内燃机热力循环
一、燃气轮机循环
燃气轮机理想循环为布雷顿循环（Brayton Cycle) ，它是工质连续流动做功的一种轮机循环，如图1所示 。它既可作内燃布雷顿循环，又可作外燃布雷顿循环。内燃的布雷顿循环为开式循环，常用工质为空气或燃气。外燃的布雷顿循环是闭式循环，通过热交换器对工质加热，在另一热交换器排出工质余热。
循环过程为：
工质在压气机中等熵压缩1－2，在燃烧室（或热交换器中）等压加热2－3 ，在燃气轮机中等熵膨胀3－4和等压排气4－1 。
图1 燃气轮机循环
燃气轮机循环的指示热效率为
11k k i c ηπ-=-
式中，c π为压气机中气体的压比，k 为比热比。
燃气轮机开式循环常与内燃机基本循环配合使用。
二、涡轮增压内燃机热力循环
将涡轮增压技术（或燃气轮机技术）应用到内燃机上是内燃机循环的一项重大技术发展。一方面内燃机希望获得更多的进气（或可燃混合气）充量，以提高内燃机的功率和热效率；另一方面从内燃机排出的高温、高压废气能导入燃气涡轮中再作功，推动与燃气涡轮相连（同轴）的压气机来提高进气（或可燃混合气）的压力供给内燃机，这样就成为涡轮增压内燃机。涡轮增压内燃机有等压涡轮和变压涡轮两种系统，它们的热力循环也有所不同。
1．恒压涡轮增压内燃机热力循环
图2是等压涡轮增压内燃机热力循环。它由内燃机基本循环1→2→3’→3→4→1和燃气轮机循环7→1→5→6→7组成。
图2 等压涡轮增压内燃机热力循环
压气机将气体从状态7（大气压力p0）等熵压缩到状态1（压力为p s）之后进入内燃机。按内燃机热力循环到达状态4。气体在排气过程进入等压涡轮时由于排气门的节流损失和排气动能在排气总管内的膨胀、摩擦、涡流等损失而变成热能，气体温度升高，体积膨胀而到达状态5。气体从4→5 这部分能量没有利用，对内燃机来说相当于从状态4直接回到状态1。气体在等压涡轮中从状态5等熵膨胀到状态6，然后排入大气。
2 ．变压涡轮增压内燃机热力循环
变压涡轮增压内燃机热力循环如图3 。与等压涡轮增压内燃机热力循环不同，变压涡轮增压内燃机中气体从状态4 进入变压涡轮中排气能量不会由于排气管突然变粗而膨胀损失，进入变压涡轮前的气体压力在p4与p1’之间变化。如不计气体流动中的摩擦损失，气体在涡轮中的膨胀从开始排气时的p4→p5到最后的p1’→p5（因为后面从气缸中排出的气体压力不断下降）。
图3 变压涡轮增压内燃机热力循环
内燃机的等容放热过程4→1可看成为涡轮的等容加热过程1→4 ，然后为气体在涡轮内的等熵膨胀4→5 。5→6为等压放热过程。6→1为气体在压气机中的等熵压缩过程。
三、涡轮增压中冷内燃机热力循环
涡轮增压中冷内燃机循环是在涡轮增压内燃机循环的基础上将经压气机出口进入内燃机进气管的空气进行预先冷却，即空气从状态1'→3 变为1→2（图4)，冷却带走的热量为Q 6 ，以增加进入气缸内的空气充量，降低循环温度，特别是降低燃气的最高温度，有利于抑制、减少NOx 的排放。
图4 涡轮增压中冷柴油机的热力循环
涡轮增压中冷内燃机循环指示热效率为
11101(1)(1)[(1)(1)]
t W κκκλρκεηελκλρ---+--=-+- 式中，ε1=V1/V2为压气机的压缩比；，ρ=V 6/V 5为初膨胀比；W=V 2/V 3为中冷比；δ=V 7/V 6为后膨胀比；ε2=V 3/V 4为内燃机压缩比；λ=P 5/P 4为压力升高比；ε0=ε1ε2为增压内燃机总压比。
图中，Q 1为内燃机中气体等容加热量；Q 2为内燃机中气体等压加热量；Q 3为涡轮中气体等压加
热量；Q 4为内燃机中气体等容放热量；Q 5为涡轮中气体等压放热量；Q 6为中冷器中气体冷却量。
如无中冷，W=1，则
101[(1)(1)]
t κκλρηελκλρ--=-+- 四、阿特金森热力循环（Atkinson Cycle)
阿特金森循环（图5）是一种内燃机循环。它与奥托循环的差别在于排气过程是等压而不是等容。如p －V 图，T －S 图所示。在相同工质数量和加热量的条件下，它有较大的膨胀功，所以热效率高。
