固体火箭发动机

6）用速度系数表达的无量纲参数
dv
Is
dM M
7）临界参数
流动状态下的气流参数， T *
2
T0
1
*
(
2
1
)
1
1
P*
(
2
)
1
P0
1
hc
uc2 2
he
ue2 2
膨胀比 与A 扩e 张比
At
k1
•
mtutAtpc
1 RTc
kk21k1At
cp
k 1 k
R0
pe pc
喷气速度 ：
ue 21R0Tc1(PPce)1
和T c
（3）提高 Pe 0 ，会带来热防护问题。 （4）减小 Pe Pc ，喷管结构尺寸设计受限
Pe
Pc
（1）
当 时， 2
uL 1 RTc
uL
－极限排气速度 ueuL 1(PPce)1uL0.5
1
(
Pe
) 1
Pc
－定压发动机工作循环的理想循环效率
第三节 流率、流率系数 和特征速度
流率 C D
Pe
Pc
ue
式中下标c表示燃烧室，e表示喷管出口
Ae At
pe pc
1
k
2k k 1
1
pe pc
k 1
k
k1
k
k
2 2k1 1
喷气速度 ：
ue 21R0Tc1(PPce)1
Pe
Pc
Pe
Pc
（1）
分析：
（1）增大排气速度，可用燃气分子量小的高能
推进剂。
（2）增大排气速度，可减小
四十年代末期复合推进剂的出现，使固 体火箭发动机的发展又开始了一个新的 阶段。复合推进剂可以广泛地选择能量 高而性能比较合面的氧化剂和燃料，以 得到更高的比冲 。
而贴避浇铸、内孔燃烧的装药和强度高、 重量轻的壳体采用，使固体火箭发动机 向大尺寸、长时间工作方向发展，大大 提高了固体火箭发动机的性能，扩大了 它的应用范围。
四、固体火箭发动机在经济建设和生产中的 应用
首先应用的是探空气象火箭。用固体火箭发 动机发射，在高空获取气象资料。
由固体火箭发动机发射的各种防雹火箭在我 国的农业生产上曾多次使用，对防止冰雹的 形成，保护农业生产，取得了较好的效果。
液体火箭发展历史
1903年俄国科学家齐奥尔科夫斯基 提出使用液体推进设想。
气压强与外界大气压强不一致产生的， 与喷管工作状态 有关，与工作高度有关。
特征推力
•
FTZ m u e
真空推力
•
FU mue peAe
等效喷气速度
pa 0
•
F m u ef
uef
ue
pe
pa
•
Ae
m
ue2cp(TcTe)2cpTc(1TeTc)2cpTc[1(pepc)kk1]
第二节 喷气速度
k
]
固体火箭发展历史
唐朝（公元618~907年）初年，我国就 已发明了黑火药。
宋朝（公元969年），冯继升和岳义方两 人首先发明火箭武器。
从我国古代的火箭开始，到十九世纪欧 洲的火箭应用于战争，是固体火箭发展 的第一个时期。所用的推进剂是黑火药， 能量不够高，技术也比较原始。
近代固体火箭的发展可以从本纪世三十 年代硝化甘油无烟火药的发明开始。
滞止焓：
T0
T
u2 2cp
滞止温度：P0
P(T0 T
) 1
滞止压强：c
dP d
RT
4）声速、马赫数和速度系数
A、声速
Ma u c
B、速度系数
T0 1 1 M 2a
T
2
c 0 (1 1 M 2 a ) 1 2
c
2
0
(1
1M
2
a
)
1
1
2
P0 (1 1 M 2 a ) 1
的空气，靠推进剂燃烧产生推力。其在大气层 内外飞行 2、导弹 以火箭发动机或其它喷气发动机为动力，由制 导系统控制飞行且带有战斗部的飞行器
“战斧”巡航导弹
402发动机
长度 6.25米 、直径 0.52米 、射程 2500千 米 、 速度 885千米/小时
弹道导弹
四、航空航天推进系统概述
1、推进系统
第四节 推力系数
•
m
ue
FpcAtCF
k1
CF k2k1[1ppcek ]AAet ppceppac
M 推力系数
0
推力系数：表征喷管性能的参数，推力系数 越大说明燃气在喷管中进行膨胀过程越完善。
影响推力系数的因素：扩张比、工作高度
讨论推力系数与喷管扩张比的关系 讨论推力系数与工作高度的关系
特征推力系数
当
FT Z
•
m
ue
时，特征推力系数为：
1.013105Pa
例题：计算发动机在地面试车时的喷管推 力系数，已知：
