火箭发动机结构与设计-液体火箭发动机总体设计

火箭的发射原理

火箭的发射原理 航空和航天 航空和航天是当今人类认识和改造自然过程中最活跃，最有影响力，也最有发展前途的科学和技术领域，是人类文明高度发展的重要标志， 也是衡量一个国家科学和技术水平，以及综合实力的重要标志。 航空 航空是指载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动。航空活动的范围主要限于离地面30公里的大气层内。在大气层中航行的飞行器 （航空器），只要克服自身的重力就能升空。比空气轻的航空器，如气球、飞艇，用空气静力升空；比空气重的航空器，如飞机、直升机， 则要利用空气动力才能升空，风筝也是利用空气动力升空的一种最原始的航空器。可见，航空离不开地球的大气圈，也摆脱不了地球的引力 作用。 航天 航天是指载人或不载人的飞行器在太空的航行活动，也叫做空间飞行或宇宙航行。航天包括：环绕地球的运行、飞往月球或其它星球的航行 （包括环绕某一天体运行、从其近旁飞过或在其上着陆）、行星际空间的航行及飞出太阳系的航行。可见，航天活动的范围要比航空活动的 范围大得多。一类在太阳系内的航行活动叫做航天；一类，在太阳系以外的航行活动叫做航宇。 航天不同于航空，航天要在极高真空的太空以类似于自然天体的运行规律飞行。因此，航天首先，必须有不依赖空气，且具有巨大推力的运 载工具——火箭。 火箭的概念和原理 火箭是一种依靠火箭发动机喷射工作介质产生的反作用力推动前进的飞行器。 火箭的飞行原理是它借助了物体的反作用力，就像一只充足气体的气球，当我们把它从手中放开后，气球内的气体便顺着气球的气嘴喷出， 同时气球向前冲去。因自身携带氧化剂，用不着像飞机那样依靠大气中的氧，所以火箭可以飞出大气层，在真空条件下飞行。 火箭的三大系统 运载火箭是将人造卫星、宇宙飞船、空间站和宇宙探测器等航天器送入太空的运载工具，是人类一切航天活动的基础。它主要包括三大 系统：动力系统、结构系统和控制系统。 动力系统即火箭发动机系统，是火箭的动力装置，堪称火箭的心脏。它依靠推进剂在燃烧室内燃烧，形成高温高压燃气，通过喷管高速 排出后产生反作用力推动火箭前进。火箭发动机按使用推进剂的类别分为液体火箭发动机、固体火箭发动机、固液混合式火箭发动机三种。 结构系统通常称为箭体结构，它是火箭的躯体，用于连接火箭所有结构部段，使之成为一整体，具有良好的空气动力外形和飞行性能。 控制系统是火箭的大脑和神经中枢。火箭发射后的级间分离、俯仰偏航、发动机关机与启动、轨道修正和星箭分离等一系列动作，都依 靠控制系统完成。 推进剂——发动机的“食粮” 火箭发动机使用的燃料称为推进剂，堪称火箭发动机的“食粮”。目前，各国研制的运载火

火箭发动机燃烧室壳体成形工艺设计

录 1 绪论 (1) 1.1 课题研究的意义和目的 (1) 1.1.1 技术上 (2) 1.1.2 经济上 (2) 1.2 国内的现状和发展趋势 (3) 1.2.1 国内冲压模具发展现状 (3) 1.2.2 冲压模具制造技术发展趋势 (4) 2 工艺方案设计 (7) 2.1 零件工艺性分析 (7) 2.2 工艺计算 (7) 2.2.1 计算毛坯直径D (7) 2.2.2 拉深工艺系数的确定和拉深次数的确定 (8) 2.2.3 选取各次半成品底部的圆角半径和各次拉深的高度 (8) 2.3 确定工艺方案 (9) 3 模具设计 (12) 3.1 冲裁模设计 (12) 3.1.1 冲裁模具结构形式 (12) 3.1.2 模具设计计算 (12) 3.2 首次拉深模设计 (16) 3.2.1 拉深模工作部分尺寸确定 (16) 3.2.2 计算压边力、拉深力 (17) 3.2.3 模具的总体设计 (18) 3.3 二次拉深模设计 (19) 3.3.1拉深模工作部分尺寸确定 (19) 3.3.2 计算压边力、拉深力 (19) 3.3.3 模具的总体设计 (20) 4 冲压工艺规程设计 (22) 4.1 冲压工艺规程制定步骤 (22)

