火箭发动机课件
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初中物理《火箭》(共20张) PPT课件 图文
25、没什么好抱怨的，今天的每一步，都是在为之前的每一次选择买单。每做一件事，都要想一想，日后打脸的时候疼不疼。 26、运气是努力的附属品。没有经过实力的原始积累，给你运气你也抓不住。上天给予每个人的都一样，但每个人的准备却不一样。不要羡 慕那些总能撞大运的人，你必须很努力，才能遇上好运气。
谢谢！ 学妹给我打电话，说她又换工作了，这次是销售。电话里，她絮絮叨叨说着一年多来工作上的不如意，她说工作一点都不开心，找不到半点成就感。 末了，她问我：学姐，为什么想 找一份 自己热 爱的工 作这么 难呢？ 我问她上一份工作干了多久，她 说不到 三个月 ，做的 还是行 政助理 的工作 ，工作 内容枯 燥乏味 不说， 还特别 容易得 罪人， 实在不 是自己 的理想 型。 我又问了她前几份工作辞职的原 因，结 果都是 大同小 异，不 是因为 工作乏 味，就 是同事 不好相 处，再 者就是 薪水太 低，发 展前景 堪忧。 粗略估计，这姑娘毕业不到一年 ，工作 却已经 换了四 五份， 还跨了 三个行 业。 但即使如此频繁的跳槽，她也仍 然没有 找不到 自己满 意的工 作。 2 我问她，心目中理想型的工作是 什么样 子的。 她说， 姐，你 知道苏 明玉吗 ？就是 《都挺 好》电 视剧里 的女老 大，我 就喜欢 她样子 的工作 ，有挑 战有成 就感， 有钱有 权，生 活自由 ，如果 给我那 样的工 作，我 会投入 我全部 的热情 。 听她说完，我尴尬的笑了笑。 其实每一个人都向往这样的成功 ，但这 姑娘却 本末倒 置了， 并不是 有了钱 有了权 有了成 就以后 才全力 以赴的 工作， 而是全 力以赴 工作， 投入了 自己的 全部以 后，才 有了地 位名望 钱财。 你要先投入，才会有收获，当你 真正投 入做一 件事后 ，会明 白两件 事：首 先你会 明白， 把一件 事认认 真真做 好，所 获得的 收益远 大于同
谢谢！ 学妹给我打电话，说她又换工作了，这次是销售。电话里，她絮絮叨叨说着一年多来工作上的不如意，她说工作一点都不开心，找不到半点成就感。 末了，她问我：学姐，为什么想 找一份 自己热 爱的工 作这么 难呢？ 我问她上一份工作干了多久，她 说不到 三个月 ，做的 还是行 政助理 的工作 ，工作 内容枯 燥乏味 不说， 还特别 容易得 罪人， 实在不 是自己 的理想 型。 我又问了她前几份工作辞职的原 因，结 果都是 大同小 异，不 是因为 工作乏 味，就 是同事 不好相 处，再 者就是 薪水太 低，发 展前景 堪忧。 粗略估计，这姑娘毕业不到一年 ，工作 却已经 换了四 五份， 还跨了 三个行 业。 但即使如此频繁的跳槽，她也仍 然没有 找不到 自己满 意的工 作。 2 我问她，心目中理想型的工作是 什么样 子的。 她说， 姐，你 知道苏 明玉吗 ？就是 《都挺 好》电 视剧里 的女老 大，我 就喜欢 她样子 的工作 ，有挑 战有成 就感， 有钱有 权，生 活自由 ，如果 给我那 样的工 作，我 会投入 我全部 的热情 。 听她说完，我尴尬的笑了笑。 其实每一个人都向往这样的成功 ，但这 姑娘却 本末倒 置了， 并不是 有了钱 有了权 有了成 就以后 才全力 以赴的 工作， 而是全 力以赴 工作， 投入了 自己的 全部以 后，才 有了地 位名望 钱财。 你要先投入，才会有收获，当你 真正投 入做一 件事后 ，会明 白两件 事：首 先你会 明白， 把一件 事认认 真真做 好，所 获得的 收益远 大于同
火箭发动机
火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机
同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。
所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。
这是任何空气喷气发动机都做不到的。
发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。
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柱。
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，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。
《火箭》机械能、内能及其转化-北师大九年级物理上册PPT课件
起来的三级火箭, 可以把1600公斤的有效载荷直接送 入地球同步转移轨道。 长征三号充分继承了已有长征火箭的成熟技术, 它的一、 二级发动机采用 长征二号丙的一、二级发动机, 三级则采 用世界上最先进的液氢/液氧发动机。长征三号是我国 首次 使用液氢/液氧发动机的火箭。为了解决液氢/液氧发动机的 高空二次启动等技术难题, 负责 火箭设计的中国运载火箭 技术研究院在正式发射前进行了。
本课小结
通过本节课, 你学到了什么?
