液体火箭发动机推力室设计课程设计
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。
液体火箭发动机设计大作业
Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
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中文标题：液体火箭发动机的典型实验室及实验概述摘要：液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
本文首先介绍了液体火箭发动机的结构与原理，然后介绍了不同的典型实验室的设备以及实验室的研究内容，将针对典型实验室中开展的实验进行详细描述，以及实验分析、结果验证和发展前景等。
关键词：液体火箭发动机；典型实验室；实验概述正文：1. 介绍 \n液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
液体火箭发动机的结构分为燃烧室和推进器，燃烧室的组成部分包括发动机内部的燃烧室容积、发头和燃料接头，推进器是发动机最重要的部分，它是完成火箭的提供动力的机构，它的功能是把燃料燃烧后的气体排出发动机，以驱动火箭向前移动。
2. 典型实验室研究介绍 \n已建立的液体火箭发动机实验室，具备一整套液体火箭发动机实验所需的各种仪器设备和试验装置，可完成系列液体火箭发动机实验。
实验涉及多方面试验主题，如：发动机设计参数测试，发动机运行性能测试，发动机基础参数校验，发动机稳定性试验，发动机可靠性试验及控制系统的校验等等。
3. 实验分析 \n典型实验室通常运用多种独特的实验装置，以研究液体火箭发动机的机械结构，燃烧室内部流动，推进器内部流动，喷口内部流动，推力及推力曲线，热学及耗能，热力学及耗能，调速，和安全保护等方面的问题。
因此，实验小组通过分析测量的实验数据来设计适宜的发动机设备及操作过程，达到实现更佳的发动机运行效果。
4. 结果验证 \n通过结果验证，根据筛选出的实验参数与理论值的比较，发现在一定程度上发动机的设计符合理论值，即表明发动机设计是合理的并可以运行，而实验测量参数则较理论值存在一定偏差，但还不影响发动机的正常运行情况。
5. 发展前景 \n发展前景方面，液体火箭发动机研究仍然具有很大潜力，未来还可以继续在发动机性能、控制系统、安全保护及可靠型等方面的技术研究。
液体火箭发动机设计实例
• 第5步，选择燃烧室材料，计算壁厚
• 燃烧室侧壁厚度必须能够承受高温燃气造 成的内部高压，燃烧室壁还必须具有冷却 系统。燃烧室壁还必须满足焊接的工艺需 求。
• 一个小型水冷燃烧室的典型材料是铜，允 许工作压力是约 8000磅。
• 由于室壁为圆柱壳体，在壁上的允许的工作压力S 是由下式决定。
• 其中 • P 是在燃烧室的压力（忽略冷却液压力壳外） • D 是圆柱体的平均直径 • tw是筒壁厚度。
• 第8步 计算冷却通道
– 燃烧室壁和外套之间的环形流道的大小必须能 容纳流速达到9米/秒的冷却水。这个速度是由 流道尺寸决定，如下：
– VW = 9米/秒，WW=0.775磅/秒，ρ=62.4 lb/ft3， 环形流道面积A：
–
– 其中，D2是外套的内径，D1是燃烧室的外径，鉴 于
– 再代入上述方程：
– 每加仑汽油有六磅，则雾化喷嘴流量的要求是 每分钟0.22加仑（Gpm）。 现在可以从供应商 的产品中选择，喷嘴材料选择黄铜，以确保足 够热量能从喷注器传入推进剂。
– 采用撞击射流式喷注器，所需的喷注器孔的数 量和大小如下：
– 燃油喷射流面积由公式（25）得出：
– 我们将假设流量系数Cd= 0.7，喷注压降100磅。 汽油的密度大约是44.5 lb/ft3，使：
• 因此雾化喷嘴一直对业余爱好者有较强的吸引力。
• 对于工业成品雾化喷嘴，业余只需要根据发动机的 设计，确定所需的大小和喷雾特性，然后可以用较 低的成本购买。
• 强烈建议制作业余火箭发动机使用第二种喷注器。
• 第10步 计算汽油喷嘴
– 这种小型火箭发动机的燃料喷注器是一个工业 成品75°雾化角喷嘴。所需的喷嘴的型号由燃 料流量决定。
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。
液体火箭发动机地面试验推力测量系统结构设计研究_朱子环
