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，
缓解不稳定燃烧现象。不过室压低推力较小的发动机，不稳定燃烧现象很不明显，不稳定燃烧是制约液体发动机推力增加的主要问题之一。液体火箭发动机燃烧室使用液体燃料或是氧化剂进行冷却，在它们进入燃烧室前，先流过燃烧室壁降温；液体发动机的喷管同样是拉瓦尔喷管，扩张段一般都是钟形，不过采用冷却式喷管，由液体燃料或是氧化剂进行降温。
液体发动机燃料输送分为四种方式：挤压循环，燃气发生器循环，分级燃烧循环，膨胀循环。
挤压循环利用高压气体经减压器减压后进入氧化剂、燃烧剂储箱，将其分别挤压到燃烧室中，受制于储箱的材料，不可能做到多大压强，因此只用在小型低性能的发动机上。
燃气发生器循环中，一部分燃料和氧化剂流过一个燃气发生器，燃烧后推动燃料泵和氧化剂泵运转，燃料泵和氧化剂泵则把燃料压倒燃烧室中，预燃的废气直接排放。初始燃料和氧化剂的流动，有的是通过储箱的挤压，有的是依靠自然的重力引导。
分级燃烧循环又称补燃方式，同样是燃料和氧化剂在预燃器中燃烧，推动燃料泵和氧化剂泵，不过不同的是，预燃器中的燃气不是直接排放，而是压入燃烧室，这样避免了燃料和氧化剂的浪费，可以做到更大的比冲。追求高比冲发动机一般都会采用分级燃烧的循环方式，分级燃烧的时为了追求更高比冲，一般燃烧室压力要燃气发生器循环高得多，又称高压补燃方式。
膨胀循环则是燃料或是氧化剂流过燃烧室壁和喷管壁，在那里冷却燃烧室和喷管的同时，自身升温具有更大压力，推动燃料泵和氧化剂泵运转，很明显的，燃气发生器和分级燃烧的循环同样会流经这些高温部位，但是却加以预燃器高压燃气的驱动，可以做到大得多的推力。膨胀燃烧循环的发动机一般的说具有很高的比冲，理论上其他条件相同时是最高的比冲，不过推力很难做大，如美国的RL10-B-2，具有已用液体发动机中最高的比冲465.5秒，但是推力只有24750磅，约合11.2吨。
说到液体发动机，循环方式和燃烧室室压和喷管设计固然很影响比冲，但是最影响发动机比冲的却是液体燃料。早期的肼类燃料，配合四氧化二氮，真空中最多也只有300秒左右的比冲，而且肼类都有剧毒，四氧化二氮腐蚀性也很强，目前已经逐渐被淘汰，我国的长征5号等新一代火箭也将在未来几年内淘汰现有肼类燃料的长征火箭；比冲更高一些的是煤油燃料，煤油比之肼类，比冲高的不多，只有20秒左右，主要的特色是廉价，同时无毒，很适合液体发动机使用，当前商业火箭公司的发动机，都选液氧煤油发动机就是看中这点；比冲更高些的是甲烷发动机，甲烷是烃类燃料中比冲最高的，不过比之煤油高出不多，同样是20秒左右，同时需要低温存储，体积比煤油大得多，最主要的费用也要高不少，因此少有问津，不过冷战后，各航天国家开始对甲烷发动机的预研工作；比冲最高的燃料组合是液氢液氧组合，液氢燃料不要说比煤油，就是比肼类都要贵太多，而且储存体积巨大，不过液氢液氧的比冲比液氧煤油高的太多，在真空，普遍可以达到420秒以上，高出了1/3多。对照齐奥尔科夫斯基公式，这意味着可以用少得多的燃料将载荷打入轨道。不过由于液氢的昂贵，早期主要是在火箭的上面级（第一级以上称上面级）使用液氢燃料，随着技术的进步，液氢价格降低，新一代火箭普遍第一级也采用液氢燃料，如日本的H-II，欧洲的Ariane5等，我国的长征5号火箭第一级也将采用液氢燃料。美国更是出现了助推器也采用液氢燃料的大型火箭Delta4型火箭，其性能十分优越。
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------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ 考试剩余开始计时.. 答题卡 一、判断题 1 2 3 4 5 6 二、单项选择题 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 三、解释题 1 2 四、问答题 1 已做未做 西南大学网络与继续教育学院课程考试 课程名称：(0962)《发动机原理》考试时间：90分钟满分：100分 考生姓名：周金平学号： 一、判断题(本大题共6小题，每道题2.0分，共12.0分) 1. 内燃机的换气损失包括：进气损失、排气损失和泵气损失三部分。 对 错 2. 由于车用发动机的功率和转速独立地在很大范围内变化，故其工况是面工况。 对 错 3. 国产汽油是以辛烷值来标号的。 对 错 4. 内燃机的扭矩储备系数指外特性上最大扭矩与标定扭矩之比。 对 错 5. 柴油机缸内的不均匀混合气是在高温、高压下多点自燃着火燃烧的。 对 错 6. 在进、排气门开、闭的四个气门定时中，排气提前角对充量系数的影响最大。 对 错 二、单项选择题(本大题共16小题，每道题3.0分，共48.0分) 1. 发动机排放中一氧化碳生成的机理中，不包括（）。 A.混合器不均匀 B.氧的浓度过高 C.燃料不完全燃烧 D.二氧化碳和水在高温时的裂解
