火箭发动机专业综合实验(4.1.2)--液体发动机点火技术概览2015

合集下载

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。

火箭发动机专业综合实验(4.2.1)--固体火箭发动机直列式点火技术

• 火箭和导弹固体发动机点火系统安全性设计准则 (GJB2865-1997)
• MIL-STD-1316E （ Fuze Design, Safety 火箭发动机专业实验直列式点火实验 Criteria ）
直列式全电子安全与解除保险装置
27V(Y ）
27V （Y） 5V （ Y ）
EV1 EV2
• 没有机械保险机构，没有机械动作 • 保险功能由全电子安全逻辑电路完成 • 从点火管到传火序列直到目标主装药之间没
有机械隔断（隔板），也没有错位（堵塞火道），位置固定，直列（ in-line ） • 极好的安全性，硼 / 硝酸钾为始发点火药 • 高可靠性和较好的效费比 • 瞬发度高，多点点火同时性好 • 可以实现通用模块化，简化发动机设计
EV3
供电
Clock1
ASIC1
ASIC2
弹载计算机
SW1
SW2
触发编码
动态开动态开关编码关
升点压火电电路路
点火
Clock2
火箭发动机专业实验直列式点火实验
Gnd
HVFB
直列式全电子安全与解除保险装置
火箭发动机专业实验直列式点火实验
脉冲功率装置
高压电源
地
高压采样
功率
监测与泄
开关
火箭发动机专业实验直列式点火实验
罗克夫斯基线圈工作原理
火箭发动机专业实验直列式点火实验
脉冲功率模块与罗式线圈火箭发动机专业实验直列式点火实验
脉冲功率装置测量实验
• 桥箔电压测量
• 泰克 P6015A • ( 变比 1:1000
) • 示波器
火箭发动机专业实验直列式点火实验

液体火箭发动机

液体火箭发动机主要由推力室、涡轮泵、燃气发生器、火药启动器和各种阀门、调节器、管路等组成。推进剂在推力室内的燃烧过程和膨胀过程非常复杂，因此对推力室内工作过程的分析非常困难。另外，在推力室的研制过程中必须解决燃烧的不稳定性问题。拉瓦尔式喷管是推力室的重要组成部分，喷管内型面的设计要在尽可能小的尺寸和结构重量下，使喷管内高温、高压燃气的流动过程接近于理想过程，能量损失最少而效率高。因......
液体火箭发动机
工业产品
01 组成部分
03 工作原理 05 燃烧室
目录
02 分类 04 推力室 06 供应系统
目录
07 控制系统
09 现状及发展趋势
08 主要优缺点
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。
推力室
推力室点火装置
辅助推进系统
选用固体火药点火为第一、二级发动机点火方式。
固体火药点火器通常是装有一个或几个固体推进剂的装药柱，利用电爆管起爆，在发动机启动过程中，在燃烧室和燃气发生器中，有烟火药燃烧产物形成能量很大的火炬，点燃经过头部ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ入燃烧室或燃气发生器的主推进剂混合物。
固体火药点火适合于各种非自燃推进剂的点火；点火可靠；点火装置简单，可选用的火药品种较多；与发动机供应系统无关，对喷注器结构影响小；使用维护方便。
燃烧室
通过燃烧室特征长度得到燃烧室容积，可以以此对燃烧室的形状进行设计。在容积相同的情况下，燃烧室形状可能是多种多样的。现有的液体火箭发动机燃烧室的形状基本为三种形式：球形、接近球形（包括椭圆形和梨形）和圆筒形（圆柱形）。大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是结构和制造简单。由于冶金和工艺水平的发展（高强度耐热钢的出现和钎焊等新工艺的采用），设计合理的圆筒形燃烧室完全能够保证工作的可靠性和高效性。所以，我国也采用圆筒形燃烧室。

