液体火箭发动机设计大作业

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液体火箭发动机制造工艺技术

液体火箭发动机制造工艺技术嘿，咱今儿就来说说液体火箭发动机制造工艺技术这档子事儿。

你说这液体火箭发动机，那可真是航天领域的大宝贝啊！就好比汽车的发动机，是让车子跑起来的关键，这液体火箭发动机就是让火箭能冲向太空的核心力量呀！先来说说制造这液体火箭发动机的材料吧，那可得是杠杠的才行！就像盖房子得用坚固的砖头一样，这材料要是不行，还怎么指望它能在太空里经受住各种考验呢？得用那些耐高温、高压，还特别结实的材料，不然火箭飞到一半出问题了，那可不得了啦！然后呢，就是设计啦。

这设计可不能马虎，得精确到每一个小细节。

想象一下，就像裁缝做衣服，尺寸得量得刚刚好，多一点少一点都不行。

这发动机的设计也是一样，每个零件的位置、形状、大小都得设计得恰到好处，这样才能让它高效地工作呀。

制造的过程那更是要小心翼翼，好比雕琢一件艺术品。

工人们得聚精会神，不能有一丝一毫的差错。

焊接得牢固，加工得精细，任何一个小瑕疵都可能导致大问题。

这可不是闹着玩的呀，这是关乎着火箭能不能顺利升空的大事儿呢！还有那些管道啊、阀门啊，都得安装得稳稳当当的。

就跟家里的水管一样，要是漏水了可不行，这火箭上的管道要是出问题，那后果可不堪设想。

再说说燃料吧，这可是火箭的动力源泉啊！就像人要吃饭才有劲干活一样，火箭有了合适的燃料才能爆发出强大的力量。

这燃料的调配、储存也都有讲究，得保证安全又高效。

哎呀，想想看，制造一个液体火箭发动机多不容易啊！这得需要多少人的智慧和努力呀！从设计人员到制造工人，从科研人员到测试人员，大家都在为了这个伟大的目标而努力奋斗着。

咱国家在这方面那可是相当厉害的哟！经过了无数人的努力和付出，咱的液体火箭发动机技术那是越来越先进。

这可不只是技术上的进步，更是咱中国人的骄傲啊！咱可不能小瞧了这液体火箭发动机制造工艺技术，它可是推动着人类探索太空的重要力量。

以后啊，咱还得继续加油，让咱的技术更上一层楼，让咱的火箭能飞得更高、更远！这就是我对液体火箭发动机制造工艺技术的一些看法，你觉得呢？。

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述

液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述中文标题：液体火箭发动机的典型实验室及实验概述摘要：液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。

本文首先介绍了液体火箭发动机的结构与原理，然后介绍了不同的典型实验室的设备以及实验室的研究内容，将针对典型实验室中开展的实验进行详细描述，以及实验分析、结果验证和发展前景等。

关键词：液体火箭发动机；典型实验室；实验概述正文：1. 介绍 \n液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。

液体火箭发动机的结构分为燃烧室和推进器，燃烧室的组成部分包括发动机内部的燃烧室容积、发头和燃料接头，推进器是发动机最重要的部分，它是完成火箭的提供动力的机构，它的功能是把燃料燃烧后的气体排出发动机，以驱动火箭向前移动。

2. 典型实验室研究介绍 \n已建立的液体火箭发动机实验室，具备一整套液体火箭发动机实验所需的各种仪器设备和试验装置，可完成系列液体火箭发动机实验。

实验涉及多方面试验主题，如：发动机设计参数测试，发动机运行性能测试，发动机基础参数校验，发动机稳定性试验，发动机可靠性试验及控制系统的校验等等。

3. 实验分析 \n典型实验室通常运用多种独特的实验装置，以研究液体火箭发动机的机械结构，燃烧室内部流动，推进器内部流动，喷口内部流动，推力及推力曲线，热学及耗能，热力学及耗能，调速，和安全保护等方面的问题。

因此，实验小组通过分析测量的实验数据来设计适宜的发动机设备及操作过程，达到实现更佳的发动机运行效果。

4. 结果验证 \n通过结果验证，根据筛选出的实验参数与理论值的比较，发现在一定程度上发动机的设计符合理论值，即表明发动机设计是合理的并可以运行，而实验测量参数则较理论值存在一定偏差，但还不影响发动机的正常运行情况。

