液体火箭发动机再生冷却文献综述报告
（火箭发动机热防护作业）
一、再生冷却简史[1]
再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。
齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。采用再生冷却系统。
二、再生冷却的一般涵义[2]
再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。
再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。
其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。
三、再生冷却的计算模型
1、总论
再生冷却推力室的传热可以通过隔着多层隔层的二股运动着的流体间的传
热来描述。如图1所示。
由燃气通过包括
金属室壁在内的隔层
到冷却液的一般稳态
传热关系式可以用下
式表示：
图1 冷却系统的温度分布简图
()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ??
-==- ???
(1)
()()h T T h T T aw wg wc co gc
c -=- (2)
()()h T T H T T aw wg aw co gc
-=- (3)
111
H t h k h gc c
=
++
(4) 式中 q ----热流，()
2Btu
in s
gc h ----燃气侧总热导率，()
2
Btu
in s F
，没有沉积物时，gc g h h =
c h ------冷却剂侧传热系数，()
2Btu in s F
k ------室壁的热导率，()
2Btu in s F
t ------室壁厚度 in aw T -----燃气绝热壁温，R
wg T -----燃气侧壁温，
R
wc T ----冷却剂侧壁温，
R
co T -----冷却剂体积温度，R
H -----总传热系数，()
2Btu
in s F
冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。为保持室壁温度低于可能发生熔化或应力破坏的温度，使这些参数达到适当的平衡，是设计再生冷却推力室的主要要求之一。通常用于推力室的金属材料，如不锈钢、镍、铜-银-锆合金（NARLOY-Z ）和镍基超耐热合金，其燃气侧壁温限制在900—1800
F
的范围内。燃气温度和壁温之间的差值在2500--6000F
的范围内。
假设在推力室内的一个位置上，燃气温度为aw T ，冷却剂体积温度为co T ，可以看到，通过所有各层的热流量q 必须是一样的，它是温度和总传热系统H 的函数。H 值是各个边界层和室金属壁的各个系数的组合（公式4）。H 越小，q 也越小。使系数gc h 低些，而使传热系数c h 和热导率k
t
相对于gc h 高些，是主
要的设计目标之一。由于温差与热流所通过路径上的传热系数成反比，所以燃气和室内壁之间的温降罪陡。其效果类似电路中沿电阻器的电压降。
用作再生冷却的推进剂吸收热量后温度会升高，因此，它在喷入燃烧室以前能量也升高了，但是这对于发动机总的性能影响很小，其增量通常小于1%。另一方面，在生冷去办随着压力损失，因而要求增加泵的功率或提高气体挤压压力，这些都对总性能不利。
2、燃气侧传热[2]
在推力室冷却系统设计中一个重要的步骤是分析由燃气向壁面的传热（燃气侧传热）。推力室向壁面传递的热量由两部分构成，对流热流和辐射热流：
c r q q q ∑=+ （5）
其中q ∑------燃气传给推力室壁面的总热流 （2KCal
m h
）
c q -------对流热流 （2
KCal
m h
）
r q -------辐射热流 （2
KCal
m h
）
A 、
对流传热：
在液体火箭发动机推力室中，由于燃气的流速大，总要形成紊流附面层。所以推力室中的对流换热属于紊流换热过程。但运动的紊流性并不扩散到全部附面层，在紧贴壁面处总存在一个层流底层。显然，燃气与壁面的对流换热将有两个过程组成：在附面层的紊流部分，热量基本上是靠带有热能的物质粒子的对流来传递；而在层流底层，热量的传递只靠热传导。由于附面层及其内的温度分布的
计算十分复杂，在计算当中一般可采用以下公式求热流：
()c g gs wg q h T T =- 2K C a l m h （6） gs T ----燃气的绝热滞止温度（K ）。在燃烧室中，由于燃气的流速较小，可
以认为gs g T T =（燃气本身温度）；在喷管中gs T 应该用下面的有效温度e T 来代
替：
2
(1)2e gs p
W T T r A
gC =-- （7）
其中：r -----温度恢复系数，在液体火箭发动机中，r =0.89--0.91 wg T ---与燃气接触的壁面温度（K ） g h -----燃气与室壁间对流换热系数（2
KCal
m h K
），它是气动
力、燃气的成分、物理性质和化学反应等的函数，很难靠理论计算确定。这里引入两个实验公式，均可用于对实验工况进行计算：
通过巴尔兹半经验公式[2]（该公式考虑了沿附面层横向气流物性参数的变化、推力室几何形状等因素对换热的影响）的到g h 。
巴尔兹半经验公式由如下形式：
0.80.10.9
0.20.20.60.026p cs t t
g t r cs C g p D A h D p C R A μσ*??????????=?? ? ? ? ? ?'??????
?????? （8）
2KCal
m s K
其中： t D -----喷管临界截面直径 （m ）
t A A
-----临界截面面积与任意截面面积之比
R '------喷管喉部外轮廓的曲率半径（m ），如下确定（见图2）：
2122211122t t
t t b
R D D D D c a D D D D c a '=
--+--????-- ? ?????
（9）
μ----燃气的粘度 2
Kg s
m
p C ---定压比热 KCal Kg K
cs p ----燃烧室在喷管进口处的总压 2
Kg
m
C *-----特征速度 m
s
σ------考虑了附面层燃气性能变化的修正系数
g ------重力加速度 2
m
s
注：脚标“CS ”表示参数是对应于燃烧室滞止温度cs T 下的。 修正系数主要考虑了边界层中燃气性质的变化，它可以根据燃气温度、
计算截面处的气壁温度和马赫数等由下式进行计算：
0.68
0.12
221
1111112222wg
gs
T k k M M T σ=
??
--????
+++?? ? ?????
????