4.2 该零件冲压工艺的难点 (22) 4.3 冲压工艺规程方案的确定 (23) 5 模具主要零件的工艺设计 (24) 5.1 机械制造工艺设计的一般性原则： (24) 5.1.1 零件的工艺分析：结构分析与技术要求分析 (24) 5.1.2 毛坯选择 (24) 5.1.3 基准选择 (24) 5.1.4 拟定工艺路线 (24) 5.1.5 机床和工艺装备的确定 (25) 5.1.6 工序及加工余量的确定 (25) 5.1.7 工序尺寸和公差的确定 (25) 5.1.8 切削参数的计算确定 (25) 5.1.9 工艺文件的编制 (25) 5.2 首次拉深模凹模加工工艺设计 (26) 5.2.1 零件分析 (26) 5.2.2 选择毛坯 (27) 5.2.3 工艺规程设计 (28) 5.2.4 工艺卡片的填写 (32) 6 结论 (33) 参考文献 (34) 致谢 (35) 1 绪论 1.1 课题研究的意义和目的 火箭发动机，是指由飞行器自带推进剂（燃料和氧化剂）不依赖外界空气的喷气发动机[1]。 火箭发动机主要由燃烧室、燃气发生剂、点火装置及燃气喷嘴组成。其中火箭发动机燃烧室是用来贮存固体推进剂装药并在其中燃烧的部件。由筒体壳体、两端封头壳体及绝热层组成。燃烧室是火箭发动机的重要组成部件，同时也是弹体结构的组成部分，装药在其内燃烧，将化学能转换成热能。燃烧室承受着高温高压燃气的作用，还承受飞行时复杂的外力及环境载荷[2][3]。

火箭发动机新技术-复习大纲

火发新技术课复习大纲 塞式喷管技术 1.塞式喷管的构成、主要结构参数的定义。 a)塞式喷管主要由内喷管和塞锥构成。 b)两个膨胀面积比：内喷管的扩张比εi，塞式喷管的总膨胀面积比εt 塞式喷管总膨胀面积比是传统喷管的扩张比具有相同的物理意义，均表 2. 型喷管，在低于设计高度上仍然具有高性能。 3.多单元塞式喷管的主要结构类型 多单元塞式喷管按照排列方式可以分为环形和线性两种。 a)环形包括环喉式、环簇式、环形（瓦状单元） b)线性包括直排式（瓦状单元）、直排式（三维内喷管）和环直形（瓦状 单元） 4.采用圆转方内喷管的必要性 1)能够保证喉部区域的热防护要求，圆形截面的冷却换热效果最好，强度 最高。 2)便于减少线性排列的多个单元推力室之间的间隙，还可更好地与塞锥贴 合 3)可以采用二维平板式塞锥型面，从而使得塞锥的设计加工都得到简化。特种推进技术 1.电推进与化学推进工作机制的区别是什么？ 电推进装置是利用电能加热或者直接加速推进剂，使得推进剂以高速喷

出产生反作用推力。然而在化学推进中，推进剂燃烧使化学能转化为热能，然后在喷管中膨胀加速，使热能转化为动能。并且在电推进中，能源系统和推进剂供给系统是相互独立的；而在化学推进中是一体的。 2.电推进的工作特点是什么？ 1)比冲高，大大节省推进剂质量，提高有效载荷比 2)推力小 3)比冲（或推力）越高，需要的功率越大 4)属外能系统，受总冲影响小 5)对于给定的控制时间，存在一个最佳比冲，使功率和推进剂质量流量最 小 3.典型的电推进推力器分类 按照加速机理的不同，一般可分为： 1)电热式推力器：电阻加热式推力器、电弧加热等离子体推力器和微波加 热等离子体推力器； 2)静电式推力器：霍尔推力器、离子推力器等； 3)电磁式推力器：PPT、SF-MPD、AF-MPD等； 4.微推进推力器分类 1)微电推进：电热式、静点式、电磁式； 2)化学微推进：固体微推进、液体微推进； 3)冷气微推进； 5.介绍不同种类电推进推力器的工作原理 1)离子推力器： 由阴极发射出的电子，在径向磁场的作用下在放电室以螺旋线的轨迹向阳极运动，在运动的过程中与中性推进剂粒子碰撞，使得中性原子 电离，电离的离子在加速栅极的作用下高速喷出产生推力。 2)霍尔推力器： 推进剂(通常是Xe)通过阳极喷射进入环形空间，在此气体被从外部空心阴极发出的逆向电子流所电离。 因径向磁场的作用，导致电子沿圆周方向作漂移运动，电子漂移运动形成的电流称为霍尔电流，它与径向磁场相互作用，产生沿轴向的电 磁加速力，使等离子体高速喷出，产生推力。 3)磁等离子体推力器（MPD）： ①有附加磁场的时候，推力产生的机理变得十分复杂，首先弧电流的周 向分量与附加磁场相互作用会产生轴向和径向的洛伦兹力，对推力有 直接和间接的贡献； ②其次，弧电流径向分量和自感应磁场强度的周向分量相互作用将产生 洛伦兹力的轴向分量； ③最后，弧电流的径向分量与磁场的轴向分量相互作用产生周向的洛伦 兹力使等离子体旋转，能量通过这种旋流作用部分转化为轴向推力； ④这样在有附加磁场的情况下，总推力应为这几个分量之和。