液体火箭发动机技术

一种90°双股自击撞击式喷嘴
喷嘴主要分为三类： a) 撞击式 b) 非撞击式 c) 同心套管式
燃料氧化剂
(a) 双股互击式
氧化剂燃料
(b) 三股互击式
燃料氧化剂
(c) 自击式
燃料氧化剂
(d) 淋浴头式
外套管内管
液氧气氢
(e) 同心套管式
4.3 燃烧过程
液体氧化剂与燃料经过喷嘴雾化混合后，进行燃烧，在燃烧室中的燃烧可以分为三个区：喷射雾化区、快速燃烧区和流管燃烧区。
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
固体推进剂火箭发动机的优点 a) 结构简单 b) 使用操作简便、安全 c) 固体推进剂密度大
缺点 a) 比冲低。 b) 推力矢量不易控制。 c) 工作压强高。
液体推进剂分类
单组元液体推进剂双组元液体推进剂
有关推进剂还有：冷气推进剂低温推进剂可贮存推进剂等
燃烧室燃烧区亚声速流动
喷注器
喷射/ 快速的燃烧过程示意图
喷射雾化区，位于最前端，液体雾化成大量的小液滴，快速燃烧区的高温辐射传热给小液滴，小液滴通过对流传热迅速获得热量而蒸发，形成大量富燃和富氧的局部区域。该区域两相共存，只有少量的化学反应，热量大量来自快速燃烧区。
常见液体推进剂
常见液体氧化剂：液氧（）：最常见，易蒸发液氟：比重大，毒性大四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解），硝酸（3，也较少使用）
常见液体燃料：碳氢燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，1，甲液氢（）：清洁燃料，成本高还有肼（N2H4），偏二甲肼（），一甲基肼（）
章液体推进剂火箭发动机
液体推进剂火箭发动机：以液体推进剂为动力来源、通过液体推进剂燃烧产生的燃气高速喷出获得推力的动力装置。

火箭行业火箭发动机性能测试与评估方案

火箭行业火箭发动机功能测试与评估方案第1章火箭发动机概述 (3)1.1 火箭发动机的定义及分类 (3)1.1.1 火箭发动机的定义 (3)1.1.2 火箭发动机的分类 (3)1.2 火箭发动机功能参数 (4)第2章火箭发动机功能测试方法 (4)2.1 火箭发动机功能测试概述 (4)2.2 火箭发动机功能测试的主要参数 (4)2.3 火箭发动机功能测试的技术要求 (4)第3章火箭发动机功能测试设备 (5)3.1 火箭发动机功能测试设备的类型 (5)3.1.1 推力测试设备 (5)3.1.2 燃烧室压力测试设备 (5)3.1.3 燃烧效率测试设备 (5)3.1.4 涡轮泵功能测试设备 (6)3.1.5 控制系统功能测试设备 (6)3.2 火箭发动机功能测试设备的选择 (6)3.2.1 测试需求 (6)3.2.2 测试精度 (6)3.2.3 测试范围 (6)3.2.4 设备可靠性 (6)3.2.5 设备兼容性 (6)3.3 火箭发动机功能测试设备的操作与维护 (6)3.3.1 操作规范 (6)3.3.2 维护保养 (7)第四章火箭发动机功能测试流程 (7)4.1 火箭发动机功能测试前的准备工作 (7)4.1.1 测试计划的制定 (7)4.1.2 测试设备的准备 (7)4.1.3 测试场地的准备 (7)4.1.4 测试人员的培训与分工 (7)4.2 火箭发动机功能测试的实施 (7)4.2.1 测试前的设备检查 (7)4.2.2 测试数据的采集 (7)4.2.3 测试过程的监控与调整 (7)4.2.4 测试数据的保存与备份 (8)4.3 火箭发动机功能测试结果的处理与分析 (8)4.3.1 数据预处理 (8)4.3.2 数据分析 (8)4.3.3 结果评估 (8)4.3.4 问题诊断与改进建议 (8)第五章火箭发动机功能评估方法 (8)5.1 火箭发动机功能评估概述 (8)5.2 火箭发动机功能评估指标体系 (8)5.2.1 指标体系构建原则 (8)5.2.2 指标体系内容 (9)5.3 火箭发动机功能评估模型与方法 (9)5.3.1 评估模型 (9)5.3.2 评估方法 (9)第6章火箭发动机功能评估流程 (10)6.1 火箭发动机功能评估前的准备工作 (10)6.1.1 确定评估目标与指标 (10)6.1.2 收集与整理相关数据 (10)6.1.3 制定评估方案 (10)6.1.4 准备评估工具与设备 (10)6.2 火箭发动机功能评估的实施 (10)6.2.1 功能测试 (10)6.2.2 数据采集与处理 (10)6.2.3 功能评估 (11)6.3 火箭发动机功能评估结果的分析与应用 (11)6.3.1 分析评估结果 (11)6.3.2 应用评估结果 (11)6.3.3 持续改进 (11)第7章火箭发动机功能测试与评估的数据处理 (11)7.1 火箭发动机功能测试数据的采集与整理 (11)7.1.1 数据采集 (11)7.1.2 数据整理 (11)7.2 火箭发动机功能测试数据的处理与分析 (12)7.2.1 数据处理 (12)7.2.2 数据分析 (12)7.3 火箭发动机功能评估数据的处理与分析 (12)7.3.1 数据处理 (12)7.3.2 数据分析 (12)第8章火箭发动机功能测试与评估的不确定度分析 (13)8.1 火箭发动机功能测试与评估的不确定度来源 (13)8.1.1 测试设备与仪器的不确定度 (13)8.1.2 测试方法与操作过程的不确定度 (13)8.1.3 数据处理与分析的不确定度 (13)8.2 火箭发动机功能测试与评估的不确定度评估方法 (13)8.2.1 不确定度的分类与表示 (13)8.2.2 不确定度的评估方法 (13)8.2.3 不确定度的合成与传递 (13)8.3 火箭发动机功能测试与评估的不确定度控制 (14)8.3.1 提高测试设备与仪器的精度和稳定性 (14)8.3.2 优化测试方法与操作过程 (14)8.3.3 改进数据处理与分析方法 (14)8.3.4 加强不确定度评估与控制 (14)第9章火箭发动机功能测试与评估的案例分析 (14)9.1 典型火箭发动机功能测试与评估案例 (14)9.2 案例分析的方法与步骤 (15)9.3 案例分析的启示与建议 (15)第十章火箭发动机功能测试与评估的发展趋势 (16)10.1 火箭发动机功能测试与评估技术的现状 (16)10.2 火箭发动机功能测试与评估技术的发展趋势 (16)10.3 火箭发动机功能测试与评估技术的应用前景 (17)第1章火箭发动机概述1.1 火箭发动机的定义及分类1.1.1 火箭发动机的定义火箭发动机是一种利用推进剂在燃烧室内燃烧产生的高温、高压气体，通过喷管加速喷射，产生反作用力推动火箭前进的装置。