（10）
B 、
辐射换热：
(1)基本原理
燃烧室中水蒸气（H 2O ）的辐射与吸收能力最强，其辐射与吸收能力与固体物质的区别在于：
1. 固体辐射与吸收能量是在从波长λ=0到λ=∞的全波长范围，而气体只在
一定的波长区间吸收与辐射能量，被称为气体辐射的选择性。
2. 大部分固体对于热射线是不透明的，因此其辐射与吸收都发生在其表面
层，然而气体的辐射与吸收则发生在其占据的空间，并且其能力与占据该空间的气体分子数目相关，在给定温度下，气体分子数目与其分压（P ）及其特征长度（l ）成比例，平均特征长度由气体占据的容积和形状决定。 (2)简略的计算方法
发动机高温高压的工作条件决定推力室中辐射换热很强烈，虽然塞锥段温度比推力室温度低，但是辐射换热也很强烈，可以采用相同的公式计算两处的辐射换热。在这次试验的塞式喷管发动机中，由于使用的推进剂是液氧和液氢，因而燃烧产物中主要辐射气体是水蒸气（H 2O ），其它燃烧产物的辐射与H 2O 比较起来小到可以忽略不计。计算H 2O 对发动机室壁的单位辐射热流，使用以下经验公式：
????
???????? ??-??? ??=336.08.0100100*5.322wga a
O H O
H T T l p q (KCal/m 2*h )
(11) t
t R D l 8.19.0== (m)
(12)
O H O
H x p p 22*2= (Kgf/cm 2
) (13) x H2O --------水蒸气的摩尔百分含量
这些公式可以用来对燃烧室与喷管及塞锥段的辐射放热量作实验性的评估，但在压力过高或者温度高于2500K 时不甚严格。 (3)严格的计算方法
为了简便起见，认为气体辐射计算基本服从Stefan-Boltzmen 原理，即占据一单位体积的气体的辐射与吸收能力与其绝对温度的4次方成比例[4]。
表达式：
4
4
00******100100wga a r CT T CT T T T q C A C εεε????
=-
? ?????
(14) Ta ，Twga -----------相应截面燃气温度以及气侧壁温（K ） CT ε -------------壁面的有效黑度 T ε -------------燃烧产物的有效黑度
T A ------------在壁温Twga 下燃气的吸收能力
0C -------------理想黑体的辐射系数，其值为：4.9KCal/m 2*h*K 4
或者5.67W/m 2*K 4
公式的第一部分用来计算燃气对壁面的辐射，第二部分用来计算壁面对燃气的辐射，二者之差就是总的辐射放热量。
公式(14) 用来计算有较高壁温Twga 的发动机中的辐射放热量，比如在应用有特种陶瓷或者其他耐热涂层的发动机；在没有耐热涂层而直接采用锆铜或不锈钢冷却的壁面发动机中，Twga 相对较低，此时壁面对燃气的辐射很小，可以忽略不计，公式(14) 的后一部分忽略，转化为：
4
0***100a r CT T T q C εε??
= ???
(15)
因为 r q 沿喷管长度方向往往有一个急剧降低的现象，图(2-6)是一个典型的r q 沿燃烧室长度方向的分布图。
图2-6 热流密度沿燃烧室长度方向变化
对试验用发动机的燃烧室全长，认为单位辐射热流恒定，且等于按燃烧室末端气体参数所计算出的r q 值。计算气体到发动机室喷管壁的单位辐射热流时，则认为：
1、在喷管的亚临界部分到直径d r ≈1.2d t 处的单位辐射热流是恒定的，且等于燃烧室末端的单位热流q r ；
2、在喷管临界截面处q ≈0.5q r ；
3、在截面d r ≈1.5d t 的喷管超临界部分q ≈0.1q r ，而在d r ≈2.5d t 的截面处q ≈0.02q r
下面给出计算T ε、CT ε、T A 的方法： 1. 计算燃烧产物的有效黑度T ε： 主要是由水蒸气的黑度决定的
2
T H O εε= （16）
2H O ε是参数（P 、 l ）与温度及燃烧室中压力的函数，考虑到这些因素，可以通过下式来计算：
()
222
2
1*0,11H O H O
k P H O H O εε+=-- （17）
()2
2
0,,H O H O f T P l ε??
=??是当水蒸气分压为0，总压为一个大气压时水蒸气的黑度。
()222,H O H O H O k f P P l ??=??是考虑压强的影响而引入的系数
2
0,H O ε与()2
2
1*H O H O k P +均可由专业图表得到。
2. 计算壁面的有效黑度CT ε：
在气体辐射计算时，壁面的有效黑度CT ε比通常使用的壁面黑度0,CT ε要大，并且与燃气有效黑度T ε有关：
()()0,0,11*1CT CT CT T εεεε??=+--?? （18）
0,CT ε ----------- 壁面对燃气黑度，与壁面材料、表面状态有关 由于壁面往往被炭黑（Carbon black ）所覆盖，此时可以取0,0.8CT ε=；如果壁面上炭黑可以忽略，不同材料的0,CT ε值可采用查表的方法得到。 3. 计算燃气的吸收能力T A ：
由于燃气温度与壁面温度并不相等，而燃气的吸收具有选择性，一般
T T A ε≠，工程上可采用T T A ε'=，T ε'是在壁温Twga 下燃气的辐射系数，由公式(16)(17)得到。
综合考虑计算精度与编程方便程度，实际的计算中采取了公式(11)到(13)进
行计算。
3、通过室壁的换热
燃气传给室壁的热量，以热传导的方式通过室壁，根据热传导定律，通过室壁的热流为：
()wl wg w
w
T T q -=
δλ （19）
式中： λw ——室壁的导热系数(KCal/m*h*K )
δw ——室壁的壁厚(m )
由上式可见，室壁的厚度及材料的导热性对热流的影响很大。一般说，选择导热性好的材料和把室壁做的薄些，可以提高冷却效果。此次用的材料是不锈钢和锆铜。
4. 由壁面到冷却液的传热
液壁与冷却剂之间的热交换是以对流方式进行的，对于燃烧室和塞锥段，壁与冷却剂之间的热交换并没有区别，可以采用相同的算法。壁与冷却剂间的特征主要取决于冷却液的压力和液壁的温度。
自室壁传给冷却液的热流为：
)(l wl l T T h q -=
(20)
式中 ： h l ——液壁与冷却液间的换热系数 (KCal/m 2*h*K )
T wl ——“液壁”温度
(K ) T l ——冷却液主流平均温度
(K )
当液壁温度低于冷却液在通道当地压力的沸点(T bo )的条件下(只考虑这种情况)，即传给室壁的热流较低时，放热系数的数值与冷却液主流温度下的物理性质（比热、导热系数、粘性等）、冷却液流动情况和通道形状等因素有关。可根据下述努谢尔准则方程[1]计算：
4
.08
.0023.0r
e P R Nu =
(21)
展开准则式，并经简单变换即可得出计算换热系数的表达式：
()
0.8
0.60.40.40.2
0.244*
l pl l l l l e C r w h d λμ??=
(KCal/m 2*s*K ) (22) 式中 ： w l ----------冷却液在通道中的流速 (m/s ) r l -----------冷却液的比重
(Kg/m 3) λl ----------冷却液的导热系数 (KCal/m*s*K ) μl ----------冷却液的粘度 (Kg/m*s ) C pl ----------冷却液比热
(KCal/Kg*K )
d e -----------冷却通道当量直径
(m )
()L H L
H L A d s
c e +==