5. 发展前景 \n发展前景方面，液体火箭发动机研究仍然具有很大潜力，未来还可以继续在发动机性能、控制系统、安全保护及可靠型等方面的技术研究。

液体火箭发动机设计实例

• 第5步，选择燃烧室材料，计算壁厚
• 燃烧室侧壁厚度必须能够承受高温燃气造成的内部高压，燃烧室壁还必须具有冷却系统。燃烧室壁还必须满足焊接的工艺需求。
• 一个小型水冷燃烧室的典型材料是铜，允许工作压力是约 8000磅。
• 由于室壁为圆柱壳体，在壁上的允许的工作压力S 是由下式决定。
• 其中 • P 是在燃烧室的压力（忽略冷却液压力壳外） • D 是圆柱体的平均直径 • tw是筒壁厚度。
• 第8步计算冷却通道
– 燃烧室壁和外套之间的环形流道的大小必须能容纳流速达到9米/秒的冷却水。这个速度是由流道尺寸决定，如下：
– VW = 9米/秒，WW=0.775磅/秒，ρ=62.4 lb/ft3，环形流道面积A：
–
– 其中，D2是外套的内径，D1是燃烧室的外径，鉴于
– 再代入上述方程：
– 每加仑汽油有六磅，则雾化喷嘴流量的要求是每分钟0.22加仑（Gpm）。现在可以从供应商的产品中选择，喷嘴材料选择黄铜，以确保足够热量能从喷注器传入推进剂。
– 采用撞击射流式喷注器，所需的喷注器孔的数量和大小如下：
– 燃油喷射流面积由公式（25）得出：
– 我们将假设流量系数Cd= 0.7，喷注压降100磅。汽油的密度大约是44.5 lb/ft3，使：
• 因此雾化喷嘴一直对业余爱好者有较强的吸引力。
• 对于工业成品雾化喷嘴，业余只需要根据发动机的设计，确定所需的大小和喷雾特性，然后可以用较低的成本购买。
• 强烈建议制作业余火箭发动机使用第二种喷注器。
• 第10步计算汽油喷嘴
– 这种小型火箭发动机的燃料喷注器是一个工业成品75°雾化角喷嘴。所需的喷嘴的型号由燃料流量决定。

液态火箭发动机的设计及性能评估

液态火箭发动机的设计及性能评估液态火箭发动机是现代航空航天领域中非常重要的一种动力装置，它能够推动航天器进入轨道或者是驶向外太空。

本文将介绍液态火箭发动机的设计及性能评估，从外观结构、工作原理和性能参数等方面进行讲解。

一、液态火箭发动机的外观结构液态火箭发动机一般由燃烧室、喷嘴、供油系统、氧化剂系统和点火系统等部分组成。

燃烧室是液态火箭发动机的核心部分，负责燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，喷嘴则通过喷射高速气体产生推力，推动航天器飞行。

供油系统一般包括燃料和氧化剂的贮箱、油泵、阀门等部件，它们能够将燃料和氧化剂送入燃烧室，从而保证发动机正常运行。

氧化剂系统的主要作用是为燃料提供充足的氧气，从而支持燃烧过程。

点火系统负责引爆燃料和氧化剂，使得燃烧过程顺利进行。

二、液态火箭发动机的工作原理液态火箭发动机的工作原理非常简单，就是通过将燃料和氧化剂进行混合并且点火，形成高温高压气体，通过喷嘴喷出，产生推力来推动航天器。

其中，燃烧室是形成高温高压气体的核心部件，它的内部是燃料和氧化剂混合的区域，而喷嘴则负责将高温高压气体喷出，从而产生推力。

液态火箭发动机的推力大小取决于多个因素，包括燃烧室的压力、温度、喷嘴的形状和喷嘴出口的直径等。

一般情况下，液态火箭发动机的推力越大，它所能够推动的航天器就越重且速度越快。

三、液态火箭发动机的性能参数评估液态火箭发动机的性能参数评估一般可以从以下几个方面进行考虑：1. 推力：推力是液态火箭发动机的重要性能指标之一，它反映了发动机喷出气流的强度和速度等。

通常情况下，火箭的推力越大，能够推动的航天器就越重且速度越快。

2. 燃烧效率：燃烧效率是液态火箭发动机另一个重要的性能指标，它反映了发动机将燃料和氧化剂燃烧并转化为推力的能力。

一般情况下，燃烧效率越高，发动机能够将燃料和氧化剂充分燃烧并转化为推力的能力就越强。

3. 规模：液态火箭发动机的规模也是一个非常重要的考虑因素。

规模越大的液态火箭发动机往往具有更高的推力和更强的燃烧能力，但是也相对更加昂贵和难以维护。

液体火箭发动机推力室设计课程设计

液体火箭发动机推力室设计课程设计介绍液体火箭发动机是一种推力非常强大的动力装置，它能够使火箭达到极高的速度和高度。

其中，推力室的设计是关键的一步，影响着液体火箭发动机的性能和工作效果。

为了更好地掌握液体火箭发动机推力室设计的技术和方法，我们开设了该课程设计，旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的理论和实践能力的培养。

本文档将介绍本次课程设计的相关内容和要求，供学生参考和学习。

设计目标本次课程设计旨在通过推力室的设计，加深对液体火箭发动机推进系统的理解和掌握，提高学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。

