火箭发动机

火箭发动机

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简介

火箭发动机的分类

火箭发动机的优势

现代火箭发动机

其他能源的火箭发动机

我国火箭发动机发展最新成果

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简介

火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。[编辑本段]

火箭发动机的分类

能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。火箭发动机依形成气流动能的能源种类分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。

化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500～5000米／秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮

存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。

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火箭发动机的优势

火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。早在唐代初年(约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。大约在十三世纪制成火箭。我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。

同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。

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现代火箭发动机

现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。

固体火箭发动机

固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。

点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。

喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。

药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

液体火箭发动机

液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。

液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。

推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达2O0大气压（约20OMPa）、温度300O～4000℃，故需要冷却。

推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。

发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。

液体火箭发动机的优点是比冲高（25O～5OO秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。

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其他能源的火箭发动机

（一）电火箭发动机

电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。

电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。

按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（70O～250O秒）、

极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于10 ON。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。

（二）核火箭发动机

核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500～1100 O米／秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250～1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。

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我国火箭发动机发展最新成果

2006-年７月4日，承担中国新一代大型运载火箭动力系统研制任务的航天推进技术研究院透露，用于推进中国新一代大型运载火箭的“１２０吨级液氧煤油发动机”，最近在该院首次整机试车成功。在试车过程中，发动机各项指标正常。

“１２０吨级液氧煤油发动机”是中国正在研制的新一代大型运载火箭的重要动力装置，其最大推力为１２０吨，采用了目前世界上最先进的高压补燃循环系统，各项技术指标远高于中国现有长征系列运载火箭的发动机，能将火箭现有的运载能力提高３倍左右，可使中国近地轨道的运载能力从现在的９．２吨提高到２５吨，将为中国载人航天二期工程，月球探测二、三期工程，深空探测工作奠定坚实基础。目前，中国对该发动机的所有技术拥有完全自主知识产权。

据航天推进技术研究院的专家介绍，绿色环保是这种发动机的突出特点，它采用环保安全的液氧、煤油推进剂，无毒、无污染，可从根本上消除现有有毒推进剂对科研人员健康的损害及对环境的污染。

新一代运载火箭是中国运载火箭升级换代产品，可全面提高中国运载火箭的整体水平和能力，大幅度提高中国火箭的国际竞争力，提高现有长征系列运载火箭的性能和可靠性，满足中国未来２０年至３０年内航天发展需求，实现中国航天运载技术的跨越式发展。中国新一代大型运载火箭将于２０１２年左右投入使用。

火箭发动机

所属分类：空对空飞弹能源科学

RS-68在斯坦尼斯航天中心试车

火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。大部分火箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。

目录[隐藏]

? 1 工作原理

? 2 发动机整体性能

? 3 冷却

? 4 机械问题

? 5 声学问题

? 6 试车

?7 安全性

?8 化学问题

?9 点火

?10 羽流物理

?11 火箭发动机种类

?12 火箭发动机历史

?13 参考资料

火箭发动机-工作原理

大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生尾气。

由于燃烧室无反压力，发动机牺牲了部分推力

向燃烧室供入推进剂

液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。

火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。

燃烧室

化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸

这里：

Vc 是燃烧室容量

At 是喷口面积

L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 - 1.5 m）

燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。

喷嘴

渐缩渐阔喷嘴里的温度(T)、压力(p)和速度(v)

发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。

如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。

火箭的推力是压力作用在燃烧室和喷嘴

一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力（如图）。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力是火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。推进剂效率

要使发动机有效利用推进剂，需要用一定质量的推进剂产生最大可能压力作用于燃烧室和喷嘴，此外以下方法也能提高推进剂效率：

将推进剂加热到尽可能高的温度（使用高能燃料、氢，碳或某些金属如铝，或使用核能）使用低比重气体（尽可能含氢）

使用小分子推进剂（或能分解成小分子的推进剂）

因为所有的措施都是出于减轻推进剂质量的考虑；压力与被加速的推进剂量成比例关系；也

因为牛顿第三定律，作用于发动机的压力也作用于推进剂。废气出燃烧室的速度似乎是由燃烧室压决定的。然而该速度明显受上述三种因素影响。综合起来，排气速度就是检验发动机效率的最好证明。

由于空气动力的原因，废气在喷口产生阻流效应。音速随温度平方根增长，因此使用高温尾气能提高发动机性能。在室温下，空气中的音速为340 m/s，而在火箭的高温气体中可达1700 m/s以上，火箭的大部分性能都是由于高温。加之火箭推进剂通常选用小分子，这也使得在同等温度下，废气中音速高于空气中音速。

喷嘴的膨胀设计使排气速度翻倍，通常是1.5至2倍，由此产生准高超音速排气射流。速度的增量主要由面积膨胀比决定，即喷口面积与喷嘴出口面积的比值。而气体的性质也很重要。大膨胀比的喷嘴尺寸更大，但能使废气释放更多的热，由此提高排气速度。

喷嘴效率受工作高度影响，因为大气压力随高度升高而降低。但由于尾气是超音速的，因此射流的压力只会低于或高于围压，不能与之平衡。

如果尾气压力以围压不同，喷嘴就可以称为完全膨胀

反压力和最佳膨胀

要获得最佳性能，尾气在喷嘴末端的压力需要与围压相等。如果尾气压力小于围压，运载器就会因为发动机前端与末端的气压差而减速。而如果尾气压力大于围压，本该转换成推力的尾气压力没有转换，能量被浪费。

为了维持尾气压力和围压的平衡，喷嘴直径需要随高度升高而增大，是尾气有足够长的距离作用于喷嘴，以降低压力和温度。而这增加了设计难度。实际设计中通常采用折衷的办法，因而也牺牲了效率。有许多特殊喷嘴可以弥补这种缺陷，如塞式喷嘴、阶状喷嘴、扩散式喷嘴以及瓦形喷嘴。每种特殊喷嘴都能调整围压并让尾气在喷嘴中扩散更广，在高空产生额外的推力。

当围压足够低，如真空，就会出现一些问题：一个问题是喷嘴的剪重，在一些运载器中，喷嘴的重量也影响着发动机效率。第二个问题是尾气在喷嘴中绝热膨胀并冷却，射流中某些化学物质会凝结产生“雪”，导致射流的不稳定，这是必须避免的。

动力循环

相对喷管处的热能损失而言，泵气损失微乎其微。大气中使用的发动机使用高压动力循环来提高喷管效率，而真空发动机则无此要求。对于液体发动机，将推进机注入燃烧室的动力循环共有四种基本形式：

挤压循环- 推进剂被内置的高压气瓶中的气体挤出。

膨胀循环- 推进剂流经主燃烧室膨胀驱动涡轮泵。

燃气发生器循环- 小部分推进剂在预燃室中燃烧驱动涡轮泵，废气通过独立管道排除，能效有损失。

分级燃烧循环- 涡轮泵的高压气送回驱动自启动循环，高压废气直接送入主燃烧室，没有能量损失。

火箭发动机-发动机整体性能

火箭技术集合了高推力（百万牛顿），高排气速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大气层外工作的能力。而且往往可以通过削弱一种性能而使另一种性能更高。

