火箭发动机概论（1）
真正的近代火箭的出现是在第二次世界大战时的法西斯德国。早在1932年德国就发射了A2火箭，飞行高度达为3公里。1942年10月发射成功V2火箭（A4型），飞行高度85公里，飞行距离190公里。V2火箭的发射成功，把航天先驱者的理论变成现实，是现代火箭技术发展史的重要一页。下面介绍一些关于火箭的最基本知识。早在1903年齐奥尔科夫斯基就推导出单级火箭的理想速度公式V=ωInMo/Mk被称为齐奥尔科夫斯基公式。ω为发动机的喷气速度。Mo和Mk分别是火箭的初始质量和发动机熄火（推进剂用完）时的质量，Mo/Mk被称为火箭的质量比。由这个公式可知，火箭的速度与发动机的喷气速度成正比，同时随火箭的始末质量比（的自然对数）增大而增大。如果使用性能最好的液氢液氧推进剂，发动机的喷气速度也只能达到4.3—4.4公里/秒。因此，单级火箭不可能把物体送入太空轨道，必须采用多级火箭，以接力的方式将航天器送入太空轨道。
根据上面的公式，再利用牛顿定律可以求得火箭发动机的推力为F=ωdm/dt，dm为喷出气体的质量，dt为单位时间，那么dm/dt也叫做燃料的燃烧速率。上式表明火箭发动机的推力与燃料的燃烧速率以及喷出气体的相对速度成正比。现在我们把推力与推进剂每秒消耗量之比称为比冲，它是推进系统燃烧效率的描述。比冲越高，射程越远，也就是燃料越省。通常定义为单位质量的推进剂所能带来的冲量（动量的改变），单位为米/秒（m/s）或牛·秒/千克（N·s/kg），工程上习惯使用秒（s）。比冲越高代表效率越好，亦即可以用相同质量的燃料产生更多的动量。比冲是发动机性能的主要指标，其高低与发动机设计、制造水平有关，但主要取决于所选用的推进剂的性能。要获得高比冲推进剂，要求推进剂具有高的化学能、高的燃烧效率和高的喷管效率，喷管形状直接影响比冲的大小。一般火箭的第一级要的是推力，如“土星”5号火箭启程登月时，5台发动机每秒钟消耗近3吨煤油，它们产生的推力相当于32架波音747的起飞推力。第二级和第三级要的是速度，提高喷气速度，减少燃料消耗。
多级火箭各级之间的联接方式，有串联、并联和串并联几种。串联就是把几枚单级火箭串联在一条直线上，并联就是把一枚较大的单级火箭放在中间，叫芯级。在它的周围捆绑多枚较小的火箭，一般叫助推火箭或助推器，即助推级；串并联式多级火箭的芯级也是一枚多级火箭。多级火箭各级之间、火箭和有效载荷及整流罩之间，通过连接—分离机构（常简称为分离机构）实现连接和分离。分离机构由爆炸螺栓（或爆炸索）和弹射装置（或小火箭）组成。平时，它们由爆炸螺栓或爆炸索连成一个整体；分离时，爆炸螺栓或爆炸索爆炸，使连接解锁，然后由弹射装置或小火箭将两部分分开，也有借助前面一级火箭发动机启动后的强大射流分开的。
逃逸塔
载人的火箭还有逃逸塔，逃逸塔在火箭的最顶端，它的任务是在火箭起飞前900秒到起飞后360秒时间段内，也就是飞行高度在0公里至110公里时，万一火箭发生故障，它的顶端的火箭推进器可以拽着轨道舱和返回舱与火箭分离，并降落在安全地带，帮助飞船上的航天员脱离险境。2008年9月25日，我国发射“神舟7号”的“长征2F”火箭，就用到了逃逸塔，逃逸塔上有两组11个火箭推进器，在发射120秒时抛掉。火箭技术是一项十分复杂的综合性技术，主要包括火箭推进技术、总体设计技术、火箭结构技术、控制和制导技术、计划管理技术、可靠性和质量控制技术、试验技术。
火箭最关键的还是发动机，火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。基本原理是燃料在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。
火箭发动机按燃料可以分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。化学火箭发动机是目前技术最成熟，应用最广泛的发动机。核火箭的原理样机已经研制成功。电火箭已经在空间推进领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（1500—5000米／秒）从喷管排出，产生推力。化学火箭发动机按推进剂的物态又分为液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航
天器的要求。固体火箭发动机的推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。混合推进剂火箭发动机极少使用。
固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500—3500度的高温和102—2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小。固体火箭发动机比冲在250—300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。
固态火箭发动机的燃料是直接安装在火箭的后部，使用的时候利用点火器引发燃料燃烧，产生推力推送火箭。因为固态火箭燃料不需要额外的燃料槽，也不需要输送或加压的管线，在构造上固体火箭发动机比液态火箭发动机要简单许多，重量也比较轻。然而也因为固态火箭发动机的燃料的量与型态是固定的，要随意借由调整燃料与氧化剂的量来控制推力非常困难，燃料一但开始作用，若是中断燃烧的过程，很难重新点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停止的设计上面。在设计上需要依靠精确的形状和燃料颗粒来控制燃烧的速度和产生的推力。近年来固体因为火箭具有低成本和高发射机动性等优点，受到军事用户和低轨小卫星发射商的重视，研究渐热，也有大量控制推力的办法发明并得到应用。
固态火箭发动机的另外一个好处就是不需要经常维护，燃料虽然也有使用年限，通常需要更换的时间比液态火箭发动机的燃料要长。因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反应和准备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。前苏联在发展机动弹道导弹系统的时候就发现，以铁路运输的方式，车体的震荡对于液态火箭发动机的设备损伤很大，固态火箭就没有这个问题。
