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
础。该模块的主要知识点为：驱动势，简单流动，变截面一维定常等熵流动，膨胀加速流，压缩减速流，流动壅塞，收敛管道极限状态，几何条件，最佳膨胀欠膨胀状态，过膨胀状态，喷管扩张比，排气速度，真空推力，最佳推力，推力系数，喷管理论性能参数，简单摩擦管流，摩擦壅塞，等截面摩擦管最大管长，固体火箭发动机长尾管，简单换热管流，热阻，加热壅塞，临界加热量，加热管流最大进口马赫数，简单加质流动，垂直于主流的质量添加，加质壅塞，临界质量流率，广义一维定常流动，综合驱动势，多驱动势定常流动特点，驱动势的抵消（3）激波、膨胀波与燃烧波模块（8学时）
该模块为教材的第五章，具体应用于固体火箭发动机的喷管和燃烧室装药通道，并奠定学习外流和火箭外弹道课程的理论基础。同时，该模块作为扩展的气体动力学知识，可以引导学生了解固体火箭发动机的燃烧理论和冲压发动机进气道原理。该模块的主要知识点为：激波性质，激波的产生，激波的传播速度，激波类型，激波研究方法，膨胀波，燃烧波，正激波，激波解，激波强度，朗金－雨贡纽方程，弱正激波，伪等熵压缩，普朗特速度方程，激波阻力，拉瓦尔喷管第一临界反压，拉瓦尔喷管第二临界反压，拉瓦尔喷管第一临界反压，力学条件，流动偏转角，斜激波波角，最大流动偏转角，激波脱体，激波规则反射、马赫反射，滑移线，激波消除，异侧激波规则相交、马赫相交，普朗特－迈耶流，扇形膨胀区，普朗特－迈耶角，普朗特－迈耶角最大值，爆燃波，爆震波，雨贡纽曲线，瑞利曲线，查普曼-儒盖点，ZND爆震波模型。
4.怎样学好固体火箭发动机气体动力学
（1）气体动力学模块
气体动力学与工程热力学是密切相关的，如热量、功、熵，焓、过程、状态等概念贯穿整个知识模块，因此，在学习本模块之前，建议学生简单复习一下工程热力学的基本内容。本知识模块的核心内容是教材的第三章，而第三章的核心是一维定常流的控制方程组和三个特殊状态（滞止状态，临界状态，最大等熵膨胀状态），是本知识模块必须掌握的内容。
（2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块
一维定常管流是固体火箭发动机中真实内流场的合理简化，本模块主要包括变截面一维定常等熵流动、有摩擦一维定常绝热流动、具有传热的一维定常流动和有质量加入的一维定常流动，分别对应于固体火箭发动机不同部件的流动过程。本模块得核心内容主要是流动壅塞概念和拉瓦尔喷管的力学条件，也是模块的难点。为了掌握并深刻领会本模块的知识点，课程中使用了大量的算例、计算机软件、动画演示等教学手段，通过总结流动的共性规律，使学生学会举一反三。建议在学习本模块之前，全面复习气体动力学模块，特别是关于临界状态的概念。（3）激波、膨胀波与燃烧波模块
本模块的主要难点是拉瓦尔喷管中产生正激波的几个临界条件和激波脱体概念。拉瓦尔喷管中的正激波与第四章一维定常变截面流动相联系，要理解拉瓦尔喷管仅是亚声速流动变成超声速流动的几何条件，而且是必要条件，喷管能否真正获得超声速流还需要看下游环境条件是否允许。建议学生掌握讨论的前提条件，并深刻领会第三章给出的面积比函数的意义。激波脱体条件是由波前马赫数和流动偏转角共同决定的，建议学生想象教材中的图5-12和图5-13是如何绘出的，并尝试使用任何一种计算机语言编写计算程序，以领会波前马赫数、波角和流动偏转角的关系。
15、 一、名词解释题 “内部平衡” 当考虑曲轴为柔性转子，发动机机体也是弹性体时，由于曲轴和机体承受 惯性力及其力 矩后产生周期性变形，此时即使发动机已达到完全的外部平衡，但变形的 结果仍会有一部分力和力矩 回传到机座，引起发动机振动并向外传递，发动机的这种平 衡称为“内部平衡”。 “外部平衡” 当假定曲轴为刚性转子发动机机体也是绝对刚体时，把内燃机当成一个 整体，来分析曲 柄连杆机构惯性力及其力矩对发动机支承、支架等外部构件作用时，所 达成的平衡称为外部平衡。 表示 ，即 什么叫发动机稳定工况？ 在一个完整的曲轴总转矩变化周期内， 内燃机曲轴输出 的有用功与 作业机具的阻力功相等。 过量平衡 通过加大曲轴平衡重来部分平衡一阶往复惯性力的方法对旋转惯性力 的平衡叫做过量 平衡法 部分平衡 通过加大曲轴平衡重来部分平衡一阶往复惯性力的方法对一阶往复惯 性力的平衡叫做 部分平衡法 转移平衡 通过加大曲轴平衡重来部分平衡一阶往复惯性力的方法对整机的平衡 叫做转移平衡法 活塞拍击 ：由于活塞的工作温度变化很大， 运动速度又很高， 不可能把与汽缸的配 合间隙做 得很小，加上连杆偏置的影响，导致活塞在上下止点附近，从靠近汽缸一侧转 变到靠近汽缸另一侧， 对汽缸产生的拍击作用，成为振源。 