泵压式液体火箭发动机变推力方案选择
2020年火箭发动机原理试题(期末)
北京航空航天大学2019－2020 学年第二学期期末《火箭发动机原理》考试卷（线上）班级______________学号 _________姓名______________成绩 _________2020年6月24日《火箭发动机原理》期末考试卷注意事项：（1）答题时请在自备答题纸上按试卷题目顺序注明大题编号（如编号“一、”）和小题编号（如编号“1、”），不必重新抄写题目内容。
（2）请顺序标注答题纸的页码。
一、名词解释……………………………………………………………(本题20分，每小题2分)1、火箭发动机2、推力室的推力3、推力室的比冲效率4、固体双基推进剂5、液体推进剂组元6、物质的标准生成焓7、定压绝热燃烧温度8、喷管的非设计度9、气流的恢复温度10、不稳定燃烧二、选择题(请选择每小题的最佳答案，并将对应的英文编号填入横线的空白上。
本题20分，每小题2分)1、先进液体运载火箭的发动机只能选择推进剂供应系统。
A 泵压式B 挤压式C 泵压-挤压混合式D 以上都不是2、正常情况下，固体火箭发动机的特征速度和比冲与液体火箭发动机相比较，前者的。
A 特征速度高，但比冲低B 特征速度高，比冲也高C 特征速度低，但比冲高D 特征速度低，比冲也低3、从双基推进剂各组元之间关系来看，可分别看作是主要的氧化剂组元和燃烧剂组元。
A 硝化棉和硝化甘油B 硝化甘油和硝化棉C硝化甘油和助溶剂D 以上都不是4、为了有利于液体推进剂的贮存和使用，希望其。
A 沸点高、冰点也高B 沸点高、冰点低C 沸点低、冰点高D 沸点低、冰点也低5、液氧液氢火箭发动机的化学当量混合比是。
A 1B 5C 8D 106、三硝基甲苯（TNT）的分子式为C7H6(NO2)3，其一般化学式和假定化学式分别是。
A C7H6O6N3和C31H26O26N13B C7H6(NO2)3和C31H26O26N13C C7H6O6N3和C30.702H26.316O26.316N13.158D C7H6(NO2)3和C30.702H26.316O26.316N13.1587、固体和液体火箭发动机燃烧室和喷管的热力计算中，。
液体火箭发动机综述
液体⽕箭发动机综述液体⽕箭发动机发展现状及发展趋势概述摘要：介绍了液体⽕箭发动机的优缺点、⼯作原理，总结了⼤推⼒和⼩推⼒发动机的国内外发展现状，提出了未来液体⽕箭发动机的发展⽅向。
关键词：液体⽕箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势1 引⾔液体⽕箭发动机作为⽬前最为成熟的推进系统之⼀，具有诸多独特的优势，仍然是各国努⼒发展的主⼒推进系统，并且在⼤推⼒和⼩推⼒⽅⾯都取得了诸多成果，本⽂将美国、俄罗斯、欧洲、⽇本、中国等国家的发展状况进⾏了综述，⽬前美国仍然在⼤多数推进系统⽅⾯领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是⼤推⼒液体⽕箭⽅⾯的领先地位，欧盟和⽇本在追赶美国的技术⽔平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。
2 定义与分类液体⽕箭发动机（Liquid Rocket Motor）是指液体推进剂⽕箭发动机，即使⽤液态化学物质作为能源和⼯质的化学⽕箭推进系统。
按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，⼀类⽤于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上⾯级发动机、游动发动机等，另⼀类⽤于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。
3 ⼯作原理液体⽕箭发动机⼯作时（以双组元泵压式液体⽕箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进⼊推⼒室。
推进剂通过推⼒室头部喷注器混合雾化，形成细⼩液滴，被燃烧室中的⽕焰加热⽓化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成⾼温⾼压燃⽓。
燃⽓经过喷管被加速成超声速⽓流向后喷出，产⽣作⽤在发动机上的推⼒，推动⽕箭前进。
泵压式供应系统挤压式供应系统4 主要优缺点：同固体⽕箭发动机相⽐，液体⽕箭发动机通常具有以下优点：●通常⽐冲最⾼，在推进剂量⼀定的情况下飞⾏器速度最⼤或者有效载荷最重。
●推⼒可调，可随意启动、关机；可脉冲⼯作（有些⼩脉冲发动机能⼯作25万次以上）；推⼒时间曲线可任意控制，能实现飞⾏弹道重复。
火箭发动机，人类玩火的极致（四）——美国“半人马座”上面级
火箭发动机，人类玩火的极致（四）——美国“半人马座”上面级1955年，美国空军在兰德项目基础上开始制定战略卫星系统的武器系统方案，主要是开发轨道照相侦察平台，方案的核心是研制一种新的多用途航天器，自带发动机具有轨道机动性，可作为火箭的二级及侦察系统的运载工具，代号阿金纳（Agena）。
阿金纳上面级阿金纳作为上面级的鼻祖，刚开始的主要职责就是将“间谍照相机”送入指定轨道，给地球特定区域拍照，为美国中央情报局提供情报。
在前面讲解苏联的R-7系列火箭中，笔者提到在R-7火箭的基础级上，根据任务的不同搭配不同的上面级。
其实，上面级一般可以理解为基础级火箭上增加的，具有独立控制系统和动力系统的火箭子级。
以往的运载火箭只能将卫星送至转移轨道，再让装满推进剂的卫星“自驾出行”，变轨到目标轨道，不仅不经济也费时。
有了上面级，运载火箭将“上面级+卫星”送入转移轨道后，上面级可以多次点火并灵活地调整姿态，再将卫星送入目标轨道。
世界上各航天大国的上面级大同小异，基本结构均包括遥感控制系统、姿态控制系统、导航设备、供电和测控设备、火箭发动机、推进剂贮箱、卫星适配器。
但是最有技术含量的是采用液氧/液氢推进剂的低温上面级。
上面级皇冠“半人马座”低温上面级1957年，美国宇航局成立的前一年，美国空军对通用动力/航天公司的一项建议进行了研究，该建议提出研制一种新型航天运载工具，以使美国尽快拥有重型有效载荷运输能力。
这种高能运输工具用作运载火箭的第二级，推进剂使用液氧/液氢组合，能用于运送重3856公斤的有效载荷，它就是后来的半人马座（Centaur）上面级。
半人马座上面级是美国第一种高能上面级运载工具。
许多火箭都使用以煤油为主的烃类燃料，而半人马座上面级使用液氧/液氢推进剂组合，能量高，火箭比冲大。
“比冲”这个概念可能听起来有点陌生，一个形象的比喻，火箭比冲就如同汽车使用单位体积燃油所能行驶的公里数，可以表征燃料效率的高低。
“半人马座”上面级D型（Centaur D），其使用的是RL-10A-3-3氢氧低温发动机半人马座上面级最重要的还是其动力系统，大名鼎鼎的RL-10氢氧低温发动机（该发动机后来发展有一系列改进的衍生产品）。
航空航天行业航天器动力与推进方案
航空航天行业航天器动力与推进方案第1章航天器动力与推进技术概述 (3)1.1 航天器动力系统发展历程 (3)1.2 航天器推进技术分类与特点 (4)1.2.1 化学推进 (4)1.2.2 电推进 (4)1.2.3 新型推进技术 (4)1.3 国内外研究现状与发展趋势 (4)1.3.1 国外研究现状与发展趋势 (5)1.3.2 国内研究现状与发展趋势 (5)第2章化学推进系统 (5)2.1 固体推进剂火箭发动机 (5)2.1.1 固体火箭发动机工作原理 (5)2.1.2 固体推进剂类型及功能 (5)2.1.3 固体火箭发动机结构及设计 (5)2.1.4 固体火箭发动机的优势与局限性 (5)2.2 液体推进剂火箭发动机 (6)2.2.1 液体火箭发动机工作原理 (6)2.2.2 液体推进剂类型及功能 (6)2.2.3 液体火箭发动机结构及设计 (6)2.2.4 液体火箭发动机的优势与局限性 (6)2.3 混合推进剂火箭发动机 (6)2.3.1 混合推进剂火箭发动机概述 (6)2.3.2 混合推进剂类型及功能 (6)2.3.3 混合推进剂火箭发动机结构及设计 (6)2.3.4 混合推进剂火箭发动机的优势与局限性 (6)2.4 推进剂选择与储存技术 (7)2.4.1 推进剂选择原则 (7)2.4.2 推进剂储存技术 (7)2.4.3 推进剂管理策略 (7)第3章电推进系统 (7)3.1 离子推进器 (7)3.1.1 工作原理与分类 (7)3.1.2 功能特点 (7)3.1.3 应用情况 (7)3.2 霍尔效应推进器 (7)3.2.1 工作原理与分类 (8)3.2.2 功能特点 (8)3.2.3 应用情况 (8)3.3 磁等离子体动力推进器 (8)3.3.1 工作原理与分类 (8)3.3.2 功能特点 (8)3.3.3 应用情况 (8)3.4 电推进系统关键技术与应用 (8)3.4.1 关键技术 (9)3.4.2 应用情况 (9)第4章核推进系统 (9)4.1 核热推进 (9)4.1.1 核热推进原理 (9)4.1.2 核热推进系统构成 (9)4.1.3 核热推进关键技术 (9)4.1.4 核热推进研究进展 (9)4.2 核脉冲推进 (9)4.2.1 核脉冲推进原理 (9)4.2.2 核脉冲推进的优势与挑战 (9)4.2.3 核脉冲推进研究现状 (9)4.3 核反应堆设计与安全 (9)4.3.1 核反应堆设计原则 (9)4.3.2 核反应堆安全措施 (9)4.3.3 核反应堆监管要求 (10)4.4 核推进系统在航天中的应用前景 (10)4.4.1 核推进系统在航天中的应用优势 (10)4.4.2 核推进系统在航天任务中的应用案例 (10)4.4.3 核推进系统对航天事业的影响 (10)第5章激光推进系统 (10)5.1 激光推进基本原理 (10)5.2 激光推进系统关键部件 (10)5.3 激光推进系统功能评估 (10)5.4 激光推进在航天中的应用前景 (11)第6章新型推进技术 (11)6.1 太阳帆推进 (11)6.1.1 太阳帆工作原理 (11)6.1.2 太阳帆设计要点 (11)6.1.3 我国太阳帆推进技术发展现状 (11)6.2 磁帆推进 (11)6.2.1 磁帆工作原理 (12)6.2.2 磁帆关键技术 (12)6.2.3 我国磁帆推进技术发展现状 (12)6.3 电磁推进 (12)6.3.1 电磁推进工作原理 (12)6.3.2 电磁推进关键技术 (12)6.3.3 电磁推进应用前景 (12)6.4 推进技术展望 (12)6.4.1 高效推进技术 (12)6.4.2 环保推进技术 (12)6.4.3 小型化与多功能推进技术 (12)6.4.4 推进技术与其他领域的融合发展 (12)第7章航天器动力与推进系统集成设计 (12)7.1 动力与推进系统总体设计方法 (12)7.2 系统仿真与优化 (12)7.3 系统集成与测试 (13)7.4 在轨运行与维护 (13)第8章航天器动力与推进系统可靠性分析 (13)8.1 系统可靠性基本理论 (13)8.1.1 可靠性定义及度量 (13)8.1.2 可靠性模型 (13)8.1.3 可靠性分析方法 (13)8.2 动力与推进系统故障模式及影响分析 (13)8.2.1 动力与推进系统概述 (14)8.2.2 故障模式识别 (14)8.2.3 故障影响分析 (14)8.3 可靠性评估与优化 (14)8.3.1 可靠性评估方法 (14)8.3.2 可靠性优化策略 (14)8.3.3 优化效果验证 (14)8.4 长寿命高可靠性设计 (14)8.4.1 设计原则 (14)8.4.2 设计方法 (14)8.4.3 设计验证 (14)8.4.4 设计实施与监测 (14)第9章航天器动力与推进系统环境适应性分析 (15)9.1 空间环境及其对推进系统的影响 (15)9.2 环境适应性设计方法 (15)9.3 环境适应性试验与评估 (15)9.4 耐环境设计与应用 (15)第10章航天器动力与推进技术未来发展 (15)10.1 新型动力与推进技术发展趋势 (15)10.2 绿色环保推进技术 (16)10.3 深空探测与星际旅行推进技术 (16)10.4 民用与商业航天推进技术展望 (16)第1章航天器动力与推进技术概述1.1 航天器动力系统发展历程航天器动力系统作为航天器的核心组成部分，其发展历程反映了人类航天技术的进步。
航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年
航天推进理论基础_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.整体式固体火箭冲压发动机的关键技术之一是一次燃烧的燃气流量调节技术。
参考答案:正确2.离子推力器和霍尔推力器都需要中和器完成羽流中和功能。
参考答案:正确3.钡钨阴极和六硼化铼阴极是目前主要的电推力器中和器类型。
参考答案:正确4.在火箭发动机热力计算中，热力学数据是指比热、焓、熵等参数随温度的变化。
参考答案:正确5.常用的免费开源的热力计算软件是CHEMKIN.参考答案:错误6.在喷管流动过程中，产物热能转换为动能，转换过程中能量守恒但总焓不守恒。
参考答案:正确7.有关火箭发动机的喷气速度，下列描述正确的有：参考答案:火箭发动机的喷气速度就是喷管出口截面上燃气的流速。
8.液体火箭发动机再生冷却的特点有：参考答案:推力室结构质量大_热损失小_再生冷却推力室增加了推进剂供应系统的负担_对周围热影响小、发动机工作时间可以很长9.下列传热过程属于推力室再生冷却传热过程某环节的有：参考答案:高温燃气与推力室热壁之间的对流和辐射传热_推力室冷却通道与冷却液间的对流换热_冷却套外壁面与环境大气间的对流辐射10.燃气发生剂一般具有燃烧温度低、成气量小但燃烧残渣大的特点。
参考答案:错误11.影响火箭发动机推力的因素有：参考答案:喷管的质量流率_喷管的膨胀状态_发动机的工作高度12.推进剂燃烧产物的温度越高、平均分子量越小，则发动机的喷气速度越大。
参考答案:正确13.再生冷却是在推力室热壁的内表面采取的一种对流式冷却。
参考答案:错误14.贮箱增压系统的功能是为了保证推进剂贮箱内的压强维持在一定的水平。
参考答案:正确15.推进剂利用系统的功能是自动的进行推进剂组元混合比的调节，保证推进剂组元同时消耗完或者最小的剩余。
参考答案:正确16.根据吹除气源压力的高低，吹除系统可分为强吹和弱吹两大类。
参考答案:正确17.在热力计算中，1Kg推进剂总焓的国际制单位是：参考答案:千焦耳/公斤18.火箭发动机燃烧室热力计算遵循的基本原理有：参考答案:能量守恒原理_化学平衡原理_质量守恒原理19.对固体火箭发动机，将一维非定常内弹道计算方程组转化为一维准定常计算方程组的假设条件之一是：参考答案:燃气密度（推进剂密度）_装药通道横截面积的增量（装药通道横截面积）_装药通道内的燃气流速（当地声速）20.火箭推进剂的假定化学式：是把1kg推进剂看成是由基本元素组成的化合物的分子式。
火箭发动机动力系统优化设计与仿真
火箭发动机动力系统优化设计与仿真火箭发动机是航天运载器的关键部件，其性能直接关系到航天器的发射能力和载荷能力。
为了提高火箭发动机的性能，需要进行动力系统的优化设计与仿真。
本文将详细介绍火箭发动机动力系统优化设计与仿真的方法与技术。
一、火箭发动机动力系统的组成与工作原理火箭发动机动力系统主要由燃烧室、喷管、喷嘴和涡轮泵等组成。
火箭发动机的工作原理是通过将燃料和氧化剂混合燃烧产生的高压高温气体排出喷管和喷嘴，从而产生巨大的推力。
二、火箭发动机动力系统优化设计的目标火箭发动机动力系统优化设计的目标是提高发动机的性能，具体包括提高工作效率、增加推力和降低燃料消耗。
三、火箭发动机动力系统优化设计的方法与技术1. 流场仿真：通过数值计算方法对火箭发动机的流场进行仿真，从而优化燃烧室和喷管的结构。
流场仿真可以有效预测气体流动情况、压力与温度分布等参数，通过改变喷管形状和燃烧室结构，优化燃烧过程，实现最佳的气体扩散和推力输出。
2. 燃烧过程仿真：通过燃烧室内燃料和氧化剂的燃烧过程仿真，可以优化燃烧室的结构和燃烧参数，提高燃烧效率。
燃烧过程仿真可以通过数值模拟计算燃料和氧化剂的反应速度、混合比例、燃烧产物生成等参数，通过调整燃烧室的结构和工作参数，实现最佳的燃烧效果。
3. 涡轮泵仿真：涡轮泵作为火箭发动机的动力来源，其性能直接影响到飞行器的发射能力。
通过涡轮泵的仿真，可以优化涡轮泵的叶轮结构和工作参数，提高涡轮泵的效率和输出功率。
四、火箭发动机动力系统优化设计的实例以液体火箭发动机为例，通过对动力系统的流场仿真、燃烧过程仿真和涡轮泵仿真，可以提高液体火箭发动机的推力和燃烧效率。
首先，通过流场仿真，优化燃烧室和喷管的结构，改变喷管的形状和尺寸，改变喷嘴的角度和面积，实现最佳的气体扩散和推力输出。
其次，通过燃烧过程仿真，优化燃烧室的结构和燃烧参数，调整燃料和氧化剂的混合比例和供给方式，提高燃料的燃烧效率，减少燃料的消耗。
LOX_LCH4变推力发动机技术初步研究
２１世纪初期，人类提出了重返月球、火星登 陆等重大计划，必然需要大型、高性能、大变 比、先进的变推力发动机。如，ＮＡＳＡ探索计划 （ＮＡＳＡ Ｅｘｐｌｏｒａｔｉｏｎ Ｉｎｉｔｉａｔｉｖｅ）需要变推力发动机， 采用Ｌｏ扎Ｈ：或Ｌｏ姐』ＣＨ４低温推进剂，能够使机 器人或人在月球和火星上登陆，这是变推力发动 机的直接需求。为了大型探测器或漫游车能在其 它天体上软着陆（如木卫二），ＮＡＳＡ的其它科学 探测器也很可能需要变推力发动机。美国空军
ＬＯＸ／ＬＣＩ－Ｌ，推进剂组合无毒、无污染，ＬＣＨ４ 具有高的热容，是一种优良的冷却剂，适合用于 膨胀循环发动机系统。ＬＣＨ。密度约是ＬＨ：的６
倍，且标准沸点比ＬＨ：高９２Ｋ，贮存性比ＬＨ： 好。相同情况下，ＬＯＸ／ＬＣＩ－Ｌ是ＬＯⅪ烃推进剂中 性能最高的，而且ＬＯＸ／ＬＣＨ。性能比ＬＯＸ／煤油高 约１００ｍ／ｓ［３１。因此，ＬＯＸ／ＬＣＨ４发动机同时具有 ＬＯＸ／ＬＨ：发动机和ＬｏⅪ煤油发动机的共同优点。
图１ ３３．４ｋＮ ＬＯＸ／ＬＣＨ。发动机地面试车照片 Ｆｉｇ．１ Ｈｏｔ－ｆｉｒｅ ｔｅｓｔ ｏｆ ３３．４ｋＮ ＬＯＸ／ＬＣＨｓ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ
万方数据
２８
火箭推进
２０１０年２月
图２ ＴＲ－４０８发动机 Ｆｉｇ．２ ＴＲ－４０８ ｒｏｃｋｅｔ ｅｎｇｉｎｅ