火箭发动机-原理-英汉专业单词

火箭发动机-原理-英汉专业单词

Chapter 1 Introduction （第一章绪论） principles of solid rocket motor solid rocket motor solid propellant rocket motor liquid propellant rocket engine hybrid propellant rocket engine ramjet primary propulsion （main motor）booster sustainer control motor pulse ignition motor rocket projectile artificial rainfall rocket bundled-style rocket booster spacecraft MLRS space shuttle vehicle extended range rocket-propelled grenade extended range guided munition guided projectile aeronautics and space missile conventional weapon civil application High-Tech weapon group target air inlet central inlet propellant working pressure working fluid 固体火箭发动机原理 固体火箭发动机 固体推进剂火箭发动机液体推进剂火箭发动机混合推进剂火箭发动机冲压发动机 主推进系统（主发动机）助推器 续航发动机 控制发动机 脉冲点火发动机 火箭弹 人工增雨火箭 捆绑式火箭助推器 飞船 多管发射火箭系统 航天飞机（太空梭） 火箭增程榴弹 增程制导弹药 制导炮弹 航空航天 导弹 常规武器 民用 高技术武器 集群目标 进气道 中心进气道 推进剂 工作压强 工作流体，工质 燃气 固体推进剂装药 点火器 燃烧室 喷管 锥形喷管 钟形喷管 双圆弧喷管

航天器总体设计

航天器总体设计 （无平时成绩，考试试卷满分制，内容为21题中抽选13题）1、航天器研制及应用阶段的划分。 主要划分为工程论证、工程研制、发射、在轨测试与应用四个阶段。 1）工程论证阶段：开展任务分析、方案可行性论证工作。 2）工程研制阶段：包括方案设计阶段、初样设计与研制阶段、正样设计与研制阶段。 3）发射阶段：发射场测试及发射。 4）在轨测试与应用阶段：在轨测试阶段、在轨应用阶段。 2、航天工程系统的组成及各自的任务。 组成：航天工程系统是由航天器、航天运输系统、航天发射场、航天测控网、应用系统组成的完成特定航天任务的工程系统。 任务： 1）航天器：指在地球大气层以外的宇宙空间执行探索、开发和利用太空以及地球以外天体的特定任务飞行器，又称空间飞行器。 2）航天运输系统：指在地球和太空之间或在太空中运送航天器、人员或物资的飞行器系统，包括运载器、运输器、轨道机动飞行器和轨道转移飞行器等。 3）航天发射场：系指发射航天器的基地，包括测试区、发射区、发射指挥控制中心、综合测量设施、勤务保障设施等。 4）航天测控网：系指对航天运输系统、航天器进行跟踪、测量、监视、指挥和控制的综合系统，包括发射指挥控制中心、测控中心、航天指挥控制中心、测控站和多种传输线路及设备。 5）应用系统：系指航天器的用户系统，一般是地面应用系统，如各类应用卫星的地面应用系统、载人航天器的地面应用系统、空间探测器的地面应用系统。 3、航天器总体设计概念及主要阶段划分。 概念：航天器总体设计是指为完成航天任务规定的目标所开展的以航天器为对象的一系列设计活动。 主要阶段划分：主要分为任务分析、总体方案可行性论证、总体方案设计、总体详细设计四个阶段。总体详细设计又分为总体初样设计和总体正样设计。 4、航天器总体设计的基本原则。 满足用户需求的原则、系统整体性原则、系统层次性原则、研制的阶段性原则、创新性和继承性原则、效益性原则。 5、航天器技术从成熟程度上可分为哪四类技术，各自的含义。 1）成熟技术：已经过在轨飞行考验，沿用原有的分系统方案、部件、电路和结构。 2）成熟技术基础上的延伸技术：在成熟技术基础上需要进行少量修改设计的分系统方案、部件、电路和结构。 3）不成熟技术（关键技术）：必须经过研究、生产和试验（攻关）后才能在卫星上应用的技术。