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。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—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3000—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。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—800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。
电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化，经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（700—2500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作为工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以6500—11000米/秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250—1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光子火箭发动机尚处于理论探索阶段。
很多的卫星、探测器和宇宙飞船的寿命很大程度上决定于动力源，目前科学家们设计出了太阳能离子发动机（电火箭发动机）和太阳帆船。2008年8月，美国宇航局马歇尔太空飞行中心用“猎鹰1号”火箭将NanoSail-D太阳帆送入太空，结果发射失败。如果发射成功预计太阳帆船的理论速度可达光速2%。太阳帆船就是利用太阳风把探测器向太阳外部吹去。
太阳帆船
太阳能离子发动机可将太阳能转化为电能，再通过电能电离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流，为探测器提供主要动力。不过离子发动机的动力不够强劲，只安装在一些卫星上作为辅助和备用，主要供卫星调整飞行姿态和轨道。“SMART-1号”上的太阳能离子发动机动力足够支持探测器长时间飞行，该发动机能连续正常运转2000个小时。
离子发动机飞行器
2009年，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司（Ad Astra Rocket Company）开发出一款截至2009年为止最为强劲的离子发动机。该公司对满负荷运转的VASIMR发动机进行了测试——在休斯敦的一个真空室内运行了201千瓦的VX-200发动机，首次通过了200千瓦大关。自2005年创建以来，位于美国得克萨斯州韦伯斯特市的艾德·阿斯特拉火箭公司一直在完善一种名为“可变比冲磁致离子浆火箭”（简称VASIMR）的新型发动机。VASIMR发动机使用无线电波加热氩气，将其变成炽热的等离子体——一种使电子不再受限于原子核的物态。接下来，磁场将超高温等离子体喷射到发动机后面，令其在反方向产生推力。VASIMR发动机以比常规发动机更快的速率喷射推进剂，使得每公斤燃料产生的加速度更多。离子发动机或许会在5年内被用于维持国际空间站运行轨道，为将来一个月左右抵达火星的新型火箭的问世奠定基础。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR 发动机。艾德·阿斯特拉火箭公司已与美宇航局签署协议，2013年在国际空间站测试200千瓦VASIMR发动机。VASIMR发动机完成这项任务每年仅需0.3吨氩气，而使用常规推进器，每年会消耗7.5吨推进剂。因提升国际空间站轨道而获得的收入将帮助该公司“进一步完善这项技术，以实现载人火星探测任务。”据
张福林介绍，一台10到20兆瓦VASIMR发动机可以在39天内将宇航员送上火星，而常规火箭则需要六个月甚至更长时间。
当然核动力是将来可能是以后发展的方向，卫星用的核电源有两类：放射性同位素温差发电器和核反应堆电源。前者功率较小，为几十至几百瓦；后者功率较大，可达数千瓦至数十千瓦。
美国在1965年发射的一颗卫星，用反应堆温差发电器作为电源，由于电源调节器出现故障仅工作43天。以钚238放射性同位素作热源的同位素温差发电器，曾用于“子午仪号”导航卫星、“林肯号”试验卫星和“雨云号”卫星。这些卫星经过长时间的空间运行后，放射性同位素衰变殆尽，再入大气层烧毁。美国在1964年4月发射“子午仪号”导航卫星时，因发射失败卫星所携带的放射性同位素源被烧毁，钚238散布在大气层中并扩散至全球。后来改用特种石墨作同位素源外壳，以防烧毁。1968年5月“雨云号”气象卫星发射失败时，核电源落入圣巴巴拉海峡，后被打捞上来。苏联在1967—1982年共发射了24颗核动力卫星。卫星带有以浓缩铀 235为燃料的热离子反应堆，功率为5—10千瓦。它们在200多公里的低轨道上工作，完成任务后核反应堆舱段与卫星体分离，并用小型火箭推到大约1000公里的轨道，可运行600年。1978年1月24日，苏联“宇宙954号”核动力卫星发生故障，核反应堆舱段未能升高而自然陨落，未燃尽的带有放射性的卫星碎片散落在加拿大境内，造成严重污染。1983年1月“宇宙1402号”核动力卫星发生类似故障，核反应堆舱段在南大西洋上空再入大气层时完全烧毁。1982年8月30日，苏联发射“宇宙1402号”核动力海洋监视卫星，与同年10月2日发射的“宇宙1412号”，组成在同一轨道面上飞行成对工作的双基站雷达卫星。
