“导弹引论”第十一讲

PAGEPAGE15第三章动力装置学习目的：1）了解导弹动力装置的基本概念；2）了解发动机的基本组成与分类；3）了解火箭发动机的基本组成与工作原理；4）了解航空发动机的基本组成与工作原理。1.导弹动力装置在导弹上产生推力的整套装置称为动力装置。动力装置包括发动机及保证发动机正常工作所必须的系统和部件，如推进剂及贮存、输送和调节系统，发动机固定装置及附件等。2.发动机的组成与分类发动机是动力装置的主体。发动机的组成：燃烧室、喷管、点火装置、辅助部分。发动机的分类注：固体、液体火箭按推进剂的状态分。其它发动机：核能类发动机（核火箭发动机，电火箭发动机）；辐射能类发动机（太阳能）。这些发动机还没用于导弹，只是在宇宙航行的飞船和探测器上进行应用。3.火箭发动机的性能参数推力P发动机受力特点：发动机内壁受燃烧气体的压力，这个压力很大，对固体火箭发动机一般是几十个大气压到一、二百个大气压。发动机外壁受均匀的外界大气压力的作用。形成原理：推力表示形式：P1――推力室内压力的合力；P2――推力室外表面大气压力的合力。求P1的思路：用动量定理分析变质量问题。研究对象：燃气dm—在dt时间内从喷口喷出的燃气质量则动量变化：动量定理：这样便求出了作用在发动机内壁表面上压力的轴线合力P1于是，发动机推力可表示为影响推力的主要因素分析：质量流量愈大，推力愈大喷口处燃气喷气速度愈大，推力愈大高度H――大气压力pa――推力P发动机的推力与飞行速度无关2）总冲I0总冲I0决定于发动机推力的大小和工作时间长短，代表发动机的工作能力，决定着火箭的射程和有效载荷的大小。单位为N.s。导弹所能达到的飞行速度和射程，取决于发动机能提供的总冲量。在总冲一定时，可以采用大推力、短时间的方案，也可采用小推力、长时间的方案，不同的方案影响导弹的速度和射程。总冲除了与装药（推进剂）的性能有关外，最主要的取决于装药的总重量。为了增加总冲，一般都是增加装药总重，这就意味着增大燃烧室的尺寸和重量。因此，对固体火箭发动机而言，总冲也可以反映其尺寸的大小。3）比冲Is比冲是指发动机消耗1kg质量的推进剂所产生的冲量。（m/s）比推力，是指发动机每秒钟消耗1kg质量的推进剂所产生的推力的大小。（m/s）式中─推进剂或燃料的质量流量，单位kg/s。固体火箭发动机的总冲易于测量，所以用比冲表示其性能；液体火箭发动机的推进剂流量易于测量，所以用比推力表示其性能。固体火箭发动机的比冲1900～2400m/s，有的可达2600（m/s）；液体火箭发动机的比冲可达3000m/s（液氧和煤油）3600m/s（液氧和液氢）。提高比冲的途径：采用高能量的推进剂正确地设计工作过程完善的发动机4.液体火箭发动机液体火箭发动机是使用液体推进剂的发动机。1）火箭对液体推进剂的要求性能要求：能量特性高，高比冲，高密度（质量、体积要求）；比热大；（散热要求）；燃烧性能好。燃烧稳定，容易点燃。使用性能：无（小）腐蚀，无（小）毒性；物理和化学性质稳定，冰点低，沸点高，饱和蒸汽压低，粘度小等。经济要求：资源丰富，容易制造，能大量生产，成本低。2）推进剂的种类单组元：燃烧剂和氧化剂成一种混合状态，它可以是几种化合物的混合物（如过氧化氢与酒精的混合物），也可以是一种化合物（如硝基甲烷）。特征是，在常温、常压条件下是稳定的，在加热、加压或触媒剂的作用下使其分解，产生高温气体。因为只有一种组元，其输送系统简单。缺点是燃烧中气体稳定性差，比较危险，比推力小，所以不常作为发动机的主推进剂，而用于姿态控制发动机。双组元：燃烧剂与氧化剂在进入燃烧室之前不混合，分开贮存。它是目前液体火箭发动机通常使用的推进剂。3）常用燃烧剂液氢：比推力高，燃烧温度不高，无毒，无腐蚀，来源广，产量大，成本低。