空间飞行器设计第6讲课件

《空间飞行器设计第6讲课件》由会员分享，可在线阅读，更多相关《空间飞行器设计第6讲课件（78页珍藏版）》请在装配图网上搜索。

1、 6.1 火箭发动机的作用、特点及分类 火箭推进系统（火箭发动机）是一种喷气推进装置，靠喷射推进剂产生推力。特点：特点：工作不依靠空气，是大气层外飞行和宇 宙航行的主要动力装置。分类（按推进剂）：分类（按推进剂）：液体推进剂火箭发动机、固体推进剂火箭发动机、混合推进剂火箭发动机。1 1 6.1 火箭发动机的作用、特点及分类11 液体火箭发动机 X-15高超音速试验机使用液体火箭发动机创造大气层内飞机飞行速度纪录M5.135。2 21 液体火箭发动机 X-15高超音速试验机使用液体1 液体火箭发动机图6.1 液体推进剂火箭发动机 液体推进剂在压液体推进剂在压力作用下由贮箱输力作用下由贮箱输送到推

2、力室，经反送到推力室，经反应得到热燃气，该应得到热燃气，该热燃气经加速从热燃气经加速从LavalLaval喷管高速喷射喷管高速喷射而出，并将冲量施而出，并将冲量施加于飞行器系统。加于飞行器系统。3 31 液体火箭发动机图6.1 液体推进剂火箭发动机 液2.固体推进剂火箭发动机图6.2 固体推进剂火箭发动机 固体推进剂（药柱）在燃烧室或发动机壳体内燃烧。固体推进剂（药柱）在燃烧室或发动机壳体内燃烧。通常在药柱的暴露表面上按预定的速率缓慢平稳地燃烧。通常在药柱的暴露表面上按预定的速率缓慢平稳地燃烧。4 42.固体推进剂火箭发动机图6.2 固体推进剂火箭发动机 3.混合推进剂火箭发动机 既使用液体推

3、进剂，又使用固体推进剂。如将液体既使用液体推进剂，又使用固体推进剂。如将液体氧化剂喷射到含碳固体药柱的燃烧室内，经化学反应氧化剂喷射到含碳固体药柱的燃烧室内，经化学反应得到热燃气。得到热燃气。5 53.混合推进剂火箭发动机 既使用液体推进剂，又使用固6.2 火箭发动机的主要性能参数推力、喷气速度、推力系数、总冲、比冲、推力质量比等。表征火箭发动机性能和工作质量的基本性能参数大致有:6 66.2 火箭发动机的主要性能参数推力、表征火箭6.2.1 推力推力作用在发动机内外表面上的合力。由动量定理可以推出：式中，式中，动推力动推力,为推力主要部分；约为推力主要部分；约90%90%静推力，静推力，由此

4、，可得几种工况的推力。由此，可得几种工况的推力。7 76.2.1 推力推力作用在发动机内外表面上的合力。式中，1.设计推力状态：pepa2.海平面推力3.真空推力8 81.设计推力状态：pepa2.海平面推力3.真空推力图6.4 推力随高度的变化曲线9 9图6.4 推力随高度的变化曲线96.2.2 喷气速度 燃气产物的平均摩尔质量；R0 通用气体常数,8.3144J/kmol.K；pe喷管出口处的燃气压力；pc燃烧室出口处的燃气压力；K燃气的比热比。由此可见：ue与推进剂性能有关，也与喷管的膨胀比有关。10106.2.2 喷气速度 燃气产物的平均摩尔质量；106.2.3 质量流率下角t表示喷管

5、临界截面。6.2.4 推力系数 推力系数，它表征喷管的特性。11116.2.3 质量流率下角t表示喷管临界截面。6.2.4 推力6.2.5 总冲与比冲如果推力恒定：It=Pt总冲反映了发动机的综合能力大小。火箭发动机总冲是发动机工作过程中推力对时间的积累效应。12126.2.5 总冲与比冲如果推力恒定：It=Pt总冲反映了发动比冲燃烧1kg质量推进剂所产生的总冲：mp推进剂总有效质量；Is平均比冲。对液体火箭发动机，比冲为每秒消耗1kg质量的推进剂所产生的推力大小：比冲是火箭发动机的一个重要性能参数。1313比冲燃烧1kg质量推进剂所产生的总冲：mp推进剂总有6.2.6 密度比冲和推进剂的混合