在外行星探测中，由于空间探测器远离太阳，难以利用太阳电池发电，必须采用核电源。美国在，“先驱者”10号、11号探测器，“旅行者”1号、2号探测器，木星和土星探测器中，都使用了同位素温差发电器作为电源。2008年，美国军火工业巨头诺斯罗普·格鲁曼公司目前正在为美国国家宇航局（NASA）研制一种可长时间在轨运行的新型核动力卫星，可能用于探测木星。这颗核动力卫星将被命名为“普罗米修斯”，预计其升空时间将不会早于2012年。我国也有核卫星计划。
其次，美国国家航天局正在研究反物质发动机，那么在太阳系内旅行只需要几毫克反物质（反质子），如果要去比邻星的话则也只需要几公斤。在现有的反物质发动机的设计方案有粒子束核心（Beam Core）：直接一对一地湮灭，然后以磁场控制带电介子并把它们直接从喷口喷射出去，由于这些介子的运动速度接近光速，发动机比冲量可能要超过1千万秒。因为湮灭产生的带电介子在衰变后变成半衰期更长的带电μ介子，所以这个办法完全可行。而且这个方式只需要反物质燃料，不需要其他推进剂。由于湮灭的产物是以接近光速运动的，所以飞船必须造得很长。预计使用粒子束核心反物质发动机的飞船从地球飞到火星只需要24个小时到2个星期（取决于地球和火星在公转中的相对位置），而要让目前的使用化学火箭发动机，则需要1到2年。
目前由于反物质太稀有，而且很难保存，所以要尽量少用反物质，多用核燃料，那么用自然发生的反物质湮灭来触发核反应比纯粹的反物质发动机更接近实际。目前有以下几种方案：（1）ICAN-II（ion compressed antimatter nuclear II）是由宾州州立大学的反物质太空推进小组（Antimatter Space Propulsion team）设计的，这种方式使用了反物质和核裂变的结合，用反物质来引发裂变。方法是让反质子撞击裂变物质的原子核，并同原子核里面的质子湮灭，产生的能量将使原子核分裂，其最终产生的能量要比普通的核裂变要大，估计去火星旅行一番需要140毫微克（1毫微克等于10亿分之1克）的反物质，远远少于粒子束核心反物质发动机的消耗量。（2）AIM是反质子触发微裂变/聚变的缩写（Antiproton Initiated Microfission/fusion），按照宾州州立大学的设想，如果有了比ICAN-II中能得到的稍微多一点的反物质，就可以朝粒子束核心反物质发动机的方向前进一步，用反物质来加强裂变，从而加热聚变燃料引发聚变。这种发动机对反物质的需要量增加了，但需要的裂变物质比较少，而且有比ICAN-II更高的比冲量，大约在61,000秒左右。他们把按这种方式设计的飞船称为AIM之星（AIMStar），如果能有30—130微克（1微克等于1/1000毫克）的反物质，AIM之星探测飞船能在50年内飞到奥尔特云。（3）聚变和反物质的结合，不过需要比AIM方式再多一些的反物质。只有足够的反物质，我们就可以完全抛弃裂变过程，直接用反物质湮灭产生的能量来触发惯性约束聚变，而不必像前面介绍惯性约束聚变时那样使用激光。
NASA设计的反物质飞行器
下面再介绍一下4种火箭发动机的基本原理（没兴趣的可以跳过）。分级燃烧循环（staged combustion cycle）通常情况下也叫高压补燃循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。但是两者也是有一定的区别的，分级燃烧不一定高压，只有大推力分级燃烧发动机才是高压的，几吨推力的分级燃烧发动机的燃烧压力还不到10Mpa。在分级燃烧循环中一部分燃料在预燃室燃烧产生高温燃气推动发动机的涡轮和泵。随后废气和推进剂一起注入燃烧室。分级燃烧
循环的主要优势是所有燃气和热量都通过燃烧室排除，基本没有损失。因此这种循环也常称为“闭式循环”。而开式循环产生的废气直接排放，因而效率有所损失。分级燃烧循环带来的另一个重要优点就是能承受非常高的燃烧室压力，这致使更大膨胀比的喷嘴可以用在发动机上。而主要缺点就是涡轮机的工作环境苛刻，需要添加许多额外的导管来输送高温燃气，还必须设计很复杂的反馈控制系统。分级燃烧循环发动机相对其他形式循环是最难设计的，它的一种简化版本就是燃气发生器循环。
分级燃烧循环最初是阿列克谢·伊萨耶夫（Aleksei Mihailovich Isaev）在1949年提出的，由前苏联工程师格鲁什科（Valentin Glushko）设计制造。第一台采用分级燃烧循环的发动机就是NK-33，N1火箭的第一级就安装了30台这样的发动机。1963年，另一台采用这种循环的发动机RD-253开始制造并于1965年安装在了质子火箭上。洛克马丁公司向俄罗斯购买的RD-180用于“宇宙神3号”和“宇宙神5号”的发动机也采用这种循环。在西方，首台实验室分级燃烧发动机是由德国工程师路德维希·伯尔科（Ludwig Boelkow）于1963年制造的。20世纪50年代，英国开发的伽马火箭发动机采取的是一种闭式循环，但不是分级燃烧循环。氧化剂过氧化氢先分解成氧气来驱动涡轮机，然后和燃料煤油一起进入燃烧室燃烧。航天飞机主发动机采用的也是这种循环。
全流量分级燃烧循环（Full flow staged combustion，FFSCC）是分级燃烧循环的另一种版本，氧化剂和燃料分别由各自的动力涡轮机供压，部分推进剂通过管道互相交换，分别燃烧驱动涡轮机。这种设计下，涡轮机的工作温度更低，因而发动机的寿命得到延长，效率也更高。而且燃烧室的压力可以更大，支持更大的比冲。目前采用这种循环的发动机是正在研制的集成动力验证器。
燃气发生器循环、分级燃烧循环和膨胀循环
燃气发生器循环（Gas-generator cycle）也叫开式循环，是双元液体推进剂火箭发动机的动力循环的一种。一小部分推进剂在燃气发生器中燃烧，产生燃气推动发动机的涡轮泵。相比与之相似的分级燃烧循环，燃气发生器循环有诸多优点。燃气循环的涡轮不必应付向燃烧室排放废气时的反压力，因而涡轮机能的工作效率更高，提供给燃料的压力也更大，由此增加发动机的比冲。还有一个优点是燃气循环的涡轮机寿命更长更可靠。一些可重用运载器使用这种动力循环有很大优势。这种循环的主要劣势就在于效率的损失。由于要用一部分燃料来驱动涡轮，废气直接排除，因此在净效率上，它反而不如同等级的分级燃烧循环。使用燃气发生器循环的发动机有F-1火箭发动机（“土星5号”的第一级），J-2火箭发动机（“土星5号”的第二级和第三级），LE-5火箭发动机，YF-73火箭发动机，YF-75火箭发动机，RS-68火箭发动机，火神发动机。