3、液体火箭的主要组成: 燃料箱 氧化剂箱 输送装置 燃烧室 尾部喷口 4、现代火箭的特点:功率巨大。 5、火箭中能量的转化:燃料的化学能燃烧时转化为 内能, 推动火箭做功时, 把内能转化为机械能。
三、液体燃料火箭
输送系统按时按量地把燃料 和氧化剂输送到燃烧室中, 最 初用电火花点燃, 产生高温、 高压气体, 随后进入燃烧室内 的燃料和氧化剂, 由于燃烧室 内的温度已高, 从而可以自行 燃烧。燃烧产生的气体已很大的 速度从喷口喷出, 同时对火箭 产生很大的反冲推力, 使火箭 前进。
四、现代火箭的特点
二、喷气式发动机的分类
喷气式发动机分为空气喷气发动机和 火箭喷气发动机。前者只携带燃料, 它需 要利用外界空气来助燃, 飞行高度受一定 限制。后者本身带有燃料和氧化剂, 不需 要依靠外界空气来助燃, 因此, 飞行高 度不受限制。
三、液体燃料火箭
现代的火箭使用 的燃料多为液体燃料。 液体燃料火箭主要由 燃料箱、氧化剂箱、 输送装置、燃烧室和 尾部喷口组成。
学习目标
了解火箭的工作原理和构造
新知探究
一、火箭的原理
火箭使用的是喷气式发动机。它的燃料在燃 烧室内燃烧后产生高温、高压的气体, 这种气体 从尾部以极高的速度喷出, 同时产生很大的反作 用力推动机身向前运动。由于它不需要像活塞、 曲轴那样的传动装置, 从而减少了能量的损失, 大大的提高了机身的飞行速度。
本课小结
通过本节课, 你学到了什么?
3、液体火箭的主要组成: 燃料箱 氧化剂箱 输送装置 燃烧室 尾部喷口 4、现代火箭的特点:功率巨大。 5、火箭中能量的转化:燃料的化学能燃烧时转化为 内能, 推动火箭做功时, 把内能转化为机械能。
三、液体燃料火箭
输送系统按时按量地把燃料 和氧化剂输送到燃烧室中, 最 初用电火花点燃, 产生高温、 高压气体, 随后进入燃烧室内 的燃料和氧化剂, 由于燃烧室 内的温度已高, 从而可以自行 燃烧。燃烧产生的气体已很大的 速度从喷口喷出, 同时对火箭 产生很大的反冲推力, 使火箭 前进。
四、现代火箭的特点
二、喷气式发动机的分类
喷气式发动机分为空气喷气发动机和 火箭喷气发动机。前者只携带燃料, 它需 要利用外界空气来助燃, 飞行高度受一定 限制。后者本身带有燃料和氧化剂, 不需 要依靠外界空气来助燃, 因此, 飞行高 度不受限制。
三、液体燃料火箭
现代的火箭使用 的燃料多为液体燃料。 液体燃料火箭主要由 燃料箱、氧化剂箱、 输送装置、燃烧室和 尾部喷口组成。
学习目标
了解火箭的工作原理和构造
新知探究
一、火箭的原理
火箭使用的是喷气式发动机。它的燃料在燃 烧室内燃烧后产生高温、高压的气体, 这种气体 从尾部以极高的速度喷出, 同时产生很大的反作 用力推动机身向前运动。由于它不需要像活塞、 曲轴那样的传动装置, 从而减少了能量的损失, 大大的提高了机身的飞行速度。
航天推进理论基础-第五章 固体火箭发动机
( 有限差量表示）
且假设n不随初温而变化，则有：
ln r ln a n ln p
p
ln r
Ti
p
d ln a dTi
48
p
1
r
r Ti
p
ln r
Ti
p
ln r2 T2
ln T1
r1
P
( 有限差量表示）
p
ln r
Ti
p
d ln a dTi
燃速的温度敏感系数也就 是在压强不变的条件下，初温
25
含铝AP复合推进剂燃烧过程示意图
26
AP复合推进剂燃烧区中的主要反应过程有： ① AP的吸热分解和爆燃
• 低温分解阶段： 高温分解阶段：
• 分解产物在气相中的爆燃阶段。
27
② 高分子粘结剂的热解
粘结剂大都是高分子聚合物，不能单独爆燃，只是受热温度升 高以后进行热解，其热解为推进剂的燃烧提供可燃气体或固态的碳 （积聚在燃烧表面 ）。
燃烧时间变化的稳态燃烧。
8
5.2.1 燃烧的基本要求 1. 要求燃烧稳定 2. 要求有尽可能高的燃烧效率 3. 要求燃烧过程按照设计的要求，以预定的 速度生成燃烧产物
9
5.2.2 燃烧过程的研究
燃烧过程的特点
燃烧过程复杂 燃烧反应的速度快、温度高、燃烧反应区窄
燃烧过程的影响因素多
燃烧过程的研究方法
第五章 固体火箭发动机
5.1 固体火箭发动机的基本组成和工作原理 5.2 固体火箭发动机中的稳定燃烧 5.3 固体推进剂的燃速特性 5.4 固体火箭发动机中的不稳定燃烧。 5.5 固体火箭发动机内弹道性能预示 5.6 固体推进剂装药结构等发动机参数与
发动机内弹道性能的关系
航空发动机PPT课件
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
功率重量比——
发动机提供的功率和发动机重量之比（kW/kg）
燃料消耗率(耗油率)——
衡量发动机经济性的指标，产生1kW功率在每小时 所消耗的燃料的质量（kg/kW h)
2020/2/19
活塞式航空发动8 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
3.3 空气喷气发动机
气 球
平衡状态 反作用力 作用力
自动旋转喷灌器 喷嘴喷出高压水流的反作用力
燃烧剂 ——
液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
火箭发5动0 机
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大，能反复起动 推力大小较易控制，工作时间长 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存，作战使用性能差
星形发动机
直立式发动机
V形发动机
2020/2/19