2015年第2期 导 弹 与 航 天 运 载 技 术 No.2 2015 总第338期 MISSILES AND SPACE VEHICLES Sum No.338收稿日期：2013-09-18；修回日期：2015-02-27作者简介：朱子环（1977-），女，高级工程师，主要从事液体火箭发动机试验推力测量技术及仿真技术研究文章编号：1004-7182(2015)02-0093-05 DOI ：10.7654/j.issn.1004-7182.20150222液体火箭发动机地面试验推力测量系统结构设计研究朱子环，叶 丽，马 鑫，周 磊（北京航天试验技术研究所，北京，100074）摘要：结合液体火箭发动机地面试验推力测量系统的类型，介绍轴向推力稳态测量系统、轴向推力动态测量系统、推力矢量测量系统以及推力偏心测量系统的组成及原理。
针对地面试验中常用的轴向推力稳态测量分析影响推力测量的因素，探讨推力测量系统结构设计原则及结构形式要求，为后续推力测量系统结构设计提供依据。
关键词：液体火箭发动机；地面试验；推力测量 中图分类号：V43 文献标识码：AStructure Design Study of Liquid Rocket Engine’s Thrust Measurement System Used for Ground TestZhu Zi-huan, Ye Li, Ma Xin , Zhou Lei(Beijing Institute of Aerospace Testing Technology, Beijing, 100074)Abstract: Based on the type of liquid rocket engine’s thrust measurement system used for ground test, the composition andprinciple of axial thrust static measurement system, axial thrust dynamic measurement system, thrust vector measurement system and thrust eccentric measurement system are introduced. Aiming at the axial thrust static measurement commonly used in ground test, the influencing factors of thrust measurement are analyzed, and discussions about the structure design principle and requirements for structure type of trust measurement follow, which provides the basis for follow-up thrust measurement system design.Key Words: Liquid rocket engine; Ground test; Thrust measurement0 引 言为了保证研制液体火箭发动机的推力精度，地面试验推力测量系统结构设计采取了相应的结构形式，以保证发动机的有效安装及推力测量的准确可靠。
火箭发动机相关课程设计
火箭发动机相关课程设计一、教学目标通过本章的学习，学生将掌握火箭发动机的基本原理、分类和主要组成部分；了解火箭发动机的工作过程和特点；培养学生运用物理知识解决实际问题的能力；激发学生对航天科技的兴趣和热爱，提高学生的创新意识和科学精神。
具体目标如下：1.知识目标：（1）了解火箭发动机的定义和作用；（2）掌握火箭发动机的分类及其特点；（3）掌握火箭发动机的主要组成部分及作用；（4）理解火箭发动机的工作过程，并能运用相关知识进行分析。
2.技能目标：（1）学会运用物理知识解决火箭发动机相关问题；（2）能够运用所学知识，分析火箭发动机的实际应用场景；（3）培养学生的团队协作能力和口头表达能力。
3.情感态度价值观目标：（1）培养学生对航天科技的兴趣和热爱；（2）提高学生的创新意识和科学精神；（3）培养学生勇于探索、积极向上的精神风貌。
二、教学内容本章主要内容包括火箭发动机的基本原理、分类、主要组成部分及其工作过程。
