RD-180火箭发动机

RD-180火箭发动机

RD-180火箭发动机，是应用在大推力火箭上的大推力发动机，这款发动机几十年前是用在苏联的大推力火箭身上，现在俄罗斯自己已经不用，客户只有美国。1997年，俄美达成协议，要求2018年底，共向美国交付101台RD-180火箭发动机，截止到2013年后期，俄罗斯已经向美国供应了70多台RD-180，每台价值1000万美元。据评估，这款发动机的盈利占该企业收益的三分之一。但是，由于2013年乌克兰危机的爆发，俄罗斯作为反制裁美国的措施，停止了向美国供应该款发动机，这让俄罗斯这家企业面临困境。而且，根据美国众议院2014年12月通过参议员约翰·麦凯恩关于美于2019年前全面摆脱俄制发动机的修正案。美国联合发射联盟公司与俄Energomash科学生产联合体2019年前签署的合同属于例外。国会拨款2.2亿美元用于研制新的国产发动机。说白了，美国也要研发摆脱俄罗斯掣肘的大推力发动机了。

这款发动机有什么优势呢？根本原因在于这款发动的是用煤油和液氧作为氧化剂，无毒、风险小，并且该款发动机的推力大。我国火箭发动机过去主要采用的燃料是庚基燃料，庚基是有毒物质。中国前几年宣布使用煤油和液氧作为火箭燃料，但中国自己的大推力发动机现在大约只能达到RD180的三分之一强，虽然中国的长征五号通过使用两台自己的大推力发动机勉强可以，但远不如俄罗斯的这款发动机来得更给力，购买俄罗斯的这款RD180发动机可以一定程度加快中国航空航天的发展进程。

中国是在2014年俄罗斯制裁美国后对此感兴趣的，这事本来是对彼此有利的好事。但在占豪看来，中国大概率是想要技术，哪怕价格稍高都可以，中国人一贯如此；俄罗斯则既想要价格高又不想给技术，俄罗斯是强国迟暮，可卖的东西越来越少，能留一手是一手。中俄双方分歧估计就在这，然后谈了一两年没完全谈拢。中国今年长征五号就发射了，反正没有俄罗斯的发动机也照发不误，并不耽误正事，所以也不着急；俄罗斯近期与美国的关系则有所缓解，RD180继续供应美国的可能性增加，所以俄罗斯也不急了，于是俄方在这方面也是要通过宣布谈判破裂来给中国施压。

其实，这事就是伙伴归伙伴，生意归生意。对中国来说，如果单单买产品是没啥意思的，还不如发展自己的技术，估计有几年也赶个七七八八了，当然如果俄罗斯也卖技术，那么双方的合作大可以深入一点。对俄罗斯来说，中国本身就是

航天大国，学习消化技术能力太强，把技术给中国很快可能就会抢了俄罗斯市场，俄罗斯很担心这一点。

接下来，如果美俄关系进一步缓解，RD180对美供应解禁，估计中俄的相关谈判俄罗斯会更占优势；反之，如若RD180供应美国一直无法解禁，RD180的公司也要吃饭，那么最终连技术一起卖给中国的可能性较大。

火箭发动机专业综合实验课程简介

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

国产最大推力火箭发动机

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。

固体火箭发动机壳体用材料综述

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

“固体火箭发动机气体动力学”课程 学习指南

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

“北航一号”探空火箭发动机热试车试验分析

[文章编号] 2007-4-16( 01-12) “北航一号”探空火箭发动机热试车分析 王文龙蔡国飙王慧玉饶大林 （ 北京航空航天大学 宇航学院 ） [摘 要] 本文分析了“北航一号”探空火箭发动机两次地面热试车试验，介绍了地面热试车试验系统和参数测量系统的一些方法，总结了两次发动机热试车试验的经验与教训。经验证明“北航一号”探空火箭发动机的设计是合理的、性能是可靠的。 [关键词] “北航一号”，发动机，热试车，喷管，绝热材料 Analyze on Hot firing Test for“Beihang-1”Sounding Rocket Motor Design Wang Wenlong ( School of Astronautics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics ) Abstract: The paper analyses the ground hot firing tests for two times for the “Beihang-1”sounding rocket motor，and introduces the ground hot firing test system and the some methods for parameter measurement system，and summarizes the experiences and lessons of the hot firing tests for two times. The experiences prove that the design for “Beihang-1” sounding rocket motor is reasonable and its performances are reliable. Key words: Beihang-1, motor, hot firing test, nozzle, heat-insulating material 1 引 言 “北航一号”是由北京航空航天大学宇航学院本科生自行研制的气象探空火箭，火箭全长2.53m，最大直径0.198m，总重93kg，射高10km。该火箭的动力系统是单级小型固体火箭发动机，采用星型内孔装药，头部发火管式点火。发动机长1.047m，直径0.18m，总冲56000N·s，比冲2205 N·s/kg，平均推力12.7kN。 为进一步了解固体火箭发动机实际工作过程的规律性、验证设计方案、评估发动机的性能，对“北航一号”探空火箭发动机进行了两次地面热试车试验：（1）第一次用两台发动机进行试验，喷管的喉部被烧穿，试验失败。总结经验后，改进了喷管的绝热层材料和加工工艺； （2）第二次试验成功，验证了发动机的设计方案，为“北航一号”探空火箭[ 收稿日期] 2007年9月27日 - 1 -

