北航课程设计-气氧酒精火箭发动机
V2500航空发动机课程设计范文
图1.3V2500发动机支承结构图
1.3
V2500-A1和V2500-A5发动机的技术参数分别见表1.1和表1.2。
表1.1 V2500-A1发动机技术参数表
起飞推力(daN)
11130
总增压比
29.4
巡航耗油率kg/(daN.h)]
0.592
质量(kg)
2303
图3.2第7级和第10级放气活门结构图
3.2
因为7级和10级放气活门由EEC通过电磁阀控制，所以当高压引气活门关闭控制电磁阀故障时就说明7级和10级引气活门只能开不能关闭。也就是说7级和10级放气活门可能开在开位，使一部分的高压空气排到外涵道，让进入燃烧室的空气流量减少从而使发动机的性能降低。
高压引气活门关闭控制电磁阀故障的原因可能是高压电磁引气阀关闭控制故障;从高压引气活门关闭控制电磁阀（4029KS）到EEC（4000KS）的接线故障；EEC故障。引气活门和电磁活门部件位置如图3.3所示，功能结构图见图3.4。
1.1 V2500
每个自然段首行缩进2个字符。V2500发动机是国际航空发动机公司（IAE）研制生产的双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机。IAE是由五家公司合资而成，包括美国普拉特·惠特尼公司(P&W)，英国罗尔斯·罗伊斯公司（R·R），日本航空发动机公司（JAZC），联邦德国的MTU公司，意大利菲亚特。V2500发动机适用于中短程客机，推力在22000lbf~33000lbf之间，为空客公司的A319、A320、A321以及麦道公司的MD-90飞机设计。型号编号中V表示五家公司合作生产，2500表示101klbf为单位的推力级。其中V2500-A1和V2500-A5应用在空客A320系列上，V2500-D5应用在MD-90上[1]。此为参考文献的标注方法！
课程设计报告(火箭运载能力分析)精选全文
可编辑修改精选全文完整版课程设计报告一．题目运载火箭运载性能分析1. 总体参数表1 两种改进型的总体参数2. 俯仰角的设计z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到14 度，二子级从14 度线性变化到2 度。
z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到18 度，二子级从18 度线性变化到4 度。
二．所用到的计算公式d m dv =dt p − 0.5ρv 2c− mg sin θ dx= v cos θ dt dy= v sin θ dt三．编程思想及框图由于编程的目的是解决求解微分方程的解，所以可以采用计算方法里面的龙格库 塔求解法，或者欧拉求解法，我选用的是龙格库塔求解法，我的设计思想是这样的 主函数是解方程，另外建立火箭的模型，大气密度用函数计算，整合到 mian 函数中 进行解算，对比两种改进型的高度，速度及距离随时间的变化规律，作出判断。
四．程序代码//头文件 rocket3.h//完成两种改进型火箭的弹道特性计算，作者：胡攀 最后修改：2008-12-23 19：30 #include "stdio.h" #include "math.h" #ifndef ROCKET_H #define ROCKET_Hdouble ru(double h);void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f));//龙格库塔积分函数 void Fct1(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第一级火箭模型 void Fct2(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第二级火箭模型 void Fct3(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第一级火箭模型 void Fct4(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第二级火箭模型double ru(double h); //大气密度函数#endif//主函数#include<stdio.h>#include<math.h>#include"rocket3.h"void main(){//主函数中各变量定义n 是模型状态量数 ,h 是步长，t 是时间，midu 为大气密度int n,j;double h,t,tf,midu;double *y;FILE *fp;printf("请输入积分步长 'h'.\n");scanf("%lf",&h); printf("开始计算改进型一号的运载特性\n"); n=3;y=new double[n];fp=fopen("a.text","w");y[0]=0;y[1]=0; y[2]=0;tf=152.063;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct1);t=h*j;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.textif(t>=tf)break;}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=173.239;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct2);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+152.063,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);printf("开始计算改进型二号的运载特性\n");fp=fopen("b.text","w");y[0]=0;y[1]=0;y[2]=0;tf=141.881;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct3);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=178.887;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct4);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+141.881,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);//火箭各级的函数模型#include"rocket3.h"void