同时上马220吨氢氧发动机与660吨煤油发动机来研制中国登月火箭的方案绝对行不通

同时上马220吨氢氧发动机与660吨煤油发动机来研制中国登月火箭的方案绝对行不通

第一节，220吨氢氧机与660吨煤油机研制计划注定会将中国的载人登月工程带入沟中

未来15年内,全球最在可能新研制成功的大型火箭发动机极大可能就只有美国的J2X 与中国的300多吨新煤油发动机而已.欧洲的250吨低温巨型发动机研制成功的可能绝对没有。当初我一听到航天界提出未来中国要研制登月级火箭就"必须"要同时研制200吨低温发动机与650吨煤油发动机.我第一感觉就是中国航天界开始向政府"漫天要价"了.

深入分析了全球大型火箭工程的研制历程与资金投入回顾之后.如果中国为了登月工程非要同时研制200吨低温发动机与650吨煤油机,以今天的汇率统计,没有200亿美元绝对没有研制成功的任何可能。仅仅巨型火箭的研制就要花这么多钱,登月飞船的研制,发射场的建设什么的也同样要100多亿美元,这样总投入400亿美元什么也少不了。而以2025年为时间节点,从现在开始每年就要投入30多亿美元为载人登月工程做准备.对国家其它经济建设项目的挤压就将立即显现.从国情出发,这种阿波罗式全国总动员性质的载人登月工程在现在的中国根本就没有上马立项的任何可能.要知道NASA一年的预算也不过190亿美元,美国人也没有这么阔!更何况中国?!

因此,我们只要从经济学角度稍加分析下龙乐豪院士的载人登月巨型火箭研制方案,就知道这不过是投石问路而已.巨型火箭发动机的研制难度绝是那么容易的?!参考土星五的F1与能源的RD170,单单试车烧掉的燃料就非常可观了。只使中国土星五级别巨型火箭研制成功，结果也仅仅是为了到月球上去散下步而已,未来50年内也没有现成的工业链与商业产业链来支持这一整套巨型火箭体系的可持续发展与长期运行。这样做只使是超级大国美国也要负担上沉重的经济压力，而更远非今天的中国可以承担得起的.

中国如果要同时上马220吨氢氧发动机与660吨煤油发动机这两款巨型发动机来研制登月级火箭,参考欧洲研制阿里安五火箭的投资力度。二十世纪90年代70亿美元,按今天汇率计算150亿美元,再在150亿基础上*2就是300亿美元.经济压力不是一般的大。对于这一方案设想,细细想来龙乐豪院士自己也根本没有信心这一方案在政治层面有任何通过的可能.

因此,现在六院已经抛出了330吨煤油发动机替补方案.但只使这一已经经过"妥协还价"的330吨级煤油机方案.我认为没有30多亿美元的投入,10年时间内能够搞成功的可能性也是相当的低。参考战神一火箭研制方案的最终破产,那个J2X低温上面级火箭研制进度的拖延绝对是最核心的原因;如果战神一火箭J2X上面级在奥巴马总统上台前就已经能够上发射台试验飞行了,生米煮成熟饭,奥巴马总统也没有太多理由与必要砍掉它,只使砍了也能够"复活",如猎户座飞船那样就复活(只使战神一火箭不取消,今天NASA的J2X才刚完成500秒长期试验,等到能够用于实际飞行还不知道要再花多少钱，还要再等多长的时间).

第二节，长五火箭的精华在于YF77低温发动机.

