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试验⽤液体⽕箭发动机设计说明书⽬录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)1. 原始数据推进剂：氧化剂：⽓氧；燃料：75%酒精地⾯推⼒：500tc F N = 燃烧室压⼒：2c p MPa = 余氧系数：0.8α=喷管出⼝压⼒：0.1e p MPa =2. 推⼒室参数计算结果热⼒计算结果燃⽓⽐热⽐： 1.187k =（燃烧室）， 1.202k =（喷管喉部）地⾯理论⽐冲：2388.7/stcth I m s = 特征速度：*1698.9/C m s = 2.1. 推⼒室结构参数计算2.1.1. 喉部直径取燃烧室效率0.94c η=，0.94n η= 推⼒室总质量流量为/()500/(2388.70.940.94)kg/s 0.237kg/s mc tc stcth c n q F I ηη==??=⽓氧和75%酒精的当量混合⽐ 1.565m r =，根据余氧系数可以计算实际混合⽐0.8 1.565 1.252mc m r r α==?=从⽽得出推⼒室氧化剂质量流量/(1)0.132/moc mc mc mc q q r r kg s =?+=推⼒室燃料质量流量0.105/mof mc moc q q q kg s =-=喷管的喉部⾯积()*6242/1698.90.237/210 2.01310t mc c A C q p m m -=?=??=?喉部直径31016.0t D mm mm ===，圆整取16t D mm =喉部半径0.58t t R D mm ==2.1.2. 燃烧室容积取⽓氧-75%酒精发动机的燃烧室特征长度 2.4L m = 燃烧室容积43432.4 2.01310 4.83110c t V L A m m --=?=??=?2.1.3. 燃烧室直径利⽤燃烧室收缩⽐求燃烧室直径根据经验，500N 推⼒器的燃烧室收缩⽐1420c ε=-，取16c ε= 燃烧室直径为1664.0c t D mm mm ===，圆整取64c D mm =燃烧室截⾯⾯积2232110.064 3.2171044c c A D m m ππ-==?=?2.1.4. 推⼒室收敛段型⾯基于简单考虑，收敛段采⽤锥形设计，并⽤圆弧过渡。
可编辑修改精选全文完整版课程设计报告一．题目运载火箭运载性能分析1. 总体参数表1 两种改进型的总体参数2. 俯仰角的设计z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到14 度，二子级从14 度线性变化到2 度。
z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到18 度，二子级从18 度线性变化到4 度。
二．所用到的计算公式d m dv =dt p − 0.5ρv 2c− mg sin θ dx= v cos θ dt dy= v sin θ dt三．编程思想及框图由于编程的目的是解决求解微分方程的解，所以可以采用计算方法里面的龙格库 塔求解法，或者欧拉求解法，我选用的是龙格库塔求解法，我的设计思想是这样的 主函数是解方程，另外建立火箭的模型，大气密度用函数计算，整合到 mian 函数中 进行解算，对比两种改进型的高度，速度及距离随时间的变化规律，作出判断。
四．程序代码//头文件 rocket3.h//完成两种改进型火箭的弹道特性计算，作者：胡攀 最后修改：2008-12-23 19：30 #include "stdio.h" #include "math.h" #ifndef ROCKET_H #define ROCKET_Hdouble ru(double h);void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f));//龙格库塔积分函数 void Fct1(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第一级火箭模型 void Fct2(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第二级火箭模型 void Fct3(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第一级火箭模型 void Fct4(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第二级火箭模型double ru(double h); //大气密度函数#endif//主函数#include<stdio.h>#include<math.h>#include"rocket3.h"void main(){//主函数中各变量定义n 是模型状态量数 ,h 是步长，t 是时间，midu 为大气密度int n,j;double h,t,tf,midu;double *y;FILE *fp;printf("请输入积分步长 'h'.