**2*4 (23)
Ac ----------- 冷却通道流通面积 (m 2) L s ----------- 冷却通道湿周长 (m ) H ------------- 冷却通道的高度 (m ) L -------------- 冷却通道的宽度 (m )
5、 冷却通道的设计[3]
在做发动机冷却计算时，必须选择相应形状的冷却通道，发动机冷却通道应做成:
1) 结构简单而有效。
2) 在给定的流量下，冷却液能从室壁带走一定的热量。
3) 冷却通道内的液体压差最小，以便减小通道内的流体阻力，从而减小发动机燃料供应系统的功率和重量。
火箭发动机的冷却通道按形状可大致分为：环形、螺旋形及矩形三种。 平滑的环形通道在工艺上比较简单，但是：
1. 推力室的刚性小，为了加强内壁，必须把它与外壁固定在一起。
2. 当冷却液的流量不大时，为可靠地把室壁热量带走，必须采用小间
隙的环形夹缝，以保证冷却液在冷却通道内有必要的流速。这就加大了通道内的压差、燃料供应系统的功率和重量。
螺旋形通道增大了室壁的冷却表面积，从而增加了室壁到冷却液的放热，但
采用螺旋形通道有以下缺点：
1. 室壁上的螺旋槽制造特别困难，尤其是在喷管的锥形部分。因此成
本比具有螺旋形通道的发动机高。
2. 通道内的冷却液流有较大的流动损失，就必须提高冷却液 在通道
入口处的压力，也就是提高燃料供应系统的功率，而室壁的温度降低的不多。
矩形通道的工艺、结构最简单，虽然其冷却能力不如螺旋通道。 6、 冷却表面肋条的散热效应[1]
推力室或燃气发生器的冷却通道由许多槽组合而成，这些槽或由内、外壁以及肋条（隔片）连接而成或成为管状结构，肋条除了保证必要的强度以外，还可加大向冷却剂的散热，这是因为冷却剂流经的表面增大了，并且导热肋条的连接部分外壁参与了散热过程。
肋条可以增大向冷却剂的散热量，这种现象可用肋条冷效应系数来评估： .x p x p δ
δααη=
式中：x α--------无肋条表面向冷却剂散热的散热系数 .x p δα--------有肋条表面的有效散热系数
对于具体几何形状的肋条，其p δη值可以查设计手册得到。
参考书目:
[1](苏)阿列玛索夫等著. 火箭发动机原理. 北京:宇航出版社 1993
[2]D.K.休泽尔. 液体火箭发动机现代工程设计[M].北京：中国宇航出版社.2003
[3]D.K.休泽尔. 液体推进剂火箭发动机设计[M].北京:国防工业出版社.1973:56-235
[4]Liquid Fuel Rocket Engines-Design Fundamentals [R].AD695929,1968
[5]George P.Sutton. Rocket Propulsion Elements [M].A Wiley-Interscience Publication
T g——燃气的静温
T gs——燃气的滞止温度
T wg——推力室气壁表面温度T wl——推力室液壁表面温度T l——冷却液温度
(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)实用新型专利 (10)授权公告号 (45)授权公告日 (21)申请号 201920468768.X (22)申请日 2019.04.09 (73)专利权人 西安航天动力试验技术研究所 地址 710100 陕西省西安市航天基地航天 西路289号 (72)发明人 赵明 丁佳伟 赵涛 翟文化 郭浩 彭飞 寇兴华 王乃世 张俊锋 王晓华 王颖 (74)专利代理机构 西安智邦专利商标代理有限 公司 61211 代理人 张举 (51)Int.Cl. B66C 1/12(2006.01) (54)实用新型名称 一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具 (57)摘要 本实用新型涉及一种火箭发动机工装，具体 涉及一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊 具，用于解决国家标准系列U型环与发动机的吊 点不匹配，且国家标准系列U型环操作繁琐、销轴 易跌落误伤发动机等问题。该吊具包括第一卡 扣、钢丝绳、第二卡扣、U型环、销轴；所述钢丝绳 在设定位置对折后由第一卡扣将两段钢丝绳固 定；两段钢丝绳端头各穿过一个U型环吊耳并由 第二卡扣固定；由第一卡扣和第二卡扣形成的钢 丝绳闭环处设有耐磨环；销轴一端设有可移动限 位挡片，另一端设有通孔，可移动限位挡片一顶 角为圆角；U型环吊耳侧面焊接有圆环。本实用新 型的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具可 广泛应用于液体火箭发动机技术领域行业。权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 210103278 U 2020.02.21 C N 210103278 U
权 利 要 求 书1/1页CN 210103278 U 1.一种常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：包括第一卡扣(1)、钢丝绳(2)、第二卡扣(3)、U型环(4)； 所述钢丝绳(2)在设定位置对折后由第一卡扣(1)将两段钢丝绳(2)固定，形成的闭环为该吊具的吊环(8)； 两段钢丝绳(2)端头各穿过一个U型环(4)的吊耳，所述第二卡扣(3)将两段钢丝绳(2)端头与该段钢丝绳(2)固定，形成的闭环分别为该吊具的第一挂环(9)和第二挂环(10)； 所述吊环(8)、第一挂环(9)和第二挂环(10)的钢丝绳内环面上分别设有吊环耐磨环(81)、第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)； 所述U型环(4)包括销轴(5)、可移动限位挡片(6)、销钉和圆环(7)； 所述可移动限位挡片(6)通过销钉与销轴(5)连接； 所述销轴(5)穿过U型环(4)的环体并由可移动限位挡片(6)固定； 所述可移动限位挡片(6)上长条孔一端且靠近U型环(4)的顶角为圆角； 所述销轴(5)的不可拆卸的一端设置有通孔；所述U型环(4)吊耳侧面焊接有圆环(7)。 2.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2150～2200mm与2200～2250mm。 3.根据权利要求2所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述钢丝绳(2)由设定位置对折后的两段钢丝绳的长度分别为2175mm与2220mm。 4.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述吊环耐磨环(81)，第一挂环耐磨环(91)和第二挂环耐磨环(101)均采用钢丝绳索具套环，该钢丝绳索具套环由沿轴向被切割的钢管弯曲而成，其外侧具有钢丝绳槽，弯曲的部分采用加厚管壁。 5.根据权利要求1所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述销轴(5)上的通孔和圆环(7)设置在U型环(4)的同侧。 6.根据权利要求5所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)的拐角处设置有倒圆和倒角。 7.根据权利要求6所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)采用40Cr材料。 8.根据权利要求7所述的常规大型液体火箭发动机试验专用吊具，其特征在于：所述U 型环(4)表面镀铬。 2