------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ 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
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 ３０ 卷 第 ５ 期 火 箭 推 进 Ｖｏｌ．３０，№．５ ２００４年１０月 ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＲＯＣＫＥＴ ＰＲＯＰＵＬＳＩＯＮ Ｏｃｔ．２００４ 收稿日期：2004-05-20；修回日期：2004-06-25。 作者简介：张惠军（1971—），男，工程师，研究领域为姿控发动机试验测量技术。 液体火箭发动机故障检测与诊断技术综述 张惠军 （西安航天动力试验技术研究所，陕西 西安 710100） 摘 要：对几种主要的液体火箭发动机故障检测与诊断技术的研究应用现状作了阐述，对国内外的有效经验作了简单介绍，提出了有待解决的问题。 关键词：液体火箭发动机；故障检测；故障诊断 中图分类号：Ｖ４３４ 文献标识码：Ａ 文章编号：（２００４）０５－００４０－０６ Study on Liquid Rocket Engine Fault Detection and Diagnostic Technology Zhang Huijun （Xi’an Aerospace Propulsion Test Technique Institute, Xi’an 710100, China ） Abstract ：Application of liquid rocket engine fault detection and diagnostic methods are summarized and presented. Some useful domestic and foreign experiences are briefly introduced. Questions are given for future study. Key words ：liquid rocket engine; fault detection; fault diagnosis 1 引言 液体火箭发动机故障包括试验和飞行中的一切非正常状态（包括性能下降与失效）。由于发动机是火箭的动力核心，如果发生故障就有可能造成巨大的人员和财产损失，所以对发动机的状态进行监测，及时准确地发现异常征兆，不仅可以采取紧急补救措施减少损失，还可以为改进设计和生产工艺、合理选择材料、制定合理的操作规程积累有益的经验。 液体火箭发动机是复杂的大系统，其故障的表现也呈现复杂性，这种复杂性体现为环境干扰的多样性，故障特征的多样性，故障的多样性以及内部的多耦合表现出的强非线性，这给液体火箭发动机故障检测与诊断带来很大困难，但电子信息技术、信号分析处理技术、人工智能技术、非线性理论等相关学科的发展为解决困难带来了突破。 近年来，液体火箭发动机的检测与诊断方法和技术的研究在国内外逐渐得到重视并取得了重要的进展，主要体现在以下几方面：基于信号分析的方法，基于模型的方法，基于人工智能的方法，
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
《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：
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。