由于俄罗斯的ＬＯＸ／＇煤油发动机技术成熟， 因此他们主要在成熟的型号发动机上将煤油更换 成ＬＣＨ。进行研究。俄罗斯的ＬＯＸ／ＬＣＩ－１４发动机 已经达到了很高的技术水平。目前，正与欧空局 合作研制新型ＶＯＬＧＡ发动机，用于欧空局新一 代运载火箭，取代目前的阿里安５。
ｒ一 相对值
航空航天火箭发动机的推力调控方法
航空航天火箭发动机的推力调控方法航空航天火箭发动机的推力调控是航天领域中的重要技术问题之一。
它涉及到火箭的稳定性、可控性以及安全性等方面。
本文将介绍一些航空航天火箭发动机的推力调控方法。
一、燃烧室压力控制技术燃烧室压力是影响火箭发动机推力大小的重要因素之一。
通过控制燃烧室内燃烧的气体压力，可以实现推力的调控。
一种常用的方法是在燃烧室中设置一个调节阀，通过调节阀的开度来调控气体流经的通道直径，从而控制燃烧室内气体的压力。
这种方法可以实现推力的连续调节，并且响应速度较快。
二、燃料流量控制技术燃料流量是另一个影响火箭发动机推力的重要因素。
通过控制燃料的流入速度，可以实现推力的调控。
一种常用的方法是在燃料供给系统中设置一个流量控制器，通过调节流量控制器的开度来控制燃料流入的速度。
这种方法可以实现推力的精确控制，但是调节范围较小。
三、喷嘴结构调节技术喷嘴的结构对火箭发动机的推力调控也有一定影响。
通过调节喷嘴的结构参数，可以改变喷嘴出口的面积，从而改变推力大小。
一种常用的方法是在喷嘴中设置可调节的喉道，通过调节喉道的张开或闭合程度来控制喷嘴出口的面积。
这种方法可以实现推力的较大范围调节，但是调节速度较慢。
四、混合推进系统的调控技术混合推进系统是一种将液体燃料和固体燃料混合使用的火箭推进系统。
通过控制混合比例，可以实现推力的调控。
一种常用的方法是在混合推进系统中设置一个混合比例控制器，通过调节控制器的开度来控制液体燃料和固体燃料的混合比例。
这种方法可以实现推力的精确调节，并且响应速度较快。
五、推进剂流动性调控技术推进剂的流动性对火箭发动机的推力调控也有一定影响。
通过控制推进剂的流动性能，可以实现推力的调控。
一种常用的方法是在推进剂供给系统中设置一个流动性控制器，通过调节控制器的开度来控制推进剂的流动性能。
这种方法可以实现推力的连续调节，并且调节范围较大。
总结起来，航空航天火箭发动机的推力调控方法包括燃烧室压力控制技术、燃料流量控制技术、喷嘴结构调节技术、混合推进系统的调控技术以及推进剂流动性调控技术等。
变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述
第41卷第12期2020年12月㊀宇㊀航㊀学㊀报Journal of Astronautics Vol.41December ㊀No.122020变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述张波涛1,李㊀平2,王㊀凯1,杨宝娥1(1.西安航天动力研究所液体火箭发动机技术重点实验室,西安710100;2.航天推进技术研究院,西安710100)㊀㊀摘㊀要:为总结变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的研究成果和梳理未来的发展方向,本文综述了该领域的研究进展㊂首先介绍了针栓喷注器的基本概念和研究意义,然后从设计原理㊁工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面介绍了针栓喷注器的研究历史和现状,最后展望了针栓喷注器的发展趋势及需要研究的一些科学问题㊂分析表明,液液针栓喷注器㊁气液针栓喷注器的雾化特性和燃烧特性都还需持续开展研究㊂雾化特性中特别需要关注的是雾化角㊁混合特性和下漏率,还要探索针栓喷注器在反压下的雾化特性㊂燃烧特性中需要深入研究温度分布㊁火焰结构和燃烧稳定性㊂关键词:变推力液体火箭发动机;针栓喷注器;雾化特性;燃烧特性中图分类号:V434㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1000-1328(2020)12-1481-09DOI :10.3873/j.issn.1000-1328.2020.12.001Review on Pintle Injector of Throttling Liquid Rocket EngineZHANG Bo-tao 1,LI Ping 2,WANG Kai 1,YANG Bao-e 1(1.National Key Laboratory of Science and Technology on Liquid Rocket Engines,Xi an Aerospace PropulsionInstitute,Xi an 710100,China;2.Academy of Aerospace Liquid Propulsion Technology,Xi an 710100,China)Abstract :In order to summarize the research results and sort out the future development direction,the researchprogress in pintle injector of throttling liquid rocket engine is reviewed.Firstly,the basic concept and research significance of the pintle injector are summarized.Then the research status and history of pintle injector are introduced from the aspects of the design principle,engineering development,atomization characteristics and combustion characteristics.Finally,thedevelopment trend of the pintle injector and some scientific problems to be further researched are prospected.The results show that the atomization and combustion characteristics of liquid-liquid pintle injector and gas-liquid pintle injector need continuous research.The future researches may focus on the spray angle,mixing characteristics and leakage ratio in atomization characteristics.In addition,the atomization characteristics of the pintle injector under back pressure could be explored.For the combustion characteristics,further researches should be surrounded by the temperature distribution,flame structure and combustion stability.Key words :Throttling liquid rocket engine;Pintle injector;Atomization characteristics;Combustion characteristics收稿日期:2019-10-24;修回日期:2020-03-11基金项目:国家重大基础研究项目(613193)0㊀引㊀言在空间基础设施建设㊁深空探测和载人航天等太空探索计划的驱动下,高性能㊁低成本㊁无毒㊁大变比及可重复使用的变推力发动机已成为当今火箭发动机技术的重要发展方向㊂美国太空探索公司(SpaceX)采用Merlin 发动机实现了 猎鹰 火箭海上回收,并成功重复使用㊂SpaceX 在改进液氧煤油Merlin 发动机的同时,还在研制推力为170吨的全流量Raptor 发动机,推力变比为5ʒ1[1]㊂美国宇航局的推进和低温先进发展项目为了支持未来着陆器的要求,正在研制采用低温推进剂且具有大变比能力的膨胀循环TR202发动机[2]㊂我国研制的7500N 变推力发动机于2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆于月球背面㊂此外,随着高能锂电池㊁高效精确步进电机等技术的迅猛发展,电动泵发动机有更加广阔的应用前景㊂新西兰火箭实验室研制出低成本㊁高可靠㊁深度变推力电动泵 Electric 