火箭发动机专业综合实验(4.1.1)--液体火箭发动机点火技术理论课之补充
火箭发动机专业综合实验(4.2.1)--固体火箭发动机直列式点火技术
• MIL-STD-1316E （ Fuze Design, Safety 火箭发动机专业实验 直列式点火实验 Criteria ）
直列式全电子安全与解除保险装置
27V(Y ）
27V （Y） 5V （ Y ）
EV1 EV2
• 没有机械保险机构，没有机械动作 • 保险功能由全电子安全逻辑电路完成 • 从点火管到传火序列直到目标主装药之间没
有机械隔断（隔板），也没有错位（堵塞火 道），位置固定，直列（ in-line ） • 极好的安全性 ，硼 / 硝酸钾为始发点火药 • 高可靠性和较好的效费比 • 瞬发度高，多点点火同时性好 • 可以实现通用模块化，简化发动机设计
EV3
供电
Clock1
ASIC1
ASIC2
弹载计算机
SW1
SW2
触发编码
动 态 开 动态开关编码 关
升点 压火 电电 路路
点火
Clock2
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
Gnd
HVFB
直列式全电子安全与解除保险装置
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置
高压电源
地
高压采样
功率
监测与泄
开关
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
罗克夫斯基线圈工作原理
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉 冲 功 率 模 块 与 罗 式 线 圈 火箭发动机专业实验 直列式点火实验
脉冲功率装置测量实验
• 桥箔电压测 量
• 泰克 P6015A • ( 变比 1:1000
) • 示波器
火箭发动机专业实验 直列式点火实验
液体火箭发动机
液体火箭发动机
工业产品
01 组成部分
03 工作原理 05 燃烧室
目录
02 分类 04 推力室 06 供应系统
目录
07 控制系统
09 现状及发展趋势
08 主要优缺点
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。
推力室
推力室点火装 置
辅助推进系统
选用固体火药点火为第一、二级发动机点火方式。
固体火药点火器通常是装有一个或几个固体推进剂的装药柱，利用电爆管起爆，在发动机启动过程中，在燃 烧室和燃气发生器中，有烟火药燃烧产物形成能量很大的火炬，点燃经过头部ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ入燃烧室或燃气发生器的主推进 剂混合物。
固体火药点火适合于各种非自燃推进剂的点火；点火可靠；点火装置简单，可选用的火药品种较多；与发动 机供应系统无关，对喷注器结构影响小；使用维护方便。
燃烧室
通过燃烧室特征长度得到燃烧室容积，可以以此对燃烧室的形状进行设计。在容积相同的情况下，燃烧室形 状可能是多种多样的。现有的液体火箭发动机燃烧室的形状基本为三种形式：球形、接近球形（包括椭圆形和梨 形）和圆筒形（圆柱形）。大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是结构和制造简单。由于冶金和工艺水平 的发展（高强度耐热钢的出现和钎焊等新工艺的采用），设计合理的圆筒形燃烧室完全能够保证工作的可靠性和 高效性。所以，我国也采用圆筒形燃烧室。
液体火箭发动机技术
喷嘴主要分为三类： a) 撞击式 b) 非撞击式 c) 同心套管式
燃料 氧化剂
(a) 双股互击式
氧化剂 燃料
(b) 三股互击式
燃料 氧化剂
(c) 自击式
燃料 氧化剂
(d) 淋浴头式
外套管 内管
液氧 气氢
(e) 同心套管式
4.3 燃烧过程
液体氧化剂与燃料经过喷嘴雾化混合后，进行燃烧，在燃烧室中 的燃烧可以分为三个区：喷射雾化区、快速燃烧区和流管燃烧区。
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
固体推进剂火箭发动机的优点 a) 结构简单 b) 使用操作简便、安全 c) 固体推进剂密度大
缺点 a) 比冲低。 b) 推力矢量不易控制。 c) 工作压强高。
