?测试分析?
收稿日期:2005-07-28;修回日期:2005-08-30
作者简介:韦江利,1982年出生,硕士,主要从事超声无损检测方面的研究工作
火箭发动机装药包覆层厚度信号处理技术研究
韦江利 路宏年 张吉堂
(北京航空航天大学机械工程及自动化学院,北京 100083)
文 摘 用超声测量火箭发动机装药包覆层厚度时,当包覆层较薄时检测回波信号会出现时域混叠。基于时域混叠信号的特点,提出了一种时间延迟估计的新方法。该方法用维纳解卷积消除了检测始波对时间延迟估计的影响,并对剩余信号进行了三次能量倒谱分析,准确直观地估计出了信号延迟时间。该方法已在开发的超声探伤系统中得到了验证。实验结果表明,该方法能准确估计出时域混叠信号的延迟时间,提高了火箭发动机装药包覆层厚度的测量精度。
关键词 火箭发动机,包覆层,维纳解卷积,三次能量倒谱
Signal Pr ocessing Research f or RocketMot or Cladding Thickness
W ei J iangli Lu Hongnian Zhang J itang
(School of Mechanical Engineering and Aut omati on,Beijing University of Aer onautics and A str onautics,Beijing 100083)
Abstract W hen the cladding thickness of r ocket mot or is measured with ultras onics,the test echoes of the thin cladding will overlap in the ti m e field .Based on the characters of overlapped echoes,a ne w method f or ti m e de 2lay esti m ati on is p resented .This method firstly re moves the effect of reference signal on ti m e delay esti m ati on,then the tri p le cep stru m of re main signal is made,finally esti m ates the ti m e delay of signals accurately .This method has been p r oved in the ultras onic cladding testing syste m devel oped in our research center .Experi m ental results show the method can esti m ate the delay ti m e of the overlapped signals accurately .It i m p r oves the measure ment p recisi on of r ocket mot or cladding .
Key words Rocket mot or,Cladding,W iener deconvoluti on,Tri p le cep strum 0 引言
固体火箭发动机装药包覆层厚度测量在发动机特征分析和质量控制中具有非常重要的地位。在用板波诱发纵波技术测量固体火箭发动机装药包覆层厚度时,当包覆层较薄时检测多回波信号会发生混叠,无法准确从相邻回波的延迟时间中计算出包覆层厚度。本文提出一种可准确直观估计出时域混叠信号时间延迟的方法。
1 板波诱发纵波包覆层测厚原理
超声板波在板(壳体)中传播时,既有横波又有纵波。板中的质点基于这两种振动的合成,在其平衡位置附近作椭圆形运动,波动前进方向与板平行。若板的一侧附有其他材料,板波在向前传播时,其中
的横波会将部分声波透射到周围介质中去。A 0(非对称型波)、S 0(对称型波)型板波中的横波分量的能量集中在板的上下表面处。该特点可使壳体中传
播的板波最大限度地将能量投射入包覆层中,即投
射率最大,以增大包覆层中回波幅值[1]
。
如图1所示,将超声发射探头与接受探头耦合于固体火箭发动机壳体的外表面,探头入射角αi 满足
sin
αi =c Ⅰ
c p
(1)
式中,c Ⅰ为耦合液中纵波入射速度,c p 为A 0S 0型板波
的相速度。
将在壳体中产生相速度为c p 的A 0S 0型板波,称为板波I 。由于壳体下方粘有包覆层,板波I 在向前传播时,横波成分将部分声波以纵波的形式透射入包覆层中,该纵波称为板波诱发波。壳体中的板波透射入包覆层时入射角β应满足
sin β=
c Ⅱc p
(2)
式中,c Ⅱ为包覆层中纵波声速。