6、比 总冲总冲整个燃烧时间整个燃烧时间t t内推力内推力(可能随时间的变化）可能随时间的变化）的积分：的积分：密度比冲定义为单位体积推进剂流量所产生推力：密度比冲定义为单位体积推进剂流量所产生推力：T推进剂密度。推进剂的混合比定义为氧化剂流量与燃烧剂流量之比：14146.2.6 密度比冲和推进剂的混合比 总冲整推进装置的能源与推进剂1515推进装置的能源与推进剂15典型化学火箭发动机与两种通管推进系统性能比较1616典型化学火箭发动机与两种通管推进系统性能比较16例题6-1 设某型火箭特性如下：初始质量初始质量 200kg200kg；发动机工作结束后质量发动机工作结束后质量 130kg130kg

7、 有效载荷、非推进系统结构质量有效载荷、非推进系统结构质量 110kg110kg 发动机工作时间发动机工作时间 3.0s3.0s 推进剂平均比冲推进剂平均比冲 240s240s求：求：火箭的质量比；推进剂质量分数；推进剂流量；推火箭的质量比；推进剂质量分数；推进剂流量；推火箭的质量比；推进剂质量分数；推进剂流量；推火箭的质量比；推进剂质量分数；推进剂流量；推力；推重比；加速度；等效排气速度；总冲。力；推重比；加速度；等效排气速度；总冲。力；推重比；加速度；等效排气速度；总冲。力；推重比；加速度；等效排气速度；总冲。1717例题6-117解：解：飞行器质量比飞行器质量比MRMR1 1：发动机系统

8、质量比发动机系统质量比MRMR2 2（发动机系统空载质量与初始质量（发动机系统空载质量与初始质量分别为：分别为：20kg,90kg.20kg,90kg.推进剂质量为推进剂质量为200-130=70(kg),200-130=70(kg),推进剂流量为：推进剂流量为：推进剂质量分数为：推进剂质量分数为：推力推力等效排气速度等效排气速度总冲总冲1818解：飞行器质量比MR1：发动机系统质量比MR2（发动机系统空6.3 液体火箭发动机 液体火箭发动机推进剂的组元平时存放在单独的储箱里，液体火箭发动机推进剂的组元平时存放在单独的储箱里，工作时，利用专门的推进剂输送系统分别将它们送进燃烧室。工作时，利用专

9、门的推进剂输送系统分别将它们送进燃烧室。按液体火箭发动机推进剂的输送系统（增压装置）分为挤按液体火箭发动机推进剂的输送系统（增压装置）分为挤压式和泵压式。压式和泵压式。6.3.1 液体火箭发动机的工作原理19196.3 液体火箭发动机 液体火箭发动机推进剂的2020201.挤压式输送系统的液体火箭发动机 借助高压气体的压强，将推进剂由贮箱经管路、活门、喷注器送入燃烧室进行燃烧。高压气体应采用惰性气体：氮气、氦气，或空气等。挤压式输送系统的贮箱工作压力为1.39MPa，高压气瓶压力达6.969MPa。系统结构简单，易实现多次起动。适用于小推力或工作时间较短的发动机，通常有多个推力室。如运载火箭上

10、面级推进系统和航天器姿态控制发动机。21211.挤压式输送系统的液体火箭发动机 借助高压气体的图6.5 挤压式供应系统示意图2222图6.5 挤压式供应系统示意图22 液体双组元推进剂由一种液体氧化剂（如液氧）和一种液体燃料（如煤油）组成。单组元推进剂是一种同时包含氧化成分和燃料成分的液体，对其适当催化后即分解为高温燃气。2323 液体双组元推进剂由一种液体氧化剂（如液氧）和2.泵压式输送系统 泵压式输送系统靠泵来输送推进剂。泵靠涡轮驱动。涡轮的输出功率则又来自炽热气体膨胀而获得的能量。泵压式液体火箭发动机系统通常用于推进剂量大、推力大的场合，如运载火箭的动力装置中。涡轮泵输送系统有多种方式。