\n");scanf("%lf",&h); printf("开始计算改进型一号的运载特性\n"); n=3;y=new double[n];fp=fopen("a.text","w");y[0]=0;y[1]=0; y[2]=0;tf=152.063;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct1);t=h*j;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.textif(t>=tf)break;}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=173.239;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct2);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+152.063,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);printf("开始计算改进型二号的运载特性\n");fp=fopen("b.text","w");y[0]=0;y[1]=0;y[2]=0;tf=141.881;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct3);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=178.887;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct4);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+141.881,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);//火箭各级的函数模型#include"rocket3.h"void Fct1( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2;//改进型一号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=152.063;g0=9.8;mf=983.119;p=2786093;st=3.1415926/2-t*(76*3.1415926/180)/tf;m=200509-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct2( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型一号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=173.239;g0=9.8;mf=194.933;p=565711;st=14*3.1415926/180-t*(12*3.1415926/180)/tf;m=40713-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct3( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=141.881;g0=9.8;mf=983.285;p=2786565;st=3.1415926/2-t*(72*3.1415926/180)/tf;m=200543-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct4( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=178.887;g0=9.8;mf=244.014;p=708580;st=18*3.1415926/180.0-t*(14*3.1415926/180)/tf;m=50995-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}}#include"rocket3.h"double