YF77氢氧发动机能够最终搞成功,并产业化，就将会对中国的工业基础(机械材料与制造工艺)产生重大推进作用了。如在挖掘机方面,中国高性能泵就与美国,日本差距极大,否则川崎重工,CAT,小松,日立的东西就不会在中国这么吃香了。在轿车涡轮增压器领域,霍尼韦尔，盖瑞特们这样牛与美国材料工业的先进是分不开的。中国YF77发动机产业化成功也必然会带来中国高性能材料上的新突破与产业化。事实上欧洲当年就借助火神低温发动机的研制成功与后继持续升级推动了相关产业的进步,尽管火神发动机以法国为主研制,但德国,瑞典工业界出力也不小。

研制巨型火箭发动机难在于材料与工艺,这对工业基础的要求非常之大.如果中国的钢铁,铝业之类基础工业不行,六院设计水平再高也生产不出合格的发动机。因此研制巨型发动机的巨额投入直接用于发动机本身生产上的钱是小头,花在于钢铁等等整体材料研制与生产线,生产工艺方面升级方面的钱才是大头。如某些管材火箭发动机生产每年只需要几百公斤,但却要相关企业升级一个特种高炉与整个生产线,这个投资要多大就没有谱了.但这也是巨型火箭发动机研制能够促进整体工业基础进步的核心原因。

但核心关键是中国整体工业的进步需要多方面的共同协力推进，如航空母舰研制等。单纯上马220吨氢氧发动机与660吨煤油机远远没有上马航空母舰工程那样在政治领导层里更有说服力与紧迫感。因此在目前的环境下，中国巨型火箭发动机的研制只能够想法子去搭乘航空母舰研制工程的“便车”，而无法再做开路先锋了。

当然，如果没有搞载人登月工程的野望,长五火箭连YF77低温发动机也不会研制的.原始版本的长五火箭构想就没有YF77发动机的任何信息,而120吨煤油发动机的研制信息出现的时间可就要早得多了。只不过当初上马YF77发动机时,专家与政治领导层都没想到这个东东会这么难搞。而事实上决定日本LE7A与中国YF77差距的根源，极大程度上在于神户制钢所,新日铁与住友金属之类基础工业部门而不在于六院11所。基础工业与材料部门功底不行,六院们也很为难。

这在挖掘机领域表现得极为明显。一条挖掘机的日本进口轴从深圳买来时要价5000多元,而当废铁卖出不过三四十元,中间差价达100多倍。这些就是"知识的价值"。但业主们就是宁可出更多的钱也要使用日本原装进口部件而不使用国产的部件。原因是挖掘机一旦开始进场施工，在赶工程赶进度时一天最长时间连续开工20小时都是常有的事,而日本进口轴的高可靠性优势这时就显现出来了；这就是基础工业差距带来的大问题.

因此,YF77发动机一旦展开研制是非要啃下来不可的。当年欧洲日本在攻坚火神与LE7时都吃了不少亏,但好歹最终搞成功了；与大氢氧发动机研制的极度艰难相比,阿里安五与H2火箭的大固体燃料助推器的研制却非常顺利。

以目前长五的研制进度与YF77低温发动机持续攻坚的情况分析.参考目前的汇率状况,拿下长五火箭工程中央政府总投入什么也要达100亿美元以上。好在今天国家比较有钱,在国力上升期能够啃下YF77大型低温发动机也算是让中国空间工业部门好好地补上了错失航天飞机时代所缺下的课。

说到这里,我对当年的前苏联与美国都是抱有巨大的敬意。美国自不必说,他一向是低温发动机的全球老大。但回想起苏联帝国当年却同时搞了RD170与RD0120,而且最终都居

然搞成功了，超级大国就是超级大国。如果我们今天以俄罗斯搞RD191都一拖再拖的现况来"丈量"前苏联的强大,我们实在是太过轻视前苏联的真正工业科技能力了。以RD170,RD0120研制所耗费的巨大人力物力与财力来丈量前苏联的高度,我们就能够真正明白作为人类顶尖军事工业帝国之一，苏联的确是有其“过人之处”的。

总结运载火箭是世界大国对人类文明的赠礼

巨型火箭发动机与巨型火箭都是世界大国对人类文明的"赠礼".也是大帝国推进人类文明发展进步的最好例子。欧洲与中国就舍得投入巨资来研制阿里安五与长征五号火箭，如果是沙特,文莱之类国家,他们的政府肯持续投入高达今天150亿美元的巨额资金来仅仅研制一款根本无法在商业市场赚到钱的阿里安五与长五火箭?!