诱发纵波被包覆层底面反射后,一部分声波再次进入壳体中,形成与板波I 模式相同的板波,称为板波II 。板波I 和板波II 的时差t 0与包覆层厚度d 对应,只要测得板波I 和板波II 到达接受探头的时
间差,就可以求出包覆层的厚度[2]
。
板波诱发纵波法包覆层厚度d 为:
d =A t 0(3)式中,A 为与包覆层材料和探头入射角有关的常数
[1]
,t 0为板波I 和板波II 的时间差
。
图1 板波诱发纵波包覆层测厚原理
Fig .1 Princi p le of cladding thickness measure ment by
ultras onicla mb wave inducing wave technol ogy
2 能量倒谱时间延迟估计方法
用板波诱发纵波技术测量固体火箭发动机装药包覆层厚度时,回波信号一般是由第一回波和第二回波组成的,第二回波是第一回波经衰减、延迟得到的,两回波间时间差与包覆层厚度相对应
[3]
。若检
测信号为x (t ),系统噪声为n (t ),则
x (t )=r (t )+αr (t -t 0)+n (t )
(4)式中,α为第二回波与第一回波相比衰减系数;t 0为
第二回波与第一回波相比延迟时间;r (t )为包覆层厚度足够大不再有第二回波时,经N 次测量得到的检测始波的估计,即
r (t )=li m N →∞
1
N ∑N n
=1
x (t )
(5)假定有傅里叶变换对r (t )→R (f ),根据傅里叶变换的线性和时移性质,式(4)的傅里叶变换为
X (f )=R (f )(1+αe -j 2
πft 0+N (f )/R (f ))(6)
设:D (f )=X (f )/R (f )(7)为了避免R (f )较小时对D (f )造成意想不到的
影响,采用频域维纳解卷积[4]
求D (f ),同时抑制系统噪声N (f ),即
D (f )=X (f )3
?R 3
(f )
|R (f )|2+A
2≈1+
αe -j 2πft 0(8)式中,A 为维纳滤波器发散因子,当R (f )较小时可
防止滤波器发散,其选择受信噪比的影响[5]
,这里
取A =0.01(|R (f )|2
)max ,用S d (f )表示D (f )对数能量谱,则
S d (f )=lg [|D (f )|2
]=
lg [(1+α2
)(1+2αco s2πf t 01+
α2
)]=lg (1+α2
)+lg (1+2αco s2πft 01+α2
)(9)对于正常检测系统,有2
αcos (ωt 0)1+α2
ν1,则S d (f )=lg (1+α2
)+2αcos (2πft 0)ln10(1+α2
)
+Δq (f )(10)式中,Δq (f )为高阶序列,令c Ⅰ=lg (1+α2
),c Ⅱ=
2
αln10(1+α2)
,忽略Δq (f ),式(10)式可变为:
S d (f )≈c Ⅰ+c Ⅱcos2
πft 0(11)式(11)的逆傅里叶变换(只考虑时间正半轴)为:
d (t )=F -1
(S d (f ))=c 1δ(t )+
c 2δ(t -t 0)2
(12) 在式(12)中δ(t )与第一回波的延迟时间(0s )相对应,δ(t -t 0)和第二回波的延迟时间相对应(延迟第一回波的时间),而通常d (t )的能量较小,易被噪声污染,为了提高d (t )的能量又能保持脉冲幅值的极性(正负),选用d (t )的三次方(信号的三次能
量倒谱[6]
)来估计时间延迟,即
d 3(t )=c 13
δ(t )+
c 23
δ(t -t 0)8
(13)
本文的时间轴均以采样点为单位,采样点(个数)与时间的换算公式为
t 0=H /f m (14)式中,H 为第二个脉冲所在的采样点,f m 为采样频率。
3 能量倒谱求时间延迟的应用
由于能量倒谱法涉及快速傅里叶正逆变换、对数能量谱等复杂的数学运算,本文选用MAT LAB 为计算软件。MAT LAB 软件具有强大的科学计算功能,其信号处理工具箱含有许多有用的信号处理库函数,如fft 、ifft 等,用户只须调用这些库函数就可以实现复杂的信号处理运算。
(1)实验1
试件参数:壳体厚度1.6mm ,包覆层厚度0.6mm ,壳体和包覆层黏合。
检测条件:聚焦探头,探头中心频率2.5MHz,探头直径17mm ,接受角度27°,入射角度28°,探头距离8.36mm ,采样频率63MHz 。
第一回波和第二回波在时域上发生混叠,如图2所示,无法直接得到第二回波的延迟时间,作出该
信号的三次能量倒谱如图3所示
。
图2 包覆层厚度为0.6mm 检测多回波信号
Fig .2 Tested echoes of 0.6mm
cladding
图3 包覆层厚度为0.6mm 检测多回波信号的三次能量倒谱
Fig .3 Tri p le cep stru m of 0.6mm cldding test echoes
