1、教学内容第第1章章 喷气发动机概述喷气发动机概述第第2章章 火箭发动机的主要参数火箭发动机的主要参数第第3章章 化学火箭发动机工作过程的基本关系式化学火箭发动机工作过程的基本关系式第第4章章 液体火箭推进剂及燃烧液体火箭推进剂及燃烧第第5章章 液体火箭发动机气液系统液体火箭发动机气液系统第第6章章 液体火箭发动机的基本组件液体火箭发动机的基本组件第第7章章 固体推进剂及燃烧固体推进剂及燃烧第第8章章 固体火箭发动机装药及内弹道计算固体火箭发动机装药及内弹道计算第第9章章 固体火箭发动机的基本组件固体火箭发动机的基本组件第第10章章 冲压发动机冲压发动机教材及参考书教材： 关英姿主编.火箭发动机
2、教程.哈尔滨工业大学出版社，2005,12参考书：1. G.P.萨顿 (美国).火箭发动机基础.科学出版社，2003,12. 王春利.航空航天推进系统.北京理工大学出版社，20043.杨月诚.火箭发动机理论基础.西北工业大学出版社，2010喷气发动机：采用喷气反作用原理工作的发动机。 喷气发动机喷气发动机可分为： 空气喷气发动机空气喷气发动机：喷射的工质是利用大气层中的空气与发动机所携带的燃料燃烧产生的，因此，其只能在大气层中工作。 火箭发动机火箭发动机：喷射的工质是利用自身携带的氧化剂和燃料燃烧产生的，因此，既能在大气层中工作又能在大气层外工作。 组合发动机组合发动机:指两种或两种以上不同类
3、型发动机的组合。 第第 1 章章 喷气发动机概述喷气发动机概述 火箭发动机火箭发动机喷气发动机喷气发动机空气喷气发动机空气喷气发动机组合发动机组合发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机冲压发动机冲压发动机化学火箭发动机化学火箭发动机电火箭发动机电火箭发动机核火箭发动机核火箭发动机固体火箭冲压发动机固体火箭冲压发动机火箭基组合循环发动火箭基组合循环发动机机涡轮基组合循环合动机涡轮基组合循环合动机(SDR)(RBCC) (TBCC)Go on动力装置的比冲与飞行马赫数的关系Go on1.1 化学火箭发动机化学火箭发动机化学推进剂燃烧室中燃烧反应高温燃气喷管中膨胀加速反作用射
4、流推力 工作原理工作原理 分类化学化学火箭发动机火箭发动机液体推进剂液体推进剂火箭发动机火箭发动机固体推进剂固体推进剂火箭发动机火箭发动机混合推进剂混合推进剂火箭发动机火箭发动机Go on1.1.1 液体火箭发动机液体火箭发动机液体火箭发动机推力室推力室推进剂供应系统推进剂供应系统控制系统控制系统1燃烧挤贮箱； 2氧化剂贮箱；3增压阀门； 4涡轮；5齿轮箱； 6氧化剂泵；7燃烧剂泵； 8主阀门；9推力室； 10燃气发生器；11蒸发器； 12火药启动器图1.2 液体火箭发动机示意图o 组成o 分类 1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机 2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂
5、、自燃和非自燃推进剂、低温推 进剂液体火箭发动机 3）按完成任务形式分为：主级、助推级、上面级和空间用液体火箭发动机； 4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机 5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动机中国运载火箭推进系统使用的主要液体发动机发动机名称推力/kN推进剂应用YF20/YF20B696.5/731.5N2O4/偏二甲肼YF21/ YF21BN2O4/偏二甲肼CZ-2、CZ3、CZ4火箭第一级发动机YF2275吨(真空)N2O4/偏二甲肼CZ-2、CZ3、CZ4 第二级 主发动机YF234.8吨(真空)N2O4/偏二甲肼CZ-2、 CZ-3、 CZ 4A第二 级