ru(double h){double T,T0=288.15,ru,ru0=1.2495;if (h>=0&&h<=11000){T=(288.15-0.0065*h);ru=ru0*pow((T/T0),4.25588);}else if(h>=11000&&h<=20000){T=216.65;ru=0.36392/pow(2.718281828459,(h-11000)/6341.62);}else if(h>=20000&&h<=32000){T=(228.65+0.001*(h-20000));ru=0.088035*pow(216.6/T,35.1632);}else if(h>=32000&&h<=47000){T=228.65+0.0028*(h-32000);ru=0.013225*pow(228.65/T,13.2011);}else if(h>=47000&&h<=51000){T=270.65;ru=0.00142754/pow(2.718281828459,((h-47000)/7922.27));}else if(h>=51000&&h<=71000){T=270.65-0.0028*(h-51000);ru=0.0008616*pow(T/270.65,11.2011);}else if(h>=71000&&h<=86000){T=214.65-0.002*(h-71000);ru=0.000064211*pow(T/214.65,16.0818);}else if(h>=86000)ru=0;return(ru);}#include "rocket3.h"//////////////////////////////////////////////////////////////////////// Construction/Destruction////////////////////////////////////////////////////////////////////////n 为状态数，t 为时间，h 为步长，y 为状态指针void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f)){int i;double *f;double k1,k2,k3,k4,k;f=new double[n];(*Fct)( t, midu, y, f);for(i=0;i<n;i++){k=y[i]; k1=f[i];y[i]=y[i]+k1*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k2=f[i];y[i]=y[i]+k2*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k3=f[i];y[i]=y[i]+k3*h;(*Fct)( t, midu, y, f);k4=f[i];y[i]=k+(k1+2*k2+2*k3+k4)*h/6;}}五．结果图片对比从上面的图片对比中，我们可以很明白看出，改进型一的发动机工作完毕后速度大，而改进型二的高度大，各有所长。
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。
液体火箭发动机推力室设计课程设计介绍液体火箭发动机是一种推力非常强大的动力装置，它能够使火箭达到极高的速度和高度。
其中，推力室的设计是关键的一步，影响着液体火箭发动机的性能和工作效果。
为了更好地掌握液体火箭发动机推力室设计的技术和方法，我们开设了该课程设计，旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的理论和实践能力的培养。
本文档将介绍本次课程设计的相关内容和要求，供学生参考和学习。
设计目标本次课程设计旨在通过推力室的设计，加深对液体火箭发动机推进系统的理解和掌握，提高学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。
同时，也旨在锻炼学生的团队协作和创新能力，从而增强学生的综合素质。
设计内容设计要求本次课程设计要求学生结合理论，设计一个液体火箭发动机推力室（Thrust Chamber）及其零部件。
具体要求如下：1.推力室结构应符合液体火箭发动机设计的基本原则和需求。
2.推力室的形状、尺寸、内部结构、结构材料和制造工艺要与发动机其他零部件相匹配和相协调。
3.推力室内部流场分析和优化，达到最大效益。