膨胀循环（Expander cycle）是双元液体推进剂火箭发动机的一种动力循环，能提高燃料供给的效率。在膨胀循环中，燃料燃烧前通常被主燃烧室余热的加热。当液态燃料通过在燃烧室壁里的冷却通道时，相变成气态。气态燃料产生的气压差推动涡轮泵转动。从而使推进剂高速进入推力室燃烧产生推力。钟罩形的发动机由于没有足够的喷嘴面积来加热燃料来驾驶涡轮机，因此单纯的膨胀循环发动机的推力最多300KN。更高的推力级可以靠燃料分流来达到，一部分燃料被分流到涡轮机和推力室的冷却通道，最后一起注入主燃烧室。瓦形发动机由于废气紧贴室壁，因此传热效率更高，可以产生更大的推力。两种类型的发动机都必须使用低温燃料，例如液氢、甲烷、丙烷等，这些燃料可以轻易达到沸点。有些膨胀循环发动机使用燃气发生器来启动涡轮机，直到燃烧室和喷管加热的燃料产生的压力能独自启动涡轮机。
膨胀循环中还有一种循环叫作膨胀排放循环，也叫开放循环。这种工作循环是传统膨胀循环的改进。排放循环中，只有一小部分推进剂用来驱动涡轮并抛弃，并没有注入燃烧室。排出涡轮废气使通过涡轮的气压降最大化，从而提高了涡轮泵的输出功率，但牺牲了发动机推力及效率。使用膨胀循环的发动机有：普惠公司的RL-10和RL-60，也就是半人马座的上面级；LE-5A和LE-5B， H2/H2A的第三级；“阿丽亚娜5号”的上面级；“土星1号”。
火箭发动机的工作循环理论
相对其他设计，膨胀循环有如下优点，1.低温：在燃料转化为气态后，其温度通常接近室温，对涡轮机的损害微乎其微，使得发动机可重用性提高。与此相反，燃气发生器循环或分级燃烧循环的发动机涡轮机都运行在高温下。2.容错性：在RL-10开发期间，工程师担心燃料箱里的绝缘泡沫可能脱落从而引起发动机故障。他们故意放置松动的泡沫来测试这种情形。RL-10运行平稳，并未出现故障或性能损耗。而常规的使用燃气发生器的发动机即使一小块泡沫脱落也会造成严重后果。而膨胀循环所采用的燃料管道通常比较粗，对这种意外情况有较强的适应性。3.固有安全性：因为膨胀循环发动机的推力是有限的，因此在设计时可以很容易地将理论最大推力情况考虑在内。而在其他类型的发动机中，反馈系统故障或类似的问题可能导致发动机失控，其他类型的发动机需要复杂的机械或电子控制器来确保这种情况不会发生，膨胀循环不会出这种故障。
挤压循环（pressure-fed cycle）是火箭发动机动力循环的一种形式。推进剂受高压气体挤压，进入燃烧室。挤压循环的优点就是避开了结构复杂的涡轮机，泵和输送管道。因为使用挤压循环可以大幅降低发动机成本和复杂度。其缺点就是产生的压力不够高，因而发动机效率不高。美国的太空船常采用这种循环，如阿波罗飞船的服务舱发动机，登月舱发动机及其姿态控制发动机。
RD-0120的管路系统
火箭发动机概论（2）
动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD 火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为质子火箭设计了RD-253发动机。给“能源号”设计了
R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下上面级称为第三级。
对R-7的早期设计研究集中在以液氧（LOX）和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个54吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令
的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。
RD-107发动机
为了达到要求，格鲁什科的设计局研制出了辅发动机RD-107和主发动机RD-108。RD-108发射下约942kN），燃烧时间为304秒；RD-107的推力和燃烧时间分别为814kN和122秒。这两种发动用于“联盟号”的第一、第二级发动机（已改进）的中心推进单元，并有来自第三级或上面级的推的最初选择。用于运载火箭发动机的早期设计是一种单室液氧/煤油发动机，其推力约为490—58发动机不能推举起55t的载荷，而且在地面测试中其燃烧室的不稳定性导致出现严重的振荡，显示由NII-88的总设计师A.伊萨耶夫进行的一次设计测试中得到了解决。他曾测试过由推力392kN的显示出它比单室发动机具有更大的累计推力。后来就演变为采用泵压式的四室发动机，这就减少了了发动机的质量，并使研制和测试的各个阶段都得到了很大的简化。这样，RD-107和RD-108的研1957—1966年期间，经对R-7发动机、结构和其上面级的改进，一个可靠的、通用的运载火箭系航天计划50年。
1975年6月5日，通用机械制造部签署了一项命令，对在“联盟U”火箭进行改进，助推级和级用的发动机由RD-107变为RD-117，第一级用的发动机由RD-107变为RD-118，这样“联盟U2”能力有所提高。但是由于1996年停止生产合成煤油，因此不得不继续使用“联盟U”进行载人飞与“和平号”空间站及早期的国际空间站对接的任务。
RD-107火箭发动机和RD-108火箭发动机的技术参数
“质子K”系列火箭的第一级用的是RD-253。RD-253的研制工作开始于1961年，由格鲁什科年完成。RD-253采用的是燃气发生器的富氧燃气进行补燃的经济运行方式，以四氧化二氮/偏二甲RD-253发动机，分别捆绑在中央大氧化剂贮箱周围，这6台发动机每台都有自己的燃料贮箱。第铰链支架上，这可使控制火箭的能量损耗最小。第一次发射是在1965年7月。
由格鲁什科领导的设计团队研制了供“能源号”与“天顶号”使用的RD-170/RD-171型高压补火箭的助推器使用RD-170，而“天顶号”火箭则使用RD-171。二者的区别在于，RD-170的推力矢RD-171的喷管则可以沿两个方向轴摆动。RD-170/RD-171是迄今为止世界上推力最大的液体火箭发由于威力强大，“天顶号”火箭的第一级只需安装一台发动机。