从图3可明显看出第二回波的延迟时间为
t 0=206(采样点)
63
=3.270μs
(15)(2)实验2试件参数:壳体厚度1.6mm ,包覆层厚度0.7mm ,壳体和包覆层黏合。
检测条件:聚焦探头,探头中心频率2.5MHz,探头直径17mm ,接受角度22°,入射角度28°,探头距离8.36mm ,采样频率63MHz 。
实验采集信号如图4所示,用三次能量倒谱求时间延迟的方法对该信号进行分析,作出其能量三次倒谱如图5所示,从图5明显看出第二回波的延迟时间为:
t 0=143(采样点)
63
=2.270μs
(16
)图4 包覆层厚度为0.7mm 检测多回波信号
Fig .4 Tested echoes of 0.7mm
cladding
图5 包覆层厚度为0.7mm 检测多回波信号
的三次能量倒谱
Fig .5 Tri p le cep stru m of 0.7mm cladding test echoes
实验1和实验2是两个典型信号的处理过程,三次能量倒谱法已应用到了本研究中心开发的"包覆超声探伤系统"中,表1是运用该方法得到的延迟时间求出的包覆层厚度与实际厚度的对照表。
表1 火箭发动机装药包覆层实际检测厚度及误差Tab.1 I m specti on thi ckness and error of rocket motor cl addi n g 实际厚度/mm检测厚度/mm检测误差/%
0.700.709 1.29
0.900.9040.44
1.34 1.3320.60
1.63 1.6290.06
2.07 1.968 4.93
从上述分析和实验结果可看出,当检测回波混叠或者信噪比较低时,三次能量倒谱法仍能准确求出相邻两回波间的延迟时间。
三次能量倒谱法涉及的计算量较大,加上MAT2 LAB软件在计算速度方面的欠缺,单独运用该方法还无法实时处理大量数据。然而,在工程实际中并非所有的信号都是时域混叠信号,大部分信号采用简单的去噪预处理,即可通过在时域求回波峰值间的位置差来估计时间延迟[7],因此,三次能量倒谱法只需要对少数时域混叠信号进行时间延迟估计。
4 结论
基于时域混叠信号的特点,提出了一种时间延迟估计的新方法。该方法用维纳解卷积消除了检测始波对时间延迟估计的影响,并对剩余信号进行了三次能量倒谱分析,准确直观地估计出了信号延迟时间。该方法已在开发的超声探伤系统中得到了验证。实验结果表明,该方法能准确估计出时域混叠信号的延迟时间,提高了火箭发动机装药包覆层厚度的测量精度。
参考文献
1 王召巴,路宏年.固体火箭发动机包覆层厚度超声测量新技术.兵工学报,1999;20(1):87～89
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7 张吉堂,朱博丽.粘接质量超声图像诊断中消除白点噪声研究.无损探伤,2002;(5):40～42
(编辑 吴坚)
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------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ 2. 为了利用气流的运动惯性，在活塞运动到上止点以后，才关闭气门。从上止点到气门完全关闭之间的曲轴转角称为（）。 A.排气迟闭角 B.进气提前角 C.排气提前角 D.进气迟闭角 3. 为控制柴油机的压力升高率，应减少在着火落后期的（）。 A.可燃混合气的量 B.压力 C.温度 D.空气量 4. 浓混合气的过量空气系数是（）1的。 A.小于 B.大于 C.等于 D.不确定 5. 发动机增压就是增加进入发动机气缸的充量密度从而提高（），达到提高发动机功率，改善燃料经济性和排放性能的目的。 A.平均有效压力 B.排气压力 C.燃烧温度 D.燃油雾化程度 6. 汽油机的着火属于（）。 A.同时爆炸燃烧 B.扩散燃烧 C.低温多阶段 D.高温单阶段 7. 进气涡流是在进气过程中形成的绕（）旋转的有组织的气流运动。 A.气缸轴线 B.垂直于气缸轴线 C.气门轴线 D.气道轴线 8. 汽油机采用废气涡轮增压后，带来的主要问题包括（）、热负荷增加、反应滞后等。 A.燃烧温度降低 B.负荷降低 C.爆燃 D.排放增加 9. 汽油机（）是其燃烧的主要时期。 A.后燃期 B.着火落后期 C.明显燃烧期 D.缓燃期 10. 废气涡轮增压器中涡轮的功用是将废气所拥有的能量尽可能多地转化为涡轮旋转的
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？
汽车构造大作业 班级建筑学22 姓名万家轩 学号 2120703033 日期 2014年5月16日
