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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。
13、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？25、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？38、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？410、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nr=）应有什么要求？ap12、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。
67 例题名词解释：液体推进剂的混合比：是氧化剂质量流率与燃烧剂质量流率之比，即f o m /mk =。
相对比冲损失系数：发动机的比冲损失值与理论比冲间的比值。
火箭动力学考试试题及答案一、选择题1. 火箭被称为宇航飞行器的重要一环，最主要的作用是什么？A. 运送货物到国际空间站B. 进行载人航天任务C. 进行卫星发射任务D. 进行科学研究任务答案：C. 进行卫星发射任务2. 火箭是一种什么类型的动力机械？A. 内燃机B. 风力机械C. 电力机械D. 推进机械答案：D. 推进机械3. 在火箭发射过程中，燃烧室中产生的高温高压气体通过哪个组件排出？A. 导弹发射架B. 燃烧室喷管C. 导弹导航系统D. 火箭发动机答案：B. 燃烧室喷管4. 火箭发动机的推力可以由哪个因素决定？A. 燃料质量B. 燃烧时间C. 发动机尺寸D. 高温气体流速答案：D. 高温气体流速5. 火箭动力学是研究火箭在运行过程中的哪些力学问题？A. 质量、力和加速度B. 引力、运动和速度C. 重心、平衡和稳定性D. 飞行器、旋转和姿态控制答案：A. 质量、力和加速度二、简答题1. 请简要介绍火箭的基本组成部分。
答：火箭的基本组成部分包括以下几个方面：- 火箭发动机：负责产生推力的装置，通常由燃料和氧化剂的混合物在燃烧室中燃烧产生高温高压气体，通过喷管喷射出来，产生反作用力推动火箭运动。
- 容器结构：用于承载和保护火箭发动机和其他组件的器件，通常由轻量化的材料制成，如高强度合金或复合材料。
- 操纵系统：用于控制火箭的飞行姿态和轨迹，包括姿态控制推力装置、舵面、陀螺仪等。
- 燃料系统：供应燃料和氧化剂给火箭发动机，通常包括燃料和氧化剂的贮存装置、供给系统和喷射系统等。
- 电力系统：提供火箭所需的电能，用于操纵系统、通信系统、仪器测控等。
- 控制系统：包括自动控制和人工控制两种方式，用于监测和改变火箭状态，保证飞行安全和任务完成。
2. 火箭的推力是如何产生的？请简要描述推力产生的基本原理。
答：火箭的推力是通过燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，并通过喷管喷射出来产生的。
推力产生的基本原理是根据牛顿第三定律，即作用力与反作用力大小相等、方向相反。
1.什么是气蚀文氏管？文氏管是先收敛后扩散的管子，在其中流动的是液体，一般液体流动是在喉部不产生汽蚀。
若在工作时喉部截面以后产生稳定的汽蚀区，则称为汽蚀文氏管。
所谓汽蚀就是在液体流动时，当其压力低于液体当地温度下的饱和蒸汽压时液体汽化出大量气泡的现象，此时为汽液混合流动。
2.塞式喷管的构成、主要结构参数的定义。
目前的塞式喷管一般是由内喷管（也称为主喷管或侧喷管）、塞锥和底部三部分组成的。
不论塞式喷管的类型如何，都可以将燃气流的膨胀过程分为内膨胀和外膨胀两部分。
内膨胀3.塞式喷管自动高度补偿的机理由于塞锥独特的结构特点，使得塞式喷管具有高度补偿能力。
主流在塞锥上的流动外边界是一个自由压力边界，它受外界反压影响较大。
在工作压比等于或大于设计压比时，塞锥上的流动仍然是膨胀流动，膨胀程度由内喷管出口点发出的扇形膨胀波簇来决定，在理想塞锥型面条件下，膨胀波簇传播到塞锥壁面时会被消去而不发生反射，如图1.5(a)。
此类工况下的塞式喷管推力特性与钟形喷管是相同的。
在低于设计压力比的工况下，燃气流在没有达到塞锥终点时就已经膨胀到环境压强，在随后的流动中，由于塞锥壁面的偏转以及外界反压的作用使得流动过程受到压缩，产生的压缩波到达自由压力边界后会发生发射，成为膨胀波，这时的塞锥型面又会将膨胀波重新反射到自由压力边界，于是波系在塞锥壁面和自由压力边界之间不断反射，导致塞锥上间隔着这种膨胀－压缩－膨胀的过程，使得塞锥壁面压强出现近似的周期振荡变化，因而使得推力增加，达到了性能补偿的效果，如图1.5(b)和(c)(a) 设计条件下的塞锥流场 (b)不同工况下的塞式喷管工作状况塞锥被截短后，在底部会产生一个被超音速燃气流包围的亚音速回流区，为了提高底部压强，将少量的二次流引入底部，与塞锥上喷出的燃气相互作用，形成一个气动锥，因此截短型塞式喷管常常被称为气动塞式喷管。