同时，也旨在锻炼学生的团队协作和创新能力，从而增强学生的综合素质。

设计内容设计要求本次课程设计要求学生结合理论，设计一个液体火箭发动机推力室（Thrust Chamber）及其零部件。

具体要求如下：1.推力室结构应符合液体火箭发动机设计的基本原则和需求。

2.推力室的形状、尺寸、内部结构、结构材料和制造工艺要与发动机其他零部件相匹配和相协调。

3.推力室内部流场分析和优化，达到最大效益。

4.完成设计方案的制图、总结和报告。

设计流程本次课程设计的步骤如下：1.安排团队合作，明确任务分工和计划。

2.学习推力室的基本结构和设计原则，结合其它液体火箭发动机零部件进行整体布局。

3.搭建3D模型并根据流场分析进行优化。

选择推力室材料和制作工艺。

4.详细绘制设计方案，进行标注和注释，制作设计报告。

设计要点本次课程设计的关键点如下：1.推力室基本结构的确定，包括进气口、燃烧室、喷嘴等部分的设计和布局。

2.针对推力室的内部流场进行数值模拟分析和优化。

3.选择合适的材料和制作工艺，确保设计方案的可行性和可实现性。

4.详细绘图，并进行标注注释，整理设计报告。

实验流程本次课程设计的实验流程如下：1.确定每个小组的任务和要求，并明确时间节点。

2.小组成员进行任务分工和合作，明确各自的任务和工作进度。

3.学生学习推力室的基本结构和设计原则，根据已有的液体火箭发动机零部件进行整体布局。

液态火箭发动机的设计及性能研究

液态火箭发动机的设计及性能研究随着时代的进步和科学技术的不断发展，液态火箭发动机逐渐成为人们在航空航天领域中应用最为广泛的发动机之一。

液态火箭发动机作为一种高性能、高可靠性的动力装置，可以在燃烧室内形成高温高压气体，使火箭在大气层外运行并达到预定轨道高度。

本文将着重探讨液态火箭发动机的设计及性能研究。

液态火箭发动机的设计液态火箭发动机是由燃料和氧化剂两个隔离的液态贮箱，在实际发射时燃料和氧化剂以一定比例混合后进入燃烧室发动机内燃烧并把燃烧室内的热能转化为动能驱动火箭飞行。