1.自主研发还是合资合作，阐述你对中国汽车工业发展的看法。 答：我觉得目前还是合资合作才可以促进中国汽车工业更快的发展。中国的汽车工业较西方国家和亚洲的某些发达国家晚了不少，现在虽然已经在飞速发展且国家也在大力支持民族汽车工业的发展，但是总体上依旧处于技术不如外国品牌先进，做工不如外国品牌精致，口碑不如外国品牌好，质量不如外国品牌稳定，售后不如外国品牌完善，甚至广告营销都不如外国品牌有新意的阶段，唯一相比外国品牌可能有的优势就是价格较亲民了。 汽车算是家庭里的大件，但很多人对汽车并不了解，所以买车的决定因素往往是价格，品牌，用途，质量这几个因素，所以中国车企应该抓住大多数消费者的心理，与外国车企合作，利用对方的口碑和关键技术来拉拢消费者，为自己的品牌打开这一重要瓶颈。同时继续研发核心技术，先让自己的技术迎合本国消费者的口味，做足市场调查，严把质量关，逐步改变中国国民对民族品牌的看法。 总之，自主研发和合资合作都是必须要走的路，只不过有先有后而已。 2.试述内燃机代用燃料的研究现状和重要性。 答：现状：目前国际上公认最有前途的内燃机清洁代用燃料是醇类燃料。我国是世界上研究和应用生物质燃料较早的国家之一。20 世纪40 年代中期即将酒精、发生炉煤气以及由桐油热裂成的燃油用于车用发动机上，并对菜籽油、大豆油及松根油等进行实验研究。长期以来对沼气的研究与应用进行得广泛而深入，全国都设立了沼气应用技术推广站。目前有一些地区不仅将沼气当作生活燃料，而且也用于内燃机。自70 年代末起，山西、四川、吉林及北京等省市对汽油甲醇混合燃料进行了初步实验研究。原国家科委在“六五”期间组织了M10~M15 的台架实验及车队使用实验研究。除了对甲醇、汽油混合燃料进行实验研究外，中国科学院工程热物理所和华中理工大学还分别对汽油机燃用100%的甲醇及在柴油机中掺烧甲醇进行了实验研究。与此同时，原国家科委组织了从煤中提炼甲醇等工艺技术的研究。天津大学、浙江大学、西安交通大学及山东工业大学等对在汽油机及柴油机中燃用甲醇进行了很多实验研究工作。 浙江大学还对氢气、液化石油气及煤粉浆进行过研究。贵阳山地农机研究所、上海内燃机研究所、上海交通大学及南京野生植物研究所等单位对可食用植物油及野生植物油在内燃机中的应用也进行了很多工作。解放军后勤工程学院军事油料应用教研室许世海等人以菜籽油为原料，与甲醇发生酯交换反应制备生物柴油，找到了合适的醇油比，得到的产品的主要理化指标达到0#柴油的使用标准。原国家科委组织的攻关项目，上述各单位以及国内其它有关单位的台架实验、环境保护等研究工作，都取得了很多有价值的成果。 重要性：醇类燃料主要是指甲醇、乙醇, 它们都具有使用、储存和运输方便的特点。醇类燃料作为柴油机的代用燃料有巨大的优越性, 特别是对于环境的改善作用来说, 柴油机使用醇类燃料可减少常规污染物( CO、HC、NOx、PM ) , 尤其是颗粒物的排放量, 降低烟度和致癌度。同时，世界上的石油及天然气资源开采加剧，因此，为保证未来交通运输以及国民经济的持续发展，研究与开发代用燃料是势在必行。 3.纯电动汽车、混合动力汽车和纯发动机汽车的各自发展前景及存在问题。 答：纯电动汽车：（1）前景：2010 年年初国际气候组织曾对40 名电动汽车相关行业专家进行访谈，结果表明充电基础设施建设的重要程度在电动汽车发展众多影响因素中排名第2，超过了购买价格因素，仅次于排名第1的电池技术提高因素。充电设施的基础性、关键性作用各方已达成共识。 从国外发展情况来看，尽管国外主要发达国家的充电设施建设还处于起步阶段，但是政府支持力度非常大。从国内发展情况来看，我国充电设施建设主要参与者包括国家电网公司、南方电网公司、普天海油、中石化、比亚迪等企业。 近几年来，我国已经投产了一定数量的充电站与充电桩，充电方式有快充、慢充、换电池等多种，先期的工作为后续建设提供了宝贵经验。目前，国家电网公司、南方电网公司、普天海油、中石化等企业已经与多数地方政府签订了战略合作协议，制定了较为明确的建设目标和计划，充电站建设开始呈现加速发展的势头。 （2）问题：虽然纯电动汽车已经有134年的历史，但一直仅限于某些特定范围内应用，市场较小。主要原因是由于各种类别的蓄电池，普遍存在价格高、寿命短、外形尺寸和重量大、充电时间长等严重缺点。 混合动力汽车：（1）前景：混合动力汽车的车载动力源有多种，蓄电池、超级电容、燃料电池、太阳能电池、内燃机车的发电机都可，同时电池可以十分方便地回收制动时、下坡时、怠速时的能量，内燃机可以十分方便地解决耗能大