图5 阿特金森热力循环
阿特金森循环曾应用于沙金(Sargent）煤气机上（图6）。煤气与空气的混合气以大气压力p
进入气缸，当活塞向下死点运行至3S/4行程时，进气门就关闭，在其余S/4 行程内混合气0
体就在气缸中沿。aa”线膨胀至低于大气压的a”点，当活塞从下止点向上止点运动时，缸内混合气仍沿a”a 线，并继续绝热压缩到c 点。其后，工质继续被绝热压缩至上死点c。在c 点点火并按等容过程进行燃烧。由于膨胀行程比压缩行程约大1/4 ，阿特金森循环功比奥托循环功增加相当于阴影面积。但实际上因膨胀后期膨胀压力较低，膨胀功并不大。如果设计与制造水平不高，减去摩擦功及散热量的增加最后所得无几，反而使结构复杂。自由活塞压气机和燃气涡轮组成的内燃机循环可近似看成这种循环。
图6 沙金煤气机热力循环
五、米勒热力循环（Miller Cycle )
米勒热力循环是1951 年由米勒提出。在汽油机或煤气机部分负荷工作时通过调节配气定时，可以减小泵气损失，使气缸内工质的膨胀比大于压缩比，如图7(a）中的膨胀线3－4和压缩线1－2，以改善汽油机或煤气机在低负荷时的效率下降。在相同的压缩比下，米勒循环热效率要比阿特金森循环热效率高。在由于爆燃而限制汽油机压缩比提高的情况下，增大膨胀比
可改善循环的指示效率。在柴油机上米勒热力循环是阿特金森热力循环在高增压内燃机上的发展与应用。其实质是低温高增压，即利用提前关闭进气门使进气充量减小，并在进气行程中在气缸内继续膨胀、冷却，实现可变压缩比和不变的膨胀比。用于柴油机上的米勒热力循环如图7(b）、（c）。
图7 米勒热力循环
(a）汽油机方式；(b）、（c）柴油机方式
在较高的进气压力p s与不变的压缩比ε下，依靠不同程度提前关闭进气门，以适应不同的增压压力，从而自动调整实际压缩比，维持压缩终了压力p c和最大爆发压力p zmax不变，完成acz’zba’a 热力循环。其余的排气能量bb'a”则在废气涡轮中利用并推动压气机作功。压气机将空气压力从p0提高到p s（在a”b”膨胀线上或在b” a”压缩线上）。
一般增压的内燃机热力循环与米勒热力循环的比较如图8 ，其热力参数如表1 。米勒循环的优点为：
①在相同的压缩终了压力p2下允许达到较高的平均有效压力p e；
②指示热效率ηi高；
③在起动与低负荷时运转性能良好；
④可获得较高的容积效率，特别是可改善内燃机在低速运转时空气量的不足；
⑤在膨胀终了温度t5及燃烧最高温度t4基本不变时可大幅度提高平均有效压力p e，因而可保证高增压内燃机的机械负荷和热负荷不变。
图8 一般增压内燃机与高增压米勒热力循环内燃机比较
(a）一般增压循环；(b）较高增压米勒循环；（c）高增压米勒循环
表1 不同循环方式的热力参数比较
米勒循环适用于大缸径的中、低速柴油机上，在长冲程发动机上能充分发挥优势。
六、多缸内燃机保持最佳热效率的各种热力循环
内燃机特别是移动式（车辆、船只）内燃机其工作负荷是变化的，因而其热力循环参数是不同的。在部分负荷时循环热效率大为降低。为了保持最佳热效率，在多缸内燃机上，特别是
在高增压的柴油机上采用停缸、充量转换和顺序增压等热力循环方式。
1 ．停（关）缸
在多缸高增压柴油机上，由于要限制柴油机内燃气的最大爆发压力和最高温度，都要适当降低压缩比ε（视增压度高低ε=10～14 ）。但在部分负荷或小负荷时会使起动困难，燃烧恶化，有害气体排放增加。在此情况下与其各个气缸的热力循环都不好，不如关掉一些缸而让另一些气缸在最好的热力循环下工作。
德国MTU公司396－03系列增压柴油机采用的关缸技术是将柴油机的气缸分为两组。同轴的喷油泵齿杆分别控制供给该两组气缸油量的喷油泵柱塞。在液压油的作用下同轴的喷油泵齿杆可以相对移动，使一组气缸供油，一组气缸不供油。
2．停缸与充量转换