RD-171/RD-170火箭发动机和RD-253火箭发动机的技术参数
喷嘴面积比：36.87：1
天顶号能源号质子K
RD-170火箭发动机
RD-171火箭发动机和RD-191火箭发动机
RD-180是俄罗斯的一款双燃烧室双喷嘴的火箭发动机，由RD-170系列衍生而来。于RD-170 RD-180的使用权已被通用动力公司航天部门取得（后来易手给洛马公司），主要是用于20世纪9箭（EELV）和“宇宙神”运载火箭。考虑到这些火箭既要满足军用，又要用于商业发射，因此普惠动机的生产全部在俄罗斯进行，而负责出售的是发动机生产商动力机械科研生产联合体和普惠公司油和液氧为推进剂，使用高压分级燃烧循环。RD-180继承了先驱RD-170的富氧预燃室设计，使发个液压缸支持。RD-180首先被使用在“宇宙神2A-R”火箭上，也就是“宇宙神2A”加字母R。（俄罗斯的主发动机）这款火箭后来被命名为“宇宙神3号”。目前美国现役的“宇宙神5号”火箭
司用来做结构测试和频率响应测试的那台RD-180陈列在第23界G8峰会美国总统克林顿和俄罗斯
RD-180火箭发动机
RD-180火箭发动机和RD-191火箭发动机的技术参数
RD-191液氧煤油火箭发动机是RD-170/180发动机家族的改型。RD-191发动机用途广泛，可以俄罗斯工程师向液氧煤油燃料中添加了有限数量的液氢，成功实现了三种组分的同时稳定燃烧。此和复用性将大大降低部署载荷的成本。美国是世界上首先验证可重复使用液体燃料火箭可行性的国美国就发射了一枚小型的“德尔塔快船”单级火箭并成功返回。但美国决定与俄罗斯联合开发可复
Energomash科研生产中心曾致力于此项工作。此后不久美国放弃与俄罗斯的合作，将全部工作转项耗资数十亿美元的太空运载计划（SLI），将研发先进可重复使用运载火箭。同时，NASA以竞标载火箭。欧空局（ESA ）也曾尝试研发可重复使用发动机，但NASA和ESA均未能在此领域有所建
NK-33和NK-43是苏联60年末70年代初由库兹涅佐夫设计局设计制造的火箭发动机。用于登前发动机领域最高的，同时其比冲也达到了很高的数值。NK-43与NK-33类似，但是用于上面级的的环境下工作效率较高。其产生的推力和比冲更大，但也更长更重。NK-33和NK-43分别源自早期发动机是分级燃烧循环双元液体推进剂火箭发动机，采用富氧预燃室技术驱动涡轮泵。由于富氧排类型的发动机是比较少见的。美国从未在富氧发动机领域有过成功经验，而苏联在冶金方面的优势由于NK-33使用了两种密度近似的推进剂液氧和煤油，所以可以用一个转轴来驱动两者的供料涡轮推重比——136.66:1。即便是更重的NK-43，其真空推重比也达到了120:1。
N1原本是在第一级使用NK-15发动机，在第二级使用NK-15V。然而N1发射的接连失败是这项还在继续，库兹涅佐夫将两种发动机分别改造为NK-33和NK-43。改造后的N1就是N1F。由于在登设计新的重型运载火箭“能源号”。因此，N1F从未试飞。随着N1工程的停工，政府下令毁掉一些发动机，将它们存放在仓库中。发动机的消息最后传到了美国。将近30年后，一些尚存怀疑态度其中一台发动机被带回美国，在精确测定发动机性能后，其技术参数才被公之于众。至于用剩下的当时超前的设计理念使这批发动机至今仍有利用价值。RSC能源公司打算用一台NK-33来驱动新运议用NK-33替换“联盟号”中间的RD-108，或者再用四台NK-33替换四个推进发动机RD-107。通而且使用仓库存货也能降低飞船造价。“Aurora”和“联盟3”替换计划都面临一个现实问题，就难以用在每年频繁发射的联盟飞船上。而基斯特勒的K-1是可重用的，需要的发动机数量比较少。轨牛2号”运载火箭的第一级使用两台NK-33。
NK-33（左边两张）和NK-43（右边两张）火箭发动机
NK-33和NK-43火箭发动机的技术参数
RD-0120是大推力氢氧发动机，能源号火箭芯级采用4台RD-0120作为动力装置。每台发动机的秒。它与美国航天飞机主发动机水平相当，在某些材料、工艺方面，还超过了美国航天飞机主发动
RD-0120
火箭发动机概论（3）
航天飞机主发动机
SSME（Space Shuttle Main Engine，SSME，航天飞机主发动机）是普惠公司的洛克达因分部公司内部也称为RS-24。SSME是一种非常复杂的动力装置，以外储箱中的液氢/液氧为推进剂。每MN的推力。航天飞机每次飞行归来后，发动机都将被卸下交给航天飞机主发动机加工厂（SSMEPF 主发动机能够在极端温度工作，氢燃料的储藏温度为-253℃，而燃烧室的温度可达3,300℃，高于用于排水，一个家用游泳池的水可在25秒内排尽。主发动机的动作流程是：附加燃料箱中的推进后进入三条并行管道，通过工作泵供给燃烧室。
SSME的推力可以在67%到109%范围内调节，目前的发射都采用104.5%推力，而106%至109%推力以下是具体推力值，前者是海平面值，后者是真空值，100%推力：1670kN/2090kN，104.5%推力：1860kN/2280kN。其中，100%推力并不代表最大推力值，而是额定值，是在SSME研发期间计算得出超过预设推力下也能安全工作。为了维持原来的预设标准不变，也便于以后推力比较，特意将原预推力增大，就不需要修改原值。SSME的推力会影响其可靠性，有研究表明当发动机推力超过104.此超过100%的推力模式较少使用。
原先的设想是在航天飞机退役后，把SSME用在无人的“战神5号”第一级和载人的战神一号而实际操作有一些缺点：1.发动机将被永久固定在火箭体上，因而发动机不可重用；2.发动机无法启动型主发动机改造成适用于战神一号的高空启动型需要大笔资金且很费时。综合考虑，“战神动机，“战神5号”将使用六台改进后的RS-68发动机，因此SSME也将随航天飞机一起完全退役
RS-68火箭发动机