1、 2、 3、 4、 5、 6、 7、 何谓功率平衡 基于能量守恒定律和功能原理，在结构上或机构设计方面采取相关措 施，将机器的 速度波动限制在允许范围内，称为功率平衡。 何谓质量平衡 调整构件的质量分布及在结构上采取特殊的措施，将各惯性力和惯性力 矩限制在预 期的范围内，叫做质量平衡。 倾覆力矩 作用于机体，产生使发动机沿阻力矩方向翻转倾覆的趋势。 静平衡 在垂直于轴线的同一个平面（径向）内， 如果分布在回转件上各个质量的离 心惯性力合力 为零或质径积矢量和为零，称为静平衡。 曲轴回转不均匀性 用曲轴的旋转不平均度5来表示 8、 9、 10、 动平衡 分布在回转件上各个质量的离心惯性力合力为零； 合力矩也为零 ,这样的平衡叫做动平衡 . 质量代换 实际机构具有复杂的分布质量， 但可以根据动力学等效性原则用几个适当配 置的集中质量 （质点 ）代替原来的系统，这样的方法叫做质量代换。 扭矩不均匀性 为了评价内燃机总转矩变化的均匀程度 ，通常用转矩不均匀度卩来 同时离心力在轴向所引起的 11、 12、 13、 14、
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
发动机振动特性分析与试验 作者：长安汽车工程研究院来源：AI汽车制造业 完善的项目前期工作预示着更少的项目后期风险，这也是CAE工作的重要意义之一。在整机开发的前期（概念设计和布置设计阶段），由于没有成熟样机进行NVH试验，很难通过试验的方法预测产品的NVH水平。因此，通过仿真的方法对整机NVH性能进行分析甚至优化显得十分重要。 众所周知，发动机NVH是个复杂的概念，包括发动机的振动、噪声以及个体对振动和噪声的主观评价等。客观地说，噪声与振动也相互联系，因为发动机一部分噪声由结构表面振动直接辐射，另一部分由发动机燃烧和进排气通过空气传播。除此之外，发动机附件（如风扇）也存在噪声贡献。本文仅考虑发动机结构振动问题，即在主轴承载荷、燃烧爆发压力和运动件惯性力的作用下，对发动机结构振动进行分析以及与试验的对比。发动机结构噪声的激励源主要包括燃烧爆发压力、气门冲击、活塞敲击、主轴承冲击、前端齿轮/链驱动和变速器激励等，这些结构振动又通过缸盖罩、缸盖、缸体和油底壳等传出噪声。 发动机结构振动分析方法简介 图1 发动机结构振动分析方法 如图1所示，发动机结构噪声分析方法包括以下几个步骤： 1. 动力总成FE建模及模态校核 建立完整的短发动机和变速器装配的有限元模型；对该有限元模型进行模态分析，通过分析结果判断各零件间连接是否完好；通过分析结果判断动力总成整体模态所在频率范围是否合理，零部件的局部模态频率是否合理，若存在整体或局部模态不合理的情况，需要对结构进行初步更改或优化。
2. 动力总成模态压缩 缩减有限元模型，得到动力总成的刚度、质量、几何以及自由度信息，用于多体动力学分析。 3. 运动件简化模型建立 发动机中的部分动件不用进行有限元建模，可作简化处理，形成梁-质量点模型，用于多体动力学分析。其中包括：活塞组、连杆组和曲轴及其前后端。 4. 动力总成多体动力学分析 在定义了动力总成各零部件间连接并且已知各种载荷的情况下，对动力总成进行时域下的多体动力学分析，并对得到的发动机时域和频域下的动态特性进行评判，同时，其输出用于结构振动分析。 5. 动力总成结构振动分析 基于多体动力学分析结果，对整个动力总成有限元模型进行强迫振动分析，得到发动机本体、变速器以及各种外围件的表面振动特性，进行评判和结构优化。 实例分析 1. 分析对象 以一款成熟的直列四缸1.5L发动机为平台，针对其结构振动问题，对其进行结构振动CAE 分析，并与其台架试验结果相比较。发动机的部分参数如下：缸径75mm，冲程85mm，缸间距84mm，最大缸压6MPa。 2. 坐标定义 为了便于以后叙述，对动力总成进行了坐标定义（见图2）。
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。
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