比冲

衡量发动机性能的重要指标就是单位质量的推进剂产生的冲量，即比冲（通常写作Isp）。比冲可用速度（V e 米每秒或英尺每秒）或时间（秒）度量。比冲大的发动机往往是性能极佳的。

净推力

以下是发动机净推力的近似值计算公式：

由于火箭发动机没有喷气式发动机的进风口，因此不需要从总推力中扣除冲压阻力，因为净推力就等于总推力（排除静态反压力）。

节流

发动机可通过控制推进剂流量（通常以kg/s或lb/s计）来达到节流的目的。

原则上，发动机可通过节流使出口压力降至围压的三分之一（喷嘴流动分离）而上限可至发动机机械强制允许的最大值。

实际上发动机可节流的范围要出入很大，但大部分火箭都可以轻易达到其机械上限，主要的限制因素就是燃烧稳定性。例如推进剂喷嘴需要一个最小压力来避免引起破坏性振动（间歇性燃烧和燃烧不稳定），但喷嘴往往可以在更大的范围内进行调整和测试。而且有必要保证喷嘴出口压力不会低于围压太多，以避免流动分离问题。

火箭能量效率等于火箭速度除以有效排气速度

能量效率

火箭发动机是一种效率极高的热力发动机，产生高速射流，结果如同卡诺循环一样产生高燃烧室温度和高压缩比。如果运载工具的速度达到或略微超过排气速度（相对于运载器），那么能量效率是很高的。而在零速度下，能量效率也为零。（所有喷气推进都是如此）

火箭发动机-冷却

阿波罗8号火箭发动机

反应物料在燃烧室的反应温度可达约3500 K (~5800 °F)。这个温度远超出喷嘴和燃烧室材料的熔点（石墨和钨除外）。的确在某些材料自身承受范围内能找到合适的推进剂，但要保证这些材料不会燃烧，熔化或沸腾也很重要。材料工艺决定了化学火箭尾气温度的上限。另一种方法就是使用普通材料如铝、钢、镍或铜合金并采用冷却系统来防止材料过热。如再生冷却，使推进剂燃烧前通过燃烧室或喷嘴内壁的管道。其他冷却系统如水幕冷却、薄膜冷却可以延长燃烧室和喷嘴的寿命。这些技术可以保证气体的热边界层在接触材料时温度不会影响材料的安全性。

火箭中的热流通量往往在工程学上是最高的，其变化范围在1-200 MW/m2。而喷口处热流通量又是最高的，通常是燃烧室和喷嘴处的两倍。这是由于喷口处尾气的高速（导致边界层很薄）和高温造成的。

大部分其他的喷气式发动机的燃气轮机运转在高温下，但由于其表面积过大，难以冷却，因此不得不降低温度，损失了效率。

火箭发动机

火箭常用的冷却方式有：

不冷却：用于短时运行或测试

烧蚀壁：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落

辐射冷却：使室壁达到白热状态以辐射热量

热沉式冷却：将一种推进剂（通常是液氢）沿室壁倒下

再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管

水幕冷却：推进剂喷射器被特殊安置，以使室壁周围的燃气温度降低

薄膜冷却：室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却

所有的冷却措施都是要在室壁形成一层比室内温度低的隔离层（边界层），只要这层隔离层不被破坏，室壁就不会出问题。而燃烧不稳定或冷却系统故障常常会导致边界层的保护中断，随后导致室壁被破坏。

再生冷却系统还有第二层边界层，就是围绕室壁的冷却管道壁。由于这层边界层充作室壁和冷却剂的隔离层，因此其厚度要尽可能地薄，这可以通过加快冷却剂流速来实现。

火箭发动机-机械问题

火箭燃烧室工作在高压下，通常是10-200 bar （1--20 MPa），压力越高，通常性能也越好（因为可以使用更高效的喷嘴）。这使燃烧室外部处于很大的圆周应力之下。也由于高温工作环境，结构材料的抗张强度显著降低。

火箭发动机-声学问题

Viking 5C火箭发动机

火箭发动机内的极端振动和声学环境导致其峰值应力远高于平均值，尤其是类风琴管共振和气流扰动的问题。

燃烧不稳定

燃烧不稳定有以下集几种：

间歇性燃烧

这是运载器加速度变化引起推进剂输送管压力变化，导致的燃烧室压力的低频振动。可使运载器推力发生周期性变化，导致载荷和运载器受损。间歇性燃烧可通过使用高密度推进剂配上充气阻尼涡轮泵来防止。

嗡鸣现象

这是由于推进剂喷射器中压力不足导致的。主要是令人不悦，并无实质性危害。然而在某些极端情况，燃烧可能进入喷射器内，引发单元推进剂的爆炸。

振荡燃烧

这种情况往往造成直接损伤，且很难控制。它往往是伴随化学燃烧过程的声学过程，是能量释放的主要驱动力。可导致不稳定共振，使隔热边界层变薄，产生悲剧性后果。这种影响很难在设计阶段预先分析，只能通过旷日持久的测试，并不断修正来。修正手段通常有细调喷射器，改变推进剂化学性质，或在将推进剂喷射进亥姆霍兹阻尼器（用以改变燃烧室共振状态）前蒸发成气态。

还有一种常用测试方法是在燃烧室引爆少量炸药，以确定发动机的脉冲响应，并估算室压的响应时间：恢复越快，系统越稳定。

火箭发动机

排气噪音

火箭发动机（特小型除外）比起其他发动机，其噪音十分大。特超音速尾气与周围空气混合，形成冲击波。冲击波的声音强度取决于火箭的尺寸。

土星五号发射时，在离其发射点很远处的地震仪检测了这一噪音。产生的声音强度依赖于火箭尺寸和排气速度。在现场听到的冲击波特征音主要是爆裂音。这种噪音的峰值超过了传音器和音频电子设备的许可上限，因此在录音或广播音频回放中这种噪音被削弱或消失了。大型火箭发射时的噪音可以直接致死周围的人。航天飞机起飞时基地周围的噪音超过200 dB(A)。

通常火箭在地面附近的噪音最大，因为噪音从羽流中辐射出去，并被地面反射。还有当运载器缓慢上升时，只有很少的推进剂能量转换成运载器动能（有用功P转移到运载器P = F * V，F是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾气中，再与周围空气相互作用，产生噪音。这种噪音可通过有顶火焰隔离槽，向羽流喷水，偏转羽流角度等方法消减。

火箭发动机-试车

发动机在投产前通常要在火箭发动机测试台上进行静态测试。对于高空发动机，则需要缩短喷嘴或在大型真空室中进行测试。

火箭发动机-安全性

火箭给人的印象是不可靠、危险、灾难性事故。军事用途的火箭可靠性都很高。但火箭的一个主要非军事用途：轨道发射，为了提高有效载荷重量就必须降低自重，而可靠性和降低自重是无法同时满足的。而且如果运载器飞行次数很少，那么由设计，操作或制造引发事故的概率就很高。其实现在所有运载器发射都是基于宇航标准资料下的飞行测试。