火箭发动机专业综合实验课程简介

火箭发动机专业综合实验课程简介课程目标从知识与技能的角度来讲，本课程的教学目标如下：（1）巩固和加深对专业理论知识的理解，掌握主要部件的工作特性；（2）学习火箭发动机的实验理论和实验方法，了解实验系统构成和实验设备；（3）通过具体实验过程，提高动手操作能力，掌握基本的实验技能，包括实验方案设计、系统调试、实验操作规程、实验现象观察以及数据处理等；（4）了解火箭发动机实验研究的发展动态，经过动手实践，熟悉先进的实验方法，具备初步的科研实验能力。

从素质与心理角度来讲，本课程的教学目标如下：在认知上，加深学生对专业理论知识和实验理论知识的记忆与理解（识记、领会层面）；正确地使用各项实验技能，设计合理的实验方案（运用层面）；分析实验现象，处理实验数据，提炼实验结论（分析层面）；根据研究目的，综合自身的理论知识和实验能力，实施一项完整的研究型实验过程（综合层面）；评估实验结果的正确性，评价实验本身的科学性与合理性（评价）。

在情感上，引导学生密切关注各种实验现象，加深直观感受（注意层面）；充分利用火箭发动机专业教学实验中声学、光学、电磁、气动等现象丰富这一优势，激发学生的实验积极性（反应层面）；培养学生科学规范的实验习惯和客观严谨的实验态度（价值评价层面）；让学生深刻体会到本课程与其未来职业发展的关联性，激发学生的职业性学习动机，培养创新意识（价值观组织层面）；促进学生培养务真求实的工作作风，培养紧密协同的团队意识，培养甘于奉献的职业精神（品格层面）。