由于塞锥被截短，会使得补偿能力有所降低，另外底部的复杂流动性质也会影响到塞式喷管性能。
一、考试内容：根据我校教学及该试题涵盖专业多的特点，对考试范围作以下要求：1、火箭发动机绪论：两次能量转换、固体火箭发动机的结构、固体和液体火箭发动机的优缺点。
2、火箭发动机的工作参数：推力、推力系数、质量流率、特征速度、总冲、比冲的概念；高度和膨胀状态对推力系数的影响；最大推力产生的条件；相关的计算。
3、固体推进剂：固体推进剂的分类；推进剂的主要成分和作用；推进剂的加工工艺；衡量推进剂的能量标准；双基推进剂的贮存安定性问题。
4、火箭发动机燃烧室热力计算：燃烧室热力计算的内容、模型和计算步骤；固体推进剂的假定化学式；GIBBS自由能法和布莱克林法的计算思路；输运过程。
5、喷管流动过程：冻结流动和平衡流动；喷管流动的热力计算方法；发动机冲量系数；喷管流动所包含的损失；二相流损失的概念和形成喷管二相流损失的原因。
6、固体推进剂的燃烧：双基推进剂的多阶段模型；复合推进剂的多火焰模型；燃速的温度敏感系数；侵蚀燃烧概念、机理以及对发动机性能产生的影响；压强对双基和复合推进剂燃烧的影响机理；异常燃烧；平台燃烧；平台推进剂。
7、固体火箭发动机内弹道计算：平衡压强的概念、公式及计算；燃烧室压强的稳定性条件；燃喉比K、喉通比J和波别多诺斯采夫准则的概念和物理意义；燃气流动和侵蚀燃烧对平衡压强的影响；一维内弹道的计算方法；点火延迟。
8、液体火箭发动机系统：开式循环和闭式循环。
9、液体推进剂：常用的液体推进剂，化学当量比和余氧系数。
10、推力室工作过程：推力室的气动区域划分；燃烧准备过程；雾化作用和雾化质量的影响因素；韦伯数；平均直径。
11、推力室的冷却：再生冷却；表面沸腾换热。
二、参考书目1、李宜敏等，《固体火箭发动机原理》，北京航空航天大学出版社，19912、狄连顺等，《火箭发动机原理》，国防科技大学讲义3、刘国球主编，《液体火箭发动机原理》，宇航出版社（导弹与航天丛书），1993火箭发动机喷管维基百科，自由的百科全书渐缩渐阔喷管，颜色从绿到红显示流速近似增长趋势火箭发动机喷管是用于火箭发动机的一种（通常是渐缩渐阔喷管）推力喷管。
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。
课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料:气氧+75％酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力:2MPa出口压力：0。
1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室长度,喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3详细设计并绘制推力室部件总图.4零件设计。
5撰写设计说明书.四、课程设计日期:学生：指导教师：班级：教研室主任:目录一、设计任务分析 (1)二、热力计算 (1)三、推力室型面设计 (2)1.燃烧室的初步设计 (2)1)喷管收敛段的初步设计 (3)2)喷管扩张段 (4)2.喷嘴设计 (6)1)气氧直流喷嘴 (6)2)酒精离心式喷嘴设计 (7)3.推力室身部设计 (8)1)热防护校核计算方法如下： (9)2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (10)四、推力室强度校核计算 (12)1.圆筒段应力校核 (12)2.喉部应力校核 (13)3. 螺栓强度校核 (13)五、课程总结 (13)六、参考文献 (14)一、 设计任务分析任务设计气氧—酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：1. 发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大,设计结构应尽量简单可靠，便于加工.2. 发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质量来满足其性能要求。
3. 该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的要求。
4. 该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工,且尽量采用标准件和已有零件。
5. 在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。
