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 ki

n

i=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。

因为要将有效载荷送往近地轨道，则火箭最终速度需小于7.9kM/s。设置第一级发动机推进剂质量为50t，第二级发动机推进剂质量为4.4t；设置火箭第一级结构质量为6t，第二级结构质量为2.5t。

则飞行器最终理想速度为

v=2840×

64

1+8.5+4.4

+4119×

1+2.5+4.4

1+2.5

=7689.94m/s<7.9kM/s

表1 一、二级发动机部分参数

3、 确定发动机参数

3.1 总冲

由总冲计算公式

I =I s ×m p

知第一级发动机总冲为I 1=2840m ∙s −1×50×103kg =1.42×108N ∙s −1 第二级发动机总冲为I 2=4119m ∙s −1×4.4×103kg =1.81×107N ∙s −1

3.2 工作时间

由发动机工作时间公式

t =I F

知第一级发动机工作时间为t 1=I 1F 1⁄=

1.42×108N∙s −17.8×105N =18

2.05s 第二级发动机工作时间为t 2=I 2F 2⁄=

1.81×107N∙s −14.443×104N =407.38s

3.3 推进剂混合比

3.3.1 第一级发动机

第一级发动机推进剂选用N 2O 4/偏二甲肼，其化学反应式为

C 2H 8N 2+ 2N 2O 4=2CO 2 + 4H 2O + 3N 2

根据混合比的定义，理论混合比等于氧化剂质量流率比燃料的质量流率，理论混合比为

r 1=m o m f =18064=2.8125

而实际混合比等于理论混合比乘余氧系数（0.7～0.95），取α=0.85，实际混合比为

r1∗=α×r1=2.3906

3.3.2 第二级发动机

第一级发动机推进剂选用液氢/液氧，其化学反应式为

2H2+O2=2H2O

则其理论混合比为

r2=m o

m f

=

32

4

=8

实际混合比为

r2∗=α×r2=6.8 3.4质量流量

由公式

m=m t

知第一级发动机质量流量为m1=m1t1

⁄=274.65kg/s

氧化剂质量流率为193.65 kg/s，燃料质量流率为81.00kg/s。

第二级发动机质量流量为m2=m2t2

⁄=10.80kg/s

氧化剂质量流率为9.42 kg/s，燃料质量流率为1.38kg/s。

3.5 喷管扩张比的选择

液体火箭发动机喷管扩张比的选择与燃烧室压力和发动机工作高度有关。运载火箭的第一、第二和第三级发动机的工作高度一般是随着时间的变化而变化，因此喷管只在某一时刻（某一高度）达到计算工况。

一般情况下，运载火箭的第一级发动机在地面起飞时，喷管处于过膨胀状态，随着飞行高度的增加，喷管先是达到计算工况，然后进入欠膨胀状态。也就是说，第一级发动机的喷管出口燃气压力小于地面大气压力。由于外界环境压力相对较高，第一级推力室喷管扩张比不大，结合各国先例，将第一级发动机喷管扩张比选为30。对于高空工作的发动机，外界环境压力较低，增加喷管扩张比可以提高推力室的理论比冲，但会增加推力室的外廓尺寸、结构质量和喷管的气流摩擦损失，因此需要