具体安排如下：1.火箭发动机的基本原理：介绍火箭发动机的定义、作用及其与传统发动机的区别；2.火箭发动机的分类：讲解不同类型的火箭发动机，如液体火箭发动机、固体火箭发动机等，并分析其特点；3.火箭发动机的主要组成部分：介绍火箭发动机的燃烧室、喷嘴、推进剂供应系统等主要组成部分及其作用；4.火箭发动机的工作过程：讲解火箭发动机的工作原理，如燃烧、膨胀、排气等过程，并分析各过程对火箭发动机性能的影响。
三、教学方法为了提高教学效果，本章采用以下教学方法：1.讲授法：讲解火箭发动机的基本原理、分类、主要组成部分及工作过程；2.讨论法：学生针对火箭发动机的实际应用场景进行讨论，培养学生的团队协作能力和口头表达能力；3.案例分析法：分析具体的火箭发动机案例，引导学生运用所学知识解决实际问题；4.实验法：安排火箭发动机实验，让学生亲身体验火箭发动机的工作过程，提高学生的实践能力。
四、教学资源为了支持教学内容和教学方法的实施，丰富学生的学习体验，本章将采用以下教学资源：1.教材：选用权威、实用的火箭发动机教材，为学生提供系统的理论知识；2.参考书：提供相关的火箭发动机参考书籍，拓展学生的知识视野；3.多媒体资料：制作精美的课件、视频等多媒体资料，直观展示火箭发动机的工作过程；4.实验设备：准备火箭发动机实验设备，让学生亲身体验火箭发动机的原理和应用。
火箭大作业第二组
火箭推进原理综合设计——第二组一、课程设计的背景（一）题目设计一种可以多次启动的空间用液氧/煤油火箭发动机，采用分级燃烧循环，可变推力范围10—25kN ，燃烧室压强10MPa ，喷管面积比100。
（二）内容要求1）计算确定推进剂流量、混合比、燃烧室产物组成及性能参数；给出推力室概要型面设计；分析传热与冷却参数。
2）简要设计喷注器结构。
3）选择涡轮泵构型，确定预燃室推进剂流量、混合比及产物组成及性能参数；确定涡轮泵转速，泵压头及效率。
（三）形式要求1）每个人有对应的分工负责内容，组内充分讨论和沟通；各组之间可以沟通，但不能雷同。
2）设计报告中应有计算公式和参数（用Mathtype ），结构与构型的简图；采用WORD 格式，有目录，标题，图题和表题。
二、设计的步骤（一）变推力的实现途径和方案的选择根据火箭发动机的推力公式：2232()F mv p p A =+-2v =将出口速度232()F p p A =-若表示成喉部面积的形式为：232()t F A p p p A =-在设计推力下，有：23p p =。
上式表明了影响推力的因素及推力随这些因素变化产生的影响。
推力大小与燃烧室压力1p 、比热比k 、压比12/p p 、质量流量m和喉部面积t A 等因素有关。
比热比k 、压比12/p p 对推力大小影响较弱，且调节困难，难以投入实际工程应用。
推力与燃烧室压强1p 、喉部面积t A 或推进剂质量流量m呈正比关系。
流量的变化会引起燃烧室压力和推力几乎线性的变化；在燃烧室压力保持不变时，调解喉部面积也可以实现推力调解。
所以，从理论上讲，对于液体火箭发动机，调节推进剂流量或改变喉部面积能够实现推力大小调节。
实际工程中，推进剂质量流量调节是目前变推力液体火箭发动机的主要途径。
我们也选择控制流量来实现变推力。
（二）推力室的设计1、利用面积比和燃烧室的压强求出口处的压强由面积比和压强比之间的关系式可以得到：1111()(2t x k x A p k A p -+=1）式 通过观察上述式子可以发现现在已知面积比、燃烧室压强，而且x p 与k 之间存在一定的关系（利用热力学软件，只要给定x p 就能够得到k ）。
液体火箭发动机推力室设计
液体火箭发动机推力室设计嘿，朋友们！今天咱就来聊聊液体火箭发动机推力室设计这个厉害的玩意儿。
你说这液体火箭发动机推力室像不像咱家里的厨房炉灶呀！它可是火箭的“心脏”呢！想象一下，火箭要飞上天，全靠它提供强大的动力。
那怎么设计好这个关键的部分呢？首先得选好材料啊，这就跟咱做饭选锅一样，得选个结实耐用的。
材料不好，那可不行，飞着飞着出问题了咋办？这可不是闹着玩的。
然后呢，就是结构设计啦。
这结构可得精心琢磨，要让燃料和氧化剂能充分混合燃烧，就像咱做菜要把调料放得恰到好处，这样才能炒出美味的菜来。
要是结构不合理，那动力可就大打折扣啦，火箭还怎么雄赳赳气昂昂地飞上天呀！再说说这冷却系统，就像人热了要喝水降温一样，推力室工作的时候会很热很热，没有好的冷却，那还不得“发烧”啊！所以冷却系统可得设计得巧妙，让它能有效地给推力室降温。