液体推进剂分类
单组元液体推进剂 双组元液体推进剂
有关推进剂还有： 冷气推进剂 低温推进剂 可贮存推进剂等
燃烧室燃烧区 亚声速流动
喷 注 器
喷射/ 快速的燃烧过程示意图
喷射雾化区，位于最前端，液体雾化成大量的小液滴，快 速燃烧区的高温辐射传热给小液滴，小液滴通过对流传热 迅速获得热量而蒸发，形成大量富燃和富氧的局部区域。 该区域两相共存，只有少量的化学反应，热量大量来自快 速燃烧区。
常见液体推进剂
常见液体氧化剂： 液氧（）：最常见，易蒸发 液氟：比重大，毒性大 四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发 曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解）， 硝酸（3，也较少使用）
常见液体燃料： 碳氢燃料（汽油，煤油，柴油，航空燃油，1，甲 液氢（）：清洁燃料，成本高 还有肼（N2H4），偏二甲肼（），一甲基肼（）
章液体推进剂火箭发动机
液体推进剂火箭发动机：以液体推进剂为动力来源、通过 液体推进剂燃烧产生的燃气高速喷出获得推力的动力装置。
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。
火箭发动机专业综合实验(4)--火箭发动机专业综合实验理论课程测验试题答案2013
北京航空航天大学2013－2014 学年 第一学期期中《火箭发动机专业综合实验》理论课程测验班 级______________学 号 _________姓 名______________成 绩 _________2013年10月15日班号 学号 姓名 成绩（说明：本测验总分70分，占本课程期末总成绩的15%）一、简要描述减压器的降压原理，解释什么是减压器的静态特性、静力特性、动力特性以及动态特性。
（15分）减压阀是一个局部阻力可以变化的节流元件，工作原理是利用气流的节流效应（2分）。
通过阀门节流，一部分压力势能转化为动能从而获得很高的流速（2分），气流进入低压腔后产生涡流、摩擦和滞止（3分），消耗大量动能使气流恢复不到初始压力（2分），达到降压的效果。
减压器静态特性是减压器出口压力随入口压力变化的函数关系（2分）。
气体流量为零时的特性称为静力特性（1分），气体流量不为零时的特性成为动力特性（1分）。
减压器出口压力随时间变化的特性称为减压器的动态特性。
（2分）二、 什么是爆震波？在爆震波点火中，沿管道传播的爆震波是如何形成的？爆震波稳定传播的C-J条件是什么？。
（15分）爆震波是指可燃混合气中带有化学反应的激波。
（2分）管道中流动的爆炸性混合气体由电火花或其它能量源激励点燃后（1分），火焰（爆燃波，deflagration wave）就会沿着气体流动方向传播（1分）。
由于燃烧产物的比容比未燃混合气体大许多（1分），因此燃烧产物将会压缩未燃气体混合物（1分），并使其速度增加（1分）。
在适当条件下，压缩波可能形成在爆燃波前方传播的激波（2分）。
如果管道足够长，未燃混气在激波的压缩加热下发生自点火（2分），形成沿管道传播的爆震波(detonation wave)。
爆震波稳定传播的C-J条件是爆震波相对于波后介质的速度为声速（2分），即爆震波后的稀疏波波头与爆震波以同一速度推进，因而爆震波不会被稀疏波削弱而得以自持稳定地传播（2分）。
火箭发动机专业综合实验(4.1.2)--液体发动机点火技术概览2015
北京航空航天大学 宇航学院
（ a） （ b ） 6 2018年4月21日 星期六
北京航空航天大学 宇航学院
（ c） （ d ）（ c ） （ d ） 7 2018年4月21日 星期六
北京航空航天大学 宇航学院
8 2018年4月21日 星期六
（ e）
北京航空航天大学 宇航学院
2.3 电火花点火技术
2.4 催化点火技术
催化点火技术中使用的催化剂有颗粒状的催化剂床和整块海 绵状的催化剂床。
颗粒状的催化剂拥有很高的比表面积，其缺点是对于一个压 得很紧的颗粒催化剂床，其压降很大，而且颗粒之间存在由 于热应力或机械应力等引起的磨损。
海绵状的催化剂床是一个整体结构，对推进剂的压降很小， 没有磨损，寿命较长，有较强的设计适应性。
