管理学航天概论通用课件第三章

3.2 火箭发动机的特点和基本参数
3.2.1 火箭发动机的特点
主要特点 ：
（1）工作过程不需要大气中的氧，可以在离地面 任何高度上工作。由于大气的压力随高度的增加而 减少，发动机的推力也随飞行高度的增加而增加， 到大气层外推力最大。
（2）推力依靠自身携带的推进剂在燃烧室燃烧喷 射出高速燃气流产生的，推力大小不受飞行速度的 影响。
② 由喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产 生的项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关， 称为静推力。
· 为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进 剂，并使推进剂的化学能尽可能多的转换为燃气的 动能。
· 大气压力随高度增加逐渐降低，静推力随外界大 气压力的减小而增大,火箭发动机的推力也随之逐渐 增大。
挤压式输送系统 ·利用高压气体的压力，将推 进剂由贮箱经过管路、阀门、喷 注器送入燃烧室。
· 挤压式输送系统结构简单可靠，容易实现多次启 动，常用于推力不大、工作时间较短的战术导弹以 及可靠性要求高又需要多次启动的航天飞行器； · 高压气瓶重量较大，同时贮箱内压力高，结构重 量相对也较大，是挤压式系统的主要缺点。近年， 高强度轻合金以及轻型复合材料高压容器的出现， 缓和了这一矛盾，扩大了挤压式系统的应用。
点火装置 一般置于燃烧室头部， 由电
爆管、点火药和壳体结构组成。 通电后电爆管引燃点火药后再引 燃药柱。 喷管组件
采用拉瓦尔喷管的原理产生超音速喷流，将燃烧产 生的热能转换为喷射气流的动能 。为了承受高温高速 气流的冲刷，喷管喉衬和入口段采用整体的碳-碳复合 材料，出口锥段采用碳纤维或高硅氧纤维编织或缠绕
· 单组元发动机只有一种推进剂组元，工作时推进 剂组元自身分解后再燃烧产生高温气体，能量低、比 冲小，但系统构造简单，一般用于小型辅助发动机或 燃气发生器。
· 双组元发动机的推进剂包括氧化剂和燃烧剂，各 自存放在单独的贮箱内。工作时由专门的输送系统 分别送入燃烧室。
· 三组元推进剂是在双组元的基础上加入第三组元 以提高比冲，由于增加组元数目使系统复杂化，一 般很少采用。
· 定义 p0=pe 为发动机设计状态。设计状态下静推 力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或 额定推力，用Fe表示，则
Fe m ue
一般情况下，发动机的额定推力是不变的。
· 在接近真空的条件下工作时，p0=0，这时的推力
称为真空推力，发动机的推力达到最大值。
(2) 冲量和总冲
· 作用力和作用时间的乘积为冲量。对于火箭发动 机，推力与工作时间的乘积就是发动机的总冲量， 简称为总冲。 · 近似认为推力为常数，则火箭发动机的总冲为
喷管
· 为收缩-扩张的拉瓦尔喷管，和燃烧室组成整体 结构，并与燃烧室一起采用一体式的再生式冷却。拉 瓦尔喷管的收缩段和燃烧室组合在一起形成平滑过渡。
· 在拉瓦尔喷管的临界截面和扩散段，气流膨胀加 速形成超音速喷流。
（2）推进剂输送系统 ·将推进剂由贮箱输送到燃烧 室的所有装置的总称。 ·常用的推进剂输送系统有挤 压式和泵压式两种。
冲就越大，相应火箭的射程或有效载荷也增加。
· 单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推 力，定义为比推力，即
Ps
F m
· 分子和分母都同乘以发动机的工作时间t，则得 到比冲的公式。
· 所以，尽管比冲和比推力在定义和物理意义上 有区别，但它们的数值和量纲是相同的。
· 固体发动机难以直接测量其推进剂的秒耗量， 多采用总冲和比冲的概念；液体发动机直接测量秒
Hale Waihona Puke 3)比冲和比推力·火箭发动机在稳定工作状态下，每单位质量的 推进剂所产生的冲量称为比冲。即
式中
Is
I mp
Is —— 比冲（m/s）；
mp —— 推进剂的总有效质量（kg）。