4.完成设计方案的制图、总结和报告。
设计流程本次课程设计的步骤如下：1.安排团队合作，明确任务分工和计划。
2.学习推力室的基本结构和设计原则，结合其它液体火箭发动机零部件进行整体布局。
3.搭建3D模型并根据流场分析进行优化。
选择推力室材料和制作工艺。
4.详细绘制设计方案，进行标注和注释，制作设计报告。
设计要点本次课程设计的关键点如下：1.推力室基本结构的确定，包括进气口、燃烧室、喷嘴等部分的设计和布局。
2.针对推力室的内部流场进行数值模拟分析和优化。
3.选择合适的材料和制作工艺，确保设计方案的可行性和可实现性。
4.详细绘图，并进行标注注释，整理设计报告。
实验流程本次课程设计的实验流程如下：1.确定每个小组的任务和要求，并明确时间节点。
2.小组成员进行任务分工和合作，明确各自的任务和工作进度。
3.学生学习推力室的基本结构和设计原则，根据已有的液体火箭发动机零部件进行整体布局。
火箭行业液体火箭发动机研发方案第一章液体火箭发动机概述 (2)1.1 液体火箭发动机的定义 (2)1.2 液体火箭发动机的分类 (3)1.2.1 按燃料类型分类 (3)1.2.2 按氧化剂类型分类 (3)1.2.3 按工作原理分类 (3)1.3 液体火箭发动机的应用 (3)1.3.1 运载火箭 (3)1.3.2 轨道转移 (3)1.3.3 探测器动力 (3)1.3.4 载人航天 (4)第二章液体火箭发动机关键技术研究 (4)2.1 推进剂技术 (4)2.1.1 推进剂种类及功能分析 (4)2.1.2 推进剂制备与储存技术 (4)2.1.3 推进剂燃烧功能优化 (4)2.2 燃烧室技术 (4)2.2.1 燃烧室结构设计 (4)2.2.2 燃烧室材料选择与功能优化 (4)2.2.3 燃烧室冷却技术 (4)2.3 喷嘴技术 (5)2.3.1 喷嘴结构设计 (5)2.3.2 喷嘴材料选择与功能优化 (5)2.3.3 喷嘴冷却技术 (5)2.4 控制技术 (5)2.4.1 控制系统设计 (5)2.4.2 控制算法与优化 (5)2.4.3 控制系统故障诊断与处理 (5)第三章液体火箭发动机设计方法 (5)3.1 参数设计 (5)3.2 结构设计 (6)3.3 功能设计 (6)3.4 安全设计 (6)第四章液体火箭发动机材料研究 (7)4.1 燃烧室材料 (7)4.2 喷嘴材料 (7)4.3 控制系统材料 (7)4.4 附件材料 (7)第五章液体火箭发动机制造工艺 (8)5.1 燃烧室制造工艺 (8)5.2 喷嘴制造工艺 (8)5.3 控制系统制造工艺 (8)5.4 附件制造工艺 (9)第六章液体火箭发动机测试与评估 (9)6.1 测试方法 (9)6.2 评估指标 (10)6.3 测试与评估流程 (10)6.4 测试与评估设备 (10)第七章液体火箭发动机故障诊断与处理 (11)7.1 故障分类 (11)7.2 故障诊断方法 (11)7.3 故障处理措施 (12)7.4 故障预防策略 (12)第八章液体火箭发动机试验验证 (12)8.1 地面试验 (12)8.1.1 试验目的 (12)8.1.2 试验内容 (12)8.1.3 试验方法 (13)8.2 飞行试验 (13)8.2.1 试验目的 (13)8.2.2 试验内容 (13)8.2.3 试验方法 (13)8.3 试验数据分析 (13)8.3.1 数据处理 (13)8.3.2 数据分析 (13)8.4 试验验证结论 (13)第九章液体火箭发动机研发项目管理 (14)9.1 项目计划 (14)9.2 项目进度控制 (14)9.3 质量管理 (14)9.4 风险管理 (15)第十章液体火箭发动机研发前景展望 (15)10.1 技术发展趋势 (15)10.2 应用前景 (16)10.3 产业政策 (16)10.4 国际合作与竞争 (16)第一章液体火箭发动机概述1.1 液体火箭发动机的定义液体火箭发动机，作为一种利用液体燃料与氧化剂在燃烧室内进行化学反应，产生推力的火箭发动机，是火箭技术领域的重要组成部分。
火箭发动机相关课程设计一、教学目标通过本章的学习，学生将掌握火箭发动机的基本原理、分类和主要组成部分；了解火箭发动机的工作过程和特点；培养学生运用物理知识解决实际问题的能力；激发学生对航天科技的兴趣和热爱，提高学生的创新意识和科学精神。
具体目标如下：1.知识目标：（1）了解火箭发动机的定义和作用；（2）掌握火箭发动机的分类及其特点；（3）掌握火箭发动机的主要组成部分及作用；（4）理解火箭发动机的工作过程，并能运用相关知识进行分析。
2.技能目标：（1）学会运用物理知识解决火箭发动机相关问题；（2）能够运用所学知识，分析火箭发动机的实际应用场景；（3）培养学生的团队协作能力和口头表达能力。