活塞式航空发动6 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
活塞8发动机 双排14缸星形气冷发动机
2020/2/19
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
功率重量比——
发动机提供的功率和发动机重量之比（kW/kg）
燃料消耗率(耗油率)——
衡量发动机经济性的指标，产生1kW功率在每小时 所消耗的燃料的质量（kg/kW h)
2020/2/19
活塞式航空发动8 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
3.3 空气喷气发动机
气 球
平衡状态 反作用力 作用力
自动旋转喷灌器 喷嘴喷出高压水流的反作用力
燃烧剂 ——
液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
火箭发5动0 机
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大，能反复起动 推力大小较易控制，工作时间长 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存，作战使用性能差
星形发动机
直立式发动机
V形发动机
2020/2/19
活塞式航空发动6 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
活塞8发动机 双排14缸星形气冷发动机
2020/2/19
固体火箭发动机结构
尾翼式火箭弹燃烧室壳体壁厚计算
计算假设：
➢忽略外部大气压强 ➢忽略切向惯性力、摆动惯性力以及空气动力和力矩 ➢忽略燃烧室壳体两端轴向力的差异，认为两端拉力相等 ➢壳体为内壁受均布压力的密封容器
尾翼式火箭弹燃烧室壳体壁厚计算
（a）按厚壁圆筒
应力分布：t
ri2pm re2 ri2
1
re2 r2
r
形状如图所示
厚度计算公式：
pm Dim
4 pm m
m——椭圆比
经验公式：
pm Di
2 pm
K
k——形状系数
当2时，连接底和燃烧室等强度
m a/bR /b k m2 2 b
2.碟形：组成：球冠+过渡圆弧+圆柱
形状如图所示 碟形与椭球形等强度的条件：
R
m2
两者之间的参数关系：
sin0
2m1
种类及特性
1）金属：（a）优质碳素钢 （b）合金结构钢 （c）高强度铝合金
种类及特性
2）复合材料：各种异性材料 基本材料：玻璃纤维 碳纤维、硼纤维 粘接材料：环氧树脂
（3）燃烧室壳体壁厚计算 主要任务
➢按强度要求确定燃烧室壁的厚度 ➢根据燃烧室壁厚作强度校核 燃烧室载荷分析 ➢燃气压力 ➢旋转时离心惯性力 ➢运输时振动冲击力 ➢弹道上运动的惯性力
m12 1
H1 b
R R 0m 12 11 2m1m121
碟形连接底壁厚，按椭球形设计
设计方法：先按椭球形设计，求得m、H、
然后用上三式确定
0
、R
、R 0
PR
5.1.3 燃烧室内壁的隔热与防护
内绝热层一般有两种类型：
1）对装药自由装填式的发动机由于燃气直接与燃烧室壳 体内壁接触，因此要涂耐热绝热层；
固体火箭发动机学习资料
射外，还要减少烟雾排放。 烟雾实质是悬浮于气体或空气中的凝聚态（液 态或固
态）物质。推进剂燃烧后烟雾的来源是固体推进 剂中金属
铝粉的燃烧产物Al2O3,以及作为推进剂的燃烧催 化剂和稳
定2020剂/5/15的金属(铅、铜、铁、锡、铬等)化合物的燃
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
装药的主要任务是在燃烧室外形尺寸 及质量 限定的条件下，进行药型、包覆及药柱的 结构完 整性分析，使推进剂按预期的规律燃烧， 以满足 内弹道性能的要求。
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第二节 推进剂选择
• 减少雷达波衰减采取的措施 增加推进剂的氧化剂和燃烧剂之比，也 可以
通过减少金属含量来提高该比值，但这样 会降低
比冲； 向推进剂中加入电子清除剂附加物，即 在配
方中加入电子捕捉剂； 2020/5/1调5 整配方，使燃烧室和喷管出口温度降
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
2020/5/15
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
助推器装药
助推器具有推力大，工作时间短的特点，为满足这些 要求，一般采用侧燃装药。
两种药型方案： 一是采用薄肉厚、大燃面的药型。如树枝型和车轮型 装药。这种药型要求用高能量、中等燃速的推进剂，如压 伸或浇铸双基类自由装填药柱； 二是采用大肉厚药型、贴壁浇铸装药。具有装填系数 较大的特点，但对推进剂的燃速提出了较高的要求。装药 裂纹及包覆层的脱粘问题是应着重解决的技术问题。
导弹发动机多媒体教学课件
第二节 推进剂选择
• 聚氨酯推进剂 主要是以聚氨酯弹性体为基体，在其中 分散
有一定力度的无机氧化剂盐、铝粉和其它 附加成
态）物质。推进剂燃烧后烟雾的来源是固体推进 剂中金属
铝粉的燃烧产物Al2O3,以及作为推进剂的燃烧催 化剂和稳
定2020剂/5/15的金属(铅、铜、铁、锡、铬等)化合物的燃
导弹发动机多媒体教学课件
第三节 装药
装药的主要任务是在燃烧室外形尺寸 及质量 限定的条件下，进行药型、包覆及药柱的 结构完 整性分析，使推进剂按预期的规律燃烧， 以满足 内弹道性能的要求。
2020/5/15