6、游机YF2479.8吨(真空)N2O4/偏二甲肼CZ-2 、CZ-3、4A火箭第二级发动机YF405吨(真空)N2O4/偏二甲肼CZ-4A，-4B第三级YF734.5吨(真空)液氧/液氢CZ-3火箭第三级发动机YF758吨(真空)液氧/液氢CZ-3A 、3B、3C第三级发动机YF7750吨(地面)液氧/液氢YF100120吨(地面)液氧/煤油以5米模块(2个50吨YF-77)为芯级，以4个3.35米模块(2个120吨YF-100)为助推器。 YF24液体火箭发动机50吨氢氧发动机 YF-77120吨液氧煤油发动机 YF-1001.1.2 1.1.2 固体火箭发动机固体火箭发动机Go ono组成
7、 包括燃烧室、固体推进剂装药、点火装置、喷管四部分。 图1.3 固体火箭发动机示意图o特点 1.1.3 1.1.3 固液混合火箭发动机固液混合火箭发动机返回固液混合火箭发动机简图1高压气瓶； 2减压器；3氧化剂贮箱； 4活门；5喷注器； 6固体燃烧剂；7燃烧室； 8喷管固液混合火箭发动机正混合：燃烧剂为固体，氧化剂为液体逆混合：燃烧剂为液体，氧化剂为固体1.2 核火箭发动机核火箭发动机返回图1-9Go onT图1-111.3 电火箭发动机电火箭发动机1.3.1 电热型电火箭发动机电热型电火箭发动机Go on图1-121.3.2 静电型电火箭发动机静电型电火箭发动机Go on图1-131.3.3
8、 电磁型电火箭发动机电磁型电火箭发动机返回图1-141.4 组合发动机组合发动机1.4.1 固体火箭冲压发动机固体火箭冲压发动机(SDR)o SDR(Solid Ducted Rocket) 燃气发生器助推器冲压燃烧室进气道整体式固体火箭冲压发动机示意图点火器尾喷管非整体式固体火箭发动机示意图 SDR分为整体式固体火箭冲压发动机整体式固体火箭冲压发动机(ISPRIntegral Solid Propellant Ramrocket)和非整体式固体火箭冲压发动机非整体式固体火箭冲压发动机。 整体式：固体助推器和冲压发动机共用一个燃烧室 非整体式：助推器自成一体，与冲压发动机无关， 其可与固体火箭
9、冲压发动机串联或并联， 也可装于补燃室内，工作完抛出。o 固体火箭冲压发动机的特点固体火箭冲压发动机的特点 (1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：6001200s; (2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。o 固体火箭冲压发动机的应用固体火箭冲压发动机的应用 主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）, 欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。1.4.2火箭基组合循环发动机火箭基组合循环发动机(RBCC)oRBCC(Rocket Based Combine
10、d Cycle) 定义：将传统的火箭发动机火箭发动机和吸气式发动机吸气式发动机组合在一起,形成的具有多种工作模态多种工作模态的发动机，在不同的飞行阶段启用不同的飞行模式，以达到发动机的最佳性能。n火箭引射模态：Ma3n亚燃冲压模态： 3Ma5n超燃冲压模态：6Ma101.4.2火箭基组合循环发动机火箭基组合循环发动机(RBCC)一种典型的RBCC方案1.4.3涡轮基组合循环发动机（TBCC）o TBCC(Turbine Based Combined Cycle) 定义：将涡轮涡轮或涡扇发动机涡扇发动机和冲压发动机冲压发动机组合起来形成的具有多种工作模式多种工作模式的发动机。p涡轮或涡扇发动机模