高增压柴油机当压缩比ε=8.5～12 时，压缩终了气体压力和温度都大幅度下降，起动时起动转速低，在气缸上也没有形成有效的油膜，气缸内漏气量也明显增加（约为压缩开始时气缸内充气量的80％～85％) ，这些都使柴油机的起动十分困难，燃烧也不好。为此可采用气缸充量转换方式，将停缸（也即供气缸）的压缩空气通入工作缸（也即充气缸）内。为了保证供气压力和正确的配气相位，供气缸必须比充气缸提早50o～120o曲轴转角，即充气缸开始压缩，供气缸已处在压缩阶段。供气时刻约在充气缸进气门刚关闭时，供气延续到充气缸压缩上止点前40o～80o曲轴转角，这时供气缸内的气体压力仍约略高于充气缸内的气体压力。这种充量转换的热力循环方式在低转速时效果明显。转换的空气充量约为充气缸开始压缩时空气量的30％。压缩终了温度约可提高70℃，压缩比则可比原值提高3。当转速超过1000 r/min，由于充量转换阀（机械的、气动的或电动的单向阀）、管路等的压力损失及空气转送时间减小而使转送的空气质量减少。
3 ．停止增压或部分增压
为改善增压内燃机部分负荷的热力循环，也可采用相当于上面所说的关缸方式，不过它不是关掉内燃机的某些气缸，而是让涡轮增压器不工作，这时增压内燃机就成为非增压内燃机，或让其中一个涡轮增压器（如果有两个并联的涡轮增压器，即单级增压或有两个串联的涡轮增压器，即两级增压）不工作，使涡轮增压器始终在高效率区运行，从而可保证增压内燃机在最好的热力循环下运行。停止增压或部分增压的主要装置是在涡轮和压气机的进口处分别安装控制阀和止回阀。进、排气管也作相应的变动。在压气机前的止回阀只允许空气沿正常方向流动，在受到反向空气压力时就自动切断。在停止向涡轮供气时仍保留少量的燃气流入涡轮，使涡轮增压器转子保持一定转速和维持一定温度，一旦需要恢复增压器工作时就可缩短工作时间。当增压器重新投入工作时，涡轮前的控制器打开，涡轮先加速，直到压气机前的止回阀与压气机间的空气压力降低到止回阀开启的负压时压气机便投入工作。这样既可防止涡轮超速，又可保证涡轮在一定转速下承受压气机负荷。
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843 《火箭发动机原理》 考试大纲 一、考试内容： 根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求： 1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。 2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。 3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。 4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。 5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。 6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。 7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。 8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。 9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。 10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。 11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。 二、参考书目
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
