1、与固体推进剂相比，液体推进剂与固体推进剂相比，液体推进剂优点优点：效率高（比冲高）；：效率高（比冲高）；工作时间长；工作时间长；推力矢量易于控制；推力矢量易于控制；可反复启动。可反复启动。缺点缺点：密度低；：密度低；结构工艺复杂；结构工艺复杂；准备时间长；准备时间长；工作推力较低。工作推力较低。回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？固体推进剂火箭发动机的固体推进剂火箭发动机的优点优点a)结构简单结构简单b)使用操作简便、安全使用操作简便、安全c)固体推进剂密度大固体推进剂密度大 缺点缺点a)比冲低。比冲低。b)推力矢量不易控制。推力矢量不易控制。c)工作压强高。工作压强高。液体推进剂分类液体推进
2、剂分类 单组元液体推进剂单组元液体推进剂 双组元液体推进剂双组元液体推进剂 有关推进剂还有：有关推进剂还有：冷气推进剂冷气推进剂 低温推进剂低温推进剂 可贮存推进剂等可贮存推进剂等常见液体推进剂常见液体推进剂常见液体氧化剂常见液体氧化剂：液氧（液氧（LO）：最常见，易蒸发）：最常见，易蒸发 液氟：比重大，毒性大液氟：比重大，毒性大 四氧化二氮（四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发）：有毒性，易蒸发 曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解），曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解），硝酸（硝酸（HNO3，也较少使用），也较少使用）常见液体燃料常见液体燃料：碳氢燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，碳氢
3、燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，RP-1，甲烷等烃类），甲烷等烃类）液氢（液氢（LH）：清洁燃料，成本高）：清洁燃料，成本高 还有肼（还有肼（N2H4），偏二甲肼（），偏二甲肼（UDMH），一甲基肼（），一甲基肼（MMH）等）等 液体推进剂的选择需考虑如下因素：液体推进剂的选择需考虑如下因素：a）经济因素（原料等）经济因素（原料等）b）性能高低）性能高低c）危害性（腐蚀，爆炸，毒性等）危害性（腐蚀，爆炸，毒性等）d）物理性能（密度大，冰点低，稳定，温度变化小等）物理性能（密度大，冰点低，稳定，温度变化小等）e）工作稳定性（点火性能，燃烧稳定性，火焰性能如烟、焰）工作稳定性（点火性能，燃烧稳定
4、性，火焰性能如烟、焰等）等）常用液体推进剂的物理性能推进剂类型沸点/K密度/（kg/m3）103分子量液氢H2液氧O2液氟F2甲烷CH4RP-1硝酸（99%）四氧化二氮N2O4肼N2H4一甲基肼偏二甲肼低温低温低温低温可贮存可贮存可贮存可贮存可贮存可贮存20.49085.02111.6460540355.7294.3386.66360.63360.0711.141.6360.4240.581.5491.4471.0050.87880.8562.01632.038.016.0317563.01692.01632.0546.07260.10思考：从表中数据分析推进剂性能的优缺点。从表中分析，从密度
5、看，液氟较大，但有毒；从沸点看，可贮存推进剂准备时间短，但大部分有毒，且易挥发；液氢液氧最清洁，但比重较低。因此，没有十全十美的性能匹配，只能折中选择。分析液氢（它是折中选择的典型），它密度很低，但它和液氧组合最清洁，同时它的分子量最小，这有利于提高推进剂能量（为什么？），有利于燃气作功。为了降低燃气的分子量，有时液氢与液氧并不按化学当量比混合，而是让氢多一些（即富燃）。双组元液体推进剂的常见组合有：a)LO+LH（无毒无腐蚀，比冲高，成本高，用于主发动机和运载火箭的上面级）；b)LO+烃类（密度高，常用于主发动机，少量第二级）；c)可贮存推进剂组合，如硝酸+烃类，四氧化二氮+偏二甲肼，四氧化