缺点：密度很小（69.5kg/m3），沸点低（-252.8°C）。不好贮存，只有在临发射前向贮箱里加注。由于制造工艺复杂，价格十分昂贵，广泛用于航天器和运载工具上。煤油：来源广，成本低，热值高，使用方便。缺点：密度较小[0.8~0.85]kg/m3]。偏二甲肼：密度kg/m3，沸点63°C，冰点－58°C。缺点：有毒，有腐蚀。4）常用氧化剂液氟：是极强的氧化剂，沸点-188°C，沸点密度kg/m3，剧毒。液氧：含有100％的氧化元素，氧化力强，沸点-183°C，密度kg/m3，无毒，无腐蚀，来源广，成本低。缺点是难贮存，一般在航天器上使用。硝酸：比重大，密度高，冰点低，沸点高，密度kg/m3，沸点86°C，冰点－42°C。缺点是比冲较低，有毒，有腐蚀。四氧化二氮：能量高、密度大、可贮存、资源丰富，密度kg/m3，沸点22°C，冰点－11.2°C。缺点是冰点较高，有毒。过氧化氢：密度kg/m3，沸点151°C，冰点－25°C。5）液体火箭发动机组成、结构及工作原理组成：推进剂输送系统，推力室，喷管。推进剂输送系统：挤压式输送系统，涡轮泵式输送系统。挤压式输送系统采用挤压形式输送推进剂，需要高压气体和气罐，推进剂贮箱也要承受一定的高压。对于推力较小，工作时间较短的发动机，由于系统简单，重量不会很大：对于推力较大而工作时间又长的发动机，就会导致高压气体和气罐以及推进剂贮箱重量的增加。所以采用这种系统的火箭发动机不宜于做得过大。涡轮泵式输送系统采用泵式输送推进剂，从推进剂贮箱一直到泵入口的设备都不要求承受高压，虽然增加了涡轮、离心泵及其它辅助设备，但并不会使整个系统的重量比挤压式系统大。对于现代火箭发动机，特别是燃烧室压力高，推力大，工作时间长的，都采用泵式输送系统。然而，这种系统的结构比较复杂。如图示。推力室：是液体推进剂进行混合和燃烧，燃气进行膨胀以高速喷出而产生推力的部件。包括喷注器、燃烧室和喷管三部分。喷注器的作用是将推进剂喷入燃烧室，使之雾化并混合均匀。有直射式喷嘴和离心式喷嘴两种。燃烧室：是推进剂进行雾化、混合和燃烧的地方。有双层壁结构和管束式壁结构。喷管：作用是获得高温高压燃气流。液体火箭发动机喷管和燃烧室做成一体，而且喷管的收缩段往往和燃烧室合在一起，一般用平滑相接的曲线(如圆弧)来做收缩段的通道。收缩段收缩角为70~90°。角度太大，气流流动状态恶化；太小则出现喷管加长问题。锥形喷管扩张角20~30°较合适。特型喷管是扩张部分的母线与超音速流动中膨胀的气体流线相一致的喷管。型面曲线一般为抛物线或直线与圆弧的组合曲线。扩张角可增到40~50°。5.固体火箭发动机固体火箭发动机是推进剂为固体的火箭发动机。优点：结构上简单；可以在短时间内产生特大推力，所以常用作助推器；使用操作方便，工作可靠，可长期贮存；机动性好。组成：燃烧室、喷管、药柱、药柱支撑装置和点火装置等。1）固体推进剂均质火药（双基药）：以硝化纤维素和硝化甘油为基本成分，特点是比较均匀。成分硝化棉硝化甘油DNT凡士林氧化镁碳酸铅作用能源能源、溶剂助溶剂润滑剂燃烧催化剂稳定剂含量54.5%25%15.9%1.7%2.0%0.9%异质火药：氧化剂和燃烧粘结剂以机械混合形式存在的火药。其特点是结构不均匀。因而称为异质火药或复合药。聚硫橡胶火药的组成成分含量作用成分含量作用过氯酸铵67%氧化剂丁烯二酸酐0.3%固化剂铝粉5%高能可燃剂过氧化铅0.6%固化促进剂聚硫橡胶19%燃烧粘结剂碱式亚铬酸铜0.9%燃烧催化剂环氧树脂1.3%增强剂碳酸钙1%燃烧稳定剂苯二甲酸二丁酯0.9%增塑剂苯乙烯4%稀释剂改性双基药：在双基药中加入氧化剂（过氯酸铵）、高能添加剂（铝粉）、或高能炸药（黑索金等）制成的推进剂。能量大大提高，比冲可达2400~2500m/s。