采用少量特殊流体，即自燃点火剂，它能和主推进剂的一个 组元自燃，但不和另一个组元自燃。经常采用的是与氧自燃 的流体（如三乙基铝，三乙基硼），先于煤油喷入推力室， 当自燃点火剂与氧相遇即发生自燃，高温的燃烧产物点燃随 后进入的主推进剂。
化学点火简单可靠，一般只用于一次点火，如图（ a ）所示。 对于多次点火，需要独立的自燃点火剂供应系统，图 （ b ）所示，但点火次数有限。
电火花点火技术常用于氢氧发动机的点火过程。
火花塞安装在专用点火喷嘴内，点火喷嘴通常都设在燃烧室
( 包括燃气发生器 ) 的喷注器中心，并有独立的氢、氧供应系
统。在火花塞通电发火花时，气氧和气氢进入点火喷嘴而点
火，形成—个大火炬，当主系统的大量氢和氧进入燃烧室时
，已有一个大火炬在燃烧，形成火炬式点火。
主要缺点：必须要有气相起动组元的供应系统和大功率的电
源；在真空条件下高压电路系统的工作可靠性差，除氢 - 氧
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。
火箭发动机原理复习提纲
火箭发动机原理复习提纲
一、引言
-火箭发动机的重要性和广泛应用
-火箭的基本原理和发射过程
二、火箭发动机的基本构成
-推进剂系统：推进剂的种类和特性
-燃烧室和喷管系统：燃烧的基本原理和燃烧室的结构、燃料和氧化剂的混合和燃烧过程、喷管的作用和设计原则
三、火箭发动机的工作循环
-压力供给系统：泵的类型和工作原理、高压燃料和氧化剂的供给过程
-燃烧循环：燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧的过程
-喷射循环：喷嘴和喷管的设计、喷射出口的速度和压力
四、常见火箭发动机类型和特点
-固体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-液体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-混合火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势五、火箭发动机的性能参数
-推力：定义、计算和影响因素
-准航程：定义、计算和影响因素
-有效速度和比冲：定义、计算和影响因素
六、火箭发动机的发展趋势和未来展望
-新材料和制造工艺的应用
-火箭发动机的性能提升和重量减轻
-环保和可再生能源的发展对火箭发动机的影响
七、火箭发动机的应用领域
-航天探索和太空探测
-武器系统和军事应用
-商业和民用应用
八、总结和展望
-火箭发动机的重要性和发展前景
-未来对火箭发动机研究的需求和方向
以上提纲可以根据自己的需要进行修改和补充，让复习内容更加全面和详细。
同时，可以结合具体的例子和实践应用，提高对火箭发动机原理的理解和应用能力。
火箭发动机专业综合实验(2)--火箭发动机专业综合实验理论课程测验试题答案2009
北京航空航天大学2009－2010 学年 第一学期期末《火箭发动机专业综合实验》理论课程测验 答 案班 级______________学 号 _________姓 名______________成 绩 _________2009年10月20日班号 学号 姓名 成绩（说明：本测验总分70分，占本课程期末总成绩的15%）一、为什么进行超燃冲压发动机地面实验需要高焓来流？ （7分）超燃冲压发动机工作在高空（1分）、高速（1分）条件下，地面实验中，需要模拟出实际飞行中较高的总温（1分）和总压（1分），才能保证在高马赫数飞行条件下（1分）的静压（1分）和静温（1分）与实际飞行时一致（1分）。
二、什么是直连式超声速燃烧实验，什么是自由射流式实验？各能开展冲压发动机什么类型实验？（7分）加热器气流全部进入冲压燃烧室的实验称为直连式实验（2分），加热器气流部分进入冲压发动机的实验称为自由射流实验（2分）。
直连式实验可以开展燃烧室的冷流和热流实验（1分），自由射流式实验可以开展进气道及整个冲压发动机的实验（2分）。
三、高温超导体磁悬浮特性测试中，零场冷、场冷及场冷高度的含义分别是什么？（10分）零场冷表示高温超导体在无外界磁场影响条件下低温冷却 实现超导特性的一种状态。
（3分）场冷表示高温超导体在有外界磁场环境中 低温冷却 实现超导特性的一种状态，场冷条件下超导体会俘获一定磁通。
（4分）场冷高度在实验测试中特指高温超导体底部平面与永磁导轨上表面的相对高度尺寸。