X-15火箭飞机的失误率只有0.5%，只在一次地面测试中发生了故障。航天飞机主发动机已在超过350次飞行中无事故发生。

火箭发动机-化学问题

火箭发动机

火箭推进剂要求使用高比能（能量每单位质量）物质，因为在理想情况下所有反省物质全部转化为废气动能。除了不可避免的损失和发动机设计缺陷，不完全燃烧等因素，根据热力学定律，一部分能量转化为分子的动能，无法产生推力。单原子气体如氦气只有三个自由度，相当于一个三维空间坐标{x,y,z}，只有这种球形对称分子没有这种损失。二原子分子如H2可以绕连接方向的轴和垂直这个方面的轴旋转，按照统计力学的均分定律，有效能量会均分给各个自由度，因此这种分子在热平衡中有3/5的能量转化为单向运动，2/5转化为旋转运动。三原子分子如水分子有六个自由度。大多数化学反应都是第三种情况。喷管的功能就是将自由热能转化为单向分子运动产生推力，只要废气在膨胀时保持平衡状态，扩散型喷管足够大，而让废气充分膨胀和冷却，损失的旋转能能最大限度地恢复为动能。

虽然推进剂比能起关键作用，低平均分子质量的反应产物在决定尾气速度上作用依然明显。因为发动机工作在极高温度下，而温度与分子能量成正比，一定温度一定定量的能量分配给更多的低质量的分子最终可以获得更高的尾气速度。因此使用低原子质量元素更优。液氢（LH2）液氧（LOX或LO2）是目前广泛使用的相对尾气速度而言效率最高的推进剂。其他物质如硼，液态臭氧在理论上效率更高，但付诸使用任存在许多问题。

火箭发动机-点火

点火可以采取多种途径：火工装药，等离子体焰矩，电火花塞。一些燃料和氧化剂相遇燃烧，而对于非自燃燃料，可以在燃料管口填充自燃物质（俄罗斯发动机常用）。

对液体和固液混合火箭来说，推进剂进入燃烧室都必须立刻点火。液体推进剂进入燃烧室后点火延迟毫秒级时间，都会导致过量液体进入，点燃后产生的高温气体会超过燃烧室设计最大压力，从而引起灾难性后果。这叫做“硬启动”。

气体推进剂不会出现硬启动，因为喷注口总面积小于喷管口面积，点火前即使燃烧室充满气体也不会形成高压。固体推进剂通常使用一次性火工设备点燃。

点火后，燃烧室可以维持燃烧，点火器不再需要。发动机停机几秒钟后，燃烧室可以自动重点火。然而一旦燃烧室冷却，许多发动机都不能再点火。

火箭发动机-羽流物理

煤油的废气富含碳，根据其发射谱线羽流呈橙色。基于过氧化物氧化剂和氢燃料的火箭的羽流大部分是水蒸汽，肉眼几乎不可见，但在紫外线和红外线视野中呈亮色。固体火箭推进剂含有金属元素如铝，其燃烧发白光，因此其羽流高度可见。一些废气，尤其是酒精燃料的羽流呈钻石型激波。

火箭的羽流形状取决于设计高度，高度推力及其他因素。在高空所有火箭尾焰都呈超过度膨胀状态，并在尾部收束。

火箭发动机-火箭发动机种类

化学火箭

种类描述优势劣势

固体火箭易点火，自维持燃烧，

推进剂预先混合结构简单，通常没有活动部

件，质量分率适中，比冲适

中，推力变动程序可以预置

在推进剂中

一旦点燃，在耗尽推进剂前很难熄

灭；不能及时节流；处理推进剂混

合物易引起爆炸；推进剂填充缺陷

可能堵塞喷管引发灾难性后果；添

加推进剂困难

固液混合火箭剂预先混合结构简

单，通常没有活动部

件，质量分率适中，比

冲适中，推力变动程序

可以预置在推进剂中

结构简单；安全；可以节流

和中途关机；填充缺陷不影

响发动机工作

某些氧化剂属于单组员推进剂，可

能爆炸；固体推进剂的机械问题可

能阻塞喷管；中心孔燃烧时逐渐扩

大会影响混合比

单组元推进剂火箭推进剂采用联氨，过氧

化氢或一氧化二氮，流

概念简单；可节流；燃烧室

温度较低

催化剂容易受污染；推进剂受污染

或受激可能爆炸；比冲只有最好液

经催化剂分解放热，高温气体通过喷管排出

体发动机的1/3

双元液体推进剂火箭

两种液体推进剂由喷注器注入燃烧室并燃烧

燃烧效率可达99%；易于控制混合比；可节流；由于涡轮泵的使用，可以减轻推进剂储箱质量；极其谨慎地使用可以达到很高安全度

所需的泵要求性能极高，设计花费很大；燃烧室壁热通量巨大，影响重复使用；可能爆炸；需要许多管道

双模式推进剂火箭

火箭以二元推进剂模式起飞，然后转为单组元推进

简单，易于控制

性能比双元推进剂火箭低

三元推进剂火箭

三种推进剂（通常为氢，碳氢化合物和液氧）以不同的比例导入燃烧室，或者以固定比例导入多个发动机

减轻起飞重量；比冲高 问题与二元推进剂火箭类似，管道更多

空气扩充式火箭

实质是冲压喷气发动机，进气道的空气被压缩并与火箭尾气混合燃烧

马赫数0至4.5+（亦可在外大气层工作），马赫数2至4时效率最高

低速和在外大气层中工作效率和火箭相近；进气道偏小；推重比和冲压发动机相近

涡轮火箭发动机

一种联合循环的涡轮喷气发动机/火箭，向气流注入氧化剂如氧气以增加最高飞行高度

与现有设计接近；可在高空工作；空速和高度变动范围大

大气中速度极限局限在一定范围，与涡轮发动机类似；携带氧化剂很危险；比普通火箭重

预冷空气发动机 / LACE

进气道中的空气被降至低温后送入冲压发动机或涡轮发动机，可用在火箭发动机上用来入轨

易于在地面测试；推重比可达14；燃料效率高；速度可达0-5.5+马赫，可用于轨道发射，单级入轨或高速洲际旅行

仅存在于实验室原型阶段，如RB545，SABRE ，ATREX

电弧火箭 （放电辅助化学燃烧）

概念上与电离式发动机类似，但增加了惰性推进剂，使用电弧来达到高温

1600s 比冲 低推力，高能源消耗，性能和离子驱动器相近

脉冲等离子体推力器 （电弧加热；释放等离子体 概念上与电离式发动机类似，但增加了惰性推进剂，使用电弧来达到高温 高比冲；可随时开关用以高度控制

低能效

可变比冲磁等离子体火箭

微波加热等离子体，磁力控制喷管

可变比冲，范围从1000s 至10,000s

从1000s 至10,000s 推重比略小于离子驱动器；和离子驱动器一样需要巨大能量来获得有实际意义的推力；需要使用先进的核反应堆；从未使用过；需要低温以供超导体工作

太阳能火箭

太阳热能推进火箭使用太阳能加热反应物料，因此可以不使用其他太阳能推进器所使用的发电机。太阳能推进火箭只需要装备能收集太阳能的设备如聚集器和反射镜。受热推进剂送入波束驱动

类型

描述

优势

劣势

线偏振光线驱动火箭

推进剂被线偏振光线（如激光）加热，光束从远处瞄准运载器，直接或间接通过热交换机

原则上简易，原则上可达极高排气速率

将一公斤载荷送入轨道需要约1 MW 能量；相对高的加速度；激光会被云雾挡住，反射激光对地面造成危害；使用氢为推进剂导致储箱过重；一些设计因光线再发射而驱动时间限制在600秒左右，且推进剂/热交换机达到白热化