脉冲爆震火箭发动机研究

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）

火箭发动机原理课程教学实验一

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

固体燃料火箭发动机学习笔记

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）。

液体火箭发动机工作原理

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，

大型火箭发动机试验导流槽热防护设计

Research&Development I研究动态 摘妾：火箭发动机热试车时喷射出的高温高遼气流具有很大的冲击力和腐蚀力。导流槽的作用就是 将燃气迅速地导向远离试车台的地方，防止火焰、烟尘及碎片反射回来冲击试验台，毁坏发动机和 设备。随着我国大推力运载火箭研制立顶，导流槽烧蚀的问题日益严峻。本文提出了一种新型导流 槽热防护技术方案：通过数值分析和工程计算分析导流槽力、热环境；基于膜冷却原理，采用分区 喷流水冷却的方法，根据热流密度不同在各区域采取不同的供水方式。此方案在保证导流槽冷却系 统可靠性的同时，降低了试验台高度、节约了水资源。 关键词：火箭发动机试验；导流槽；热防护 中图分类号：V433.9文献标识码：A文章编号：1006-883X(2019)02-0007-06 收稿日期：2018-12-24 大型火箭发动机试验导流槽热防护设计 张伟12方维门王树光=2李培昌▽ 1.北京航天试验技术研究所，北京100074； 2.北京市航天动力试验技术与装备工程技术研究中心，北京100074 —、引言 y H箭发动机热试车时喷射岀的高温高速气流具有丿Q很大的冲击力和腐蚀力。导流槽的作用就是将燃气迅速地导向远离试车台的地方，防止火焰、烟尘及碎片反射回来冲击试验台，毁坏发动机和设备⑴。随着我国大推力运载火箭研制立项，导流槽烧蚀的问题日益严峻。 常规导流槽结构分为干冷式和水冷式⑵两种。干冷式试车台以厚重的生铁块啮合成整体，抵抗燃气冲刷，为保证导流槽有效作用且不受燃气破坏，底部冲击点距发动机喷管较远，试验台建设周期长、成本高。常规水冷式试车台需建造海拔远高于试车台的蓄水池作为冷却水源，利用蓄水池高度势能驱动冷却水与燃气接触，削弱燃气冲刷力和腐蚀力，从而大大降低试车台高度，但需要大量水资源，对蓄水池容量要求高。 为此，本文提出一个结合干冷式、水冷式导流槽的优点的新型导流槽热防护设计的技术方案，以干冷式导流槽结构为基础，通过数值模拟计算发动机燃气流场及导流槽热环境，分析导流槽应力和传热，为分区喷流水冷却系统设计提供依据，进而对冷却水输送系统及蓄水池进行设计。在保证导流槽冷却系统可靠性的同时，降低了试验台高度、节约了水资源。 二、设计方案 1、性能要求 导流槽的设计要求能承受高温高速燃气射流反复 冲击，并具有足够的结构强度、抗烧蚀性能和良好的 气动性能，保证试验安全并减少修复工作量⑶。 2、方案确定 采用数值模拟的方法分析导流槽环境，以此为导 流槽设计的根据。基于液膜冷却技术思想，在干冷式 导流槽结构的基础上，将生铁块改为水箱结构，多个 水箱间焊接成整体，冷却水通过水箱表面的喷孔喷岀 与燃气接触后汽化，冷却并隔离燃气。根据热流密度 不同，将冷却系统分为中心区与边缘区两部分，中心 区利用泵压水冷却系统进行冷却，边缘区域使用自流 水冷却。利用火箭燃气射流动力学和传热学分析导流 槽冲击及换热过程，对冷却水流量和水箱结构进行设 计。最后根据流体力学基本原理对冷却水输送系统进 行设计计算。 3、工作原理 基于膜冷却技术思想，采用喷流水技术方案对导 I传感器世界2019.02■■ Vol.25NO.02Total284Bfl