火箭发动机工作原理

火箭发动机工作原理本文包括： 1. 1. 引言 2. 2. 推力和固体燃料火箭 3. 3. 液体推进剂及其他类型的火箭 4. 4. 了解更多信息 5. 5. 阅读所有太空学类文章 空探索了。它的神奇之处很大程度上是因为 它的复杂性。太空探索是非常复杂的，因为 其中有太多的问题需要解决，有太多的障碍 需要克服。所面临的问题包括： 太空的真空环境 热量处理问题 重返大气层的难题 轨道力学 微小陨石和太空碎片 宇宙辐射和太阳辐射

在无重力环境下为卫生设施提供后勤保障 但在所有这些问题中，最重要的还是如何产生足够的能量使太空船飞离地面。于是火箭发动机应运而生。 一方面，火箭发动机是如此简单，您完全可以自行制造和发射火箭模型，所需的成本极低（有关详细信息，请参见本文最后一页上的链接）。而另一方面，火箭发动机（及其燃料系统）又是如此复杂，目前只有三个国家曾将自己的宇航员送入轨道。在本文中，我们将对火箭发动机进行探讨，以了解它们的工作原理以及一些与之相关的复杂问题。 火箭发动机基本原理 当大多数人想到马达或发动机时，会认为它们 与旋转有关。例如，汽车里的往复式汽油发动 机会产生转动能量以驱动车轮。电动马达产生的转动能量则用来驱动风扇或转动磁盘。蒸汽发动机也用来完成同样的工作，蒸汽轮机和大 多数燃气轮机也是如此。 火箭发动机则与之有着根本的区别。它是一种反作用力式发动机。火箭发动机是以一条著名的牛顿定律作为基本驱动原理的，该定律认为“每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力”。火箭发动机向一个方向抛射物质，结果会获得另一个方向的反作用力。 火箭发动机工作原 理

开始时您可能很难理解“抛射物质，获得反作用力”这个概念，因为这好像和真实情况不大一样。火箭发动机似乎只会发出火焰和噪音，制造压力，而与“抛射物质”没什么关系。我们来看几个例子，以便更好地了解真实情况： 如果您曾经使用过猎枪，特别是那种12铅径的大猎枪，那么您 就知道它会产生巨大的“撞击力”。也就是说，当您开枪时， 猎枪会狠狠地向后“撞击”您的肩膀。这种撞击力就是反作用 力。猎枪将31.1克的金属以大约1120公里/小时的速度沿某个 方向发射出去，同时您的肩膀会受到反作用力的撞击。如果您 开枪时穿着轮滑鞋或站在滑雪板上，枪会起到类似于火箭发动 机的作用，反作用力会使您向相反的方向滑动。 如果您见过粗大的消防水管喷水的场景，可能会注意到消防员 要花很大的力气才能抓住它（有时您会看到有两名或三名消防 员手持同一根消防水管）。水管发生的情况与火箭发动机类似。 水管向一个方向喷水，消防员们则运用自身的力量和重量来克 服反作用力。如果他们放开水管，那么水管会劲头十足地四处

火箭知识教案设计

火箭知识-教案设计 教学目标 知识目标 初步知道火箭的工作原理，常识性了解三级火箭的结构，初步认识采用三级火箭发射的优越性. 能力目标 提高从信息中学习的能力. 情感目标 通过有关火箭发展史的介绍和火箭应用方面的知识的学习，受到良好的爱国主义和热爱科学等方面的教育. 教学建议 教法建议 本节为选学内容，建议提供有关的资料，学生阅读自学，列出学习提纲和思考题，主要学习的内容是：我国古代在火箭方面做的贡献、现代火箭的用途、火箭工作的简单原理、能量转化、火箭的种类及其特点、设计三级火箭的原因、三级火箭是如何提高效率的、我国的火箭发展状况、世界火箭的发展状况. 还可以采用学生利用信息学习的方法教学，可以提出课题由学生设计研究方案，写出可行性方案，实验和实践，查阅资