微波束驱动火箭

推进剂被从远处瞄准运载器的微波束加热

微波避免再发射，运载器工作时间可达约900秒

将一公斤载荷送入轨道需要约1 MW 能量；相对高的加速度；微波会被与吸收；反射微波对地面造成危害；使用氢为推进剂导致储箱过重；微波发射器直径以公里计以提供位于100KM 高空的运载器足够能量

核动力

核推进涵盖了多种使用核反应为主要能源来源的推进方式，多种核推进方案被提出，其中一些正在为宇航应用进行实验。

类型描述优势劣势

发射性同位素火箭（同位素衰变为能源）反物质火箭

（湮灭为能

源）

比冲700-800s，几乎没有

活动部件

低推重比

核热火箭（核子分裂为能源）推进剂（一般

是氢）通过核

反应堆被加

热到高温

比冲可高达900s；材料技术限制了温度上限；某些方案中尾气

含放射性微粒；核反应防护层很重；不能在

地球表面使用；推重比不高

气芯堆火箭（核子分裂为能源）气态核反应

堆与推进剂

紧密接触发

生核反应

推进剂温度极高；不因保

存固体反应物而受限；比

冲介于1500s至3000s之

间；高推力

难以在加热推进剂时使尾气中不含可裂变

物质；喷管喉部面临大量热问题；尾气注定

高放射性；使用核石英球体（Nuclear

lightbulb）可以包容裂变物质，但比冲因此

下降一半

分裂碎片火箭（核子分裂为能源）裂变产物直

接排出产生

推力

尚在理论阶段

裂变帆（核子分裂为能源帆材料的一

面涂有裂变

物质

无活动部件，在深空使用尚在理论阶段

核盐水火箭（核子分裂为能源）核物质以盐

形式溶解在

溶液中，在喷

管反应

极高比冲；极高推力喷管热处理问题；推进剂不稳定；尾气高放

射性；尚在理论阶段

核脉冲推进（爆炸原子弹或热核弹）塑性核弹在

运载器后爆

炸

极高比冲；极高推重比；

当前没有技术瓶颈

从未测试；推力板可能因振动而破损；当前

最小尺寸的核弹依然相对大；小范围使用费

用昂贵；违背与核有关条约；在大气层中使

用有核辐射

核脉冲推进（爆炸原子弹或热核弹）反物质做催

化剂

小型火箭上可以使用在宏观量上对反物质，产物进行包容目前不

现实；尚在理论阶段

核聚变火箭（核聚变为聚变加热推

进剂

极高尾气速度远超过当前技术水平

火箭发动机-火箭发动机历史

火箭发动机

据罗马作家格利乌斯所述，公元前400年，一位名叫阿尔希塔斯的希腊毕达哥拉斯信徒用蒸汽推动一只木鸟沿线前行。然而因推力不足而无法离地。

公元一世纪诞生了“汽转球”（亦称Hero's engine ）实际由一台固定在轴承上的热水发动机组成，它的诞生早于工业革命近两千年。显然汽转球更像一个玩具，其背后的原理并不为人们所熟知，而其真正的价值数千年间都没有被发发掘。

使用黑火药发射物体成为后来固体火箭的先驱，九世纪中国的道士在炼制长生不老药中无意发明了火药，这项意外发明导致世界上第一种离地火箭发动机“火炮”（震天雷之类）的诞生。

火箭发动机亦被迈索尔国王蒂普苏丹引入使用。这些火箭尺寸不同，但都含有一个软锻铁制造的管道，一端封闭，8英寸长，直径1--3英寸。绑在一根4英尺长的竹筒上。铁筒当做燃烧室并装有约1磅火药，可发射至千米远处。此种“火箭”配上箭簇在离地几米的空中做长距离飞行后刺向敌人。当时在对付英帝国时非常有效。

20世纪前，火箭技术都发展缓慢，直到康斯坦丁·齐奥尔科夫斯基在他的著作中首次提到了液体燃料火箭。而将之变为现实应该归功于罗伯特·戈达德，在他将渐缩渐阔喷管首次用于火箭，这加倍了推力并使工作效率成倍提高。

分级燃烧循环（Замкнутая схема）是阿列克谢· 伊萨耶夫在1949年首次提出的，伊萨耶夫的前助理梅尔尼科夫设计的用于苏联行星火箭的S1.5400发动机首次采用了这种循环。几乎在同时，（1959年） 尼古拉· 库兹涅佐夫开始为科罗廖夫的轨道洲际导弹GR-1设计闭合循环发动机NK-9。库兹涅佐夫后来根据此方案设计了工作在N1火箭上的NK-15和NK-33。在西方，首台实验室分级燃烧发动机是由德国工程师路德维希·伯尔科

（Ludwig Boelkow）于1963年制造的。

液氢发动是首先在美国研制成功的，即在1962年试飞成功的RL-10。液氢发动机也成功服务于阿波罗计划。

航天飞机主发动机（SSME）是目前在使用的比冲最高的发动机。

运载火箭 设计

《运载火箭》教学设计 教学目的：1、了解火箭是应用反冲原理飞上天的。了解火箭的构造、多级火箭的发射过程。 2、通过实验活动，类比分析火箭飞上天的原理。 3、了解人类在航天领域取得的伟大成就，增强民族自豪感。 教学重难点：1、重点：模拟实验，理解反冲现象。 2、难点：类比分析火箭飞上天的原理，了解多级火箭发射过程。教学准备：1、反冲小瓶（分组）、气球（各自）、反冲小车（演示）、水火箭（演示） 2、课件（嫦娥二号发射升空视频、火箭种类、构造等） 教学过程： 一、情境引入： 1、师：同学们，茫茫宇宙，蕴藏着无限的奥秘。从古至今，人类从没有停息过对太空的探索。特别是近几十年，世界航天技术有了突飞猛进的发展。人类陆续将上百颗人造卫星送到外太空，执行各种任务。还成功的将多艘宇宙飞船、航天飞机送入太空，并安全返回到地球。让我们一起来观看几副图片，了解一下。 课件出示：东方红一号卫星、“神舟”五号飞船、美国航天飞机 教师做简单介绍。 2、问：这些航天器是依靠什么力量飞出地球，飞向太空的？ 生谈。（火箭） 问：你印象中的火箭是什么样子？ 3、师：不错，这些航天器都是依靠运载火箭飞入太空的（板书）。2010年10月1日这个天，令世人瞩目的嫦娥二号卫星成功发射，按计划进入绕月轨道，开始对月球实行探测。下面让我们一起来重温这段精美的发射画面。 课件播放嫦娥二号发射升空视频 问：同学们看到了哪些情景？ 你认为火箭上升，是依靠什么力量？ 生谈。（与喷出的火焰、气体相关） 二、模拟实验，分析原理： 1、师：为什么认为与喷出的火焰和气体的关？火箭下端喷出的气体能不能 使火箭上升呢？我们一起通过几个实验实行研究。 2、实验一：气球喷气运动 （1）师提出实验要求：认真观察气球口和气球运动的方向。