能源号 “能源号”是苏联的一种重型通用运载火箭，也是目前世界上起飞质量与推力最大的火箭。西方国家取的代号是SL-17。 为实现载人登月，苏联从50年代末就开始研制H-1重型运载火箭(西方国家称之为G型火箭，取代号为SL-15)，但在研制过程中屡遭挫折。1974年5月，苏联停止执行H-1火箭计划开始了“能源号”火箭的方案论证工作。 能源号”是苏联为了满足90年代、特别是21世纪初载人与不载人、车用与民用航天任务的需要，推进近地空间的工业化和战略防御研究而研制的。它的主要任务包括:发射多次使用的轨道飞行器;向近地空间发射大型飞行器、大型空间站的基本舱或其它舱段、大型太阳能装置;向近地轨道或地球同步轨道发射重型军用与民用卫星;向月球、火星或向深空发射大型有效载荷“能源号”是作为火箭-空间大系统的一个组成部分和这个大系统的其它组成部分统一协调发展的。大系统自1976年开始，由能源科研生产联合体负责研制。整个系统的研制费用高达140亿卢布或224亿美元(1989年币值)。 “能源号”火箭的总设计师是古巴诺夫。有近百个设计局、工厂、企业和研究所直接参加了“能源号”的研制工作。目前投入使用的仅是“能源号”的基本型，于1987年5月15日首次发射，1988年11月15日第二次发射，运载了“暴风雪号”轨道飞行器，两次发射都获得成功。 主要技术性能(基本型) 级数2级起飞推力34833kN 全长60m 推重比 1.48：1 最大宽度20m 运载能力105t 子级质量2400t 推进剂质量~2000t 助推级 级长32m 推进剂液氧/煤油 子级质量~1500t 地面比冲3033N·S/kg
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]。
固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和
《汽车理论实习》实习报告 别克凯越1.6LE-AT 2011款 综合性能分析 学院： 专业班级： 指导老师： 实习时间： 姓名：学号：成绩： 姓名：学号：成绩： 组员任务分配： 动力性，燃油经济性—— 制动性，操纵稳定性——
目录 一、别克凯越1.6LE-AT 2011款动力性分析 (2) 1.发动机主要参数 (2) 2.参数计算 (3) 3.驱动力和行驶阻力平衡图 (6) 4.动力特性图 (7) 5.功率平衡图 (8) 二、别克凯越1.6LE-AT 2011款燃油经济性分析 (9) 1.百公里油耗估算 (9) 2.等速行驶百公里燃油消耗量计算 (12) 3.等加速行驶工况燃油消耗量的计算 (13) 4.等减速行驶工况燃油消耗量的计算 (15) 5.数据分析 (16) 三、别克凯越1.6LE-AT 2011款制动性分析 (18) 1.结构参数 (18) 2.参数分析 (18) 四、别克凯越1.6LE-AT 2011款操纵稳定性分析 (22) 1.结构参数 (23) 2.参数分析 (23)
一、别克凯越1.6LE-AT 2011款动力性分析 1.发动机主要参数 整车技术参数 动力参数
2.参数计算 （1）转矩和功率计算 根据发动机的最大功率max e P 和最大功率时的发动机转速p n ，则发动机的外特性的功率e P n --曲线可用下式估算： 23 max 12e e p p p n n n P P C C n n n ?? ??????=+- ? ? ? ???????? ? 汽油机中C1=C2=1， n 为发动机转速(r ／min), Pe max =81kw ， p n =6000r/min ； 发动机功率Pe 和转矩tq T 之间有如下关系：9549e tq P T n = 可得发动机外特性中的功率与转矩曲线：
国产最大推力火箭发动机 火箭发动机是发展航天事业必不可少的一个重要环节。中国自主研发的火箭发动机攻克了不少的难题，直到今天，国产发动机的最大动力已达到120吨。下面随着一起来看看详细内容。 该火箭发动机目前推力最大 近日，由中国航天六院生产的“120吨级液氧煤油发动机”通过国防科工局现场验收。这种大推力发动机将成为中国未来实施载人航天、月球探测、空间实验室乃至执行深太空探索任务等工程的主要动力。 据介绍，我国此前发射的神舟系列运载火箭的主发动机推力都是75吨，随着我国航天事业的发展，这种推力的发动机已不能满足对更深远太空探索的需求。“120吨级液氧煤油发动机”就是航天六院针对上述现状，为我国新一代运载火箭系列研制的无毒、无污染、高性能、高可靠的基本动力装置，也是今后探月工程、空间实验室乃至深太空探索任务等必要的动力基础，是目前我国推力最大的火箭发动机。 该发动机的研制填补了我国补燃循环发动机技术空白，掌握了核心技术，使我国成为继俄罗斯之后第二个掌握高压补燃循环液氧煤油发动机技术的国家，实现了从常规有毒推进剂开式循环液体推进技术，到绿色无毒推进剂闭式循环液体推进技术的巨大跨越。未来，它