课程名称：发动机动力学 课程代码：8200240 发动机动力学计算基本内容 以495型柴油机为例： 一已知条件 二 动力学计算的主要内容 （一）活塞运动规律的运算 活塞位移x, 速度v ，加速度J 的计算，并绘制曲线图 (),( ),( x f v f J f ααα== = （二）曲柄连杆机构的动力计算 1，作用在活塞上的气体压力的计算 A ，进气行程 0180CA α=? '0()g g p p p bar =-，'g p ——气缸内绝对压力计算时候取'00.9g a p p p ==
0p ——大气压力取01p bar = B ，压缩行程 180360CA α=? 11 00( )()n n a c g a a cx c V s h p p p p p V x h +=-=-+（bar ），a V ——气缸总容积，a h c V V V =+ h V ——气缸工作容积，2 4 h D V S π= c V ——燃烧室容积，1 h c V V ε= - cx V ——压缩过程中活塞处于任意位置时候的气缸容积 cx h c V F x V =+， h F ——活塞顶面积，2 4 h D F π= x ——活塞位移，()()1cos 1cos 24x R λαα?? =-+-???? c h ——当量余隙高度 1 c s h ε= -，1n ——平均压缩多变指数 1100 1.41n n =- n ——标定转速 当360CA α=?时，取(0.450.5)()g c z c p p p p =+-其中 z p ——最高爆发压力（一般自己选择）75z p bar =，1n c a p p ε= C ，膨胀行程 380540CA α=? 2 2200( )0()()n n n c c z g z z z bx bx c pV p h V p p p p p p p V V x h =-=-=-+ ()bar z p ——最高爆发压力 取75z p bar =并选定z p 出现在370CA α=?处 z V ——膨胀始点的气缸容积，z c V V ρ= ρ——初期膨胀比 取 1.635ρ=，bx V ——膨胀过程中活塞处于任意位置的气缸容积 bx h c V F x V =+，2n ——膨胀平均多变指数，取2 1.18n = D ，排气行程 540720CA α=? 01 1.151g r p p p =-=- ()bar r p ——排气终点压力，取01.15r p p = 2，往复惯性力 J p
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。
发动机动力学复习思考题 一、名词解释题 1、内部平衡：当考虑曲轴为柔性转子，发动机的机体也是弹性体时，由于曲轴与机体承受惯性力 及其力矩后产生周期性变形，此时即使发动机达到完全平衡。 2、外部平衡：当假定曲轴为刚性转子，发动机也是绝对刚体时，把内燃机当成一个整体，来分析 曲柄连杆机构惯性力及其力矩对发动机支承，支架等外部构件作用时，所达成的平衡。 3、功率平衡：基于能量守恒定律和能量原理，在结构上或机构设计方面采取相关措施，将机器的 速度波动限制在允许的范围内。 4、质量平衡：调整构件的质量分布及在结构上采取特殊的措施，将各惯性力和惯性力矩限制在预 期的容许范围内。 5、倾覆力矩： 6、静平衡:分布在回转件上各个质量的离心惯性力合力为0或质径积矢量和为0. 7、曲轴回转不均匀性： 8、动平衡：分布在回转件上各个质量的离心惯性力合力为0；离心力所引起的合力矩也为0. 9、质量代换： 10、扭矩不均匀性： 11、发动机稳定工况：在一个完整的曲轴总转矩变化周期内，内燃机曲轴输出的有用功与作业机具 的阻力功相等。 12、过量平衡： 13、部分平衡： 14、转移平衡： 二、填空题 1.正置式曲柄连杆单缸机活塞位移在上止点后90°曲轴转角之前（请填“前”或者“后”）到达行程的一半，λ越大，活塞达到行程之半的时刻越提前（请填“提前”或者“延后”）。正置式曲柄连杆单缸机活塞最大速度出现在上止点后90°曲轴转角之前（请填“前”或者“后”）； 2.对曲柄半径为r的正置式曲柄连杆机构，当曲柄在0°曲轴转角时，该活塞的位移为0 ，对曲柄半径为r的正置式曲柄连杆机构，当曲柄在90°曲轴转角时，该活塞的位移为r+(r*λ)/2 ，对曲柄半径为r的正置式曲柄连杆机构，当曲柄在180°曲轴转角时，该活塞的位移为2*r。 3.对曲柄半径为r的正置式曲柄连杆机构，当α=90 度曲柄转角时，连杆摆角β出现正的最大值；当α= 270 度曲柄转角时，连杆摆角β出现负的最大值。 4.当某原正置式曲柄连杆机构改为活塞销负偏置（e=-1mm）的偏置机构后，改变前后相比，其活 第页共页
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，