火箭,我国也开展了电动泵压式发动机研制工作[3]㊂喷注器是变推力液体火箭发动机控制推力的重要部件之一,以上发动机均采用针栓喷注器㊂尽管针栓喷注器经过了六十多年的发展且广泛应用,但大部分研究工作都未公开,且相关的基础研究工作较少㊂本文针对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的工程研制㊁雾化特性和燃烧特性等方面进行综述,以加深对针栓喷注器的认识㊂1㊀针栓喷注器设计原理1.1㊀结构针栓喷注器结构如图1所示,外圈推进剂由喷注器壳体和套筒构成的环形喷嘴,以轴向液膜的形式沿着套筒外壁流动㊂中心路推进剂从套筒与针栓之间的中心通道进入喷注器,在针栓端头内型面的作用下流动方向变为径向,以环形液膜或射流束的形式喷入燃烧室后与外圈推进剂发生撞击雾化,随后燃烧㊂针栓喷注器的设计方式有多种多样,但基本构型类似㊂图1㊀针栓喷注器示意图Fig.1㊀Schematic of the pintle injector传统的液体火箭发动机推力室具有多个喷注器,而绝大多数针栓发动机只有一个喷注器,喷注器位于喷注面板中心,从喷注器喷出的推进剂会在燃烧室内产生两个回流区,分别为燃烧室头部的上回流区和针栓头部的中心回流区,如图2所示㊂上回流区主要是两股推进剂撞击后向燃烧室头部回流,富含外圈推进剂,依靠推进剂液滴蒸发冷却喷注面板㊂下回流区是由于推进剂在针栓头部回流,富含中心路推进剂,可促进推进剂液滴的二次雾化㊂图2㊀流场结构Fig.2㊀Flow field structure1.2㊀物理量定义1)动量比动量比是径向推进剂动量与轴向推进剂动量之比,表达式为C TMR =̇mr v r ̇m a v a (1)式中:C TMR 为动量比,̇mr 和̇m a 分别为径向和轴向推进剂质量流量,v r 和v a 分别为径向和轴向推进剂速度㊂2)阻塞率阻塞率是针栓头端全部径向喷注孔的孔径之和与针栓周长之比,表达式为C BF =nD sπD p(2)式中:C BF 为阻塞率,n 为射流孔数目,D s 为射流孔直径,D p 为针栓直径㊂3)直径比直径比是燃烧室直径和针栓直径之比,表达式为C DR =D c D p(3)式中:C DR 为直径比,D c 为燃烧室直径㊂2㊀工程研制只要提到针栓喷注器,TRW 公司(现属于诺斯罗普㊃格鲁门公司)都是要首先提到的名字之一㊂TRW 公司从60年代开始研究针栓喷注器且获得专利,研制了多种不同的针栓发动机,目前已有超过上百台采用针栓喷注器的双组元发动机成功地进行了飞行[4]㊂表1给出了已工程应用的典型针栓发动机,表2给出了已研制的典型针栓发动机㊂TRW 从1963年开始研制阿波罗登月舱下降发2841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷表1㊀工程应用的典型针栓喷注器发动机Table1㊀Typical pintle injector rocket engines applied for engineering发动机名称或研究单位推进剂设计推力/kN室压/MPa比冲/s备注LMDE N2O4/A-50 4.4~440.69303累计10次飞行TR201N2O4/A-50440.6930377次飞行全部成功ISPS HAD/USO0.440.6527228次飞行全部成功TR-308N2O4/N2H40.530.693224次飞行全部成功Merlin1A LOX/RP1340 6.89-飞行2次,一次失败Merlin1D+LOX/RP193410.8348用于猎鹰重型芯级和助推级西安航天动力研究所MON-1/MMH 1.5~7.5--用于嫦娥三号和嫦娥四号表2㊀研制的典型针栓喷注器发动机Table2㊀Typical pintle injector rocket engines which have been studied发动机名称或试验单位推进剂变比能力设计推力/kN备注MIRA500N2O4/A-5020ʒ10.11~2.22TRW最早进行的试验PAPE N2O4/MMH19ʒ1 1.9~36.5实现面关机功能TR-202LOX/LH210ʒ1 3.88~38.8采用膨胀循环系统TR-106LOX/LH2-2900验证针栓喷注器可以大幅度降低运载火箭成本TR-108LOX/RP1-129唯一采用多针栓喷注器BYF-03AK-27S/UDMH5ʒ10.245~1.221国内第一台针栓发动机动机(LMDE)[5-7],在LDME计划执行的同时,TRW 研制了110N㊁440N㊁890N一系列小推力的栓式发动机㊂随后由LDME衍生而来的TR201发动机用于德尔它运载器的二级㊂从20世纪80年代起,通过一系列设计改进使针栓发动机具有可重复脉冲工作㊁面关机等能力,研制出一种变推力和快响应的弗莱威特发动机(PAPE)用于 哨兵 导弹[8]㊂对于传统固定面积的喷嘴采用凝胶推进剂在发动机关机后容易堵塞,TRW研制出使用凝胶推进剂的面关机喷注器成功飞行[9]㊂推进剂特性是决定发动机性能的关键因素之一[10],20世纪90年代开始研制采用液氧/煤油[11]㊁液氧/液氢[2]㊁液氧/酒精[13-14]等绿色无毒化推进剂的针栓发动机㊂美国宇航局提出的推进和低温先进发展计划中明确要求发展高性能低温变推力火箭发动机[2],正在研制TR-202发动机㊂在导弹防御局液体助推器开发计划的资助下,格鲁曼公司研制了150kN的TR-108发动机[15]㊂TR-108发动机是目前唯一采用多针栓喷注器的发动机,针栓喷注器排列布局为中间1个㊁四周均布6个㊂为进一步降低成本,TRW研制了2900kN液氢液氧TR-106针栓发动机[16-18]㊂目前最具代表性的针栓发动机为Merilin1D发动机,燃烧效率在0.98以上,推质比约180,是世界上性能最高的燃气发生器循环液氧煤油发动机㊂国内在变推力火箭发动机领域的研究起步较晚,20世纪70年代开始进行针栓发动机的研究[19]㊂1983年国内第一台变推力发动机试车成功[20],北京航空航天大学[21]设计了基于机械定位双调系统的气氧/煤油变推力火箭发动机,推力为57.30~864.70N㊂国内目前已飞行的变推力火箭发动机为嫦娥三号和嫦娥四号使用的7500N下降级发动机[22-23],于2013年12月首次完成嫦娥三号探测器地月转移飞行的任务,2019年1月成功助力嫦娥四号探测器首次软着陆月球背面㊂3㊀雾化特性雾化是喷注器最重要的工作过程,雾化质量及雾场分布直接决定了蒸发㊁混合和燃烧特性,从而对燃烧装置的燃烧性能㊁稳定性和可靠性产生重要影响㊂目前公开文献中研究内容主要集中在破碎过程㊁雾场形态㊁雾化角和混合特性等方面㊂3.1㊀喷注方式根据外圈推进剂和中心路推进剂喷注方式不同,可分为四种形式:径向缝型和轴向缝型相结合㊁径向缝型和轴向孔型相结合㊁径向孔型和轴向缝型相结合㊁径向孔型和轴向孔型相结合㊂针栓喷注器3841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述轴向推进剂和径向推进剂的喷注方式直接决定了雾化过程及雾场形态,然而目前对于针栓喷注器设计还没有统一的设计流程㊂Rezende等[24]对不同喷注方式的单路流动进行了液流试验,指出匹配轴向和径向的喷注方式要考虑到推进剂性质㊁质量流量㊁混合比㊁燃烧室壁面冷却需要的流量和加工制造等因素㊂一般情况下的优选方案为轴向缝和径向孔型相组合㊂对于推力小于1kN的小发动机,当径向孔尺寸小到不易精密加工时,选择径向缝型流动㊂3.2㊀雾化过程从喷注器喷出的射流或液膜破碎为液滴的过程称为推进剂组元的雾化过程,分析喷嘴雾化过程是研究雾化机理的前提㊂对于径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器,Ninish等[25]认为径向射流和轴向液膜相撞会在撞击点产生扰动,扰动在锥形液膜中增长并导致液膜不稳定,振幅增长最大的波长占主导地位㊂动量比大的扰动频率更高,雾化角更大㊂文献[26-28]采用锥形液膜破碎模型对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器液膜破碎过程进行线性不稳定性分析,指出喷注压降越大或喷注通道狭缝越窄,液膜破碎长度和破碎时间越小㊂为了保证良好的雾化效果,喷注角度尽量取大些㊂3.3㊀雾场形态针栓喷注器结构参数和工作参数直接影响雾场形态,因此分析结构参数和工作参数对雾场形态的影响对设计针栓喷注器有重要意义㊂Cheng等[29]把径向孔/轴向缝型液液针栓喷注单元的雾场形态分为封闭的弧形喷雾㊁斗篷状液膜以及完全发展的扇形喷雾㊂方昕昕等[30]对轴向缝/径向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾场形态进行试验研究,指出气液流量比较小时,雾场形态为锥形液膜㊂当气液流量比大于0.206后,雾化边界可分为收缩段和等直径段㊂3.4㊀雾化角针栓喷注器不论采用气相推进剂还是液相推进剂,其特有的结构决定了轴向推进剂与径向推进剂相撞后形成一个锥形雾场㊂雾化角直接影响了雾场结构和液滴空间分布,因此很多学者通过理论分析或对实验结果拟合给出雾化角预测公式,以便更直接的为工程设计提供参考㊂Cheng等[31]通过理论分析建立径向缝/轴向缝型液液针栓喷注器雾化角理论模型,推导出雾化角预测公式为θ=arccos11+CTMR(4)成鹏[32]在径向缝/轴向缝型雾化角基础上,通过引入阻塞率得到的径向孔/轴向缝型雾化角公式为θ=arccos11+CLMR(5)式中:C LMR为局部动量比,C LMR=C TMR/C