第二章往复式活塞内燃机的定义与分类 2.1定义 活塞机器是将能量从流体（气体或液体）转移到运动的（displacer）活塞或者从活塞转移到流体的机器。它们因而算是流体能量类机器，如从动机器，吸收机械能转换为被转移流体的能量。在主动机器中，正相反，机械能在活塞或者曲柄机构上以有用功的形式释放。 工作体积随活塞运动周期性变化，是活塞式发动机的工作特性。往复活塞式发动机与旋转活塞式发动机的一个区别就是活塞运动的本质不同。在往复活塞式发动机，活塞呈圆柱形，往返于气缸内的两个极限位置——“止点（dead center）”。术语“活塞（piston）”也常以非圆柱形式存在。在旋转活塞式发动机中，旋转的活塞负责改变工作容积。 燃烧式发动机是燃烧空气和燃油的可燃混合物，将其中的化学能转化为机械能的机器。最广为人知的燃烧式发动机是内燃机和汽轮机。图表2-1是对此的概述 内燃机是活塞式发动机。往复活塞发动机与旋转活塞发动机区别在于密封结构，工作容积的改变形式和活塞运动的形式。旋转活塞发动机又可以细分为旋转发动机（rotary engine，一个内转子，一个外转子绕固定轴纯粹的旋转）和行星旋转发动机（planetary rotary engine，一个内转子，圆周运动的轴）。图表2-2显示了不同的工作原理。只有汪克尔发动机（Wankel engine）—一种行星活塞发动机，实现了突破。 工作过程类型 开式过程闭式过程 内燃外燃 燃烧气体=工质 燃烧气体≠工质 工质的状态变化 不变变化燃烧类型周期性燃烧连续燃烧 发火形式自燃外缘点火 机器类 型发动机柴油机混合动 力 汽油 机 Rohs发动 机 stirling发 动机 蒸汽 机 轮机——————燃气（gas）过热蒸汽superheated steam 蒸汽 混合形式复杂多种混合 heterogeneous 均质混 合（复 杂多种 混合）复杂多种混合heterogeneous （在燃烧室内）连续火焰 依据工作过程区分内燃机与外燃机也是必要的。对于内燃机，工质同时也是燃烧所需的氧气的来源。燃料燃烧产生废气，必须在每个工作循环前换气。燃烧因而是周期性的，汽油机、
1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构 参考书中的发动机图吧 2. 固体火箭发动机的质量比是什么？什么是质量比冲？ 质量比：推进剂质量与发动机初始质量的比。 质量比冲：单位发动机质量所能产生的冲量。 3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么？ 依据导弹总体提出的技术要求，选择并确定发动机总体设计方案，计算发动机性能，确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料，固体推进剂类别和药柱形式等。在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。 4.请写出齐奥尔科夫斯基公式 式vm 中为导弹理想飞行速度，Is 为发动机比冲，mp 为药柱质量，mm 为发动机结构质量，ml 为导弹载荷量（除发动机以外的一切质量） 5.举出两种实现单室双推力的方案 （1）不改变喷管喉径，采用不同燃速的两种推进剂药柱，这两种药柱可前后放置，也可同心并列放置。前者推力比受燃速比的限制较小，后者较大。 （2）不改变喷管喉径，采用一种推进剂的两种药形，通过燃面变化实现双推力。该方法简单易行，但推力比调节范围较小。 （3）采用不同燃速的推进剂和不同药形，即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。该方法有较大的灵活性，推力比调节范围宽，实际应用较为广泛。 （4）采用可调喷管改变推力大小，可得到较宽的推力比调节范围，但结构复杂。 6.什么是最佳长径比？ 最佳长径比——对应最佳直径的长径比 第二章 7.什么是肉厚分数？ 8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数？ ln 1p m s m L m v I m m ??=+ ?+??