（3分）四、全流量补燃循环发动机中推进剂流动是如何安排的？（30分）氧化剂：液氧由预压泵进入高压氧化剂泵，从高压泵流出的液氧通过氧化剂主阀门以后分成三部分：（4分）大部分的高压液氧进入富氧预燃室燃烧；（2分）小部分高压液氧进入富燃预燃室燃烧；（2分）剩余的高压液氧进入热交换器，然后向氧化剂贮箱增压；（3分）燃烧剂：液氢由预压泵进入高压燃烧剂泵，从高压泵流出的液氢通过燃烧剂主阀门以后分成三部分：（4分）一部分液氢流入喷管出口处的冷却套，沿喷管向上进行冷却，从喉部附近的集液环流出，进入一个混合器；（4分）一部分液氢流入喉部附近的集液环，沿主燃烧室向上进行冷却，其中的一部分引出到燃烧剂贮箱进行增压，其余的部分进入混合器；（5分）班号 学号 姓名一部分直接进入混合器；（1分）在混合器中的燃烧剂进行混合后，大部分进入富燃预燃室进行燃烧，另一部分进行富氧预燃室进行燃烧。
实践活动——水火箭(液体火箭推进器)的制作
实践活动——水火箭(液体火箭推进器)的制作一、活动目标1.通过水火箭制作与发射活动，初步了解火箭发射的有关科学知识，懂得航天火箭的原理2.在实践的过程中，培养在实践中反复探究、遇到问题采取反复实践、借助已有生活经验、学习他人经验等方法去再创造，不断解决问题的能力3.了解我国目前常用的火箭推进剂的类型、成分和特点二、活动背景1.我国目前常用的火箭推进剂的类型、成分和特点，目前，火箭推进剂主要有三种类型：液体推进剂、固体推进剂和混合型推进剂。
(1)液体推进剂液体推进剂，比较常用的有：四氧化二氮－肼类(偏二甲肼，一甲基肼，肼)，液氧－煤油，液氢－液氧等。
四氧化二氮－肼类推进剂被广泛使用，特点是可在室温下储存，技术成熟，可靠性高。
但其燃烧效率比较低且有毒污染环境。
液氧－煤油推进剂作为常温推进剂，使用方便，安全性好，且价格便宜。
液氢－液氧推进剂这种组合是当前最有潜力的组合，其燃烧效率很高，清洁无污染。
但是价格昂贵，储存、运输、加注、发动机制造都要求更高。
(2)固体推进剂固体推进剂是燃料和氧化剂的混合体。
固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。
固体推进剂火箭主要的优点是结构简单，成本相对较低，使用非常安全，瞬间的爆发推力巨大，缺点是推力无法调节并且推进效率低。
(3)混合推进剂混合推进剂是液体和固体推进剂的混合体。
它能够像液体火箭发动机那样进行推力调节，系统比较简单。
但混合推进剂火箭发动机的燃速低，燃烧不均匀，效率低。
2.水火箭(液体推进剂)的原理用塞子塞紧的雪碧瓶，形成一个封闭的空间．把气体打入密闭的容器内，使得容器内空气的气压增大，当超过橡皮塞与瓶口接合的最大程度时，瓶口与橡皮塞自由脱离，箭内水向后喷出，获得反作用力射出，从而是火箭的箭身升空三、活动形式每组8-10人，自愿组合，每组推选一名组长。
四、实验过程1、取出其中一个雪碧瓶，剪取圆滑的一段。
2、将第二个雪碧瓶倒过来．将截取段分别连在瓶底和瓶口处，用胶布连牢。
液体火箭发动机设计复习题
性，确保发动机在各种工作条件下都能安全可靠地工作。
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控制算法的设计
PID控制
常用的控制算法，通过比例、积分和微分环节来调整控制指令，以减小实际输出 与设定值之间的误差。
模糊控制
基于模糊逻辑的控制算法，适用于具有非线性特性的系统，能够处理不确定性和 模糊性。
控制系统的测试与验证
硬件在环仿真
通过模拟实际工作环境的测试方法， 将控制系统与仿真模型结合，验证控 制系统的性能。
详细描述
控制燃气温度和压力分布，以满足推进效率和发动机安 全性能的要求。
研究燃烧产物中的颗粒物、气体成分和腐蚀性物质对发 动机性能的影响，采取相应措施进行控制和防护。
04 点火与关机系统设计
点火系统的设计
点火方式选择
根据火箭发动机类型和具体需求，选择合适的点 火方式，如电热点火、燃气点火等。
点火电路设计
液体火箭发动机通过将液态燃料和氧化剂混合后，在燃烧室内进行燃烧，产生 高温高压气体，推动火箭发动机的涡轮泵和喷管工作，从而产生推力。
液体火箭发动机的组成
燃料系统
负责供应液态燃料和氧 化剂。
燃烧室
燃料和氧化剂混合并燃 烧的地方，产生高温高
压气体。
喷管
将燃烧室产生的高温高 压气体转化为推力。
涡轮泵