BF㊂Boettcher等[33]推导出的径向缝/轴向缝型气气针栓喷注器雾化角公式为θ=arccos11+C2TMR(6) Son等[34]对径向缝/轴向缝型液体中心配置的气液针栓喷注器雾化角进行试验研究,指出随着径向液体速度的增加,雾化角增大,离散角减小㊂通过对试验结果拟合给出雾化角与动量比和韦伯数的关系式为θ=38.86(We/C TMR)0.096(7)方昕昕等[27]分析了狭缝宽度㊁气液流量比对径向缝/轴向缝型液态燃料中心配置的气液针栓喷注器雾化角的影响规律,指出随着气液流量比的增大雾化角持续降低,并且在由正角度变为负角度的地方降低趋势最快㊂Blakely等[35]对径向圆形射流和矩形射流在液膜下的破碎过程进行试验研究,认为射流形状对雾化角影响很小㊂3.5㊀液滴粒径空间分布喷注器雾化后的液滴粒径小且空间分布均匀是推进剂有效混合和气化的必要条件㊂成鹏[32]对径向孔/轴向缝型的液液针栓喷注器喷雾液滴尺寸分布进行分析,指出SMD沿径向先减小后增大,接着又减小,类似于向左侧卧的字母 S ㊂方昕昕等[30]指出径向缝/轴向缝型气液针栓喷注器液滴SMD沿喷注轴向均匀不变,沿径向增加㊂随着气液流量比的增大液滴SMD减小,而粒径分布均匀度指数先降低而后有所回升㊂粒径分布均匀度指数与狭缝宽度的乘积近似为常值0.35㊂Ninish等[25]给出随着径向射流速度增大,液膜变薄,液膜雾化的液滴更细㊂3.6㊀混合特性喷注器雾化后的混合特性对燃烧效率起决定性作用,但目前对针栓喷注器混合特性的研究很少㊂Radhakrishnan等[36]研究了气液针栓喷注器的混合特性,指出液体速度小时散射角大,射流在轴向气流作用下很好地加速并且在大范围内导致良好的混4841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷合,当液体速度增加时混合质量降低㊂4㊀燃烧特性燃烧特性是研究喷嘴的重要内容,包括火焰结构㊁点火过程㊁燃烧效率㊁燃烧稳定性等㊂4.1㊀结构设计由于针栓头下方具有回流区,针栓头容易烧蚀㊂为避免针栓钉帽烧蚀,Vasques等[37]对液氧/液甲烷针栓喷注器的几何形状进行改进,通过减小跳跃距离㊁头部钻孔㊁设计斜坡改变燃料流动方向和组合上述方法来改进模型㊂Vasques认为通过适当的设计偏转板,性能和可靠性可以得到改善㊂通过二次径向孔和修改偏转角可以组织混合比和相关的壁面传热特性㊂4.2㊀流场结构由于针栓喷注器燃烧室流场有独特的特征,不少学者对针栓发动机开展了数值模拟和试验研究工作㊂李进贤等[38]㊁张连博等[39]和周康等[40]通过对针栓发动机进行数值模拟均指出中心回流区起了挡板和混合器的作用,加剧推进剂液滴的二次破碎和掺混燃烧效果㊂方昕昕[41]对液氧/甲烷氧化剂中心配置的气液针栓喷注器燃烧过程进行数值仿真研究,随着喷注器伸进燃烧室长度增加,外围回流区尺寸变大,但中心回流区变化不大㊂随着径向液氧孔尺寸增加或液氧喷注角度增加,外围回流区变化不大,而中心回流区减小,因为径向液氧孔尺寸增加,液氧液滴会向燃烧室中心靠拢,压缩中心回流区使得回流区变小㊂针栓喷注器形成的这些燃烧室流场特征有助于提高燃烧性能和稳定性㊂4.3㊀点火过程点火过程是液体火箭发动机工作的重要组成部分,点火过程直接影响了可靠性和工作效率㊂若点火瞬态过程发生点火压强峰较高㊁点火延迟和熄火等异常就会造成任务失败或更严重的后果㊂Sakaki 等[42]对轴向缝/径向缝型液氧酒精针栓喷注器进行燃烧试验㊂在点火过程中测到一个强的燃烧压力峰,在0.25s时开始震荡,压力震荡是由于燃料路压降振荡引起的㊂试验进行了硬起动和平稳起动两种起动方式㊂硬启动压力峰值高且随着O/F增大而减小,在氧燃比为1.4时是平均压力的3倍,认为在液态燃料和气态氧充满火炬点火器附近,点火后火焰向上游传播㊂在平稳启动方式中没有压力峰㊂4.4㊀火焰结构分析火焰结构是研究火焰稳定机理的重要方法㊂Sakaki等[43]通过试验得到在两个推进剂撞击点附近有强发光,CH发射强度在上壁附近和针栓头下游较弱㊂周康等[40]认为氧气和甲烷燃烧反应稳定时会产生较大的火焰锥角,温度场呈现带状分布㊂跳跃距离减小,火焰锥角不变㊂环缝宽度增加,动量比增加,火焰锥角增加㊂韩泉东等[44]通过数值模拟也得到了燃烧室内存在较为明显的反应火焰峰,且火焰峰高温区沿轴向呈 带状 分布,认为液滴的蒸发和燃烧大致上沿着燃烧室轴向㊂Son 等[45]通过数值模拟也得到动量比小,火焰角小㊂因此,最影响火焰角的参数是动量比㊂4.5㊀燃烧场中雾场形态为更好地分析雾化与燃烧之间的关系,学者们通过燃烧室开窗同步观测雾化和燃烧过程㊂Sakaki 等[43]得到燃烧时的雾场如图3所示,指出在撞击点A附近有浓密的雾场,接着形成弧形结构B,试验清楚地观察到了弧形结构B气化过程C,但有一部分没有汽化,运动到了燃烧室上壁D㊂推进剂的一部分运动到了E㊂在燃烧条件下雾化角主要受动量比的影响,喷雾穿透深度主要受到喷注速度的影响㊂成鹏[32]指出燃料射流在氧气气膜撞击下形成扇形喷雾,可以观察到燃料射流与氧气气膜撞击后形成的撞击波结构,撞击波向下游发展,最终导致喷雾呈块状脱落破碎㊂在燃烧环境下,喷雾不断蒸发,因此越往下游喷雾变得越稀薄㊂图3㊀雾场结构[43]Fig.3㊀Spray structure[43]4.6㊀温度场针栓喷注器在工程应用中出现最多的问题就是针栓头部烧蚀,因此分析温度场对针栓喷注器设计有重要意义㊂张连博等[39]对针栓喷注式双组元5841第12期张波涛等:变推力液体火箭发动机中针栓喷注器研究综述MMH/NTO自燃推进剂液体火箭发动机进行数值仿真,认为针栓头部最高温度为898.2K,低于正常工作温度,因而能确保发动机针栓正常工作的安全性㊂李进贤等[38]给出在文章工况下针栓头部也未超过1400K,在材料的许可范围内㊂俞南嘉等[46]根据动量比1工况下的温度分布认为燃烧室壁面上游区域存在由氧化剂形成的液膜低温区,该液膜对发动机壁面起到冷却的作用㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂缝宽度增加,动量比增加,燃烧室内平均温度减小㊂Sakaki等[47]通过热电偶测试结果得到在撞击点下游和台阶上方温度较高㊂4.7㊀燃烧效率研究者们最关注的发动机性能就是燃烧效率㊂李进贤等[38]认为随着针栓深入长度的增加,蒸发效率降低,但燃烧效率增加㊂俞南嘉等[46]给出动量比接近1时,雾化混合效果最好,燃烧效率最高㊂周康等[40]认为跳跃距离减小,反应释热区域变宽,燃烧室内平均温度增加㊂Fang等[48]认为燃烧室特征长度越大,发动机燃烧效率也越大,但是发动机质量越大,并且燃烧室特征尺寸大于1以上时,发动机燃烧效率提高幅度很小,建议燃烧室特征长度选在1附近㊂成鹏[32]认为在富燃条件下燃烧效率主要受混合比的影响,燃烧效率随着混合比增加而增大㊂Sakaki等[47]在平面矩形燃烧室和平面轴对称燃烧室热试中均得到燃烧效率随着动量比增加而降低,因为动量比大时很多推进剂撞到了上壁面,同时燃烧室上壁面温度也增加,但轴对称燃烧室效率高于矩形燃烧室㊂因为轴对称燃烧室中液滴可径向移动,液滴间距增加,增强了液滴蒸发㊂4.8㊀燃烧不稳定燃烧不稳定性问题几乎在每个火箭发动机研制过程中都经历过,其中高频燃烧不稳定是制约发动机发展的瓶颈[49]㊂由于针栓喷注器独特的结构,在实际工程研制过程中还未出现过实质性的高频不稳定燃烧现象㊂Sakaki团队对针栓喷注器燃烧不稳定性开展了一系列试验研究,Sakaki等[43]通过试验发现燃烧室压力在300~320Hz附近振荡,认为振荡与雾化过程㊁化学反应之间的耦合有关㊂随后在轴对称燃烧室试验中发现一些工况下燃烧室压力存在400Hz的振荡主频,最大压力振幅超过了燃烧室平均压力的50%㊂于是进一步进行观测试验[50],发现有1000Hz左右的高频不稳定,通过结合高频压力数据和CH∗自发辐射图像动态分解结果,最后确定1000Hz左右的高频不稳定燃烧现象是热释放与一阶纵向声学振荡的耦合所致,400Hz左右的低频不稳定可能与熵波的传播过程有关㊂5㊀设计方法通过一系列研究总结出标准的设计方法是学者们的共同目标㊂安鹏等[51]参考国内外研究成果对针栓喷注器设计参数的计算方法进行总结,给出了参数选取原则㊂Son等[52]认为气液快速混合和较大的喷雾面是推进剂快速燃烧的前提,因此将雾化角和液滴粒径作为主要设计参数,针对径向缝/轴向缝型针栓喷注器建立了设计流程㊂6㊀综合评价与发展趋势针栓喷注器已在多个型号的变推力发动机中成功使用,并验证了针栓喷注器具有高性能㊁低成本和推力可调等优势㊂虽然对针栓发动机进行了很多工程研制且取得了一定的成绩,但基础理论研究工作还较少㊂为深入认识针栓喷注器在变推力液体火箭发动机中的工作特性,需要对基础理论进一步进行深入研究㊂在工程研制方面,国内外成功飞行的变推力针栓发动机均采用液液针栓喷注器㊂所以应在研究液液针栓喷注器的基础上,对气液针栓喷注器和气气针栓喷注器开展研究,探究适用于液氧煤油补燃循环发动机㊁液氧甲烷和液氧液氢膨胀循环发动机采用的气液针栓喷注器及液氧甲烷全流量发动机采用的气液针栓喷注器和气气针栓喷注器的工作特性㊂在针栓喷注器雾化特性方面,开展最多的研究工作是分析雾化过程㊁雾化角㊁雾场形态和液滴粒径分布等㊂由于混合特性直接决定了燃烧性能,下漏率对针栓头部烧蚀有影响,建议进一步深入分析针栓喷注器的混合特性和下漏率㊂其次从已有的试验结果来看绝大多数针栓喷注器雾化试验都在大气压下进行,为了研究结果更接近真实工作状态,应对针栓喷注器在反压下的雾化特性开展研究㊂此外气液针栓喷注器雾化特性主要集中在径向缝/轴向缝型,文献[48]表明径向孔型比径向缝型的燃烧效率高,因此接下来可对径向孔型的气液针栓喷注器开展研究㊂在针栓喷注器燃烧特性方面,随着光学观测技术的发展,越来越多的学者采取燃烧室开窗方法同6841㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀宇航学报第41卷步观察喷雾燃烧过程,初步掌握了火焰结构特征及流场结构㊂下一步还需要研究连续变工况下的火焰特征及燃烧特性,同时重点关注针栓头部㊁喷注器面板和燃烧室壁面的温度分布㊂此外,虽然目前在工程研制中还没有遇到针栓发动机存在高频燃烧不稳定,但有学者在试验中发现了1000Hz的压力震荡,接下来应对针栓喷注器的燃烧稳定性进行深入研究㊂7 