国产最大推力火箭发动机

国产最大推力火箭发动机 火箭发动机是发展航天事业必不可少的一个重要环节。中国自主研发的火箭发动机攻克了不少的难题，直到今天，国产发动机的最大动力已达到120吨。下面随着一起来看看详细内容。 该火箭发动机目前推力最大 近日，由中国航天六院生产的“120吨级液氧煤油发动机”通过国防科工局现场验收。这种大推力发动机将成为中国未来实施载人航天、月球探测、空间实验室乃至执行深太空探索任务等工程的主要动力。 据介绍，我国此前发射的神舟系列运载火箭的主发动机推力都是75吨，随着我国航天事业的发展，这种推力的发动机已不能满足对更深远太空探索的需求。“120吨级液氧煤油发动机”就是航天六院针对上述现状，为我国新一代运载火箭系列研制的无毒、无污染、高性能、高可靠的基本动力装置，也是今后探月工程、空间实验室乃至深太空探索任务等必要的动力基础，是目前我国推力最大的火箭发动机。 该发动机的研制填补了我国补燃循环发动机技术空白，掌握了核心技术，使我国成为继俄罗斯之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，实现了从常规有毒推进剂开式循环液体推进技术，到绿色无毒推进剂闭式循环液体推进技术的巨大跨越。未来，它

将替代现用的常规动力发动机。 是中国航天动力史的里程碑 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 胡亚枫副局长说，120吨级液氧煤油发动机的研制成功是中国航天动力发展过程中的里程碑。 另据了解，中国新一代运载火箭“长征五号”研制上月底在天津顺利完成助推器大型分离试验，这标志着中国“大火箭”初样研制阶段最重要的大型地面试验之一获得圆满成功。“120吨级液氧煤油发动机”正是“大火箭”的主推力发动机。 不过，不久将进行的我国首次载人航天空间交会对接即“神九”发射任务的主推力发动机仍然为75吨。

能源号运载火箭资料

能源号 “能源号”是苏联的一种重型通用运载火箭，也是目前世界上起飞质量与推力最大的火箭。西方国家取的代号是SL-17。 为实现载人登月，苏联从50年代末就开始研制H-1重型运载火箭(西方国家称之为G型火箭，取代号为SL-15)，但在研制过程中屡遭挫折。1974年5月，苏联停止执行H-1火箭计划开始了“能源号”火箭的方案论证工作。 能源号”是苏联为了满足90年代、特别是21世纪初载人与不载人、车用与民用航天任务的需要，推进近地空间的工业化和战略防御研究而研制的。它的主要任务包括:发射多次使用的轨道飞行器;向近地空间发射大型飞行器、大型空间站的基本舱或其它舱段、大型太阳能装置;向近地轨道或地球同步轨道发射重型军用与民用卫星;向月球、火星或向深空发射大型有效载荷“能源号”是作为火箭-空间大系统的一个组成部分和这个大系统的其它组成部分统一协调发展的。大系统自1976年开始，由能源科研生产联合体负责研制。整个系统的研制费用高达140亿卢布或224亿美元(1989年币值)。 “能源号”火箭的总设计师是古巴诺夫。有近百个设计局、工厂、企业和研究所直接参加了“能源号”的研制工作。目前投入使用的仅是“能源号”的基本型，于1987年5月15日首次发射，1988年11月15日第二次发射，运载了“暴风雪号”轨道飞行器，两次发射都获得成功。 主要技术性能(基本型) 级数2级起飞推力34833kN 全长60m 推重比 1.48：1 最大宽度20m 运载能力105t 子级质量2400t 推进剂质量~2000t 助推级 级长32m 推进剂液氧/煤油 子级质量~1500t 地面比冲3033N·S/kg

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

火箭发动机

火箭发动机 科技名词定义 中文名称：火箭发动机 英文名称：rocket engine 定义：由飞行器自带推进剂，不依赖外界空气提供氧化剂的喷气发动机。 应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科） 以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。目录

?火箭发动机的优势 ?现代火箭发动机 ?其他能源的火箭发动机 ?我国最新成果 ?世界知名火箭发动机 展开 编辑本段简介 火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。大部分火 火箭发动机 箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。 编辑本段工作原理 大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生尾气。 向燃烧室供入推进剂 液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。

火箭发动机 火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。 燃烧室 化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸 公式 这里： Vc 是燃烧室容量 At 是喷口面积 L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 - 1.5 m） 燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。 喷嘴 发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。 如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。

“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

脉冲爆震火箭发动机研究

脉冲爆震火箭发动机研究 范玮，严传俊，李强，丁永强，胡承启 （西北工业大学动力与能源学院，西安，710072） 摘要本文论述了脉冲爆震火箭发动机的研究现状和发展方向，介绍了西北工业大学脉冲爆 震火箭发动机（PDRE）研究组从2002年以来在863-702主题项目的资助下，对PDRE进 行探索性研究所取得的主要成果，详细阐述了课题组在采用航空煤油/氧气为推进剂的脉冲 爆震火箭发动机试验模型上攻克两相爆震起爆、稳定可控工作、PDRE加与不加尾喷管时性 能测试等关键技术方面的研究进展。 关键词：脉冲爆震火箭发动机；两相；起爆；性能实测；喷管增益。* 1、引言 脉冲爆震火箭发动机（Pulse Detonation Rocket Engine，简称PDRE）是一种利用周期性爆震波发出的冲量产生推力的非稳态新型推进系统。PDRE是脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）的一种，它自带燃料和氧化剂，由控制系统、燃料和氧化剂储存系统、点火和流动控制用附属能量系统、燃料/氧化剂喷射系统、爆震触发系统及推力壁等基本部件组成[1]。每个爆震循环包括推进剂填充、点火起爆、爆震形成和传播、已燃气排出和隔离气填充隔开废气几个过程。与常规液体火箭发动机连续输出推力不同，脉冲爆震火箭发动机的推力是间歇式的。随着爆震频率的增加，推力趋于稳态。 与目前推进系统中常用的爆燃波不同，爆震波的特点是它能产生极快的火焰传播速度（Ma>4）和极高的燃气压力（1.51~5.57MPa）。火焰传播速度快意味着没有足够的时间达到压力平衡，从热力学的角度分析爆震循环更接近等容循环。显然，与以等压循环为基础的大多数推进系统相比，PDRE具有更高的热循环效率。由于爆震波能增压，对液体火箭发动机而言，可不用高压涡轮泵，从而大大降低了推进系统的重量、复杂性、成本及体积。据国外研究报道，PDRE可在0～25的宽广的飞行Mach数下工作[1，2]。 由于脉冲爆震发动机具有上述独特的优点，它在军用和民用等方面具有广阔的应用前景，可能成为本世纪新型动力装置。目前美国、法国、加拿大、俄国、中国及其他国家，正在积极实施脉冲爆震发动机的研究计划。 2003年5月，美国GE公司在2003年度的“航空百年国际论坛（中国部分）”报告资料中明确提出，下一代新型循环的航空发动机是基于PDE技术的。GE公司在PDE技术应用方面的研究方向主要有：（1）以PDE代替涡喷发动机发展纯PDE发动机；（2）以PDE 代替涡扇发动机的核心机发展先进大涵道比涡扇发动机；（3）以PDE代替核心机和加力燃烧室发展先进战斗机用小涵道比涡扇发动机；（4）以PDE吸气式加力涡轮发动机/脉 *基金项目：国家自然科学基金项目（50106012,50336030）