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第二节 推进剂选择
• 减少雷达波衰减采取的措施 增加推进剂的氧化剂和燃烧剂之比，也 可以
通过减少金属含量来提高该比值，但这样 会降低
比冲； 向推进剂中加入电子清除剂附加物，即 在配
方中加入电子捕捉剂； 2020/5/1调5 整配方，使燃烧室和喷管出口温度降
2020/5/15
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第三节 装药
2020/5/15
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第三节 装药
助推器装药
助推器具有推力大，工作时间短的特点，为满足这些 要求，一般采用侧燃装药。
两种药型方案： 一是采用薄肉厚、大燃面的药型。如树枝型和车轮型 装药。这种药型要求用高能量、中等燃速的推进剂，如压 伸或浇铸双基类自由装填药柱； 二是采用大肉厚药型、贴壁浇铸装药。具有装填系数 较大的特点，但对推进剂的燃速提出了较高的要求。装药 裂纹及包覆层的脱粘问题是应着重解决的技术问题。
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第二节 推进剂选择
• 聚氨酯推进剂 主要是以聚氨酯弹性体为基体，在其中 分散
有一定力度的无机氧化剂盐、铝粉和其它 附加成
第一次课-液体火箭发动机概述
涡轮泵是由气体涡轮、燃料泵和氧化齐泵等组 成，其功用是由涡轮带动泵，将来自贮箱的推 进剂的压力由几百千帕提高到几万千帕。然后 再送入发动机推力室。
常用的冷却方式
不冷却：用于短时运行或测试 烧蚀冷却：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落 辐射冷却：使室壁达到白热状态以辐射热量 热沉式冷却：将一种推进剂（通常是液氢）沿
室壁倒下 再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷
却套管 水幕冷却：推进剂喷射器被特殊安置，以使室
壁周围的燃气温度降低 薄膜冷却：室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发
配置方式一：
ห้องสมุดไป่ตู้轮在中间，氧化剂泵和燃料泵在两侧
优点：距离近，刚性好，液压产生的轴向力可 部分抵消
配置方式二：
燃料泵在中间，把涡轮和氧化剂泵隔开
优点
减小高温部件-涡轮对低沸点组元的影响。 涡轮工质富燃燃气，防止氧化剂渗漏、串腔与富燃
燃气补燃造成涡轮烧坏和爆炸。 抵消轴向力
涡轮泵
液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机
5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动 机
国内外典型化学火箭发动机的推力
发动机代号 F-1
SSME
YF-73
FY-81
航天飞机 SRB
FG-02
国别 美国 美国 中国 中国
美国 中国
类型 液体发 动机
液体发 动机
液体发 动机
ρin 2 ρ1 2 令 ρ=in ρ=1 ρ ， ∆=p pin − p1 ，有
v=1 2∆p / ρ
= m&i ρ= Av1 A 2ρ∆p
(2)实际流量公式
(6.11)
（6.12）
=m& ρ= Av Cd A 2ρ∆p
常用的冷却方式
不冷却：用于短时运行或测试 烧蚀冷却：室壁有烧蚀材料，可不断吸热脱落 辐射冷却：使室壁达到白热状态以辐射热量 热沉式冷却：将一种推进剂（通常是液氢）沿
室壁倒下 再生冷却：推进剂在燃烧前先流经室壁内的冷
却套管 水幕冷却：推进剂喷射器被特殊安置，以使室
壁周围的燃气温度降低 薄膜冷却：室壁被液体推进剂浸湿，液体蒸发
配置方式一：
ห้องสมุดไป่ตู้轮在中间，氧化剂泵和燃料泵在两侧
优点：距离近，刚性好，液压产生的轴向力可 部分抵消
配置方式二：
燃料泵在中间，把涡轮和氧化剂泵隔开
优点
减小高温部件-涡轮对低沸点组元的影响。 涡轮工质富燃燃气，防止氧化剂渗漏、串腔与富燃
燃气补燃造成涡轮烧坏和爆炸。 抵消轴向力
涡轮泵
液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机
5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动 机
国内外典型化学火箭发动机的推力
发动机代号 F-1
SSME
YF-73
FY-81
航天飞机 SRB
FG-02
国别 美国 美国 中国 中国
美国 中国
类型 液体发 动机
液体发 动机
液体发 动机
ρin 2 ρ1 2 令 ρ=in ρ=1 ρ ， ∆=p pin − p1 ，有
v=1 2∆p / ρ
= m&i ρ= Av1 A 2ρ∆p
(2)实际流量公式
(6.11)
（6.12）
=m& ρ= Av Cd A 2ρ∆p
《火箭发动机》 7 内弹道 共21页PPT资料
2．发动机工作阶段(工作段) 当燃烧室内已充满了高压的燃气， 燃气的生成量和喷管流量达到相对平衡，因而压强的变化比较平缓。 在这个阶段中，燃气生成量的变化主要决定于装药燃烧表面积的变化。 对于增面燃烧的装药，燃气生成量随燃面的增大而逐渐增加，燃烧室 压强也逐渐增加。与此同时，喷管流量的增大使燃烧室压强不断地处