结束语变推力针栓发动机是未来高性能㊁低成本㊁重复使用的航天液体动力发展趋势㊂本文从针栓喷注器的基本概念㊁工程研制㊁雾化特性及燃烧特性等方面介绍了研究历史和现状,并对研究进展做了简要评述,展望发展趋势,加深了对变推力液体火箭发动机中针栓喷注器的认识㊂参㊀考㊀文㊀献[1]㊀杨开,曲晶,才满瑞.2017年国外航天运载器发展分析[J].导弹与航天运载技术,2018,49(1):32-35.[Yang Kai,QuJing,Cai Man-rui.Analyse of world launch vehicle developmentin2017[J].Missiles and Space Vehicles,2018,49(1):32-35.][2]㊀Gromski J M,Majamaki A N,Chianese S G,et al.Northropgrumman tr202LOX/LH2deep throttling engine technologyproject status[C].The46th AIAA/ASME/SAE/ASEE JointPropulsion Conference and Exhibit,Nashville,USA,July25-28,2010.[3]㊀王丹,陈宏玉,周晨初.电动泵压式发动机系统方案与性能评估[J].火箭推进,2018,44(2):28-32.[Wang Dan,ChenHong-yu,Zhou Chen-chu.System scheme and performanceevaluation of an engine fed by electric pump[J].Journal ofRocket Propulsion,2018,44(2):28-32.][4]㊀Dressler G A,Bauer J M.TRW pintle engine heritage andperformance characteristics[C].The36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,Huntsville,USA,July16-19,2000.[5]㊀Elverum J G,Hoffman A,Miller J,et al.The descent 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火箭发动机的性能参数
火箭发动机的基本性能参数（1）推力火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。
图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。
作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速度向后喷出所产生的反作用力。
由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）；p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2）从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。
第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。
成为动推力。
它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。
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地转换为燃气的动能。
第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。
显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。
这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。
为方便起见，定义p e =p o 时发动机的工作状态为设计状态。
在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F e 表示，则:F e =mu e (3.2)一般情况下，发动机的额定推力是不变的。
发动机在接近真空的条件下工作时，p 0 =0，这时的推力称为真空推力，发动机的推力达到最大值。
(2)冲量和总冲物理学中定义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，简称总冲。
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。
液体火箭发动机的设计原理
液体火箭发动机的设计原理液体火箭发动机是一种获得推力的装置，常用于太空飞行或导弹的投放等重要场合。
本文介绍液体火箭发动机的设计原理。
一、液体火箭发动机的基本结构液体火箭发动机主要由燃料和氧化剂组成的燃料系统、液体火箭发动机推进系统和控制系统三个部分组成。
燃料系统主要负责将液体燃料和氧化剂存储在发动机中。
一般情况下，燃料和氧化剂分别存储在两个不同的容器中，通过泵和管道输送到燃烧室。
此外还有一个废气系统可以回收燃料和氧化剂的废气。
推进系统主要由燃烧室、喷管等部件组成。
当燃料和氧化剂在燃烧室中混合并燃烧后，会产生大量的高温高压废气。
该废气最终排出喷管，产生推力。
通常情况下，燃料和氧化剂的冷却和喷嘴的设计是液体火箭发动机设计的重点。
控制系统主要负责完成以下几点工作：1.控制燃料和氧化剂的流量，保证燃烧过程的稳定性；2.改变推力的大小和方向，实现火箭的稳定发射和操作；3.监测和调节火箭各个部件的运行状态，确保高效合理的运行。
二、液体火箭发动机的燃料选择在液体火箭发动机的燃料选择方面，主要有以下几个考虑：1.能量密度：液体火箭发动机需要追求的是更高的推力，因此必须要选择能量密度更高的燃料。
丙烷等低能燃料很难满足设计要求。
2.易于加工和储存：液体火箭发动机中的燃料需要满足易于储存和加工的要求，否则会增加运营成本。
例如，丙烷虽然能够提供足够的推力，但其储存和加工条件相对较为苛刻。
3.可靠性和重复使用：液体火箭发动机的燃料需要保证可靠性和重复使用。
工程师们需要考虑燃料的可用性以及燃烧产生的副产品对环境的影响等问题。
基于以上考虑，液体火箭发动机最常用的燃料是液氧和各种液态氫。
液氧和液氢有极高的能量密度和较低的燃烧产生的副产品比例，同时也易于加工和储存。
以上燃料的优点也有助于设计令人信赖并能够多次使用的机器。
三、液体火箭发动机的工作原理液体火箭发动机中，燃料和氧化剂在燃烧室内混合并燃烧，产生大量的高温高压气体。
该气体通过喷管向火箭的反方向排放，从而产生推力。
火箭发动机的分类和特点
火箭发动机的分类和特点现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。
所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。
一、固体火箭发动机固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。
药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。
药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。
在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。
点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。
通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。
喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。