11、24242.泵压式输送系统 泵压式输送系统靠泵来输送推进2.泵压式输送系统 用于泵压式输送系统的贮箱，相对较轻。只需对用于泵压式输送系统的贮箱，相对较轻。只需对其略微增压，以防泵入口处的其略微增压，以防泵入口处的“汽蚀汽蚀”，平均压力为，平均压力为0.070.34MPa0.070.34MPa。一般可用压缩空气、氦气、低沸点氧。一般可用压缩空气、氦气、低沸点氧化剂（如液氢）汽化产生的蒸汽增压。化剂（如液氢）汽化产生的蒸汽增压。泵压式系统还可分为开环和闭环系统。泵压式系统还可分为开环和闭环系统。开环系统：开环系统：来自涡轮的工作流质不再进入发动来自涡轮的工作流质不再进入发动 机燃烧室；机燃烧室；闭

12、环系统：闭环系统：来自涡轮的全部工作流质被喷入发来自涡轮的全部工作流质被喷入发 动机燃烧室，再次利用。动机燃烧室，再次利用。25252.泵压式输送系统 用于泵压式输送系统的贮箱图6.6 具有涡轮泵输送系统和独立的燃气发生器的液体火箭发动机 闭环系统能更有效地利用燃料，性能比开环系统更高，一般可提高比冲15%。2626图6.6 具有涡轮泵输送系统和独立的燃气发生器的液体火箭发动图6.7 用于液体火箭发动机的各种涡轮泵输送系统示意图2727图6.7 用于液体火箭发动机的各种涡轮泵输送系统示意图27开环系统：1 1）燃气发生器循环系统。推动涡轮的工质是较低温）燃气发生器循环系统。推动涡轮的工质是较低

13、温度的燃气。度的燃气。2 2）抽气循环系统（燃烧室气体分流系统）。取消了）抽气循环系统（燃烧室气体分流系统）。取消了燃气发生器，但从燃烧室引出燃气技术难度大。燃气发生器，但从燃烧室引出燃气技术难度大。3 3）冷却剂分流或泄漏系统。局限于以液氢为燃烧剂）冷却剂分流或泄漏系统。局限于以液氢为燃烧剂的发动机。涡轮功率较低。的发动机。涡轮功率较低。闭环系统：1 1）膨胀循环系统。涡轮作功能力与提高燃烧室压力）膨胀循环系统。涡轮作功能力与提高燃烧室压力是一对矛盾，一般上限为是一对矛盾，一般上限为78MPa78MPa。2 2）分级燃烧循环系统（补燃式循环系统）。涡轮输）分级燃烧循环系统（补燃式循环系统）。

14、涡轮输出功率大，对涡轮制造要求高。出功率大，对涡轮制造要求高。2828开环系统：闭环系统：28图6.8 用液氢和液氧做推进剂的航天飞机 主发动机分级燃烧系统的流动简图2929图6.8 用液氢和液氧做推进剂的航天飞机296.3.2 液体火箭发动机的推进剂液体火箭发动机的推进剂 液体火箭推进剂是一种或几种液体物质的组合，包括燃烧剂和氧化剂。它们能够进行放热的化学反应，形成高温的反应产物，用以直接产生反作用推力。推进剂组元指单独储存并单独向发动机供给的推进剂组成部分。30306.3.2 液体火箭发动机的推进剂 液体火箭推燃烧剂燃烧剂是推进剂中的可燃物质：液氢，偏二甲肼，一甲基肼，煤油等。氧化剂氧化剂

15、是推进剂中的助燃物质：液氧，四氧化二氮，氟，氯，硝酸等。单组元推进剂：过氧化氢（H2O2）,无水肼，肼，硝基肼。3131燃烧剂是推进剂中的可燃物质：31一、对液体推进剂的要求(1)(1)能量特性高，即比冲和密度比冲高能量特性高，即比冲和密度比冲高能量特性高，即比冲和密度比冲高能量特性高，即比冲和密度比冲高H喷管中的焓降，H=He-H;Q推进剂的热值(J/kg)。3232一、对液体推进剂的要求(1)能量特性高，即比冲和密度比冲高(2)物理化学性能稳定物理化学性能稳定 许多推进剂能做到长期（许多推进剂能做到长期（1515年以上）贮存不变质、年以上）贮存不变质、不分解，低冰点、液态范围宽，与大气反应