通过涡轮驱动燃料泵和 氧化剂泵，将燃料和氧
在此添加您的文本16字
燃烧室结构应尽量简化，以降低制造成本和维护成本。
喷管的设计
总结词：喷管负责将燃烧产物加速至 所需速度，其设计需考虑膨胀比、喷
管形状和材料等因素。
详细描述
根据发动机性能要求选择合适的喷管 形状（如收敛、等截面、扩张等）。
液体火箭发动机发展历程__理论说明
液体火箭发动机发展历程理论说明1. 引言1.1 概述液体火箭发动机在现代航天技术中扮演着至关重要的角色。
它是推动火箭运载器进入太空的关键部件，其性能和稳定性对于火箭的整体效能至关重要。
本文将对液体火箭发动机的发展历程进行全面梳理，并探讨其背后的理论基础。
1.2 文章结构本文分为六个部分，每个部分都从不同角度来探讨液体火箭发动机的发展历程和理论说明。
在第二节中，我们将回顾液体火箭发动机的起源和初期发展，探索其设计原理以及应用和限制。
然后，在第三节中，我们将深入研究液体火箭发动机关键技术突破与进展，包括燃料与氧化剂选择优化、燃烧室与喷嘴设计改进以及冷却技术革新与提高效率方法的探索。
在第四节中，我们将介绍当代液体火箭发动机的主要类型和特点，如固体火箭助推器和液体主引擎结合型发动机(TVAS)以及氢氧燃料-液氧氧化剂推进剂组合发动机(RP-LOX)，并分析其他常见类型的性能特点。
在第五节中，我们将总结海外液体火箭发动机的主要进展与成就，着重介绍美国和俄罗斯在该领域的研究和发展成果，并概述其他国家的液体火箭发动机研究成果。
最后，在第六节中，我们将对液体火箭发动机的发展历程进行总结，并探讨当前和未来液体火箭发动机所面临的趋势和挑战。
1.3 目的本文旨在全面解析液体火箭发动机的历史、原理、关键技术突破以及不同类型的特点，并详细介绍海外相关研究与发展情况。
通过阐明其理论基础，我们将为读者提供对液体火箭发动机技术有更深入了解的视角，并对其未来的趋势和挑战提出一些观点和思考。
这对于推动我国航天事业的稳步发展具有重要意义，也有助于开拓航天科技领域更加广阔的发展前景。
2. 液体火箭发动机的起源和初期发展2.1 历史背景液体火箭发动机作为航天事业的重要组成部分，在20世纪初有着其最早的起源。
早在公元13世纪，中国的宋代文人徐霞客就提出了使用火药喷射实现飞行的构想，为后来火箭技术的发展奠定了基础。
随后，欧洲科学家们也开始对液体火箭发动机进行研究与实验。
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。
火箭发动机教案
火箭发动机是目前航空航天领域中最核心的技术之一，也是探究太空、探索外太空和实现人类重大探索目标的重要工具。
随着科技的不断进步和创新，火箭发动机技术也不断得到提升和发展。
因此编写一份完备的火箭发动机的教案来培养学生对于火箭发动机的技术知识与应用能力显得尤为重要。
一、教学目标本次火箭发动机教学活动的核心目标是，让学生了解火箭发动机整体结构、各种零部件原理、燃料和氧化剂选择、燃烧产生的推力等方面的知识，掌握火箭发动机的分析方法，培养学生的科学分析能力、实验能力和创新能力，引导学生引导学生积极探索，开阔眼界，增强抗压能力和创新思维。
二、教学内容1.火箭发动机整体结构的设计原理通过该部分内容的学习，能使学生了解火箭发动机整体结构的设计原理，并了解火箭发动机工作的基本原理。
就是使学生能分析出火箭发动机中各个组成部分的工作原理，并了解每个组成部分的作用是什么。
2.火箭发动机中各种零部件的原理及设计通过该部分内容的学习，能让学生了解火箭发动机中各种零部件的原理及设计，并了解零部件之间的联系和相互作用的关系。
就是使学生能分析出各个零部件不同的功能，以及各个零部件之间的联系和作用。
3.火箭发动机的燃料和氧化剂选择通过该部分内容的学习，能使学生了解火箭发动机燃料和氧化剂选择的原理和方法，并了解燃料和氧化剂的选择对于火箭发动机推力大小和性能的影响。
就是使学生能了解不同燃料和氧化剂的化学性质，以及它们之间的反应关系，了解不同燃料和氧化剂适用的场景和条件。
4.火箭发动机燃烧产生的推力通过该部分内容的学习，能使学生了解火箭发动机燃烧产生的推力的原理和数学公式，并且能够解答火箭发动机的推力变化受哪些因素影响。
就是使学生掌握计算火箭发动机推力的公式，以及掌握各个因素对于火箭发动机推力大小的影响程度。
三、教学方法本次火箭发动机教学活动采取讲解理论部分，注重实践的方式进行。