Fct1( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2;//改进型一号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=152.063;g0=9.8;mf=983.119;p=2786093;st=3.1415926/2-t*(76*3.1415926/180)/tf;m=200509-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct2( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型一号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=173.239;g0=9.8;mf=194.933;p=565711;st=14*3.1415926/180-t*(12*3.1415926/180)/tf;m=40713-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct3( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=141.881;g0=9.8;mf=983.285;p=2786565;st=3.1415926/2-t*(72*3.1415926/180)/tf;m=200543-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct4( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=178.887;g0=9.8;mf=244.014;p=708580;st=18*3.1415926/180.0-t*(14*3.1415926/180)/tf;m=50995-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}}#include"rocket3.h"double ru(double h){double T,T0=288.15,ru,ru0=1.2495;if (h>=0&&h<=11000){T=(288.15-0.0065*h);ru=ru0*pow((T/T0),4.25588);}else if(h>=11000&&h<=20000){T=216.65;ru=0.36392/pow(2.718281828459,(h-11000)/6341.62);}else if(h>=20000&&h<=32000){T=(228.65+0.001*(h-20000));ru=0.088035*pow(216.6/T,35.1632);}else if(h>=32000&&h<=47000){T=228.65+0.0028*(h-32000);ru=0.013225*pow(228.65/T,13.2011);}else if(h>=47000&&h<=51000){T=270.65;ru=0.00142754/pow(2.718281828459,((h-47000)/7922.27));}else if(h>=51000&&h<=71000){T=270.65-0.0028*(h-51000);ru=0.0008616*pow(T/270.65,11.2011);}else if(h>=71000&&h<=86000){T=214.65-0.002*(h-71000);ru=0.000064211*pow(T/214.65,16.0818);}else if(h>=86000)ru=0;return(ru);}#include "rocket3.h"//////////////////////////////////////////////////////////////////////// Construction/Destruction////////////////////////////////////////////////////////////////////////n 为状态数，t 为时间，h 为步长，y 为状态指针void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f)){int i;double *f;double k1,k2,k3,k4,k;f=new double[n];(*Fct)( t, midu, y, f);for(i=0;i<n;i++){k=y[i]; k1=f[i];y[i]=y[i]+k1*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k2=f[i];y[i]=y[i]+k2*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k3=f[i];y[i]=y[i]+k3*h;(*Fct)( t, midu, y, f);k4=f[i];y[i]=k+(k1+2*k2+2*k3+k4)*h/6;}}五．结果图片对比从上面的图片对比中，我们可以很明白看出，改进型一的发动机工作完毕后速度大，而改进型二的高度大，各有所长。