也有较好的机械性能，可以采用浇注法成型，是双基药发展的一个方向。双基药与复合药的性能比较：复合药的密度、比冲比双基药大，因而复合药的能量高于双基药。最好双基药的真空比冲为2200～2300m/s，而含金属的复合药真空比冲在2500m/s以上。双基药一般采用“自由装填方式”即预先将火药药柱加工成所要求的几何形状，需要时将药柱装入发动机燃烧室中；复合药多采用“壳体粘结式”的装填方式，即把火药直接浇注到发动机壳体中，凝固硬化而与壳体粘结成为一体。双基药能量性能和燃烧性能都比较稳定，但双基药所需要正常燃烧压力较高，受环境初温影响较大，复合药能够稳定燃烧的初始温度和压力范围宽。复合药的机械性能比较好，双基药在时易变脆。复合药的物理化学安定性好。双基药需棉花及油脂，复合药原料来自化工产品，有广阔发展前景。2）典型药形及特点发动机对药形的要求：满足推力变化规律；装药的可靠固定；装药受力良好状态；燃烧产物对发动机壳体的热作用小；未燃烧的推进剂量少；装填密度高；避免侵蚀燃烧。端燃药柱：这种药柱大多为圆柱形，在使用时将前端面和侧表面都包覆起来，仅让后端面进行燃烧。由于受到发动机直径的限制，燃烧表面积不会很大，所以发动机的推力较小然而工作时间却可很长。侧燃药柱：端面包覆，药形较多。内侧面燃烧药形：由内向外燃烧，燃烧室壁可以完全避免与燃气接触，缺点是燃烧结束时常留有残余推进剂；外侧面燃烧或内、外侧面同时燃烧药形：工作时间受到限制，装填密度不高，不常用。端侧面同时燃烧药形：一般为内侧面加端面同时燃烧。燃面可调范围宽，适于大体积装填，广泛应用于大型发动机。3）燃烧室药柱直接填装在燃烧室里面。燃烧室前端：项盖与筒段连接（可拆、不可拆）；燃烧室后端：通过螺纹与喷管连接。材料：合金钢、合金铝；玻璃钢，复合材料。加工：金属管旋压；复合材料缠绕。密封与隔热：防止高温、高压气体外漏，隔绝高温燃气结构重量：约占发动机结构重量的80％。4）喷管环境特点：高温高压气流冲刷。形状：锥形喷管（用在小型发动机上）；特形喷管（用在大型发动机上）。材料：钨、钼；陶瓷、石墨；发汗材料－钨渗铜等；有机烧蚀材料－纤维树脂复合材料。5）点火装置（点火器）作用：将药柱表面迅速加热到起燃温度以上，使药柱能进行正常和稳定的燃烧。组成：发火管，点火药。大型固体火箭以动机由于药柱大，常采用点火发动机点火。6）推力止推装置作用：迅速终止推力。思想：不是熄灭发动机，而是让推力抵消。故采用反向喷管方法。6.固液组合火箭发动机固体火箭发动机和液体火箭发动机有各自的优缺点，并在各类导弹上获得了广泛应用。在它们基础上出现的固液组合发动机，综合了固体和液体火箭发动机的优点，在一定程度上克服了它们的缺点。固液组合火箭发动机：是采用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机。1）固液组合火箭发动机的组成它的基本组成包括：燃烧室1，其内浇铸有固体药柱2，头部有喷注器3，贮箱5，其内装有液体推进剂组元；高压气瓶8(内装高压气体)、减压器6、活门4和7组成液体组元的挤压式输送系统。此外还有点火装置。2）固液组合推进剂通常采用固体燃烧剂，液体氧化剂；因液体氧化剂的密度比液体燃烧剂大，这种组合可以提高发动机的平均密度比冲；固体氧化剂在制成具有一定机械强度的药柱比较困难；固体燃烧剂一般选用贫氧固体推进剂，这样有利于工艺成型并有利于点火燃烧。