将替代现用的常规动力发动机。 是中国航天动力史的里程碑 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 5月27日至28日，国防科工局胡亚枫副局长带队在航天六院组织进行了120吨级液氧煤油发动机研制项目验收会。来自国防科工局、省国防工办、中国航天科技集团公司及所属科研院所，以及哈工大、北航、西工大等单位的专家，达成一致通过验收的最终意见。 胡亚枫副局长说，120吨级液氧煤油发动机的研制成功是中国航天动力发展过程中的里程碑。 另据了解，中国新一代运载火箭“长征五号”研制上月底在天津顺利完成助推器大型分离试验，这标志着中国“大火箭”初样研制阶段最重要的大型地面试验之一获得圆满成功。“120吨级液氧煤油发动机”正是“大火箭”的主推力发动机。 不过，不久将进行的我国首次载人航天空间交会对接即“神九”发射任务的主推力发动机仍然为75吨。
北京交通大学 《汽车电子技术》综合性大作业 2017---2018第一学期教师：陈宏伟 学号13221023班级能动1401姓名王勉 经济型轿车机械式自动变速器初步设计 一、动力性换挡规律设计 首先计算轮胎直径。 根据轮胎型号：165/70R14 可计算出轮胎直径为：165*0.7*2+(14*25.4)= 586.6 mm 据此可算出各节气门开度不同转速发动机扭矩大小，可根据不同节气门开度各档位扭矩图得出如下图升档规律，动力性降挡规律是在动力
性升挡规律的基础上选择合适的收敛程度来进行计算，动力性降挡规律的确定采用以下的控制策略： 1.节气门开度在0到25之间时采用等延迟型降档规律，以舒适稳定 为主，延迟区间设为：1挡和2挡4km/h，2挡和3挡4km/h，3挡和4挡5km/h，4挡和5挡5km/h。 2.节气门开度在25到75之间采用收敛型降档规律，这种换挡规律 在大油门时降挡速差最小，升降挡都有较好的功率利用，动力性好，减小油门时，延迟增大，避免过多的换挡，且发动机可以在较低的转速下工作，燃料经济性好，噪声低，行驶平稳舒适。换挡规律的收敛程度用 K 进行评价： V n+1=(1?K)V n 式中V n+1为n+1挡时对应降档车速，V n为n挡时对应升档车速。通常K的取值应该小于0.4～0.45。本次报告在25%~75%取K=0.2。 3.节气门开度在75到100之间时采用等延迟型降档规律，以获得最 佳动力性， 延迟区间设置为3.96km/h。
二、AMT 总体方案设计 1.绘制所开发的 AMT 电子控制系统（包含被控对象）工作原理示意图，
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
兰州理工大学2015级线性系统理论大作业 线性系统理论Matlab 实验报告 1、在造纸流程中，投料箱应该把纸浆流变成2cm 的射流，并均匀喷洒在网状传送带上。为此，要精确控制喷射速度和传送速度之间的比例关系。投料箱内的压力是需要控制的主要变量，它决定了纸浆的喷射速度。投料箱内的总压力是纸浆液压和另外灌注的气压之和。由压力控制的投料箱是个耦合系统，因此，我们很难用手工方法保证纸张的质量。 在特定的工作点上，将投料箱线性化，可以得到下面的状态空间模型： u x x ?? ????+??????-+-=0001.0105.0002.002.08.0. []21,x x y = 其中，系统的状态变量x1=液面高度，x2=压力，系统的控制变量u1=纸浆流量u2=气压阀门的开启量。在上述条件下，试设计合适的状态变量反馈控制器，使系统具有实特征根，且有一个根大于5 解：本题目是在已知状态空间描述的情况下要求设计一个状态反馈控制器，从而使得系统具有实数特征根，并要求要有一个根的模值要大于5，而特征根是正数时系统不稳定，这样的设计是无意义的，故而不妨采用状态反馈后的两个期望特征根为-7，-6，这样满足题目中所需的要求。要对系统进行状态反馈的设计首先要判断其是否能控，即求出该系统的能控性判别矩阵，然后判断其秩，从而得出其是否可控。 Matlab 判断该系统可控性和求取状态反馈矩阵K 的程序,如图1所示，同时求得加入状态反馈后的特征根并与原系统的特征根进行了对比。
图1系统能控性、状态反馈矩阵和特征根的分析程序上述程序的运行结果如图2所示： 图2系统能控性、反馈矩阵和特征根的运行结果
固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析 摘要：本文主要介绍了固体火箭发动机的发展简史、基本结构和工作原理以及随着国民经济的日益发展，固体火箭发动机的应用前景。 关键词：火箭发动机工作原理应用 概述 火箭有着悠久的发展历史，早在公元九世纪中期人们便利用火药制成了火箭，并应用于军事。到了14～17世纪，火箭技术相继传入阿拉伯国家和欧洲，并对火箭的结构进行了改进，火箭技术得到进一步发展。19世纪早期，人们将火箭技术的研究从军事目的转向宇宙航行，从固体推进剂转向液体推进剂。到19世纪50年代，中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，以及后来发展的各种航天飞船、登月飞行器和航天飞机，其主发动机均为液体火箭发动机，在这一时期，液体火箭推进技术得到了飞速发展。