火箭发动机课件2014.ppt

教学内容,第1章喷气发动机概述第2章火箭发动机的主要参数第3章化学火箭发动机工作过程的基本关系式第4章液体火箭推进剂及燃烧第5章液体火箭发动机气液系统第6章液体火箭发动机的基本组件第7章固体推进剂及燃烧第8章固体火箭发动机装药及内弹道计算第9章固体火箭发动机的基本组件第10章冲压发动机,教材及参考书,教材：关英姿主编.火箭发动机教程.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。,喷气发动机可分为：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：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:指两种或两种以上不同类型发动机的组合。,第1章喷气发动机概述,Goon,动力装置的比冲与飞行马赫数的关系,Goon,1.1化学火箭发动机,工作原理,分类,Goon,1.1.1液体火箭发动机,组成,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、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,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,1.1.2固体火箭发动机,Goon,组成包括燃烧室、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,特点,1.1.3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,返回,图1-9,Goon,T图1-11,1.3电火箭发动机1.3.1电热型电火箭发动机,Goon,图1-12,1.3.2静电型电火箭发动机,Goon,图1-13,1.3.3电磁型电火箭发动机,返回,图1-14,1.4组合发动机1.4.1固体火箭冲压发动机(SDR),SDR(SolidDuctedRocket),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(ISPRIntegralSolidPropellantRamrocket)和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，其可与固体火箭冲压发动机串联或并联，也可装于补燃室内，工作完抛出。,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。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(RBCC),RBCC(RocketBasedCombinedCycle)定义：将传统的火箭发动机和吸气式发动机组合在一起,形成的具有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。火箭引射模态：Ma10,1.4.2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）,TBCC(TurbineBasedCombinedCycle)定义：将涡轮或涡扇发动机和冲压发动机组合起来形成的具有多种工作模式的发动机。,涡轮或涡扇发动机模式：起飞或加速段，Ma3冲压发动机模式：Ma3,按结构布局分为：串联式布局和并联式布局,串联式布局的TBCC,并联式布局的TBCC,特点利用空气中的氧，能自主起飞和着陆，飞行轨迹灵活潜在用途轨道飞行器的第一级动力系统低成本高速飞行试验平台的动力系统高速侦察机的动力系统高速巡航导弹的动力系统,1.4组合发动机,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,产生反作用力的条件1.初始能源2.工质3.实现能量转换的装置推力器,1.推力产生的原因,第2章火箭发动机的主要参数,2.1推力,2.推力的定义推力室的推力：推力室工作期间，作用在推力室内表面上燃气压力和作用在推力室外表面上的大气压力的合力的轴向分量。,3.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）流；(3)推力室为一维轴对称体。,(2.1),(2.2),(2.3),端面压力,(2.4),（2.5）,内壁面作用于控制体上的力,4.推力公式讨论,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。,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。,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,5.发动机的推力,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。,泵压式液体火箭发动机示意图,国内外典型化学火箭发动机的推力,F1发动机,例题,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。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，且在喷管内不发生化学平衡的转移；,3.2热力学基本方程,Goon,（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,Goon,（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,返回,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）滞止温度T0(总温）滞止压力p0(总压）,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,排气速度公式推导,排气速度的影响因素,3.4.2流量公式与临界参数,流量公式,临界参数,3.4.3喷管的面积比,喷管的扩张比（膨胀面积比）,面积比与马赫数的关系,超音速喷管的面积比公式,返回,3.5推力系数,推力系数CF的定义,推力除以燃烧室压力和喉部面积的乘积。,推力系数的理论计算式,理论的极限推力系数,当p1/p3=p1/p2=时，有：,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。,推力系数曲线1,推力系数曲线2,推力系数CF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,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。,理论计算式,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：,p2p3,p2p3,1.当p3p2时，喷管将处于满流状态。2.当p24加速燃烧室：1rv时仍为液体，当rrv时为介质的气体，rv为气涡半径。,结论1：切向速度随旋转半径的减小而不断增加,离心式喷嘴理论及计算（2）旋涡室中液体微元的轴向速度,将式（6.15）对r微分得：,对上式积分得：,结论：轴向速度与半径无关。,（3）流量系数公式由连续方程得：,其中为出口面积充实系数,将上式代入（6.17）式得：,由式（6.19）得,将式（6.20）代入上式得,结论：流量系数Cd取决于几何特性A和出口截面充实系数,将式（6.21）两边微分，并令,6.2.1涡轮,Goon,6.2涡轮泵,Goon,涡轮有两类：冲击涡轮和反作用涡轮。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：工质在涡轮喷管和动叶片中均有焓降。涡轮产生的功率,6.2.2泵,Goon,Diagramofacentrifugalpump1叶轮;2叶片;3蜗壳;4扩压器,泵的气蚀,返回,(1)泵所需要的净正吸入压头(HS)R,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,7.2推进剂的特性,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。燃速的测量,7.2.2燃烧特性,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,a燃速系数；n燃速的压力指数。,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添加燃速催化剂，或增大催化剂的百分数；减少氧化剂颗粒尺寸；增加氧化剂含量百分数；增加粘结剂的燃烧热。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燃烧室的压力装药的初温燃速的温度敏感系数压力的温度敏感系数,图7.2装药初温对发动机压力、推力和工作时间的影响,平行于燃烧表面的气流速度侵蚀燃烧各种加速度作用,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,分类（1）按药柱横截面的几何形状,（2）按燃烧表面随时间的变化规律增面燃烧药柱减面燃烧药柱中性燃烧药柱,图8.2按压力-时间曲线特征区分的装药类型,基本术语绝热层：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。包覆层：将药柱不参与燃烧的表面用阻燃材料覆盖的一层。药柱长径比：指药柱长度L与药柱直径D之比。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，,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：,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)：,8.3常用的几种装药的特点,端面燃烧装药,几何尺寸一般以药柱外径D、长度L来表征。形状简单、制造容易；肉厚等于药柱的长度L，容积装填系数很高，容易保证恒面燃烧、强度高；不存在侵蚀效应；工作时间由药柱的长度决定，可达几百秒。发动机壳体需要较厚的绝热层，增加了消极质量；工作过程中发动机重心移动较大；推力较小；点火较困难等。,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,主要几何参数有：药柱外直径D、内孔直径d和药柱长度L几何形状简单、制造工艺成熟需采取绝热措施，增加了发动机的消极重量。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,以药柱外径D、肉厚e1、星角数n、星边夹角、过渡圆弧半径r、星角系数、特征尺寸l、药柱长度L来表征的。能提供恒面性燃烧，又可以获得减面或增面燃烧；可以压制也可以浇铸成型，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。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；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,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。在外径和长度相同的情况下，其燃烧面比星形药柱大；形状更为复杂，又有很大悬臂质量的辐条，在受到冲击和振动载荷时，药柱可能出现强度问题。由于肉厚薄，燃烧面大；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,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2,无余药，药形简单，有较高的容积装填系数；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。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,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,8.5.1零维内弹道方程基本假设：,燃烧室内部的气体参数，如压强p1，燃烧温度T1处处相等；药柱燃面上各点的燃速相等，且服从指数燃速公式；燃气服从气体状态方程；燃烧产物的成分不变，与成分有关的物理量均为常数；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流经喷管的质量流量与燃烧室内燃气质量增加率之和。,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,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,，此时式（8.9）变为,第9章固体火箭发动机的基本组件,9.1燃烧室