11、式：起飞或加速段，Ma3p冲压发动机模式： Ma3p按结构布局分为：串联式布局串联式布局和并联式布局并联式布局串联式布局的TBCC并联式布局的TBCCo 特点利用空气中的氧，能自主起飞和着陆，飞行轨迹灵活o 潜在用途n 轨道飞行器的第一级动力系统n 低成本高速飞行试验平台的动力系统n 高速侦察机的动力系统n 高速巡航导弹的动力系统1.4 1.4 组合发动机组合发动机p发动机之间优势互补，进一步提高性能 充分利用空气中的氧气，降低动力装置 的质量，提高有效载荷p单一类型的发动机无法满足要求 空天飞机：飞行高度060km以上， 马赫数10以上 单级入轨飞行器（SSTO)比冲与飞行马赫数的关系o 产
12、生反作用力的条件 1.初始能源 2.工质 3.实现能量转换的装置推力器燃烧室喷管喉部t大气压强p3燃气压强pg1.1.推力产生的原因推力产生的原因第第2 2章章 火箭发动机的主要参数火箭发动机的主要参数 2.1 推力推力2. 推力的定义推力的定义推力室的推力推力室的推力：推力室工作期间，作用在推力室内表面推力室工作期间，作用在推力室内表面 上上燃气压力燃气压力和作用在推力室外表面上的和作用在推力室外表面上的 大气压力大气压力的合力的的合力的轴向分量轴向分量。3 3. 推力公式的推导推力公式的推导假设：(1) 推力室工作高度处的大气压强为常数；(2) 推力室内的燃气流动为理想气体的一维定常（恒定
13、）流；(3) 推力室为一维轴对称体。inexFFF(2.1)dFp dA np dAex3ingAAFp dAp dA(2.2)3332exexexAAFp dApdAp A (2.3)p3pgA2npdA222 21 1ingAp dAp Am vmv内壁面作用于控制体上的压力内壁面作用于控制体上的压力端面压力端面压力图2 控制体受力图x端面压力22p A22232Fmvp Ap A g222ininAFp dAp Amv(2.4)2223+(-)FmvA p p （2.5）燃烧室喷管喉部t大气压强p3燃气压强pg 图1推力室内外表面受力图1v2vu内壁面作用于控制体上的力ingAp dA
14、4.4. 推力公式讨论推力公式讨论2223()FmvA pp其中， 为单位时间推进剂的质量流量，kg/s; v2 为喷管出口截面处的排气速度，m/s; A2 为喷管出口处的横截面积； p2 为喷管出口处的燃气的压强； p3 为工作高度处的大气的压强。m (1) 推力由两项组成，第一项为动量推力，第二项为压力推力；(2)推力公式中有A2p2项，说明喷管中的燃气膨胀到压力为零 是不可能零。(3) 推力公式中存在-A2p3项，说明环境介质的作用降低了 推力室的推力。推力比冲推力/kN，比冲/s发动机的高度特性发动机的高度特性:发动机的这种推力随飞行高度变化而改变的性质称为发动机的高度特性。几种常用的
15、推力室的推力几种常用的推力室的推力l 设计状态推力FD此时， ，有l 海平面推力此时， Pa，有l 真空推力此时， ，即发动机在真空状态下工作，有23pp2DFmv 0F30101325pp02202()FmvppAVF30p 222VFmvp A5.发动机的推力11nkengijijFFF式中 n和k分别是发动机的推力室 和涡轮废气排出管的个数； 为第i个推力室提供的推力； 为第j个废气排出管提供的推力。iFjF 泵压式液体火箭发动机示意图发动机代号国别类型推进剂推力推力类型用途F-1美国液体发动机液氧/煤油6770kN(地面）大推力5台组成土星5号一级发动机SSME美国液体发动机液氧/液氢
16、2090kN(真空）大推力3台组成航天飞机的主发动机YF-73中国液体发动机液氧/液氢44.44kN(真空）中推力CZ-3火箭第3级发动机FY-81中国液体发动机肼9.8N,39.2N,58.8N小推力CZ-3运载火箭第3级姿态控制发动机航天飞机SRB美国固体发动机PBAN11530kN巨型推力航天飞机固体助推器FG-02中国固体发动机PS11.80kN中推力CZ-1运载火箭第3级发动机国内外典型化学火箭发动机的推力F1发动机例题o 一枚火箭弹有下列特性： 初始质量200kg，火箭工作结束后质量130kg, 有效载荷和非推进结构等110kg， 火箭发动机工作时间3s， 推进剂平均比冲240s。