第３３卷第６期 ２００７年１２月 火箭推进 ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＲＯＣＫＥＴＰＲＯＰＵＬＳＩＯＮ Ｖｏｌ．３３，№．６Ｄｅｃ．２００７ 收稿日期：２００６－１０－３０；修回日期：２００７－１０－１８。基金项目：国家自然科学基金（５０２７６０６７）。作者简介：张峰（１９８０—），男，博士研究生，研究领域为航天器及其动力系统热分析与热控制。 层板发汗冷却在液体火箭发动机中的 应用与发展综述 张峰，刘伟强 （国防科技大学航天与材料工程学院，湖南，长沙４１００７３） 摘要：较系统地介绍了应用于液体火箭发动机推力室冷却的层板技术，指出了层板发 汗冷却的技术优势。介绍了一内壁全部由层板构成的液体火箭发动机推力室结构及其层板发汗冷却单元的设计和加工工艺问题。总结了国内外关于层板发汗在火箭推力室冷却方面的研究进展，并简要论述了其应用前景。 关键词：层板；发汗冷却；液体火箭发动机；推力室中图分类号：Ｖ４３４ 文献标识码：Ａ 文章编号： （２００７）０６－００４３－０６ Ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｐｌａｔｅｌｅｔｔｒａｎｓｐｉｒａｔｉｏｎ ｃｏｏｌｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｉｎＬＲＥ ＺｈａｎｇＦｅｎｇ，ＬｉｕＷｅｉｑｉａｎｇ （Ｉｎｓｔ．ｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅａｎｄＭａｔｅｒｉａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖ．ｏｆＤｅｆｅｎｓｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｃｈａｎｇｓｈａ４１００７３，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｐｌａｔｅｌｅｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄｉｔｓａｄｖａｎｔａｇｅｓａｒｅｉｎｔｒｏｄｕｃｅｄｉｎｄｅｔａｉｌ．Ａｔｈｒｕｓｔｃｈａｍｂｅｒｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｉｔｈｗｈｏｌｅｉｎｎｅｒｗａｌｌｃｏｎｓｉｓｔｉｎｇｏｆｐｌａｔｅｌｅｔｓａｎｄｉｔｓｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｐｒｏｃｅｓｓａｒｅｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．ＰｒｏｇｒｅｓｓｅｓｉｎｐｌａｔｅｌｅｔｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓｔｏＬＲＥ＇ｓｔｈｒｕｓｔｃｈａｍｂｅｒｂｏｔｈｉｎｄｏｍｅｓｔｉｃａｎｄａｂｒｏａｄａｒｅｓｕｍｍａｒｉｚｅｄ．Ｉｔｓｆｕｔｕｒｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｐｒｏｓｐｅｃｔｉｓｄｉｓｃｕｓｓｅｄ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｐｌａｔｅｌｅｔ；ｔｒａｎｓｐｉｒａｔｉｏｎｃｏｏｌｉｎｇ；ＬＲＥ；ｔｈｒｕｓｔｃｈａｍｂｅｒ １引言 上世纪六十年代，美国空军火箭推进实验室（ＡｉｒＦｏｒｃｅＲｏｃｋｅｔＰｒｏｐｕｌｓｉｏｎＬａｂｏｒａｔｏｒｙ）在研究 高压火箭燃烧室时，Ｋｕｎｔｚ等人设计并制成了用 多个表面刻有冷却剂通道的薄板构成的发汗冷却推力室，如图１［１］所示。到目前为止，已经出现了数百种层板热控制装置。该冷却方式有降低冷却系统压降，减轻涡轮泵负担，所用冷却剂量较小
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，
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
中图分类号：V434 文献综述 火箭发动机发汗冷却技术Transpiration cooling technologyin rocket motor 学科专业: 航空宇航推进理论与工程