论业余模型火箭发动机设计方法5.31(1)
CH4
2.91E-07
2.77E-07
4.03E-07
CO
1.91E-01
1.85E-01
1.62E-01
CO2
1.54E-01
1.57E-01
1.75E-01
H
4.34E-06
2.38E-06
燃料名称 氧化剂 粘结剂
理论最大比冲
KNSU KNO3
蔗糖
137
KNSB KNO3 山梨醇
164
KNDX KNO3 葡萄糖
160
燃速数据如下
表2
图3
对于上述的燃料，可通过 Cprepop 软件进行相关参数的求解，下图为 Cprepop 软件界面
4
中青为科技小组
论业余模型火箭发动机设计方法
图4
下面以 KNSU 为例，在软件界面中输入相应的配比，这里硝酸钾对蔗糖之比为取 13:7。 可以计算化学平衡流与化学冻结流下的燃料产物组分与相关参数，如燃烧温度 Tf ，燃
固体火箭发动机的特点是通过消耗自身携带的燃料，向后排出高速运动的工质推动 载荷进行运动。一般而言，模型火箭要求其发动机制造价格低廉，结构简单，可快速重 新装填入模型火箭中进行发射作业。故现对一般的固体火箭发动机结构给予适当简化。 模型火箭发动机典型工作时间通常在 1.0s 左右，所以对于火箭发动机内壁的热防护可以 基本不必考虑，隔热层并没有安装的必要。对于市面上大多数模型固体火箭发动机而言， 通常都采用简单的圆孔尾喷管代替一般固体火箭发动机的拉法尔喷管；采用简单的深/ 浅内孔燃烧的管状装药以方便批量生产。可以说，模型火箭牺牲了一部分性能满足了上 述的价格低廉，结构简单的特点。图 1 所示为一般模型火箭发动机结构：
2 模型固体火箭发动机一般设计流程
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。
酒精火箭原理
酒精火箭原理酒精火箭是一种利用酒精燃烧产生的高温和高压气体来推动火箭的动力装置。
它是一种简单而有效的火箭推进系统，广泛应用于科研实验、教学演示和模型火箭等领域。
下面将详细介绍酒精火箭的原理和工作过程。
一、酒精燃烧原理酒精是一种常见的易燃液体，其化学式为C2H5OH。
当酒精与氧气发生化学反应时，会产生大量的热能和气体。
化学方程式为：C2H5OH + 3O2 → 2CO2 + 3H2O。
在这个反应过程中，酒精和氧气分子结合，生成二氧化碳和水分子，并释放出大量的热能。
这种燃烧反应是放热反应，也是酒精火箭推进的基本原理。
二、酒精火箭工作过程1. 燃料供给：酒精火箭首先需要装载足够的酒精燃料。
燃料一般以液体形式储存在火箭燃料箱中。
在发射前，燃料箱会通过管道和喷嘴连接到火箭的燃烧室。
2. 点火启动：当点火器点燃酒精燃料时，燃烧反应开始。
酒精在燃烧室中迅速蒸发并与空气中的氧气混合。
然后，在点火器的作用下，燃烧反应开始。
点火器会产生足够的热量引发酒精与氧气的反应。
3. 推进力产生：酒精燃烧产生的高温和高压气体通过喷嘴喷射出来，产生的反作用力推动火箭向前运动。
根据牛顿第三定律，反作用力与推进力大小相等，方向相反。
所以，酒精燃烧产生的高速气体向下喷射，推动火箭向上运动。
4. 控制和稳定：为了保持火箭的稳定飞行，需要通过控制系统来调整火箭的姿态。
控制系统通常包括陀螺仪、推力矢量控制系统等。
陀螺仪可以感知火箭的姿态变化，推力矢量控制系统可以调整喷嘴的角度，以实现火箭的姿态控制。
5. 停止和分离：当酒精燃料用尽或达到预定高度时，火箭的推进力会逐渐减小。
此时，火箭可以通过飞行器自身的设计，在一定高度上停止运动并分离。
分离后，火箭的各个部分会独立控制降落或返回地面。
三、酒精火箭的应用酒精火箭由于其简单、安全和易于获得燃料等优点，在科研实验、教学演示和模型火箭制作等领域得到广泛应用。
科研实验中，酒精火箭可以用于研究火箭推进系统的性能和参数。
航空发动机课程设计
航空发动机课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握航空发动机的基本结构及其工作原理，了解不同类型的航空发动机特点。
2. 使学生了解航空发动机发展历程，掌握相关里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状。
3. 帮助学生掌握航空发动机性能参数，如推力、燃油消耗率等，并能进行简单的计算。
技能目标：1. 培养学生运用所学知识分析航空发动机故障原因及提出改进措施的能力。
2. 提高学生设计简单的航空发动机模型的能力，培养动手操作和团队协作能力。
3. 培养学生收集、整理和分析航空发动机相关资料的能力，提高信息处理和归纳总结能力。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空发动机事业的热爱，增强国家使命感和责任感。
2. 培养学生严谨的科学态度和良好的工程素养，提高对工程技术的尊重和敬业精神。
3. 增强学生的团队合作意识，培养相互尊重、沟通协作的精神。
本课程结合学科特点、学生年级和教学要求，以实用性为导向，注重理论与实践相结合。
通过本课程的学习，旨在使学生全面了解航空发动机相关知识，提高解决实际问题的能力，同时培养对航空发动机事业的热爱和责任感。
课程目标分解为具体的学习成果，便于后续教学设计和评估。
二、教学内容1. 航空发动机基本原理：讲解发动机的工作原理，包括燃烧、压缩、涡轮、喷气等基本过程，对应教材第一章。
2. 航空发动机结构及分类：介绍发动机的主要组成部分，如压气机、燃烧室、涡轮等，并讲解不同类型的发动机特点，对应教材第二章。
3. 航空发动机性能参数：学习推力、燃油消耗率、效率等性能参数，并进行实际计算，对应教材第三章。