1 结合图解释火箭发动机产生推力的原因？ 答：发射药燃烧后产生的压力迅速增加，高压的火药气体以一定的速度从喷管喷出。用符号 V e 表示火药气体的排气速度。当大量的火药气体以高速V e 从喷管喷出时，火箭弹在火药气体流反作用力的推动下获得与气体流相反运动的加速度，显然，火箭弹运动时其相互作用的物体一个是火箭弹本身，另一个是从火箭发动机喷出的高速气体流。该高速气体流又是火箭发送机内的发射药燃烧生成的。由此可见，火箭弹运动时不需要借助于任何外界物体。火箭弹的这种反作用运动为直接反作用运动。高速气体喷流作用在火箭弹上的反作用力为直接反作用力。（使火箭向前的推力） 2 火箭武器系统与身管武器相比有什么优点？ 与火炮弹丸不同，火箭弹是通过发射装置借助于火箭发动机产生的反作用力而运动，火箭发射装置只赋予火箭弹一定的角度，射向和提供点火机构，创造火箭发动机开始工作的条件。 ，而不给火箭弹提供任何飞行动力。优点：1. 有较高的飞行速度。 2. 发射时没有后坐力。 3. 发射时过载系数小。3 什么是涡轮式火箭弹和尾翼稳定式火箭弹？后者比前者有什么优点？ 涡轮式火箭弹一般由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。他是靠自身高速旋转即所谓的陀螺效应而保持飞行稳定。尾翼稳定式火箭弹即依靠尾翼来实现飞行稳定的火箭弹，他也是由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。尾翼稳定式火箭弹燃料全部用来加速飞行，不同于涡轮式火箭弹一部分燃料要用于稳定飞行，结构比涡轮式火箭弹简单。 4 导弹与火箭弹相比，有什么优缺点？ 火箭炮的优点在于反应速度快，发射准备时间短，价格便宜，缺点就是精度比较差，火箭弹是靠火箭发动机推进的非制导弹药。主要用于杀伤、压制敌方有生力量，破坏工事及武器装备等。导弹是“导向性飞弹”的简称，是一种依靠制导系统来控制飞行轨迹的可以指定攻击目标，甚至追踪目标动向的无人驾驶武器，其任务是把战斗部装药在打击目标附近引爆并毁伤目标或在没有战斗部的情况下依靠自身动能直接撞击目标以达到毁伤效果。简言之，导弹是依靠自身动力装置推进，由制导系统导引、控制其飞行路线，并导向目标的武器。 1 杀爆弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 杀爆弹的结构特点：①引信：具有瞬发（0.001s）惯性和延期（0.01s）三种装定；②弹体：分整体式和非整体式；③弹带：采用嵌压或焊接等方式固定在弹体上；④弹丸装药 主要用途：①杀伤人员，破坏轻型工事和开辟通路②开辟通路，杀伤集结的隐蔽有生力量，兵器和军事技术装备等 途径：①杀伤作用②爆破作用 2 穿甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：穿透装甲目标的破坏（韧性破坏，冲塞破坏，花瓣型破坏，破碎型破坏和层裂型破坏），利用弹体的动能，钢甲的破片或炸药的爆炸作用毁伤伪装甲后面的有生力量和器材。 3 破甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 结构特点：弹体，炸药装药，隔板，引信和稳定装置部分 主要用途：反装甲，对付各种工事和有生力量。 途径：①聚能效应②金属射流及爆炸成形弹丸③破甲作用 4 碎甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：靠战斗部内的高能塑性炸药在敌方坦克或装甲车的钢甲正面爆炸后使钢甲背面崩落形成碟形破片和许多小碎片来杀伤坦克或装甲车辆内的人员，破坏车内的各种设备。 5 有哪些特种弹？ ①烟幕弹②燃烧弹③照明弹④宣传弹⑤曳光弹⑥信号弹 6 迫击炮弹的弹道特点是什么？弹丸出口速度如何？它的弹尾为什么要做成流线型收尾？榴弹和碎甲弹为何不能这样做？ 弹道特点：弹道弯曲，落角大，弹丸出口速度高 原因：保证飞行稳定和放置发射装药 7 怎样描述杀爆弹的杀伤威力？ 杀伤作用：利用破片的动能；侵彻作用：利用弹丸的动能；爆破作用：利用炸药的化学能；燃烧作用：根据目标的易燃程度以及炸药的成分而定。 8 什么是侵彻？ 利用动能对各种介质的侵入过程。 9 画出杀爆弹弹头、圆柱部和弹尾碎片分布图及各部分产生弹片数量总量的比率。 10 画出底凹弹结构。底凹有什么好处？ ①减小低阻。 ②提高弹体强度。 ③增强飞行稳定。 ④提高威力。
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索集团档案编码：[YTTR-YTPT28-YTNTL98-UYTYNN08]
针栓式变推力火箭发动机技术现状与发展探索 岳春国李进贤冯喜平唐金兰 （西北工业大学燃烧、流动和热结构国家级重点实验室，陕西西安 710072） 摘要：随着人类探索太空活动的逐年增加，发展变推力推进技术的重要性愈发明显。本文综 述了针栓式变推力液体火箭发动机国内外的发展现状与趋势，分解了发展针栓式变推力液体 火箭发动机的关键技术，最后提出适合我国国情的变推力液体火箭发动机技术的发展设想。 关键词：变推力火箭发动机；针拴式喷注器；现状；建议 The Research on Technology Actuality and Development of Pintle Injector Variable Thrust Rocket Engine Yue Chun-guo，Li Jin-xian，Feng Xi-ping，Tang Jin-lan (National laboratory of combustion，flow and thermo-structure, Northwestern Polytechnical University., Xi.’an, 710072 China) Abstract: The significance of developing variable thrust propulsive technology becomes more and more obvious with the year after year increase of exploring outer space activity. In the paper, technology actuality and development trend of pintle injector variable thrust rocket engine at home and overseas are summarized. Key technologies of developing variable thrust rocket engine are analyzed. Development advices of developing variable thrust rocket engine that are adapted to the situation of our country are brought forward. Key Words: Variable thrust rocket engine; Pintle injector; Actuality; Advice 1、前言 液体火箭发动机是航天运输系统及空间飞行器推进与操纵控制的主要动力 装置。随着人类认知领域的逐步拓展，探索太空的活动越来越多，对火箭发动 机的要求也越来越高。研究现代火箭技术的先驱之一，早在20世纪初就提出了火箭发动机推力控制的必要性。具有推力控制能力的变推力液体火箭发动机在 航天运输及空间机动飞行的许多情况下都具有技术上的优越性[1]。 变推力液体火箭发动机技术是当今液体火箭推进技术的重要发展领域。航 天运输系统的动力装置采用变推力发动机，可以实现最佳推力控制，从而使运 载能力达到最大；载人航天的主动段飞行使用变推力发动机进行推进，可以严 格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全；对于空间飞行器的交会对接与 轨道机动，变推力发动机可以提高操纵控制的灵活性。如果导弹系统采用变推 力发动机进行推进，则可以改善导弹飞行轨道的机动性，从而提高导弹武器的 突防能力。在诸如月球等无大气天体表面的软着陆及机动飞行中，变推力发动 机是目前唯一可用的动力装置。由于火箭发动机是高密度的能量释放器，对其 推力进行设计和控制时需要解决诸多技术上的难题，因此变推力液体火箭发动 机的研究与发展具有不同于普通常推力液体火箭发动机的独特的技术问题。