还有啊，这制造工艺也不能马虎。
就像咱缝衣服，针脚得细密，不能稀里哗啦的。
制造工艺不好，推力室的质量就没法保证，那可不行！设计液体火箭发动机推力室可不是一件容易的事儿啊，那得是一群聪明的脑袋瓜子凑在一起，反复琢磨、试验。
这过程中肯定会遇到各种各样的问题，就像咱走路会碰到石头一样。
但咱不能怕呀，得想办法解决。
你想想，要是咱把这推力室设计得超级棒，火箭能飞得又高又远，那得多牛啊！那可是为人类探索太空做出了巨大的贡献呢！这可不是随便说说的，这是实实在在的成就啊！咱国家在这方面可下了不少功夫，也取得了很多了不起的成果。
咱得为那些默默奉献的科学家们点赞！他们就像一群勤劳的小蜜蜂，为了让火箭能顺利上天，日夜不停地努力着。
总之，液体火箭发动机推力室设计是一项充满挑战但又无比重要的工作。
它关系到火箭的性能和可靠性，关系到我们对太空的探索。
让我们一起期待更多更好的推力室设计出现，让我们的火箭飞得更高更远吧！。
液体火箭发动机课程设计
课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室长度，喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3详细设计并绘制推力室部件总图。
4零件设计。
5撰写设计说明书。
四、课程设计日期：学生：指导教师：班级：教研室主任：目录一、设计任务分析 (1)二、热力计算 (1)三、推力室型面设计 (2)1.燃烧室的初步设计 (2)1)喷管收敛段的初步设计 (3)2)喷管扩张段 (4)2.喷嘴设计 (5)1)气氧直流喷嘴 (6)2)酒精离心式喷嘴设计 (6)3.推力室身部设计 (8)1)热防护校核计算方法如下： (8)2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (9)四、推力室强度校核计算 (11)1.圆筒段应力校核 (11)2.喉部应力校核 (12)3. 螺栓强度校核 (12)五、课程总结 (12)六、参考文献 (13)一、 设计任务分析任务设计气氧—酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：1. 发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大，设计结构应尽量简单可靠，便于加工。
2. 发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质量来满足其性能要求。
3. 该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的要求。
4. 该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工，且尽量采用标准件和已有零件。
5. 在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。
二、 热力计算标况下，()32=1.0/H O kg m ρ，()326=785.47/C H O kg m ρ，可计算出75%酒精的假定化学式为30.524124.6831.814C H O ；标准生成焓为-8960.25/kJ kg ，热力计算结果如下：K)比热比（冻结）/(m s)导热系数特征速度2O1.1295 0.0166三、推力室型面设计1.燃烧室的初步设计酒精与氧气反应的化学当量混合比γ0=3×321×46.07/0.75=1.465实际混合比：γmc=0.8×γ0=1.172根据经验，取燃烧室效率为ηc=0.98，喷管效率为ηn=0.98。
【课程思政优秀案例】《航天发动机综合实验》课程
《航天发动机综合实验》以固液混合发动机和固体火箭发动机为对象，设置了固体燃料制备、固体燃料性能表征、液体氧化剂充装、固体推进剂制备、点火系统设计、固体推进剂点火燃烧、固液混合探空火箭装配、固液混合发动机地面试车实验等多个实践环节，旨在加深研究生们对火箭发动机领域相关理论的理解并提高动手实践能力，以适应新形势下学校空天动力领域研究生的高质量培养。
一、全链条、多层次实践课程体系构建课程基于现有实验条件，结合航天学院空天动力技术研究所的优势科研方向，以固液混合发动机和固体火箭发动机为对象，合理设计了实践课程内容。