4. 航空发动机发展历程：回顾发动机的发展历史，了解国内外重要里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状，对应教材第四章。
5. 航空发动机故障分析与改进：分析典型发动机故障案例，探讨故障原因及改进措施，对应教材第五章。
6. 航空发动机模型设计与制作：指导学生设计简单的发动机模型，培养动手操作和团队协作能力，对应教材第六章。
西北工业大学航天学院【硕士课程简介】
02 航天学院序号：课程编号：02M001课程名称：线性系统理论任课教师：周军刘莹莹英文译名：Linear System Theory先修要求：《线性代数》和《矩阵论》中任一门、《复变函数》内容简介：《线性系统理论》是控制类、系统工程类、电类、计算机类、机电类等许多学科专业硕士研究生的一门公共基础理论课，是控制、信息、系统方面系列理论课程的先行课。
《线性系统理论》是最优估计、最优控制、系统辨识、自适应控制等现代控制理论的基础，系统讲述线性系统的运动规律，揭示系统中固有的结构特性，建立系统的结构、参数与性能之间的定性和定量关系，以及为改善系统性能，满足工程指标要求而采取的各类控制器设计方法。
具体的内容包括：线性系统的状态空间描述、状态空间描述与传递函数描述的关系、线性系统的运动分析、能控性、能观性、稳定性理论、线性反馈系统的状态空间综合方法、线性鲁棒性控制基本理论、线性系统的基本代数理论，以及多变量频域设计方法等。
主要参考书：（1）《线性系统理论》阙志宏主编，西安西北工业大学出版社，1995；（2）《现代控制理论引论》周凤歧等，北京国防工业大学出版社，1988；（3）《线性理论》郑大中编著，北京清华大学出版社；（4）《线性系统理论与设计》[美]陈启宗，科学出版社，1988。
序号：课程编号：02M900课程名称：专业英语任课教师：周军英文译名：Professional English先修要求：专业方面的课程内容简介：本课程作为一种基本的专业英语技能，在阅读和学习与本专业的相关的国外文献资料时，发挥着重要的作用。
因此，主要学习和掌握专业外语的基本语法、句法和结构，通过这门课的学习，期望学生能掌握专业英语的特点；扩大专业英语词汇量，尤其关于本专业有关导弹、航天器、无人机等专业知识方面的英语词汇量；提高专业英语（或科技英语）文章的阅读速度；并进行相应专业英语文献的翻译，在此基础上掌握专业英语的写法，为今后从事工程技术和科学研究工作打下稳固的基础。
北航教务在线
理学院
专业基础课及专业课的教学改革与实践
刘发民
03
124
理学院
数据挖掘在学生综合评价体系中的应用
邢涛
03
125
理学院
在基础物理课程中设置计算机数值计算
沈嵘
03
126
理学院
大学物理的含公式图表的答疑网络平台（兼防SARS、廊坊、沙河教学手段预案，可扩展为全校各课程通用）
崔怀洋
03
127
理学院
经管类“大学物理”双语教学研究
王丽
02
60
图书馆
《信息检索与网络应用》课程远程虚拟学习社区建设
王梦丽
02
61
工程训练中心
工程材料课程体系整体改革上台阶
王卫林
02
62
工程训练中心
金工实习课程深化改革实践
王秋红
02
63
工程训练中心
本科课程双语教学的研究与实践
白薇
02
64
工程训练中心
实践教学质量保障体系研究与实践
张兴华
02
65
工程训练中心
屈香菊
03
103
航空学院
院系教学质量保障体系的研究
林贵平
03
校重点
104
计算机学院
教学方法、教学手段的研究与改革
黄宁
03
105
计算机学院
《数据库系统原理》课程内容体系建设
郎波
03
106
计算机学院
本科课程双语教学的研究与实践
康建初
03
107
计算机学院
基于网络环境的先进教学综合平台建设
曹庆华
03
108
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。
航发结构课程设计
航发结构课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能理解并掌握航空发动机的基本结构及其工作原理，包括进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等关键部件。
2. 学生能够描述不同类型的航空发动机，如涡扇、涡桨、涡轴和冲压发动机，并了解它们的应用场景。
3. 学生能够解释影响航空发动机性能的主要因素，如空气动力学、热力学和材料学等。
技能目标：1. 学生能够通过模型或图表分析航空发动机的构造，运用所学知识解释实际工作过程。
2. 学生能够设计简单的实验或模拟，以验证发动机某一性能参数的影响因素。
3. 学生能够运用专业术语准确讨论航空发动机的结构和功能。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空发动机科学研究的兴趣和好奇心，激发探索航空领域的热情。
2. 强化学生的团队合作意识，通过小组合作学习培养相互尊重和倾听的沟通技巧。
3. 增强学生的国家荣誉感和责任感，认识到发展航空发动机技术对国家科技进步和军事力量的重要性。
课程性质：本课程旨在结合理论知识与实践应用，提高学生的专业知识水平和实际操作技能。
学生特点：假设学生为高中二年级理科生，具备一定的物理和数学基础，对航空科技感兴趣，具备初步的科学探究能力。
教学要求：教学应注重理论与实践相结合，鼓励学生主动探索和动手实践，通过案例分析、小组讨论和实验设计等方式，提升学生的综合素养。
教学目标分解为具体的学习成果，便于通过课堂表现、实验报告、小组展示等多种形式进行评估。
二、教学内容本课程教学内容紧密围绕课程目标，确保科学性和系统性。
教学内容主要包括以下几部分：1. 航空发动机概述：介绍航空发动机的发展历程、分类及主要性能参数，涉及教材第一章内容。
2. 航空发动机基本结构：- 进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等关键部件的构造与功能，对应教材第二章。
- 不同类型航空发动机的结构特点与应用，如涡扇、涡桨、涡轴和冲压发动机，涉及教材第三章。
