火箭发动机课件

教材及参考书
教材：
关英姿主编.火箭发动机教程.哈尔滨工业大学出版社， 2005,12
参考书：
1. G.P.萨顿 (美国).火箭发动机基础.科学出版社，2003,1 2. 王春利.航空航天推进系统.北京理工大学出版社，2004 3.杨月诚.火箭发动机理论基础.西北工业大学出版社，2010
第 1 章 喷气发动机概述
欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
RBCC(Rocket Based Combined Cycle) 定义：将传统的火箭发动机和吸气式发动机组合在一起, 形成的具有多种工作模态的发动机，在不同的飞行阶 段启用不同的飞行模式，以达到发动机的最佳性能。 火箭引射模态：Ma<3 亚燃冲压模态： 3<Ma<5 超燃冲压模态：6<Ma<10 纯火箭模态： Ma>10
r v1
x
内壁面作用于控制体
上的力
r pg dA
A in
r
端面压力 p2 A2
r pgdA
r p2 A2
m&2vr2
m&1vr1
Ain
r
Fin
r pgdA
r p2 A2
m&vr2
(2.4)
r v2
Ain
r F
m&vr2
p
2
r A2
r p3 A2
内壁面作用于控制体上的压力
端面压力
F m&v2 +A2 (p2 -p3 ) （2.5）
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动力装置的比冲与飞行马赫数的关系
1.1 化学火箭发动机
• 工作原理
燃烧室中
喷管中
化学推进剂
高温燃气
燃烧反应
膨胀加速
反作用 射流
推力
• 分类
液体推进剂 火箭发动机
化学 火箭发动机
固体推进剂 火箭发动机
混合推进剂 火箭发动机
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1.1.1 液体火箭发动机组成液体火箭 发动机
推力室 推进剂供应系统 控制系统
(2)推力公式中有A2p2项，说明喷管中的燃气膨胀到压力为零
是不可能零。
(3) 推力公式中存在-A2p3项，说明环境介质的作用降低了
推力室的推力。 推力/kN，比冲/s
比冲 推力
发动机的高度特性:发动机的这种推力随飞行高度变化而 改变的性质称为发动机的高度特性。
几种常用的推力室的推力
l 设计状态推力FD 此时， p2 p3 ，有 FD m&v2 l 海平面推力 F0 此时，p3 p0 101325 Pa，有 F0 m&v2 ( p2 p0 )A2 l 真空推力 FV 此时，p3 0 ，即发动机在真空状态下工作，有
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1.1.3 固液混合火箭发动机
正混合：燃烧剂为固体，氧化剂为液体 固液混合 火箭发动机 逆混合：燃烧剂为液体，氧化剂为固体
1—高压气瓶； 2—减压器；
3—氧化剂贮箱； 4—活门；
5—喷注器；
6—固体燃烧剂；
7—燃烧室；
8—喷管
固液混合火箭发动机简图
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1.2 核火箭发动机
图1-9
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1.3 电火箭发动机
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3.2 热力学基本方程
（1）一维定常等熵流动的基本方程
• 能量方程（对于绝热流动） h v2 / 2 常数
hx
hy
1 2
(v
2 y
v
2 x
)
Cp (Tx
Ty )
•质量方程（稳态流动，无质量加入）
m Av 常数 V
mx my Axvx /Vx Ayvy /Vy
•状态方程 •等熵方程
PBAN 11530kN
PS
11.80kN
推力类型 大推力
大推力
中推力
小推力
巨型 推力 中推力
用途
5台组成土星5 号一级发动机
3台组成航天飞 机的主发动机
CZ-3火箭第3 级发动机
CZ-3运载火箭 第3级姿态控制
发动机
航天飞机固体 助推器
CZ-1运载火箭 第3级发动机
F1发动机
例题
一枚火箭弹有下列特性： 初始质量200kg，火箭工作结束后质量130kg, 有效载荷和非推进结构等110kg， 火箭发动机工作时间3s， 推进剂平均比冲240s。 求：质量比、推进剂质量分数、推进剂流量、 推力、推重比、飞行器加速度、有效排气 速度、总冲及冲重比。
教学内容
第1章 喷气发动机概述 第2章 火箭发动机的主要参数 第3章 化学火箭发动机工作过程的基本关系式 第4章 液体火箭推进剂及燃烧 第5章 液体火箭发动机气液系统 第6章 液体火箭发动机的基本组件 第7章 固体推进剂及燃烧 第8章 固体火箭发动机装药及内弹道计算 第9章 固体火箭发动机的基本组件 第10章 冲压发动机