17、 求：质量比、推进剂质量分数、推进剂流量、 推力、推重比、飞行器加速度、有效排气 速度、总冲及冲重比。3.1 理想火箭发动机返回基本假设:1)工质是均相的,并且其组成在整个发动机内保持不变;2)工质是气态的，任何凝聚（液相或固相）物质的质量均可以忽略；3)工质遵循理想气体定律;4)在穿过发动机壁方向无传热过程，因而是绝热流；5)无明显的摩擦，忽略所有的边界层效应；6)喷管流动无激波或不连续性;7)推进剂流动是定常的;8)发动机喷管排出的全部燃气只具有轴线方向的速度;9)在垂直于发动机轴线的任意截面上的燃气的速度、压力、温度和密度都是均匀的；10)燃烧室内的燃气处于化学平衡状态，且在喷管内不发生
18、化学平衡的转移；3.2 热力学基本方程Go on（1）一维定常等熵流动的基本方程 能量方程（对于绝热流动）质量方程（稳态流动，无质量加入）状态方程等熵方程)()(2122yxpxyyxTTCvvhhyyyxxxyxVvAVvAmm/ xxxRTVp常数常数kyykxxkVpVppV常数2/2vh常数VAvm Go on（2）常用的基本参数比热容理想气体的等压比热cp、等容比热cv为常数。且有（3-4）（3-5）音速 马赫数 vpcck/Rccvp) 1( kkRcpkRTpas)/(kRTvavM/返回滞止状态滞止状态：流体从任意状态经可逆绝热过程将速度减小到 零的状态。滞止焓h0（总焓）滞止
19、温度T0(总温）滞止压力p0(总压）常数220vhh常数pcvTT220kkMkpp/ )1(20) 1(2/11 3.3 滞止参数返回3.4 喷管的基本关系式3.4.1 喷管出口的排气速度p 排气速度公式推导p 排气速度的影响因素3.4.2 流量公式与临界参数p 流量公式p 临界参数)1/()1(222/ ) 1(12/ ) 1(1kkxyyxxyMkMkMMAA2=tAA3.4.3 喷管的面积比燃烧室喷管喉部txyyxp 喷管的扩张比（膨胀面积比）p 面积比与马赫数的关系p 超音速喷管的面积比公式1(1)/1/(1)1111121kkkktxxxAppkkApkp返回3.5 推力系数132
20、221112( )1()1kkFtppApkCkkpApp )/(1pAFCtFp 推力系数CF的定义推力除以燃烧室压力和推力除以燃烧室压力和喉部面积的乘积。喉部面积的乘积。p 推力系数的理论计算式p 理论的极限推力系数当p1/p3=p1/p2=时，有：)1/()1(2max,1212kkFkkkCp 最佳推力系数 对于任一给定的压力比p1/p3，当p2=p3时，推力系数达到最大值。2232(1)/(1)/(1)2212321()221()11tttkkkktAv vFpp AVpkA ppp Akkp推力系数曲线1p1/p2最佳推力系数与压力比、面积比和比热比的关系图推力系数曲线2推力系数C
21、F与面积比的关系图（k=1.2）推力系数曲线3推力系数CF与面积比的关系图（k=1.2）3.6 特征速度)32. 3()1/(2/)1/()1(101*kkFFstkkkRTCCCgImApCp定义特征速度C*定义为燃烧室压强p1和喉部面积At的乘积与质量流量之比。)31. 3(1*mApCtp理论计算式p物理意义代表推进剂组合的优越性及燃烧室设计品质的一个参数。3.7 非设计状态下的喷管 喷管工作状态设计状态：非设计状态p2=p3欠膨胀状态：过膨胀状态：p2p3p2p31.当p3p2时，喷管将处于满流状态。2. 当p2 4 加速燃烧室： 1 rv时仍为液体，时仍为液体， 当当r rv时为介质