3. 航空发动机工作原理：- 空气动力学、热力学基础原理，包括压缩、燃烧、膨胀和排气等过程，对应教材第四章。
北航课程设计-气氧酒精火箭发动机
课程设计说明书院（系）名称：宇航学院***名：***学号：********专业名称：飞行器动力工程（航天）***师：***2016.1.22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：确定圆柱形燃烧室直径、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：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：李东来指导教师：张黎辉班级：121516 教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算内壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算内壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩张比εe=3.635。
航空航天课程：制作气火箭
想一想 想一想：生活中什么可以模拟推进剂燃烧时产生的反推力？
反推力
反推力
利用气体
反推力
高压水柱
反推力
讨论 讨论：自制火箭的类型有哪些？
自制火箭
气火箭
水火箭
火药火箭
实验 —— 制作气火箭
实验注意事项
使用剪刀注意安全！！ 准备：气火箭套装、双面胶、教材气泵 按步骤进行制作
实验 —— 制作气火箭 清点设备
火箭制作与发射
制作气火箭
本章内容
1、火箭的设计
2、火箭推进剂燃料 3、自制火箭类型
4、实验：制作气火箭 5、本章总结
课程引入
我们上节课讲了什么火箭？
视频
想一想 想一想：我们认识了很多火箭，火箭为什么又高又瘦呢？
ห้องสมุดไป่ตู้
讨论 讨论：火箭的设计需要考虑哪些方面？
火箭外形
1、火箭的气动外形设计
火箭跨越声速时的稳定性 减小空气阻力 外形制造简单、工艺性好 便于运输
实验 —— 制作气火箭 制作箭体
实验 —— 制作气火箭 制作火箭头
实验 —— 制作气火箭 制作尾翼
实验 —— 制作气火箭 粘贴尾翼
实验 —— 制作气火箭 放飞气火箭
本章总结
1、火箭的外形设计 2、火箭的推进剂 3、生活中的反推力 4、自制火箭的类型
火箭外形
2、火箭的头部形状
组合锥 锥-柱-裙 锤头形
火箭外形
3、火箭的级间段拍焰孔
杆式 孔式
火箭外形
4、火箭凸起物
箭体上的天线、推进剂输送管 和电缆等，为了保证不被破坏 会给它们装上保护罩。
火箭外形
5、火箭尾翼
保证平稳飞行
想一想 想一想：火箭是如何上天的？
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)液体火箭发动机再生冷却文献综述报告（火箭发动机热防护作业）一、再生冷却简史[1]再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。
采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。
它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型1、总论再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传热来描述。
如图1所示。
由燃气通过包括金属室壁在内的隔层到冷却液的一般稳态传热关系式可以用下式表示：图 1 冷却系统的温()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ⎛⎫-==- ⎪⎝⎭(1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c-=- (2) ()()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c=++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in s ggc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F o g g ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btuin s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btuin s F o g g t ------室壁厚度 inaw T -----燃气绝热壁温，R o wg T -----燃气侧壁温，R owc T ----冷却剂侧壁温，R oco T -----冷却剂体积温度，R o H -----总传热系数，()2Btu in s F o g g冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。
科研课堂小班化教学方法探索——火箭发动机尾喷管收扩段电镀工艺仿真“微课题”设计与实践
［收稿时间］2023-04-30［基金项目］重点研发（2023YFB3408200）；国防基础科研（JCKY2021204B146）。
［作者简介］李卫平（1972—），女，湖南人，博士，教授，研究方向为功能涂镀层制备技术、轻合金表面阳极氧化处理技术、材料加速腐蚀实验方法评估和寿命预测。
［摘要］项目组借助虚拟仿真技术以“体验—学习—发现—探索”为思路构建层层递进的科研课堂“微课题”小班化教学模式，引导学生针对航天领域大型构件电镀仿真模型进行阳极优化设计，明确设计理念。
实践结果表明：虚实结合的小班化教学方法有利于培养学生的思维能力、创新能力、分析和解决问题的能力、设计和优化方案的能力，还有利于提高学生的学习兴趣，可为多元化、创新型卓越人才的培养提供经验。