包括对火箭发动机的解析、组装、燃烧实验等。
让学生通过实际的操作和演练，更加直观和深刻的理解火箭发动机的结构和原理。
“火箭发动机专业综合实验”课程学习指导
“火箭发动机专业综合实验”课程学习指导火箭发动机专业综合实验是一门以实验项目为核心的实践课程，在课程学习时，需要重视动手能力的锻炼与培养，还需要学习掌握各种实验方法。
此外，本门课程是建立在宇航推进专业的知识理论与实验理论体系之上，因此，相关的理论知识学习也是完成本课程的基础。
课程的实验项目安排是遵循着从“基础操作实验——参与引导实验——综合演示实验——自主研究实验”的递进路线，同学们在实验项目中的独立性与自主性会越来越高，指导老师在实验过程中的参与和干涉将会越来越少，因此，要求各位同学在进入自主研究实验之前，要一步步完成“具备实验操作技能——理解实验理论——熟悉实验设备——掌握实验方法”的进阶，最终实现“设计实验方案、实施实验过程、完成实验分析”的自主实验研究能力。
学习建议：1.针对不同类型的实验来侧重不同能力的培养，做到重点突出。
2.重视预习。
《实验指导书》是本课程的实验教材，同学们要在实验前提前预习将要开展的实验内容。
通过预习，要达到理解实验原理、初步了解实验设备、熟悉实验内容与步骤的效果。
充分的预习是实验顺利实施的保障。
3.积极主动的参与到实验过程。
无论是哪一种类型的实验，都需要同学们在实验过程中有一个积极主动的态度。
越积极，收获越多；越主动，提高越大。
各个实验项目的内容和重点不一，所以不好统一要求，但是如下三个基本点是需要同学们努力做到的：(1)主动认知实验设备。
实验设备是实验过程的载体，是实验研究的基本工具。
只有正确熟练地使用实验设备，才能完成实验内容，实现实验目标。
(2)关注实验细节。
实验过程是一项随机过程，即便是严格按照实验参数与规程，也可能出现不同的实验现象与数据，因此，需要同学们对实验细节能够多多关注，细小的差别就会牵引出新的问题，科学研究的进展也很多是基于此。
(3)注意实验数据的完整性。
实验过程的目的就是要获取实验数据，通过一定的分析处理，来证明某个定理、说明某项趋势、达到某类指标，从而实现实验目的。
液体火箭发动机试验工安全培训考试题
液体火箭发动机试验工安全培训考试题1. 什么是液体火箭发动机？液体火箭发动机是一种使用液体燃料和液氧作为推进剂的火箭发动机。
它通过燃烧液体燃料和液氧来产生高温高压气体，从而产生推力，推动火箭进行航天飞行。
2. 在液体火箭发动机试验中，为什么要进行安全培训？液体火箭发动机试验是一项高风险作业，涉及到高温高压、易燃易爆等危险因素。
安全培训旨在提高工作人员的安全意识，增强其对危险因素的识别能力和应对能力，确保工作人员能够正确、安全地操作液体火箭发动机试验。
3. 在液体火箭发动机试验中，哪些安全措施是必须的？- 应配备必要的个人防护装备，如防火服、安全帽、防护眼镜等。
- 严禁抽烟、使用明火等可能引发火灾的行为。
- 组织专业人员对发动机进行检查和试验，确保各项参数符合要求。
- 提供充足的通风设备，防止有毒气体积聚。
- 配备专业的消防器材，保障火灾发生时能及时进行扑救。
- 进行紧急救援演练，保证在危险情况下能够快速、有效地组织撤离和救援。
4. 在液体火箭发动机试验中，什么情况下应立即停止试验？- 发现液体燃料或液氧泄漏。
- 出现火焰、爆炸或其他异常情况。
- 监测数据显示发动机参数异常或不符合要求。
- 发现人员生命安全受到威胁的情况。
5. 在液体火箭发动机试验中，如何正确处理突发事故？- 立即向上级报告事故情况，启动事故应急预案。
- 根据预案进行疏散和救援，确保人员的生命安全。
- 向有关部门报告事故情况，接受进一步的调查和处理。
6. 在液体火箭发动机试验中，如何防止意外伤害发生？- 严格执行操作规程，提高工作人员的操作技能。
- 加强现场管理，确保设备、仪器的正常运行和维护。
- 加强沟通和协作，确保各个环节的衔接和协调。
- 加强安全教育和培训，提高工作人员的安全意识和预防意识。
注意：以上答案仅供参考，具体的安全培训考试题目可能会有所不同。
液体火箭发动机技术 ppt课件
动涡轮，再通过泵推出推进剂，结构复杂，适于长时间大 推力火箭。
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排气阀