液体火箭发动机的设计主要从以下几个方面入手：燃料选择：液态火箭发动机的燃料物理性能、化学性质和经济成本等因素都会影响燃料的选择。

目前应用比较广泛的液态燃料主要有甲烷、氢气和乙烯等。

同时氧化剂也需要选用合适的氧化剂对燃料进行氧化作用，使燃烧生成大量高温高压气体，从而产生推力驱动火箭运动。

发动机功率：液态火箭发动机的设计中一定要确定合适的发动机功率，这是影响火箭发射的关键因素。

常见的发动机功率计算公式为：火箭推力 = 发动机燃料流量 x 燃烧室压力差。

设计细节：发动机的设计中还需要详细考虑燃烧室的设计、喷嘴的大小、喷出方向、排烟系统等细节问题，这些细节也都会对发动机的效率和性能产生很大的影响。

液态火箭发动机的性能研究液态火箭发动机的性能研究主要围绕着燃料消耗量、喷射速度、热功率等方面展开。

燃料消耗量：燃料消耗量是指燃料在发动机燃烧室内的油耗。

液态火箭发动机的燃料消耗量与所采用燃料和氧化剂的燃热值等因素有关。

对于液态火箭发动机而言，燃料的消耗量越低，则相同能力的发射任务所需的燃料质量也越少，因此燃料的消耗量一直是液态火箭发动机性能指标中非常重要的一个方面。

喷射速度：喷射速度指的是液态火箭发动机喷射的推进剂在推力喷嘴中喷射出口处的速率。

液态火箭发动机所产生的喷射速度越高，则喷出的速率越快，相同的推力所需要的喷射气体流量也就越小，因此喷射速度也是液态火箭发动机性能指标中的重要发挥。

火箭发动机制造作业指导书

火箭发动机制造作业指导书作业指导书：火箭发动机制造第一节：引言火箭发动机是航天器重要的推进装置，具有复杂的结构和精密的工艺要求。

本指导书旨在提供火箭发动机制造的详细步骤和技术要点，以确保制造过程的准确性和安全性。

第二节：材料准备1. 确保所使用的材料符合设计要求并通过质量检测。

2. 根据制造工艺要求，准备所需的金属材料、液体燃料等。

第三节：加工工艺1. 火箭发动机外壳加工：a. 根据设计要求，选择合适的材料，并进行表面处理。

b. 使用机械加工设备进行外壳的加工，包括车削、钻孔等工序。

c. 进行外壳的微细加工，如抛光、喷砂等。

d. 检查外壳的尺寸和表面质量，确保满足要求。

2. 燃烧室加工：a. 选择合适的材料，并进行加工预处理。

b. 使用先进的加工设备进行燃烧室的加工，包括车削、铣削等工序。

c. 检查燃烧室的尺寸和表面质量，确保符合设计要求。

3. 推力室加工：a. 按照设计要求选择合适的材料，并进行预处理。

b. 使用适当的加工设备进行推力室的加工，包括钻孔、镗削等工序。

c. 检查推力室的尺寸和表面质量，确保满足要求。

第四节：装配工艺1. 确保各零部件的尺寸和质量符合要求，并进行清洁处理。

2. 按照设计要求，进行零部件的组装，注意正确安装顺序和紧固力度。

3. 对已完成的组装进行质量检查，确保零部件安装正确和紧固可靠。

第五节：性能测试1. 在设计要求的环境条件下，进行静态性能测试，包括推力测试、燃油消耗测试等。

2. 根据测试结果，对火箭发动机进行调整和优化，以确保其性能符合要求。

3. 进行动态性能测试，模拟实际发射环境下的工作状态，检验火箭发动机的可靠性和稳定性。

第六节：质量控制1. 制定严格的质量控制计划，包括原材料检验、工艺检验、成品检验等环节。

2. 对每个制造步骤进行实时监控，及时发现和解决潜在问题。

3. 对成品进行全面检验，确保符合设计要求和标准规范。

第七节：安全措施1. 制定详细的安全生产方案，确保所有操作遵循相关安全规定。

火箭大作业第二组

火箭推进原理综合设计——第二组一、课程设计的背景（一）题目设计一种可以多次启动的空间用液氧/煤油火箭发动机，采用分级燃烧循环，可变推力范围10—25kN ，燃烧室压强10MPa ，喷管面积比100。

（二）内容要求1）计算确定推进剂流量、混合比、燃烧室产物组成及性能参数；给出推力室概要型面设计；分析传热与冷却参数。

2）简要设计喷注器结构。

3）选择涡轮泵构型，确定预燃室推进剂流量、混合比及产物组成及性能参数；确定涡轮泵转速，泵压头及效率。

（三）形式要求1）每个人有对应的分工负责内容，组内充分讨论和沟通；各组之间可以沟通，但不能雷同。

2）设计报告中应有计算公式和参数（用Mathtype ），结构与构型的简图；采用WORD 格式，有目录，标题，图题和表题。

二、设计的步骤（一）变推力的实现途径和方案的选择根据火箭发动机的推力公式：2232()F mv p p A =+-2v =将出口速度232()F p p A =-若表示成喉部面积的形式为：232()t F A p p p A =-在设计推力下，有：23p p =。

上式表明了影响推力的因素及推力随这些因素变化产生的影响。

推力大小与燃烧室压力1p 、比热比k 、压比12/p p 、质量流量m和喉部面积t A 等因素有关。

比热比k 、压比12/p p 对推力大小影响较弱，且调节困难，难以投入实际工程应用。

推力与燃烧室压强1p 、喉部面积t A 或推进剂质量流量m呈正比关系。

流量的变化会引起燃烧室压力和推力几乎线性的变化；在燃烧室压力保持不变时，调解喉部面积也可以实现推力调解。

所以，从理论上讲，对于液体火箭发动机，调节推进剂流量或改变喉部面积能够实现推力大小调节。

实际工程中，推进剂质量流量调节是目前变推力液体火箭发动机的主要途径。

我们也选择控制流量来实现变推力。

（二）推力室的设计1、利用面积比和燃烧室的压强求出口处的压强由面积比和压强比之间的关系式可以得到：1111()(2t x k x A p k A p -+=1）式通过观察上述式子可以发现现在已知面积比、燃烧室压强，而且x p 与k 之间存在一定的关系（利用热力学软件，只要给定x p 就能够得到k ）。