3.情感态度价值观目标：（1）培养学生对航天科技的兴趣和热爱；（2）提高学生的创新意识和科学精神；（3）培养学生勇于探索、积极向上的精神风貌。
二、教学内容本章主要内容包括火箭发动机的基本原理、分类、主要组成部分及其工作过程。
具体安排如下：1.火箭发动机的基本原理：介绍火箭发动机的定义、作用及其与传统发动机的区别；2.火箭发动机的分类：讲解不同类型的火箭发动机，如液体火箭发动机、固体火箭发动机等，并分析其特点；3.火箭发动机的主要组成部分：介绍火箭发动机的燃烧室、喷嘴、推进剂供应系统等主要组成部分及其作用；4.火箭发动机的工作过程：讲解火箭发动机的工作原理，如燃烧、膨胀、排气等过程，并分析各过程对火箭发动机性能的影响。
三、教学方法为了提高教学效果，本章采用以下教学方法：1.讲授法：讲解火箭发动机的基本原理、分类、主要组成部分及工作过程；2.讨论法：学生针对火箭发动机的实际应用场景进行讨论，培养学生的团队协作能力和口头表达能力；3.案例分析法：分析具体的火箭发动机案例，引导学生运用所学知识解决实际问题；4.实验法：安排火箭发动机实验，让学生亲身体验火箭发动机的工作过程，提高学生的实践能力。
四、教学资源为了支持教学内容和教学方法的实施，丰富学生的学习体验，本章将采用以下教学资源：1.教材：选用权威、实用的火箭发动机教材，为学生提供系统的理论知识；2.参考书：提供相关的火箭发动机参考书籍，拓展学生的知识视野；3.多媒体资料：制作精美的课件、视频等多媒体资料，直观展示火箭发动机的工作过程；4.实验设备：准备火箭发动机实验设备，让学生亲身体验火箭发动机的原理和应用。
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。
航天行业火箭发动机设计方案第一章火箭发动机总体设计方案 (2)1.1 设计原则与目标 (2)1.2 火箭发动机类型选择 (3)1.3 功能参数分析 (3)第二章燃烧室设计 (4)2.1 燃烧室结构设计 (4)2.2 燃烧室内流场分析 (4)2.3 燃烧室材料选择 (4)第三章喷管设计 (5)3.1 喷管类型与结构设计 (5)3.1.1 喷管类型 (5)3.1.2 喷管结构设计 (5)3.2 喷管内流场分析 (6)3.2.1 流场特性 (6)3.2.2 流场分析方法 (6)3.3 喷管材料选择 (6)第四章推力矢量控制系统设计 (7)4.1 推力矢量控制原理 (7)4.2 推力矢量控制装置设计 (7)4.3 推力矢量控制算法 (8)第五章燃料供应系统设计 (8)5.1 燃料储存与输送 (8)5.1.1 燃料储存 (8)5.1.2 燃料输送 (9)5.2 燃料供应系统组件设计 (9)5.2.1 泵设计 (9)5.2.2 阀门设计 (9)5.2.3 管道设计 (9)5.3 燃料供应系统功能优化 (9)5.3.1 流体动力学优化 (9)5.3.2 热管理优化 (9)5.3.3 控制策略优化 (10)5.3.4 结构优化 (10)第六章氧气供应系统设计 (10)6.1 氧气储存与输送 (10)6.1.1 氧气储存方式 (10)6.1.2 氧气输送方式 (10)6.2 氧气供应系统组件设计 (10)6.2.1 氧气储存罐设计 (10)6.2.2 氧气输送管道设计 (11)6.2.3 氧气供应系统控制装置设计 (11)6.3 氧气供应系统功能优化 (11)6.3.1 氧气储存与输送功能优化 (11)6.3.2 氧气供应系统组件功能优化 (11)第七章点火系统设计 (11)7.1 点火方式选择 (11)7.2 点火系统组件设计 (12)7.2.1 点火器设计 (12)7.2.2 点火电缆设计 (12)7.2.3 点火电源设计 (12)7.2.4 控制系统设计 (12)7.3 点火系统安全性分析 (13)7.3.1 点火器安全性分析 (13)7.3.2 点火电缆安全性分析 (13)7.3.3 点火电源安全性分析 (13)7.3.4 控制系统安全性分析 (13)第八章火箭发动机冷却系统设计 (13)8.1 冷却系统类型与结构设计 (14)8.2 冷却系统功能分析 (14)8.3 冷却系统材料选择 (15)第九章火箭发动机试验与验证 (15)9.1 火箭发动机地面试验 (15)9.1.1 地面试验概述 (15)9.1.2 静态试验 (15)9.1.3 热平衡试验 (15)9.1.4 长程试验 (15)9.2 火箭发动机飞行试验 (16)9.2.1 飞行试验概述 (16)9.2.2 飞行试验内容 (16)9.2.3 飞行试验数据分析 (16)9.3 火箭发动机功能评估 (16)9.3.1 功能评估指标 (16)9.3.2 功能评估方法 (16)9.3.3 功能评估结果分析 (16)第十章火箭发动机生产与维护 (16)10.1 火箭发动机生产流程 (16)10.2 火箭发动机质量保证 (17)10.3 火箭发动机维护与保养 (17)第一章火箭发动机总体设计方案1.1 设计原则与目标火箭发动机作为航天器的关键动力系统，其设计方案必须遵循以下设计原则与目标：（1）安全性：保证火箭发动机在各种工况下的稳定运行，防止故障和的发生，保障航天任务的安全。