以阿里安五火箭为例子，从纯商业角度考虑,以10发的年均发射量来计算,30年才300枚的总产量。150亿美元总开发经费每枚火箭就要分摊上5000万美元的研发成本。这还不计算上芬奇低温上面级研制所需要的20多亿美元投入成本。而目前国际市场上阿里安五的价格不过1点5亿美元一枚而已。只使生产不要钱，起码也要卖出100枚阿里安五火箭才能够挣回研制成本。

正是由于地球上的顶级国家不计成本地研制开发了一系列火箭,今天人类社会才能够得以"廉价"地进入信息时代.考虑到无论是阿里安五,H2与长五都是投资“百亿美元（当前汇率）”才最终开发出来的大型火箭,这些火箭开发的原始动机根本就没有考虑到"商业利益",如果纯粹出于赚钱目的,无论是阿里安五,H2A还是长五,EELV商业市场价格最起码都再翻一番甚至翻两番才属合算。

因此,也可以说火箭工业是地球顶级国家对落后国家与穷国所提供的另一种形式的最大"国际补贴"。印尼,越南，委内瑞拉与尼日利亚之类国家每发射一颗大型通信卫星,欧洲,中国与俄罗斯就等于补贴了他们"每次1亿美元"。这就是运载火箭工业是顶级国家对人类文明的赠礼说法的核心根源。因为以目前的市场价格,地球上根本就没有商业运载火箭，只使是美国的太空探索公司的猎鹰火箭,美国政府也没有向猎鹰讨要其"仿制"阿波罗登月舱发动机的"知识产权"费用。如果NASA向猎鹰9火箭讨要每枚2000万美元的知识产权费用,猎鹰火箭的价格也要翻一番了.要知道美国纳税人当年为了实施阿波罗工程可是投入了300多亿美元(不是今天汇率)的巨大成本。

从这一角度而言,讨论阿里安五,H2A与长五运载火箭的商业价值是没有太大意义的。能够投入100多亿美元搞阿里安五,H2A与长五火箭的国家,根本就是不以赚钱为出发点来研制火箭的。