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。
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。
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
LMS 发动机动力学和声学仿真方案 1. LMS公司及其发动机相关产品 比利时LMS国际公司，是目前唯一一家在振动、声学、疲劳耐久性、多体动力学和优化等多个专业领域提供试验产品和技术、CAE产品和技术、以及项目咨询的公司，其业务的70%来自汽车工业。LMS在汽车领域不断的技术推动力来自于与国际一流的汽车厂家的紧密合作。 LMS的发动机CAE分析产品的技术，也同样来自于与发动机的尖端用户的合作。LMS的发动机CAE仿真分析包括了：全发动机的动力学仿真（DADS/Engine+PDS, https://www.doczj.com/doc/4d14005181.html,b Motion +PDS）；发动机的声学分析(Sysnoise FEM+BEM+ATV+PreAcoustics), 发动机的疲劳分析（Falancs）；有限元模型的验证和修正（Gateway）；设计目标的优化（Optimus）。 2. LMS发动机动力学仿真技术简述 始于1970年代末的LMS多体动力学仿真产品DADS是该行业的鼻祖，经不断的发展和改进验证，以其求解器的稳定和精度而闻名。DADS/Engine是专用于发动机动力学仿真的一组功能模块，含有： -曲轴连杆（刚性和柔性） -缸体(刚性和柔性) -曲轴-缸体相互作用（含油膜轴承） -气门机构（含3D螺旋弹簧，柔性部件，凸轮碰撞） -正时机构 -传动系统 -… 等子系统，既可以单独分析子系统，也可以建立完整的发动机动力总成模型，用于分析总体性能。DADS/Engine的高性能求解器，在关键系统的高精度模拟、处理柔性部件及其振动、大加速度的高频响应分析等关键性能上，深受一流用户的长期信赖. 2001年，LMS公司推出了其虚拟原型技术的战略性产品－https://www.doczj.com/doc/4d14005181.html,b（虚拟试验室），以面向应用流程、面向功能属性的革命化创新，集成振动噪声、声学、疲劳耐久性、多体动力学、碰撞、优化等技术，使用户享有前所未有的易用性、高效率，轻松进行高深度的功能属性的分析，并与LMS的领先的试验技术相结合，利用试验数据进行更准确的仿真。LMS的CAE和试验混合建模技术（Hybrid Modeling）, 是目前独一无二的领先技术：可
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**
目录 1.原始数据 (1) 2.推力室参数计算结果 (1) 2.1.推力室结构参数计算 (1) 2.1.1. 喉部直径 (1) 2.1.2. 燃烧室容积 (2) 2.1.3. 燃烧室直径 (2) 2.1.4. 推力室收敛段型面 (2) 2.1.5. 推力室圆筒段长度 (2) 2.1.6. 推力室喷管扩张段型面 (3) 2.2.推力室头部设计 (3) 2.2.1. 燃料喷嘴设计 (4) 2.2.2. 氧化剂喷嘴： (5) 2.3.推力室身部设计 (5) 2.3.1. 推力室圆筒段冷却计算 (5) 2.3.1.1. 燃气的气动参数 (5) 2.3.1.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (6) 2.3.1.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (6) 2.3.1.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (7) 2.3.1.5. 确定冷却通道参数 (8) 2.3.1.6. 计算内壁面和外壁面温度 (8) 2.3.2. 推力室喉部冷却计算 (9) 2.3.2.1. 燃气的气动参数 (9) 2.3.2.2. 计算燃气与内壁面的对流换热密度 (9) 2.3.2.3. 计算燃气与内壁面的辐射热流密度 (10) 2.3.2.4. 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (11) 2.3.2.5. 确定冷却通道参数 (11) 2.3.2.6. 计算内壁面和外壁面温度 (11) 3.发动机性能计算 (12) 3.1.1. 根据喷嘴结构计算混合比 (12) 3.1.2. 热力计算结果 (13) 3.1.3. 计算发动机推力和燃烧室压力 (13) 4.推力室强度校核 (14) 4.1.1. 推力室圆筒段强度校核 (14) 4.1.2. 喷管强度校核 (14)
