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,()3
26=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 P
2Mpa
当量混合比mc r 1.4654
喷管扩张比e ε
3.638
实际混合比
0m r
1.1723
分子量
c M
22.899/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Pr
0.6358
特征速度*
C
1641.65m s
气体种类 CO
2H 2H O 2O 2CO
H OH O
分压（Mpa) 0。2968 0.1328 1.1295 0。0166 0.3442 0.0191 0。0561
0。0049 质量分数
0.1821
0。0059 0。4456 0.0116 0。3318 0.0004
0.0209
0。0017
三、 推力室型面设计
1. 燃烧室的初步设计
根据经验，取燃烧室效率为，喷管效率为
。
热力计算结果如下： 燃烧室温度：
理论比冲：
特征速度：
喷管扩张比：
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,则容积。
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17。
根据公式：
烧室横截面积为
收敛段型面:
以、所作圆弧切点位置为：
软件建模求得。
燃烧室圆筒段长度：
2)喷管扩张段
由于是地面小推力的发动机，根据经验，可以选取扩张比为可以求得:
根据给定的喉部直径和出口截面直径以及喷管出口角取
查《液体火箭发动机设计》表3。3得扩张段相对长度. 求最大圆弧相对半径。由,则得
将和代入上式得
则有：
可得：
燃烧室设计尺寸如下图:
9363
R 15
.3R 11.5
R 78.8
R 84.215.3
40
61
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
喷嘴入口处压强为:
喷嘴入口处气氧密度:
根据经验数据确定流量系数，取喷嘴的长径比
，
,则根据
