火箭發(fā)動(dòng)機(jī)基本原理與主要性能參數(shù)課件

1、第三章 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)基本原理與 主要性能參數(shù) 第一節(jié) 火箭推進(jìn)系統(tǒng)的分類(lèi)與定義 第二節(jié) 基本原理與基本關(guān)系式第三節(jié) 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù) 第一節(jié) 火箭推進(jìn)系統(tǒng)的分類(lèi)與定義一、 火箭推進(jìn)系統(tǒng)的分類(lèi) 下一頁(yè)返回二、 火箭推進(jìn)系統(tǒng)的定義 推進(jìn)系統(tǒng)是指利用反作用原理為飛行器提供推力的一種裝置(亦稱(chēng)動(dòng)力系統(tǒng))，而火箭推進(jìn)系統(tǒng)是一種噴氣推進(jìn)裝置。自身攜帶能源和工質(zhì)，而不需要外界大氣中的氧作為氧化劑而工作的噴氣推進(jìn)系統(tǒng)稱(chēng)做火箭推進(jìn)系統(tǒng)。凡用化學(xué)推進(jìn)劑做能源的火箭推進(jìn)系統(tǒng)，稱(chēng)為化學(xué)能火箭推進(jìn)系統(tǒng)。返回上一頁(yè)第二節(jié) 基本原理與基本關(guān)系式一、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理:火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程可以概括為兩個(gè)基本過(guò)程，即燃

2、燒過(guò)程和流動(dòng)過(guò)程。 燃燒過(guò)程是在發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室中進(jìn)行，將推進(jìn)劑的化學(xué)能轉(zhuǎn)變成熱能；流動(dòng)過(guò)程是在噴管中完成的，燃燒產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)?工質(zhì))進(jìn)入管，在噴管內(nèi)膨脹加速，最后從噴管高速?lài)姵觥?流動(dòng)過(guò)程是工質(zhì)的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)閯?dòng)能。 因此，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程是能量轉(zhuǎn)換過(guò)程。 下一頁(yè)返回二、理想火箭發(fā)動(dòng)機(jī)1.基本假設(shè)2.理想火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán) 三、噴管理論及基本關(guān)系式1.一維定常熵流動(dòng)的基本方程2.熱力學(xué)與氣體動(dòng)力學(xué)基本關(guān)系式下一頁(yè)返回上一頁(yè)3噴管中的等熵流動(dòng)理論(1) 噴管形狀對(duì)流動(dòng)的影響 當(dāng)Ma0)，則需使dA1時(shí)，即超音速流動(dòng)時(shí)，欲使d u0，即繼續(xù)增大超音速氣流速度，則需使dA0，即必須逐漸增大流

3、動(dòng)截面積； 當(dāng)Ma=1時(shí)，即為音速流動(dòng)，此時(shí)dA=0,由前面的和結(jié)論，流動(dòng)截面必為最小截面，此時(shí)稱(chēng)為臨界截面，或叫喉部截面。 (2) 臨界參數(shù)它是指Ma=1時(shí)的流動(dòng)狀態(tài)下的氣流參數(shù)，而這種狀態(tài)叫臨界狀態(tài)。 (3) 噴管排氣速度上一頁(yè)返回第三節(jié) 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主要性能參數(shù)一、 推力 二、 推力系數(shù)三、 特征速度 四、 總沖 五、 比沖 六、 發(fā)動(dòng)機(jī)后效沖量 七、 效率 八、 推質(zhì)比 九、 推進(jìn)劑質(zhì)量混合比 返回一、 推力1定義火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(推力室)的推力定義是當(dāng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，作用在火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(推力室)內(nèi)、外壁所有表面上的作用力之合力 2 推力的表達(dá)式 F=e0pindA+e0pexdA 3 真空

4、推力與特征推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在真空環(huán)境中工作時(shí)發(fā)出的推力叫真空推力。真空推力表達(dá)式為： FV=mue+Aepe 我們稱(chēng)pe=pa條件下的狀為設(shè)計(jì)狀態(tài)，在噴管設(shè)計(jì)中常稱(chēng)此狀態(tài)為完全膨脹狀態(tài)。該狀態(tài)下的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力為特征推力，記為F， F=mue 返回二、 推力系數(shù)1 推力系數(shù)定義及表達(dá)式 推力系數(shù)定義為推力F與Atpc乘積成正比的比例系數(shù)，或者為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)(推力室)推力F與噴管喉面At和燃燒室壓強(qiáng)乘積之比。 推力表達(dá)式可寫(xiě)成F=cFAtpc 2 真空推力系數(shù)和特征推力系數(shù) 真空推力所對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)稱(chēng)真空推力系數(shù) ，用cFV表示。 特征推力所對(duì)應(yīng)的推力系數(shù)稱(chēng)特征推力系數(shù)，亦稱(chēng)最佳推力系數(shù)，用cF表示