16、极小。希不分解，低冰点、液态范围宽，与大气反应极小。希望推进剂没有明显的吸湿性，有少量杂质时不产生不望推进剂没有明显的吸湿性，有少量杂质时不产生不良效应；推进剂在工作或贮存期间甚至在温度升高时良效应；推进剂在工作或贮存期间甚至在温度升高时不会分解，与管道、贮箱壁、密封材料接触时不发生不会分解，与管道、贮箱壁、密封材料接触时不发生化学变质。化学变质。(3)可作为冷却剂可作为冷却剂 用于冷却推力室的推进剂，希望比热高、导热系用于冷却推力室的推进剂，希望比热高、导热系数高、沸点高、分解温度高等特性。数高、沸点高、分解温度高等特性。3333(2)物理化学性能稳定33(4)输送、雾化性能好输送、雾化性能

17、好 粘度小、表面张力系数小，可使流阻与喷管压力粘度小、表面张力系数小，可使流阻与喷管压力损失小，有利于喷射、雾化、混合，提高燃烧效率。损失小，有利于喷射、雾化、混合，提高燃烧效率。而推进剂蒸汽压和密度随时间的变化过大或黏度随时而推进剂蒸汽压和密度随时间的变化过大或黏度随时间变化过高，将使火箭发动机流动系统难以得到精确间变化过高，将使火箭发动机流动系统难以得到精确控制。控制。343434(5)满足发动机起动迅速、平稳的要求满足发动机起动迅速、平稳的要求 对非自燃推进剂要求着火延滞期小，着火温度低，对非自燃推进剂要求着火延滞期小，着火温度低，对自燃推进剂自燃时滞小。有时军事用途发射时，还要对自燃推

18、进剂自燃时滞小。有时军事用途发射时，还要求无烟和无排气火焰。求无烟和无排气火焰。(6)废气、废水处理容易，不会严重污染环境。废气、废水处理容易，不会严重污染环境。燃烧产物不应严重污染环境。火焰中的电子还会造燃烧产物不应严重污染环境。火焰中的电子还会造成无线电干扰或衰减。成无线电干扰或衰减。(7)来源较丰富，价格较低。来源较丰富，价格较低。3535(5)满足发动机起动迅速、平稳的要求351.液氧液氧(O2），），缩写为缩写为缩写为缩写为LOXLOX 淡兰色透明液体，溶点淡兰色透明液体，溶点54.4Ko，沸点沸点90.1Ko，密度为，密度为1144kg/m3。化学性能稳定。与乙炔、。化学性能稳定。

19、与乙炔、甲烷、氢气等以适当的比例混合极易爆炸。甲烷、氢气等以适当的比例混合极易爆炸。2.四氧化二氮四氧化二氮(N2O4)高密度棕色液体，溶点高密度棕色液体，溶点高密度棕色液体，溶点高密度棕色液体，溶点261.9K261.9Ko o，沸点沸点沸点沸点294.3K294.3Ko o，密，密，密，密度为度为度为度为1451kg/m1451kg/m3 3。化学性能稳定。化学性能稳定。化学性能稳定。化学性能稳定。二、常用的液体氧化剂已得到应用的主要有：液氧和液氟的混合物、已得到应用的主要有：液氧和液氟的混合物、OF2、ClF3、或、或ClF5等。等。36361.液氧(O2），缩写为LOX 淡兰色透明液体

20、3.硝酸硝酸(HNO3)纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈现棕红色（红烟硝酸，现棕红色（红烟硝酸，RFNA）。火箭发动机用硝酸）。火箭发动机用硝酸含水量不得超过含水量不得超过4%。密度。密度1.51.6。m.p.-42,b.p.83.在硝酸中加入磷酸、氢氟酸可减少其对于材料的在硝酸中加入磷酸、氢氟酸可减少其对于材料的腐蚀性；加入适量四氧化二氮（称发烟硝酸，深红腐蚀性；加入适量四氧化二氮（称发烟硝酸，深红色）可提高氧化能力、热值和密度，降低冰点和腐色）可提高氧化能力、热值和密度，降低冰点和腐蚀性，及改善点火性能。如蚀性，及改善点火性能。如AK-2

21、0，AK-27，AK-40等，表明其等，表明其N2O4含量。含量。优点：优点：来源丰富、价廉、易贮存。沸点、密度高，来源丰富、价廉、易贮存。沸点、密度高，与肼类燃料形成自燃推进剂。与肼类燃料形成自燃推进剂。缺点：缺点：有毒；对金属有腐蚀性；需防护。有毒；对金属有腐蚀性；需防护。37373.硝酸(HNO3)374.过氧化氢过氧化氢(H2O2)为为70%99%的高浓度过氧化氢。的高浓度过氧化氢。X-1和和X-15曾使用。曾使用。在推力室里，其在催化剂作用下发生分解，在推力室里，其在催化剂作用下发生分解，产物为过热蒸汽和气态氧。产物为过热蒸汽和气态氧。优点：优点：排气无毒。排气无毒。缺点：缺点：稳定