随着浇注成型复合推进剂的研制成功，现代固体火箭推进技术的发展也进入了一个新的时期。使固体火箭推进技术向大尺寸、长工作时间的方向迅速发展，大大提高了固体火箭推进技术的水平，并扩大了它的应用范围。 固体火箭发动机的基本结构 固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成，如图一所示。 图一发动机结构图 1推进剂装药：包含燃烧剂、氧化剂和其他组分是固体火箭发动机的能源部份。装药必须有一定的几何形状和尺寸，其燃烧面的变化必须符合一定的规律，才能实现预期的推力变化要求。 2燃烧室：是贮存装药的容器，也是装药燃烧的工作室。因此不仅要有一定的容积，而且还需具有对高温、高压气体的承载能力。燃烧室材料大多采用高强度的金属材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅减轻燃烧室壳体的重量。 3 点火装置：用于点燃装药的装置。一般采用电点火，由电发火管和点火剂组成。
北京邮电大学 传感器大作业 题目：霍尔转速器 姓名：##### 学院：电子工程学院 班级： 学号： 日期：2013年6月10日
一、被测量分析 转速是发动机重要的工作参数之一,也是其它参数计算的重要依据。在工农业生产和工程实践中，经常会遇到各种需要测量转速的场合，例如在发动机、电动机、卷扬机、机床主轴等旋转设备的试验、运转和控制中，常需要测量和显示其转速。要测速，首先要解决的是采样问题。测量转速的方法分为模拟式和数字式两种。模拟式采用测速发电机为检测元件，得到的信号是模拟量。早期直流电动机的控制均以模拟电路为基础，采用运算放大器，非线性集成电路以及少量的数字电路组成，控制系统的硬件部分非常复杂，功能单一，而且系统非常不灵活、调试困难。数字式通常采用光电编码器、圆光栅、霍尔元件等为检测元件，得到的信号是脉冲信号。随着微型计算机的广泛应用，单片机技术的日新月异，特别是高性能价格比的单片机的出现，转速测量普遍采用以单片机为核心的数字式测量方法，使得许多控制功能及算法可以采用软件技术来完成，智能化微电脑代替了一般机械式或模拟式结构，并使系统能达到更高的性能。采用单片机构成控制系统，可以节约人力资源和降低系统成本，从而有效的提高工作效率。 二、霍尔传感器的发展历史及其现状 霍尔传感器是根据霍尔效应制作的一种磁场传感器。霍尔效应是磁电效应的一种，这一现象是霍尔（A.H.Hall，1855—1938）于1879年在研究金属的导电机构时发现的。后来发现半导体、
导电流体等也有这种效应，而半导体的霍尔效应比金属强得多，利用这现象制成的各种霍尔元件，广泛地应用于工业自动化技术、检测技术及信息处理等方面。霍尔效应是研究半导体材料性能的基本方法。通过霍尔效应实验测定的霍尔系数，能够判断半导体材料的导电类型、载流子浓度及载流子迁移率等重要参数。三、传感器设计思路 系统由传感器、信号预处理电路、处理器、显示器和系统软件等部分组成。传感器部分采用霍尔传感器，负责将电机的转速转化为脉冲信号。信号预处理电路包含待测信号放大、波形变换、波形整形电路等部分，其中放大器实现对待测信号的放大,降低对待测信号的幅度要求，实现对小信号的测量；波形变换和波形整形电路实现把正负交变的信号波形变换成可被单片机接受的TTL/CMOS兼容信号。处理器采用STC89C51单片机，显示器采用8位LED数码管动态显示。系统原理框图如图所示： 系统软件主要包括测量初始化模块、信号频率测量模块、浮点数算术运算模块、浮点数到BCD码转换模块、显示模块、按键功能模块、定时器中断服务模块。系统软件框图如图所示：
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**
长征三号运载火箭(CZ-3) 简介 长征三号运载火箭(CZ-3)是一枚三级液体运载火箭,其一、二子级基本上与长征二号丙运载火箭的一、二子级一致，三子级采用了具有高空二次启动能力的液氢液氧发动机。长征三号运载火箭的研制成功使中国成为世界上第四个具有地球同步卫星发射能力的国家。 长征三号运载火箭主要用于发射地球同步轨道有效载荷，其GTO 运载能力为1.45吨，全箭起飞质量204吨，全长44.56米，一、二子级直径3.35米、三子级直径2.25米，卫星整流罩最大直径3.0米。它的一子级和二子级使用偏二甲肼(UDMH)和四氧化二氮(N2O4)作为推进剂，三子级则使用效能更高的液氢(LH2)和液氧(LOX)。 结构 全箭由箭体结构、动力系统、控制系统、遥测系统、外测安全系统、分离系统以及辅助系统等组成。 长征三号运载火箭在1984年4月首次飞行成功地将东方红二号试验通信卫星送入预定地球同步转移轨道。在1990年4月首次执行外星发射服务合同，成功发射了亚洲一号卫星。在此之后，长征三号运载火箭成功地发射了包括亚太一号卫星、亚太一号甲卫星、风云二号卫星等在内多颗国内外卫星。 主要技术参数 一子级二子级三子级 推进剂 N2O4/UDMH N2O4/UDMH LH2/LOX 发动机型号 YF-21B YF-24D YF-73 推力 (kN) 2962 742.04 (主机) 46.09(游动发动机) 44.43 发动机比冲 (N*s/kg) 2550 2922.4 (主机) 2761.6 (游动发动机) 4119 箭体直径 3.35 m 3.35 m 2.25 m 箭体长度 20.588 m 7.520 m 9.689 m 整流罩直径 3.0 m 整流罩长度 6.540 m 火箭全长 44.56 m 起飞质量 204 ton
