航天技术概论(二)_1

(2.9)
ɺdt Is = I / M = ∫ Fdt / ∫ m p
0 0
t
t
(2.10)
第二章 动力装置
2.3.2 液体火箭发动机
发动机的组成、 2.3.2.1 发动机的组成、结构及工作原理 液体火箭发动机一般包括推力室、 推进剂的贮箱，强迫推进剂进入推力室 的推进输送系统，推进剂流量调节控制 装置和发动机架等。
YF-75
YF-100
推进剂
液氢/液氧
液氢/液氧
液氧/煤油
液氢/液氧
液氧/煤油
输送系统 类型
泵压式
泵压式
泵压式
泵压式
泵压式
真空推力（KN）
3314
1350
4150
78.45
1176（2
3304
4312
3304（地面）
应用
德尔它-4运载火 箭芯级发动机
F-1发动机
J-2发动机
RD-170发动机
HM-7B发动机
50吨氢氧火箭发动机 120吨液氧/煤油发动机
第三章 导弹飞行力学基础
3.1 空气动力学基础知识
3.1.1 空气流动时的基本规律
状态参数及状态方程 状态参数：密度 ρ 、压强P 和温度T。 状态方程： P = ρRT
空气常数，R＝287.053 m2/(s2K)
第二章 动力装置
2.主要的液体推进剂 氧化剂 液氧 硝酸 四氧化二氮 过氧化氢 燃烧剂 液氢 偏二甲肼 火箭煤油 一甲基肼 肼 推进剂组合 液氧+ 液氧+液氢 硝酸+ 硝酸+偏二甲肼 四氧化二氮+ 四氧化二氮+偏二甲肼 液氧+火箭煤油 液氧+
典型液体火箭发动机技术性能比较
RS-68
火神-2
RD-180
v a
0.4<Ma≤0.75
0.75<Ma≤1.2~1.4为跨音速流 1.2~1.4<Ma≤5 为超音速流 Ma>5为高超音速流
气体流动特性方程 气体流动特性方程如下：
dA = (M a A
2
− 1)
dv v
Ma<1时，dv和dA异号，即气流加速需要增大通道横截面积 气流加速需要增大通道横截面积 Ma>1时，dv和dA同号，即气流加速需要减小通道横截面积 气流加速需要减小通道横截面积
喉部 t
喷管出口
A2 p2 v2
第二章 动力装置
p2
v1
x
v2
内壁面作用于控制体上的压力
端面压力
定常流动量方程： 定常流动量方程：作用在控制体上的合外力等于单位时间内 流出控制体与流入控制体的流体的动量差。 流出控制体与流入控制体的流体的动量差。
思考： 思考： 1.化学火箭发动机的推力与飞行器的飞行速度有关吗？ 1.化学火箭发动机的推力与飞行器的飞行速度有关吗？ 化学火箭发动机的推力与飞行器的飞行速度有关吗 2.随着飞行高度的增加，化学火箭发动机的推力如何变化？ 2.随着飞行高度的增加，化学火箭发动机的推力如何变化？ 随着飞行高度的增加
第二章 动力装置
（2）泵压式输送系统。利用涡轮泵提高来自贮箱的推进剂的压强，使推 利用涡轮泵提高来自贮箱的推进剂的压强， 利用涡轮泵提高来自贮箱的推进剂的压强 进剂按规定的流量和压强进入燃烧室。 进剂按规定的流量和压强进入燃烧室
1—燃烧剂贮箱； 2—氧化剂贮箱； 3—增压活门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主活门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器 图 2-12
第二章 动力装置
2.3 化学火箭发动机 2.3.1 发动机的主要参数
2.3.1.1 推力 1）推力室的推力 推力室的推力 推力室工作期间， 推力室工作期间，作用在 推力室内表面上的燃气压力和 未受扰动的周围介质作用在推 力室外表面的压力的合力的轴 向分量。 向分量。
燃烧室 喷管
燃气压强pg
大气压强p3
1.推力室
推力室是液体推进剂进行喷注、雾化、混合和燃烧，并使 燃气膨胀以高速喷出产生推力的部件 产生推力的部件。 产生推力的部件 包括喷注器、燃烧室和喷管 喷注器、 喷注器 燃烧室和喷管三部分。
喷注器
喷管
燃烧室
第二章 动力装置