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。
收稿日期:2004-06-30;修回日期:2005-08-22 作者简介:张绪虎,1966年出生,高级工程师,主要从事金属材料及工艺的研究工作 小推力姿/轨控液体火箭发动机材料的研究进展 张绪虎 汪 翔 贾中华 胡欣华 吕宏军 (航天材料及工艺研究所,北京 100076) 文 摘 概述了国内外小推力姿/轨控液体火箭发动机新材料的研究和应用进展。姿/轨控液体火箭发动机推力室已从高性能铌/硅化物材料体系向复合材料推力室技术发展,研制出耐高温性能更好的新型材料 体系和高温抗氧化涂层,以及将它们应用于发动机推力室的制造是提高姿/轨控发动机技术水平的有效途径。 关键词 姿/轨控液体发动机,材料,应用 Research Pr ogress ofMaterial of S mall Thruster f or Attitude and O rbit Contr ol Zhang Xuhu W ang Xiang J ia Zhonghua Hu Xinhua L üHongjun (Aer os pace Research I nstitute ofM aterials and Pr ocessing Technol ogy,Beijing 100076) Abstract The research p r ogress of advanced material f or s mall thruster f or attitude and orbit contr ol both a 2br oad and at home is p resented .Comparing with the traditi onalN i obiu m /silicide syste m ,composite thruster has be 2come the research trends .The app licati on of ne w high te mperature structure materials and their coating syste m is ef 2fective way t o i m p r ove the p r operties of the thrusters . Key words A ttitude and orbit contr ol thruster,Material,App licati on 1 前言 小推力液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间进行轨道控制、姿态控制、航天器的对接和交 会、着陆等提供动力的推进装置;特点是在空间环境多次起动脉冲工作,推力较小,一般为0.001～4500N [1] ,最小脉冲宽度为毫秒,总工作时间(工作时间和间隙时间的总和)可达5～10年。小推力姿/轨控液体火箭发动机技术广泛应用于卫星轨道定位、姿态调整,飞行器(如动能拦截器KK V )的飞行控制和导弹末修和精确定位等,在航天领域中用途广、品种多、数量大、要求高。随着航天器的发展,需要轻质、高性能的小推力双组元液体火箭发动机,以增加卫星有效载荷;适应 动能拦截器不断向快速响应、轻质、低成本和安全化转化的要求,深空探测器推进系统需要高性能、长寿命、多次起动、无羽流污染,对小推力姿/轨控发动机的结构质量和性能提出了更高的要求。通过新材料、新工艺提高推进系统性能,可增大有效载荷,延长航天器工作寿命,保证发动机长期可靠工作。2 国外小推力姿/轨控液体火箭发动机材料研究与 应用 姿/轨控发动机普遍采用双组元推进剂液体火箭发动机。由于推进剂燃烧温度较高(如NT O /MMH 的燃烧温度可达2700℃),一般材料无法承受这样高的燃气温度和环境条件,而姿/轨控发动机以脉冲工作为主,特别是卫星上的发动机需多次起
液体火箭发动机工作原理： 液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。 常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。 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。 推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达200大气压（约200MPa）、温度300℃～4000℃，故需要冷却。 推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。 发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作、关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 液体火箭发动机的优点是比冲高（250～500秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 液体火箭发动机是航天发射的主流，构造上比固体发动机复杂得多，主要由点火装置，燃烧室，喷管，燃料输送装置组成。点火装置一般是火药点火器，对于需要多次启动的上面级发动机，则需要多个火药点火器，如美国战神火箭的J-2X发动机，就具备2个火药点火器实现2次启动功能，我国的YF-73和YF-75也都安装了2个火药点火器，具备了2次启动能力；燃烧室是液体燃料和氧化剂燃烧膨胀的地方，为了获得更高的比冲，一般具有很高的压力，即使是普通的发动机，通常也有数十个大气压之高的压力，苏联的RD-180等发动机，燃烧室压力更是高达250多个大气压。高压下的燃烧比之常压下更为复杂，同时随着燃烧室体积的增加，燃烧不稳定情况越来越严重，解决起来也更加麻烦。目前根本没有可靠的数学模型分析燃烧稳定性问题，主要靠大量的发动机燃烧试验来解决。美国的土星5号火箭的F-1发动机，进行了高达20万秒的地面试车台燃烧测试，苏联能源号火箭的RD-170发动机，也进行了10多万秒的地面试车台燃烧测试，在反复的燃烧测试中不断优化发动机各项参数，