固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）
直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。
装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施
高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。
部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。
民用客机航空发动机设计方案 一、本型航空发动机的应用领域 本型发动机主要用于民用客机。民用客机是体型较大、载客量较多的集体飞行运输工具，用于来往国内及国际商业航班。本客机巡航高度约为9,000米。飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。本客机巡航速度为亚声速，取0.8马赫。要求飞行稳定，不会产生较大颠簸，保障乘客能够舒适且安全地到达目的地。客机的总质量较大，因而相应发动机的体积，质量和推力都要远远大过战斗机发动机，使用寿命上也要求长很多，并且要求发动机具有良好的安全性和经济性等指标。客机是用于商业用途的，因而要求其发动机具有很好的性价比。涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过声速不太多时。因此，发动机选用大涵道比涡轮风扇发动机。 飞行器简图为： 发动机这样布局是因为，发动机质量较大，对飞机结构强度有较高的要求，因而对称安置在两个机翼距机身较近的位置以提高整个飞机的安全性，保证飞机两侧重量相同，避免飞机发生左右倾斜或重心不稳的问题。 二、航空发动机的性能设计指标 发动机指标由客机的要求决定，发动机要求为: 推力：87000N 单位推力：450N?s/kg 重量：2100 推重比：4.2 耗油率：0.10kg/(h?N) 涡轮前温度：1200℃
总压比：22 整机效率：30% 三、航空发动机的结构形式选取 发动机结构简图如下： 3.1 进气口的结构形式 发动机进气口为环形，固定唇口。进气口为空气喷气发动机所需空气的进口和通道，亚声速进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。 在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。超声速进气道通过多个较弱的斜激波实现超声速气流的减速。超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。此外，还有可调式进气口，在超声速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调式进气口。本型飞行器飞行速度为亚声速，不需要用超声速进气口和可调式进气口，亚声速进气口足以满座要求。 3.2 风扇的结构形式 单级轴流式。风扇排气涵道的收敛度大，以减少气流流过静叶的气动力损失。涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点尤其在高函道比的涡扇发动机上。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。 随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上大都采用单级风扇。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机是为了减少重量。它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的结构。受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比，采用多级风扇。本文中采用的是高涵道比发动机，于是采用单级风扇。 3.3 低压压气机和高压压气机结构形式