该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。
药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。
固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。
缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。
固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。
固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
二、液体火箭发动机液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。
氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。
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。
推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。
它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。
载人登月航天器推进系统方案选择分析
第27卷第1期2021年2月载人航天Manned SpaceflightVol.27No.1Feb.2021载人登月航天器推进系统方案选择分析孙兴亮1,高峰1,董云冉2,牛津桥3,郝平1，黄震1(1.中国空间技术研究院总体设计部，北京100094；2.紫光恒越技术有限公司，北京100083；3.中国人民解放军63993部队，北京101100)摘要:载人登月航天器完成近月制动和着陆下降等空间任务，需要装载大量推进剂，推进系统方案选择是航天器总体方案设计优化的重要组成部分。
建立了推进系统关键组件设计仿真模型,仿真分析了推进系统质量和干重系数随推进剂装载量的变化规律,并对比了20t级载人登月航天器挤压和泵压推进系统方案。
结果表明：推进系统方案质量与推进剂装载量有关，推进剂装载量越大,泵压推进系统轻量化优势越大,主要由泵压系统贮箱质量较轻导致；球形封头贮箱轻量化可采用增加贮箱封头直径的技术途径，椭球形封头贮箱轻量化可采用增加贮箱圆柱段长度的技术途径；对20t级载人登月航天器算例进行仿真分析表明，从实现系统轻量化角度出发，宜选用泵压推进系统方案。
关键词：载人月球探测；航天器;推进系统；仿真分析中图分类号：V423.6文献标识码：A文章编号：1674-5825(2021)01-0040-07Propulsion System Selection and Analysis for MannedLunar SpacecraftSUN Xingliang1，GAO Feng1，DONG Yunran2，NIU Jinqiao3，HAO Ping1，HUANG Zhen1(1.Institute of Spacecraft System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing100094,China；2.Unisyue Technologies,Beijing100083,China；3.Unit63993of the PLA,Beijing101100,China)Abstract:Large amount of liquid chemical propellant needs to be loaded in the manned lunar spacecraft to complete the perilune braking and the descent operations.The selection of the propulsion system scheme is an important part of the spacecraft design optimization.In this paper,the numerical simulation model for the key components in the propulsion system was established.The weight and dry weight coefficient of key components changing with the propellant load was analyzed by simulation,and the weight of pressure-fed and pump-fed propulsion system of a20-ton manned lunar spacecraft was calculated and compared.The results showed that when the propellant load was small,the pump-fed system had no advantage,the advantages of pump-fed system became apparent with the increase of the propellant load due to the light weight of the propellant tank in pump-fed system.The essential approach to achieve lightweight design of the spherical head tank was to increase the spherical head diameter,while the essential approach to achieve lightweight design of the spheroidal head tank was to increase the cylinder length.The simulation analysis showed that for the 20-ton manned lunar spacecraft,the pump-fed propulsion scheme was an optimal selection considering the light weight of the whole system.Key words:manned lunar explosion；spacecraft；propulsion system；numerical simulation收稿日期：2020-07-16；修回日期：2020-12-28基金项目：载人航天领域预先研究项目(060201)第一作者:孙兴亮，男，博士,工程师，研究方向为载人航天器总体设计。
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。
液体火箭发动机课程设计
内蒙古通辽市库伦旗蒙古族庭园植物农业生物多样性分析--以芒汗苏木毛敦塔拉嘎查为例金兰;哈斯巴根;高峰;程伟燕;高颖【摘要】The homegarden is not only the basic unit of the formation and preservation of agricultural biodiversity,but also an important place of acclimatization of wild plants and cultivated plants.In the countryside,the main function of the homegarden is to provide daily necessities,and to generate income.Homegarden has the high biodiversity,as well as many social,cultural,ecological functions.The analysis was operated between 11 farmer households through random sampling and farmers recommended and their homegarden using typical sampling method to establish 11 plots for the analysis of agrobiodiversity,investigated in ManghanSumu,Modantala Village,Kulun Banner,Tongli-ao City,InnerMongolia.During the research,open-ended and semi-structured interviews were used widely to inves-tigate the social and economic conditions in these areas.The