9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系？ 参考2-2节，P49 10.单根管状装药的设计过程？如何计算？ 参考2-4节，P64 11.什么是线性粘弹性？ 指当应力值低于某一极限值时，粘弹性态是近似线性的，即在给定的时间内，由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。 12.什么是时温等效原理？ 各种温度条件下所获得的松弛模量（或其他力学性能数据），可以通过时间标度的适当移动而叠加；这也就是说，材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地（等效）表示出来。反过来，材料性能依赖于时间的变化，也可以靠改变温度条件相应地表示出来。这种关系就叫做时-温等效原理 第三章 13.固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和功用。 对于贴壁浇铸推进剂药柱的燃烧室，通常由壳体、内绝热层和衬层组成；对于自由装填药柱的燃烧室，一般由壳体、内绝热层和挡药板组成。 壳体主要承受内压作用。由于壳体还是弹体外壳的一部分，所以还要承受外载荷的作用。内绝热层用来对壳体内壁进行热防护。 衬层的作用是防止界面间的分子迁移，使浇铸的药柱与内绝热层粘结更牢，并缓和药柱与内绝热层之间的应力传递。 挡药板用于防止自由装填的药柱的运动。 14.发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？
火箭发动机 科技名词定义 中文名称：火箭发动机 英文名称：rocket engine 定义：由飞行器自带推进剂，不依赖外界空气提供氧化剂的喷气发动机。 应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科） 以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。目录
?火箭发动机的优势 ?现代火箭发动机 ?其他能源的火箭发动机 ?我国最新成果 ?世界知名火箭发动机 展开 编辑本段简介 火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。大部分火 火箭发动机 箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。 编辑本段工作原理 大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生尾气。 向燃烧室供入推进剂 液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。
火箭发动机 火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。 燃烧室 化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸 公式 这里： Vc 是燃烧室容量 At 是喷口面积 L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 - 1.5 m） 燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。 喷嘴 发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。 如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
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
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
斯特林循环 Stirling cycle 热气机（即斯特林发动机）的理想热力循环，为19世纪苏格兰人R.斯特林 所提出，因而得名。图[斯特林循环的-和- 图]-和-图" class=image>为斯 特林循环在压-容(-)图和温-熵(T-S)图上的表示。它是由两个定容吸热过程和两个定温膨胀过程组成的可逆循环，而且定容放热过程放出的热量恰好为定容吸热过程所吸收。热机在定温(T1)膨胀过程中从高温热源吸热，而在定温(T2)压缩过程中向低温热源放热。斯特林循环的热效率为 [0727-01]式中W为输出的净功；Q1为输 入的热量。根据这个公式，只取决于T1和T2，T1越高、T2越低时，则越高，而且等于相同温度范围内的卡诺循环热效率。因此，斯特林发动机是一种很有前途的热力发动机。斯特林循环也可以反向操作，这时它就成为最有效的制冷机循环。 卡诺热机循环的效率 让我们分析以理想气体为工作物质的卡诺热机循环并求其效率。以v表示理想气体的摩尔数，以T1和T2分别表示高温和低温热库的温度。气体的循环过程如图10.12所示。它分为以下几个阶段，两个定温和两个绝热过程。 1→2：使温度为T1的高温热库和气缸接触，气缸内的气体吸热作等温膨胀。体积由V1增大到V2。由于气体内能不变，它吸收的热量就等于它对外界做的功。利用公式(10.3)可得