料，对学习过程进行评估等，教师可以组织学生小组活动，学生小组团结协作完成设计的工作. 页 1 第 教学设计方案 火箭 【课题】火箭 【重难点】火箭的工作原理;设计三级火箭的原因和三级火箭是如何提高效率的. 【教学过程设计】 一.火箭的一般知识 方法1、教师提供材料，学生自主学习.提供的内容要有：我国火箭的历史资料(要有关于神火飞鸦的资料);现代火箭的用途;火箭的原理;火箭的种类和各自的特点;我国火箭的发展状况;世界火箭的发展情况.学生学习了资料，应当回答一些问题，问题可以有：历史上最早的火箭是什么;简单叙述火箭的原理;火箭工作过程中的能量转化;火箭的种类;我国火箭的发展在世界上处于什么地位. 方法2、对于基础较好的班级，可以采用的方法是实验探究和学生利用信息学习.提高学生信息的采集、处理能力.具体可行的方法有，教师可以制订多个课题，学生组织成小组选择某个课题，进行学习和研究.参考课题如下：查阅我国古代和世界早期关于火箭发展的资料;探究火箭的原理(可以用设

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 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)

液体火箭发动机设计复习题答案

液体火箭发动机设计复 习题答案 Company number：【WTUT-WT88Y-W8BBGB-BWYTT-19998】

第二章 1、总体对发动机设计提出的技术要求包括哪些方面； 飞行器总体对发动机设计提出的技术要求主要在发动机用途、工作性能、质量和结构尺寸、环境条件及经济性等方面，同时在设计任务书中给出对这些参数的具体要求，它们是发动机设计的主要依据。 2、液体火箭发动机系统设计主要有哪四个阶段； 发动机系统设计主要有：系统方案论证、系统方案设计、系统试验和系统定型四个阶段 3、液体火箭发动机主要参数的选择有哪些； 根据导弹或火箭总体设计部门提出的基本要求，可以设计选择发动机一系列可变参数，如推进剂的选择、混合比的选择、燃烧室压力的选择、喷管扩张比的选择、推进剂质量的选择、系统参数平衡等。 4、挤压系统分类、贮箱增压压力的确定； 分类：贮气系统、液体汽化系统、化学反应系统 确定：挤压式系统贮箱增压压力的提高会引起整个供应系统的质量大大增加（主要是贮箱 结构质量），所以挤压式系统的燃烧室压力都不取得很高。一般在比冲和质量的折中考虑下，选取一个合理的较低燃烧室压力，保证贮箱压力较低，同时设计时应力求减少供应系统的流阻损失。（《第2章液发系统设计》ppt P86）5、泵压式系统贮箱增压压力的确定；（《第2章液发系统设计》ppt P114）（1）保证泵不发生汽蚀（2）保证贮箱不破坏（3）对增压气瓶的影响

确定方法：计算得到按系统质量最轻条件的增压压力为P1，满足泵汽蚀条件的增压压力为P2。（1）P1≈P2；（2）P1＞＞P2；（3）P1＜＜P2。 综上所述，增压压力的选择应根据以上几个部件的总质量为最轻来确定，然后检验动力系统的工作是否满足来作适当的调整。 6、发动机混合比和推力矢量控制方案； 推力矢量控制：方法的选择取决于所需力矩的大小，也和发动机系统和结构方案有关。 （《第2章液发系统设计》ppt P133） （1）单推力室发动机：燃气舵、辅助射流、二次喷射控制、摆动推力室或喷管 （2）多推力室发动机：两室、三室、四室 发动机混合比：混合比开环控制（混合比控制的最简单形式是在推进剂主管路中设置适当尺寸的校准孔板。）、混合比闭环控制（《第2章液发系统设计》ppt P145） 7、挤压式系统管路特性和组元混合比的调整计算； 挤压系统的管路特性：就是推进剂管路系统的压力损失和系统中推进剂组元流量之间的函数关系。 组元混合比的调整计算：可采用下面两种方法：液路装节流圈、增压气路安装节流元件（《第2章液发系统设计》ppt P153） 8、液体火箭发动机控制系统设计的基本步骤； 第三章 1、推力室的组成

火箭发动机原理复习提纲

火箭发动机复习提纲 1、火箭发动机主要组成？工作过程？优、缺点？ 2、掌握表征火箭发动机性能的各主要参数的定义、计算公式、影响因素等，如推力（真空推力、特征推力、等效喷气速度）、推力系数、比冲、总冲、特征速度、工作时间、燃烧时间、点火延迟时间、冲量系数等。 1

3、按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂和复合推进剂各属于什么推进剂？各自的基本组元？它们稳态燃烧过程的主要区别是什么？ 4、推进剂的燃速？常用的燃速公式？推进剂的燃速特性？确定燃速特性的主要方法？燃速与哪些因素有关？何谓燃速的温度敏感系数？ 2

5、液体火箭发动机推进剂供应系统的分类？泵压式的开式和闭式循环？各循环的工作原理图？ 6、何谓固体推进剂“几何燃烧规律”（或称“平行层燃烧规律”）？ 7、试证明喷管工作在完全膨胀（ P=a P）状态时产 e 生的推力最大。而为什么高空工作的二、三级喷管采用欠膨胀？ 3