22、性差；受污染的液体过氧化氢必须在稳定性差；受污染的液体过氧化氢必须在达到达到448K左右的危险温度前处理掉，否则会发左右的危险温度前处理掉，否则会发生爆炸；对人体皮肤可能造成灼伤；与木材、油生爆炸；对人体皮肤可能造成灼伤；与木材、油料及许多有机物接触会起火。料及许多有机物接触会起火。38384.过氧化氢(H2O2)385.四氧化二氮四氧化二氮(N2O4)为黄褐色高密度液体。美国最常用的可贮为黄褐色高密度液体。美国最常用的可贮存氧化剂。大力神火箭使用。冰点存氧化剂。大力神火箭使用。冰点-11.23C，沸点沸点21.5C 优点：优点：中等腐蚀性，但吸湿后成强酸。于相容中等腐蚀性，但吸湿后成强酸。于

23、相容 材料制成的密封容器中可无限期贮存。材料制成的密封容器中可无限期贮存。缺点：缺点：液态范围窄，易结冰或蒸发。液态范围窄，易结冰或蒸发。39395.四氧化二氮(N2O4)39三、常用液态燃料1.液氢（液氢（H2）无色透明液体，热值高，比热大。与液氧无色透明液体，热值高，比热大。与液氧的推进剂无毒，对结构材料不腐蚀，燃烧产物的推进剂无毒，对结构材料不腐蚀，燃烧产物为水蒸汽，无污染。为水蒸汽，无污染。易蒸发、易爆炸。采用氮气置换法进行置易蒸发、易爆炸。采用氮气置换法进行置换。溶点换。溶点19.5Ko，沸点沸点20.4Ko，密度为，密度为71kg/m3。化学性能稳定，可用不锈钢、镍铬合。化学性能稳

24、定，可用不锈钢、镍铬合金、高镍钢、低碳钢等作容器。金、高镍钢、低碳钢等作容器。4040三、常用液态燃料1.液氢（H2）402.火箭煤油火箭煤油 主要成分是烷烃、环烷烃、芳香烃。水白主要成分是烷烃、环烷烃、芳香烃。水白色至淡黄色不等。沸点高，容易存储，稳定性色至淡黄色不等。沸点高，容易存储，稳定性好。本身是优良的溶剂，对冲击、振动等不敏好。本身是优良的溶剂，对冲击、振动等不敏感。感。热值比酒精高，比肼类燃料低；燃烧不太稳热值比酒精高，比肼类燃料低；燃烧不太稳定，不能与常规氧化剂组合成自燃推进剂，但定，不能与常规氧化剂组合成自燃推进剂，但加入一定量偏二甲肼（称油肼，有毒，与硝酸加入一定量偏二甲肼（

25、称油肼，有毒，与硝酸等可组成自燃推进剂）可改善点火性能和燃烧等可组成自燃推进剂）可改善点火性能和燃烧稳定性。稳定性。41412.火箭煤油413.肼类燃料肼类燃料 最常用的是偏二甲肼(CH3)2N-NH2，UDMH，还有无水肼N2H4，混肼-50（偏二甲肼和无水肼各50%），一甲基肼CH3NH-NH2等。偏二甲肼，无色液体，有吸湿性、带鱼腥味。稳定性好，与一般金属相容，对橡胶、塑料等有泡涨作用。在隔离空气的条件下能长期储存；储存温度低于48.80C。有毒，需防护。42423.肼类燃料42 偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二氮或硝酸组成自燃推进剂，比冲大，在导

26、弹氮或硝酸组成自燃推进剂，比冲大，在导弹中广泛使用。中广泛使用。在在343oC迅速发生分解反应，在迅速发生分解反应，在345350oC会发生爆炸；用空气增压至会发生爆炸；用空气增压至5.2MPa时会爆炸，时会爆炸，但用但用95%的氮气增压到的氮气增压到12.8MPa时仍不爆炸，时仍不爆炸，故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。4343 偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二氮或硝酸组成表6-1 燃料与氧化剂的某些物理化学特征4444表6-1 燃料与氧化剂的某些物理化学特征44表6-2 现代主要液体火箭燃料的某些特性4545表6-2 现代主要液体火箭燃料的某些特性