在上面的分析中，认为燃烧室是一个充满高压燃烧气体的容器， 不考虑燃气的流动和燃烧室内的压强分布，室内各点的压强都相等。 这样，整个燃烧室压强同时随时间变化，与该点的位置坐标x无关，这 就是所谓“零维”的压强变化。对于燃气流速很小的燃烧室来说，压 强计算可以看作是一个“零维”问题来处理。但是，对装填密度较大 的侧面燃烧装药，燃气在通道中的流动沿轴向产生很大的速度，因此， 压强沿轴向有显著的变化。这种情况下，必须考虑压强在燃烧室中的 分布，应作为“一维”问题来进行压强计算。
由发动机实验所测得的 燃烧室压强一时间曲线可见， 燃烧室压强的变化有三个阶 段，如右图所示：
1.发动机起动阶段(上升段) 这包括点火和压强建立过程。首先 依靠点火装置中点火药点燃并燃烧生成的高温气体充满燃烧室，一方 面使燃烧室压强上升到点火压强；另一方面加热推进剂表面，点燃主 装药，这就是点火过程。当主装药全面点燃后，燃气质量生成量迅速 增大，并在瞬时超过喷管的质量流量，使燃烧室的压强迅速增加，同 时又促使喷管流量的增加，不断地与燃气生成量趋于相对平衡。最后， 燃烧室压强达到其相对稳定值，这个相对稳定值的压强称为工作压强。 这个压强建立的过程即称为发动机启动阶段。对一般发动机来说，这 个过程在几十毫秒内完成。
第七章 固体火箭发动机的内弹道计算
一、内弹道计算的任务 二、燃烧室压强的变化 三、零维内弹道计算的微分方程 四、平衡压强及其影响因素 五、燃烧室压强—时间曲线的简化计算
在上面的分析中，认为燃烧室是一个充满高压燃烧气体的容器， 不考虑燃气的流动和燃烧室内的压强分布，室内各点的压强都相等。 这样，整个燃烧室压强同时随时间变化，与该点的位置坐标x无关，这 就是所谓“零维”的压强变化。对于燃气流速很小的燃烧室来说，压 强计算可以看作是一个“零维”问题来处理。但是，对装填密度较大 的侧面燃烧装药，燃气在通道中的流动沿轴向产生很大的速度，因此， 压强沿轴向有显著的变化。这种情况下，必须考虑压强在燃烧室中的 分布，应作为“一维”问题来进行压强计算。
由发动机实验所测得的 燃烧室压强一时间曲线可见， 燃烧室压强的变化有三个阶 段，如右图所示：
1.发动机起动阶段(上升段) 这包括点火和压强建立过程。首先 依靠点火装置中点火药点燃并燃烧生成的高温气体充满燃烧室，一方 面使燃烧室压强上升到点火压强；另一方面加热推进剂表面，点燃主 装药，这就是点火过程。当主装药全面点燃后，燃气质量生成量迅速 增大，并在瞬时超过喷管的质量流量，使燃烧室的压强迅速增加，同 时又促使喷管流量的增加，不断地与燃气生成量趋于相对平衡。最后， 燃烧室压强达到其相对稳定值，这个相对稳定值的压强称为工作压强。 这个压强建立的过程即称为发动机启动阶段。对一般发动机来说，这 个过程在几十毫秒内完成。
第七章 固体火箭发动机的内弹道计算
一、内弹道计算的任务 二、燃烧室压强的变化 三、零维内弹道计算的微分方程 四、平衡压强及其影响因素 五、燃烧室压强—时间曲线的简化计算
液体火箭发动机技术 ppt课件
适于短时间、小推力火箭。 涡轮泵式系统通过泵引出部分燃料和氧化剂燃烧，驱
动涡轮，再通过泵推出推进剂，结构复杂，适于长时间大 推力火箭。
ppt课件
14
排气阀
单向阀 单向阀
加注口
加注口 减压阀 阀门
排气阀
氧化剂箱 泄液阀
பைடு நூலகம்高压 气瓶
燃料箱 泄液阀
过滤器
充气阀 限流阀
推力室
图 1 液体推进剂火箭发动机结构原理图
工作时间长； 推力矢量易于控制； 可反复启动。 缺点：密度低； 结构工艺复杂； 准备时间长； 工作推力较低。
ppt课件
3
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
ppt课件
4
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。
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5
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
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6
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），
常见液体燃料：
第四章 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。
ppt课件
1
4.1 液体推进剂 4.2 结构原理 4.3 燃烧过程 4.4 工作性能
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2
4.1 液体推进剂
动涡轮，再通过泵推出推进剂，结构复杂，适于长时间大 推力火箭。
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14
排气阀
单向阀 单向阀
加注口
加注口 减压阀 阀门
排气阀
氧化剂箱 泄液阀
பைடு நூலகம்高压 气瓶
燃料箱 泄液阀
过滤器
充气阀 限流阀
推力室
图 1 液体推进剂火箭发动机结构原理图
工作时间长； 推力矢量易于控制； 可反复启动。 缺点：密度低； 结构工艺复杂； 准备时间长； 工作推力较低。
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3
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
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4
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。