2→3：将高温热库移开，气缸内的气体作绝热膨胀，体积变为V3，温度降到T2。 3→4：使温度为T2的低温热库和气缸接触，缸内的气体等温地被压缩到体积V4，使状态4和状态1位于同一条绝热线上，在这一过程中，气体向低温热库放出的热量为 4→1：将低温热库移开，缸内的气体绝热地被压缩到起始状态1，完成一次循环。 在一次循环中，气体对外做的净功为 W=Q1-Q2 卡诺循环中的能量交换与转化关系可用图10.13那样的能流图表示。 根据热机效率的定义公式(10.23)，可得理想气体卡诺热机循环的效率为 根据理想气体的绝热过程方程，对两条绝热线应分别有 两式相比，可得 从而有
课程名称：固体火箭推进基础及发展 一、课程编码：0100029 课内学时：48学分：3 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术，固体推进剂专业 三、先修课程：高等数学，大学物理，航空宇航推进原理，固体火箭发动机设计,气体动力 学基础，工程热力学，传热学等 四、教学目标 通过本课程的学习，掌握先进固体火箭推进的基本原理，并了解其它新型推进方式的概貌，提升学生对固体火箭发动机全方面的认识，为从事固体火箭发动机相关工作奠定基础。 五、教学方式 教学方法以讲授为主，结合教学内容适当安排讨论课，内容以本阶段的讲授的内容和安排的课外阅读材料为主。 六、主要内容及学时分配 A卷 1.固体火箭发动机的燃烧与流动4学时 1.1稳态燃烧 1.2非稳态燃烧 2.燃烧流场的现代诊断技术4学时 2.1燃烧流场的速度诊断 2.2燃烧流场的温度诊断 2.3燃烧流场的密度组分和浓度诊断 2.4凝相粒度及其尺寸分布诊断 3.固体火箭发动机的结构与材料4学时 3.1燃烧室壳体 3.2推进剂装药结构完整性分析 3.3喷管结构烧蚀 3.4壳体尾管的绝热层和包覆层材料 4.固体火箭发动机的喷焰特性4学时 4.1火箭发动机喷焰的排气特征效应 4.2排气特征的测量技术研究 4.3排气特征的预估技术研究 4.4减少排气特征效应的若干措施 5.新型固体推进剂4学时 5.1高能推进剂 5.2高燃速推进剂 5.3复合平台推进剂 5.4固体推进剂的安全性 5.5推进剂技术的发展趋势 6.固体火箭发动机的现代设计与评估技术4学时 6.1固体火箭发动机的现代设计技术
6.2固体火箭发动机的现代评估技术 6.3固体火箭发动机的故障分析 6.4固体火箭发动机的参数辨识 7.现代战术导弹发动机的发展和固体火箭发动机的应用前景4学时 7.1战术导弹发动机的发展方向 7.2当前研究的重点 7.3固体短脉冲控制发动机 8.冲压发动机8学时 8.1冲压发动机的工作原理 8.2整体式冲压发动机的主要组成部件 8.3冲压发动机的发展 B卷 I Introduction2学时 II Overall Design Approach2学时III Propellant Properties and Selection2学时IV Ballistic Analysis and Grain Design2学时V General Procedure for a Propellant Grain-Design Optimization and Computer-Aided Preliminary Design2学时VI Some Specific Cases2学时七、考核与成绩评定 期末笔试：60% 平时分组讨论考核：20% 八、参考书及学生必读参考资料 1.Jensen,G.E and Netzer D.W.Tactical Missile Propulsion[M].Reston:Progress in Astronautics and Aeronautics,Vol.170，1996 2.阿兰.达文纳斯.固体火箭推进剂技术[M].北京：宇航出版社，1997 3.张平等著，固体火箭发动机原理，北京理工大学出版社，1992 4．李宜敏，固体火箭发动机原理北京航空航天大学出版社，1991 5.（苏）阿列玛索夫等著，张大钦等译，火箭发动机原理，北京：宇航出版社，1993 6．王守范编著，固体火箭发动机燃烧与流动，北京工业学院出版社，1987. 7.[美]萨顿G P，比布拉兹O著.火箭发动机基础.北京：科学出版社，2003. 九、大纲撰写人：王宁飞
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
1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基