液体火箭发动机发展现状及发展趋势概述 摘要：介绍了液体火箭发动机的优缺点、工作原理，总结了大推力和小推力发动机的国内外发展现状，提出了未来液体火箭发动机的发展方向。 关键词：液体火箭发动机，推进系统，发展现状，发展趋势 1 引言 液体火箭发动机作为目前最为成熟的推进系统之一，具有诸多独特的优势，仍然是各国努力发展的主力推进系统，并且在大推力和小推力方面都取得了诸多成果，本文将美国、俄罗斯、欧洲、日本、中国等国家的发展状况进行了综述，目前美国仍然在大多数推进系统方面领先世界，俄罗斯则继续保持液体推进特别是大推力液体火箭方面的领先地位，欧盟和日本在追赶美国的技术水平，以中国为代表的第三世界国家也开始在液体推进领域同传统强国展开竞争。 2 定义与分类 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。按照推进剂供应系统，可以分为挤压式和泵压式；按照推进剂组元可分为单组元、双组元、三组元；按照功能分，一类用于航天运载器和弹道导弹，包括主发动机、助推发动机、芯级发动机、上面级发动机、游动发动机等，另一类用于航天器主推进和辅助推进，包括远地点发动机、轨道机动发动机、姿态控制和轨道控制发动机等。 3 工作原理 液体火箭发动机工作时（以双组元泵压式液体火箭发动机为例），推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。
火箭发动机的基本性能参数 （1）推力 火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速 度向后喷出所产生的反作用力。由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）； p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2） 从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。成为动推力。它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。 第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。为方便起见，定义p e =e p o 时发动机的工作状态为设计状态。在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。用F e 表示，则: F e =mu e (3.2) 一般情况下，发动机的额定推力是不变的。发动机在接近真空的条件下工作时，
第22卷第1期2007年1月 航空动力学报 Journal of Aerospace Power Vol.22No.1 Jan.2007 文章编号:1000-8055(2007)01-0096-06 液体火箭发动机试验台贮箱 增压系统数值仿真 陈 阳1 ,张振鹏1 ,瞿 骞2 ,朱子环 2 (1.北京航空航天大学宇航学院,北京100083; 2.北京航天试验技术研究所,北京100074) 摘 要:在不考虑传热传质的情况下建立了一种简化的贮箱模型,并采用液体火箭发动机试验台气路系统通用模块化建模与仿真软件对容腔放气过程和某试验台贮箱增压系统在发动机点火工作段的增压过程进行了仿真,计算结果与分析解和试验结果获得了较好的一致,验证了软件的有效性和通用性.对两个系统的建模过程表明软件所采用的模块化建模与仿真方法适用于对复杂管网的建模,在液体火箭发动机系统仿真上具有较好的应用前景.对贮箱增压系统的仿真表明,合理设计P ID 控制参数并根据经验预置与额定流量相近的调节阀初始开度,对于提高增压系统起动过程的平稳性有利. 关 键 词:航空、航天推进系统;液体火箭发动机;试验台贮箱增压系统;数值仿真;P ID 控制中图分类号:V 434 文献标识码:A 收稿日期:2005-12-12;修订日期:2006-05-09 作者简介:陈阳(1979-),男,河南漯河人,北京航空航天大学宇航学院博士生,主要从事液体火箭发动机系统动力学与仿真研究. Numerical simulation for tank pressurization system of LRE test -bed CHEN Yang 1,ZH ANG Zhen -peng 1,QU Qian 2,ZHU Z-i huan 2 ( 1.School of Astr onautics, Beijing U niversity of A ero nautics and Astro nautics,Beijing 100083,China;2.Beijing Institute of Aerospace Testing Technolog y,Beijing 100074,China )Abstract:A simple mo del of propellant tank w as established by neg lecting m ass and heat transfer betw een the pr opellant and pressurant.T hen by employing the modular ization modeling and sim ulation softw are for liquid r ocket engine(LRE)test -bed g as sy stem(LRET-BMM SS -GS),blow dow n of a tank and pressurization of a LO 2tank pr essurizatio n sy stem during engine firing w ere simulated.T he sim ulation r esults ar e in g ood ag reem ent with the analytical solution and test data.Accordingly ,the softw are is validated to be effective and versatile.T he prog ress of m odeling tw o sy stems show s that the m ethod of M M S is suitable for modeling complicated LRE system and can be used to sim ulate all kinds of w orking pro cesses of LRE sy stem.T he simulatio n o f LO 2tank pressurization system indicates that PID control parameters should be set reasonably and the initial opening of pneumatic dia -phragm co ntrol valve should be adjusted to nom inal pressurant mass rate,w hich is effective to improv e stability of pr essurizatio n starting transient. Key words:aerospace propulsion system ;liquid rocket eng ine(LRE);tank pressur ization system of LRE test -bed;num erical sim ulation;PID co ntro l 液体火箭发动机试验台作为液体火箭发动机热试车与热检验的试验检测平台,为满足液体火 箭发动机的各种试验要求,需要在试验台设计阶段、安装调试阶段、热试车阶段开展全面的研究.