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5
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
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6
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），
常见液体燃料：
第四章 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。
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1
4.1 液体推进剂 4.2 结构原理 4.3 燃烧过程 4.4 工作性能
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2
4.1 液体推进剂
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喷气发动机：采用喷气反作用原理工作的发动机。
喷气发动机可分为： 空气喷气发动机：喷射的工质是利用大气层中的空气与发 动机所携带的燃料燃烧产生的，因此，其只能在大气层中工作。 火箭发动机：喷射的工质是利用自身携带的氧化剂和燃料 燃烧产生的，因此，既能在大气层中工作又能在大气层外工作。 组合发动机:指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
1—燃烧挤贮箱； 3—增压阀门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器；
2—氧化剂贮箱； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主阀门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器
图1.2 液体火箭发动机示意图
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分类
1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机 2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂、自燃和非自燃推进剂、低温推
1.3.1 电热型电火箭发动机
T图1-11
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1.3.2 静电型电火箭发动机
图1-12
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1.3.3 电磁型电火箭发动机
图1-13
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图1-14
返回
1.4 组合发动机
1.4.1 固体火箭冲压发动机(SDR) SDR(Solid Ducted Rocket)
燃气发生器
助推器
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动力装置的比冲与飞行马赫数的关系
1.1 化学火箭发动机
• 工作原理
燃烧室中
喷管中
化学推进剂
高温燃气
燃烧反应
膨胀加速
反作用 射流
推力
• 分类
液体推进剂 火箭发动机
化学 火箭发动机
固体推进剂 火箭发动机
混合推进剂 火箭发动机
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1.1.1 液体火箭发动机
组成
液体火箭 发动机
推力室 推进剂供应系统 控制系统
欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
RBCC(Rocket Based Combined Cycle) 定义：将传统的火箭发动机和吸气式发动机组合在一起, 形成的具有多种工作模态的发动机，在不同的飞行阶 段启用不同的飞行模式，以达到发动机的最佳性能。 火箭引射模态：Ma<3 亚燃冲压模态： 3<Ma<5 超燃冲压模态：6<Ma<10 纯火箭模态： Ma>10
YF22
75吨(真空)
YF23
4.8吨(真空)
YF24
79.8吨(真空)
YF40
5吨(真空)
YF73
4.5吨(真空)
YF75
8吨(真空)
YF77 YF100
50吨(地面) 120吨(地面)
推进剂 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼
进剂液体火箭发动机
3）按完成任务形式分为：主级、助推级、上面级和空间用液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机 5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动机
中国运载火箭推进系统使用的主要液体发动机
发动机名称 推力/kN
YF20/YF20B 696.5/731.5
YF21/ YF21B
空气喷气发动机
涡涡 轮轮 喷风 气扇 发发 动动
冲 压 发 动 机
机机
喷气发动机
火箭发动机
组合发动机
化 学 火 箭 发 动 机电 火 箭 源自 动 机核 火 箭 发 动 机
固 体 火 箭 冲 压 发 动 机
(SDR)