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 (5)1)气氧直流喷嘴 (6)2)酒精离心式喷嘴设计 (6)3.推力室身部设计 (8)1)热防护校核计算方法如下： (8)2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (9)四、推力室强度校核计算 (11)1.圆筒段应力校核 (11)2.喉部应力校核 (12)3. 螺栓强度校核 (12)五、课程总结 (12)六、参考文献 (13)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：K)比热比（冻结）/(m s)导热系数特征速度2O1.1295 0.0166三、推力室型面设计1.燃烧室的初步设计酒精与氧气反应的化学当量混合比γ0=3×321×46.07/0.75=1.465实际混合比：γmc=0.8×γ0=1.172根据经验，取燃烧室效率为ηc=0.98，喷管效率为ηn=0.98。
热力计算结果如下：燃烧室温度：T f=3015.69K理论比冲：I s=2308.95m/s特征速度： c∗=1641.65m/s喷管扩张比：εe=A e A t⁄=3.95。
推力室的总的质量流量：q mc=FI⋅ηcηn=0.2254kg/s氧化剂的质量流量：q moc=γmc1+γmcq mc=0.1217kg/s酒精的质量流量：q mof=0.1037kg/s喉部的面积为：A t=c∗q mcp c=185mm2喉部直径D t=√4A tπ=15.3mm根据经验，液氧酒精燃烧室特征长度范围为 1.4~3.0，气氧比液氧混合效果更好，且采用直流--离心喷嘴，兼顾燃烧室燃烧充分性，所以初取燃烧室特征长度L=2.1m，则容积V c=L×A t=3.9×10−4m3。
1)喷管收敛段的初步设计根据经验收缩比取燃烧室收缩比可选择10~20，由于是小推力的地面发动机，我们可以选择εc=17。
根据公式：烧室横截面积为A c=εc×A t=3.145×10−3m2故燃烧室截面直径：D c=√εc⋅D t=63mm流量密度：q mdc=q mcA c=71.67kg/(m2⋅s)收敛段型面：R 1=1.5R t =11.5m 。
选择R 2，取ρ=2.5，R 2=ρR c =2.5R c =78.8mm εc =17，ρ=2.5，k =1.5 收敛段长度：L c2=R t √(k +ρ√εc )2−[(ρ−1)√εc +k +1]2=61mm以R 1、R 2所作圆弧切点位置为： h =kL k +ρ√εc=91.811.8=7.8mm H =L c2−h =53.4mmy =kR t +R t −√k 2R t 2−h 2=10.7mm软件建模求得:V c2=9.6×10−5m 3。
燃烧室圆筒段长度：L c1=V c −V c2A c=93mm2) 喷管扩张段由于是地面小推力的发动机，根据经验，可以选取扩张比为εe =4可以求得：出口截面直径：D e =√εe ×D t =2×15.3=30.6mm根据给定的喉部直径和出口截面直径以及喷管出口角取2βe =15° 查《液体火箭发动机设计》表3.3得扩张段相对长度I n =1.8999。
求最大圆弧相对半径R 0̅̅̅̅。
由sin 2βm +cos 2βm =1，则得(x 0R 0+D t )2+(y 0+1.5D t R 0+D t)2=1 将x 0=L n +R 0sin βe 和y 0=R 0cos βe −0.5D e 代入上式得R0̅̅̅̅=I n2+(1.5−D e2D t)2−12[1−I n sinβe−(1.5−D e2D t)cosβe]=5.5则有：R0=R0̅̅̅̅⋅D t=84.2mmL n=I n⋅D t=28.98mm=29mmx0=L n+R0sinβe=39.8558mm=40mmy0=R0cosβe−0.5D e=68mmsinβm=L n+R0sinβeR0+D t=0.402可得：βm=23.7°燃烧室设计尺寸如下图：2.喷嘴设计由于氧化剂为气体，故氧化剂喷嘴适合采用直流式喷嘴，兼顾喷嘴雾化混合效果，酒精喷嘴采用离心式喷嘴，每个直流式气氧喷嘴与其周围均匀分布的三个离心式酒精喷嘴构成一个雾化单元，此设计可保证气氧与酒精混合良好，同时将酒精喷嘴布置于外围可以有效的保护燃烧室内壁。