27、456.3.3 液体火箭发动机的构造特点图6.9 再生式冷却管束式推力室结构46466.3.3 液体火箭发动机的构造特点图6.9 再生式冷却管束 液体火箭发动机的主要部件就是推力室推力室，也就是一个燃烧装置。在此，推进剂经节流喷注、雾化、混合、燃烧而形成气态反应产物，以高速从喷管中喷出而产生推力。推力室主要部件有：喷注器、燃烧室、喷管喷注器、燃烧室、喷管1.喷注器 使推进剂按一定流量引入燃烧室，使其雾化并以一定比例混合，形成均匀的燃烧剂氧化剂的混合物，便于汽化和燃烧。4747 液体火箭发动机的主要部件就是推力室，也就是一个图6.10 几种喷嘴型式的简图4848图6.10 几种喷嘴型式的简图48

28、2.燃烧室燃烧室1)是推进剂雾化、混合和燃烧的容腔，形状为球形或圆柱形；2)温度高（3000K以上），必须冷却。目前大部分推力室采用再生冷却推力室结构。3.喷管喷管 高温燃气需在其中膨胀、加速，产生高速射流，故火箭发动机均采用超音速喷管，呈收敛扩散形。应保证气流流动损失最少，出口气流尽量与发动机轴平行。49492.燃烧室496.4 固体火箭发动机固体火箭发动机 使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受25003500的高温和1022107Pa的高压，用高强

29、度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。50506.4 固体火箭发动机 使用固体推进剂的化学火箭 特点：推进剂直接装填于燃烧室。特点：推进剂直接装填于燃烧室。工作过程：工作过程：点火药点火点火药点火产生燃气产生燃气药柱点燃、燃烧。药柱点燃、燃烧。推力终止措施：推力终止措施：1）燃烧室周围开径向孔，由此排除燃气；）燃烧室周围开径向孔，由此排除燃气；2）燃烧室头部装一组向前倾斜的反向喷管）燃烧室头部装一组向前倾斜的反向喷管1.发动机构造发动机构造6.4.1发动机组成及其工作原理发动机组成及其工作原

30、理5151 特点：推进剂直接装填于燃烧室。1.发动机构造6.图图 6 611 11 固体火箭发动机示意图固体火箭发动机示意图1 1燃烧室壳体；燃烧室壳体；2 2药柱；药柱；3 3隔热层；隔热层；4 4药柱固定件；药柱固定件；5 5喷管底部；喷管底部；6 6喷管摆动传动机构；喷管摆动传动机构；7 7喷管组件；喷管组件；8 8堵盖；堵盖；9 9喉部镶块；喉部镶块；1010侧面喷管；侧面喷管；1111推力终止装置；推力终止装置；1212点火器；点火器；1313前盖前盖5252图 611 固体火箭发动机示意图522.装药的填充1）自由填充：推进剂事先制成药柱，发动机装配时将其放入燃烧室。燃烧室应保证足

31、够的开口尺寸。2)贴壁浇注：直接充填在燃烧室内，装药的几何形状由模具保证。药柱某些表面可用缓燃（难燃）材料包覆，称包覆层，用于控制燃烧的面积大小和变化规律，进而满足推力要求。53532.装药的填充1）自由填充：推进剂事先制成药柱，发动机装 优点优点:1)结构简单，无复杂的输送系统、冷却要求；2）装固体火箭发动机的火箭操作简单，发射准备和启动灵便；3）固体推进剂性能稳定，在发射阵地上能长期储存；4）发动机零组件少，与液体火箭发动机相比，可靠性高。3.固体火箭发动机的优缺点5454 优点:1)结构简单，无复杂的输送系统、冷却要求；缺点：缺点：1)固体推进剂能量（真空比冲25003000m/s)比液