［关键词］虚实结合；实验教学；小班化教学；电镀工艺仿真；“微课题”［中图分类号］G642.0［文献标识码］A ［文章编号］2095-3437（2023）18-0060-062023年9University Education为贯彻落实习近平新时代中国特色社会主义思想和全国教育大会精神，结合教育部《关于加快建设高水平本科教育全面提高人才培养能力的意见》《关于深化本科教育教学改革全面提高人才培养质量的意见》等要求，北京航空航天大学进一步推进科教融通，提出了依托科技创新平台打造“科研导师、实验室开放日、微课题”三位一体的科研课堂“TOP ”计划，探索全面实现科研优势向人才培养优势转化的北航育人模式[1]。
科研课堂是以“点亮”学生科学创新思维、掌握基本科学研究方法、具备科学探索能力和团队协作能力为目标定位，面向二、三年级本科生开设的，共32学时的实践课程。
依托科研实验室和科研导师资源，以“微课题”形式开展小班化教学，使学生在课题研究过程中初步掌握科研技巧、树立科学精神、培养科研思维、提升创新能力。
为此，项目组依托“空天先进材料与服役教育部重点实验室”，以国家重点研发计划课题“无铬绿色碳化硅类涂层材料与复合电沉积工艺”为支撑，设计了火箭发动机尾喷管收扩段电镀工艺仿真“微课题”（以下简称“微课题”），以“体验—学习—发现—探索”为主线进行小班化教学方法探索。
通用氢氧末级
通用氢氧末级
通用氢氧末级（有时也称为氢氧火箭发动机）是一种利用氢和氧作为推进剂的火箭发动机。
这种发动机被广泛用于航天领域，从卫星发射到载人飞行，都有其重要的应用。
氢氧末级火箭发动机的工作原理主要是基于化学反应产生能量。
当液态氢和液态氧在发动机的燃烧室中混合并点燃时，它们会发生剧烈的化学反应，产生大量的热能和气体。
这些气体以极高的速度从发动机的喷嘴中喷出，产生推力，推动火箭向前飞行。
氢氧末级火箭发动机的优点在于其比冲（即单位质量燃料所产生的推力）非常高，这意味着它能够提供更大的推力，同时消耗的燃料相对较少。
此外，氢和氧在自然界中广泛存在，使得这种发动机具有可持续性和环保性。
然而，氢氧末级火箭发动机也存在一些挑战。
首先，液态氢和液态氧需要在极低的温度下存储，这增加了火箭的设计和制造难度。
其次，虽然氢氧推进剂的能量密度很高，但其密度较低，需要更大的储罐来存储足够的燃料，这增加了火箭的整体质量。
总的来说，通用氢氧末级火箭发动机是一种高效、环保的推进方式，广泛应用于航天领域。
随着科技的进步，我们期待看到这种发动机在未来航天探索中发挥更大的作用，推动人类走向更远的太空。
北航11春学期《航空航天概论》期末作业考核要求
北航11春学期《航空航天概论》期末作业考核要求1.通过你对航空航天技术现状和未来的发展趋势，谈谈你对未来我国航空航天技术发展途径的看法。
（20分）可回收卫星实力非常强大,航天理论和设计基础非常扎实,深空探测技术非常薄弱,卫星制导技术在迅速发展中,载人航天技术也在飞速发展中,2.飞机的气动布局形式有哪些？请简述各布局形式的特点。
（20分）气动布局形式是气动布局设计中首先需要考虑的问题。
目前飞机设计中主要采用的包括以下几种：常规布局；鸭式布局；变后掠布局；三翼面布局；无平尾布局；无垂尾布局；飞翼布局1．常规布局：自从莱特兄弟发明第一架飞机以来，飞机设计师们通常将飞机的水平尾翼和垂直尾翼都放在机翼后面的飞机尾部。
这种布局一直沿用到现在，也是现代飞机最经常采用的气动布局，因此称之为“常规布局”。
2．无尾布局：通常说的“无尾布局”，是指无水平尾翼，垂直尾翼还是有的。
这种布局，在第二次世界大战时就开始实用了。
德国的火箭动力战斗机Me－163就是这种布局。
60年代采用这种布局的飞机比较多，如法国的“幻影”Ⅲ、美国的F－102、F－106、英国的“火神”式轰炸机等。
在无尾布局的飞机上，副翼兼顾了平尾的作用。
省去了平尾，可以减少飞机的重量和阻力，使之容易跨过音速阻力突增区，其缺点主要是起降性能差。
无尾布局的飞机高空高速性能好，适合做截击机用。
但其低空区音速机动性能差，不符合现代飞机发展趋势，正逐渐被鸭式布局所取代。
3．鸭式布局：鸭式布局，是一种十分适合于超音速空战的气动布局。
早在二战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。
早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。
采用鸭式布局的飞机的前翼称为“鸭翼”。
战机的鸭翼有两种，一种是不能操纵的，其功能是当飞机处在大迎角状态时加强机翼的前缘涡流，改善飞机大迎角状态的性能，也有利于飞机的短矩起降。
“北航 2 号”固液火箭发动机压力调节阀设计与试验
“北航2号”固液火箭发动机压力调节阀设计与试验李茂1，袁宇2，李君海1，俞南嘉1，马彬1，张国舟1（1，北京航空航天大学宇航学院，北京100191；2，北京航天动力研究所，北京 100076）摘要：提出了应用于挤压式输送系统的压力调节阀设计方法，利用变化的贮箱压力调整压力调节阀开度稳定阀后压力维持流量稳定。
设计了压力调节阀，采用水和液体氧化亚氮对该阀门局部损失系数进行标定，试验结果与设计值基本相同，验证了水代替氧化亚氮标定的可行性，并在标定结果的基础上分析了阀门初始开度和弹簧劲度系数对流量的影响。
对采用该阀门的输送系统进行了试验，阀后压力稳定，达到了预期值，说明该压力调节阀的设计方法是可行的。
关键词：固液火箭发动机；压力调节阀；损失系数；开度1.引言在液体火箭发动机工作过程中，稳定的流量供应是发动机稳定工作的关键影响因素之一。
在挤压式液体火箭发动机输送系统中，一般都是通过高压气瓶给推进剂贮箱增压稳定贮箱压力，若贮箱压力发生变化，流量将受到影响[1,2]。
美国斯坦福大学和洛克希德-马丁公司联合启动的Stanford/LM火箭项目中，斯坦福大学的师生设计和研制了推进剂为氧化亚氮/石蜡的固液混合火箭发动机并应用于小型探空火箭，在2003年10月成功发射，该输送系统没有增压系统，利用氧化亚氮自增压特性维持流量[3]。