二、 热力计算标况下，()32=1.0/H O kg m ρ,()326=785.47/C H O kg m ρ,可计算出75%酒精的假定化学式为30.524124.6831.814C H O ; 标准生成焓为-8960.25/kJ kg ,热力计算结果如下：燃烧室温度c T 3015.69K 燃烧室压力c P2Mpa当量混合比mc r 1.4654喷管扩张比e ε3.638实际混合比0m r1.1723分子量c M22.899/kg kmol混合气体常数c R 364.17/(kg K)J比热比（冻结） 1.1898粘性系数μ -58.6710/(m s)kg ⨯ 导热系数λ()0.3115W m K普朗特数Pr0.6358特征速度*C1641.65m s气体种类 CO2H 2H O 2O 2COH OH O分压（Mpa) 0。
一、绪论火箭发动机是一个依靠推进剂燃烧产生高压气体，并通过一个特殊形状的喷嘴膨胀而产生推力的简单设备。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
液体火箭发动机采用的液体推进剂，是在高压气体的挤压下进入燃烧室的。
推进剂通常由液体氧化剂和液体燃料组成。
在燃烧室内，推进剂通过化学反应（燃烧）的形式，将气体燃烧产物加压和加热，并通过喷嘴高速喷出，从而传递给发动机一个反向动量，使火箭获得推力。
一个典型的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。
图1 液体火箭发动机示意图二、设计任务及要求提出并设计一个2~3级的液体火箭发动机方案，将一吨的有效载荷送至近地轨道。
推力等参数自定。
要求给出所选用推进剂种类，推力大小，比冲、总冲及推喷管面积比等发动机的基本参数。
三、设计思路1、选用二级液体火箭；2、发动机采用泵压式系统；3、选取氧化二氮、偏二甲肼为一级发动机推进剂，选取液氧、煤油作为二级发动机推进剂；4、确定发动机其他主要参数。
四、设计步骤1、确定火箭发射重量及推进剂质量设计要求将有效载荷为1t的载荷送入近地轨道，参照长征二号火箭CZ-5-200（近地轨道有效载荷1.5t，起飞质量82t）设定所需设计火箭总质量为64t；推进剂质量一般占火箭总质量85%~90%左右，依次为依据，设定推进剂质量为54.4t，则火箭结构质量（包括火箭发动机净重）为8.5t。
2、推进剂的选择根据中国典型液体火箭发动机性能参数表选取N2O4/偏二甲肼（YF-20）作为第一级发动机的推进剂，其真空推力为780kN，真空比冲为2840m/s，燃烧室压力为6.98MPa；选取选取液氢/液氧（YF-73）作为第二级发动机的推进剂，其真空推力为44.43kN，真空比冲为4119m/s，燃烧室压力为2.63MPa又根据齐奥尔可夫斯基公式V=∑I spi ln m oi m kini=1其中I spi—第i级发动机的真空比冲；m oi—第i级火箭的起飞质量；m ki—第i级的停火质量；n—火箭级数。
1. 航空发动机研制和睁开面对的特点不包括以下哪项〔〕。
A.技术难度大B.研制周期长C.花销高D.花销低正确答案 :D试题剖析 : 发动机研制开发耗资昂贵。
2. 航空发动机设计要求包括〔〕。
A.推重比低B.耗油率高C.维修性好D.可控制性差正确答案 :C试题剖析 : 航空发动机设计要求其推重比高、耗油率低、可控制性好、维修性好。
3. 以下哪一种航空发动机不属于燃气涡轮发动机〔〕。
A.活塞发动机B.涡喷发动机C.涡扇发动机D.涡桨发动机正确答案 :A试题剖析 : 活塞发动机不属于燃气涡轮发动机，二者结构、原理不同样。
4. 燃气涡轮发动机的核心计由压气机、燃烧室和〔〕组成。
A.进气道B.涡轮C.尾喷管D.起落架正确答案 :B试题剖析 :压气机、燃烧室和涡轮并称为核心计。
5. 活塞发动机工作行程不包括〔〕。
A.进气行程B.压缩行程C.膨胀行程D.往返行程正确答案 :D试题剖析 : 活塞发动机四个工作行程：进气、压缩、膨胀、排气。
6. 燃气涡轮发动机的主要参数不包括以下哪项〔〕。
A.推力B.推重比C.耗油率D.造价正确答案 :D试题剖析 :造价不是发动机性能参数。
7. 关于现代涡扇发动机，常用〔〕代表发动机推力。
B.高压涡轮出口总压与压气机进口总压之比C.高压涡轮出口总压与低压涡轮出口总压之比D.低压涡轮出口总压与低压涡轮进口总压之比正确答案 :A试题剖析 :低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比用来表示涡扇发动机推力。
8. 发动机的推进效率是〔〕。
A.单位时间发动机产生的机械能与单位时间内发动机燃油完满燃烧时放出的热量之比。
B.发动机的推力与动能之比。
C.发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。
D.推进功率与单位时间内发动机加热量之比。
正确答案 :C试题剖析 :发动机的推进效率是发动机推进功率与单位时间流过发动机空气的动能增量之比。
9. 航空燃气涡轮发动机是将〔〕。
A.动能转变成热能的装置B.热能转变成机械能的装置C.动能转变成机械能的装置D.势能转变成热能的装置正确答案 :B试题剖析 :航空燃气涡轮发动机是将热能转变成机械能的装置。