活塞式燃油发动机基础常识 活塞式燃油发动机通常是指燃油在汽缸里燃烧膨胀，推动活塞下行带动曲轴旋转，以此形式输出动力的发动机。这种发动机是目前最最接近平民百姓的实用型燃油发动机，大到火车、轮船～～，小到助力车、航模～～，可以说是随处可见；其中一些经过少许改装后，还可以使用汽体燃料。 最近几年，版友们最常接触的是踏板助力车上的燃油发动机，其实活塞式燃油发动机的范畴很大，不只是汽油机和柴油机，点火方式也不全是靠火花塞；在此写上一篇，以本版角度，将活塞式燃油发动机的一些常识简述一下，以四冲汽油机为主，作为车民常识资料，以便版内车友学习参考。 一、活塞式燃油发动机常见名词常识： Ａ、活塞式燃油发动机： 通常指做功形式为燃油在汽缸里燃烧、以膨胀气体推动活塞，通过连杆带动曲轴输出动力，以消耗燃油而产生动力的发动机。它的主要产品为使用化油器实施汽缸外雾化燃油、汽缸内火花塞点火的汽油机，还有使用喷油泵直接对汽缸内喷射柴油、直接燃烧作功的柴油机。 Ｂ、发动机的工作循环与冲程： 工作循环是指发动机活塞由进气、压缩、燃烧膨胀（做功）、排气行程所组成的工作进程。发动机每完成一次进气，压缩、做功、排气的进程，称为一个工作循环，也称一个周期。 Ｃ、二冲程发动机：
凡发动机曲轴每旋转一转，即活塞上下往复运动两个行程而完成一个工作循环的发动机。按点火方式包含有：火花塞点火，压缩点火，喷油点火。按进气方式有：簧片阀进气，活塞阀进气，转盘阀进气～～～。Ｄ、四冲程发动机： 凡发动机曲轴每旋转两转，即活塞上下往复动动四个行程而完成一个工作循环的发动机。通常以化油器供油、火花塞点火的汽油发动机和直接向汽缸里喷射燃油的柴油机为主。其外观最大特征：有复杂的换气机构－－缸头。 Ｅ、曲轴： 一根类似“弓”字形的转轴，用连杆连接活塞，通过它使活塞来回运动，完成吸气、压缩、作功、排气等功能。同时活塞也通过它将直线运动的作功力量转换为输出动力的旋转运动。 Ｆ、飞轮： 为了使活塞连续往复运动，曲轴需要靠飞轮的惯性来保持连续运转。在小型发动机中，飞轮通常与磁电机合并设计，在飞轮的内圈安置强力磁钢，使得飞轮一转动，底盘上的线圈就有点火电力输出。 Ｇ、连杆： 连接曲轴与活塞的部件，其主要功能是将曲轴的旋转运动转换成活塞的往复运动，同时也将活塞的推动力转换成曲轴的旋转运动。因其运动时的摆动幅度较大，所以需要尽量轻巧牢固。 Ｈ、曲轴箱： 将曲轴安装在内、并连接汽缸和变速机构的发动机箱体。常规二冲程发
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
内燃机热力循环 一、燃气轮机循环 燃气轮机理想循环为布雷顿循环（Brayton Cycle) ，它是工质连续流动做功的一种轮机循环，如图1所示 。它既可作内燃布雷顿循环，又可作外燃布雷顿循环。内燃的布雷顿循环为开式循环，常用工质为空气或燃气。外燃的布雷顿循环是闭式循环，通过热交换器对工质加热，在另一热交换器排出工质余热。 循环过程为： 工质在压气机中等熵压缩1－2，在燃烧室（或热交换器中）等压加热2－3 ，在燃气轮机中等熵膨胀3－4和等压排气4－1 。 图1 燃气轮机循环 燃气轮机循环的指示热效率为 11k k i c ηπ-=- 式中，c π为压气机中气体的压比，k 为比热比。 燃气轮机开式循环常与内燃机基本循环配合使用。 二、涡轮增压内燃机热力循环 将涡轮增压技术（或燃气轮机技术）应用到内燃机上是内燃机循环的一项重大技术发展。一方面内燃机希望获得更多的进气（或可燃混合气）充量，以提高内燃机的功率和热效率；另一方面从内燃机排出的高温、高压废气能导入燃气涡轮中再作功，推动与燃气涡轮相连（同轴）的压气机来提高进气（或可燃混合气）的压力供给内燃机，这样就成为涡轮增压内燃机。涡轮增压内燃机有等压涡轮和变压涡轮两种系统，它们的热力循环也有所不同。 1．恒压涡轮增压内燃机热力循环 图2是等压涡轮增压内燃机热力循环。它由内燃机基本循环1→2→3’→3→4→1和燃气轮机循环7→1→5→6→7组成。
图2 等压涡轮增压内燃机热力循环 压气机将气体从状态7（大气压力p0）等熵压缩到状态1（压力为p s）之后进入内燃机。按内燃机热力循环到达状态4。气体在排气过程进入等压涡轮时由于排气门的节流损失和排气动能在排气总管内的膨胀、摩擦、涡流等损失而变成热能，气体温度升高，体积膨胀而到达状态5。气体从4→5 这部分能量没有利用，对内燃机来说相当于从状态4直接回到状态1。气体在等压涡轮中从状态5等熵膨胀到状态6，然后排入大气。 2 ．变压涡轮增压内燃机热力循环 变压涡轮增压内燃机热力循环如图3 。与等压涡轮增压内燃机热力循环不同，变压涡轮增压内燃机中气体从状态4 进入变压涡轮中排气能量不会由于排气管突然变粗而膨胀损失，进入变压涡轮前的气体压力在p4与p1’之间变化。如不计气体流动中的摩擦损失，气体在涡轮中的膨胀从开始排气时的p4→p5到最后的p1’→p5（因为后面从气缸中排出的气体压力不断下降）。 图3 变压涡轮增压内燃机热力循环 内燃机的等容放热过程4→1可看成为涡轮的等容加热过程1→4 ，然后为气体在涡轮内的等熵膨胀4→5 。5→6为等压放热过程。6→1为气体在压气机中的等熵压缩过程。 三、涡轮增压中冷内燃机热力循环
《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。