在固液混合发动机方面，从燃料制备，到发动机地面点火试车，再到固液混合探空火箭装配，可完成从基础部件到系统总体的全方位实践体验，不但使研究生们对火箭发动机构成、工作原理及作用有了更深入的认识，也使其参与积极性得到了明显提升。
实践环节组成二、以基础促创新的新型空天动力实践课程探索为了使研究生在实践中思考，在思考中学习，在学习中成长，课程负责人刘林林老师编写了国内固液混合发动机领域的第一部专著《固液混合发动机技术基础》作为教材，该专著已入选“十四五”时期国家重点图书、音像、电子出版物出版专项规划及2022年度国家出版基金资助项目。
授课团队还编写了讲义《固体火箭发动机概论》，便于研究生们预先补充相关基础知识，同时有助于研究生们及时查漏补缺，并在综合能力拓展提高方面发挥了重要作用。
为了体现并提升研究生的创新能力，课程围绕某一主题设置开放性的火箭发动机设计题目来进行课程考核。
研究生需要广泛查阅相关文献资料，学习发动机的工作原理及设计过程，并完成发动机设计纸制报告，再以PPT汇报的形式对设计思路、设计方法、具体结构、性能参数验证等进行全面阐述。
由于题目自由度大、设计过程体系性强、设计内容复杂，且需要团队分工协作，可极大锻炼研究生们的创新能力及综合实践能力。
课程考核中设计的火箭发动机三、安全与品质兼顾的高水平实践环节打造火箭发动机是各类航天器及武器系统的核心动力源，在航天和国防工业中发挥着不可替代的作用。
STEM课例水动力火箭飞行器课程设计
02
重视实践操作
通过动手实践，让学生在做中学，加深对理论知识的理解 和应用。
03
鼓励创新思维
激发学生的创造力和想象力，培养具备未来竞争力的创新 型人才。
水动力火箭飞行器简介
1 2
水动力火箭飞行器原理 利用水和压缩空气作为动力，通过特定的装置将 水瞬间排出产生反作用力，推动火箭飞行器升空。
水动力火箭飞行器特点 结构简单、制作成本低、安全性高、飞行高度和 距离可调。
第二定律（加速度定律）
02
火箭发射时，水的反作用力使火箭产生加速度，速度逐渐增快。
第三定律（作用与反作用定律）
03
水被泵出火箭时，对火箭产生反作用力，推动火箭升空。
流体动力学基础知识
01
02
03
伯努利原理
在水流经过火箭喷嘴时， 流速增加，压力降低，产 生推力。
连续性方程
水流在火箭内部流动时， 必须满足质量守恒，即流 入量等于流出量。
探讨燃料选择原则
根据实验结果，探讨在实际应用中如 何选择适合的燃料，以提高水动力火 箭的性能。
创意改进设计挑战
提出改进方案
实施改进设计
鼓励学生们开动脑筋，提出各种创意改进方 案，如改进火箭结构、优化燃料配比等，以 提高水动力火箭的性能。
根据学生们提出的改进方案，进行实施和改 进设计，制造出更加优秀的水动力火箭。
在调试过程中，要注意观察火箭飞行器的运动轨迹和稳定性，调整尾翼和头锥的角 度以改善飞行性能。
优化建议
为了提高火箭飞行器的飞行高度和稳定性，可以尝试减轻重量、增加尾翼面积、调 整重心位置等方法。同时，也可以尝试使用不同形状和材质的头锥和尾翼来改善飞 行性能。
04 测试与评估方法论述
液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热计算
液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热计算摘要本文旨在计算液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热。
为此，我们首先识别环境中存在的额定参数，包括温度、压力、流量和总体形状。
接着，通过计算复杂的传热方程，对辐射冷却推力室中的辐射传热进行模拟，以了解其在火箭发动机中的作用。
最后，我们通过将热量分布图结果与实际试验结果进行对比，确认模型的可信度，并确定推力室辐射冷却系统在火箭发动机中的最佳参数。
关键词液体火箭发动机，辐射冷却推力室，传热，温度，压力，流量，总体形状，传热方程，辐射传热。
正文本文旨在研究和模拟液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热特性。
首先，我们建立了一个复杂的动态传热模型，以表征外部环境中的特性，包括温度、压力、流量和总体形状。
然后，使用网格计算技术对辐射冷却推力室进行计算，以确定其辐射传热率。