1)气氧直流喷嘴喷嘴的压降对于喷嘴雾化特性和燃烧室内的燃烧过程有重要影响，考虑到是气氧，并且压降过高容易损失性能，并且引起高频不稳定燃烧。
所以取气氧压降Δp o=0.1MPa喷嘴入口处压强为：p in=Δp o+p c=2.1MPa喷嘴入口处气氧密度：ρin=p inRT=27.9kg/m3根据经验数据确定流量系数，取喷嘴的长径比l/d=3，μ=0.8，则根据（3.15）有：A no=qμo√2kk−1p in∗ρin[(p cp in)2k−(p cp in)k+1k]=4.74×10−5m2确定喷嘴数量n：A no=n0πd o24，d0=√4A no/(n0π)，n o=3，则得d0=4.5mm。
2)酒精离心式喷嘴设计75%酒精密度：ρf=842.1kg/m3查阅文献知酒精压降增加会使燃烧区向外扩张，通常推荐喷嘴的压降取燃烧室的压力的15%~25%，所以为了防止喷嘴被烧蚀，取Δp f=0.15×p c=0.3MPa选喷射锥角：2αf=90°，∆p f=0.3MPa，根据图3.40得到喷嘴几何特性：A f=2.7，流量系数u f=0.23。
酒精喷嘴的质量流量：q mfℎ=A nf u f√2ρfΔp f=11mm2计算得到喷孔面积：A nf=mfhu f√2ρfΔp fn f=6，则喷孔直径d nf=1.5mm，γnf=0.76mm。
喷嘴为敞口型的，旋流式内径等于孔径，取R f=γnf=0.76，取切向入口数n=3，=0.32mm切向孔半径为：γo=√R fγnfnA f旋流室内径：d kf=2(R f+γo)=2.16mm喷嘴外径d ecf=d df+3r0=3.12mm喷嘴排布如下图：3.推力室身部设计由于是地面发动机，冷却水由外部供应，故，所以此处可以采用无焊缝隙式冷却.冷却通道高h=2mm，内壁材料铜合金，内壁厚δ=1mm，查资料得铜导热系数λ=147W/(m·K)。
冷却剂采用10水，水比热容c p= 4200J/kg∙K，取质量流量为5kg/S，μ=0.0008，λ=0.6，P r=5。
1)热防护校核计算方法如下：推力室身部采用铣槽式式冷却通道，并由外部供应20℃冷却水进行冷却，推力室身部内壁材料采用导热性能号的铜合金，内壁厚δ=1mm。
对于铣槽结构，由于肋条厚度b=1~1.5mm，肋条间距t=2~6.5mm，最小冷却通道高度ℎmin=2mm，故取肋条厚度b=1mm，肋条间距t=2.28mm，冷却通道高度ℎ=2mm，取铜导热系数λ=147W/(m∙K)，水比热容c p= 4200J/kg∙K，冷却水质量流量6kg/s，查饱和水的热物理性质表取冷却水的粘性系数μ=1.004×10−3Pa∙s，导热系数λf=0.599W/(m∙K)，普朗常数Pr=7.02。
则有喉部设计参数可得喉部周长：c t=πD t=π×15.3=48.1mm冷却通道数：n=c tt+b=48.13.28=15单个通道流通面积面积：A=t∙ℎ=2.28×2=4.56m2湿周长：χ=2ℎ+t=2×2+2.28=6.28mm 水力半径：R=Aχ=2×4.566.28=1.45mm雷诺数：Re=4ρV t Rμ=4×1.45×V t1.004×10−3=5777V t努赛尔数：Nu=0.023Re0.8Pr0.4=165V t0.8 2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下：燃气温度：T st=3104.377K 燃气比热比：γ=1.123黏性系数：μ=9×10−5Pa∙s 比热容：C p=6.438kJ/(kg∙K)燃气速度：v=1119.16m/s 则普朗特常数：Pr =4γ9γ−5=4×1.1239×1.123−5=0.88 取近壁面温度：T wg1=1100K则σ=[T wg 2T st (1+γ−12Ma 2)+12]−0.68(1+γ−12Ma 2)−0.12=1.28 利用半经验巴兹公式可得：ℎg =[0.026d t 0.2(μ0.2c p Pr 0.6)ns(p c c ∗)0.8(d t R )0.1](A t A )0.9σ=24000W/(m 2∙K) 则对流热流密度：q t1=ℎg1(T st −T wg1)=24000×(3104.377−1100)=48.1×106W/m 2 根据经验值去辐射热流密度：q t2=q t110=4.81×106W/m 2 总热流密度为：q t =q t1+q t2=52.91×106W/m 2喉部内壁外侧温度为：T wt =T wgt −q t δλ=385K 符合冷却水冷却条件。