·比冲是最重要的性能参数。如总冲一定，比冲 越高，则所需的推进剂越少，相应发动机的尺寸和
重量都可以降低； 如推进剂一定，比冲越高，则总
I Ft
式中 I —— 总冲（N·s）； F —— 发动机推力（N）； t —— 发动机工作时间（s）。
· 如果发动机的推力随时间变化，其总冲可用积 分表示：
t
I fd
0
· 总冲综合了发动机的推力及其作用时间，反映了 能力的大小，是火箭发动机一项重要的性能参数， 决定了火箭的射程和有效载荷的大小。
药柱 由一种或几种固体推进剂组成，一般采取浇铸的
办法充填到燃烧室内成型，也可以事先制成药柱， 然后充填装配到燃烧室内。
燃烧室壳体
贮存药柱并供其燃烧的组件，通常 还是火箭箭体 结构的组成部分。发动机工作时，燃烧室内承受高 温、高压的作用，材料为合金钢、钛合金或复合材 料，壳体内壁敷设抗烧蚀和隔热性能良好的绝热层， 不采取冷却措施。
期贮存； e） 原料来源丰富，生产成本低廉。
（2） 固体药柱的形状和特点
· 为了实现推力特性，燃烧室内的固体药柱必须按 特定的几何形状和尺寸加工，几何形状和尺寸的设 计和选择影响发动机的推力、燃烧室压力和工作时 间。
· 药柱的燃烧面积越大，单位时间所产生的燃气越 多，相应的推力也越大。单位时间沿燃烧面法线方 向燃烧推进的距离称为燃烧速度，它是影响燃烧室 压力的主要参数。
3.2.2 火箭发动机的基本性能参数
(1) 推力 ——作用在发动机内外表面各种力的合力。 · 作用力： 燃气压力pe 大气压力p0
喷气的反作用力 m ue
· 合力：
F m u e p e p 0 A e
· 公式表示： 推力由两部分组成：
① 由动量定理导出的 m ue，是推力的主要部 分，称为动推力。大小取决于喷气的质量流率（单 位时间推进剂的消耗量）和喷气速度。
3.3.2 液体推进剂
· 推进剂的选择对火箭发动机的总体性能有重大的 影响。应从其性能、价格、贮存、运输、使用等因 素进行考虑。
理想推进剂的特点：
（1）能量特性高。即比冲和密度比冲高。这项指标 直接影响飞行器的尺寸和起飞重量。
（2）使用性能好。包括推进剂的物理、化学稳定性， 冰点和饱和蒸汽压，对外界环境的要求，贮存运输 要求，机械敏感度，热稳定性，材料相容许和毒性 等。
3.1 推进系统的组成和分类
推进系统（动力装置）—— 产生推力推动飞行器 前进的装置 。
组成：发动机、燃料或推进剂、输送系统（管道、 阀门、泵或挤压装置等）、附件、仪表和安装支架 等。
分类： ·活塞式推进系统 空气喷气发动机
·喷气式推进系统 火箭发动机 组合式发动机
常规 火箭发动机
非常规
液体火箭发动机 固体火箭发动机 固液混合火箭发动机
(6) 能量效率 · 能量效率指由推进剂的化学能转变为高速喷气动
能过程的效率。包括燃烧效率、喷管效率和输送系 统效率。总效率等于上述三种效率的乘积。
· 燃烧效率反映推进剂燃烧是否完全的程度。 是 燃烧室设计水平的重要指标，燃烧效率在0.97～ 0.995之间。
· 喷管效率反映燃气在喷管收缩、膨胀过程中的损 失。喷管效率在0.96～0.99范围内。
头部喷注器
位于燃烧室前端，其作用是将推进剂喷入燃烧室 并使之雾化和混合。
燃烧室
· 通常为球形、椭球形或圆筒形，前端与头部喷注 器、后端与喷管焊接成一体。
· 燃烧室内外壁构成冷却夹套（波纹板式或管束 式），推进剂中的一种组元（一般是燃烧剂）在进入 喷注器前从冷却夹套通过，带走高温燃气传给内壁的 热量，再进入头部喷注器。称为再生式冷却。
（3）在高温、高压和高速飞行的恶劣条件下工作， 要求特殊的材料和结构型式来保证其可靠工作。和 其它类型的发动机相比，火箭发动机的体积最小， 质量最轻。
（4）推进剂包括燃烧剂和氧化剂，比利用空气助燃 的发动机只消耗燃料，推进剂的消耗量要大得多。 因此，采用高能推进剂，减少推进剂消耗，降低结 构重量，始终是火箭发动机研制中要求解决的问题。
泵压式输送系统
· 利用涡轮泵将推进剂输送到 发动机燃烧室，主要由涡轮泵、 燃气发生器、火药启动器等组成。
·对贮箱压力要求不高，结构 总重量相对较轻，适合长时间工 作。缺点是系统比较复杂，多次 启动比较困难。适合于推力大， 工作时间长的运载火箭。
