第22卷第4期南 京 理 工 大 学 学 报Vol.22No.4 1998年8月Journal of N anjing University of Science and Technology Aug.1998
影响固体火箭发动机推力偏心特性的
误差源研究
周长省 许宝庆① 王政时 丘光申
(南京理工大学机械学院,南京210094)
(① 江北机械厂,蚌埠233010)
摘要 为了找出产生火箭发动机推力偏心的主要误差源,利用六分力推力偏心测
试系统对装药初温、喷喉误差、喷管内型面缺陷等影响推力偏心的情况进行了试验
研究。研究结果表明:装药初温、喷喉形状及尺寸误差、多喷管安装误差、喷管内型
面缺陷等都对推力偏心有较大影响。获得了对固体火箭发动机设计与制造非常有
参考价值的试验结果。
关键词 固体推进剂,火箭发动机,推力偏心,测试技术,数据分析
分类号 E924.93
大量的火箭弹散布理论分析与试验研究充分证明了固体火箭发动机推力偏心是产生火箭弹散布的重要因素。为了减小散布,必须减少推力偏心。形成火箭发动机推力偏心的因素很多,推力偏心大小不但与发动机结构、喷管内型面形状、尺寸有关,而且与喷管的制造、安装误差,工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素有关[1]。对于喷管内型面形状、尺寸等参数影响燃气的非对称流动从而产生推力偏心的研究,在理论及试验方面都进行了很多,而且取得了卓有成效的研究结果。关于喷管制造、安装误差,形状、尺寸的变化等因素引起推力偏心的研究,以前进行的不多。为了尽可能地减小推力偏心值,有效地提高无控火箭的密集度指标,必须从多方面开展减小推力偏心的技术研究[2]。
1 推力偏心测试原理及数据处理方法
喷管内型面形状、尺寸对推力偏心的影响状况可以通过数值计算,再辅以少量的推力偏心试验而获得。但喷管的制造、安装误差,发动机工作过程中喷管形状、尺寸的变化等因素产生的推力偏心,很难由理论数值计算获得可靠的结果,只有通过一定数量的六分力推力偏心试验,才能掌握各因素的影响规律。
本文于1998年2月25日收到
* 国防科技预研行业基金项目
周长省 男 41岁 副教授
图1 六分力试验台力学模型Fig 1 Mechanics model of six-com po nent th rust test base
火箭发动机推力偏心参数的测试一般在六分力
试验台上进行,六分力试验台的力学模型如图1。通过
传感器、测试仪器及计算机数据采集和处理系统,可
以获得发动机工作过程中所产生的6个分力F 1～F 6。
在已知实验台架和发动机结构参数的情况下,通过力
的合成和数学推导,可以得到角推力偏心V 和线推力
偏心Δ的计算公式[3]:角推力偏心V 的计算公式为
V =arcta n (F 1+F 2+F 4)2+(F 3+F 5)2
F 6
;线推力偏心Δ的计算式Δ=
Δ2x +Δ2y 。式中,Δx =((F 1+F 2) (l +z c )+F 4z c )/F 6,Δy =-
F 3(l +Z c )+F 5Z c F 6
。其中Z c 为火箭弹质心c 与直角坐标原点O 之间的距
离。l 为侧分力F 3和F 5之间的距离,Δ和V 的意义如图2所示
。图2 推力偏心参数示意图
Fig .2 Scheme of thrust misalig nment pa ram eters 根据试验测得的1组n 发火箭的推力偏心参数,可以由下式求得它们的统计值。推力偏
心距的数学期望:Δ-=1n ∑n i =1Δi 。推力偏心距的中间偏差:E Δ=0.67451n -1∑n
i =1(Δi -Δ-)2。2 推力偏心影响因素的试验研究与分析
2.1 固体推进剂装药初温对推力偏心的影响
一些制式火箭的密集度试验表明,在环境温度较低时,一般密集度较差。为了找出低温下密集度差的原因,对不同装药初温的火箭发动机进行了推力偏心测试,其推力偏心值的数据处理结果见表1。
由表1中数据可见,装药初温为-35℃的推力偏心距的中间偏差明显大于+20℃时的值。这或许是导致低温下火箭弹密集度较差的主要原因。
294南 京 理 工 大 学 学 报 第22卷第4期
表1 不同装药初温下的推偏值
Table 1
Thrust misalig nm ent values under the initial tempera ture of different cha rg e 装药初温/℃
测试发数E Δx /cm E Δy /cm +20
50.1570.167-35110.5190.420
2.2 喷管喉部形状、尺寸变化对推力偏心的影响
对使用复合推进剂的固体火箭发动机来说,如果喷喉材料选择不合适,工作过程中喷喉材料将会被烧蚀,从而导致喷喉尺寸或形状发生变化。为了检验喉部变化对推力偏心的影响,利用某火箭发动机,采用不同形状的喷喉进行了推力偏心测试,其测试结果见表2。
表2 喉部变化对推偏值的影响
Table 2 The effect o f no zzle throa t chang e on thrust misalig nment v alues
喷喉变化
测试发数E Δx /cm E Δy /cm 不显著
360.1330.131显 著180.2830.185
由表2中数据可见,喷喉形状、尺寸变化显著的一组发动机其推力偏心中间偏差大于变化不显著的一组。为了确保火箭发动机在工作过程中有较小的推力偏心,喷喉部分应采用耐烧蚀耐冲刷材料制造。
2.3 多喷管安装或加工误差对推力偏心的影响