32、体推进剂（真空比冲高于4000m/s)低；2)装药工作起始温度（环境温度）对燃烧室压力和工作时间影响大；3)加速度大,推力大小、方向难调节；4)一般只能一次启动,重复启动困难,不利于载人飞行。5555 缺点：1)固体推进剂能量（真空比冲250030(1)胶体推进剂 又称双基推进剂，是一种有机物的固态溶液（混合物)。常用的是硝化纤维在某些炸药（硝化甘油和硝化二醇等）的胶状溶液。此外，还加入一些添加剂（改善稳定、催燃、热塑性）。(2)复合推进剂 特点：氧化剂微粒均布在固体燃烧剂中（属机械混合物）。6.4.2 固体推进剂固体推进剂1.1.推进剂的种类推进剂的种类5656(1)胶体推进剂 又称双基推进

33、剂，是一种有机物氧化剂：硝酸盐、氯酸盐。燃烧剂：有一定的机械性能和粘附性，常用的有：橡胶、树脂、有机聚合物，也有金属燃烧剂（铝、铍、锂等）2.固体推进剂的药柱形状固体推进剂的药柱形状1）端面燃烧（用于助推器和燃气发生器）2）侧面燃烧3）端、侧面同时燃烧5757氧化剂：硝酸盐、氯酸盐。57图 612 a 端面燃烧药柱1）端面燃烧）端面燃烧 药柱为圆柱形，全部侧面和另一端面有包覆层阻燃，燃烧时燃面沿轴向进行（一维燃烧），多用于助推器和燃气发生器。5858图 612 a 端面燃烧药柱1）端面燃烧58图 612b 侧面燃烧药柱形状5959图 612b 侧面燃烧药柱形状592）侧面燃烧）侧面燃烧 药柱两

34、个端面有包覆层阻燃，形状很多。又分内侧面和外侧面燃烧两种。从燃烧方向上看，属于二维燃烧。内侧面燃烧时，药柱由内向外燃烧，燃烧室壁与燃气隔离，故隔热要求较低。外侧面燃烧或内、外侧面同时燃烧时，要有上乘的隔热措施。60602）侧面燃烧60图 612 各种典型药柱内侧面形状3）端、侧面同时燃烧）端、侧面同时燃烧 内、外侧面和端面同时燃烧，属三维燃烧。用于大型发动机，壳体采用分段浇注法。6161图 612 各种典型药柱内侧面形状3）端、侧面同时燃烧616.5 固液混合火箭发动机 使用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机。与液体火箭发动机一样，可采用挤压式和泵式输送系统。图 613 挤压式混合火箭发

35、动机示意图62626.5 固液混合火箭发动机 使用固体组元1.固液组合推进剂 1)多采用固体燃烧剂和液体氧化剂（固体密度大，该组合可提高平均密度比冲）;2)固体氧化剂是粉末装，难于制成有一定形状和机械强度的的药柱。3）固体燃烧剂一般选用贫氧固体推进剂而不是纯燃烧剂，有利于工艺成型和点火燃烧。63631.固液组合推进剂 1)多采用固体燃烧剂和液体2.混合火箭发动机的工作原理l工作过程：工作过程：固体药柱受热气化与液体组元的蒸气互相混合燃烧。l与固体火箭发动机的区别：与固体火箭发动机的区别：固体火箭发动机推进剂中同时包含氧化剂和燃烧剂，燃烧在固态就开始进行。混合火箭发动机的固体组元中只含燃烧剂（或

36、氧化剂），无固相反应，只气化而不燃烧。64642.混合火箭发动机的工作原理工作过程：642.混合火箭发动机的工作原理l要提高气化面积。固体组元气化的速度一般很低(15mm/s)，故为满足一定的流率要求，需气化面积大、药柱肉厚薄。为使气化表面上的气体组元与液体组元蒸气混合均匀、燃烧完全，常在混合火箭发动机的燃烧室内加装扰流器扰流器。（如下图）65652.混合火箭发动机的工作原理65图 614 带分段药柱的固液混合火箭发动机燃烧室6666图 614 带分段药柱的固液混合火箭发动机燃烧室66l固体组元的气化速度与沿其气化表面的燃气流量有关，亦即与液体组元的流量有关。故要改变液体组元的流量来调节发动机

37、推力时，应同时改变固体组元的消耗量。l为实现两种组元的比例（固液比），应采用为实现两种组元的比例（固液比），应采用两区供入液体组元方案。如液体组元由燃烧室两区供入液体组元方案。如液体组元由燃烧室头部和药柱空腔供入方案，既易于控制流过固头部和药柱空腔供入方案，既易于控制流过固体组元表面的燃气流量，又能保持最佳固体组元表面的燃气流量，又能保持最佳固液液混合比。混合比。676767图 615 液体组元由燃烧室头部和药柱后空腔两区供入的方案6868图 615 液体组元由燃烧室头部和药柱后空腔两区供入的方案3.固液混合火箭发动机的特点 混合火箭发动机主要性能优于固体或液体火箭发动机混合火箭发动机主要性能

