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。
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**
推力矢量发动机是美国1991年4月也就是海湾战争结束后不久提出来的方案。 推力矢量发动机 发动机尾喷口可以自由调节角度。以此获得更强的飞机机动性。 矢量又称向量(V ector)，最广义指线性空间中的元素。它的名称起源于物理学既有大小又有方向的物理量，通常绘画成箭号，因以为名。 例如位移、速度、加速度、力、力矩、动量、冲量等，都是矢量。 可以用不共面的任意三个向量表示任意一个向量，用不共线的任意两个向量表示与这两个向量共面的任意一个向量。 相互垂直的三个单位向量成为一组基底,这三个向量分别用i,j,k表示. 常见的向量运算有：加法，内积与外积。 普通航空发动机提供的推力方向是固定的，和飞机的纵向中心重合或呈一固定夹角，而矢量推力发动机 推力矢量发动机 （主要是喷气式）可将推力方向做垂直或水平调整，这样做好处很多，如可使飞机起降滑跑距离更短，可使飞机机动性更突出，在失速状态可给飞机一个有效的控制能力，调整推力方向可使飞机在阻力最小的迎角下巡航以增大航程等。矢量推力发动机和普通航空发动机大体是相同的，只是尾喷管是可偏转的活动部件。俄式矢量推力发动机尾喷口和发动机是球形铰接，结构复杂但能提供360度全方向偏转。美国采用矩形喷口，上下左右各是两对偏转板，结构简单，只能选择在上下或左右方向偏转。 推力矢量发动机又分二圆推里矢量发动机和多圆推力矢量发动机（多圆推力矢量发动机又称全推力矢量发动机）。二圆推力矢量发动机是指发动机喷管可上下15度偏转。多圆推力矢量发动机是指发动机喷管可360度全范围偏转。二圆的设计较简单，而多圆的要更为复杂，成本也较二圆的高。 推力矢量发动机 推力矢量发动机的主要生产国是美国和俄罗斯。俄罗斯有AL－41F，AL-41F-1S，AL－31F，AL－31FP，AL－31FU，AL一31FN N1，AL-37FU等等。美国的是JSF系列，其型号不详。
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，
航空发动机推力矢量技术揭秘 一.概述 推力矢量技术是指发动机推力通过喷管或尾喷流的偏转产生的推力分量来替代原飞机的操纵面或增强飞机的操纵功能，对飞机的飞行进行实时控制的技术。对它的应用，还得依靠计算机、电子技术、自动控制技术、发动机制造技术、材料和工艺等技术的一体化发展。 利用推力矢量技术到新设计和改型的下一世纪军用飞机上，的确是一个有效的技术突破口，它对战斗机的隐身、减阻，减重都十分有效。 推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。因此，使用推力矢量技术是解决设计矛盾的最佳选择。许多年来，美、俄等国作了大量的飞行试验，证明了利用推力矢量技术的确能达到预定的目的。 1991年4月海湾战争结束后，五角大楼拿出500亿美元，研制不同于F-117的新型隐身飞机，使用了推力矢量技术，于是就有了基本满足上述多种要求的F-22战斗机。俄罗斯开展隐身和推力矢量技术的应用研究包括，米格1.44利用发动机向不同方向发出的气流的反作用力可以迅速改变方向。《简氏防务周刊》在1992年就说俄罗斯人已经超越了F-117，直接研制出了现代的超声速攻击机，成了F-22的竞争对手。 二.技术分类及对飞机总体性能的影响 2.1折流板 70年代中期，德国MBB公司的飞机设计师沃尔夫岗·赫尔伯斯提出利用控制发动机尾喷流的方向来提高飞机的机动能力。1985年美国国防预研局和MBB公司联合进行了可行性研究，1990年3月，美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司共同研制的在发动机尾喷口装有可改变推力方向的3块碳纤维复合材料舵面的试验验证飞机X-31出厂，并进行了试飞，其舵面可相对发动机轴线偏转±10°，在迎角为70°时仍能操作自如，并具有过失速机动能力[1,2]。 从1993年11月－1994年年底，在X-31与F-18之间进行了一系列的模拟空战，在X-31飞机不使用推力矢量技术与F/A-18飞机同向并行开始空中格斗的情况下，16次交战中F-18 赢了12次；而在X-31使用推力矢量技术时66次交战X-31赢了64次[3]。此外，美国在 F-14和F-18上分别安装折流板进行了试验。 一般来说，折流板方案是在飞机的机尾罩外侧加装3或4块可作向内、向外径向转动的尾板，靠尾板的转向来改变飞机尾气流的方向，实现推力矢量。这种方案的特点是发动机无需做任何改装，适于在现役飞机上进行试验。其优点是结构简单，成本较低，作为试验研究有一定价值。但有较大的死重和外廓尺寸，推力矢量工作时效率低，对飞机隐身和超音速巡航不利，所以它仅是发展推力矢量技术的一种试验验证方案。 2.2 二元矢量喷管 二元矢量喷管是飞机的尾喷管能在俯仰和偏航方向偏转，使飞机能在俯仰和偏航方向上产生垂直于飞机轴线附加力矩，因而使飞机具有推力矢量控制能力。二元矢量喷管通常是矩形的，或者是四块可以配套转动的调节板。二元矢量喷管的种类有：二元收敛－扩散喷管 （2DCDN）、纯膨胀斜坡喷管（SERN）、二元楔体式喷管（2DWN）、滑动喉道式喷管（STVN）