RS-68（即英语：Rocket System 68的缩写）是目前推力最大的氢氧火箭发动机。它的海平面达到3,370千牛，两个数据都是发动机在102%工作状态下测得的。该发动机研发于90年代至21世本。RS-68发动机由洛克达因的推进与动力分公司设计并在圣苏珊娜实验室制造，用来驱动“德尔计目的，这款发动机的成本比航天飞机主发动机（SSME）低了将近80%，然而比冲也低了10%，推尔塔4号的发动机成本只有1400万美元，而SSME成本是5000万。RS-68的流控制阀可以在57%到发动机采用燃气发生器循环，内置两台独立的涡轮泵。燃烧室采用了苏联发明的通道壁技术（cha 一层壳，中空层就是冷却通道，比起其他发动机采用数百根铜管缠绕燃烧室的设计，这种设计更重用烧蚀材料，可以带走燃烧产生的大量热量。这也使RS-68重量增加，但降低了制造难度。RS-68关试验，后来转到斯坦尼斯航天中心，发动机的首次成功试车是在1998年9月11日，而火箭的首RS-68也是公共推进核心（CBC）的一部分。
2006年5月18日，NASA宣布“战神5号”上原计划使用的SSME将被6台RS-68替换。NASA 价，在被NASA改进后，每台RS-68的成本也只有2000万美元。NASA对RS-68的改进包括替换了一
烧时间，缩短启动流程，更换了限制点火时氢逸出的设备，减少发射倒计时时氢的用量。改进后的现在“战神5号”已计划使用6台RS-68，另有计划将两至三台RS-68用于DIRECT计划。
RS-68火箭发动机和J-2X火箭发动机的技术参数
F-1火箭发动机（以下简称F-1）是美国洛克达因公司设计制造的一款煤油液氧发动机，用于入使用的推力最大的单喷嘴液体发动机（M-1推力更大，但未投产）。洛克达因最初设计F-1只是造超大型火箭发动机的要求。公司最后设计出两个版本，一个E-1，一个更大的F-1。E-1虽然在静这款发动机被视为没有前途，而且有更强大的F-1存在，E-1计划被搁浅了。然而美国空军发现没F-1的研究计划也随之中止。刚刚成立的NASA看中了这款发动机，并与洛克达因签约，要求尽快了局部试验，而整机的静态点火试验也在1959年3月取得成功。F-1在随后七年的测试中，其燃烧导致灾难性事故。攻克这个技术难题的工作最初进展十分缓慢，因为这种故障的发生是不可预知的法，他们将少量的爆轰炸药放在燃烧室中，并在发动机运转时引爆炸药，以此测试燃烧室在压力变
《运载火箭》教学设计 教学目的：1、了解火箭是应用反冲原理飞上天的。了解火箭的构造、多级火箭的发射过程。 2、通过实验活动，类比分析火箭飞上天的原理。 3、了解人类在航天领域取得的伟大成就，增强民族自豪感。 教学重难点：1、重点：模拟实验，理解反冲现象。 2、难点：类比分析火箭飞上天的原理，了解多级火箭发射过程。教学准备：1、反冲小瓶（分组）、气球（各自）、反冲小车（演示）、水火箭（演示） 2、课件（嫦娥二号发射升空视频、火箭种类、构造等） 教学过程： 一、情境引入： 1、师：同学们，茫茫宇宙，蕴藏着无限的奥秘。从古至今，人类从没有停息过对太空的探索。特别是近几十年，世界航天技术有了突飞猛进的发展。人类陆续将上百颗人造卫星送到外太空，执行各种任务。还成功的将多艘宇宙飞船、航天飞机送入太空，并安全返回到地球。让我们一起来观看几副图片，了解一下。 课件出示：东方红一号卫星、“神舟”五号飞船、美国航天飞机 教师做简单介绍。 2、问：这些航天器是依靠什么力量飞出地球，飞向太空的？ 生谈。（火箭） 问：你印象中的火箭是什么样子？ 3、师：不错，这些航天器都是依靠运载火箭飞入太空的（板书）。2010年10月1日这个天，令世人瞩目的嫦娥二号卫星成功发射，按计划进入绕月轨道，开始对月球实行探测。下面让我们一起来重温这段精美的发射画面。 课件播放嫦娥二号发射升空视频 问：同学们看到了哪些情景？ 你认为火箭上升，是依靠什么力量？ 生谈。（与喷出的火焰、气体相关） 二、模拟实验，分析原理： 1、师：为什么认为与喷出的火焰和气体的关？火箭下端喷出的气体能不能 使火箭上升呢？我们一起通过几个实验实行研究。 2、实验一：气球喷气运动 （1）师提出实验要求：认真观察气球口和气球运动的方向。
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。
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
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
火箭发动机 科技名词定义 中文名称：火箭发动机 英文名称：rocket engine 定义：由飞行器自带推进剂，不依赖外界空气提供氧化剂的喷气发动机。 应用学科：航空科技（一级学科）；推进技术与航空动力装置（二级学科） 以上内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布 火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气发动机。目录
?火箭发动机的优势 ?现代火箭发动机 ?其他能源的火箭发动机 ?我国最新成果 ?世界知名火箭发动机 展开 编辑本段简介 火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。大部分火 火箭发动机 箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。 编辑本段工作原理 大部分发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200 bar）燃烧产生尾气。 向燃烧室供入推进剂 液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入储存室，工作时储存室就是燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。