固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析

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。

西工大固体火箭发动机知识点精品总结

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**

小型固体火箭发动机设计范本

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

固体火箭发动机壳体

固体火箭发动机壳体成型工艺 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。但是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。 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，要考虑以下几个基本原则： (1)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； (2)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； (3)作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； (4)发动机点火工作时，壳体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。 结构图 一、选材 1.1、增强纤维：碳纤维

固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度，比模量和断裂应变。 各种纤维相比，碳纤维具有密度小，拉伸模量和比模量大；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数小，导热率高，高温下尺寸稳定性好，不燃，分解温度高；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都比较高，不易产生静电聚集，使用温度高，不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能等优点。飞机结构材料要求轻质高强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺寸稳定，所以碳纤维是最理想的材料。 拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。 碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量 再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、第二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。 所以我们选用的是T1000碳纤维，抗拉强度6.37Gpa，抗拉模量294Gpa，断裂延伸率2.2%，密度1.8kg/m3。 1.2、树脂基体：环氧树脂 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求有高的容器特性（PV/W)值。影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料的壳体的选择应遵循如下原则： (1)热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于120摄氏度。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸性能和断裂伸长率的乘积-相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有如下性质：拉伸强度≥80Mpa；拉伸模量≥2800Mpa；断裂伸长率为4~8%；热变形温度＞120摄氏度。 (2)树脂体系的工艺性。 (3)原材料的来源、毒性和经济性，还应该考虑原材料的性能的已知性。 环氧树脂具有鲜明的优点和缺点。 优点：固化收缩小，随固化剂种类而异，体积收缩1%~50%。固化物机械强度高。尺寸稳定性好，粘结性好。电性能、耐腐蚀性能优良。若对树脂和固化剂进行选择，能得到耐热性好的固化物。树脂保存期长，选择固化剂和支撑B阶树脂，有良好的制预浸渍制品的特性。固化时不会像聚酯那样，容易受空气中氧的阻聚。

固体火箭发动机设计

word文档下载后可任意复制编辑 第1章绪论 1.1设计背景 固体火箭发动机与液体火箭发动机和其他化学能火箭发动机相比，具有很多的优点，因而它被广泛的用作各类小型、近程的军用火箭和战术导弹的动力装置。 近几十年来，由于高能推进剂的出现，先进的装药设计和大型药柱浇注工艺的采用，优异的壳体材料和耐烧蚀材料的问世，以及高效而可靠的推力矢量控制装置的研制成功，已在很大程度上克服了固体火箭发动机的缺点，更由于其结构简单，使它在竞争中显示更加优势的地位。 目前，固体火箭发动机除了用于军事用途外，也用于其他的很多方向。研制和使用新型的高能推进剂，进一步提高推进剂的综合性能，发展无烟推进剂是火箭推进技术主要的研究和发展方向。 总之，随着固体推进技术在航天领域和导弹技术中应用不断发展，会有更多的新课题出现，许多技术问题有待开发。所以，对固体火箭发动机的研究有十分重要的意思。 1.2固体火箭发动机简介 1.2.1 固体火箭发动机基本结构 固体火箭发动机主要由固体推进剂、燃烧室、喷管和点火装置等四大部分组成。图1.1为固体火箭发动机示意图。 1、推进剂装药 装药是装入燃烧室中的具有一定形状和尺寸的推进剂药柱的总称，它是固体火箭发动机的能源。由于装药的燃烧，化学能转化为动能，并且向外做工功，从而推动发动机的运动。常用的固体推进剂有三类：双基推进剂、复合推进剂

word文档下载后可任意复制编辑 和改性双基推进剂。固体推进剂包含有燃烧剂和氧化剂，它自身能够形成封闭的化学反应系统。 2、燃烧室 燃烧室里面装载了固体推进剂，是发生化学反应的场所。它主要由起支承作用的燃烧室壳体和起热防护作用的内绝热层组成，而燃烧室壳体一般由筒体和前后封头组成。大部分燃烧室都制作成圆柱形，他是主要的受力场所。燃烧室材料大多采用强度很高的材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，以大幅度减轻燃烧室壳体的重量。 1——药柱；2——燃烧室；3——喷管；4——点火装置。 图1.1 固体火箭发动机示意图 3、喷管 在喷管里气流的势能转化为动能，从而使气流加速流动，并保持一定的燃烧室压力，它主要由壳体和热防护层组成。对于一般的喷管主要由收敛段、喉部和扩张段三部分组成。由于喷管始终承受着高温、高压、高速气流的冲刷，尤其在喉部情况更加严重，因此需要在喉部采用耐高温耐冲刷的材料(如石墨、钨渗铜等)作为喉衬。 4、点火装置