6、二氮+甲基肼等，优点是可贮存，能随时发射，俄罗斯与中国的弹道导弹常用，美国大力神导弹也使用。一般混合为单组元推进剂使用，少量分开为双组元使用。液体推进剂火箭发动机液体推进剂火箭发动机的典型结构的典型结构主要包括：主要包括：a)推进剂输送系统推进剂输送系统b)贮箱贮箱c)推力室推力室d)喷注系统喷注系统高压气瓶泄液阀推力室加注口充气阀减压阀排气阀单向阀限流阀燃料箱氧化剂箱液体推进剂火箭发动机结构原理图 a）推进剂输送系统（）推进剂输送系统（propellant feed system）气压式系统气压式系统最简单，依靠高压气体推出推进剂，一般最简单，依靠高压气体推出推进剂，一般适于短时间、小推力火
7、箭。适于短时间、小推力火箭。涡轮泵式系统涡轮泵式系统通过泵引出部分燃料和氧化剂燃烧，驱通过泵引出部分燃料和氧化剂燃烧，驱动涡轮，再通过泵推出推进剂，结构复杂，适于长时间大动涡轮，再通过泵推出推进剂，结构复杂，适于长时间大推力火箭。推力火箭。图图 1 液体推进剂火箭发动机结构原理图液体推进剂火箭发动机结构原理图 高压气瓶泄液阀泄液阀过滤器推力室加注口加注口阀门充气阀减压阀排气阀排气阀单向阀单向阀限流阀燃料箱氧化剂箱图图2 大型液体推进剂火箭发动机结构原理图大型液体推进剂火箭发动机结构原理图 燃料泵阀门推力室高压氦气涡轮排气喷管增压阀涡轮组件换热器燃料氧化剂氧化剂泵燃气发生器燃气涡轮b）贮箱（pr
8、opellant tanks）：包括氧化剂贮箱、燃料贮箱和高压气瓶贮箱 材料：形状：布局：气垫：残余推进剂：液体推进剂的晃动与涡旋：无重力飞行：C）推力室（推力室（thrust chambers，燃烧室和喷管），燃烧室和喷管）推力室是液体火箭发动推力室是液体火箭发动机的机的关键部件关键部件，一定流量的，一定流量的液体推进剂在这里喷射、雾液体推进剂在这里喷射、雾化、混合并燃烧形成高温燃化、混合并燃烧形成高温燃气，经过喷管高速喷出获得气，经过喷管高速喷出获得推力。推力。推力室一般包括燃烧室、推力室一般包括燃烧室、喷管和辅助结构（如冷却系喷管和辅助结构（如冷却系统）组成统）组成。D）喷注系统（）喷注
9、系统（injecting system）喷注系统的作用是将液体推进剂以喷注系统的作用是将液体推进剂以一定流量引入燃烧室一定流量引入燃烧室，并使其并使其雾化混合均匀雾化混合均匀，保持氧化剂和燃料一定的混合比保持氧化剂和燃料一定的混合比。为实。为实现这些功能，常采用多喷嘴（现这些功能，常采用多喷嘴（injectors）结构。）结构。一种一种9090双股自击撞击式喷嘴双股自击撞击式喷嘴 喷嘴主要分为三类：a)撞击式b)非撞击式c)同心套管式(a)双股互击式(b)三股互击式(c)自击式(d)淋浴头式(e)同心套管式燃料氧化剂燃料氧化剂氧化剂燃料燃料氧化剂液氧 气氢内管外套管 液体氧化剂与燃料经过喷嘴雾
10、化混合后，进行燃烧，在燃烧室中的燃烧可以分为三个区：喷射雾化区、快速燃烧区和流管燃烧区。推力室中的燃烧过程示意图 流管燃烧区超声速膨胀区快速燃烧区喷射/雾化区燃烧室燃烧区亚声速流动喷注器喷射雾化区喷射雾化区，位于最前端，液体雾化成大量的小液滴，快，位于最前端，液体雾化成大量的小液滴，快速燃烧区的高温辐射传热给小液滴，小液滴通过对流传热速燃烧区的高温辐射传热给小液滴，小液滴通过对流传热迅速获得热量而蒸发，形成大量富燃和富氧的局部区域。迅速获得热量而蒸发，形成大量富燃和富氧的局部区域。该区域两相共存，只有少量的化学反应，热量大量来自快该区域两相共存，只有少量的化学反应，热量大量来自快速燃烧区。速燃
11、烧区。快速燃烧区，在燃烧室的中间段，随着小液滴的蒸发，富燃和富氧的局部区域相互掺混，燃料与氧化剂发生强烈而快速的化学反应而燃烧，产生大量的高温燃气。该区域的燃烧过程是一个强烈的非稳态过程，存在强烈的掺混、爆燃（接近局部爆炸，产生一系列激波），压强、温度、密度、混合比等参数作快速波动。H2扩散火焰O2液滴的扩散燃烧示意图 流管燃烧区，在燃烧室的后段，燃烧和混合过程趋于平稳，化学反应速率降低，流动在横向的湍流混合很小。燃烧一般包括下述过程燃烧一般包括下述过程：a）推进剂经过喷嘴高速（）推进剂经过喷嘴高速（15100m/s）喷入燃烧室，形成液体射）喷入燃烧室，形成液体射流和液雾；流和液雾；b）射流破