22、的气体，时为介质的气体， rv为气涡半径。为气涡半径。结论结论1 1：切向速度随旋转半径的：切向速度随旋转半径的 减小而不断增加减小而不断增加Rvinrdrvto 离心式喷嘴理论及计算 （2）旋涡室中液体微元的轴向速度dmdr2tvdrdpr将式（6.15）对r微分得：ttdvdrrv ttdpv dv 对上式积分得：2const2tvpconstav 于是可得：Rvinrdrvt结论：轴向速度与半径无关。结论：轴向速度与半径无关。（3）流量系数公式 由连续方程得：2222/(6.19)deinineaQCrpr vr v其中 为出口面积充实系数222221evveerrrrr 22/inae
23、invvrr,tinvRvvr又因为22etainvrRvvrr于是有21etainRrvvr所以 2/,1eintaARrrvv A令有将上式代入（6.17）式得：2212/(6.20)11avPA/2/daCvP2211/(6.21)1dAC由式（6.19）得 将式（6.20）代入上式得结论：流量系数结论：流量系数Cd取决于几何取决于几何特性特性A A和出口截面充实系数和出口截面充实系数3(1)/2(6.22)A将式（6.21）两边微分，并令/0ddCd3(6.23)2dC6.2.1 涡轮Go on6.2 涡轮泵Diagram of the turbine and the variatio
24、n of the gas parameters along the turbine1涡轮喷嘴 ;2涡轮盘; 3涡轮叶片；4涡轮轴；5涡轮壳体45Go on涡轮有两类：冲击涡轮和反作用涡轮。冲击涡轮冲击涡轮：工质的焓在涡轮喷管里转变成动能，在动叶片 中工质仅改变速度方向，没有焓降。反作用涡轮反作用涡轮：工质在涡轮喷管和动叶片中均有焓降。涡轮产生的功率(1)/1211 (/)TTTkkTTPPmhm C Tpp6.2.2 泵Go onDiagram of a centrifugal pump1叶轮;2叶片;3蜗壳;4扩压器p 泵的气蚀返回(1)泵所需要的净正吸入压头(HS) R4/3()(21.2
25、/ )sRHn QS()sRHH (6.35) (6.36)(2)有效的净正吸入压头(HS) A(Hs)A =H贮箱 + H高度 H摩擦 - H蒸气 (6.37)AsRsHH)()(泵不发生汽蚀的条件：避免气蚀的方法： 1）给贮箱增压 2）泵前加诱导泵图6-6 泵吸入压头的定义H贮箱贮箱高度压头高度压头 H高度高度流量为零时泵进口的绝对静压头流量为零时流量为零时泵进口的绝泵进口的绝对静压头对静压头7.2 推进剂的特性o 燃速r的定义 燃烧过程中装药燃烧表面沿其法线 方向向推进剂内部连续推进的速度。o 燃速的测量7.2.2 燃烧特性燃烧表面dederdt点火系统计时装置通风气体药柱底座药柱试样限
26、燃剂排气口L图7.1燃速测量装置示意图o 燃速的经验公式（1）指数燃速公式（2）线性燃速公式 （3）萨默菲尔德燃速公式 1nrap111rab p1/3111ABrppa燃速系数；n燃速的压力指数。o 影响燃速的因素（1）推进剂的化学成分和物理结构对燃速的影响n 添加燃速催化剂，或增大催化剂的百分数；n 减少氧化剂颗粒尺寸；n 增加氧化剂含量百分数；n 增加粘结剂的燃烧热。n 在推进剂中加入金属丝的方法来提高燃速。（2）发动机的工作条件对燃速的影响n燃烧室的压力n装药的初温燃速的温度敏感系数压力的温度敏感系数pppTrrTr)(1)ln(pKKKKTppTp)(1)ln(1ln()1nppap
27、aTaT图7.2装药初温对发动机压力、推力和工作时间的影响 p平行于燃烧表面的气流速度 侵蚀燃烧p各种加速度作用7.4 固体推进剂的稳态燃烧7.4.1双基推进剂的燃烧机理1）固相预热区2）表面层反应区 燃面处非常薄的表层(1-3m)，放热量占总燃烧热的10%左右。 3）嘶嘶区 在燃面附近反应十分剧烈，甚至嘶嘶发声，放热量占总放热量的40%左右。 4）暗区积聚能量的准备阶段。反应速度较慢，温度仅为11001500，还达不到发光的程度。 5)发光火焰区图7.5双基推进剂燃烧过程示意图第8章 固体火箭发动机装药及内弹道计算8.1 药型的分类及基本术语o 分类（1）按药柱横截面的几何形状管形装药星形装