在动作技能上，培养学生的动手操作能力，掌握典型设备的基本操作方法，能进行安装、调试与测量，熟练掌握各项应急处理措施。

课程性质与定位“火箭发动机专业综合实验”是北京航空航天大学飞行器动力工程（航天）专业的三大主干专业课程之一；是专业培养过程中的重要实践教育环节。

本课程是一门要求学生运用专业理论知识来分析、解决具体实践问题的课程。

课程以实验为载体，定位于各种联系的“桥梁”——即专业基础理论理解与综合运用的桥梁、专业人才培养与学生职业发展的桥梁。

火箭发动机技术的创新与研发 (2)

03 火箭发动机研发进展
液体火箭发动机研发进展
液体火箭发动机具有较高的推进效率和可重复使用性，是目前航天领域的主流发动机。
研发进展包括提高推进剂燃烧效率、降低推进剂成本、优化发动机结构和材料等。
液体火箭发动机的研发还涉及到推进剂的储存和运输安全问题，需要解决相关技术难题。
固体火箭发动机研发进展
环境与安全性挑战
排放控制
减少火箭发动机的排放是环境保护的迫切需求。
安全性能
确保火箭发动机在极端条件下的安全性能是至关重要的。
解决方案与未来展望
01
02
03
04
材料科学进展
利用新型材料和复合材料提高火箭发动机的性能和耐久性。
推进剂研究
开发更高效、环保的推进剂，降低对环境的负面影响。
经济性优化
可重复使用火箭技术
回收与再利用
研究火箭助推器和芯级的回收技术，实现助推器和芯级的重复使用。
降低成本
通过可重复使用火箭技术，降低航天发射成本，提高商业竞争力。
绿色环保火箭技术
环保推进剂
开发绿色环保的推进剂，减少对环境的污染和碳排放。
余热利用
研究余热利用技术，将火箭发动机余热转化为其他能源形式，提高能源利用效率。
高效燃烧技术
研究和发展高效燃烧技术，降低燃烧产物的排放和污染。
火箭残骸精确回收
研究和实施火箭残骸的精确回收技术，减少对地面和海洋环境的危害。
THANKS
可重复使用火箭技术的未来发展
火箭回收技术
研究和发展火箭助推器和整流罩的回收技术，实现重复使用。
发动机健康监测与维护
建立发动机健康监测系统，实现发动机在轨维护和修复。

火箭发动机工作原理

火箭发动机工作原理火箭发动机是一种利用燃烧产生的气体喷射来产生推力的装置，它是航天技术中最重要的组成部分之一。

火箭发动机的工作原理主要包括燃烧和喷射两个过程。

下面将详细介绍火箭发动机的工作原理。

一、燃烧过程火箭发动机的燃烧过程是指燃料和氧化剂的混合燃烧产生大量高温气体的过程。

火箭发动机中常用的燃料有液体燃料和固体燃料两种。

1. 液体燃料液体燃料是指通过喷射系统将燃料和氧化剂以液体的形式混合，然后喷射到燃烧室进行燃烧的燃料。

液体燃料通常由燃料和氧化剂两个部分组成，两者在一定比例下混合，通过喷嘴喷射到燃烧室，在高温下发生剧烈的化学反应，产生大量的热能。

2. 固体燃料固体燃料是将燃料和氧化剂混合后经过固化加工形成固体燃料块。

当点火引信点燃固体燃料时，固体燃料开始燃烧。

固体燃料的燃烧速度由固体燃料的性质和结构决定，瞬间释放出大量的热能。

二、喷射过程喷射过程是指利用由燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴的喷射，产生反作用力从而推动火箭前进的过程。

根据喷嘴的类型不同，喷射过程可以分为喷管喷射和喷嘴喷射。

1. 喷管喷射喷管喷射是最早使用的喷射方式，它利用喷管的喷射原理产生推力。

当高温高压气体通过喷管的喷嘴时，由于喷嘴通道的收缩和扩张，气体的速度和压力都会发生变化。

根据贝努利定律，当气体通过收缩的喷嘴时，气体的速度增大、压力减小，从而产生向后的推力。

2. 喷嘴喷射喷嘴喷射也称为喷嘴反作用推进原理，是现代火箭发动机常用的喷射方式。

喷嘴的构造是其核心，喷嘴通道内部形状曲线平滑，使高温高压气体通过喷嘴时加速扩张，速度迅速增大，压力迅速降低。

根据牛顿第三定律，气体向后喷射速度越高，推力越大。

三、工作原理总结火箭发动机的工作原理可以归纳为：燃烧产生的气体喷射产生反作用力，推动火箭前进。

火箭发动机通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，然后利用喷嘴的喷射原理，产生的气体喷射，产生反作用力，从而推动火箭前进。