该模型具有实时模拟和复杂辐射传热行为的能力，因此可以在模拟和试验过程中优化参数，以实现最佳性能。
最后，通过将热量分布图结果与实际试验结果进行对比，确认模型的可信度，并确定推力室辐射冷却系统在火箭发动机中的最佳参数。
应用辐射冷却推力室可以显著改善火箭发动机的效率，更有效地控制能量损失。
因此，对于使用辐射冷却推力室的火箭发动机的发射，传热模型的及时准确性十分重要，可以帮助开发人员在火箭发射前更好地估算温度分布情况，从而进一步确定最佳化参数。
此外，火箭发动机辐射冷却推力室传热模型也具有重要的实用应用价值。
例如，当设计新火箭发动机时，可以根据传热模型来预测未来航天器的最佳参数，例如推力、辐射冷却推力室的形状、尺寸和内部结构。
此外，可以通过调整辐射冷却参数来实现更为精确的传热模拟，从而更准确地表征可用于火箭发动机设计的能源平衡。
总之，火箭发动机辐射冷却推力室的传热模型不仅有助于提高火箭发射的可靠性和效率，而且是实现精确的能量平衡以及新式火箭发动机设计的重要工具。
它可以让火箭动力学工程师有效地控制火箭发射中发生的热量，确保航天器有效运作并取得最大性能。
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
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
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液体火箭发动机推力室设计课程设计介绍
液体火箭发动机是一种推力非常强大的动力装置，它能够使火箭达到极高的速度和高度。
其中，推力室的设计是关键的一步，影响着液体火箭发动机的性能和工作效果。
为了更好地掌握液体火箭发动机推力室设计的技术和方法，我们开设了该课程设计，旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的理论和实践能力的培养。
本文档将介绍本次课程设计的相关内容和要求，供学生参考和学习。
设计目标
本次课程设计旨在通过推力室的设计，加深对液体火箭发动机推进系统的理解和掌握，提高学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。
同时，也旨在锻炼学生的团队协作和创新能力，从而增强学生的综合素质。
设计内容
设计要求
本次课程设计要求学生结合理论，设计一个液体火箭发动机推力室（Thrust Chamber）及其零部件。
具体要求如下：
1.推力室结构应符合液体火箭发动机设计的基本原则和需求。
2.推力室的形状、尺寸、内部结构、结构材料和制造工艺要与发动机其
他零部件相匹配和相协调。
3.推力室内部流场分析和优化，达到最大效益。
4.完成设计方案的制图、总结和报告。
设计流程
本次课程设计的步骤如下：
1.安排团队合作，明确任务分工和计划。
2.学习推力室的基本结构和设计原则，结合其它液体火箭发动机零部件
进行整体布局。
3.搭建3D模型并根据流场分析进行优化。
选择推力室材料和制作工艺。
4.详细绘制设计方案，进行标注和注释，制作设计报告。
设计要点
本次课程设计的关键点如下：
1.推力室基本结构的确定，包括进气口、燃烧室、喷嘴等部分的设计和
布局。
2.针对推力室的内部流场进行数值模拟分析和优化。
3.选择合适的材料和制作工艺，确保设计方案的可行性和可实现性。
4.详细绘图，并进行标注注释，整理设计报告。
实验流程
本次课程设计的实验流程如下：
1.确定每个小组的任务和要求，并明确时间节点。
2.小组成员进行任务分工和合作，明确各自的任务和工作进度。
3.学生学习推力室的基本结构和设计原则，根据已有的液体火箭发动机
零部件进行整体布局。
4.采用ANSYS fluent等流体模拟软件对推力室内部进行流场分析和优
化。
5.选择合适的材料和制作工艺，并进行详细绘图，确定制造工艺。
6.完成设计和制图，并整理设计报告。
结论
本次课程设计旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的技术和方法的学习和掌握。
通过对液体火箭发动机推力室的设计，在团队协作和创新意识的共同促进下，提高了学生的综合素质，并增强了学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。