陈天（高凉陈君）

于广东茂名

2009，3 ，4

1 结合图解释火箭发动机产生推力的原因

1 结合图解释火箭发动机产生推力的原因？ 答：发射药燃烧后产生的压力迅速增加，高压的火药气体以一定的速度从喷管喷出。用符号 V e 表示火药气体的排气速度。当大量的火药气体以高速V e 从喷管喷出时，火箭弹在火药气体流反作用力的推动下获得与气体流相反运动的加速度，显然，火箭弹运动时其相互作用的物体一个是火箭弹本身，另一个是从火箭发动机喷出的高速气体流。该高速气体流又是火箭发送机内的发射药燃烧生成的。由此可见，火箭弹运动时不需要借助于任何外界物体。火箭弹的这种反作用运动为直接反作用运动。高速气体喷流作用在火箭弹上的反作用力为直接反作用力。（使火箭向前的推力） 2 火箭武器系统与身管武器相比有什么优点？ 与火炮弹丸不同，火箭弹是通过发射装置借助于火箭发动机产生的反作用力而运动，火箭发射装置只赋予火箭弹一定的角度，射向和提供点火机构，创造火箭发动机开始工作的条件。 ，而不给火箭弹提供任何飞行动力。优点：1. 有较高的飞行速度。 2. 发射时没有后坐力。 3. 发射时过载系数小。3 什么是涡轮式火箭弹和尾翼稳定式火箭弹？后者比前者有什么优点？ 涡轮式火箭弹一般由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。他是靠自身高速旋转即所谓的陀螺效应而保持飞行稳定。尾翼稳定式火箭弹即依靠尾翼来实现飞行稳定的火箭弹，他也是由战斗部，火箭发动机和稳定装置三大部分组成。尾翼稳定式火箭弹燃料全部用来加速飞行，不同于涡轮式火箭弹一部分燃料要用于稳定飞行，结构比涡轮式火箭弹简单。 4 导弹与火箭弹相比，有什么优缺点？ 火箭炮的优点在于反应速度快，发射准备时间短，价格便宜，缺点就是精度比较差，火箭弹是靠火箭发动机推进的非制导弹药。主要用于杀伤、压制敌方有生力量，破坏工事及武器装备等。导弹是“导向性飞弹”的简称，是一种依靠制导系统来控制飞行轨迹的可以指定攻击目标，甚至追踪目标动向的无人驾驶武器，其任务是把战斗部装药在打击目标附近引爆并毁伤目标或在没有战斗部的情况下依靠自身动能直接撞击目标以达到毁伤效果。简言之，导弹是依靠自身动力装置推进，由制导系统导引、控制其飞行路线，并导向目标的武器。 1 杀爆弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 杀爆弹的结构特点：①引信：具有瞬发（0.001s）惯性和延期（0.01s）三种装定；②弹体：分整体式和非整体式；③弹带：采用嵌压或焊接等方式固定在弹体上；④弹丸装药 主要用途：①杀伤人员，破坏轻型工事和开辟通路②开辟通路，杀伤集结的隐蔽有生力量，兵器和军事技术装备等 途径：①杀伤作用②爆破作用 2 穿甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：穿透装甲目标的破坏（韧性破坏，冲塞破坏，花瓣型破坏，破碎型破坏和层裂型破坏），利用弹体的动能，钢甲的破片或炸药的爆炸作用毁伤伪装甲后面的有生力量和器材。 3 破甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 结构特点：弹体，炸药装药，隔板，引信和稳定装置部分 主要用途：反装甲，对付各种工事和有生力量。 途径：①聚能效应②金属射流及爆炸成形弹丸③破甲作用 4 碎甲弹的结构特点、主要用途及实现主要用途的途径是什么？ 主要用途及实现主要用途的途径：靠战斗部内的高能塑性炸药在敌方坦克或装甲车的钢甲正面爆炸后使钢甲背面崩落形成碟形破片和许多小碎片来杀伤坦克或装甲车辆内的人员，破坏车内的各种设备。 5 有哪些特种弹？ ①烟幕弹②燃烧弹③照明弹④宣传弹⑤曳光弹⑥信号弹 6 迫击炮弹的弹道特点是什么？弹丸出口速度如何？它的弹尾为什么要做成流线型收尾？榴弹和碎甲弹为何不能这样做？ 弹道特点：弹道弯曲，落角大，弹丸出口速度高 原因：保证飞行稳定和放置发射装药 7 怎样描述杀爆弹的杀伤威力？ 杀伤作用：利用破片的动能；侵彻作用：利用弹丸的动能；爆破作用：利用炸药的化学能；燃烧作用：根据目标的易燃程度以及炸药的成分而定。 8 什么是侵彻？ 利用动能对各种介质的侵入过程。 9 画出杀爆弹弹头、圆柱部和弹尾碎片分布图及各部分产生弹片数量总量的比率。 10 画出底凹弹结构。底凹有什么好处？ ①减小低阻。 ②提高弹体强度。 ③增强飞行稳定。 ④提高威力。

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**

固体火箭冲压发动机设计技术问题分析

第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨　茂 (西北工业大学航天学院,西安　710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0　引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。

火箭发动机的性能参数

火箭发动机的基本性能参数 （1）推力 火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速 度向后喷出所产生的反作用力。由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）； p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2） 从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。成为动推力。它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。 第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。为方便起见，定义p e =e p o 时发动机的工作状态为设计状态。在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。用F e 表示，则: F e =mu e (3.2) 一般情况下，发动机的额定推力是不变的。发动机在接近真空的条件下工作时，