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。 本课程既是专业知识的形象表现，有助于学生深刻理解专业理论；又是专业知识运用的典型案例，有助于学生学以致用，解决专业问题；还是学生未来职业活动的预演，有助于培养学生的科研素质。 课程设计的思路 鉴于“火箭发动机专业综合实验”是一门实践性强、且需要较好专业理论基础的综合教学实验课程，因此从实验理论知识与实践经验的教学要求出发，以及
液体火箭发动机技术发展 的现状及未来 李坤鹏 10151157 101513 摘要：本文从燃烧室推力、系统工作循环方式以及最大推力三个方面叙述世界各国液体火箭发动机的技术水平，简单介绍了世界各国液体火箭发动机技术发展趋势和中国的最新进展，分析了中国液体火箭发动机技术发展的可能前景 主题词：火箭发动机，液体推进剂火箭发动机，运载火箭 1.国内外现状 液体火箭发动机子第二次世界大战进入实用阶段以来，可以由燃烧室推力、系统循环方式及使用的推进剂来说明其技术上的飞跃，因为无论是采用新的推进剂，或是大幅度提高燃烧室推力，或是大幅度提高发动机推力，都需要采用一些新的技术，要克服研制中的许多困难，要结局许多的技术关键问题，从而将发动机技术推向一个新的水平。 单台发动机推力及燃烧室压力以美国和俄罗斯为最高，按不同推进剂的单台发动机和燃烧室压力来看，我国可贮存推进剂发动机比法国高，日本则没有；液氧-煤油发动机则不如日本，与法国一样同属空白；而氢-氧发动机则不如法国，也不如日本，更不如美国和俄罗斯，我国发动机系统工作循环只有发生器循环，与法国相当，不如美国和苏联，也不如日本。 2.我国液体火箭发动机技术的新进展 近几年来，我国液体火箭发动机技术的最大进展是YF-25发动机的研制，目前即将有初样研制转入试样研制，并正为明年的飞行试验进行准备，它使我国液氢-液氧火箭发动机技术达到了早期的国际水平。 我国YF-25发动机的推力及燃烧室压力超过60年代美国的RL-10及70年代末法国的HM-7，接近80年代中期日本的LE-5发动机。YF-25发动机系统功率平
衡采用串联双涡轮，与日本的LE-5相同，优于美国RL-10和法国HM-7的单涡轮齿轮传动。YF-75发动机具有整体双向摇摆的功能，燃气发生器采用单壁不冷却身部。这些与HM-7和LE-5发动机是一致的，YF-75发动机的螺旋管大喷管方案类似于法国正在研制的HM-60发动机，达到了国际先进水平。YF-75发动机还将我国可贮存发动机上推进剂利用系统的技术移植到液氢=液氧发动机上，并获得成功。此外，YF-75发动机在研制试验中，采用了某些参数红线关机，如涡轮泵最高转速及最低转速限，涡轮泵振动加速度值，氧泵前推进剂温度等，这是我国液体火箭发动机故障监控系统的雏型。 3.国外液体火箭发动机技术发展趋势 国外液体火箭发动机技术发展分为近期和远期。近视发展除法国和日本继续完成HM-60及LE-7氢氧发动机的研制外，只侧重于现有型号发动机的改进，主要有提高工作可靠性，提高性能或降低成本。，其典型代表是美国的SSME和RL-10发动机。 RL-10发动机改进的衍生方案有：为提高发动机工作可靠性而增加涡轮泵冷备份和为提高性能而增加可延伸大喷管方案。 SSME为提高工作可靠性，对现有涡轮叶片材料和涡轮进口温度都在进行改进研究。 远期发展则侧重羽一次入轨的各种发动机系统循环方案研究，这些发动机机要工作可靠，又要有高的效能，同时还要降低研制成本和生产成本，这些方案包括 （1）三组元（液氢、液氧、煤油或甲烷）发动机。 （2）双喷管-双膨胀发动机。 （3）双喉部发动机。 （4）双燃料组合发动机。 （5）双燃料型塞式发动机。 还有一种发展趋势，实在对现有成功使用的运载器进行改进时研制新的氢-氧发动机。用改进现有运载器取代重新设计的运载器，同样可以达到提高运载能力和减少研制费用的目的。大力神-人马座的改进方案就是这样。方案之一是用研制一种500～1000KN的氢氧发动机构成的新级取代原芯级第二级和人马座级；
火箭发动机试验与测试技术复习题2013
火箭发动机试验与测量复习题 名词解释 ①单端输入方式， ②双端输入方式， ③单极性信号， ④双极性信号， ⑤差模干扰， ⑥共模干扰， ⑦点火时差， ⑧点火延迟期， ⑨压电效应， ⑩多普勒效应， ⑾振动量， ⑿德拜长度 问答题： ⑴叙述火箭发动机试验的特点。 ⑵如何评估传感器的测试精度。 ⑶叙述火箭发动机地面试验的特点。 ⑷给出典型火箭发动机实验测量示意图。 ⑸测控系统干扰来源，并解释其意义。干扰的抑制技术有那些？ ⑹叙述高精度固发试车台架的特点 ⑺简述火箭发动机6分力测量原理 ⑻简述被动引射试车台组成及工作原理 ⑼与被动引射式高模试车台相比，叙述主动引射高模试车台的优点 ⑽叙述扩压器的作用 ⑾掌握发动机推力室试验准备阶段推进剂充填时间的测量方法。 ⑿绘图说明振动测试系统的主要组成部分和振动传感器的主要指标要求。 ⒀简述涡轮、涡街流量计的工作原理及测量方法。 ⒁绘出量热探针的主要结构图，说明其工作原理、测量步骤和计算公式。 ⒂绘出静电探针的伏安特性曲线，并对探针的不同工作区域做出说明。 ⒃叙述热电偶的均质电路定律、中间金属定律、中间温度定律、标准电极定律。 ⒄熟悉应变式位移传感器和差动变压器式位移传感器的工作原理。能够绘图说明两种应变式位移传感器的测量原理。 ⒅涡轮泵试验内容主要包括哪些内容？ ⒆热电偶冷端温度补偿主要有哪些方式？并解释 ⒇低温温度高精度测量时需要注意的几个基本原则问题？ [21]发动机试验过程中自动器的控制程序包括几种类型？ [22]简述常用热电偶的材料和分类。 [23]激光多普勒测速的基本光路有几种，解释说明其特点。绘出参考光束系统简图。
