北航课程设计-气氧酒精火箭发动机

1、 课程设计说明书 院(系名 称:宇 航 学 院 学 生 姓 名:李 东 来学 号:12151075专 业 名 称:飞行器动力工程(航天 指 导 教 师:张黎辉课程设计任务书一、课程设计题目:设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力:500N燃料:气氧 +75%酒精余氧系数:=0.8燃烧室压力:2MPa出口压力:0.1MPa三、课程设计任务:1进行热力计算、 推力室结构参数计算:确定圆柱形燃烧室直径、 长度,喉部直径,喷管收敛段、扩张段长度,喷管出口直径。2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。3 详细设计并绘制推力室部件总图。4 零件设计:5 撰写设计说明书。四、课

2、程设计日期:自 2015年 12月 14日至 2016年 1月 22日 学生:李东来指 导 教 师:张黎辉班级:121516教研室主任:目录1. 设计参数 . 12. 推力室参数计算结果 . 13. 推力室结构参数计算 . 14. 推力室头部设计 . 3 4.1 燃料喷嘴设计 . 34.2 氧化剂喷嘴: . 36. 推力室强度校核 . 10 6.1推力室圆筒段强度校核 . 106.2喷管强度校核 . 107. 点火器设计 . 118. 螺栓强度校核 . 129. 整体结构分析 . 129.1头部结构 . 12 9.2喷注器 . 13 9.3点火器 . 13 9.4推力室 . 13 9.6密封结

3、构 . 13 10. 感悟 . 14参考文献 . 151. 设计参数推力:Ftc=500N推进剂:气氧 +75%酒精余氧系数:=0.8燃烧室压力:pc=2MPa出口压力:pe=1atm2. 推力室参数计算结果化学当量混合比 rm0=1.485,实际混合比 rmc=1.188,地面理论比冲 Istct =2317.87m/s,特征速度 c =1649.35m/s,扩张比 e=3.635。 3. 推力室结构参数计算取燃烧室效率 C=0.96;喷管效率 n=0.96。推力室总质量流量为:qmc=FtcIstct cn=0.234kg/s从而得出:推力室氧化剂质量流量:qmoc=qmc×rm

4、crmc+1=0.127kg/s推力室燃料质量流量:qmfc=qmc qmoc=0.107kg/s喷管喉部面积:At=c qmcpc=1.930×10 4m2喉部直径 Dt=4At=15.68mm, 圆整取 Dt=16mm , 则 At=2.01×10 4m2取燃烧室的特征长度 L=2.4m燃烧室容积 Vc=L×At=4.8255×10 4m3利用燃烧室收缩比求燃烧室直径取燃烧室收缩比为 c=16则燃烧室横截面积为:Ac=cAt=3.217×10 3m2燃烧室直径为:Dc=c Dt=64mm设计推力室喷管双圆弧收敛段型面选择 R1=1.5Rt=

5、11.76mm,圆整取 R1=12mm选择 R 2,取 =2.5,则 R2=Rc=cRt=80mm则收敛段长度为:Lc2=Rt k+c2 1c+k+12式 中 , k=1.5, =2.5, c=16, 则 计 算 得 Lc2=61.96mm。 圆 整 取 Lc2=62mm以 R1和 R2所作圆弧切点的位置为 =c2=8.09mmH=Lc2 =53.91mmy=kRt+Rt k2Rt2 2=11.14mm收敛段容积为:Vc2=1.17982385×10 4m3燃烧室圆柱段的长度为:Lc1=VcVc2Ac=113.33mm,圆整取 114mm 喷管扩张段直径 De=e Dt=30.505

6、mm,圆整取 32mm喷管扩张段与喉部截面之间用半径 R3=Dt=16mm的圆弧过渡喷管出口角取 2e=150查得喷管相对长度 Ln=1.7930,求大圆弧相对半径R0=Ln2+1.5 De2Dt2 121 Lnsine 1.5 e2Dtcose=4.56则:R0=R0Dt=72.97mm,圆整取 73mm Ln=LnDt=28.688mm,圆整取 29mmX0=Ln+R0sine=38.528mm,圆整取 39mmY0=R0cose De2=56.375mm,圆整取 57mmm=sin 1Ln+R0sineR0+Dt=22.46°。4. 推力室头部设计采用带切向孔的直流 -离心式喷

7、嘴,燃料采用切向式离心喷嘴,氧化剂采用 直流式喷嘴;排布方式:中间 1个喷嘴,外圈均布 3个喷嘴,燃料和氧化剂喷嘴 数量为 nf=n0=4。4.1燃料喷嘴设计已知:75%酒精密度:f=877.3kg m3酒精喷嘴压降 p0=0.2pc=0.4MPa根据经验数据确定流量系数。取 ld=3,得到 =0.8则有 Anf=5.049×10 6m2df=nfnf=1.035mm,圆整取 1.1mmlf=3df=3.3mm该喷嘴为自击式,故 s始终为 0,取喷嘴偏转角度 f=45°。4.2氧化剂喷嘴:氧化剂喷嘴质量流量qmo =qmocnf= 0.127kg/s=0.042kg/s选取