为了满足总体结构要求,反坦克火箭增程弹一般都采用多喷管结构,涡轮式火箭弹和少量尾翼式野战火箭弹也采用多喷管结构。为了检验各小喷管的加工或装配误差对推力偏心的影响,利用某反坦克火箭增程弹发动机进行了推力偏心试验,其试验结果见表3。
表3 多喷管加工或安装误差对推偏值的影响
Table 3
The effect of the installa tio n o r m anufacture o f m ulti -no zzle o n th rust misalig nm ent values
安装误差
测试发数E Δx /cm E Δy /cm 误差小
110.1520.165误差大100.2970.329
由表3中数据可见,多喷管加工或安装误差大的一组,其E Δx 和E Δy 的值明显大于误差小的一组。因此,为了尽可能减少推力偏心值,在采用多喷管的火箭发动机设计及生产过程中,应尽量减少各小喷管的加工及装配误差。
2.4 喷管内型面缺陷对推力偏心的影响
有些发动机喷管是由多个零件组合而成的,这种组合喷管内型面上往往存在接缝。当发动机采用复合推进剂时,工作过程中受高速两相气流的作用,接缝会逐渐增大,从而导致燃气流场被干扰,形成不对称流动并产生推力偏心。为了掌握不同部位的内型面缺陷对推力偏心的影响情况,在喷管内收敛段和扩张段分别加工出圆周缺陷后,进行了推力偏心测试,其测试结果见表4。
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总第100期 周长省许宝庆王政时丘光申影响固体火箭发动机推力偏心特性的误差源研究
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表4 喷管内型面缺陷对推力偏心距的影响
Table4 The effect o f flaw s of no zzle inner surface on thrust misalig nment distance 内型面状况无缺陷收敛段缺陷扩张段缺陷
推力偏心距Δ/cm0.150.1680.25
由表4中实验数据可见,喷管收敛段存在缺陷对推力偏心虽有影响,但影响不大,而扩张段缺陷会使推力偏心明显增大。在进行火箭发动机结构设计时,为了不致于产生大的推力偏心,应将组合喷管的接缝尽可能设计在收敛段。如果结构要求必须在扩张段有接缝,扩张段内衬应采用耐烧蚀、耐冲刷的材料,以确保发动机工作过程中不会形成太大的缺陷。
3 结论与建议
(1)装药初温对推力偏心有较大影响,低温时的推力偏心明显大于高温的值;
(2)喉部形状、尺寸变化会产生较大的推力偏心,为控制喉部变化,应采用耐烧蚀、耐冲刷材料;
(3)多喷管的安装误差过大会产生较大的推力偏心,在设计及制造过程中,应严格控制喷管的加工及装配误差;
(4)内型面扩张段缺陷会产生较大的推力偏心,收敛段缺陷对推力偏心影响不大。在进行喷管结构设计及材料选择时,应尽可能避免发动机工作过程中在喷管扩张段形成缺陷。
参 考 文 献
1 董师颜,张兆良.固体火箭发动机原理.北京:北京理工大学出版社,1995.78～112
2 徐明友,周长省,丘光申.火箭外弹学.北京:兵器工业出版社,1989.118～226
3 季宗德,周长省,丘光申.火箭设计理论.北京:兵器工业出版社,1995.215～236
The Study of Error Source of Influencing Solid Rocket Motor Thrust Misalignment Characteristics
Zhou Changsheng Xu Baoqing① Wang Zhengshi Qiu Guang shen
(Scho ol o f Mechanics,NU ST,Nanjing210094)
(①J ia ngbei M echa nical Facto ry,Beng bu233010)
ABSTRACT In order to find main error sources produci ng thrust misalignment of solid rocket mot or,the influencing si tuation of many facto rs,such as ini tial temperature of g rain,the errors of throat's config uration and dimension and flaws of nozzle inner surface etc,on thrust misalign-ment has been researched by using of the sixcomponent thrust test system.The t esti ng result s have show n that ini tial temperature of g rai n,the errors of throat's configuration and dimension and flaws of nozzle inner surface have great effect on thrust misalingnment.These research re-sults obtai ned here are valuaple in the desig n and production of solid rocket motor.