在自增压系统中，随着液体氧化亚氮蒸发吸热，贮箱内液体氧化亚氮温度将不断降低，氧化亚氮的饱和蒸汽也将随着温度不断下降，实际上贮箱压力处在一个不断下降的过程，并不能严格的维持稳定的流量。
文献[4]介绍的一种氧化亚氮自增压计算模型的计算结果及试验结果也说明了随着氧化亚氮的流出贮箱内压力不断降低。
在固液混合火箭发动机中，若喷注压降小，流量将会受到燃烧室压力波动的影响，有可能导致不稳定燃烧[5,6]，文献3、4中介绍的自增压系统中，氧化亚氮处于亚临界工作状态，并不产生气蚀，因此，燃烧室压力容易影响供应系统的压力导致流量不稳定。
【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。
“北航2号”固液火箭发动机总体设计
“北航2号”固液火箭发动机总体设计李君海,朱浩,田辉,俞南嘉,蔡国飙（北京航空航天大学宇航学院，北京，100191）摘要：介绍了固液火箭发动机原理和“北航2号”固液火箭发动机的设计流程，进行了总体参数设计、分系统方案选择及关键部件详细设计，最终完成发动机的总体设计。
发动机进行了一系列地面试验，试验中获得的发动机性能参数证明发动机满足探空火箭总体提出的技术要求。
2008年12月5日，“北航2号”在中国酒泉卫星发射中心进行了飞行试验，取得了圆满成功，成为中国首枚采用固液火箭发动机技术的探空火箭，验证了固液火箭发动机新技术的安全性、可行性及经济性，为固液火箭发动机的进一步发展垫定了基础。
关键词：探空火箭、固液火箭发动机、总体设计、飞行试验；1 引 言目前，国际上航天技术强国都开展了对固液火箭发动机技术的研究，一方面由于商业竞争的日趋激烈，低成本火箭的发展显得格外的重要；另一方面，1986年1月28日“挑战者”号和1986年4月18日“大力神”III 运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸，这也引起了NASA的注意，试图用固液推进剂来代替单一的固体推进剂，从而固液火箭发动机的研究成为一个热点方向。
值得一提的是2004年，美国Scaled复合材料公司进行的亚轨道商业飞行计划中，采用以固液火箭发动机为动力装置的“太空船一号”（Space Ship One）飞船成功的把三个人送到100公里高的亚轨道上。
这是完全由私人企业进行的载人太空飞行计划，它很好的利用固液火箭发动机安全性与经济性好的优点，赢得了“安萨里X大奖”（这项大奖为激励商业性太空旅行而设，奖金高达1000万美元），也为固液火箭发动机技术的发展增强了信心。
国内对固液火箭发动机的研究始于50年代末，首先由中国科学院大连化学物理研究所开展，60年代末转到航天部四院继续研制，由于种种原因于70年代末停止了研究。
近几年来，充分考虑到固液火箭发动机的优点及发动机技术的发展趋势，这方面研究又重新开展起来。
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课程设计说明书院（系）名称：宇航学院学生姓名：东来学号：12151075专业名称：飞行器动力工程（航天）指导教师：黎辉2016.1.22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：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩段长度，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：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：东来指导教师：黎辉班级：121516教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩比εe=3.635。
3.推力室结构参数计算取燃烧室效率ηC=0.96；喷管效率ηn=0.96。
=0.234kg/s推力室总质量流量为：q mc=F tcI stctℎηcηn从而得出：=0.127kg/s推力室氧化剂质量流量：q moc=q mc×r mcr mc+1推力室燃料质量流量：q mfc=q mc−q moc=0.107kg/s=1.930×10−4m2喷管喉部面积：A t=c∗⋅q mcp c喉部直径D t=√4A tπ=15.68mm，圆整取D t=16mm，则A t=2.01×10−4m2取燃烧室的特征长度L=2.4m燃烧室容积V c=L×A t=4.8255×10−4m3利用燃烧室收缩比求燃烧室直径取燃烧室收缩比为εc=16则燃烧室横截面积为：A c=εc A t=3.217×10−3m2燃烧室直径为：D c=√εc⋅D t=64mm设计推力室喷管双圆弧收敛段型面选择R1=1.5R t=11.76mm，圆整取R1=12mm选择R2，取ρ=2.5，则R2=ρR c=ρ√εc R t=80mm则收敛段长度为：L c2=R t√(k+ρ√εc)2−[(ρ−1)√εc+k+1]2式中，k=1.5，ρ=2.5，εc=16，则计算得L c2=61.96mm。
圆整取L c2= 62mm以R1和R2所作圆弧切点的位置为ℎ=k+ρ√εc2=8.09mmH=L c2−ℎ=53.91mmy=kR t+R t−√k2R t2−ℎ2=11.14mm收敛段容积为：V c2=1.17982385×10−4m3燃烧室圆柱段的长度为：L c1=V c−V c2A c=113.33mm，圆整取114mm 喷管扩段直径D e=√εe⋅D t=30.505mm，圆整取32mm喷管扩段与喉部截面之间用半径R3=D t=16mm的圆弧过渡喷管出口角取2βe=150查得喷管相对长度L̅n=1.7930，求大圆弧相对半径R̅0=L̅n2+(1.5−D e2D t)2−12[1−L̅n sinβe−(1.5−D e2D t)cosβe]=4.56则：R0=R̅0D t=72.97mm，圆整取73mmL n=L̅n D t=28.688mm，圆整取29mmX0=L n+R0sinβe=38.528mm，圆整取39mm Y0=R0cosβe−D e2=56.375mm，圆整取57mmβm =sin −1L n +R 0sinβeR 0+D t=22.46°。