液体火箭发动机再生冷却-(北航宇航学院火箭发动机热防护作业)
液体火箭发动机再生冷却文献综述报告 （火箭发动机热防护作业）
一、再生冷却简史[1] 再生冷却的概念最先苏联人齐奥尔科夫斯基提出来。 齐奥尔科夫斯基的学生格卢什科为液体火箭发动机作了大量的理论与实验研究，并于1930—1931年研制了苏联第一台液体火箭发动机OPM-1，采用四氧化二氮和甲苯，以及液氧煤油推进。采用再生冷却系统。 二、再生冷却的一般涵义[2] 再生冷却是在液体火箭发动机上通用的一种冷却方法。它利用推进剂中的一种组分或者可能是两种组分，在喷入燃烧室之前先通过推力室上的通道进行冷却。 再生冷却的优点是：没有性能损失（被冷却剂吸收的热能返回到喷注器），壁的型面基本上不随时间变化，其持续工作时间没有限制，而且结构较轻。 其缺点是：对绝大部分冷却剂使节流受到限制，对一些冷却剂（如肼）降低了可靠性，在高热流下需要高的压降，推力量级，混合比或喷管面积比可能受到最大容许冷却剂温度的限制。 三、再生冷却的计算模型 1、总论 再生冷却推力室 的传热可以通过隔着 多层隔层的二股运动 着的流体间的传热来 描述。如图1所示。 由燃气通过包括 金属室壁在内的隔层 到冷却液的一般稳态 传热关系式可以用下 式表示： 图 1 冷却系统的温
()()gc aw wg wg wc k h T T q T T t ??-==- ??? (1) ()()h T T h T T aw wg wc co gc c -=- (2) () ()h T T H T T aw wg aw co gc -=- (3) 111H t h k h gc c =++ (4) 式中 q ----热流，()2Btu in s g gc h ----燃气侧总热导率，()2Btu in s F o g g ，没有沉积物时，gc g h h = c h ------冷却剂侧传热系数，()2Btu in s F o g g k ------室壁的热导率，()2Btu in s F o g g t ------室壁厚度 in aw T -----燃气绝热壁温， R o wg T -----燃气侧壁温，R o wc T ----冷却剂侧壁温，R o co T -----冷却剂体积温度， R o H -----总传热系数，()2Btu in s F o g g 冷却剂从冷却通道进入到离开，其体积温度增高，它是所吸收热量和冷却剂流量的函数。为保持室壁温度低于可能发生熔化或应力破坏的温度，使这些参数达到适当的平衡，是设计再生冷却推力室的主要要求之一。通常用于推力室的
目录 1.原始数据 (1) 2.推力室参数计算结果 (1) 2.1.推力室结构参数计算 (1) 2.1.1. 喉部直径 (1) 2.1.2. 燃烧室容积 (2) 2.1.3. 燃烧室直径 (2) 2.1.4. 推力室收敛段型面 (2) 2.1.5. 推力室圆筒段长度 (2) 2.1.6. 推力室喷管扩张段型面 (3) 2.2.推力室头部设计 (3) 2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4) 2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5) 2.3.推力室身部设计 (5) 2.3.1. 推力室圆筒段冷却计算 (5) 2.3.1.1. 燃气的气动参数 (5) 2.3.1.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (6) 2.3.1.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (6) 2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7) 2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8) 2.3.1.6. 计算内壁面和外壁面温度 (8) 2.3.2. 推力室喉部冷却计算 (9) 2.3.2.1. 燃气的气动参数 (9) 2.3.2.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (9) 2.3.2.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (10) 2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11) 2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11) 2.3.2.6. 计算内壁面和外壁面温度 (11) 3.发动机性能计算 (12) 3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合比 (12) 3.1.2. 热力计算结果 (13) 3.1.3. 计算发动机推力和燃烧室压力 (13) 4.推力室强度校核 (14) 4.1.1. 推力室圆筒段强度校核 (14) 4.1.2. 喷管强度校核 (14)
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 迄今为止，人类从事的最神奇的事业就是太 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