整个过程需要精确的控制火箭发动机的燃烧速率、喷射速度等参数，以确保火箭的安全运行。

航空航天液体火箭发动机燃烧特性研究

航空航天液体火箭发动机燃烧特性研究引言：航空航天领域的液体火箭发动机被广泛应用于卫星发射、太空探测和载人航天任务中。

液体火箭发动机的燃烧特性是其性能和可靠性的重要因素之一。

本文旨在探讨航空航天液体火箭发动机的燃烧特性，包括燃烧过程、燃烧室设计和燃烧效率等方面。

一、燃烧过程航空航天液体火箭发动机的燃烧过程是指在燃烧室中燃料与氧化剂的混合和燃烧过程。

燃料和氧化剂在燃烧室中通过喷嘴喷射并混合之后，被点火引燃，产生剧烈的燃烧反应。

燃料的燃烧产生高温高压的燃气，通过喷嘴排放，并产生推力。

燃烧过程受多种因素的影响，如燃料和氧化剂的供给方式、燃料与氧化剂的比例、燃烧室的结构和喷嘴的设计等。

燃料和氧化剂的供给方式应保证燃料和氧化剂的均匀混合和稳定供给，以优化燃烧效果。

燃料与氧化剂的比例需要根据燃料和氧化剂的性质和需求来确定，以保证最佳的燃烧效率和推力。

燃烧室的结构和喷嘴的设计应考虑燃气的流动、压力和温度等因素，以提供适当的燃烧空间和喷射速度。

二、燃烧室设计航空航天液体火箭发动机的燃烧室设计是确保燃料和氧化剂的有效燃烧的关键因素之一。

燃烧室的设计应考虑燃烧过程中的热力学和流体力学特性。

燃烧室的热力学特性包括燃料和氧化剂的燃烧温度、压力和化学反应。

燃烧室的结构和材料应能够承受高温高压的燃气，并保持结构的稳定性和密封性。

燃烧室的壁面应具有良好的热传导性，以便快速散热，防止过热和损坏。

燃烧室的流体力学特性包括燃气的流动和压力分布。

燃气在燃烧室内流动时会产生湍流和旋涡，这些流动特性会影响燃烧室的燃烧效果和推力。

因此，燃烧室的形状和尺寸应考虑燃气的流动特性，以促进燃烧过程的稳定和高效率。

三、燃烧效率航空航天液体火箭发动机的燃烧效率是指单位燃料的能量转化为推力的比例。

提高燃烧效率可以增加推力，减少燃料消耗，提高火箭的有效载荷能力和经济性。

提高燃烧效率的方法包括提高燃料和氧化剂的混合均匀度、增加燃烧温度和燃烧压力、改进燃烧室形状和喷嘴设计等。

火箭发动机试验与技术

5) 激光等离子体微推进器体积小、结构简单, 容易满足微卫星对推进器的重量要求
三激光等离子体微推进基础理论
激光微推进技术属于激光推进技术中“烧蚀模式”的一种，利用激光与物质相互作用机理进行工作的，以激光器作为能源。从激光器中发出来的光, 经光学元件聚焦后, 照射到推进剂表面, 发生烧蚀, 喷出高温高压的气体或固体颗粒 ,这种气体或固体颗粒的反冲使飞行器获得冲力。激光微推进与其它激光烧蚀推进方式相比，最本质的区别在于: 整个物理过程发生在微小尺度上。这里所谓 “微小尺度” 是指: 激光聚焦光斑尺寸小( 10 μ m 量级) ，靶材厚度薄( 100 μ m 量级) 、单脉冲烧蚀质量小( μ g 量级) 、单脉冲冲量小( 最小冲量比特可以达到 nN·s 量级) 。激光微推进的工作原理是烧蚀推进. 