3.1 理想火箭发动机
基本假设: 1)工质是均相的,并且其组成在整个发动机内保持不变; 2)工质是气态的，任何凝聚（液相或固相）物质的质量均可以忽略； 3)工质遵循理想气体定律; 4)在穿过发动机壁方向无传热过程，因而是绝热流； 5)无明显的摩擦，忽略所有的边界层效应； 6)喷管流动无激波或不连续性; 7)推进剂流动是定常的; 8)发动机喷管排出的全部燃气只具有轴线方向的速度; 9)在垂直于发动机轴线的任意截面上的燃气的速度、压力、温度和 密度都是均匀的； 10)燃烧室内的燃气处于化学平衡状态，且在喷管内不发生化学平 衡的转移；
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
一种典型的RBCC方案
1.4.3涡轮基组合循环发动机（TBCC）
TBCC(Turbine Based Combined Cycle) 定义：将涡轮或涡扇发动机和冲压发动机组合起来形成 的具有多种工作模式的发动机。
涡轮或涡扇发动机模式：起飞或加速段，Ma≤3 冲压发动机模式： Ma>3
1.推力产生的原因
大气压强p3
喉部 t
燃气压强pg
燃烧室
喷管
2. 推力的定义 推力室的推力：推力室工作期间，作用在推力室内表面
上燃气压力和作用在推力室外表面上的 大气压力的合力的轴向分量。
3. 推力公式的推导
假设： (1) 推力室工作高度处的大气压强为常数； (2) 推力室内的燃气流动为理想气体的一维定常（恒定）流； (3) 推力室为一维轴对称体。
液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/液氢 液氧/煤油
应用
CZ-2、CZ3、CZ4火箭第一级发动机 CZ-2、CZ3、CZ4 第二级 主发动机 CZ-2、 CZ-3、 CZ 4A第二 级游机 CZ-2 、CZ-3、4A火箭第二级发动机 CZ-4A，-4B第三级 CZ-3火箭第三级发动机 CZ-3A 、3B、3C第三级发动机
喷气发动机：采用喷气反作用原理工作的发动机。
喷气发动机可分为： 空气喷气发动机：喷射的工质是利用大气层中的空气与发 动机所携带的燃料燃烧产生的，因此，其只能在大气层中工作。 火箭发动机：喷射的工质是利用自身携带的氧化剂和燃料 燃烧产生的，因此，既能在大气层中工作又能在大气层外工作。 组合发动机:指两种或两种以上不同类型发动机的组合。
进剂液体火箭发动机
3）按完成任务形式分为：主级、助推级、上面级和空间用液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机 5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动机
中国运载火箭推进系统使用的主要液体发动机
发动机名称 推力/kN
YF20/YF20B 696.5/731.5
YF21/ YF21B
其可与固体火箭冲压发动机串联或并联， 也可装于补燃室内，工作完抛出。
固体火箭冲压发动机的特点
(1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：600~1200s;
(2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。
固体火箭冲压发动机的应用
主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）,
以5米模块(2个50吨YF-77)为芯级，以4个3.35米模块(2个120吨YF-100)为助推器。
YF24液体火箭发动机
50吨氢氧发动机— YF-77
120吨液氧煤油发动机— YF-100
1.1.2 固体火箭发动机
组成 包括燃烧室、固体推进剂装药、点火装置、喷管四部分。
特点
图1.3 固体火箭发动机示意图
1—燃烧挤贮箱； 3—增压阀门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器；
2—氧化剂贮箱； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主阀门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器
图1.2 液体火箭发动机示意图
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分类