火涡 箭轮 基基 组组 合合 循循 环环 发合 动动 机机
(RBCC) (TBCC)
尾喷管
进气道 点火器 整体式固体火箭冲压发动机示意图
冲压燃烧室
非整体式固体火箭发动机示意图
SDR分为整体式固体火箭冲压发动机(ISPR—Integral Solid Propellant Ramrocket)和非整体式固体火箭冲压发动机。 整体式：固体助推器和冲压发动机共用一个燃烧室 非整体式：助推器自成一体，与冲压发动机无关，
以5米模块(2个50吨YF-77)为芯级，以4个3.35米模块(2个120吨YF-100)为助推器。
YF24液体火箭发动机
50吨氢氧发动机— YF-77
120吨液氧煤油发动机— YF-100
1.1.2 固体火箭发动机
组成 包括燃烧室、固体推进剂装药、点火装置、喷管四部分。
特点
图1.3 固体火箭发动机示意图
教学内容
第1章 喷气发动机概述 第2章 火箭发动机的主要参数 第3章 化学火箭发动机工作过程的基本关系式 第4章 液体火箭推进剂及燃烧 第5章 液体火箭发动机气液系统 第6章 液体火箭发动机的基本组件 第7章 固体推进剂及燃烧 第8章 固体火箭发动机装药及内弹道计算 第9章 固体火箭发动机的基本组件 第10章 冲压发动机
其可与固体火箭冲压发动机串联或并联， 也可装于补燃室内，工作完抛出。
固体火箭冲压发动机的特点
(1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：600~1200s;
(2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。
固体火箭冲压发动机的应用
主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）,
液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/煤油
应用
CZ-2、CZ3、CZ4火箭第一级发动机 CZ-2、CZ3、CZ4 第二级 主发动机 CZ-2、 CZ-3、 CZ 4A第二 级游机 CZ-2 、CZ-3、4A火箭第二级发动机 CZ-4A，-4B第三级 CZ-3火箭第三级发动机 CZ-3A 、3B、3C第三级发动机
教材及参考书
教材：
关英姿主编.火箭发动机教程.哈尔滨工业大学出版社， 2005,12
参考书：
1. G.P.萨顿 (美国).火箭发动机基础.科学出版社，2003,1 2. 王春利.航空航天推进系统.北京理工大学出版社，2004 3.杨月诚.火箭发动机理论基础.西北工业大学出版社，2010
第 1 章 喷气发动机概述
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1.1.3 固液混合火箭发动机
正混合：燃烧剂为固体，氧化剂为液体 固液混合 火箭发动机 逆混合：燃烧剂为液体，氧化剂为固体
1—高压气瓶； 2—减压器；
3—氧化剂贮箱； 4—活门；
5—喷注器；
6—固体燃烧剂；
7—燃烧室；
8—喷管
固液混合火箭发动机简图
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1.2 核火箭发动机
图1-9
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1.3 电火箭发动机
喷气发动机可分为： 空气喷气发动机：喷射的工质是利用大气层中的空气与发 动机所携带的燃料燃烧产生的，因此，其只能在大气层中工作。 火箭发动机：喷射的工质是利用自身携带的氧化剂和燃料 燃烧产生的，因此，既能在大气层中工作又能在大气层外工作。 组合发动机:指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
1—燃烧挤贮箱； 3—增压阀门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器；
2—氧化剂贮箱； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主阀门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器
图1.2 液体火箭发动机示意图
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分类
1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机 2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂、自燃和非自燃推进剂、低温推
1.3.1 电热型电火箭发动机
T图1-11
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1.3.2 静电型电火箭发动机
图1-12
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1.3.3 电磁型电火箭发动机
图1-13
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图1-14
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1.4 组合发动机
1.4.1 固体火箭冲压发动机(SDR) SDR(Solid Ducted Rocket)
燃气发生器
助推器
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动力装置的比冲与飞行马赫数的关系