火箭发动机专业综合实验课程简介

火箭发动机专业综合实验课程简介 课程目标 从知识与技能的角度来讲，本课程的教学目标如下： （1）巩固和加深对专业理论知识的理解，掌握主要部件的工作特性； （2）学习火箭发动机的实验理论和实验方法，了解实验系统构成和实验设备；（3）通过具体实验过程，提高动手操作能力，掌握基本的实验技能，包括实验方案设计、系统调试、实验操作规程、实验现象观察以及数据处理等； （4）了解火箭发动机实验研究的发展动态，经过动手实践，熟悉先进的实验方法，具备初步的科研实验能力。 从素质与心理角度来讲，本课程的教学目标如下： 在认知上，加深学生对专业理论知识和实验理论知识的记忆与理解（识记、领会层面）；正确地使用各项实验技能，设计合理的实验方案（运用层面）；分析实验现象，处理实验数据，提炼实验结论（分析层面）；根据研究目的，综合自身的理论知识和实验能力，实施一项完整的研究型实验过程（综合层面）；评估实验结果的正确性，评价实验本身的科学性与合理性（评价）。 在情感上，引导学生密切关注各种实验现象，加深直观感受（注意层面）；充分利用火箭发动机专业教学实验中声学、光学、电磁、气动等现象丰富这一优势，激发学生的实验积极性（反应层面）；培养学生科学规范的实验习惯和客观严谨的实验态度（价值评价层面）；让学生深刻体会到本课程与其未来职业发展的关联性，激发学生的职业性学习动机，培养创新意识（价值观组织层面）；促进学生培养务真求实的工作作风，培养紧密协同的团队意识，培养甘于奉献的职业精神（品格层面）。 在动作技能上，培养学生的动手操作能力，掌握典型设备的基本操作方法，能进行安装、调试与测量，熟练掌握各项应急处理措施。 课程性质与定位 “火箭发动机专业综合实验”是北京航空航天大学飞行器动力工程（航天）专业的三大主干专业课程之一；是专业培养过程中的重要实践教育环节。 本课程是一门要求学生运用专业理论知识来分析、解决具体实践问题的课程。课程以实验为载体，定位于各种联系的“桥梁”——即专业基础理论理解与综合运用的桥梁、专业人才培养与学生职业发展的桥梁。 本课程既是专业知识的形象表现，有助于学生深刻理解专业理论；又是专业知识运用的典型案例，有助于学生学以致用，解决专业问题；还是学生未来职业活动的预演，有助于培养学生的科研素质。 课程设计的思路 鉴于“火箭发动机专业综合实验”是一门实践性强、且需要较好专业理论基础的综合教学实验课程，因此从实验理论知识与实践经验的教学要求出发，以及

长征三号运载火箭

长征三号运载火箭(CZ-3) 简介 长征三号运载火箭(CZ-3)是一枚三级液体运载火箭,其一、二子级基本上与长征二号丙运载火箭的一、二子级一致，三子级采用了具有高空二次启动能力的液氢液氧发动机。长征三号运载火箭的研制成功使中国成为世界上第四个具有地球同步卫星发射能力的国家。 长征三号运载火箭主要用于发射地球同步轨道有效载荷，其GTO 运载能力为1.45吨，全箭起飞质量204吨，全长44.56米，一、二子级直径3.35米、三子级直径2.25米，卫星整流罩最大直径3.0米。它的一子级和二子级使用偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N2O4)作为推进剂，三子级则使用效能更高的液氢(LH2)和液氧(LOX)。 结构 全箭由箭体结构、动力系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、分离系统以及辅助系统等组成。 长征三号运载火箭在1984年4月首次飞行成功地将东方红二号试验通信卫星送入预定地球同步转移轨道。在1990年4月首次执行外星发射服务合同，成功发射了亚洲一号卫星。在此之后，长征三号运载火箭成功地发射了包括亚太一号卫星、亚太一号甲卫星、风云二号卫星等在内多颗国内外卫星。 主要技术参数 一子级二子级三子级 推进剂 N2O4/UDMH N2O4/UDMH LH2/LOX 发动机型号 YF-21B YF-24D YF-73 推力 (kN) 2962 742.04 (主机) 46.09(游动发动机) 44.43 发动机比冲 (N*s/kg) 2550 2922.4 (主机) 2761.6 (游动发动机) 4119 箭体直径 3.35 m 3.35 m 2.25 m 箭体长度 20.588 m 7.520 m 9.689 m 整流罩直径 3.0 m 整流罩长度 6.540 m 火箭全长 44.56 m 起飞质量 204 ton

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）。

火箭发动机试验与测试技术复习题2013

火箭发动机试验与测试技术复习题2013

火箭发动机试验与测量复习题 名词解释 ①单端输入方式， ②双端输入方式， ③单极性信号， ④双极性信号， ⑤差模干扰， ⑥共模干扰， ⑦点火时差， ⑧点火延迟期， ⑨压电效应， ⑩多普勒效应， ⑾振动量， ⑿德拜长度 问答题： ⑴叙述火箭发动机试验的特点。 ⑵如何评估传感器的测试精度。 ⑶叙述火箭发动机地面试验的特点。 ⑷给出典型火箭发动机实验测量示意图。 ⑸测控系统干扰来源，并解释其意义。干扰的抑制技术有那些？ ⑹叙述高精度固发试车台架的特点 ⑺简述火箭发动机6分力测量原理 ⑻简述被动引射试车台组成及工作原理 ⑼与被动引射式高模试车台相比，叙述主动引射高模试车台的优点 ⑽叙述扩压器的作用 ⑾掌握发动机推力室试验准备阶段推进剂充填时间的测量方法。 ⑿绘图说明振动测试系统的主要组成部分和振动传感器的主要指标要求。 ⒀简述涡轮、涡街流量计的工作原理及测量方法。 ⒁绘出量热探针的主要结构图，说明其工作原理、测量步骤和计算公式。 ⒂绘出静电探针的伏安特性曲线，并对探针的不同工作区域做出说明。 ⒃叙述热电偶的均质电路定律、中间金属定律、中间温度定律、标准电极定律。 ⒄熟悉应变式位移传感器和差动变压器式位移传感器的工作原理。能够绘图说明两种应变式位移传感器的测量原理。 ⒅涡轮泵试验内容主要包括哪些内容？ ⒆热电偶冷端温度补偿主要有哪些方式？并解释 ⒇低温温度高精度测量时需要注意的几个基本原则问题？ [21]发动机试验过程中自动器的控制程序包括几种类型？ [22]简述常用热电偶的材料和分类。 [23]激光多普勒测速的基本光路有几种，解释说明其特点。绘出参考光束系统简图。

液体火箭发动机综述

液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述 摘要：介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理，总结了大推力和小推力发动机的国内外发展现状，提出了未来液体火箭发动机的发展方向。 关键词：液体火箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势 1 引言 液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，本文将美国、俄罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。 2 定义与分类 液体火箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。 3 工作原理 液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。