火箭发动机 火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。 燃烧室 化学火箭的燃烧室通常呈圆柱体形，其尺寸要满足推进剂充分燃烧，所用推进剂不同，尺寸不同。用L * 描述燃烧室尺寸 公式 这里： Vc 是燃烧室容量 At 是喷口面积 L* 的范围通常为25-60英尺（0.6 - 1.5 m） 燃烧室的压力和温度通常达到极值，不同于吸气式喷气发动机有足够的氮气来稀释和冷却燃烧，火箭发动机燃烧室的温度可达到化学上的标准值。而高压意味着热量在燃烧室壁的传导速度非常快。 喷嘴 发动机的外形主要取决于膨胀喷嘴的外形：钟罩形或锥形。在一个高膨胀比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔（喷口）排出。 如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。
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
脉冲爆震火箭发动机研究 范玮，严传俊，李强，丁永强，胡承启 （西北工业大学动力与能源学院，西安，710072） 摘要本文论述了脉冲爆震火箭发动机的研究现状和发展方向，介绍了西北工业大学脉冲爆 震火箭发动机（PDRE）研究组从2002年以来在863-702主题项目的资助下，对PDRE进 行探索性研究所取得的主要成果，详细阐述了课题组在采用航空煤油/氧气为推进剂的脉冲 爆震火箭发动机试验模型上攻克两相爆震起爆、稳定可控工作、PDRE加与不加尾喷管时性 能测试等关键技术方面的研究进展。 关键词：脉冲爆震火箭发动机；两相；起爆；性能实测；喷管增益。* 1、引言 脉冲爆震火箭发动机（Pulse Detonation Rocket Engine，简称PDRE）是一种利用周期性爆震波发出的冲量产生推力的非稳态新型推进系统。PDRE是脉冲爆震发动机（Pulse Detonation Engine，简称PDE）的一种，它自带燃料和氧化剂，由控制系统、燃料和氧化剂储存系统、点火和流动控制用附属能量系统、燃料/氧化剂喷射系统、爆震触发系统及推力壁等基本部件组成[1]。每个爆震循环包括推进剂填充、点火起爆、爆震形成和传播、已燃气排出和隔离气填充隔开废气几个过程。与常规液体火箭发动机连续输出推力不同，脉冲爆震火箭发动机的推力是间歇式的。随着爆震频率的增加，推力趋于稳态。 与目前推进系统中常用的爆燃波不同，爆震波的特点是它能产生极快的火焰传播速度（Ma>4）和极高的燃气压力（1.51~5.57MPa）。火焰传播速度快意味着没有足够的时间达到压力平衡，从热力学的角度分析爆震循环更接近等容循环。显然，与以等压循环为基础的大多数推进系统相比，PDRE具有更高的热循环效率。由于爆震波能增压，对液体火箭发动机而言，可不用高压涡轮泵，从而大大降低了推进系统的重量、复杂性、成本及体积。据国外研究报道，PDRE可在0～25的宽广的飞行Mach数下工作[1，2]。 由于脉冲爆震发动机具有上述独特的优点，它在军用和民用等方面具有广阔的应用前景，可能成为本世纪新型动力装置。目前美国、法国、加拿大、俄国、中国及其他国家，正在积极实施脉冲爆震发动机的研究计划。 2003年5月，美国GE公司在2003年度的“航空百年国际论坛（中国部分）”报告资料中明确提出，下一代新型循环的航空发动机是基于PDE技术的。GE公司在PDE技术应用方面的研究方向主要有：（1）以PDE代替涡喷发动机发展纯PDE发动机；（2）以PDE 代替涡扇发动机的核心机发展先进大涵道比涡扇发动机；（3）以PDE代替核心机和加力燃烧室发展先进战斗机用小涵道比涡扇发动机；（4）以PDE吸气式加力涡轮发动机/脉 *基金项目：国家自然科学基金项目（50106012,50336030）
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
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）。
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。
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，
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。
“快舟”固体运载火箭 【快舟小型固体运载火箭】作为世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭，该火箭由中国航天科工研制生产。2013年9月25日12时37分，快舟小型固体运载火箭将快舟一号卫星准确送入预定轨道，成功实现了我国首次采用小型固体运载火箭快速发射卫星。 快舟小型固体运载火箭是世界上首个星箭一体，我国首个具有快速集成、快速入轨、栅格翼舵面等创新特点的小型固体运载火箭。主要应用于自然灾害突发、地面监测和通信系统发生故障时，实现卫星的快速发射和空间部署，及时获取灾害情况信息，为最大限度地减少灾害损失和组织抗灾救灾创造条件。 此前关于快舟的“星箭一体”设计，在哈工大的宣传中已有所披露，而“栅格翼舵面”则是首次公开。但是在科工集团weibo上公开的图片（或者说CG）中却没有栅格翼——ps的太过分了。尽管如此，笔者还是试图结合公开发表的论文分析一下快舟的渊源和设计特点。航天科工集团发展小型固体运载火箭的最初尝试是2000年开始研制的“开拓者”系列运载火箭，由科工四院在DF-21中程弹道导弹的基础上研制。KT-1火箭长13.6米，直径1.4米，重20吨，