固液组合推进剂及性能液体氧化剂固体燃烧剂比燃烧温度（K）比冲（m/s）H2O2（98%）(C2H4)n6.5529572630H2O2（98%）橡胶＋18%Al5.6430582660H2O2（98%）AlH31.0237642940H2O2（98%）LiAlH41.0830682830N2O4C2H6N4+10%橡胶1.535802810N2O4（30%）+HNO3（70%）C2H6N4（80%）+橡胶（20%）2.1333202660N2O4BeH21.6736203120C1F3LiH25.82419028703）固液组合发动机的工作原理4）固液组合发动机的特点比推力可以接近液体推进剂，而高于固体推进剂，密度高于一般液体推进剂；可以实现多次起动、关车和调节推力的要求；液体组元可以用来作燃烧室和喷管的冷却剂。7.涡轮喷气发动机空气喷气发动机是本身只携带燃烧剂（燃油），而从空气中吸取氧气来作氧化剂的一类发动机。根据进入发动机的空气被压缩时增压方式不同，分为涡轮喷气发动机和涡扇喷气发动机两种。1）涡轮喷气发动机的组成、结构及其工作原理以轴流式涡轮喷气发动机为例说明。空气进入第Ⅰ部分(进气道)：气流整理、消除紊乱的涡流，使压力均匀；空气进入第Ⅱ部分(轴流式压气机)：压气机上的高速旋转叶片使空气压缩而增压(空气压力增加5~30倍)，流速下降，温度升高，压力增大；增压气流进入第Ⅲ部分(燃烧室)：部分气流(20%~30%)与由喷嘴喷入燃烧室的燃油混合燃烧，变成高温高压燃气；其余空气与燃气混合成1000~1400℃气流；混合气流进入第Ⅳ部分(涡轮)：燃气驱动涡轮高速转动，消耗掉一部分能量，其余部分则用于产生发动机推力。气流进入第Ⅴ部分(加力燃烧室)：气流再与喷入的燃油燃烧，提高燃气能量（可提高(25%~70%)；气流进入第Ⅵ部分(喷管)：当导弹飞行速度不高时，喷管多为收缩形；而当导弹飞行速度较高时，则采用超音速喷管。起动时必须依靠外界动力源(用地面供电的起动机或小燃气涡轮机带动)。2）涡轮喷气发动机的特性涡轮喷气发动机的推力公式为式中P—推力—空气的质量流量—燃气喷气速度V—导弹飞行速度3）分析速度特性：在高度一定的情况下（左图H＝0）V―空气进入发动机的压力与空气流量――P――V继续――由于速度的冲压作用使温度升高――但受涡轮叶片耐高温限制――自动调节系统减小燃油流量――P――当V提高到与燃气喷出速度相等时，推力减为零。由上述可以看出，当V变化时，推力P也随之变化。其中，推力有一个最大值。这就是涡轮喷气发动机的速度特性。当导弹的飞行速度很高很低时，采用涡喷发动机是不利的。目前，涡轮喷气发动机适宜于在Ma＝0.7~3.0之间的导弹；高度特性：当H――大气密度――进入发动机的空气流量――所以P；另外，H――飞行阻力；在8~12km高度上可以获得最大的飞行速度；使用高度在25~30km以下；优点是耗油率低，约0.08~0.1kg/(N.h)；缺点是结构复杂、重量大、推力小（40~80N/kg），用在飞机或巡航导弹上。8.涡轮风扇发动机1）涡轮风扇喷气发动机的组成、结构及其工作原理空气进入进气道，经风扇压缩，分成两股；一股空气经内函道，就是普通涡轮喷气发动机的经过的路径，形成燃气，向后流去；另一股空气向后流，经外函道向后流去，与燃气会合，由喷管喷出；由于风扇的转速不能太高，不能因此而限制压气机的转速，所以风扇与压气机不能同轴；由两组涡轮分轴带动，风扇轴由低压涡轮带动，压气机轴由高压涡轮带动；由于涡轮级数多了，因此消耗在涡轮上的能量也比较多，则喷出气流的能量低了，气流的温度和速度就降低了，内函道每公斤空气所产生的推力减小了；但由于风扇的作用，使流经整台发动机的空气流量大大增加，所以总体上还是增加了发动机的推力；涡扇发动机由于排气速度低，在接近音速的飞行器上使用比较有利。为了能在高速飞行器上也能应用，则在外函道再进行加力燃烧，使燃气喷气速度有很大提高，推力加大很多；2）涡轮风扇喷气发动机的特点耗油率低，经济性好。大流量比的此类发动机耗油率为0.035~0.04kg/N.h；小流量比的为0.05~0.07kg/N.h；推力很大。主要原因是空气流量大；噪音低。