12、碎成小液滴（如碰撞、湍流的作用）射流破碎成小液滴（如碰撞、湍流的作用）雾化过程；雾化过程；c）各个液滴吸热而蒸发；）各个液滴吸热而蒸发；d）蒸发气体相互混合并进行化学反应燃烧；）蒸发气体相互混合并进行化学反应燃烧；e）活化中心团、分子、原子的紊流扩散，喷嘴产生的涡旋，加剧）活化中心团、分子、原子的紊流扩散，喷嘴产生的涡旋，加剧热交换和混合；热交换和混合；f）燃烧充分后，燃烧与流动过程趋于平稳；）燃烧充分后，燃烧与流动过程趋于平稳；g）燃烧产生的热使自身膨胀加速。）燃烧产生的热使自身膨胀加速。定义混合比定义混合比 则 eaeee)(VmppAVmFfuoxmmrfufuox)1(mrmmm思考：
13、给定喷管，要求设计出满足一定推力的火箭发动机，如何确定液体氧化剂和液体燃料的流量（已知混合比）？给定喷管，总流量是由推力大小决定的：液体氧化剂和液体燃料的流量由混合比决定：eVFm mrrm1oxmrm11fu02Const21pVpBernoulli方程方程 代入连续方程代入连续方程 221VppV2pAApVAm22 引入流量修正系数引入流量修正系数 ，则有，则有 pAcmm2V=0p0pVBernoulliBernoulli流动流动 mc已知压差和流量已知压差和流量，通过上式可以确定满足流量条件的喷嘴尺寸，即，通过上式可以确定满足流量条件的喷嘴尺寸，即 pcmrnAm2 2oxoxox2
14、oxoxox2 oxpcmrnAm对于氧化剂和燃料，分别为对于氧化剂和燃料，分别为 fufufu2fufufu2 fupcmrnAm不同喷嘴的流量系数 喷口类型结构示意图直径/mm流量系数锐边孔 2.5 2.50.610.65左右进口有倒园的短管（L/D3.0）1.001.571.00（L/D1.0）0.880.900.70锥型进口短管0.501.001.572.543.180.700.820.760.840.800.840.78螺旋效应短管1.06.40.20.55锐边锥孔1.001.570.700.690.72根据流量公式根据流量公式，可得喷嘴的喷射速度为，可得喷嘴的喷射速度为/22pcA
15、pAcAmVmm喷嘴夹角示意图 根据动量守恒根据动量守恒，撞击前后的守恒关系式为，撞击前后的守恒关系式为 方向方向yVmVmVmxVmVmVm sinsinsin coscoscosfufufuoxoxoxfufufuoxoxoxyx氧化剂射流燃料射流fuox合成射流撞击点mV.mfuVfu.moxVox.两式相除，得两式相除，得 fufufuoxoxoxfufufuoxoxoxcoscossinsintanVmVmVmVm时，往往具有良好的性能（如流动总压损失最小），则时，往往具有良好的性能（如流动总压损失最小），则 0fufufuoxoxoxsinsinVmVm混合比 r 的选择应当考虑如
16、下因素：a)在较大的流动范围内保持为常数，或近似常数；b)在适当的化学当量比附近，以提高燃烧效率；c)考虑不同推进剂组合的物理和化学特性，提高燃烧能量，如液氢，可考虑富燃，可降低燃气分子量，从而提高能量。混合比r的确定步骤如下：a)选用的喷嘴形式应使流量系数在很大的雷诺数范围内保持为常数，即b)为匹配合适的混合比r，一般先用水流试验。保持压差相同，这时 ，则根据流量公式，可以建立混合比的关系式为 fuoxfuoxfuoxfuoxfuoxppAAccmmrmm该式建立了混合比与喷嘴（包括流量系数）、压差以及密度之间的匹配关系。ConstccdfdoConstfuoxmmccfuoxfuoxppf
17、uoxfuoxAAccrmm例：已知某火箭发动机液体氧化剂和燃料的推出压差均为3MPa，密度均为1.14103 kg/m3，推进剂混合比为1:5。火箭喷管排气速度为Ve=2500 m/s，喷嘴数量均为10个，试设计喷嘴大小，使火箭产生推力达到10 kN。不考虑流量损失。解：欲产生10 kN的推力，当Ve=2500 m/s时，必需的燃气流量为 0.4250010103eVFm(kg/s)混合比r=1:5=0.2，则氧化剂流量和燃料流量分别为 321oxmrrm31011fumrm已知氧化剂和燃料的压差、密度和流量系数，则(kg/s)(kg/s)pcmrAm2 10ox2oxoxpcmrAm2 10fu2fufu51.0oxr13.1fur(mm)(mm)练习：a)接上例，计算氧化剂和燃料的喷射速度。b)如果为锐边喷孔形式的喷嘴（即流量系数为 =0.65），重新确定喷嘴尺寸和喷射速度。c)要求设计出满足一定推力的液体火箭发动机，确定设计步骤。mc