由于半导体激光管功率小( W 量级) , 光束发散角大, 需要特殊设计的微光路将其聚焦至直径 100μ m 以下的光斑, 功率密度达到 104 W/ cm2 量级以上, 才能烧蚀聚合物一类的工质, 产生微推力。影响激光等离子体推进的主要因素包括激光器的参数和靶材的属性，根据激光器与工质靶的性能与状态的不同，总结目前相关研究和报道，可以将激光微推进的工作模式从如下几个角度进行区分: 1. 由激光器和靶材相对位置不同可分为透射式和反射式反射式光束成 45 度聚焦于靶材表面, 产生垂直于靶面的喷射羽流和推力, ，物质的喷射与激光器组件在靶同侧，缺点是羽流可能污染镜头; 透射式聚焦光束透过一层透明膜后烧蚀工质层, 喷射羽流方向与激光入射方向一致, 相隔一层透明膜,，物质的喷射与激光器组件在靶的异侧，不会污染光学系统, 但能量有一定损失。透射式和反射式示意如图 1
激光推进性能发生变化。这种靶材结构上的变化对激光推进性能的影响，是靶特性的研究热点之一。通常有两种靶材结构的设计方式: 坑状约束和层状约束。采用不同的约束，推力性能和冲量耦合不相同，相比于没有约束的情况，冲量耦合均有了很大的提高。

“火箭发动机专业综合实验”课程学习指导

“火箭发动机专业综合实验”课程学习指导火箭发动机专业综合实验是一门以实验项目为核心的实践课程，在课程学习时，需要重视动手能力的锻炼与培养，还需要学习掌握各种实验方法。

此外，本门课程是建立在宇航推进专业的知识理论与实验理论体系之上，因此，相关的理论知识学习也是完成本课程的基础。

课程的实验项目安排是遵循着从“基础操作实验——参与引导实验——综合演示实验——自主研究实验”的递进路线，同学们在实验项目中的独立性与自主性会越来越高，指导老师在实验过程中的参与和干涉将会越来越少，因此，要求各位同学在进入自主研究实验之前，要一步步完成“具备实验操作技能——理解实验理论——熟悉实验设备——掌握实验方法”的进阶，最终实现“设计实验方案、实施实验过程、完成实验分析”的自主实验研究能力。

学习建议：1.针对不同类型的实验来侧重不同能力的培养，做到重点突出。

2.重视预习。

《实验指导书》是本课程的实验教材，同学们要在实验前提前预习将要开展的实验内容。

通过预习，要达到理解实验原理、初步了解实验设备、熟悉实验内容与步骤的效果。

充分的预习是实验顺利实施的保障。

3.积极主动的参与到实验过程。

无论是哪一种类型的实验，都需要同学们在实验过程中有一个积极主动的态度。

越积极，收获越多；越主动，提高越大。

各个实验项目的内容和重点不一，所以不好统一要求，但是如下三个基本点是需要同学们努力做到的：(1)主动认知实验设备。

实验设备是实验过程的载体，是实验研究的基本工具。

只有正确熟练地使用实验设备，才能完成实验内容，实现实验目标。

(2)关注实验细节。

实验过程是一项随机过程，即便是严格按照实验参数与规程，也可能出现不同的实验现象与数据，因此，需要同学们对实验细节能够多多关注，细小的差别就会牵引出新的问题，科学研究的进展也很多是基于此。