液体火箭发动机工作原理

液体火箭发动机工作原理： 液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。 常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。 液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。 推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度300℃～4000℃，故需要冷却。 推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。 发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作、关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，

大推力运载火箭发动机RD

大推力运载火箭发动机RD-180 2015年8月俄罗斯官方表示， 中国提出了向俄罗斯购买RD-180大推力运载火箭发动机的请求， 具体合同会在当年底准备完成。 但是最新的消息显示这笔合同出现了问题。 近日， 俄媒引用俄罗斯航天署消息称， 俄罗斯暂不能向中国供应大推力运载火箭发动机， 原因是中国并非“导弹及其技术控制制度”的成员国。 那么俄罗斯的RD-180大推力运载火箭发动机到底有多神奇呢？ 答案是连美国都要买。 RD-180火箭发动机是由俄罗斯研制生产的 一款双燃烧室双喷嘴的液氧煤油发火箭发动机。1996年， RD-180火箭发动机项目成功竞得

美国最新PH“宇宙神”运载火箭第一级发动机的 研发和交付任务。 1997年， 俄罗斯动力机械科研生产联合体与美国签订合作协议， 要求2018年底， 共向美国交付101台RD-180火箭发动机， 每台价值1000万美元。 到2013年后期， 动力机械科研生产联合体已向美国供应了70多台RD-180火箭发动机。

中国这次抛出购买RD-180大推力运载火箭发动机意向， 是基于中国当前空间站计划的航天发射需要， 并同步于在此计划上的国际合作。 但这也暗示中国的航天火箭发动机在大推力范围型号和运载能力上的不足。 目前国际上主要的航天火箭发动机基本就是两种型号， 分别是液氧煤油发动机和氢氧发动机。 不过由于氢氧发动机技术更先进， 因此现有各国研/用型号在推力上无法达到俄RD-180液氧煤油发动机的水平。 长征五号运载火箭作为中国运载火箭更新换代、 追赶国际先进水平的关键一步， 在主要性能指标上已经达到或超过国际主流大型运载火箭的水平。

“快舟”固体运载火箭

“快舟”固体运载火箭 【快舟小型固体运载火箭】作为世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭，该火箭由中国航天科工研制生产。2013年9月25日12时37分，快舟小型固体运载火箭将快舟一号卫星准确送入预定轨道，成功实现了我国首次采用小型固体运载火箭快速发射卫星。 快舟小型固体运载火箭是世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭。主要应用于自然灾害突发、地面监测和通信系统发生故障时，实现卫星的快速发射和空间部署，及时获取灾害情况信息，为最大限度地减少灾害损失和组织抗灾救灾创造条件。 此前关于快舟的“星箭一体”设计，在哈工大的宣传中已有所披露，而“栅格翼舵面”则是首次公开。但是在科工集团weibo上公开的图片（或者说CG）中却没有栅格翼——ps的太过分了。尽管如此，笔者还是试图结合公开发表的论文分析一下快舟的渊源和设计特点。航天科工集团发展小型固体运载火箭的最初尝试是2000年开始研制的“开拓者”系列运载火箭，由科工四院在DF-21中程弹道导弹的基础上研制。KT-1火箭长13.6米，直径1.4米，重20吨，

四级固体发动机，运载能力为50 kg@400 km SSO。2002年9月和2003年9月，KT-1的两次飞行试验都未获完全成功。在珠海航展上，还有个1.7米直径的KT-2模型，但从没有进行实际飞行的消息。由于种种原因，“开拓者”项目始终未获得国家立项。于是科工集团另辟蹊径，利用研发地基直接上升式反卫星导弹武器的机会继续研发小型固体 运载火箭，称作KT-409，作为DN-1（动能一号）导弹的助推器。KT-409继承了KT-1的1.4米直径，但整体设计方案有很大改变，连总体单位都变了。根据这篇报道，KT-409是2002年8月竞标的，三家竞标单位可能是科工二院、四院和九院（066基地），最终九院中标。九院的方案可以从一些公开论文看出端倪，总结如下：KT-409推进系统为三级固体发动机液体上面级。其中固体发动机采用耗尽关机、固定喷管，液体上面级兼顾助推段姿控和入轨末修、调姿。采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制，以期降低系统成本, 减小起飞质量, 达到实现运载器小型化的目的，提高入轨能力。第一级采用栅格舵气动布局，增加了气动静稳定性；取消了传统的摆动喷管及伺服机构, 由集成在末助推级的侧喷流姿控动力系统为运载器飞行的各个阶段提供姿态控制所 需要的力矩。运载能力：100 kg@700 km SSO，起飞质量约20吨，采用WS2500底盘机动发射车运输和发射。KT-409最重要的创新之处主要在于取消战略导弹和运载火箭常用

火箭发动机原理课程教学实验一

固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试实验（火箭发动机原理课程教学实验一） 实验指导书 西北工业大学航天学院

一、实验目的 1、学习固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试的方法； 2、掌握实验中推力传感器、压强传感器的标定方法； 3、利用实验结果（数据或曲线）、参照火箭发动机原理课程教学中介绍的方 法，处理参试发动机的特征速度（*c）、比冲（s I）和推力系数（F C）。 二、实验内容要求 1、清点参试发动机的零部件、检查零部件的齐套情况； 2、记录实验前发动机的喷管喉径、固体推进剂装药的结构参数； 3、检查实验数据采集系统、点火控制系统，确保各系统正常可靠工作； 4、标定实验中使用的推力、压强传感器； 5、称量点火药并制作点火药盒、装配实验发动机，做好点火实验前的一切 准备工作； 6、发动机点火，并采集P~t和F~t曲线； 7、完成实验数据处理及实验报告。 三、实验原理 固体火箭发动机设计完成之后，要进行地面静止实验，测量P~t和F~t曲线，然后进行数据处理，检查技术指标是否达到设计要求。如果没有达到，还要进一步修改设计，再次进行地面实验，直至达到设计要求。因此，学习固体火箭发动机的实验方法，对一个固体火箭发动机设计人员来说就显得特别重要。 由于发动机工作时将伴随着强大的振动和噪声，有时还有毒性、腐蚀性和爆炸的危险，因此为了保证试验人员的安全和健康、保护贵重的仪器仪表，必须采用远距离操纵和测量的方法，即采用非电量电测法。 为了获得发动机的P~t和F~t曲线，通过安装在发动机上的压强传感器和推力传感器，将被测的压强和推力信号转变为电压信号，电压信号经放大后由计算机数据采集系统保存。由于传感器输出的是电压信号，而实验需要得到的是推力和压强信号（实际物理量），因此实验前应对所采用的传感器进行标定，标定的目的是为了建立传感器电压信号和实际物理量之间的关系，只要将标定结果输入到计算机采集系统中，在信号采集时，采集系统将按照标定结果将测得的电信号