喷管喉部直径：40毫米 喷管出口直径：80毫米 地面大气压强： 比热比：1.26
最大推力和最大推力系数
问题1：给定燃烧室压强和喷管喉部截面 积并规定发动机工作高度后，选择多大 的喷管面积比，才能获得最大的推力？
FFNFW 二战后期，德国研制成第一枚使用 液体火箭发动机的弹道导弹v-2.以 液氧/酒精为推进剂，采用泵压式 推进剂供应系统。
20世纪50到60年代，液体火箭推进 技术迅速发展，1957年苏联用大型 运载液体火箭发射了世界上第一颗 人造卫星。
70到80年代各国研制具有大推力、可重复使用 的液体火箭发动机，以适应航天活动发展对大 型运载火箭和天地往返运输系统的推进系统需 求。
pe pc
R Tc
C* 1 CD
RTc
流率系数
•
mpc
RTc
At CDpcAt
流率系数反映燃烧产物的热力学性 质，主要由推进剂成分决定。
特征速度
k1
FpcAt
k2k1[1ppcek
]AAet ppceppac
特征速度是 推进剂的性能参数，取决于 燃烧产物的热力学性质。双基推进剂一 般1400m/s，复合推进剂1500-1800m/s
到目前为止，固体火箭发动机已广泛应 用于各种近、远程导弹和航天飞行的任 务，早在六十年代就已经有了“全固体” 的洲际导弹和发射人造卫星的“全固体” 的运载火箭。而在各类战术导弹的推进 动力方面，固体火箭发动机已经占了绝 对优势。
固发应用范围和发展现状
一、作为主动力装置，固体火箭发动机广泛地用于 各种类型火箭导弹的推进
结论：
当
FT Z
•
m ue
时，发动机喷管产生的推
力最大。
当燃烧室压强和喷管喉部截面积一定 时，发动机推力与推力系数成正比， 所以，只有完全膨胀喷管的推力最大， 推力系数也最大。
火箭发动机原理
2013
参考教材
《航空航天推进系统》王春利 北理工出版社 《固体火箭发动机原理》哈尔滨工程大学自印
讲义 《固体火箭发动机原理》董师颜 北理工出版
课程主要内容
航空与航天飞行器概述 火箭发动机基本原理与主要性能参数 固体火箭推进系统 液体火箭推进系统
第一章 航空与航天飞行器概述
三、作为辅助的动力装置，固体火箭发动机也广泛地 用于航空和宇航技术 常用短时间工作的固体火箭发动机使飞行器获得一定 的速度增量来校正轨道或导弹的飞行弹道。也可用来 产生反推力，使飞行器减速着陆。 固体火箭发动机可以用于多级火箭的级间的分离。 在飞机起飞中还采用固体火箭发动机作为起飞助推器， 可以缩短起飞滑跑距离或增加起飞重量。 冲压喷气发动机只有在一定的飞行速度下才能起动工 作。因此，经常采用固体火箭发动机作为起飞助推器， 使其获得必要的飞行速度，以便冲压发动机能独立工 作。
热力学与气体动力学基本关系式
1）比热比
Fra Baidu bibliotek
c p －比热比
c －定压比热容 P
v
J/molK－定容比热容
P
对一定种类气体，比热比是定值
2) 等熵过程方程式
P2 ( 2 ) 常数
或
P1 1
u2 h0 h 2
3）滞止参数
气体从任意状态经可逆、绝热过程将速度 减小至零时状态下的参数称滞止参数
现研制重点是可重复使用、高性能、高可靠性、 无污染、价格低廉的新型推进系统。
液体发动机应用领域：运载火箭、航天飞机、 航天器、战术导弹和战略导弹
第二章 火箭发动机的主要性能参数
第一节 推力
一、定义
火箭发动机推力：发动机工作时作用于 发动机全部表面（内外表面）上的气体 压力的合力。
FN
F W ---燃气对发动机内表面的作用力
火箭推进系统：自身携带能源和工质，不 需要外界大气中的氧作为氧化剂而工作的 喷气推进系统
火箭推进系统的分类
按能源和工质不同分：
液体火箭推进系统
火箭推进系统
化学能火箭推进系统 特种火箭推进系统
固体火箭推进系统 液固混合火箭推进系统 电火箭推进系统 核火箭推进系统
太阳能火箭推进系统
化学能与特种火箭推进系统的不同
一、航空飞行器
1、航空飞行器 在大气层内飞行
2、升空飞行原理 靠空气的静浮力或空气相对运动产 生的 空气动力升空飞行
3、分类
航空飞行器
轻于空气的航空器
重于空气的航空器
气球 汽艇 固定翼航空器：飞机、滑翔
机
旋翼航空器：直升机、旋翼机