航空发动机尾喷管 中文名称：尾喷管 英文名称：nozzle 相关技术：传统的收敛/扩张喷管；新型矢量喷管；操纵机构设计 分类：发动机；尾喷管； 定义与概念： 尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。它是喷气发动机中使高压燃气（或空气）膨胀加速并以高速排出发动机的部件。 国外概况： 为了获得大的推力，排气必须具有很高的动能，这意味着具有很高的排气速度。喷管前后的落压比控制膨胀过程。当出口压力等于外界压力时，对于给定的发动机来说，就获得了最大得的推力。 尾喷管的功能可以概括如下： 2以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度； 2使出口压力尽可能接近外界大气压力； 2允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作，这就需要采用可调面积喷管； 2如果需要，可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合； 2如果需要，可使推力反向和/或转向； 2如果需要，可抑制喷气噪声和红外辐射。 各种不同类型的尾喷管归结为两大类：一类为固定喷管，包括简单收敛喷管和高涵道比分开排气喷管；另一类为可调面积喷管，包括引射喷管、收敛-扩张喷管、塞式喷管以及各种不同类型的非轴对称喷管。 尾喷管类型的选择主要是根据发动机、飞机和任务的综合要求以及适当的权衡分析决定。 对尾喷管的研究主要集中在喷管的内特性和气动载荷两方面。在喷管的内特性方面所考虑的是喷管的推力系数和流量系数随喷管的流动损失、漏气量、冷却空气损失和气流分离损失的
变化，供发动机性能计算用。在气动载荷研究方面，要估算作用在主喷管、副喷管调节和外鱼鳞片上的气动载荷，用于零件结构强度设计和作动系统设计。 在喷气发动机发展的初期，飞机大多是亚音速或低超音速的，此时一般采用固定的简单收敛喷管。70年代，高涵道比涡扇发动机采用了分开排气喷管。在早期的超音超音速飞机的涡喷发动机上采用引射喷管,允许不同流量的外部空气进入喷管,用以冷却,又使进气道与发动机流量匹配更好,底部阻力减小.随着飞行速度的提高，涡扇发动机装备了加力燃烧室，喷管落压比增大，研制出喉部和出口面积都可调的收敛-扩张喷管。这种喷管保证了加力燃烧室工作不影响主发动机工作，且在宽广的飞行范围内保持发动机性能最佳。普2惠公司F 100加力式涡扇发动机上采用的平衡梁式收敛-扩张喷管是这类喷管的代表，它的主喷管调节鱼鳞片上的转轴由前端移到中部，在调节过程中可始终利用作用在鱼鳞片上的气动力平衡,从而减轻操纵鱼鳞片的作动系统的重量。 为实现垂直起落动力装置,从50年代开始研究转向喷管，它可以向下旋转90°或更多，以提供垂直升力或反推力。采用转向喷管的"飞马"发动机于1968年装在"鹞"式飞机上投入使用。 从70年代开始，国外开始大力研究利用推力矢量控制技术来提高战斗机机动性。所谓推力矢量控制是指通过改变发动机尾喷流的方向,提供俯仰、偏航和横滚力矩以及反推力，用于补充或取代常规由飞机气动力面产生的气动力进行飞行控制。 在70年代进行的研究工作的基础上，美国在80年代进行了带矢量喷管的发动机地面试验和飞机的飞行试验。首先，通用电气公司和普2惠公司进行了带俯仰推力矢量和反推力功能的二元喷管试验。后来，这两家公司在二元矢量喷管的经验基础上，根据各自的F110和F100发动机的特点研制了具有俯仰和偏航推力矢量能力的轴对称推力矢量喷管A VEN和P/ YBBN并进行了试验。试验结果表明，喷管可以在360°范围内偏转±20°，偏转角速度达到60°-120°/s。 在成功地进行带矢量喷管的发动机的地面试验以后，为研究大迎角下过失速状态飞行特性和推力矢量飞机综合飞行/推进控制律，验证矢量喷管技术，评估推力矢量技术对飞机性能和作战效能的影响,从80年代开始美国和德国实施了多项飞行试验计划,如F-15 短距起落/机动性技术验证机(STOL/MTD)、F-18 大迎角气动特性验证机(HARV)、X-31 增强战斗机机动性验证机（EFMD）、F-16 多轴推力矢量验证机(MATV)和F-15 综合飞行器先进控制技术(ACTIVE)计划等。 俄罗斯从1980年开始研究推力矢量技术。1985年开始进行二元和轴对称矢量喷管的研制工作，并在苏-27上进行了飞行试验。经比较后认为，轴对称矢量喷管较有前途，于是，便集中力量发展轴对称矢量喷管。 从90年代开始，美国进行装二元矢量喷管的F119发动机的工程研制，并于1997年9月装在F-22原型机上进行了首飞。F-22将于2004年左右具备初步作战能力。由于原来试验的二元喷管在设计时没有更多考虑阻力、效率、重量、可靠性、维修性和成本，不适于生产型发动机。因此，取消了反推力能力。