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
收稿日期 :2008-04-10修回日期 :2008-05-12 作者简介 :王勇 (1982- , 男 , 硕士 , 助理工程师。研究方向 :舰船监造及抗冲击技术。 E -mail:wy wetmio@126. com 文章编号 :1671-7953(2008 04-0031-04 基于 ADA M S 的发动机曲轴系动力学仿真 王勇 1 , 张昭 1 , 黄映云 2 , 刘震 2 (1. 海军驻武昌造船厂军代室 , 武汉 430064; 2. 海军工程大学动力工程学院 , 武汉 430033 摘要 :建立包括柔性曲轴、活塞组、连杆组及飞轮在内的某型发动机刚柔体混合动力学仿真模型 , 在 1500r/min 工况下 , 对发动机进行刚柔体混合动力学仿真 , 得到了发动机的曲柄销负荷、活塞销负荷及最大动态应力等仿真结果。 关键词 :发动机 ; 曲轴系 ; 刚柔混合 ; 动态仿真中图分类号 :T P391. 9; U 664. 2 文献标志码 :A Dynamical Simulation of the Crankshaft Sy stem of Engine Based on ADAM S WANG Yong 1, ZHANG Zhao 1, HUANG Ying -yun 2, LIU Zhen 2
(1. N avy A utho rized Deputy A g ency in W uchang Shipyar d, Wuhan 430064, China; 2. Schoo l o f N aval A r chitectur e and Pow er, N aval U niversit y of Eng ineer ing, Wuhan 430033, China Abstract:A rigid mix ed flex ible dy namic simulation model w as built up fo r the engine cr ankshaft w hich in -cluded the crankshaft, the pisto n -co nnecting r od and the fly wheel. By using the mo del, the main dynamic pa -r ameters such as the loadings in crankpins and ma in bear ings, the maximum dy namic st ress of t he cr ankshaft and so on w ere respectively calculated under the rate o f rot ation of 1500r /min. Key words:eng ine; crankshaft system; rigid mix ed f lex ible; dynamic simulat ion 由于曲柄连杆机构的整个传动链是由一系列几何形状和刚度、质量各不相同的零部件所组成 , 而且曲轴通过多个轴承与气缸体连接 , 传统的分 析方法是在对各构件进行运动分析的基础上 , 计算出各自产生的旋转惯性力和往复惯性力 , 与气体爆发压力合成后求解出对机体的作用力以及曲轴系振动的激 振力 , 过程烦琐。借助动力学仿真软件 ADAMS, 以某型发动机曲柄连杆机构为研究对象 , 利用衬套的力元对主轴颈处的弹性支撑状况进行模拟 , 考虑惯性力、气缸压力和支撑的弹性 , 建立发动机的动力学仿真分析模型 , 分别进行刚体动力学和刚柔体混合动力学仿真分析。 1 刚体动力学仿真模型 曲轴轴系动力学仿真模型主要包括曲轴的刚、 柔性体模型 , 活塞组件、连杆组件和飞轮的刚体模型 , 以及各构件间的连接副和作用于系统上的外力。 1. 1 曲轴轴系三维模型建立 曲轴系的实体模型在 Pro /E 中建立 , 并赋予模型相应的材料和质量属性 , 利用Pro/E 和 AD -AM S 的 Mechpro, 导入到 ADAMS 中。 1. 2 边界条件