8、喷嘴压降 po=0.4MPa,取流量系数 o=0.8。 气氧压力pin=pc+p=2.4MPa标 准 状 况 下 , 氧 气 多 变 指 数 k=1.4, st=1.43kg m3。 由 状 态 方 程p pst =stk得o=pinst1kst=12.17kg m3气氧的喷出速度为wo=2kRTin1pcink 1=2×1.4×259.8×273.15×121.4 1=52.94m/s由气体直流喷嘴的质量流量方程得Ano=qmoooo=0.032×106mm2=81.49mm2喷孔直径 do=4Anon0=5.88mm,圆整取 do=6mm,

9、 lo=18mm由几何关系可知壁厚 b=2lf+d =3.1mm,圆整取 b=4mm5. 推力室身部设计5.1推力室圆筒段冷却计算圆筒段燃气温度 T st =3006K燃气多变指数 k=1.15燃气定压比热容 cp=2.296kJkg K燃气粘度 =1.0×10 4Pa s燃气普朗特数 Pr=0.5881A= 1Dc2=3.217×10 3m2喷管喉部过渡平均半径R =0.5R 1+R 3=14mm假设内壁温度:T wg =500K 。利用巴兹法计算燃气与内壁面的对流换热系数:根据 T wgT st=0.166, 查表得到考虑附面层内燃气性能变化的修正系数 =1.52。 燃

10、气与内壁面的对流换热系数g= 0.026Dt0.2cpns=1067W/(m2 K根据 L c1Dc=1.78,查得气体对整个壁面辐射的平均射线长l=0.85Dc=54.4mm水蒸气分压 pH 2O =pc nHOn=1.12MPa二氧化碳分压 pCO 2 =pc nCOn=0.34MPa计算得到 pH 2O l=0.061MPa mpCO2l=0.018MPa m查图得水蒸气发射率 0H 2O =0.014,指数关系 n=1+kH2OpH2O=1.6,则水蒸气的实际发射率为H 2O =1 1 0H2O查图得二氧化碳发射率 C O2=0,则总的发射率为g=H 2O +CO2 H2OCO2=0.

11、0223壁面发射率一般取为 0w =0.8,则实际有效壁面发射率为W=0W1+1 0W1 g=0.956由于壁面温度较低, 故壁面对燃气的辐射可以忽略, 因此燃气辐射热流密度为qr=5.67 w g Tg4 gTwg4=5.67 w g Tg4=9.870×104W m2总热流密度 q=qk+qr=2.774×106W m2取推力室圆筒段壁厚 =1mm,则外壁面温度 TWf=TWg qw=492K总热流量 =q 2Rclc=6.36×104W若要求冷却水通过冷却通道时的温升为 40K ,则冷却水流量为q co =pco co=0.381kg/s冷却水的温度可以取为

12、 T co =20+602+273K =313K推力室内壁面及肋条材料为 1Cr18Ni9Ti ,导热系数 W =23.26W m K , 内壁厚 =1mm , 冷却通道高度 h=3mm, 肋条厚 b=1.5mm, 冷却通道宽 a=2mm,则当量直径 e=2aa+b=2.4mm,冷却通道数 n=57。冷却通道面积 A=na =3.42×10 4m2冷却剂流速 Vt=qcoAco=1.114m/s冷却剂雷诺数 e=coVtdeco =1000×1.25×2.4×10 30.658×10=4063冷却剂普朗特数 Pr=Cpcococo=4.31冷却

13、剂努塞尔数 Nu f =0.023R e 0.8Pr 0.4=31.8冷却剂和外壁面的对流换热系数 f=Nufcode=8321W m2液体壁面温度 TWf=qp f+Tf=480K气体壁面温度 Twg=qw +Twf=488K由计算结果可知, 推力室圆筒段气体壁面 Twg=484K小于假定的温度 500K, 相差 2.4%小于 5%,符合冷却要求。5.2推力室喉部冷却计算喉部燃气温度 T st =2845K 。燃气多变指数 k=1.1478。燃气定压比热容 C p =2.28kJ kg K燃气粘度 =0.0001Pa s燃气普朗特数 Pr=0.5967喉部压力 pt=1.1552MPa喉部横

14、截面积 A=14Dt2=2.01×10 4m2喷管喉部过渡半径 R =0.5R 1+R 3=14mm假设内壁温度:T wg =740K 。利用巴兹法计算燃气与内壁面的对流换热系数根据 T wgT st=0.26, 查表得到考虑附面层内燃气性能变化的修正系数 =1.35。 燃气与内壁面的对流换热系数g= 0.026 t 0.2Cpns=11320W/(m2 K燃气与内壁面的对流换热密度根据 L c1Dc=1.78,查得气体对整个壁面辐射的平均射线长 l=0.85Dc=54.4mm水蒸气分压 pH 2O =pt nHOn=0.670MPa二氧化碳分压 pCO 2 =pt nCOn=0.2