5、3 影響推力系數(shù)的主要因素 返回三、 特征速度 流量系數(shù)的倒數(shù)叫做特征速度，記為c*,其單位為ms，是個(gè)速度量綱，所以稱(chēng)特征速度，但它并不具有真實(shí)速度的含義。c*值越大，表明推進(jìn)劑的能量特性越大，燃燒室內(nèi)的燃燒過(guò)程越完善。因而它是評(píng)定火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部工作過(guò)程質(zhì)量的指標(biāo)，可以通過(guò)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的地面試驗(yàn)來(lái)求得實(shí)際的特征速度。 c*= At/mpta0pdt=AtIp/mp mp推進(jìn)劑質(zhì)量 ； Ip發(fā)動(dòng)機(jī)的壓沖； At噴管喉部面積。 返回四、 總沖 由沖量的物理意義可知，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與推力作用時(shí)間的乘積稱(chēng)為發(fā)動(dòng)機(jī)的推力沖量(或稱(chēng)總沖) 1 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí)間定義為： 從燃

6、燒室初始?jí)簭?qiáng)建立到有效工作終點(diǎn)壓強(qiáng)之間的對(duì)應(yīng)時(shí)間間隔 。2 總沖 總沖是表示火箭發(fā)動(dòng)機(jī)工作能力的指標(biāo)。其定義為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力F對(duì)工作時(shí)間ta的積分，以I表示，單位為Ns(或kgms)。I=ta0Fdt 返回五、 比沖 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)在穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)下，單位質(zhì)量推進(jìn)劑所產(chǎn)生的沖量定義為發(fā)動(dòng)機(jī)的比沖，以ISP表示，單位為Nskg(或ms) ，即ISP=I/mp=ta0Fdt/ta0mdt 比沖是火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能參數(shù)，它直接影響著火箭的運(yùn)載能力或火箭的射程，也影響著火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸或結(jié)構(gòu)質(zhì)量。當(dāng)總沖一定，比沖越高，則所需的推進(jìn)劑的質(zhì)量可減少，其相應(yīng)的結(jié)構(gòu)尺寸和結(jié)構(gòu)質(zhì)量就?。蝗绻七M(jìn)劑質(zhì)量確定，比沖

7、越高，則可提高火箭的射程或增大火箭的運(yùn)載能力。 返回六、 發(fā)動(dòng)機(jī)后效沖量 不論液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)或是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，都存在一個(gè)后效沖量問(wèn)題。在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)出關(guān)機(jī)指令后，液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)殘余推進(jìn)劑產(chǎn)生沖量；而固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的藥柱燃燒會(huì)有剩藥產(chǎn)生沖量，皆稱(chēng)為后效沖量。定義式為： Ic=tmtbF(t)dt式中tb關(guān)機(jī)指令發(fā)出時(shí)間，s； tm推力消失為零的時(shí)間，s。 為了減少后效沖量及其偏差，通常對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)置快速關(guān)機(jī)的斷流閥門(mén)等措施，對(duì)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)可采取推力終止裝置等措施。 返回七、 效率 效率分為熱效率(內(nèi)效率)、推進(jìn)效率(外效率)和總效率。 1 熱效率 影響發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率的因素有： (1) 燃

8、燒產(chǎn)物離解 (2) 燃燒不完全(3) 熱力學(xué)損失 (4) 噴管損失 2 推進(jìn)效率 推進(jìn)效率又稱(chēng)“外效率”，表示發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噴氣動(dòng)能轉(zhuǎn)變?yōu)橥七M(jìn)功的程度。 3 總效率 火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的總效率是熱效率與推進(jìn)效率的乘積。它表示推進(jìn)劑完全燃燒放出的熱量轉(zhuǎn)變?yōu)橛行七M(jìn)功的程度，實(shí)際上是比沖效率。 返回八、 推質(zhì)比 推質(zhì)比是火箭推進(jìn)系統(tǒng)在靜止條件下海平面推力與火箭結(jié)構(gòu)質(zhì)量之比。由定義可寫(xiě)出下式 N=F/mg F火箭發(fā)動(dòng)機(jī)海平面推力，N m火箭結(jié)構(gòu)質(zhì)量，kg推質(zhì)比反映了火箭推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)質(zhì)量的優(yōu)劣及制造、結(jié)構(gòu)材料的水平推質(zhì)比越大，則飛行器的加速度越大。它對(duì)火箭的性能有重要的影響，直接影響著火箭的運(yùn)載能力和飛行的穩(wěn)定性，以及導(dǎo)彈的射程 。 返回九、 推進(jìn)劑質(zhì)量混合比 推進(jìn)劑質(zhì)量混合比是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的重要性能參數(shù)。定義為液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氧化劑質(zhì)量流量與燃料質(zhì)量流量之比，記為k，即 k=m0mf 式中m0氧化劑質(zhì)量流量