KEY WORDS solid propella nts,rocket engine,thrust misalig nment;measuring tech-nig ue,data analy sis
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。
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
汽车发动机功率检测实验 一、实验目的和任务 １、通过实验，找出发动机在不同负荷下工作时的动力性与经济性的变化规律。 ２、了解（或熟悉）测功机的特性和工作原理，掌握测功机的操作方法。 ３、了解（或熟悉）制取发动机的负荷特性的方法、步骤与基本操作技术。 ４、了解柴油机（或汽油机）当转速不变时，燃油消耗率b e，每小时油耗量Ｂ，排气温度t r，随负荷P e（或p me）变化的规律。 二、实验仪器、设备及材料 测功机（水力或电力）一台，柴油机或汽油机（单缸或多缸）一台，转速表（机械式或数字式）一只，温度计（排气温度、水温、油温）若干只，机油压力表，天平（或自动油耗测量仪），秒表，计算器一只，工具一套。 三、实验条件、步骤及注意事项 （一）实验条件 １、调整柴油机（或汽油机）各参数（供油提前角或点火提前角、喷油压力、供油量、配气相位、气门间隙等）到规定值，紧固各连接螺栓，使发动机处于最佳技术状态。 ２、起动发动机后，使发动机运转到正常工作状况。 （二）实验步骤及注意事项 １、起动柴油机（或汽油机），看油压正常否，有无漏气、漏水、漏油现象，发动机响声正常否，如有不正常情况应排除后，方能计速。 动机在选定转速下达到初步稳定的热平衡状态。 ２、观察发动机的转速（±1%），水温、机油 温度和压力以及排温，是否达到规定值，只有达 到规定值时，才能进行实验。 ３、把柴油机（或汽油机）的转速保持在选 定转速，逐渐增加负荷，第一次增加负荷后，调 节油门，待发动机稳定运转在选定转速下时，测 量一次油耗G所用时间Δt，并计算出P e、b e、B 的值，记录于表中。再增加负荷，重复上述步骤。 ４、也可以从大负荷测试到低负荷。测量点 最少不小于六点，取八个实验点较好。 ５、测试完成后，按规定将柴油机（或汽油机）熄火，整理现场。 四、思考题
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
实验一: 发动机的检测与诊断实验 ——发动机综合性能检测实验 适用专业：汽车服务工程专业车辆工程专业实验时数：2学时设计性实验——汽车发动机性能综合测定 一、实验目标：1) 掌握实验设计、实验数据处理和分析的基本方法； 2) 掌握发动机性能综合分析仪和汽车性能检测仪的接线方法和基本操作； 3) 了解发动机性能综合分析仪和汽车性能检测仪的主要功能； 二、实验仪器：发动机综合性能分析仪 被测车辆: 三、实验内容：1)测试设备的安装、调试； 2)数据采集、分析； 3)故障排除和检验。 四、实验要求：1) 在理论指导下，根据实验目的，在指导教师的指导下完成实验设计，对 实验路线和方法的可行性进行分析论证； 2) 根据实验设计和实验内容的要求，熟悉掌握所需仪器的结构、原理、操 作规范等； 3) 根据实验室安排，独立完成实验数据的采集等实操环节； 4) 对实验结果进行科学的分析和论证，得出科学的结论； 5) 撰写实验报告、答辩。 五、发动机综合性能检测的基本内容及特点 发动机是汽车的动力源，是汽车的心脏，汽车的一些基本技术性能都直接或间接地与发动机的相关性能相联系。因此发动机综合性能的检测对整车性能的了解至关重要。 发动机综合性能检测与发动机台架试验不同，后者是发动机拆离汽车以测功机吸收发动机的输出功率对诸如功率和扭矩以及油耗和排放等最终性能指标进行定量测定，而发动机综合性能检测装置主要是在检测线上或汽车调试站内就车对发动机各系统的工作状态，如点火、喷油、电控系统和传感元件以及进排气系统和机械工作状态等的静态和动态参数进行分析，为发动机技术状态判断和故障诊断提供科学依据，有专家系统的发动机综合分析仪还具有故障自动判断功能，有排气分析选件的综合分析仪还能测定汽车排放指标。
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。
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。