主要是由于喷气速度降低了；发动机直径大，迎风面积大；用在巡航导弹上，巡航导弹的速度选择在经济巡航点，即Ma=0.7~0.8。巡航导弹上用的涡轮风扇发动机一般是小尺寸发动机，推力小、容易制造、寿命短、成本低。9.冲压喷气发动机涡轮喷气发动机使用的飞行速度受到限制，如果要使空气喷气发动机适合于高速飞行的导弹，则应用冲压类型的空气喷气发动机。1）冲压喷气发动机的组成、结构及其工作原理冲压喷气发动机的工作原理基本上与涡轮喷气发动机相同，也同样包括进入发动机的空气受到压缩，空气与燃油混合燃烧，燃气进行膨胀并喷出这样三个基本工作过程。但在结构方面它却与涡轮喷气发动机有很大不同，冲压发动机利用进气道的冲压作用来实现对空气的增压，没有压气机和涡轮那样的转动部件，所以结构很简单，重量小得多。进气道：引入空气，利用速度冲压作用实现对气流的增压。气流的动压转变成静压；理想情况下高速气流完全滞止下来所能达到的压力为如：气体速度由Ma=2降为0时，压力可提高7.8倍；由Ma=3降为0时，压力可提高36.8倍；由Ma=5降为0时，压力可提高52.9倍；虽然气流速度不会阻滞为0，但随着飞行速度增大，增压比是急剧上升的。亚音速进气道是一扩展的通道；超音速进气道装有中心锥休，中心体能形成斜激波，气流通过斜激波速度下降而压力提高。燃烧室：是空气与燃油燃烧，生成燃气的地方。预燃室与点火器是点火用；火焰稳定器使燃气形成回流，保证稳定燃烧；燃烧室常为双层，内层用耐热材料制成，夹层可引入部分空气冷却；尾喷管：高温高压燃气在喷管中实现膨胀，加速喷出。燃油供应系统：这种系统可以感受外界气流参数（速度、温度、压力等）。根据需要供给燃油，保证正常燃烧。2）冲压喷气发动机的特点结构简单、重量轻、成本低、使用维护方便；适用于高速飞行，在Ma>2的高速状态下工作，经济性好、耗油率低；比冲一般在10000~17000m/s。只使用燃油为燃烧剂，成本低，发动机工作时间长。3）冲压喷气发动机主要缺点低速时推力小，耗油率高。静止时根本不能自行起飞，必须有助推器。发动机的工作对飞行状态的变化敏感。如：飞行速度、飞行高度、燃烧后剩余的空气量、飞行迎角参数等，所以工作范围窄。与火箭发动机比，发动机直径大，所以导弹迎风面积大，必然增加导弹的阻力。4）冲压喷气发动机应用情况适应范围：Ma=0.5~6，高度0~40km；耗油率约为0.26~0.3kg/(N.h)，推重比可达10以上；用于高速中、远程战术导弹上。10.火箭－冲压组合发动机1）设计思想冲压发动机有许多优点，但也有不能自行起飞，必须有助推器这一根本缺点。整体式火箭冲压组合发动机巧妙地解决了助推器和发动机之间在外形尺寸和容积利用率上的问题，将火箭发动机和冲压发动机有机地结合起来，弥补冲压发动机的这一不足。整体式火箭冲压发动机的发展第一代冲压发动机导弹由冲压发动机和固体（液体）助推器简单组成，将冲压发动机舱挂在弹体外部；第二代冲压发动机导弹于50年代末期开始研制，它已初步具有弹/机一体化设计的思想，即将发动机进气道置于导弹头部位置，燃烧室居于弹体尾部；第三代冲压式导弹的显著特点是采用了整体式火箭冲压发动机，采用一个、两个或四个进气道，进气道位置不在导弹头部，而在导弹弹体的颚下、腹部或旁侧。火箭－冲压发动机有不同的种类：固体火箭－冲压组合发动机；液体燃料冲压组合发动机；3）固体火箭－冲压组合发动机结构与组成：固体助推器：固体药柱贮存在共用燃烧室里，燃烧室前面有堵盖封住前面，后面有专用喷管。当助推器药柱燃烧完毕，腾出了燃烧室的空间，助推器的专用喷管自行脱落，将冲压发动机的尾喷管露出，进气道出口的堵盖被前面冲进的空气冲开。火箭冲压发动机：含进气道、燃气发生器、引射掺混补燃室、尾喷管。进气道：引入空气，实现冲压压缩，提供合适的进口