液体火箭发动机设计pdf

液体火箭发动机设计pdf一、概述液体火箭发动机是一种使用液态燃料和氧化剂的火箭发动机。

相比于固体火箭发动机，液体火箭发动机具有更大的推力调节范围和更高的推进效率。

因此，它们被广泛应用于卫星发射、载人航天、深空探测等领域。

二、工作原理液体火箭发动机的工作原理是将液态燃料和氧化剂分别供给燃烧室，在燃烧室中混合并燃烧产生高温高压气体，通过喷嘴加速排出产生推力。

液体火箭发动机的推力可以通过调节燃料的流量和推进剂混合比来调节。

三、设计流程1. 确定任务需求：根据卫星发射、载人航天、深空探测等任务需求，确定发动机的推力、推进效率、可靠性等性能指标。

2. 选择推进剂：根据任务需求和性能指标，选择合适的液态燃料和氧化剂，并确定推进剂混合比。

3. 设计燃烧室：根据推进剂流量和燃烧效率要求，设计合适的燃烧室尺寸和形状，确保燃料和氧化剂充分混合燃烧。

4. 设计喷嘴：根据推力和推进效率要求，设计合适的喷嘴尺寸和形状，确保燃烧产生的高温高压气体能够以适当的速度排出。

5. 设计燃料泵和氧化剂泵：为了将燃料和氧化剂供给燃烧室，需要设计合适的燃料泵和氧化剂泵，确保它们能够以适当的压力和流量工作。

6. 测试与验证：在地面进行测试和验证，确保发动机的性能指标满足任务需求，并对其可靠性进行评估。

7. 生产与装配：根据设计图纸和工艺要求，制造出合格的发动机零部件，并进行装配。

8. 验收与交付：完成发动机的验收测试后，将其交付给客户或发射机构。

四、关键技术1. 推进剂管理：液体火箭发动机需要精确控制燃料和氧化剂的流量和混合比，以实现稳定的燃烧和推力调节。

因此，推进剂管理是液体火箭发动机设计的关键技术之一。

2. 高温燃烧：液体火箭发动机需要在高温环境下进行燃烧，产生高温高压气体。

如何实现高温燃烧以保证发动机的性能和可靠性是另一个关键技术。

3. 材料科学：液体火箭发动机需要在极端的温度和压力下工作，对材料的要求极高。

因此，材料科学在发动机设计中也起着至关重要的作用。

试验用液体火箭发动机设计说明书

试验⽤液体⽕箭发动机设计说明书⽬录1.原始数据 (1)2.推⼒室参数计算结果 (1)2.1.推⼒室结构参数计算 (1)2.1.1. 喉部直径 (1)2.1.2. 燃烧室容积 (2)2.1.3. 燃烧室直径 (2)2.1.4. 推⼒室收敛段型⾯ (2)2.1.5. 推⼒室圆筒段长度 (2)2.1.6. 推⼒室喷管扩张段型⾯ (3)2.2.推⼒室头部设计 (3)2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4)2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5)2.3.推⼒室⾝部设计 (5)2.3.1. 推⼒室圆筒段冷却计算 (5)2.3.1.1. 燃⽓的⽓动参数 (5)2.3.1.2. 计算燃⽓与内壁⾯的对流换热密度 (6)2.3.1.3. 计算燃⽓与内壁⾯的辐射热流密度 (6)2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7)2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8)2.3.1.6. 计算内壁⾯和外壁⾯温度 (8)2.3.2. 推⼒室喉部冷却计算 (9)2.3.2.1. 燃⽓的⽓动参数 (9)2.3.2.2. 计算燃⽓与内壁⾯的对流换热密度 (9)2.3.2.3. 计算燃⽓与内壁⾯的辐射热流密度 (10)2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11)2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11)2.3.2.6. 计算内壁⾯和外壁⾯温度 (11)3.发动机性能计算 (12)3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合⽐ (12)3.1.2. 热⼒计算结果 (13)3.1.3. 计算发动机推⼒和燃烧室压⼒ (13)4.推⼒室强度校核 (14)4.1.1. 推⼒室圆筒段强度校核 (14)4.1.2. 喷管强度校核 (14)1. 原始数据推进剂：氧化剂：⽓氧；燃料：75%酒精地⾯推⼒：500tc F N = 燃烧室压⼒：2c p MPa = 余氧系数：0.8α=喷管出⼝压⼒：0.1e p MPa =2. 推⼒室参数计算结果热⼒计算结果燃⽓⽐热⽐： 1.187k =（燃烧室）， 1.202k =（喷管喉部）地⾯理论⽐冲：2388.7/stcth I m s = 特征速度：*1698.9/C m s = 2.1. 推⼒室结构参数计算2.1.1. 喉部直径取燃烧室效率0.94c η=，0.94n η= 推⼒室总质量流量为/()500/(2388.70.940.94)kg/s 0.237kg/s mc tc stcth c n q F I ηη==??=⽓氧和75%酒精的当量混合⽐ 1.565m r =，根据余氧系数可以计算实际混合⽐0.8 1.565 1.252mc m r r α==?=从⽽得出推⼒室氧化剂质量流量/(1)0.132/moc mc mc mc q q r r kg s =?+=推⼒室燃料质量流量0.105/mof mc moc q q q kg s =-=喷管的喉部⾯积()*6242/1698.90.237/210 2.01310t mc c A C q p m m -=?=??=?喉部直径31016.0t D mm mm ===，圆整取16t D mm =喉部半径0.58t t R D mm ==2.1.2. 燃烧室容积取⽓氧-75%酒精发动机的燃烧室特征长度 2.4L m = 燃烧室容积43432.4 2.01310 4.83110c t V L A m m --=?=??=?2.1.3. 燃烧室直径利⽤燃烧室收缩⽐求燃烧室直径根据经验，500N 推⼒器的燃烧室收缩⽐1420c ε=-，取16c ε= 燃烧室直径为1664.0c t D mm mm ===，圆整取64c D mm =燃烧室截⾯⾯积2232110.064 3.2171044c c A D m m ππ-==?=?2.1.4. 推⼒室收敛段型⾯基于简单考虑，收敛段采⽤锥形设计，并⽤圆弧过渡。

液体火箭发动机推力室设计

液体火箭发动机推力室设计嘿，朋友们！今天咱就来聊聊液体火箭发动机推力室设计这个厉害的玩意儿。

你说这液体火箭发动机推力室像不像咱家里的厨房炉灶呀！它可是火箭的“心脏”呢！想象一下，火箭要飞上天，全靠它提供强大的动力。

那怎么设计好这个关键的部分呢？首先得选好材料啊，这就跟咱做饭选锅一样，得选个结实耐用的。

材料不好，那可不行，飞着飞着出问题了咋办？这可不是闹着玩的。

然后呢，就是结构设计啦。

这结构可得精心琢磨，要让燃料和氧化剂能充分混合燃烧，就像咱做菜要把调料放得恰到好处，这样才能炒出美味的菜来。

要是结构不合理，那动力可就大打折扣啦，火箭还怎么雄赳赳气昂昂地飞上天呀！再说说这冷却系统，就像人热了要喝水降温一样，推力室工作的时候会很热很热，没有好的冷却，那还不得“发烧”啊！所以冷却系统可得设计得巧妙，让它能有效地给推力室降温。