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**
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
[文章编号] 2007-4-16( 01-12) “北航一号”探空火箭发动机热试车分析 王文龙蔡国飙王慧玉饶大林 （ 北京航空航天大学 宇航学院 ） [摘 要] 本文分析了“北航一号”探空火箭发动机两次地面热试车试验，介绍了地面热试车试验系统和参数测量系统的一些方法，总结了两次发动机热试车试验的经验与教训。经验证明“北航一号”探空火箭发动机的设计是合理的、性能是可靠的。 [关键词] “北航一号”，发动机，热试车，喷管，绝热材料 Analyze on Hot firing Test for“Beihang-1”Sounding Rocket Motor Design Wang Wenlong ( School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics ) Abstract: The paper analyses the ground hot firing tests for two times for the “Beihang-1”sounding rocket motor，and introduces the ground hot firing test system and the some methods for parameter measurement system，and summarizes the experiences and lessons of the hot firing tests for two times. The experiences prove that the design for “Beihang-1” sounding rocket motor is reasonable and its performances are reliable. Key words: Beihang-1, motor, hot firing test, nozzle, heat-insulating material 1 引 言 “北航一号”是由北京航空航天大学宇航学院本科生自行研制的气象探空火箭，火箭全长2.53m，最大直径0.198m，总重93kg，射高10km。该火箭的动力系统是单级小型固体火箭发动机，采用星型内孔装药，头部发火管式点火。发动机长1.047m，直径0.18m，总冲56000N·s，比冲2205 N·s/kg，平均推力12.7kN。 为进一步了解固体火箭发动机实际工作过程的规律性、验证设计方案、评估发动机的性能，对“北航一号”探空火箭发动机进行了两次地面热试车试验：（1）第一次用两台发动机进行试验，喷管的喉部被烧穿，试验失败。总结经验后，改进了喷管的绝热层材料和加工工艺； （2）第二次试验成功，验证了发动机的设计方案，为“北航一号”探空火箭[ 收稿日期] 2007年9月27日 - 1 -
顺成汽修一汽车发动机工作原理测试 班组_____________ 姓名 _______________ 日期____________________ 期次 _________________ 一、填空题 1. 往复活塞式点燃发动机一般由 _____________ 、. __________ 和___________ 组成。 2. 四冲程发动机曲轴转二周，活塞在气缸里往复行程缸里热 能转化为机械能一次。 3. 二冲程发动机曲轴转_ 周，活塞在气缸里往复行程—次，完成 _工作循环。 4. 汽车用活塞式内燃机每一次将热能转化为机械能，都必须经过_______ 、______ 、_ 和这样一系列连续工程，这称为发动机的一个。 5、冷却系____________ 的作用是控制流经散热器的水量。 6 ?发动机的冷却方式一般有 __________ 和 _______ 两种。 7. 发动机冷却水的最佳工作温度一般是 __________ C。 8. 冷却水的流向与流量主要由 __________ 来控制。 9. ___ 水冷系冷却强度主要 可通过、 1 2 3 压缩冲程 4 5 6 等装置来调节。 次，进、排气门各开闭次，气10.本田发动机配气相位图填空:
、解释术语 1. 上止点和下止点 2. 压缩比 3. 活塞行程 4. 发动机排量 5. 四冲程发动机 三、判断题（正确打/错误打X） 1. 由于柴油机的压缩比大于汽油机的压缩比，因此在压缩终了时的压力及燃烧后产生的气体压力比汽油机压力高。（） 2. 多缸发动机各气缸的总容积之和，称为发动机排量。（） 3. 发动机的燃油消耗率越小，经济性越好。（） 4. 发动机总容积越大，它的功率也就越大。（） 5. 活塞行程是曲柄旋转半径的2倍。（） 6. 经济车速是指很慢的行驶速度。（） 7. 汽油机常用干式缸套，而柴油机常用湿式缸套。（） 8. 安装气缸垫时，光滑面应朝向气缸体；若气缸体为铸铁材料，缸盖为铝合金材料，光滑的一面应朝向缸盖。（） 9. 气门间隙是指气门与气门座之间的间隙。（） 10. 汽油机形成混合气在气缸外已开始进行，而柴油机混合气形成是在气缸内进行。（） 四、选择题
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，
固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试实验（火箭发动机原理课程教学实验一） 实验指导书 西北工业大学航天学院
一、实验目的 1、学习固体火箭发动机地面点火及推力、压强测试的方法； 2、掌握实验中推力传感器、压强传感器的标定方法； 3、利用实验结果（数据或曲线）、参照火箭发动机原理课程教学中介绍的方 法，处理参试发动机的特征速度（*c）、比冲（s I）和推力系数（F C）。 二、实验内容要求 1、清点参试发动机的零部件、检查零部件的齐套情况； 2、记录实验前发动机的喷管喉径、固体推进剂装药的结构参数； 3、检查实验数据采集系统、点火控制系统，确保各系统正常可靠工作； 4、标定实验中使用的推力、压强传感器； 5、称量点火药并制作点火药盒、装配实验发动机，做好点火实验前的一切 准备工作； 6、发动机点火，并采集P~t和F~t曲线； 7、完成实验数据处理及实验报告。 三、实验原理 固体火箭发动机设计完成之后，要进行地面静止实验，测量P~t和F~t曲线，然后进行数据处理，检查技术指标是否达到设计要求。如果没有达到，还要进一步修改设计，再次进行地面实验，直至达到设计要求。因此，学习固体火箭发动机的实验方法，对一个固体火箭发动机设计人员来说就显得特别重要。 由于发动机工作时将伴随着强大的振动和噪声，有时还有毒性、腐蚀性和爆炸的危险，因此为了保证试验人员的安全和健康、保护贵重的仪器仪表，必须采用远距离操纵和测量的方法，即采用非电量电测法。 为了获得发动机的P~t和F~t曲线，通过安装在发动机上的压强传感器和推力传感器，将被测的压强和推力信号转变为电压信号，电压信号经放大后由计算机数据采集系统保存。由于传感器输出的是电压信号，而实验需要得到的是推力和压强信号（实际物理量），因此实验前应对所采用的传感器进行标定，标定的目的是为了建立传感器电压信号和实际物理量之间的关系，只要将标定结果输入到计算机采集系统中，在信号采集时，采集系统将按照标定结果将测得的电信号
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）。
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，
Research&Development I研究动态 摘妾：火箭发动机热试车时喷射出的高温高遼气流具有很大的冲击力和腐蚀力。导流槽的作用就是 将燃气迅速地导向远离试车台的地方，防止火焰、烟尘及碎片反射回来冲击试验台，毁坏发动机和 设备。随着我国大推力运载火箭研制立顶，导流槽烧蚀的问题日益严峻。本文提出了一种新型导流 槽热防护技术方案：通过数值分析和工程计算分析导流槽力、热环境；基于膜冷却原理，采用分区 喷流水冷却的方法，根据热流密度不同在各区域采取不同的供水方式。此方案在保证导流槽冷却系 统可靠性的同时，降低了试验台高度、节约了水资源。 关键词：火箭发动机试验；导流槽；热防护 中图分类号：V433.9文献标识码：A文章编号：1006-883X(2019)02-0007-06 收稿日期：2018-12-24 大型火箭发动机试验导流槽热防护设计 张伟12方维门王树光=2李培昌▽ 1.北京航天试验技术研究所，北京100074； 2.北京市航天动力试验技术与装备工程技术研究中心，北京100074 —、引言 y H箭发动机热试车时喷射岀的高温高速气流具有丿Q很大的冲击力和腐蚀力。