单向阀 单向阀
加注口
加注口 减压阀 阀门
排气阀
氧化剂箱 泄液阀
பைடு நூலகம்高压 气瓶
燃料箱 泄液阀
过滤器
充气阀 限流阀
推力室
图 1 液体推进剂火箭发动机结构原理图
工作时间长； 推力矢量易于控制； 可反复启动。 缺点：密度低； 结构工艺复杂； 准备时间长； 工作推力较低。
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3
回忆：固体推进剂火箭发动机的优缺点？
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4
固体推进剂火箭发动机的优点
a) 结构简单 b) 使用操作简便、安全 c) 固体推进剂密度大
缺点
a) 比冲低。 b) 推力矢量不易控制。 c) 工作压强高。
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5
液体推进剂分类
单组元液体推进剂 双组元液体推进剂
有关推进剂还有：
冷气推进剂 低温推进剂 可贮存推进剂等
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6
常见液体推进剂
常见液体氧化剂： 液氧（LO）：最常见，易蒸发
液氟：比重大，毒性大
四氧化二氮（N2O4）：有毒性，易蒸发 曾用过过氧化氢（贮存稳定性差，易分解），
常见液体燃料：
第四章 液体推进剂火箭发动机
液体推进剂火箭发动机：以液体推进剂为动力来源、通过 液体推进剂燃烧产生的燃气高速喷出获得推力的动力装置。
ppt课件
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4.1 液体推进剂 4.2 结构原理 4.3 燃烧过程 4.4 工作性能
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2
4.1 液体推进剂
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，已有一个大火炬在燃烧，形成火炬式点火。
主要优点：已在发动机上经过较长时间的实际使用，方便可
靠，技术已经非常成熟。可以多次点火，因此在美国的 SSME
和 Apollo 的登月飞行的 J-2 氢氧发动机都采用了这种点火技
术。此外，在美国 RL-10 、日本的 LE-5A 、 LE-7 和俄罗斯的
PД-0120 等氢氧发动机上都有成功的应用。
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2.3 电火花点火技术
电火花点火技术常用于氢氧发动机的点火过程。
火花塞安装在专用点火喷嘴内，点火喷嘴通常都设在燃烧室
( 包括燃气发生器 ) 的喷注器中心，并有独立的氢、氧供应系
统。在火花塞通电发火花时，气氧和气氢进入点火喷嘴而点
火，形成—个大火炬，当主系统的大量氢和氧进入燃烧室时
主要缺点：必须要有气相起动组元的供应系统和大功率的电
源；在真空条件下高压电路系统的工作可靠性差，除氢 - 氧
组元外，点火室内不太干净的“气体”容易引起电火花塞产
生故障；结构较复杂，重量相对较大。
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Fig. 3 Typical Scheme of Spark plug torch ignition
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Fig. 4 Typical scheme of Catalytic ignition
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2.5 气动谐振点火技术
气动谐振点火技术是基于气动谐振加热现象的一种新型非电 钝感点火方式。
液体发动机点火技术概览
宇航学院宇航推进系
2 、几种液体火箭发动机点火技术概况
2.1 化学点火技术 2.2 烟火点火技术 2.3 电火花点火技术 2.4 催化点火技术 2.5 气动谐振点火技术 2.6 爆震波点火技术 2.7 其它点火技术
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2.1 化学点火技术