1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机 2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂、自燃和非自燃推进剂、低温推
空气喷气发动机
涡涡 轮轮 喷风 气扇 发发 动动
冲 压 发 动 机
机机
喷气发动机
火箭发动机
组合发动机
化 学 火 箭 发 动 机
电 火 箭 发 动 机
核 火 箭 发 动 机
固 体 火 箭 冲 压 发 动 机
(SDR)
火涡 箭轮 基基 组组 合合 循循 环环 发合 动动 机机
(RBCC) (TBCC)
1.3.1 电热型电火箭发动机
T图1-11
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1.3.2 静电型电火箭发动机
图1-12
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1.3.3 电磁型电火箭发动机
图1-13
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图1-14
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1.4 组合发动机
1.4.1 固体火箭冲压发动机(SDR) SDR(Solid Ducted Rocket)
燃气发生器
助推器
pxVx RTx
pV k 常数 pxVxk pyVyk 常数
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（2）常用的基本参数
•比热容
理想气体的等压比热cp、等容比热cv为常数。且有
k cp / cv
p3
p nr
dA
r dF
p dA nr
r
p dA
pg
rr r F Fin Fex
r
r
r
F pgdA p3dA
Ain
Aex
r
r
r
r
Fex p3dA p3 dA p3A2
Aex
Aex
A2
(2.1) (2.2) (2.3)
大气压强p3
喉 部
u
t
燃气压强pg
燃烧室
喷管
图1推力室内外表面受力图
尾喷管
进气道 点火器 整体式固体火箭冲压发动机示意图
冲压燃烧室
非整体式固体火箭发动机示意图
SDR分为整体式固体火箭冲压发动机(ISPR—Integral Solid Propellant Ramrocket)和非整体式固体火箭冲压发动机。 整体式：固体助推器和冲压发动机共用一个燃烧室 非整体式：助推器自成一体，与冲压发动机无关，
按结构布局分为：串联式布局和并联式布局
串联式布局的TBCC 并联式布局的TBCC
特点
利用空气中的氧，能自主起飞和着陆，飞行轨迹灵活
潜在用途
轨道飞行器的第一级动力系统 低成本高速飞行试验平台的动力系统 高速侦察机的动力系统 高速巡航导弹的动力系统
1.4 组合发动机
发动机之间优势互补，进一步提高性能
YF-73
FY-81
航天飞机 SRB FG-02
国别 美国 美国 中国 中国
美国 中国
类型 液体发
动机
液体发 动机
液体发 动机
液体发 动机
固体发 动机
固体发 动机
推进剂
推力
液氧/煤油 6770kN (地面）
液氧/液氢 2090kN (真空）
液氧/液氢 44.44kN (真空）
肼
9.8N,39.
2N,58.8N
YF22
75吨(真空)
YF23
4.8吨(真空)
YF24
79.8吨(真空)
YF40
5吨(真空)
YF73
4.5吨(真空)
YF75
8吨(真空)
YF77 YF100
50吨(地面) 120吨(地面)
推进剂 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼
FV m&v2 p2 A2
5.发动机的推力
n
k
Feng Fi Fj
i 1
j 1
式中 n和k分别是发动机的推力室 和涡轮废气排出管的个数；
Fi 为第i个推力室提供的推力；
Fj为第j个废气排出管提供的推力。
泵压式液体火箭发动机示意图
国内外典型化学火箭发动机的推力
发动机代号 F-1
SSME
图2 控制体受力图
4. 推力公式讨论
F m&v2 A2 (p2 p3)
其中，m& 为单位时间推进剂的质量流量，kg/s;
v2 为喷管出口截面处的排气速度，m/s; A2 为喷管出口处的横截面积； p2 为喷管出口处的燃气的压强； p3 为工作高度处的大气的压强。
(1) 推力由两项组成，第一项为动量推力，第二项为压力推力；
充分利用空气中的氧气，降低动力装置 的质量，提高有效载荷
单一类型的发动机无法满足要求
空天飞机：飞行高度0~60km以上， 马赫数10以上
单级入轨飞行器（SSTO)
比冲与飞行马赫数的关系
产生反作用力的条件 1.初始能源 2.工质 3.实现能量转换的装置—推力器
第2章 火箭发动机的主要参数
2.1 推力