还有啊，这制造工艺也不能马虎。

就像咱缝衣服，针脚得细密，不能稀里哗啦的。

制造工艺不好，推力室的质量就没法保证，那可不行！设计液体火箭发动机推力室可不是一件容易的事儿啊，那得是一群聪明的脑袋瓜子凑在一起，反复琢磨、试验。

这过程中肯定会遇到各种各样的问题，就像咱走路会碰到石头一样。

但咱不能怕呀，得想办法解决。

你想想，要是咱把这推力室设计得超级棒，火箭能飞得又高又远，那得多牛啊！那可是为人类探索太空做出了巨大的贡献呢！这可不是随便说说的，这是实实在在的成就啊！咱国家在这方面可下了不少功夫，也取得了很多了不起的成果。

咱得为那些默默奉献的科学家们点赞！他们就像一群勤劳的小蜜蜂，为了让火箭能顺利上天，日夜不停地努力着。

总之，液体火箭发动机推力室设计是一项充满挑战但又无比重要的工作。

它关系到火箭的性能和可靠性，关系到我们对太空的探索。

让我们一起期待更多更好的推力室设计出现，让我们的火箭飞得更高更远吧！。

水火箭设计制作报告书

水火箭设计制作报告书水火箭设计制作报告书制作人：杨志、臧祖健、张杰、仲芹、张永琳、唐德均、肖光荣。

指导老师：邓万达老师、李玉龙老师。

一引言在学校开启的“我动手、我尝试、我创新”的活动中我们选择了“研制水火箭”这样一个项目。

这些年，中国的航天事业飞速发展，看到神州号的直冲云霄，看到“嫦娥号”的奔月，看到天宫号的驻扎太空，我们对火箭产生了好奇，让我们拭目以待吧！二设计原理1.水火箭又称为气压式喷水火箭。

用电动充气泵充入空气，以高压气体作为能量，水作为喷流将水从火箭尾部的喷嘴向下高速喷出，使水火箭快速上升，加速度，惯性滑翔在空中飞行。

通过这样的原理我们制作1级火箭、2级火箭以及捆绑式…………2.1级火箭的设计原理：利用2个废弃的1.5L饮料瓶制作动力舱，用水做动力利用反作用力作用于动力舱，用尾部相向连接以便为2级火箭的连接机构做好准备，同时也增大了动力舱的容积，以便为2级火箭提供足够的动力。

3.2级火箭的设计原理：动力原理都是以水做动力，高压气体做能量。

其结构是利用一个废弃的1.5L饮料瓶制作动力舱，发射装置是用橡胶手套手指部分制作，充分利用1级火箭的高压气体作用于发射装置使得2级动力舱固定，固定后在给2级动力舱充气，1、2级动力舱内要形成明显的压强差以防使得2级动力舱过早脱落。

4.捆绑式火箭的设计原理：一个发射装置作用于几个动力舱并且需要同时释放几个动力舱，捆绑式火箭脱落的原理与2级和1级火箭脱落的原理是一样的，只是捆绑式火箭推动的动力更大，稳定性相对更好，更能稳定水火箭的飞行方向。

5.整流罩的设计原理：利用硬一点的卡纸或者废弃的饮料瓶制作，与动力舱的连接处整流罩的边缘周长需要大于瓶身的周长并且适当固定整流罩，当水火箭下落时，连接处由于受到向下空气的冲力使得整流罩脱落方便内置的降落伞顺利打开。

三制作过程一喷流舱制作1.材料：两个1.5L饮料瓶、密封胶带、美工刀、强力胶、502液体胶、磨砂纸2.步骤1：将两个饮料瓶底部裁去，并将饮料瓶截面毛边打磨光滑。

液体火箭发动机研发流程

液体火箭发动机研发流程
液体火箭发动机研发是一个复杂而精细的过程，通常包括以下主要步骤和阶段：
1. 需求分析和概念设计：确定发动机的设计要求和性能指标，进行概念设计和方案选择。

2. 系统工程和设计：进行详细的系统工程分析，包括热力学、流体力学、结构力学等方面的计算和模拟。

3. 部件设计和开发：设计和开发各个部件，如燃烧室、喷管、涡轮泵、阀门等，并进行材料选择和制造工艺规划。

4. 试验和验证：进行部件和系统级别的试验，包括地面试验和飞行试验，以验证设计的可行性和性能。

5. 集成和测试：将各个部件集成到完整的发动机系统中，并进行全面的测试，包括性能测试、可靠性测试和环境适应性测试。

6. 优化和改进：根据试验结果和反馈，进行设计优化和改进，以提高发动机的性能、可靠性和经济性。

7. 认证和批准：完成所有试验和验证后，进行认证和批准程序，以确保发动机符合相关的标准和要求。

8. 生产和部署：进行批量生产，并将发动机部署到实际应用中，如运载火箭、卫星等。

液体火箭发动机研发需要高度的专业知识和技术能力，涉及多个学科领域的协同工作。

整个过程需要严格的质量控制和项目管理，以确保发动机的性能、可靠性和安全性。

液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)

液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。

齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。

采用再生冷却系统。

二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。

它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。

再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。

其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。

三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。

如图1所示。

由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：图1 冷却系统的温度分布简图()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in sgc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F k ------室壁的热导率，()2Btuin s F t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R wg T -----燃气侧壁温，R wc T ----冷却剂侧壁温，Rco T -----冷却剂体积温度，RH -----总传热系数，()2Btu in s F冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。