28、药车轮形装药多孔形装药水母形装药狗骨形装药（2）按燃烧表面随时间的变化规律p 增面燃烧药柱p 减面燃烧药柱p 中性燃烧药柱p图8.2按压力-时间曲线特征区分的装药类型o 基本术语n绝热层 ：在固体火箭发动机内壁和喷管的某些部位粘贴的具 有一定厚度的耐烧蚀、隔热材料，它作为燃烧室的 内衬，保护壳体不受烧蚀。n包覆层：将药柱不参与燃烧的表面用阻燃材料覆盖 的一层。n药柱长径比：指药柱长度L与药柱直径D之比。n肉厚：药柱的最小厚度，从最初燃烧表面到绝缘壳体壁或到另 一个燃烧表面交界面的距离。它是决定燃烧时间的药柱 厚度,用b表示，0btbrdt0/()(8.2)fpctspcVVVIIV g0/(8
29、.3)ffAA12/(8.1)fWeDp肉厚系数：对于壳体粘结的内燃药柱，肉厚系数Wf 是肉厚e1与药柱 外半径之比：p容积装填系数：推进剂容积Vp对可供推进剂、绝热层和保护层利用 的燃烧室容积Vc之比(不考虑喷管)：fp余药：所谓余药是指肉厚烧完时，未燃烧的残余推进剂。p余药系数0AfA是指余药截面积与药柱初始截面积之比：p式中Vf为容积装填系数；It为总冲；Is为比冲；为推进剂的密度。8.3 常用的几种装药的特点o 端面燃烧装药图8.3 端面燃烧装药推进剂药柱粘接绝热层燃烧室壳体LD 几何尺寸一般以药柱外径D、长度L来表征。n形状简单、制造容易；n肉厚等于药柱的长度L，容积装填系数很高，n
30、容易保证恒面燃烧、强度高；n不存在侵蚀效应；n工作时间由药柱的长度决定，可达几百秒。n发动机壳体需要较厚的绝热层，增加了消极质量；n工作过程中发动机重心移动较大；n推力较小；点火较困难等。o 侧燃装药 包括：管形药柱、星形药柱、车轮形药柱、管槽形药柱（1）管形药柱dDL图8.4 管形药柱p主要几何参数有：药柱外直径D、 内孔直径d和药柱长度Lp几何形状简单、制造工艺成熟p需采取绝热措施，增加了发动机 的消极重量。p燃烧结束时有碎药喷出，还可能 导致燃烧结束时产生压力峰。（2）星形药柱/2e1rlD/2/n/no1 图8.5 星形药柱p以药柱外径D、肉厚e1、星角数n、星边夹角、过渡圆弧半径r、
31、星角系数、特征尺寸l、药柱长度L来表征的。p能提供恒面性燃烧，又可以获得减面或增面燃烧；p可以压制也可以浇铸成型，p贴壁浇铸时，室壁不与燃气接触而免于受热， 发动机工作时间可以长些。p有余药，使装药利用率降低，同时也使发动机 压力、推力曲线有较长的拖尾现象；p药型复杂，药模制造困难，在星角处有应力 集中现象，易产生裂纹，使药柱强度降低。(3)车轮形药柱p以药柱外径D、肉厚e1、特征尺寸l、辐条数n、 圆弧半径r、辐条夹角、辐条长度h、幅角系数、 装药长度L来表征的。典型的肉厚系数为0.20.3。 p在外径和长度相同的情况下，其燃烧面比星形药柱大；p形状更为复杂，又有很大悬臂质量的辐条，在受到冲
32、击和振动载荷时，药柱可能出现强度问题。p由于肉厚薄，燃烧面大；p适用于推力大、工作时间短的助推器和点火发动机上。 （4）管槽形药柱LDdl2be1主要几何参数有：药柱外径D、药柱内径d、药柱圆柱端长度L、肉厚e1、开槽数目n、开槽长度l、开槽宽度b和相邻槽间夹角2p无余药，药形简单，有较高的容积装填系数；p但为了防止槽中的燃气与燃烧室内壁接触， 需采用隔热措施，使发动机的消极重量增加。p适用于大肉厚（肉厚系数为0.50.9）、 高容积装填系数的中小型固体发动机。8.4 单室双推力药柱o 单室双推力药柱的类型（1）采用高低两种燃速的推进剂 （2）采用不同燃面的药形 图8.8 几种单室双推力药柱示
