燃料火箭发动机学习笔记
固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）
直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。
装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施
高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。
部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。
843火箭发动机原理
843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
西工大固体火箭发动机知识点精品总结
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**
发动机原理计算题
1. 已知一四行程柴油发动机，缸数为6，单缸气缸工作容积为2L ，燃料燃烧热值为 44000kJ/kg ，发动机转速为1500r/min ，机械效率为0.8，有效功率为88.5kw ，耗油量为20.3kg/h 。 ①指示功率、指示热效率、指示燃油消耗率； ②有效热效率、有效燃油消耗率 解：指示功率：由)(625.1108 .05.88kW P P P P m e i i e m ====ηη，得 有效燃油消耗率：)/(4.22910005.883.20h kW g P B b e e ?=?== 有效效率： 356.01044000 4.2296.3106.366=??=?=μηH b e e 指示燃油消耗率：)/ 5.183(1000625.1103.20h kW g P B b i i ?=?== 指示效率：445.01044100 6.1836.3106.366=??=?=μηH b i i 2. 设计一台四冲程六缸柴油机，标定工况转速3000r/min ，标定功率66.8KW ，活塞平均速 度v m =10m/s ，平均指示压力p mi =0.9Mpa ，平均机械损失压力p mm =0.2Mpa 。 （1）活塞行程s （2）气缸直径（3）标定工况下的机械效率ηm （4）设活塞组摩擦损失占全部机械损失的40%；标定工况转速3000r/min 时减小负荷，机械效率下降，当 ηm=0.5时，通过研究，活塞组摩擦损失可能降低25%，试问有效燃油消耗率be 怎样变化？ 解：（1） 601022-??=n s v m cm n v s m 103000101030103022=??=?= （2）Mpa p p p mm mi me 7.02.09.0=-=-= 1204120 2n i s D p n i V p P me s me e ???=???=π cm dm P D e 990.014 .3126008.6648014.33000617.0480=≈??=?????= （3） 778.022222.019 .02.011=-=-=-=mi mm m p p η （4）％H H H m ＃m m m ＃m U m t c U ＃m t c U m t c 6.555 .05.0778.01111=-=?-=????-??=ηηηηηηηηηηηηηηλ 可能提高％6.55
小型固体火箭发动机设计范本
小型业余固体火箭发动机设计范本 科创航天局 李楠 摘要：本文根据个人经验，以具体实例的方式，叙述了一台简单固体火箭发动机的设计流程。文中对发动机各参数的选择、计算进行了较为详细的说明。 目的在于倡导火箭爱好者在火箭的设计、制作方面更加的科学化，精细化。关键词：固体火箭发动机 一、设计要求 1、拟设计一台总冲(It)在600N-S左右的固体火箭发动机 2、发动机既定采用KNDX为燃料 3、发动机的设计推力曲线应尽量平缓，推力均匀 4、发动机的设计应考虑将来发动机用于可导火箭的兼容性 5、发动机要考虑与开伞设备的兼容性 二、基本参数估算 1、推进剂用量估算 KNDX实际密度取1.8 g/ 比冲(Isp)试取120S 则所需推进剂质量为 M= = 600/9.8*120=0.5102kg=510.2g 推进剂体积： V=510.2/1.8=283.4 2、发动机几何尺寸估算 初步假设发动机长径比为5：1 燃料内孔15mm 则发动机尺寸应满足 V=1/4∏（-）H （1） H/Di=5 （2）
其中V ——燃料体积 Di——发动机内径 d ——燃料内孔直径 H ——发动机长度 将数据代入式（1）（2）计算得(求解一个一元三次方程) 发动机内径 Di=43.45mm 发动机长度 H=217.25mm 三、参数计算 上面的计算结果，仅仅是为了明确发动机规格的大方向，还不能满足火箭设计的需要，因此，在下面的设计过程中，主要是围绕上面得出的结果，以SRM 计算软件为平台，确定发动机、药柱的具体尺寸。 1、发动机、药柱基本尺寸的确定 将上述计算结果进行圆整代入SRM，同时细微调整药柱尺寸、数量，使压力曲线平缓，在本方案中，确定药柱方案如下： 药柱外径：42mm 药柱内径：15mm 单段药柱长度：70mm 药柱数量：3 喷燃比变化如右图1： 图1 发动机内径：45mm（计算时应使用42mm，留有3mm做隔热层） 喉口直径初步选择:10 mm 初始喷然比218 压力曲线如右图2： 最大压力：4.6MPa 燃烧时间：1.352S 最大推力：498N 平均推力：424N 总冲:618 NS