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

固体燃料火箭发动机学习笔记1

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）。

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。

火箭发动机工作原理

火箭发动机工作原理本文包括： 1. 1. 引言 2. 2. 推力和固体燃料火箭 3. 3. 液体推进剂及其他类型的火箭 4. 4. 了解更多信息 5. 5. 阅读所有太空学类文章 迄今为止，人类从事的最神奇的事业就是太 空探索了。它的神奇之处很大程度上是因为 它的复杂性。太空探索是非常复杂的，因为 其中有太多的问题需要解决，有太多的障碍 需要克服。所面临的问题包括： 太空的真空环境 热量处理问题 重返大气层的难题 轨道力学 微小陨石和太空碎片 宇宙辐射和太阳辐射

在无重力环境下为卫生设施提供后勤保障 但在所有这些问题中，最重要的还是如何产生足够的能量使太空船飞离地面。于是火箭发动机应运而生。 一方面，火箭发动机是如此简单，您完全可以自行制造和发射火箭模型，所需的成本极低（有关详细信息，请参见本文最后一页上的链接）。而另一方面，火箭发动机（及其燃料系统）又是如此复杂，目前只有三个国家曾将自己的宇航员送入轨道。在本文中，我们将对火箭发动机进行探讨，以了解它们的工作原理以及一些与之相关的复杂问题。 火箭发动机基本原理 当大多数人想到马达或发动机时，会认为它们 与旋转有关。例如，汽车里的往复式汽油发动 机会产生转动能量以驱动车轮。电动马达产生的转动能量则用来驱动风扇或转动磁盘。蒸汽发动机也用来完成同样的工作，蒸汽轮机和大多数燃气轮机也是如此。 火箭发动机则与之有着根本的区别。它是一种反作用力式发动机。火箭发动机是以一条著名的牛顿定律作为基本驱动原理的，该定律认为“每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力”。火箭发动机向一个方向抛射物质，结果会获得另一个方向的反作用力。 火箭发动机工作原 理

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

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，

火箭发动机试验与测量技术

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

大推力运载火箭发动机RD

大推力运载火箭发动机RD-180 2015年8月俄罗斯官方表示， 中国提出了向俄罗斯购买RD-180大推力运载火箭发动机的请求， 具体合同会在当年底准备完成。 但是最新的消息显示这笔合同出现了问题。 近日， 俄媒引用俄罗斯航天署消息称， 俄罗斯暂不能向中国供应大推力运载火箭发动机， 原因是中国并非“导弹及其技术控制制度”的成员国。 那么俄罗斯的RD-180大推力运载火箭发动机到底有多神奇呢？ 答案是连美国都要买。 RD-180火箭发动机是由俄罗斯研制生产的 一款双燃烧室双喷嘴的液氧煤油发火箭发动机。1996年， RD-180火箭发动机项目成功竞得

美国最新PH“宇宙神”运载火箭第一级发动机的 研发和交付任务。 1997年， 俄罗斯动力机械科研生产联合体与美国签订合作协议， 要求2018年底， 共向美国交付101台RD-180火箭发动机， 每台价值1000万美元。 到2013年后期， 动力机械科研生产联合体已向美国供应了70多台RD-180火箭发动机。

中国这次抛出购买RD-180大推力运载火箭发动机意向， 是基于中国当前空间站计划的航天发射需要， 并同步于在此计划上的国际合作。 但这也暗示中国的航天火箭发动机在大推力范围型号和运载能力上的不足。 目前国际上主要的航天火箭发动机基本就是两种型号， 分别是液氧煤油发动机和氢氧发动机。 不过由于氢氧发动机技术更先进， 因此现有各国研/用型号在推力上无法达到俄RD-180液氧煤油发动机的水平。 长征五号运载火箭作为中国运载火箭更新换代、 追赶国际先进水平的关键一步， 在主要性能指标上已经达到或超过国际主流大型运载火箭的水平。

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)