2.推进剂输送系统 将推进剂从贮箱输送到推力室的系统称为推进剂输送系统。目前液 体火箭发动机的输送系统有挤压式和泵压式 挤压式和泵压式两种。 挤压式和泵压式 （1）挤压式输送系统。其借助于高压气体的压强，将推进剂由贮箱挤 借助于高压气体的压强， 借助于高压气体的压强 压到推力室中。 压到推力室中。
激波和膨胀波 1）激波 当物体以超音速 超音速在空气中飞行时，前方的空气来不及让开 超音速 被突然压缩形成堆积而形成的强烈的空气压缩波。 激波分为正激波 斜激波两种。 正激波和斜激波 正激波 斜激波 正激波：波面和飞行速度垂直。 斜激波：波面相对飞行速度倾斜一定角度。
v v
激波面 正激波示意图
激波面 斜激波示意图
等熵方程:
P
ρ
k
= 常数
等熵指数
气体流动质量守恒方程 在同一时间内， 对于连续介质的稳态流动，在同一时间内，流进任意截面 在同一时间内 的气体和从另一截面流出的气体质量相等，即 的气体和从另一截面流出的气体质量相等
ρ1v1 A1 = ρ 2 v2 A2 = C
v1
v2
ρ2
ρ1
伯努力方程（能量守恒方程） 在定常流动和绝热条件下，伯努力方程为：
阿里安5 改进型 主发动机
宇宙神3和宇宙神 5运载火箭
长三甲、长三乙 运载火箭第三级
长征5号运载火箭
第二章 动力装置
2.3.3 固体火箭发动机
2.3.3.1 发动机的组成及工作原理 由燃烧室、推进剂装药、点火装置和喷管四部分组成。 燃烧室、推进剂装药、点火装置和喷管 燃烧室
第二章 动力装置
2.3.3.2 固体推进剂 固体推进剂分为两大类：1）均质推进剂 2）异质推进剂 均质推进剂：从微观结构上看比较均匀，在同一分子内既包含 燃烧剂又包含氧化剂。如双基推进剂。 异质推进剂：从微观结构上看是不均匀的，由固体颗粒氧化剂、 金属粉末和胶体状态的粘合剂组成。如复合推进剂 和复合改性双基推进剂。
第二章 动力装置
2.3.2.2 液体推进剂 1.液体推进剂的分类 单组元、 单组元、双组元和三组元推进剂 单组元推进剂：是指在同一物质中既含有氧化剂又含有燃烧剂。 双组元推进剂：是指一个是氧化剂，另一个组元是燃烧剂。它们被分 别贮存，并且在燃烧室以外不混合。 三组元推进剂：是指由氧化剂、燃烧剂和具有小摩尔质量的组元组成。 高沸点推进剂、 高沸点推进剂、低沸点推进剂和低温推进剂 高沸点推进剂：沸点高于298K。如硝酸、偏二甲肼、火箭煤油。 低沸点推进剂：沸点低于298K，但高于120K。如四氧化二氮。 低温推进剂：沸点低于120K。如液氧、液氢、液氟
第二章 动力装置
第二章 动力装置
液体火箭发动机与固体火箭发动机的比较：
1.固体火箭发动机比液体火箭发动机的结构和设计简单。 2.固体发动机的推力和工作时间受环境初温影响较大，而液体发动机则不然。 3.液体发动机可以随意开车，而固体发动机是不可能的。 4.一般来说，对于大推力、工作时间长的发动机，采用液体发动机比较有利， 而对于工作时间短的发动机，多采用固体发动机。 5.液体火箭推进剂的比冲一般比固体火箭推进剂的高。 6.液体发动机的推力调节容易实现，而固体发动机推力调节较难。 7.液体发动机的地面勤务处理要比固体发动机复杂的多.
v2 k P + =C 2 k −1 ρ
音速和马赫数 1）音速 微弱扰动在气体中的传播速度。 音速：微弱扰动在气体中的传播速度 微弱扰动在气体中的传播速度
a2 = dP P = k = kRT dρ ρ
2）马赫数Ma 马赫数Ma：气体流动速度v与音速a之比，即
Ma≤0.4 为低速流 为亚音速流
Ma =
第二章 动力装置
2.3.1.2 总冲和比冲 总冲It 为整个工作时间内推力对时间的积分，即 为整个工作时间内推力对时间的积分
t
It = ∫ F t d
0
（2.8）
对于恒定推力，忽略启动和关机过渡过程，上式可简化为
It = F t
为单位质量的推进剂所产生的总冲。 比冲Is 为单位质量的推进剂所产生的总冲
2）膨胀波 气流以超音速 超音速流过一物体表面，突遇一个向外的角度转折 超音速 时，流动空间增加，流速会增大，温度、压强会降低，这就形 成了一种新的扰动，称这种扰动为膨胀波。
膨胀波
V>a
气流
膨胀波
激波 激波 Ma>1
图3.3 膨胀波的形成
图3.4菱形翼剖面波系