4.推力室头部设计采用带切向孔的直流-离心式喷嘴，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3个喷嘴，燃料和氧化剂喷嘴数量为n f =n 0=4。
4.1燃料喷嘴设计已知：75%酒精密度：ρf =877.3kg ∕m 3 酒精喷嘴压降∆p 0=0.2p c =0.4MPa根据经验数据确定流量系数。
取l d ⁄=3，得到μ=0.8 则有A nf =mfcμ2ρ∆p =5.049×10−6m 2d f =√4Anf n fπ=1.035mm ，圆整取1.1mml f =3d f =3.3mm该喷嘴为自击式，故αs 始终为0，取喷嘴偏转角度αf =45°。
4.2氧化剂喷嘴：氧化剂喷嘴质量流量q moℎ=q moc n f ⁄=0.1273kg/s =0.042kg/s 选取喷嘴压降Δp o =0.4MPa ，取流量系数μo =0.8。
气氧压力p in =p c +Δp =2.4MPa标准状况下，氧气多变指数k=1.4，ρst =1.43kg ∕m 3。
由状态方程pp st=(ρρst )k得ρo=(p inp st)1∕kρst=12.17kg∕m3气氧的喷出速度为w o=√2kk−1RT in[1−(p cp in)k−1k]=√2×1.41.4−1×259.8×273.15×[1−(22.04)1.4−11.4] =52.94m/s由气体直流喷嘴的质量流量方程得A no=q moℎμo w oρo=0.0320.8×55.30×12.17×106mm2=81.49mm2喷孔直径d o=√4A non0π=5.88mm，圆整取d o=6mm，l o=18mm由几何关系可知壁厚b=√22(l f+d)=3.1mm，圆整取b=4mm 5.推力室身部设计5.1推力室圆筒段冷却计算5.1.1燃气的气动参数圆筒段燃气温度T st=3006K燃气多变指数k=1.15燃气定压比热容c p=2.296kJ kg∙K⁄燃气粘度μ=1.0×10−4Pa⋅s燃气普朗特数Pr=0.58815.1.2计算燃气与壁面的对流换热密度圆筒段横截面积A=1πD c2=3.217×10−3m2喷管喉部过渡平均半径R =0.5(R 1+R 3)=14mm假设壁温度：T wg =500K 。
利用巴兹法计算燃气与壁面的对流换热系数： 根据T wgTst=0.166，查表得到考虑附面层燃气性能变化的修正系数σ=1.52。
燃气与壁面的对流换热系数ℎg =[0.026t0.2(μ0.2c p 0.6)ns (p c ∗)0.8(D t )0.1](A t )0.9σ=1067W/(m 2⋅K)燃气与壁面的对流换热密度q k =ℎg (T st −T wg )=2.675×106W ∕m 25.1.3计算燃气与壁面的辐射热流密度根据Lc1D c=1.78，查得气体对整个壁面辐射的平均射线长l =0.85D c =54.4mm水蒸气分压p H 2O =p c ⋅n H 2O n =1.12MPa 二氧化碳分压p CO 2=p c ⋅n CO 2n=0.34MPa计算得到p H 2O l =0.061MPa ⋅mp CO 2l =0.018MPa ⋅m查图得水蒸气发射率ε0H 2O =0.014，指数关系n =1+k H 2O p H 2O =1.6，则水蒸气的实际发射率为εH 2O =1−(1−ε0H 2O )n=1−(1−0.014)1.6=0.0223查图得二氧化碳发射率εCO 2=0，则总的发射率为εg =εH 2O +εCO 2−εH 2O εCO 2=0.0223壁面发射率一般取为ε0w =0.8，则实际有效壁面发射率为εW =ε0W [1+(1−ε0W )(1−εg )]=0.956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q r=5.67⋅εw⋅[εg(T g100)4−αg(T wg100)4]=5.67⋅εw⋅εg(T g100)4=9.870×104W∕m25.1.4计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量总热流密度q=q k+q r=2.774×106W∕m2取推力室圆筒段壁厚δ=1mm，则外壁面温度T Wf=T Wg−qδλw=492K 总热流量Φ=q⋅2πR c l c=6.36×104W若要求冷却水通过冷却通道时的温升为40K，则冷却水流量为q co=ΦC pco⋅ΔT co=0.381kg/s冷却水的温度可以取为T co=(20+602+273)K=313K5.1.5确定冷却通道参数推力室壁面及肋条材料为1Cr18Ni9Ti，导热系数λW=23.26W∕(m⋅K)，壁厚δ=1mm，冷却通道高度h=3mm，肋条厚b=1.5mm，冷却通道宽a=2mm，则当量直径d e=2aℎa+b=2.4mm，冷却通道数n=57。
5.1.6计算壁面和外壁面温度冷却通道面积A=naℎ=3.42×10−4m2冷却剂流速V t=q coA⋅ρco=1.114m/s冷却剂雷诺数e=ρco V t d eμco =1000×1.25×2.4×10−30.658×10=4063冷却剂普朗特数Pr=C pcoμcoλco=4.31冷却剂努塞尔数Nu f=0.023R e0.8Pr0.4=31.8冷却剂和外壁面的对流换热系数ℎf=Nu fλcod e=8321W∕m2液体壁面温度T Wf=qηpℎf+T f=480K气体壁面温度 T wg =qδλw +T w f =488K 由计算结果可知，推力室圆筒段气体壁面T wg =484K 小于假定的温度500K,相差2.4%小于5%，符合冷却要求。