航天防热技术是保证航天器在上升段和再入段的外部加热环境下不至于发生过热和烧毁的一项关键技术，同时也是保证导弹在再入气动加热环境下正常工作和保证火箭发动机在严重的内部加热环境下正常工作的一项关键技术。防热技术的目的是设计吸收或耗散气动加热，通过采用各种防热结构和材料实现。 随着航空航天技术的发展，对所需材料——尤其高温工作部件的材料的各种性能的要求越来越高，在航天领域有些材料的工作温度远远超过材料的熔点，火箭发动机内的燃气温度高达3000~4800 K，喷管出口处的燃气流马赫数最高可达6 Ma以上，这样的高温燃气将会产生巨大的热流并传向发动机燃烧室壁面和喷管壁面，若不采取有效的发动机热防护措施，将会造成发动机结构的破坏，要求其保持较好的气动外形以及重要性能指标仍然保持在一定的水平，常规的材料不能满足要求；为此除研制新型高温特殊材料外，从20世纪60年代初对材料采用相应冷却技术进行了研究，以提高材料的使用温度，从而增加推重比和推进效率，使推进系统和燃烧室承受更高的压力和温度，这就需要在所能接受的极限温度范围内采用更加可靠有效的冷却技术来保持材料的可靠性和完整性。防热技术包括烧蚀防热、辐射防热、热沉防热、隔热、发汗冷却和主动冷却等多种防热方式。如图1所示，左中右分别是辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却的原理图。本文，我们主要介绍发汗冷却。发汗冷却技术是将要在液体火箭发动机中得到了广泛应用的一种行之有效的热防护措施[1]。 图1辐射冷却、烧蚀冷却和再生冷却原理图
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
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
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，
液体火箭发动机设计复 习题答案 Company number：【WTUT-WT88Y-W8BBGB-BWYTT-19998】
第二章 1、总体对发动机设计提出的技术要求包括哪些方面； 飞行器总体对发动机设计提出的技术要求主要在发动机用途、工作性能、质量和结构尺寸、环境条件及经济性等方面，同时在设计任务书中给出对这些参数的具体要求，它们是发动机设计的主要依据。 2、液体火箭发动机系统设计主要有哪四个阶段； 发动机系统设计主要有：系统方案论证、系统方案设计、系统试验和系统定型四个阶段 3、液体火箭发动机主要参数的选择有哪些； 根据导弹或火箭总体设计部门提出的基本要求，可以设计选择发动机一系列可变参数，如推进剂的选择、混合比的选择、燃烧室压力的选择、喷管扩张比的选择、推进剂质量的选择、系统参数平衡等。 4、挤压系统分类、贮箱增压压力的确定； 分类：贮气系统、液体汽化系统、化学反应系统 确定：挤压式系统贮箱增压压力的提高会引起整个供应系统的质量大大增加（主要是贮箱 结构质量），所以挤压式系统的燃烧室压力都不取得很高。一般在比冲和质量的折中考虑下，选取一个合理的较低燃烧室压力，保证贮箱压力较低，同时设计时应力求减少供应系统的流阻损失。（《第2章液发系统设计》ppt P86）5、泵压式系统贮箱增压压力的确定；（《第2章液发系统设计》ppt P114）（1）保证泵不发生汽蚀（2）保证贮箱不破坏（3）对增压气瓶的影响
确定方法：计算得到按系统质量最轻条件的增压压力为P1，满足泵汽蚀条件的增压压力为P2。（1）P1≈P2；（2）P1＞＞P2；（3）P1＜＜P2。 综上所述，增压压力的选择应根据以上几个部件的总质量为最轻来确定，然后检验动力系统的工作是否满足来作适当的调整。 6、发动机混合比和推力矢量控制方案； 推力矢量控制：方法的选择取决于所需力矩的大小，也和发动机系统和结构方案有关。 （《第2章液发系统设计》ppt P133） （1）单推力室发动机：燃气舵、辅助射流、二次喷射控制、摆动推力室或喷管 （2）多推力室发动机：两室、三室、四室 发动机混合比：混合比开环控制（混合比控制的最简单形式是在推进剂主管路中设置适当尺寸的校准孔板。）、混合比闭环控制（《第2章液发系统设计》ppt P145） 7、挤压式系统管路特性和组元混合比的调整计算； 挤压系统的管路特性：就是推进剂管路系统的压力损失和系统中推进剂组元流量之间的函数关系。 组元混合比的调整计算：可采用下面两种方法：液路装节流圈、增压气路安装节流元件（《第2章液发系统设计》ppt P153） 8、液体火箭发动机控制系统设计的基本步骤； 第三章 1、推力室的组成
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：
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
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