results showed that the plant species richness were high in Maoduntala Village homegarden garden of Mongolia nationality,and there were 96 species of the plants,including <br> 33 species for cultivated and wild vegetables,19 for fruits,20 for ornamental plants,8 for forage plants,5 used for food and medicine both,and 16 for other used.;There was a phenomenon that some of homegarden plants had multi-ple usage;The diversity of homegarden plants was different with the characteristics of homegarden types and man-agement;There was high economic benefit ofhomegarden in large area and planting a large number of economical crops;and their business model had three types,with ecologicalplanting,comprehensive management and breeding grounds.The homegarden plants not only effect the survival of local herdsmen and farmers widely,but also have im-portant significance to the conservation of agricultural biodiversity.%庭园是形成和保存农业生物多样性的基本单位，也是野生植物和栽培植物聚集的场所。
火箭发动机推力测试补偿修正
火箭发动机推力测试补偿修正刘书杰;陈刚;左群【摘要】In order to solve the problem of the thrust measurement curve vibration, a new method to compensate the thrust measurement of rocket engine was provided. First, second derivative of the thrust-time data was obtained directly; second, the value was multiplied by the coefficient Ka to obtain the acceleration part of the thrust measurement, then two parts were summed in order to get the compensatory thrust data. The new method was validated by two kinds of engines: the short and great thrust rocket motor and pulse detonation engine.%为解决火箭发动机地面静止试验无法准确获得推力的问题,提出了一种简单易行的推力加速度补偿修正方法,即直接对推力测试数据二阶求导,乘以系数Ka以获得动架加速度对推力曲线的影响部分；然后与原始推力测试数据求和.文中用该方法对短时大推力发动机和脉冲爆震发动机的推力数据进行了补偿验证,效果明显.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2012(035)006【总页数】3页(P826-828)【关键词】推力测试;加速度补偿;火箭发动机;脉冲爆震发动机;振荡曲线【作者】刘书杰;陈刚;左群【作者单位】中国兵器工业第203研究所,西安710065;中国兵器工业第203研究所,西安710065;中国兵器工业第203研究所,西安710065【正文语种】中文【中图分类】V4350 引言固体火箭发动机地面静止试验时，推力曲线的起始段会有明显的过冲和振荡，这种现象在短时大推力发动机以及脉冲爆震发动机测试时尤为明显，主要是因为测试系统的固有频率偏低。
双调变推力液体火箭发动机的关机
双调变推力液体火箭发动机的关机摘要：本文提出了一种基于双调变推力液体火箭发动机的关机方法，包括采用加速度调节关闭过程中对火箭引擎进行精确控制，减小发动机中动态和静态压力波动，保证发动机状态稳定性。
为了验证所提出的关闭方法，采用基于V-band的发动机数据进行了仿真研究，考虑到灵活的光学系统、高速处理单元和数字信号处理电路，求解了发动机驱动主推力的优化问题，并将其与常规控制方法进行了比较。
结果表明，与传统关闭方法相比，该新方法在关闭过程中能够明显改善发动机性能，有效地减小了主推力振荡，同时也提供了一种高效稳定的终止发动机工作过程。
关键词：双调变推力液体火箭发动机；关机；加速度调节；主推力优化；振荡正文：1. 引言双调变推力液体火箭发动机（DRLF）是一种重要的推进系统，用于提供航天器的推力。
随着航天技术的发展，火箭发动机的要求不断提高。
因此，如何有效地控制发动机的关机过程，以确保发动机的稳定性和安全性，已成为一个重要的研究课题。
2. 方法为了解决上述问题，本文提出了一种基于双调变推力液体火箭发动机的关机方法。
关闭过程中采用加速度调节，对火箭发动机进行精确控制，以减小发动机中动态和静态压力波动。
考虑到灵活的光学系统、高速处理单元和数字信号处理电路，求解了发动机驱动主推力的优化问题，并将其与常规控制方法进行了比较。
3. 结果仿真结果表明，与传统关闭方法相比，本文提出的双调变推力液体火箭发动机关机方法能够明显改善发动机性能，有效地减小了主推力振荡，同时也提供了一种高效稳定的终止发动机工作过程。
4. 结论本文提出的双调变推力液体火箭发动机关机方法在减小发动机中动态和静态压力波动方面表现突出，可有效提高发动机状态稳定性。
这种关机方法可以用于提高航天器的安全性和稳定性，有助于推动未来火箭发动机的发展。
应用该方法可以在保持发动机状态稳定的同时，有效提升航天器的安全性。
双调变推力液体火箭发动机关机方法可用于推进系统的控制，并可以有效减少发动机中动态和静态压力波动，从而避免火箭发动机在关闭过程中被动态压力所影响，充分实现火箭发动机的精准控制，从而提高航天器的安全性。
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泵压式液体火箭发动机变推力方案选择
作者：张金容， 靳爱国， 汪亮， ZHANG Jin-rong， JIN Ai-guo， WANG Liang
作者单位：张金容,汪亮,ZHANG Jin-rong,WANG Liang(西北工业大学,航天工程学院,西安,710072)，靳爱国,JIN Ai-guo(西安航天动力研究所,西安,710100)
刊名：
航空动力学报
英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER
年，卷(期)：2008,23(5)
被引用次数：1次
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3.郑大生.王菊金.胡长喜液体发动机变推力的研究和实现[会议论文]-2006
4.李进贤.岳春国.唐金兰.冯喜平变推力液体火箭发动机技术现状与发展探索[会议论文]-2006
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6.丛治琪.于剑桥.文仲辉超高速动能导弹推力速度方案研究[期刊论文]-战术导弹技术2001(6)
7.相升海.张平.李世鹏.方蜀州.Xiang Shenghai.Zhang Ping.Li Shipeng.Fang Shuzhou轨姿控舱体的优化设计研究[期刊论文]-战术导弹技术2006(5)
8.刘俊.李小芳.刘彦杰.林庆国.刘耀锋单组元发动机双工况的试验研究[会议论文]-2006
9.岳春国.李进贤.杨姝君变推力液体火箭发动机系统研究[会议论文]-2005
10.冯喜平.赵胜海.李进贤.沈继彬.FENG Xiping.ZHAO Shenghai.LI Jinxian.SHEN Jibin蓄压式燃气发生器内弹道分析与预计[期刊论文]-世界科技研究与发展2009,31(2)
1.张忠利.张蒙正.李福云液体火箭发动机涡轮壳体温度偏高原因研究[期刊论文]-火箭推进 2013(2)
2.张忠利200N LOX/MMH推力系统方案论证[期刊论文]-火箭推进 2009(3)
3.李君海.俞南嘉.蔡国飙双工况流量调节阀的设计与试验[期刊论文]-航空动力学报 2013(1)
本文链接：/Periodical_hkdlxb200805024.aspx。