二、航天飞行器
1、航天飞行器
在大气层外按天体力学规律飞行
在中、近程火箭、导弹中，包括各种无控火箭、反 坦克导弹、以及地-地、地-空、空-空、空-舰、舰-空 和舰-舰导弹，都采用一级或两级固体火箭发动机。 对于需要两级推力的导弹，可以采用两级发动机： 一是大推力、短时间的起飞发动机；一是小推力、 长时间的续航发动机，也可以采用单室双推力的固 体火箭发动机。
当时欧洲的苏联、德国等国都采用无烟 的双基推进剂，研制和生产了大量的各 种近程野战火箭弹。著名的“喀秋莎” 火箭就是这个时代苏联火箭的典型代表。
在德国，到第二次世界大战前夕，已经 研制了几种多级固体火箭作为远射程的 武器，但还没有来得及大量使用，法西 斯德国就遭到了覆灭。
迄今，双基推进剂的固体火箭发动机仍 然广泛地用于各种近程武器和其它推进 系统上。
•
m[ue0]FNpeAe
---外界大气对发动机外表面的作用力
二、推导推力基本关系式
动量定理
•
FN mue peAe
Fw paAe
•
FmuepepaAe
FN
•
推力基本关系式
m
ue
三、分析推力组成
pepa Ae 动推力，大小取决于燃气质量流率
和喷气速度，是推力的主要组成部分。
pe pa 静推力，是由于喷管出口处燃
P
2
Ma 1
C、马赫数
当 c * 时为临界声速 c*cu ，
c*
2
1c0
M
dv dt
Is
dM dt
5）用马赫数表达的无量纲参数
T 1 1 2 ( )
T0
1
c (1 1 2 ) 12 ( )
c0
1
(1
1
)2
1 1
(
)
0
1
P
(1
1
2
)
1
(
)
P0
1
推进系统分类
按工作原理不同划分为：
火箭发动机
直接反作用推进系统 （喷气推进） 飞行器推进系统
间接反作用推进系统
冲压发动机 涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机
活塞式航空发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮轴发动机 航空电动机
直接反作用推进系统（喷气推进）
火箭推进
喷气推进
冲压发动机 通管推进 涡轮风扇发动机
涡轮喷气发动机
利用反作用原理为飞行器 提供推力的一种装置
2、分类
推进系统按工作原理分为两大类： 间接反作用类 直接反作用类
举例
间接反作用：
直升机：由于螺旋桨旋转作用在空气， 空气的反作用力产生升力
直接反作用
喷气发动机：发动机燃料燃烧，膨胀燃 气高速向后喷出，发动机得到与燃气喷 出方向相反的推力而向前运动
航空：在大气层内的空间飞行活动。
航天：在大气层外的空间飞行活动。
包括近地空间飞行、行星际空间的航行、飞 往月球或大行星的航行以及飞出太阳系的航 行。
CF
CF0
Ae At
pe pc
pa pc
飞行器：在大气层内或大气层外空间飞 行的器件。包括： 航空飞行器 航天飞行器 火箭和导弹
二、作为主动力装置，固体火箭发动机在宇航中的应 用也不断增加
早在六十年代就有“全固体”的发射人造卫星的运 载火箭，例如“侦察兵”号的四级固体火箭就能将 136公斤重的卫星送入近地点为556公里的轨道。
固体火箭发动机可以达到很高的质量比，有利于减 轻重量，常用来作为空间任务的末级轨道发动机或 卫星运载的远地点发动机。这类发动机在高空工作， 为了减轻重量，往往设计成球形或椭球形燃烧室
大气层外包括：地球近地空间、行星际 空间、恒星际空间等
2、分类
人造地球卫星
科学卫星 应用卫星
无人航天器
空间平台
技术试验卫星
空间探测器
航天器
载人航天器
载人飞船 空间站
pc
载人太空实验室 航天飞机、空天飞机
pa
三、火箭和导弹
1、火箭 指以火箭发动机为动力的飞行器 火箭发动机自身携带推进剂，不依赖于大气中
化学能火箭推进系统： 能源和工质一体
特种火箭推进系统： 能源和工质分开
能源：太阳能、核能、电能 工质：氨、氢、氮、氩、肼等。
化学火箭推进
挤 压 式 液 体 火 箭 发 动 机
化学火箭推进
泵 压 式 液 体 火 箭 发 动 机
化学火箭推进
固
体
火
箭
发
动
机
k1
CF0
k2k1[1
pe pc