(3)注意实验数据的完整性。

实验过程的目的就是要获取实验数据，通过一定的分析处理，来证明某个定理、说明某项趋势、达到某类指标，从而实现实验目的。

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。

试验用液体火箭发动机设计说明书

圆筒段燃气温度
燃气多变指数
燃气定压比热容
燃气粘度
燃气普朗特数
2.3.1.2.计算燃气与内壁面的对流换热密度
圆筒段横截面积
喷管喉部过渡半径
假设内壁温度：
利用巴兹法计算燃气与内壁面的对流换热系数
根据，查表得到考虑附面层内燃气性能变化的修正系数
燃气与内壁面的对流换热系数
燃气与内壁面的对流换热密度
2.3.1.3.计算燃气与内壁面的辐射热流密度
喷管扩张段与喉部截面之间可以用半径的圆弧过渡，一般取，取
根据燃烧产物的多变指数，及，查表得喷管扩张比
则锥形喷管的长度为
，圆整取
使用锥形扩张段的推力室型面如下图所示
2.2.推力室头部设计
采用直流环缝式喷嘴，燃料采用切向式离心喷嘴，氧化剂采用直流式喷嘴；排布方式：中间1个喷嘴，外圈均布6个喷嘴，燃料和氧化剂喷嘴数量为
根据查得气体对整个壁面辐射的平均射线长
水蒸气分压
二氧化碳分压
计算得到
查图得水蒸气发射率，指数关系，则水蒸气的实际发射率为
查图得二氧化碳发射率，则总的发射率为
壁面发射率一般取为，则实际有效壁面发射率为
由于壁面温度较低，故壁面对燃气的辐射可以忽略，因此燃气辐射热流密度为
2.3.1.4.计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量
冷却剂雷诺数
冷却剂普朗特数
冷却剂努塞尔数
冷却剂和外壁面的对流换热系数
外壁面温度
内壁面温度
由计算结果可知，推力室圆筒段内壁面温度与假定的温度差别不大，误差仅为，可以不进行重新迭代计算。铜合金在的温度范围内不会失效，符合冷却要求。
3.发动机性能计算
3.1.1.根据喷嘴结构计算混合比

液体火箭发动机技术概要

现代推进原理与进展
两式相除，得
oxVox sin ox m fuVfu sin fu m tan oxVox cos ox m fuVfu cos fu m
0 时，往往具有良好的性能（如流动总压损失最小），则
oxVox sin ox m fuVfu sin fu m
涡轮组件
氧化剂泵燃气涡轮
燃料泵
阀门
燃气发生器
推力室换热器涡轮排气喷管
图2 大型液体推进剂火箭发动机结构原理图
第四章液体推进剂火箭发动机
现代推进原理与进展
b）贮箱（propellant
tanks）：包括氧化剂贮箱、燃料贮箱和
高压气瓶贮箱材料：形状：布局：气垫：残余推进剂：液体推进剂的晃动与涡旋：无重力飞行：
x
喷嘴夹角示意图
根据动量守恒，撞击前后的守恒关系式为
oxVox cos ox m fuVfu cos fu m V cos m oxVox sin ox m fuVfu sin fu m V sin m
— x方向 — y方向
第四章液体推进剂火箭发动机
可贮存推进剂等
第四章液体推进剂火箭发动机
现代推进原理与进展
常见液体推进剂
常见液体氧化剂：液氧（LO）：最常见，易蒸发液氟：比重大，毒性大四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解），硝酸（HNO3，也较少使用）常见液体燃料：碳氢燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，RP-1，甲烷等烃类）液氢（LH）：清洁燃料，成本高还有肼（N2H4），偏二甲肼（UDMH），一甲基肼（MMH）等

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
蔡国飙;刘世俭;张振鹏
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】1999(20)2
【摘要】在大量文献研究的基础上，概括介绍了目前液体火箭发动机方面的典型实验室和典型实验及几种用于液体火箭发动机喷雾、燃烧和流动测量的先进仪器。

为开展新一代液体火箭发动机的实验研究和设计提供参考。

【总页数】5页(P108-112)
【关键词】液体火箭发动机;试车台;发动机试验;测量仪表
【作者】蔡国飙;刘世俭;张振鹏
【作者单位】北京航空航天大学宇航学院
【正文语种】中文
【中图分类】V434.3
【相关文献】
1.液体火箭发动机典型故障类型及将来的传感器检测策略 [J], 谭松林;陈祖奎
2.抓好典型工作促进两个文明建设协调发展--山东典型工作的基本做法和经验概述[J], 刘相
3.安全处理实验室液体废物——Symline系统助实验室安全收集与有效存放液体垃圾 [J], Michael Schafel;
4.实验室内部审核典型问题及其对策 [J], 李伟明
5.保温装饰一体板实验室检测的典型质量问题分析 [J], 曲军辉;江威;赵矗;李振宇;徐长春;于跃洋
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。