8、掌握固体推进剂中双基推进剂的多阶段燃烧模型和复合推进剂的多火焰燃烧模型，以及固体推进剂的侵蚀燃烧现象和产生侵蚀燃烧的机理、判断准则、预防措施等。 9、喷管流动中的主要损失有哪些？产生二相流损失的主要原因？ 4

10、掌握固体火箭发动机热力计算（包括燃烧室热力计算和喷管热力计算）的主要任务、计算模型和主要的计算步骤等。 11、何谓平衡压强？试用图解法讨论平衡压强的稳定性条件？为了满足这个稳定性条件，对推进剂燃速特性（如n r=）应有什么要求？ ap 12、计算题，以固体火箭发动机性能参数和内弹道 5

性能计算为主，注意以下几点： （1） 熟记固体火箭发动机性能参数计算的一些简单公式（见P28，图2-13）。 （2） 熟记内弹道计算的平衡压强公式，并掌握影响平衡压强的主要因素 （3） 计算中注意公式中各参量的单位及单位的换算，以确保计算结果的正确性。 6

液体火箭发动机工作原理

液体火箭发动机工作原理： 液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。 常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。 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。 推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度300℃～4000℃，故需要冷却。 推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。 发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作、关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，

纸火箭的设计与制作

纸火箭的设计与制作 教学目标： 知识与技能： 了解火箭的神奇威力和我国的宇航发展历史；学会纸火箭的制作方法和发射技巧，激发学生的爱国之情。 过程与方法： 通过活动让学生了解纸火箭也能用废弃物来制作，启发学生寻找周围材料制作火箭。 情感态度与价值观： 通过活动培养学生创新精神和创造能力。 教学重点：纸火箭的设计。 教学难点：纸火箭的制作。 课型课时：新授课；一课时。 教学准备： 1、材料、工具使用说明： 材料：600毫升装的可乐空瓶3个（可乐瓶要带盖，可乐瓶可大，也可小，但是3个可乐瓶要一样大小）、胶带、双面胶、厚卡纸、 工具：剪刀。 2、整体设计技术 仔细观察纸火箭的各个部件，想想纸火箭是靠什么飞上天空的，制作纸火箭的关键是什么？然后设计一枚纸火箭。 让学生想想：主要是想怎样设计纸火箭更加合理。

通过看看想想，然后把想好的制作流程设计写到书本的空白处。 教学过程 采用探究式学习方式，使学生亲自参与研究探索的体验过程，训练学生善于提出问题，探索问题的能力，通过研究探索得出结论，并由此组织开展教学活动。 1、导入 （1）语言导入：我国有长征1号火箭、2号火箭……你听说过纸火箭吗？今天，我们就来做个纸火箭试试。 （2）媒体导入：让学生观看我国成功发射的各种火箭，了 解我国的宇航史。了解纸火箭也是我国人民最早发明创造的。观察不同种类的火箭。火箭诞生的历程，火箭制作的原理。（3）实物导入：观察已经制作好的纸火箭。制作纸火箭前 要先让学生观看教师已经做好的火箭，让学生充分发表自己对火箭的评价意见，让他们提出问题，找出缺点，由此进入纸火箭的制作设计活动。 2、活动 1）设计制图 每个学生都要开动脑筋，设计一枚自己能制作的纸火箭流程图。 2）制作纸火箭 出示制作过程。以及注意事项。制作纸火箭时，可以把全班学生分成若干个小组，在小组的努力下共同完成一枚，不一定要每个学生都做一枚火箭。在设计中要发挥学生的自主性、

火箭发动机原理教学大纲

《火箭发动机原理》课程教学大纲 课程代码：110132307 课程英文名称：Solid Rocket Motor 课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0 适用专业：弹药工程与爆炸技术 大纲编写（修订）时间：2017.10 一、大纲使用说明 （一）课程的地位及教学目标 本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。 通过本课程的学习，学生将达到以下要求： 1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。 2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。 3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。 （二）知识、能力及技能方面的基本要求 要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。 1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。 2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。 3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。 （三）实施说明 1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。培养学生的思考能力和分析问题的能力。在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。 2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。 （四）对先修课的要求 要求学生先修高等数学、理论力学、材料力学、流体力学、气体动力学、工程热力学、数值分析、机械设计、计算机基础等课程。 （五）对习题课的要求 通过对固体火箭发动机的基本结构与工作原理，固体推进剂的分类，内弹道计算及发动机的结构设计等内容有针对性的布置习题，以巩固和加强所学的理论。 （六）课程考核方式 1.考核方式：考查。 2.考试目标：重点考核学生对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法的理解程度和掌握程度。