（3） 发动机控制系统 · 包括对工作程序、工作参数和安全的自动控制。 · 工作程序包括启动、主级和关机三个阶段。 · 工作程序的控制通常由飞行器的控制系统按预置
· 固体推进剂是由氧化剂、燃烧剂和其它添加剂 组成的固态混合物。
· 固体推进剂直接装在燃烧室内，结构简单，便 于长期贮存，发射准备时间短，反应快，特别适用 于要求作战反应迅速，机动隐蔽，生存能力强的各 种战略、战术导弹。
3.4.1 固体火箭发动机的构造和原理
· 固体火箭发动机主要由药柱、燃烧室壳体、喷 管组件和点火装置等组成。
电火箭发电机 核火箭发动机 太阳能火箭发动机
☆ 目前技术成熟并且广泛应用的只有常规火箭发动 机，即化学能火箭发动机，它以推进剂燃烧产生的 化学能作为动力，一般所说的火箭发动机都是指的 这一类发动机。
☆ 火箭发动机是运载火箭、导弹和各种航天器的 主要动力装置。
原因： 它完全依靠自身携带的推进剂工作，不需要空气 中的氧气助燃，能够在高空和大气层外使用。
好的程序向发动机液路和气路上的阀门发出打开或关 闭的指令来完成。
· 工作参数的控制主要是推力控制和推进剂混合比 控制。挤压式输送系统通过调节贮箱的压力来控制推 力。泵压式输送系统则通过控制涡轮的功率来实现。
· 安全控制：为了防止由于飞行器或发动机工作不 正常而造成地面设备损坏或人员伤亡，发动机上通 常装有备分装置、紧急关机指令装置和自毁装置。
· 输送系统效率是衡量液体推进剂输送系统所消耗 的发动机能量的参数。输送系统效率在0.98～1之间。
3.3 液体火箭发动机
· 液体火箭发动机使用常温或低温下呈液态的推进 剂，具有性能高、推力可调、可多次启动、适应性强 等特点，容易满足运载火箭和航天器的要求。
· 液体火箭发动机按推进剂组元的数目，分为单组 元、双组元、三组元三种类型。
耗量和推力比较方便，常用推力和比推力表示。
(4) 密度比冲
· 推进剂组合密度与比冲的乘积称为密度比冲，
即
I
Ism IP
I
VP
· 它等于单位体积推进剂产生的冲量，因此又称为 体积比冲。
· 密度比冲是综合评定推进剂性能的一个参数， 密度比冲高，推进剂的贮箱就可以做得小些，火箭 结构的质量可以减小。
(5) 工作时间 · 指飞行时发动机产生推力的时间。 · 推进剂的秒耗量很大，所以工作时间也很短。 大型液体火箭发动机为100～500秒，大型固体火 箭发动机在100秒左右。
a）端面燃烧药柱。 · 端面燃烧药柱大多为圆柱形，燃烧面垂直于发
动机纵轴，整个侧面和头部端面包复阻燃材料，燃 烧面由药柱尾端向头部推进。
· 特点：燃烧面积始终保持常值，燃烧时间长， 推力小，容积装填系数大。但随着燃烧面的推进， 燃烧室壳壁暴露于高温燃气中，发动机壳体的工作 环境恶劣。
· 主要用于低推力、长时间工作的 小型固体火箭发动机和固体燃气发生器。
成型的复合材料。
3.4.2 固体推进剂和装药药形
（1） 固体推进剂的要求 · 固体推进剂由氧化剂、燃料和其它添加剂混合组 成。氧化剂和燃料是基本成分。添加剂主要用于调节 燃速，改善燃烧性能、贮存性能和力学性能，改善工 艺性能等。
· 对固体推进剂的基本要求是： a） 密度比冲高； b） 良好的燃烧性能； c） 优良的力学性能和工艺性能； d） 良好的化学稳定性，生产、使用安全，能长
（3）经济性好。包括原材料来源，价格和生产使用 全过程的成本等。
（4）从再生冷却的需要考虑，推进剂中应有一种组 元具有较好的冷却能力，即分解温度高，比热和导 热率高。
（5）粘度低，表面张力小。以利于输送系统和喷咀 的设计。
（6）燃烧性好。燃烧稳定，容易点燃。
3.4 固体火箭发动机
· 使用固体推进剂的火箭发动机称为固体火箭发 动机，或固体发动机。
3.3.1 液体火箭发动机的构造和工作原理
· 液体火箭发动机由推力室、 推进剂输送系统和发动机控制 系统组成。（推进剂贮箱属于 火箭结构的组成部分 ）
（1） 推力室 · 推力室是发动机产生推力的 部件，由头部喷注器、燃烧室 和喷管组成。
· 工作原理 工作时推进剂经过喷注器按一定流量和混合比
喷入燃烧室，通过雾化、混合、燃烧，产生温度高 达数千摄氏度，压力数十兆帕的高温燃气，然后通 过喷管膨胀加速以超音速流喷出产生推力。