AL-41F 动力来源为留里卡土星公司的AL-41F发动机，该发动机研发多年，因涡轮前温度相当高，比AL-31多出约摄氏250度，而一直存在瓶颈，近年技术上有所突破，1997年27具此型发动机进行了地面试验，后来还先后在Tu-16、MiG-25的一侧进行飞行试验，2000年1月装在MiG-1.44上试飞。最大净推力略大于12000kg，最大后然推力20000kg(196knt)，推重比11.1，不论推力或推重比均高于较早来的F-22使用的F-119，这将是同代战机动力最大的发动机，一如AL-31系列的地位。但S-37一开始使用的是MiG-31所用的D-30-F6,最大后燃推力150knt,最大静推力94knt，是当时俄国推力最大的动机，也是体积嘴大的战机用发动机。目前看到的S-37飞行性能，如1.2马赫巡航、略大于2马赫极速应该是用D-30-F6的数据。 AL-41F将有轴对称向量喷嘴及扁平向量喷嘴供选择。具备三维转向能力，其喷嘴可上下偏转15度，左右偏转8度。 关于会不会影响向量喷嘴的问题，我们可以自己来观察一下，她的尾杆作成一长一短，如果将来她的向量喷嘴是像AL-31FP的模式的话，那么应该会装在我们现在看到的喷嘴外侧，这样一来，短的尾刺影响就较小了。 AL-37FU，制式化型号即AL-31FP。4级低压9级高压压气机，涡轮进口温度1938K，最大军用推力83.4knt(8500kg)，最大后燃推力143.2knt(14500kg)，推重比8.7，重量约1666kg。AL-31FP还附加向量推力喷嘴，能上下偏转15度，偏转速率为每秒30度。其喷嘴之外型与基本型没有太大的区别，都是圆筒状的敛散喷嘴。AL-31FP之向量推力控制与飞控系统整合在一起，飞控系统可以根据飞行条件自动控制喷嘴方向。除了自动控制，飞行员也可以用手动控制之，在飞行员左手边有个按键控制版，可以用按键的方式控制向量推力，这种控制方式在美国F-22上也有用到。加装向量推力后发动机增加100kg左右，最大航程由SU-35的4000km降至SU-37的3300km，这可能是缺点之一，不过不带副油箱3300km航程以及一次空中加油后6500km的航程大概也没几架现役战斗机比得过了。除了推力增大以及向量推力外，更高度的模块化以及易维修性也是AL-31FP的改良重点之一。 上述消息大概与大多数数据不符，大多数数据都认为AL-31FP只是AL-31F的向量推力版，性能与AL-31F相同。实则不然，1998年俄罗斯Air Fleet杂志访问AL-31F系列总设计师切普金时，他亲口表示SU-37装备AL-31FP发动机。他并回答记者的话说，他们除了可为现有的SU-27系列战机换装全新的AL-31FP外，也可以为现有发动机增设向量推力系统，后者的升级费用约原发动机价格之15%(约50万美元/具)。DI-6 留里卡设计局还在改良AL-31系列，将使SU-37能具备1.4马赫之超级巡航能力。由于最新的AL-41F已经于1999年开始飞行测试、2000年随着1.44试飞，代表她攻克了原来的难关。这意味着推重比大于10的AL-31系列即将问世。军用发动机的发展往往如此，新一代的开发完成后，用新的技术去改旧的，让就发动机性能报暴增。例如美国F-15与F-16所使用的F-100、F-110系列，在应用了F-119或F-120发动机技术后，最大推力约145牵牛(F-110-GE-132)。通常发动机在原始设计的基础上进行修改，最多能提升约30%的推力，AL-37FU的推力仅比AL-31F多约15%，尚未发挥到31系列的极限。这可能是涡轮入口温度提高的难关无法攻克的缘故，涡轮入口温度的提高是发动机推力增加的关键之一，也从大方向上决定了发动机的性能。AL-31F的此项参数已是当代最高，也许是达到该世代的极限，所以一直难以攻克吧。如果技术攻克，按照常理，AL-31F
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）。
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
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，
小型业余固体火箭发动机设计范本 科创航天局 李楠 摘要：本文根据个人经验，以具体实例的方式，叙述了一台简单固体火箭发动机的设计流程。文中对发动机各参数的选择、计算进行了较为详细的说明。 目的在于倡导火箭爱好者在火箭的设计、制作方面更加的科学化，精细化。关键词：固体火箭发动机 一、设计要求 1、拟设计一台总冲(It)在600N-S左右的固体火箭发动机 2、发动机既定采用KNDX为燃料 3、发动机的设计推力曲线应尽量平缓，推力均匀 4、发动机的设计应考虑将来发动机用于可导火箭的兼容性 5、发动机要考虑与开伞设备的兼容性 二、基本参数估算 1、推进剂用量估算 KNDX实际密度取1.8 g/ 比冲(Isp)试取120S 则所需推进剂质量为 M= = 600/9.8*120=0.5102kg=510.2g 推进剂体积： V=510.2/1.8=283.4 2、发动机几何尺寸估算 初步假设发动机长径比为5：1 燃料内孔15mm 则发动机尺寸应满足 V=1/4∏（-）H （1） H/Di=5 （2）