1.1 化学火箭发动机
• 工作原理
燃烧室中
喷管中
化学推进剂
高温燃气
燃烧反应
膨胀加速
反作用 射流
推力
• 分类
液体推进剂 火箭发动机
化学 火箭发动机
固体推进剂 火箭发动机
混合推进剂 火箭发动机
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1.1.1 液体火箭发动机
组成
液体火箭 发动机
推力室 推进剂供应系统 控制系统
欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
RBCC(Rocket Based Combined Cycle) 定义：将传统的火箭发动机和吸气式发动机组合在一起, 形成的具有多种工作模态的发动机，在不同的飞行阶 段启用不同的飞行模式，以达到发动机的最佳性能。 火箭引射模态：Ma<3 亚燃冲压模态： 3<Ma<5 超燃冲压模态：6<Ma<10 纯火箭模态： Ma>10
YF22
75吨(真空)
YF23
4.8吨(真空)
YF24
79.8吨(真空)
YF40
5吨(真空)
YF73
4.5吨(真空)
YF75
8吨(真空)
YF77 YF100
50吨(地面) 120吨(地面)
推进剂 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼
进剂液体火箭发动机
3）按完成任务形式分为：主级、助推级、上面级和空间用液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机 5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动机
中国运载火箭推进系统使用的主要液体发动机
发动机名称 推力/kN
YF20/YF20B 696.5/731.5
YF21/ YF21B
空气喷气发动机
涡涡 轮轮 喷风 气扇 发发 动动
冲 压 发 动 机
机机
喷气发动机
火箭发动机
组合发动机
化 学 火 箭 发 动 机电 火 箭 源自 动 机核 火 箭 发 动 机
固 体 火 箭 冲 压 发 动 机
(SDR)
火涡 箭轮 基基 组组 合合 循循 环环 发合 动动 机机
(RBCC) (TBCC)
尾喷管
进气道 点火器 整体式固体火箭冲压发动机示意图
冲压燃烧室
非整体式固体火箭发动机示意图
SDR分为整体式固体火箭冲压发动机(ISPR—Integral Solid Propellant Ramrocket)和非整体式固体火箭冲压发动机。 整体式：固体助推器和冲压发动机共用一个燃烧室 非整体式：助推器自成一体，与冲压发动机无关，
以5米模块(2个50吨YF-77)为芯级，以4个3.35米模块(2个120吨YF-100)为助推器。
YF24液体火箭发动机
50吨氢氧发动机— YF-77
120吨液氧煤油发动机— YF-100
1.1.2 固体火箭发动机
组成 包括燃烧室、固体推进剂装药、点火装置、喷管四部分。
特点
图1.3 固体火箭发动机示意图
教学内容
第1章 喷气发动机概述 第2章 火箭发动机的主要参数 第3章 化学火箭发动机工作过程的基本关系式 第4章 液体火箭推进剂及燃烧 第5章 液体火箭发动机气液系统 第6章 液体火箭发动机的基本组件 第7章 固体推进剂及燃烧 第8章 固体火箭发动机装药及内弹道计算 第9章 固体火箭发动机的基本组件 第10章 冲压发动机
其可与固体火箭冲压发动机串联或并联， 也可装于补燃室内，工作完抛出。
固体火箭冲压发动机的特点
(1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：600~1200s;
(2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。
固体火箭冲压发动机的应用
主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）,
液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/煤油
应用
CZ-2、CZ3、CZ4火箭第一级发动机 CZ-2、CZ3、CZ4 第二级 主发动机 CZ-2、 CZ-3、 CZ 4A第二 级游机 CZ-2 、CZ-3、4A火箭第二级发动机 CZ-4A，-4B第三级 CZ-3火箭第三级发动机 CZ-3A 、3B、3C第三级发动机
教材及参考书
教材：
关英姿主编.火箭发动机教程.哈尔滨工业大学出版社， 2005,12
参考书：
1. G.P.萨顿 (美国).火箭发动机基础.科学出版社，2003,1 2. 王春利.航空航天推进系统.北京理工大学出版社，2004 3.杨月诚.火箭发动机理论基础.西北工业大学出版社，2010
第 1 章 喷气发动机概述
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1.1.3 固液混合火箭发动机
正混合：燃烧剂为固体，氧化剂为液体 固液混合 火箭发动机 逆混合：燃烧剂为液体，氧化剂为固体
1—高压气瓶； 2—减压器；
3—氧化剂贮箱； 4—活门；
5—喷注器；
6—固体燃烧剂；
7—燃烧室；
8—喷管
固液混合火箭发动机简图
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1.2 核火箭发动机
图1-9
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1.3 电火箭发动机