液体火箭发动机综述

液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述 摘要：介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理，总结了大推力和小推力发动机的国内外发展现状，提出了未来液体火箭发动机的发展方向。 关键词：液体火箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势 1 引言 液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，本文将美国、俄罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。 2 定义与分类 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。按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。 3 工作原理 液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。

液体火箭发动机试验台贮箱增压系统数值仿真

第22卷第1期2007年1月 航空动力学报 Journal of Aerospace Power Vol.22No.1 Jan.2007 文章编号:1000-8055(2007)01-0096-06 液体火箭发动机试验台贮箱 增压系统数值仿真 陈 阳1 ,张振鹏1 ,瞿 骞2 ,朱子环 2 (1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083; 2.北京航天试验技术研究所,北京100074) 摘 要:在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计P ID 控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利. 关 键 词:航空、航天推进系统;液体火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;P ID 控制中图分类号:V 434 文献标识码:A 收稿日期:2005-12-12;修订日期:2006-05-09 作者简介:陈阳(1979-),男,河南漯河人,北京航空航天大学宇航学院博士生,主要从事液体火箭发动机系统动力学与仿真研究. Numerical simulation for tank pressurization system of LRE test -bed CHEN Yang 1,ZH ANG Zhen -peng 1,QU Qian 2,ZHU Z-i huan 2 ( 1.School of Astr onautics, Beijing U niversity of A ero nautics and Astro nautics,Beijing 100083,China;2.Beijing Institute of Aerospace Testing Technolog y,Beijing 100074,China )Abstract:A simple mo del of propellant tank w as established by neg lecting m ass and heat transfer betw een the pr opellant and pressurant.T hen by employing the modular ization modeling and sim ulation softw are for liquid r ocket engine(LRE)test -bed g as sy stem(LRET-BMM SS -GS),blow dow n of a tank and pressurization of a LO 2tank pr essurizatio n sy stem during engine firing w ere simulated.T he sim ulation r esults ar e in g ood ag reem ent with the analytical solution and test data.Accordingly ,the softw are is validated to be effective and versatile.T he prog ress of m odeling tw o sy stems show s that the m ethod of M M S is suitable for modeling complicated LRE system and can be used to sim ulate all kinds of w orking pro cesses of LRE sy stem.T he simulatio n o f LO 2tank pressurization system indicates that PID control parameters should be set reasonably and the initial opening of pneumatic dia -phragm co ntrol valve should be adjusted to nom inal pressurant mass rate,w hich is effective to improv e stability of pr essurizatio n starting transient. Key words:aerospace propulsion system ;liquid rocket eng ine(LRE);tank pressur ization system of LRE test -bed;num erical sim ulation;PID co ntro l 液体火箭发动机试验台作为液体火箭发动机热试车与热检验的试验检测平台,为满足液体火 箭发动机的各种试验要求,需要在试验台设计阶段、安装调试阶段、热试车阶段开展全面的研究.

火箭发动机的性能参数

火箭发动机的基本性能参数 （1）推力 火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速 度向后喷出所产生的反作用力。由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）； p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2） 从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。成为动推力。它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。 第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。为方便起见，定义p e =e p o 时发动机的工作状态为设计状态。在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。用F e 表示，则: F e =mu e (3.2) 一般情况下，发动机的额定推力是不变的。发动机在接近真空的条件下工作时，

火箭总设计师速写像教案(1)

汨罗市职业中专学校语文导学案设计方案 授课日期：星期：方案设计：方案审核：备课节次：第节课题火箭总设计师速写像 课程目标教学 目标 1.学习老一辈科技工作者无私忘我的奉献精神。 2.掌握通过肖像、动作、语言等细节描写来展示人物形象的方法 教学 重难点 1、理清文章思路。 2、掌握通过细节描写来塑造人物形象的写法 教学 方法讨论法、练习法 课堂教学设计 第一课时 学习程序教 材材料补 充 一、导入： 千年飞天梦，今朝终成真。北京时间2003年10月15日9时9分50秒，我国自 行研制的“神舟”五号载人飞船在酒泉发射中心发射成功。“神舟”五号载人飞船的发射成功 是我国的荣耀，标志着我国首次载人航天飞行初战告捷，也标志着中国人民在攀登世界 科技高峰的征程上又迈出了具有重大历史意义的一步，当人们在关注杨利伟时，又有多 少人在关注那些在幕后默默工作的科技者们，他们才是真正的英雄 PPT展示 二、速读课文，积累字词： 娴（）熟凝眸（谛（）听倏（）地 跃马挥戈（）刹（）那形影具yǎo（） 眉眼神情冷不无怒然不动 手舞足蹈心不在眉微，嘴紧抿 补充字词： PPT展示