海绵状的催化剂床是一个整体结构，对推进剂的压降很小， 没有磨损，寿命较长，有较强的设计适应性。
催化点火特点是部件少，不需要外部能量源，简单安全，无 电磁干扰，重量轻，价格便宜。
单组元肼的催化点火已经广泛应用于空间小型液体火箭发动 机。关于液氢液氧的催化点火技术，尚处于发展之中，美国 Lewis 研究中心对此已作了大量研究，表明这种点火技术对于 可重复使用发动机的多次点火具有可行性。
国内对此点火技术也已有较深入的研究，已经发展到实用阶 段。
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实用上，气动谐振点火方案有多种形式，如 图 5 所示的是用于液氧—煤油和液氧—液氢 发动机的典型方案。
主要优点：点火方案结构简单、工作极为可 靠，无射频干扰等问题，可以实现多次点火 。
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2.4 催化点火技术
催化点火技术中使用的催化剂有颗粒状的催化剂床和整块海 绵状的催化剂床。
颗粒状的催化剂拥有很高的比表面积，其缺点是对于一个压 得很紧的颗粒催化剂床，其压降很大，而且颗粒之间存在由 于热应力或机械应力等引起的磨损。
的火焰直接点燃主推进剂。
烟火点火方案十分可靠，结构简单，经常用于地面级（图 2
（ a ））或上面级（图 2 （ b ））发动机点火，可以有多种
安装形式（图 2 （ c ）、（ d ））
它的主要缺点是每个点火器只能实现一次点火。在采用多个
点火器的情况下（图 2 （ e ））可以实现 2~3 次点火，比如
化学点火简单可靠，的自燃点火剂供应 系统，典型方案如图 1 （ b ）所示，但点火次数有限。
化学点火的点火延迟时间不易控制，而且自燃点火剂有毒， 不便于勤务处理。
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（ a）
（Figb. 1）Chemical ignition schemes
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2.2 烟火点火技术技术
烟火点火技术可以应用于各种非自燃推进剂的点火。
烟火点火器可以设计成直接安装在推力室头部上或燃烧室里
，或者通过喷管从外面伸到燃烧室里去，用烟火点火器产生
我国的 YF-73 液氧液氢发动机就利用了多个点火器实现了两
次点火。多次点火时各点火器依次工作，不过这种点火方案
存在着前一次点火可能引起相邻点火器因过热而自燃的危险
。
烟火点火方式不能用于分级燃烧循环发动机中，以防对涡轮
5 造成201损8年害4月1或9日堵星期塞四喷嘴。
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（ a）
传统的液氧 - 煤油发动机常采用的一种点火技术，比如俄罗 斯的 РД-120 发动机。
采用少量特殊流体，即自燃点火剂，它能和主推进剂的一个 组元自燃，但不和另一个组元自燃。经常采用的是与氧自燃 的流体（如三乙基铝，三乙基硼），先于煤油喷入推力室， 当自燃点火剂与氧相遇即发生自燃，高温的燃烧产物点燃随 后进入的主推进剂。
Fig（. 2bP）yrotechnical ignition schemes
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（ c）
Fig.（2 dPy）rotechnical ignition schemes
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（ e）
Fig. 2 Pyrotechnical ignition schemes
20 世纪 60~70 年代以来，气动谐振点火技术在美国、俄罗 斯和欧洲都是作为很有潜力的点火技术来研究 的。 Rocketdyne 公司在航天飞机辅助推进系统（ SS/APS ） 推力室地面试验中使用了这种点火方式并获得了成功。
俄罗斯的研究人员也己将这种点火技术发展到了实际应用的 水平。
欧空局在 1994 年提出的未来欧洲空间运输研究计划 （ FESTIP ）中也把气动谐振点火技术列为可重复使用运载工 具的专项技术加以研究。