液态火箭动力系统中的优化设计

液态火箭动力系统中的优化设计液态火箭是现代航天技术中应用广泛的一种发射载具，其使用的主要动力来源就是液态火箭动力系统。

液态火箭发射时需要瞬间喷出大量燃料，推进器的喷口泄漏和燃气分布不均等问题将会导致发射中的燃气浪费以及火箭发射危险。

因此，液态火箭动力系统的优化设计至关重要，它直接关系到火箭工程的成功与否。

设计流程液态火箭动力系统的设计过程分为设计准备、初步设计、详细设计和工艺设计四个阶段，其中，初步设计过程是最重要的。

在进行初步设计时，首先需要明确火箭的负载能力以及所需的载荷轨道，这将有助于设计师确认火箭的推力和推进器所需燃料负荷的大小。

接下来需要根据这些数据来确定火箭的采用液态燃料还是固态燃料，并分析一些操作参数，例如推力大小和喷射速率，以确保液态燃料在飞行中能够稳步供应，减少动力系统的失效率。

设计计算在设计计算阶段，需要制定液态火箭动力系统的流体力学方程，并利用有限元分析的方法，构建出燃气流场软件模型。

其次，需要设置液态火箭动力系统的跟踪测试及诊断监测系统，以便在发射时对系统进行实时监测和控制。

设计优化设计优化过程要比设计计算过程更复杂，涉及了多个方面的问题。

首先，需要优化推进器的设计，使其可以提供最高效的推力。

其次，需要对喷口结构进行重新设计，使其更加适合液态火箭动力系统。

在设计优化过程中，还需要考虑到燃料的保存和受振动因素的影响，以确保火箭能够在最极端的环境中运行良好，降低经济成本的同时，提高火箭的运行稳定性及可靠性。

总体而言，液态火箭动力系统的优化设计需要考虑诸多因素，包括使用的燃料种类、推力大小和喷射速率等。

设计师必须具备燃烧动力学、流体力学以及机械学等方面的专业技术知识和经验。

只有做好系统的优化设计，才能保证液态火箭的正常运行和发射升空成功。

8吨液氧甲烷火箭发动机方案

8吨液氧甲烷火箭发动机方案好嘞，今天咱们聊点儿刺激的东西——8吨液氧甲烷火箭发动机！听起来是不是有点科幻片里的场景？其实啊，这种火箭发动机可不是电影里的虚构，而是现实中的尖端科技。

大家肯定会问：液氧甲烷到底是什么玩意儿？别急，今天咱就一起拆解一下，轻松搞懂它！首先啊，液氧就是液态的氧气，甲烷则是常见的天然气成分之一。

别小看这两个东西，合起来那是强大的动力源泉。

液氧能提供足够的氧化剂，而甲烷呢，它是个不错的燃料。

两者合在一起就像是火箭发动机的“炸药桶”，瞬间喷射出巨大的能量，推动火箭飞上天。

咱们要明白，火箭发动机的工作原理其实就像咱们开车的时候踩油门。

不同的是，火箭的油门一踩，直接带你冲出大气层！是不是有点儿“飞天梦”实现的感觉？真是让人不禁想象，咱们的宇航员是怎么在太空中自由漂浮的。

再说这个8吨液氧甲烷发动机，听着好像重量很大，对吧？没错，它的设计目的就是要给火箭提供强劲的动力。

想象一下，如果它只提供不到1吨的推力，估计火箭刚起飞就得掉头回地面了。

它需要足够的推力才能突破地球的引力，进入太空。

而这个8吨呢，足以让火箭脱离地球的束缚，进入到太空的边缘。

就像是咱们在马路上开车，车的马力得足够大，不然想超车都难，别说飞天了！液氧甲烷的优点不止是推力大，环保性也特别好。

大家都知道，传统的火箭用的可是液氢和液氧，这些材料虽然能提供巨大的推力，但也产生了不少污染。

液氧甲烷发动机相比之下，更加“绿色环保”，算是火箭发动机的一次“升级换代”。

甲烷燃烧的产物主要是水和二氧化碳，这比起其他燃料产生的污染，简直就是“清新脱俗”，所以未来很多国家都在试图将液氧甲烷作为火箭发动机的首选。

再说说它的结构。

液氧甲烷火箭发动机的设计非常复杂，不是随便什么人都能搞定的。

液氧和甲烷这两种液体都得储存在极低温的状态下，否则它们就会变成气体，根本不可能提供所需的能量。

想象一下，要把这俩“冰块”装进一个巨大的火箭引擎，真的是一件“技术活”。

液体火箭发动机课程设计

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：α=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、课程设计日期:学生：指导教师：班级：教研室主任:目录一、设计任务分析 (1)二、热力计算 (1)三、推力室型面设计 (2)1.燃烧室的初步设计 (2)1)喷管收敛段的初步设计 (3)2)喷管扩张段 (4)2.喷嘴设计 (6)1)气氧直流喷嘴 (6)2)酒精离心式喷嘴设计 (7)3.推力室身部设计 (8)1)热防护校核计算方法如下： (9)2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (10)四、推力室强度校核计算 (12)1.圆筒段应力校核 (12)2.喉部应力校核 (13)3. 螺栓强度校核 (13)五、课程总结 (13)六、参考文献 (14)一、设计任务分析任务设计气氧—酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：1. 发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大,设计结构应尽量简单可靠，便于加工.2. 发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质量来满足其性能要求。