其中V ——燃料体积 Di——发动机内径 d ——燃料内孔直径 H ——发动机长度 将数据代入式（1）（2）计算得(求解一个一元三次方程) 发动机内径 Di=43.45mm 发动机长度 H=217.25mm 三、参数计算 上面的计算结果，仅仅是为了明确发动机规格的大方向，还不能满足火箭设计的需要，因此，在下面的设计过程中，主要是围绕上面得出的结果，以SRM 计算软件为平台，确定发动机、药柱的具体尺寸。 1、发动机、药柱基本尺寸的确定 将上述计算结果进行圆整代入SRM，同时细微调整药柱尺寸、数量，使压力曲线平缓，在本方案中，确定药柱方案如下： 药柱外径：42mm 药柱内径：15mm 单段药柱长度：70mm 药柱数量：3 喷燃比变化如右图1： 图1 发动机内径：45mm（计算时应使用42mm，留有3mm做隔热层） 喉口直径初步选择:10 mm 初始喷然比218 压力曲线如右图2： 最大压力：4.6MPa 燃烧时间：1.352S 最大推力：498N 平均推力：424N 总冲:618 NS
大推力运载火箭发动机RD-180 2015年8月俄罗斯官方表示， 中国提出了向俄罗斯购买RD-180大推力运载火箭发动机的请求， 具体合同会在当年底准备完成。 但是最新的消息显示这笔合同出现了问题。 近日， 俄媒引用俄罗斯航天署消息称， 俄罗斯暂不能向中国供应大推力运载火箭发动机， 原因是中国并非“导弹及其技术控制制度”的成员国。 那么俄罗斯的RD-180大推力运载火箭发动机到底有多神奇呢？ 答案是连美国都要买。 RD-180火箭发动机是由俄罗斯研制生产的 一款双燃烧室双喷嘴的液氧煤油发火箭发动机。1996年， RD-180火箭发动机项目成功竞得
美国最新PH“宇宙神”运载火箭第一级发动机的 研发和交付任务。 1997年， 俄罗斯动力机械科研生产联合体与美国签订合作协议， 要求2018年底， 共向美国交付101台RD-180火箭发动机， 每台价值1000万美元。 到2013年后期， 动力机械科研生产联合体已向美国供应了70多台RD-180火箭发动机。
中国这次抛出购买RD-180大推力运载火箭发动机意向， 是基于中国当前空间站计划的航天发射需要， 并同步于在此计划上的国际合作。 但这也暗示中国的航天火箭发动机在大推力范围型号和运载能力上的不足。 目前国际上主要的航天火箭发动机基本就是两种型号， 分别是液氧煤油发动机和氢氧发动机。 不过由于氢氧发动机技术更先进， 因此现有各国研/用型号在推力上无法达到俄RD-180液氧煤油发动机的水平。 长征五号运载火箭作为中国运载火箭更新换代、 追赶国际先进水平的关键一步， 在主要性能指标上已经达到或超过国际主流大型运载火箭的水平。
固体火箭发动机壳体成型工艺 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。但是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。 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，要考虑以下几个基本原则： (1)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； (2)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； (3)作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； (4)发动机点火工作时，壳体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。 结构图 一、选材 1.1、增强纤维：碳纤维
固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度，比模量和断裂应变。 各种纤维相比，碳纤维具有密度小，拉伸模量和比模量大；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数小，导热率高，高温下尺寸稳定性好，不燃，分解温度高；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都比较高，不易产生静电聚集，使用温度高，不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能等优点。飞机结构材料要求轻质高强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺寸稳定，所以碳纤维是最理想的材料。 拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。 碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量 再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、第二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。 所以我们选用的是T1000碳纤维，抗拉强度6.37Gpa，抗拉模量294Gpa，断裂延伸率2.2%，密度1.8kg/m3。 1.2、树脂基体：环氧树脂 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求有高的容器特性（PV/W)值。影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料的壳体的选择应遵循如下原则： (1)热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于120摄氏度。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸性能和断裂伸长率的乘积-相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有如下性质：拉伸强度≥80Mpa；拉伸模量≥2800Mpa；断裂伸长率为4~8%；热变形温度＞120摄氏度。 (2)树脂体系的工艺性。 (3)原材料的来源、毒性和经济性，还应该考虑原材料的性能的已知性。 环氧树脂具有鲜明的优点和缺点。 优点：固化收缩小，随固化剂种类而异，体积收缩1%~50%。固化物机械强度高。尺寸稳定性好，粘结性好。电性能、耐腐蚀性能优良。若对树脂和固化剂进行选择，能得到耐热性好的固化物。树脂保存期长，选择固化剂和支撑B阶树脂，有良好的制预浸渍制品的特性。固化时不会像聚酯那样，容易受空气中氧的阻聚。
固体火箭发动机原理 第一章绪论 1.1绪论 火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。 固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合 液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧 1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点 固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。 固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机 固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质） 种类：双基、复合、复合改双基推进剂 装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注 包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律 燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室） 特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力 材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构 形状：长圆筒型 热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法 喷管（是火箭发动机的能量转换部件） 拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成 中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形） 大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等） 喷管基本功能： 1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强 2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速 喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等 点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧） 组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药） 或点火发动机（尺寸较大的装药）