第43卷 第11期2009年11月 西 安 交 通 大 学 学 报 JOURNAL OF XI AN JIAOT ON G U NIVERSIT Y Vo l.43 !11Nov.2009 收稿日期:2009 03 13. 作者简介:何茂刚(1970-),男,教授,博士生导师. 基金项目:国家自然科学基金资助项目(50776070,50821064). 车用发动机余热回收的新型联合热力循环 何茂刚,张新欣,曾科 (西安交通大学动力工程多相流国家重点实验室,710049,西安) 摘要:针对汽车发动机排气余热、冷却水余热和润滑油余热的特点,提出了一种新型的适用于车用发动机余热回收的热力循环系统.此系统由用来回收温度较高的发动机排气余热及润滑油余热的有机Rankine 循环(Or ganic Rankine Cycle,ORC)和用来回收温度较低的发动机冷却水余热的Kalina 循环耦合而成.基于P R 状态方程,编写了计算程序对此热力循环系统进行了热力学性能分析,还分析了采用不同有机工质对循环整体性能的影响.与传统的只回收发动机排气余热的热力循环系统相比,文中提出的构型其余热回收效率更高.当采用环戊烷为ORC 工质时,循环系统的整体效率为20 83%;当采用R113为ORC 工质时,循环系统的整体效率为16 51%.关键词:车用发动机;余热回收;新型热力循环;热力学性能 中图分类号:T K123 文献标志码:A 文章编号:0253 987X(2009)11 0001 05 A New Combined Thermodynamic Cycle for Waste Heat Recovery of Vehicle Engine H E M aogang,ZH ANG Xinx in,ZEN G Ke (S tate Key Laboratory of M ultiph as e Flow in Pow er Engineering,Xi an Jiaotong University,Xi an 710049,China) Abstract :From the characteristics of w aste heat in ex haust,cooling w ater and lubricant,a new therm ody nam ic cycle fo r w aste heat r ecovery o f vehicle engines w as pro posed.T he present sy s tem consists of tw o cy cles,organic Rankine cycle (ORC)for recov er ing the w aste heat in high temperatur e ex haust and lubricant and Kalina cycle fo r reco ver ing the w aste heat in low tempera tur e coo ling w ater.Based on P R equatio n of state,the thermo dynamic perform ance of the cycle w as theoretically calculated w ith a self w r itten computing prog ram.T hen the overall perform ance of the cycle w ith different o rganic w orking fluids w as analyzed indiv https://www.doczj.com/doc/3c11818476.html,pared w ith the conv entional cy cle configuration used fo r only reco ver ing the exhaust heat,the pr esent cycle has higher w aste heat r ecovery efficiency.The ov erall efficiency of the cycle w ith cy clo pentane and R113is 20.83%and 16.51%,r espectively. Keywords :vehicle eng ine;w aste heat r ecovery;new thermodynamic cycle;ther modynam ic per for mance 车用发动机余热利用是提高其燃料利用率的重要研究课题.目前展开的研究工作有利用发动机余热进行温差发电[1]、取暖和吸收式制冷[2 4],以及利用发动机余热做功.利用排气温差的发电技术,能量转换效率很低,实际热电转换效率约为2 12%,而同类装置的转换效率最高也只有10%左右.发动机 余热取暖系统无法在发动机停止工作时使用,且在高寒地区使用时对换热元件要求较高.发动机余热吸收式制冷系统则存在单位质量的吸附剂产生的制冷功率小、系统笨重、余热利用率不高等问题.鉴于这两种余热利用方式存在的缺点,利用发动机余热做功已成为发动机余热利用领域新的研究热点.