三．研读课文交流提升 （一）体裁介绍： 这是一篇人物速写，属于报告文学。 报告文学是一种用文学手法处理新闻题材的文体。 特点：既具有文学性，又具有新闻性。它所报导的必须是真人真事，并且要具有新闻效 应。 （二）阅读课文，思考： 1、文章是以火箭发射的过程为行文顺序的，文中哪些段落是写火箭发射的，火箭发射 进程是以什么为顺序的？这一过程可以分为哪几个阶段？ PPT展示火箭发射进程是以时间为顺序的。 文章可分为三个部分： 一部分（1-3）：交代“画”速写像的时间和意义。 二部分（4-33）：火箭发射进程。 分发射前、发射中、发射后三个阶段。 三部分（34-35）：赞美老总对祖国、对人类科学事业所做出的杰出贡献。 明确：文中人物活动过程与火箭发射过程的叙述是有机相结合的，也分为 发射前、发射中、发射后三个阶段。 四．巩固练习 成语填空 （）（）其来手（）足（）兴高采（）震耳欲（）形影具（） 人声（）（）惊心动（） 五、布置作业 文中人物活动主要是通过人物描写体现出来的，文中运用了哪些描写，体现了人物什么 品质？ 六、教学反思

10-钝化处理在液体火箭发动机阀门中的应用-程亚威

钝化处理在液体火箭发动机阀门中的应用 程亚威，李小明，张万欣，谢宁 （西安航天动力研究所，西安 710100） 摘要：在某液体火箭发动机的单向阀中，采用铍青铜材料制造的阀芯锈蚀问题成为影响产品性能 和质量的突出问题，通过对表面采用钝化、光亮两种处理方法的阀芯进行专门的抗腐蚀筛选试验，最终确定钝化处理工艺能满足使用要求。 关键词：火箭发动机；单向阀；锈蚀；钝化 Application of Passivatingtreatment to Liquid Rocket Engine Valves Cheng Yawei Li Xiaoming Zhang Wanxin Xie Ning (AASPT, XiAn, 710100,China) Abstract: In a liquid rocket engine using check valve, the corrosion problem of the valve plug made by beryllium bronze is an outstanding issues to affect the product performance and quality. The paper presents two treating methods-passivatingtreatment, brightening-to solve the corrosion problem, and confirms the passivatingtreatment can meet the operation requirements by a screening test. Keywords: liquid rocket engine; check valve; corrosion; passivatingtreatment 1．前言 铍青铜因其良好的耐磨、耐蚀、高强度、高硬度，在某液体火箭发动机的阀门中大量使用，尤其在有相对运动的摩擦副如阀芯、导向套、衬套等零件上广泛采用。但在实际生产中个别批次零件表面出现发绿、变黑、长毛等锈蚀现象，严重影响产品质量。 单向阀的阀芯（图1）是典型的故障零件，该阀芯采用铍青铜（QBe2 YS/T334-1995）材料。在首批交付中，阀芯表面未出现锈蚀现象，工作性能满足要求，但在随后一批交付中，阀芯在机加完成后待检时零件表面出现黑斑、发绿、长毛的锈蚀现象。对零件表面抛光去除腐蚀痕迹，然而表面状态维持不了一周又出现锈蚀。考虑到产品装配到交付发动机使用，贮存周期长，且阀芯导向面与相配合零件的径向间隙小，如果导向面表面有腐蚀物生成，可能导致阀芯卡死，使单向阀失效，为保证产品质量，必需彻底解决零件表面锈蚀问题，提高阀芯在产品长期存放时的可靠性。 为此进行专项试验，选择对零件表面进行钝化、光亮处理，通过对处理后的零件进行抗腐蚀筛选试验，确定零件最终采用的表面处理方法。 图1 单向阀阀芯 2．表面处理方法及筛选试验 2．1 锈蚀原因 铜的标准电极电位是＋0.34V，本身属耐蚀的钝态，铜及其合金在干燥大气中较稳定，理论上表面稳定是不易发生腐蚀的，因此在设计之初未对阀芯表面提出保护处理要求，首批交付时阀芯表面正常。在第二批阀芯出现锈蚀后了解到，其它曾经使用过该材料的零件在实际使用中也出现过表面