3. 该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的要求。

4. 该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工,且尽量采用标准件和已有零件。

5. 在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。

二、热力计算标况下，()32=1.0/H O kg m ρ,()326=785.47/C H O kg m ρ,可计算出75%酒精的假定化学式为30.524124.6831.814C H O ; 标准生成焓为-8960.25/kJ kg ,热力计算结果如下：燃烧室温度c T 3015.69K 燃烧室压力c P2Mpa当量混合比mc r 1.4654喷管扩张比e ε3.638实际混合比0m r1.1723分子量c M22.899/kg kmol混合气体常数c R 364.17/(kg K)J比热比（冻结） 1.1898粘性系数μ -58.6710/(m s)kg ⨯ 导热系数λ()0.3115W m K普朗特数Pr0.6358特征速度*C1641.65m s气体种类 CO2H 2H O 2O 2COH OH O分压（Mpa) 0。

液体火箭发动机设计员岗位职责

液体火箭发动机设计员岗位职责
液体火箭发动机设计员是负责完成液体火箭发动机设计的专业
技术人员。

主要职责包括以下方面：
1. 参与液体火箭发动机总体设计，并根据设计要求进行技术分
析和技术评估。

2. 负责液体火箭发动机系统各个部分的分析、计算和仿真，以
确保设计方案的合理性和性能优异。

3. 负责设计和研发液体火箭发动机燃烧室、喷嘴和涡轮泵等部件，并对其进行优化和改进。

4. 设计和选择火箭发动机燃料、氧化剂、冷却液等液体燃料系统，并完成燃料系统动态特性计算和分析。

5. 负责液体火箭发动机的加工制造和测试，在实验室或火箭发
射现场进行发动机性能测试，收集、分析和处理测试数据。

6. 解决液体火箭发动机在设计、生产和运营过程中的技术问题，保障发动机系统的可靠性和稳定性。

7. 协助火箭发动机的装配、调试和现场调试等工作，并提供技
术支持和指导。

8. 负责液体火箭发动机相关文档的编制和更新，包括设计、制
造和测试记录、技术文件和操作说明等。

9. 参与科研项目、技术攻关和新技术研究，提出创新性的技术
方案和设计思路，推动液体火箭发动机技术的发展和进步。

液体火箭发动机设计员需要具备较高的理论水平和实际操作能力，熟练掌握火箭发动机设计软件、计算软件等多种技术工具，同
时还需要具备较强的团队合作意识和沟通协调能力。

火箭发动机结构与设计-液体火箭发动机总体设计

一、绪论火箭发动机是一个依靠推进剂燃烧产生高压气体，并通过一个特殊形状的喷嘴膨胀而产生推力的简单设备。

液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。

液体火箭发动机采用的液体推进剂，是在高压气体的挤压下进入燃烧室的。

推进剂通常由液体氧化剂和液体燃料组成。

在燃烧室内，推进剂通过化学反应（燃烧）的形式，将气体燃烧产物加压和加热，并通过喷嘴高速喷出，从而传递给发动机一个反向动量，使火箭获得推力。

一个典型的液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。

图1 液体火箭发动机示意图二、设计任务及要求提出并设计一个2~3级的液体火箭发动机方案，将一吨的有效载荷送至近地轨道。

推力等参数自定。

要求给出所选用推进剂种类，推力大小，比冲、总冲及推喷管面积比等发动机的基本参数。

三、设计思路1、选用二级液体火箭；2、发动机采用泵压式系统；3、选取氧化二氮、偏二甲肼为一级发动机推进剂，选取液氧、煤油作为二级发动机推进剂；4、确定发动机其他主要参数。

四、设计步骤1、确定火箭发射重量及推进剂质量设计要求将有效载荷为1t的载荷送入近地轨道，参照长征二号火箭CZ-5-200（近地轨道有效载荷1.5t，起飞质量82t）设定所需设计火箭总质量为64t；推进剂质量一般占火箭总质量85%~90%左右，依次为依据，设定推进剂质量为54.4t，则火箭结构质量（包括火箭发动机净重）为8.5t。

2、推进剂的选择根据中国典型液体火箭发动机性能参数表选取N2O4/偏二甲肼（YF-20）作为第一级发动机的推进剂，其真空推力为780kN，真空比冲为2840m/s，燃烧室压力为6.98MPa；选取选取液氢/液氧（YF-73）作为第二级发动机的推进剂，其真空推力为44.43kN，真空比冲为4119m/s，燃烧室压力为2.63MPa又根据齐奥尔可夫斯基公式V=∑I spi ln m oi m kini=1其中I spi—第i级发动机的真空比冲；m oi—第i级火箭的起飞质量；m ki—第i级的停火质量；n—火箭级数。