38、优于固体或液体火箭发动机混合火箭发动机主要性能优于固体或液体火箭发动机混合火箭发动机主要性能优于固体或液体火箭发动机(1)混合推进剂性能好。比冲与液体推进剂相近（比固体高得多），密度比液体推进剂高；(2)结构上多了一个喷注构件，但液体组元可以作为冷却剂，总体结构比液体火箭发动机简单；(3)可以较方便地实现多次起动、关车和调节推力。一般不自燃，采用化学方式点火，方便、可靠。69693.固液混合火箭发动机的特点 混合火箭发动机主6.6 辅助推进辅助推进 一般为小推力推进装置，用于对航天器实施有效的轨道控制，或轨道调整、姿态控制。主要类型有：冷气射流 热气射流 单组元肼分解发动机 双组元可储存推进剂

39、小型姿控发动机70706.6 辅助推进 一般为小推力推进装置，用于对6.6.1 冷气射流图 616 冷气喷射推进系统71716.6.1 冷气射流图 616 冷气喷射推进系统71 冷气射流（亦称惰性气体射流）推进系统由可控挤压气源和喷管组成。常用的气体有：氮气、氩气、氟利昂、甲烷等。冷气射流推进系统的典型比冲值约为：640750m/s。选择气体推进剂组分时应注意：选择气体推进剂组分时应注意：主要考虑贮存方便；同时考虑与航天器其他工作面的相容性 （如，排气羽流撞击对敏感表面、太阳能电池、传感器、探测器等的影响）7272 冷气射流（亦称惰性气体射流）推进系统由可控挤图 617 典型的肼分解发动机6.

40、6.2 单组元肼分解推进系统7373图 617 典型的肼分解发动机6.6.2 单组元肼分解推进 是目前在航天器姿态和轨道控制方面应用最广泛的推进系统；肼是目前单组元发动机的标准推进剂。有良好的处理性能，在常规贮存条件下相当稳定，分解产物清洁。主要工作原理：主要工作原理：液态肼经活门、喷注器，雾化后进入推力室与催化剂床接触，发生放热反应液肼蒸发肼的温度达到临界值，反应加剧/分解速度加快分解产物通过喷管排出，产生推力。7474 是目前在航天器姿态和轨道控制方面应用最广泛的 主要问题：催化剂消耗和催化剂中毒。催化剂消耗和催化剂中毒。催化剂消耗指：由于催化剂是表面浸透铱 的氧化铝载体，催化球体运动与摩

41、擦过程中，有小的颗粒损失；催化剂中毒：肼所含的微量杂质（如，苯胺、甲基肼、偏二甲肼、硫、锌、钠、铁等）使催化剂活性下降。这种现象导致点火延迟、压力过载和压力脉冲，使发动机比冲降低。7575 主要问题：756.6.3 双组元可储存推进剂的 小推力液体火箭发动机 双组元（如N2O4/MMH）小推力火箭发动机有较高的性能，比冲可达3000m/s，推进剂质量减轻。（CH3NH-NH2,monomethyl hydrazine）76766.6.3 双组元可储存推进剂的 双组元（如N 其工作方式、工作环境独特，导致发动机系统配置和冷却方式具有新特点：1）大多采用挤压式输送系统，有利于多次起）大多采用挤压式输送系统，有利于多次起动和脉冲工作方式。动和脉冲工作方式。2）常将轨控发动机和姿控发动机统一在一个）常将轨控发动机和姿控发动机统一在一个供应系统中。供应系统中。3）推进剂流量小，推力室冷却方式有：）推进剂流量小，推力室冷却方式有：烧蚀冷却烧蚀冷却 辐射冷却辐射冷却 具有辐射冷却喷管裙段的烧蚀冷却具有辐射冷却喷管裙段的烧蚀冷却 烧蚀冷却并有薄膜冷却烧蚀冷却并有薄膜冷却 7777 其工作方式、工作环境独特，导致发动机系统配置和图 618 典型的双组元(N2H4/MMH)推进系统7878图 618 典型的双组元78