导流槽的作用就是将燃气迅速地导向远离试车台的地方，防止火焰、烟尘及碎片反射回来冲击试验台，毁坏发动机和设备⑴。随着我国大推力运载火箭研制立项，导流槽烧蚀的问题日益严峻。 常规导流槽结构分为干冷式和水冷式⑵两种。干冷式试车台以厚重的生铁块啮合成整体，抵抗燃气冲刷，为保证导流槽有效作用且不受燃气破坏，底部冲击点距发动机喷管较远，试验台建设周期长、成本高。常规水冷式试车台需建造海拔远高于试车台的蓄水池作为冷却水源，利用蓄水池高度势能驱动冷却水与燃气接触，削弱燃气冲刷力和腐蚀力，从而大大降低试车台高度，但需要大量水资源，对蓄水池容量要求高。 为此，本文提出一个结合干冷式、水冷式导流槽的优点的新型导流槽热防护设计的技术方案，以干冷式导流槽结构为基础，通过数值模拟计算发动机燃气流场及导流槽热环境，分析导流槽应力和传热，为分区喷流水冷却系统设计提供依据，进而对冷却水输送系统及蓄水池进行设计。在保证导流槽冷却系统可靠性的同时，降低了试验台高度、节约了水资源。 二、设计方案 1、性能要求 导流槽的设计要求能承受高温高速燃气射流反复 冲击，并具有足够的结构强度、抗烧蚀性能和良好的 气动性能，保证试验安全并减少修复工作量⑶。 2、方案确定 采用数值模拟的方法分析导流槽环境，以此为导 流槽设计的根据。基于液膜冷却技术思想，在干冷式 导流槽结构的基础上，将生铁块改为水箱结构，多个 水箱间焊接成整体，冷却水通过水箱表面的喷孔喷岀 与燃气接触后汽化，冷却并隔离燃气。根据热流密度 不同，将冷却系统分为中心区与边缘区两部分，中心 区利用泵压水冷却系统进行冷却，边缘区域使用自流 水冷却。利用火箭燃气射流动力学和传热学分析导流 槽冲击及换热过程，对冷却水流量和水箱结构进行设 计。最后根据流体力学基本原理对冷却水输送系统进 行设计计算。 3、工作原理 基于膜冷却技术思想，采用喷流水技术方案对导 I传感器世界2019.02■■ Vol.25NO.02Total284Bfl
GB/T 19055-2003 前言 本标准与GB/T 18297-2001《汽车发动机性能试验方法》属于同一系列标准，系汽车发动机试验方法的重要组成部分。 本标准自实施之日起，代替QC/T 525-1999。 本标准的附录A为规范性附录。 本标准由中国汽车工业协会提出。 本标准由全国汽车标准化技术委员会归口。 本标准起草单位：东风汽车工程研究院。 本标准主要起草人：方达淳、吴新潮、饶如麟、鲍东辉、周明彪。 引言 本标准系在JBn 3744-84即QC/T 525-1999《汽车发动机可靠性试验方法》长期使用经验的基础上参考国外的先进技术，制定了本标准。 本标准对QC/T 525-1999的重大技术修改如下： ——拓展了标准适用范围，不仅适用于燃用汽、柴油的发动机，还适用于燃用天然气、液化石油气和醇类等燃料的发动机； ——修改了可靠性试验规范，对最大总质量小于3.5t的汽车用发动机采用更接近使用工况的交变负荷试验规范；对最大总质量在3.5t～12t之间的汽车用发动机采用混合负荷试验规范，以改进润滑状态；冷热冲击试验过去仅在压燃机上进行，现扩展到点燃机，并增加了“停车”工况，使零部件承受的温度变化率加大； ——修改了全负荷时最大活塞漏气量的限值，首次推出适用于不同转速范围的非增压机、增压机、增压中冷机的限值计算公式，使评定更为合理； ——为使汽车发动机满足国家排放标准对颗粒排放物限值的要求，修改了额定转速全负荷时机油/燃料消耗比的限值(由原来1.8%改为0.3%)； ——增加“试验结果的整理”的内容，并单独列为一事，要求对整机性能稳定性、零部件损坏和磨损等进行更为规范和详尽的评定； ——增加“试验报告”的内容，并单独列为一章，明确试验报告主要内容，使试验报告更为规范。 ——增加了附录A《汽车发动机可靠性评定方法》，使评定更为准确和全面， ——鉴于汽车发动机排放污染物必须满足国家排放标准的要求，在认证时按排放标准进行专项考核，故本标准不再涉及。 汽车发动机可靠性试验方法 1 范围 本标准规定厂汽车发动机在台架上整机的一般可靠性试验方法，具中包括负荷试验规范(如交变负荷、混合负荷和全速全负荷)、冷热冲击试验规范及可靠性评定方法。 本标准适用于乘用车、商用车的水冷发动机，不适用于摩托车及拖拉机用发动机。该类发动机属往复式、转子式，不含自由活塞式。其中包括点燃机及压燃机；二冲程机及四冲程机；非增压机及增压机(机械
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