液体火箭发动机设计复习题答案

液体火箭发动机设计复 习题答案 Company number：【WTUT-WT88Y-W8BBGB-BWYTT-19998】

第二章 1、总体对发动机设计提出的技术要求包括哪些方面； 飞行器总体对发动机设计提出的技术要求主要在发动机用途、工作性能、质量和结构尺寸、环境条件及经济性等方面，同时在设计任务书中给出对这些参数的具体要求，它们是发动机设计的主要依据。 2、液体火箭发动机系统设计主要有哪四个阶段； 发动机系统设计主要有：系统方案论证、系统方案设计、系统试验和系统定型四个阶段 3、液体火箭发动机主要参数的选择有哪些； 根据导弹或火箭总体设计部门提出的基本要求，可以设计选择发动机一系列可变参数，如推进剂的选择、混合比的选择、燃烧室压力的选择、喷管扩张比的选择、推进剂质量的选择、系统参数平衡等。 4、挤压系统分类、贮箱增压压力的确定； 分类：贮气系统、液体汽化系统、化学反应系统 确定：挤压式系统贮箱增压压力的提高会引起整个供应系统的质量大大增加（主要是贮箱 结构质量），所以挤压式系统的燃烧室压力都不取得很高。一般在比冲和质量的折中考虑下，选取一个合理的较低燃烧室压力，保证贮箱压力较低，同时设计时应力求减少供应系统的流阻损失。（《第2章液发系统设计》ppt P86）5、泵压式系统贮箱增压压力的确定；（《第2章液发系统设计》ppt P114）（1）保证泵不发生汽蚀（2）保证贮箱不破坏（3）对增压气瓶的影响

确定方法：计算得到按系统质量最轻条件的增压压力为P1，满足泵汽蚀条件的增压压力为P2。（1）P1≈P2；（2）P1＞＞P2；（3）P1＜＜P2。 综上所述，增压压力的选择应根据以上几个部件的总质量为最轻来确定，然后检验动力系统的工作是否满足来作适当的调整。 6、发动机混合比和推力矢量控制方案； 推力矢量控制：方法的选择取决于所需力矩的大小，也和发动机系统和结构方案有关。 （《第2章液发系统设计》ppt P133） （1）单推力室发动机：燃气舵、辅助射流、二次喷射控制、摆动推力室或喷管 （2）多推力室发动机：两室、三室、四室 发动机混合比：混合比开环控制（混合比控制的最简单形式是在推进剂主管路中设置适当尺寸的校准孔板。）、混合比闭环控制（《第2章液发系统设计》ppt P145） 7、挤压式系统管路特性和组元混合比的调整计算； 挤压系统的管路特性：就是推进剂管路系统的压力损失和系统中推进剂组元流量之间的函数关系。 组元混合比的调整计算：可采用下面两种方法：液路装节流圈、增压气路安装节流元件（《第2章液发系统设计》ppt P153） 8、液体火箭发动机控制系统设计的基本步骤； 第三章 1、推力室的组成

俄罗斯的液体火箭发动机系列

俄罗斯的液体火箭发动机系列 动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为“质子号”火箭设计了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了RD-261等。 R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。 对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。 RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）

固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析

固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析 摘要：本文主要介绍了固体火箭发动机的发展简史、基本结构和工作原理以及随着国民经济的日益发展，固体火箭发动机的应用前景。 关键词：火箭发动机工作原理应用 概述 火箭有着悠久的发展历史，早在公元九世纪中期人们便利用火药制成了火箭，并应用于军事。到了14～17世纪，火箭技术相继传入阿拉伯国家和欧洲，并对火箭的结构进行了改进，火箭技术得到进一步发展。19世纪早期，人们将火箭技术的研究从军事目的转向宇宙航行，从固体推进剂转向液体推进剂。到19世纪50年代，中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，以及后来发展的各种航天飞船、登月飞行器和航天飞机，其主发动机均为液体火箭发动机，在这一时期，液体火箭推进技术得到了飞速发展。随着浇注成型复合推进剂的研制成功，现代固体火箭推进技术的发展也进入了一个新的时期。使固体火箭推进技术向大尺寸、长工作时间的方向迅速发展，大大提高了固体火箭推进技术的水平，并扩大了它的应用范围。 固体火箭发动机的基本结构 固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成，如图一所示。 图一发动机结构图 1推进剂装药：包含燃烧剂、氧化剂和其他组分是固体火箭发动机的能源部份。装药必须有一定的几何形状和尺寸，其燃烧面的变化必须符合一定的规律，才能实现预期的推力变化要求。 2燃烧室：是贮存装药的容器，也是装药燃烧的工作室。因此不仅要有一定的容积，而且还需具有对高温、高压气体的承载能力。燃烧室材料大多采用高强度的金属材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅减轻燃烧室壳体的重量。 3 点火装置：用于点燃装药的装置。一般采用电点火，由电发火管和点火剂组成。

火箭发动机试验与测量技术

再入大气环境下材料性能的实验模拟方 法研究学习报告 SY1616666XX 这篇学习报告的资料来源西北工业大学2006届材料学院毕业生赵东林同学。我对他的题目为《再入大气环境下材料性能的实验模拟方法研究》的硕士毕业论文进行了学习和思考，得到了一些自己的理解与认识。 碳/碳化硅陶瓷基复合材料（C/SIC）是一种新型放热结构一体化材料，具有优异的耐高温性能、抗氧化性能、摩擦性能以及低密度等特点，是第二代空天飞行器防热结构一体化的关键材料。根据跨大气层飞行器再入大气层的气动加热环境和C/SIC复合材料构件的应用特点，要求C/SIC陶瓷基复合材料应具有优异的应力氧化烧蚀性能，以满足防热结构一体化构件重复使用的要求；优异的高温连接性能，以满足制造大型复杂防热结构一体化构件的需要；优异的高温高载低速摩擦磨损性能，以满足方向舵、襟翼等活动防热结构一体化构件的使用要求。 作者根据材料再入环境的应力氧化烧蚀、高温连接以及高温高载低速摩擦磨损性能模拟的要求。研制了用于材料环境性能研究的再入大气环境实验模拟设备。该设备由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机与伺服传动装置等部分组成。主要研究内容与结果如下： 1、设计并制造常压亚音速燃气流风洞，实现了再入大气热物理

化学环境的模拟。该风洞加热效率高，几分钟内就可加热到最高温度1800℃；燃气成分与大气成分相近，可长时间（约30min）持续运行。 2、设计并制造伺服传动装置，实现了方向舵、襟翼等活动控制构件铰链链接的机械传动模拟。该装置能够对高温高载条件下的试验件进行转速控制（0~180r/min）和转矩控制（0~50Nm）。 3、设计并制造应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟的试验件和夹具。 4、进行了C/SIC材料的应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟验证，结果表明材料再入大气环境性能试验模拟设备达到了设计要求。 1、环境模拟因素 空天飞行器在此以美国的太空返回舱X-38为例进行说明。X-38从120km高空以第一宇宙速度（7.8km/s）开始再入大气，气动加热使热流密度缓慢上升，但此时周围大气稀薄，实际的加热量并不大。当飞行高度低于100km后，大气密度和压力增加，大气阻力越来越明显，这是气动加热的主要阶段。此时空天飞行器利用空气动力来控制升力的大小与方向，从而控制再入阶段的飞行速度，当飞行速度将为10马赫式，气动加热最为严重，热流密度在约600s时达到最大值约0.7MW/m2。随着飞行速度的进一步降低，气动加热作用减弱，热流密度下降，整个再入大气过程持续约2250s。气动加热会使其表面达到极高温度，机头处温度约为1800℃，机翼和尾翼前缘温度约为