33、意图 (a)两种燃速药柱串装；(b) 两种燃速药柱同心套装； (c)两种燃速端面燃烧药柱 (d)、(e)利用不同燃面实现加速和续航； (f) 利用不同燃面实现加速续航加速8.5 零维内弹道计算o 8.5.1零维内弹道方程 基本假设：1. 燃烧室内部的气体参数，如压强p1，燃烧温度T1处处相等；2. 药柱燃面上各点的燃速相等，且服从指数燃速公式；3. 燃气服从气体状态方程；4. 燃烧产物的成分不变，与成分有关的物理量均为常数；5. 扩张段的燃气已达到超音速。质量守恒定律：药柱单位时间燃烧生成的燃气质量等于质量守恒定律：药柱单位时间燃烧生成的燃气质量等于流经喷管的质量流量与燃烧室内燃气质量增加率之
34、和。流经喷管的质量流量与燃烧室内燃气质量增加率之和。1 1()(8.4)pbdA rmVdt1111111( )(8.5)ntpbp AdVdA apkVdtdtRT1/(8.6)bdVdtA r其中，V1为燃烧室的自由容积，Ab为药柱的燃烧面积，r为推进剂的燃速。自由容积的变化是由药柱燃烧引起的，所以111/ RTp由气体状态方程，有：1111(8.7)ddpdtRT dt11111t11()( )(8.8)npbdpA ap RTk p ARTVdt*2*11112()(8.9)( )npbtVdpCA apC p Akdt1*11()(8.10)nbpCaK*1( )CRTk引入特征速度
35、,于是式（8-8）变为：式（8.9）即为零维内弹道计算的基本方程。8.5.2零维平衡压强公式10dpdt一般在稳态燃烧时，有，此时式（8.9）变为/btKAA，叫做燃喉比。上式给出了准稳态燃烧的平衡压强公式。其中，第9章 固体火箭发动机的基本组件9.1 燃烧室壳体o 功能o 材料 金属材料：不锈钢、高强度合金钢、马氏体时效钢、 铝合金、钛合金、镍合金 复合材料：玻璃纤维、芳纶纤维（凯夫拉）、碳纤维o 结构形式 型材结构 焊接结构 旋压结构 缠绕结构 分段结构焊接不锈钢壳体 1.顶快 2.赶棒 3.模具 4.卡盘旋压加工原理图环向缠绕装置9.2 喷管p固定喷管p摆动喷管p潜入喷管p非潜入喷管p移
36、动喷管p带尾管的喷管9.3 点火装置 1.42.84.25.611.28.45.62.8点火压力MPa发动机燃烧室压力MPa9.4 推力矢量控制图9.10 液体二次喷射推力方向控制系统1-压气瓶；2-气瓶爆破活门；3-调压器；4-气囊；5-贮箱；6-破裂膜；7-流量计；8-伺服活门；9-喷管推力中止第10章电推进系统o 电阻加热式推力器10.2电热推力器图1-10定义：利用高电阻元件消耗电能发热来 加热推进剂的推力器。加热元件：由难熔金属及其合金制成， 如钨、钽、钼。工质：水、肼、氨、氢最高比冲：300s, 效率在65%85%之间o 电弧加热式推力器（arcjet）10.2 电热推力器定义：通
37、过电弧加热推进剂，使其从喷管 高速喷出产生推力。电弧中心温度20000K工质：氮气、肼、氨、氢图1-11比冲：400s1200s,小功率arcjet，比冲500600s中功率arcjet，大功率arcjet10.3 静电型电火箭发动机o 离子发动机组成：推力器 电源控制单元(PPU) 推进剂供给系统 数字控制接口单元推进剂：氙气、氩气比冲：2500s5000s10.4 电磁型电火箭发动机o 脉冲等离子体推力器原理：采用自感应磁场的等离子加速器o 霍尔效应推力器原理：利用电磁力加速离子产生推力。 霍尔电流和径向磁场共同作用。霍尔电流：电子在正交的磁场和电场的 作用下形成的周向漂移运动。通道入口出口外部电磁线圈阳极推进剂入口内部电磁线圈绝缘通道壁外磁极内磁极磁场阴极l推进剂12345图10.9 ATON-SPT的结构示意图1-气体分配器，2-气体缓冲腔，3-阳极，4-电磁线圈，5-阴极外磁极内磁极磁场阴极l内部电磁线圈推进剂入口阳极外部电磁线圈