15、08MPa计算得到 pH 2O l=0.036MPa mpCO2l=0.011MPa m查图得水蒸气发射率 0H 2O =0.01,指数关系 n=1+kH2OpH2O=1.4,则水蒸气的实际发射率为H 2O =1 1 0H2On=0.014查图得二氧化碳发射率 C O2=0,则总的发射率为g=H 2O +CO2 H2OCO2=0.014壁面发射率一般取为 0w =0.8,则实际有效壁面发射率为W=0W1+1 0W1 g=0.958由于壁面温度较低, 故壁面对燃气的辐射可以忽略, 因此燃气辐射热流密度 为qr=5.67 w g Tg4 gTwg4=5.67 w gTg4=49820W m2总热流

16、密度q=qk+qr=2.39×107W m2取推力室圆喉部壁厚 =1mm,则外壁面温度TWf=TWg qw=7402.39×107×1×10 3K=672K取喉部截面长度 10mm总热流量 =q S=1.15×104W冷却水流量为 q co =0.421kg/s ,则喉部内冷却水温升:T =co co=1.15×104=6.5K取定性温度 313K推力室内壁面及肋条材料为 1Cr18Ni9Ti ,导热系数 W =23.26W m K , 内壁厚 =1mm , 冷却通道高度 h=3mm, 肋条厚 b=1.5mm, 冷却通道宽 a=2mm

17、, 则当量直径 e=2aa+b=2.4mm,冷却通道数 n=14。冷却通道面积 A=14a =8.4×10 5m2冷却剂流速 Vt=qcoAco=5.01m/s冷却剂雷诺数 Re=coVtdeco=18357冷却剂普朗特数 Pr=Cpcococo=4.31冷却剂努塞尔数 Nu f =0.023R e 0.8Pr 0.4=106冷却剂和外壁面的对流换热系数f= Nufcoe=28223W m2液体壁面温度 TWf=qp f+Tf=683K气体壁面温度 Twg=qw +Twf=727K由计算结果可知,推力室喉部气体壁面 Twg=727K大于假定的温度 740K, 相差 1.7%小于 5%

18、, , 且当 Twg=727K时 1Cr18Ni9Ti 不会失效, 故符合冷却要求。6. 推力室强度校核6.1推力室圆筒段强度校核圆筒段所选材料为 1Cr18Ni9Ti ,查机械手册得:抗拉强度为 b=550MPa, 屈服极限为 s=200MPa将推力室圆筒段视为承压薄壁圆筒,其周向应力为1=t= pcDc1=32MPa轴向应力为2=x= F=1.22MPa径向应力为3=r=pc=2 MPa推力室圆筒段内壁温度约 400K,温度较高,材料的屈服极限有所下降,故 采用较大的安全系数,取 n=2.5许用应力为s= s=80MPa由第三强度理论有r3=1 3=30MPa<s由第四强度理论有r4

19、= (1 22+(2 3 2+(3 1 2=30.3MPa<s由此推力室圆柱段满足强度条件6.2喷管强度校核喷管所选材料为 1Cr18Ni9Ti ,查机械手册得:抗拉强度为 b=550MPa,屈 服极限为 s=200MPa喷管喉部周向应力1=t= ptDt1=4.58MPa喷管喉部轴向应力为2=x= F=514=4.72MPa喷管喉部径向应力为3=r=pt=1.207MPa推力室圆筒段内壁温度约 640K,温度更高,材料的屈服极限下降更多,故 采用更大的安全系数,取 n=5许用应力为s= s=40MPa由第三强度理论有r3=1 3=3.483MPa<s由第四强度理论有r4= (1

20、22+(2 3 2+(3 1 2=3.41MPa<s由此推力室喷管段满足强度条件综上,推力室各段在保证发动机性能和冷却要求的前提下均满足强度条件。 7. 点火器设计点火器采用棒料加工而成, 在棒料的一侧边钻孔, 用来安装酒精管嘴和电点 火塞, 气氧管嘴安装在上部平面。 为保证点火腔有一定的压力, 应设计燃气通道 喉部,具体计算如下:At(点火 = C q点火点火=2.831×10 5m2dt(点火 =6mmnull北京航空航天大学课程设计 9.2 喷注器 本发动机是气氧酒精双组元发动机，采用直流撞击式双组元喷注器。作为燃 料的酒精通过自击式喷嘴喷注进入燃烧室，这样液滴细度高好而且混合距离短。 作为氧化剂的气氧，从结构简单原则敖律，让其通过中间的直流喷嘴喷出，与酒 精混合即可。 喷注盘面较小， 故喷嘴数量不宜过多，可选择三个喷注器并均匀分布在点火 器出口的圆周上。 9.3 点火器 该发动机用于地面试验，故可以使用电点火，结构简单，可