四级固体发动机，运载能力为50 kg@400 km SSO。2002年9月和2003年9月，KT-1的两次飞行试验都未获完全成功。在珠海航展上，还有个1.7米直径的KT-2模型，但从没有进行实际飞行的消息。由于种种原因，“开拓者”项目始终未获得国家立项。于是科工集团另辟蹊径，利用研发地基直接上升式反卫星导弹武器的机会继续研发小型固体 运载火箭，称作KT-409，作为DN-1（动能一号）导弹的助推器。KT-409继承了KT-1的1.4米直径，但整体设计方案有很大改变，连总体单位都变了。根据这篇报道，KT-409是2002年8月竞标的，三家竞标单位可能是科工二院、四院和九院（066基地），最终九院中标。九院的方案可以从一些公开论文看出端倪，总结如下：KT-409推进系统为三级固体发动机液体上面级。其中固体发动机采用耗尽关机、固定喷管，液体上面级兼顾助推段姿控和入轨末修、调姿。采用侧喷流和栅格舵联合进行姿态控制，以期降低系统成本, 减小起飞质量, 达到实现运载器小型化的目的，提高入轨能力。第一级采用栅格舵气动布局，增加了气动静稳定性；取消了传统的摆动喷管及伺服机构, 由集成在末助推级的侧喷流姿控动力系统为运载器飞行的各个阶段提供姿态控制所 需要的力矩。运载能力：100 kg@700 km SSO，起飞质量约20吨，采用WS2500底盘机动发射车运输和发射。KT-409最重要的创新之处主要在于取消战略导弹和运载火箭常用
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
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
俄罗斯的液体火箭发动机系列 动力机械科研生产联合体（NPO Energomash）是俄罗斯一家专门从事液体推进剂火箭设计生产的公司。其创建者是苏联20世纪20年代就开始从事火箭发动机研究的瓦朗坦·格鲁什科，1954年，他成立了这家公司，并担任主席，公司当时叫做OKB-456。格卢什科领导设计局长达30多年，给当时的苏联提供了许多性能最好的发动机。公司曾设计了RD-107和RD-108发动机，驱动R-7火箭将卫星号人造卫星送入太空。之后又为“质子号”火箭设计了RD-253发动机，给“能源号”设计了RD-170，给“天顶号”设计了RD-171和RD-120，给“宇宙神”和“安加拉”设计了RD-180和RD-191，给“第聂伯”设计了RD-264，给“旋风号”设计了RD-261等。 R-7是前苏联最早的一种火箭，R-7火箭的设计特点之一是具有一个芯级发动机段（A），其上捆绑了4个助推器（B，V，G和D）形成了第一级。每一级的芯级发动机上都捆绑着4个主发动机和4个游动发动机。对于第一级，一共有20个主燃烧室和12个游动燃烧室，都在同一时刻点火，推举着飞行器离开发射台。当连接器引爆时它们就会分离，剩下芯级发动机继续运行，其上面级称为第二级。 对R-7的早期设计研究集中在以液氧和煤油的混合物为推进剂的单燃烧室发动机上，由格鲁什科负责的OKB-456设计局进行研发。芯级主发动机为RD-106发动机，发射时可以产生约520kN的推力，真空条件下可以产生约645kN的推力。4个捆绑助推器采用RD-105发动机，发射时每个发动机可以产生约540kN的推力。然而，在研发过程中，这些发动机在单燃烧室燃烧稳定性上都暴露出了问题。到1953年，这一问题变得更加突出，使得火箭无法再承受高热核弹头不断增加的质量。1953年前，这种设计思想曾计划用于采用洲际弹道导弹来发射原子弹，但是后来转而用于发射（更重的）氢弹（或热核弹）。从原子弹转到热核弹是运载能力必须增加的主要原因。它必须具有把一个5.4吨的弹头送到8,500千米远的运载能力。令人万分苦恼的是，洲际弹道导弹的质量因此要达到283吨，需要将近3,920kN的推力。 RD-107发动机（左）和RD-108发动机（右）
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。
再入大气环境下材料性能的实验模拟方 法研究学习报告 SY1616666XX 这篇学习报告的资料来源西北工业大学2006届材料学院毕业生赵东林同学。我对他的题目为《再入大气环境下材料性能的实验模拟方法研究》的硕士毕业论文进行了学习和思考，得到了一些自己的理解与认识。 碳/碳化硅陶瓷基复合材料（C/SIC）是一种新型放热结构一体化材料，具有优异的耐高温性能、抗氧化性能、摩擦性能以及低密度等特点，是第二代空天飞行器防热结构一体化的关键材料。根据跨大气层飞行器再入大气层的气动加热环境和C/SIC复合材料构件的应用特点，要求C/SIC陶瓷基复合材料应具有优异的应力氧化烧蚀性能，以满足防热结构一体化构件重复使用的要求；优异的高温连接性能，以满足制造大型复杂防热结构一体化构件的需要；优异的高温高载低速摩擦磨损性能，以满足方向舵、襟翼等活动防热结构一体化构件的使用要求。 作者根据材料再入环境的应力氧化烧蚀、高温连接以及高温高载低速摩擦磨损性能模拟的要求。研制了用于材料环境性能研究的再入大气环境实验模拟设备。该设备由常压亚音速燃气流风洞、材料力学试验机与伺服传动装置等部分组成。主要研究内容与结果如下： 1、设计并制造常压亚音速燃气流风洞，实现了再入大气热物理
化学环境的模拟。该风洞加热效率高，几分钟内就可加热到最高温度1800℃；燃气成分与大气成分相近，可长时间（约30min）持续运行。 2、设计并制造伺服传动装置，实现了方向舵、襟翼等活动控制构件铰链链接的机械传动模拟。该装置能够对高温高载条件下的试验件进行转速控制（0~180r/min）和转矩控制（0~50Nm）。 3、设计并制造应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟的试验件和夹具。 4、进行了C/SIC材料的应力氧化烧蚀、高温链接以及高温高载低速摩擦磨损性能试验模拟验证，结果表明材料再入大气环境性能试验模拟设备达到了设计要求。 1、环境模拟因素 空天飞行器在此以美国的太空返回舱X-38为例进行说明。X-38从120km高空以第一宇宙速度（7.8km/s）开始再入大气，气动加热使热流密度缓慢上升，但此时周围大气稀薄，实际的加热量并不大。当飞行高度低于100km后，大气密度和压力增加，大气阻力越来越明显，这是气动加热的主要阶段。此时空天飞行器利用空气动力来控制升力的大小与方向，从而控制再入阶段的飞行速度，当飞行速度将为10马赫式，气动加热最为严重，热流密度在约600s时达到最大值约0.7MW/m2。随着飞行速度的进一步降低，气动加热作用减弱，热流密度下降，整个再入大气过程持续约2250s。气动加热会使其表面达到极高温度，机头处温度约为1800℃，机翼和尾翼前缘温度约为