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1、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=mue+Ae(Pe-Pa)
2、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uef。 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CF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，
3、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
4、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AeAt一定时,CF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
5、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，RTf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，uef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: Vmax=Islnu(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。(
6、2)火箭的质量数越大，火箭可以达到的最大速度Vmax也越大.(3) 发动机比冲Is和火箭的质量数可以起到相互补偿的作用。(4)推进剂密度 增大时,可有效的提高火箭的最大飞行速度Vmax(5)在发动机的设计中，应尽可能提高发动机燃烧室的体积,装填密度和改进结构形式、以减小发动机的结构质量、增大火箭的质量数。 1,双基推进剂 优点：生产成本低、周期短、工艺成熟；在常温下具有较好的安定性和力学性能；燃烧产物少烟或无烟。缺点：能量较低、燃速范围较窄、低温力学性能及与发动机壳体的粘接性能均较差。 2复合推进剂 优点：比冲高、安全性能好、力学性能优良、且原材料易得、制备工艺成熟、适合于制造大型和结构复杂的
7、药柱。缺点：燃烧产物的烟雾较大.四，1.燃烧室热力计算:已知条件：推进剂的成分和总焓、初温Ti和燃烧室压强Pc。任务：计算燃烧产物的组分 、燃烧温度Tf、燃烧产物的热力学参数、输运参数及推进剂的理论特征速度C*。2. 喷管热力计算:已知条件：(1)燃烧室热力计算的结果(如Tf、熵、组分摩尔数 等)(1)表示喷管计算截面的参数（如：出口截面压强、喷管面积比等） 任务:计算喷管任一截面上燃烧产物的组分 、温度T及热力学参数、输运参数,并计算发动机的理论比冲Is。 2.燃烧室热力计算的理论模型：1）固体推进剂的燃烧过程是绝热的，燃烧产物与外界没有热交换，燃烧所释放的热量全部为燃烧产物吸收。2）固体推
8、进剂的燃烧产物处于化学平衡状态。3）燃烧产物中的每种单质气体及由它们混合而成的气体都认为是完全气体，它们都符合完全气体状态方程。3.燃烧室热力计算的内容：1）固体推进剂假定化学式与总焓的计算。2）计算处于化学平衡状态下的燃烧产物的成分3）在给定压强条件下确定燃烧温度，求出该温度下的燃烧产物的平衡组分及其热力学性质和输运性质，并计算理论特征速度。五，1平衡流动：燃烧产物在喷管流动过程中，复合反应非常快，基本上能够适应燃烧产物热力学参数变化的速度（主要是温度、压强随时间改变的速度） 2冻结流动：燃烧产物在喷管流动过程中，燃烧产物的化学成分没有改变，即喷管出口处燃烧产物的成分与喷管入口处燃烧产物的成
9、分相同。3能量平衡流动：分子热松弛时间很短，温度变化率很小时，气体的比热能够完全适应温度的变化，在任何温度下，比热值均等于对应温度下的平衡值。 4能量冻结流动：燃气在喷管中停留时间很短，分子热松弛时间相对较长，振动自由度上的能量完全来不及变化，而处于冻结状态。即气体比热为不随气体温度变化的常数 5.a两相平衡流动（热力平衡、动力平衡）：凝相颗粒直径很小，认为气相和凝相之间能达到速度平衡和热平衡。 b动力平衡、热力冻结流动：凝相速度与气相相同，但与气体无热交换，即凝相颗粒温度保持喷管入口处的数值。 c热力平衡、动力冻结流动：凝相温度与气相相同，即凝相颗粒速度保持喷管入口处的数值。 d两相冻结流动
10、（热力冻结、动力冻结）：凝相颗粒速度、温度均保持喷管入口处的数值。 4.喷管热力计算模型：a平衡等熵流动模型b冻结等熵流动模型c突然冻结的等熵流动模型。5.平衡膨胀到给定压强的喷管流动计算步骤：1）估算喷管出口截面处的燃气温度2）在给定的压强和选定的温度下，计算出口截面处燃烧产物的平衡组分3）在给定的压强和选定的温度下，计算出口截面处燃烧产物的熵4）求喷管出口截面处燃烧产物的温度5）计算出口截面处燃烧产物的其他热力参数。6.平衡膨胀到当地马赫数的喷管：1等熵方程2表示喷管计算截面的方程3计算方程的求解六、1.推进剂装药燃烧表面沿其法线方向向推进剂里面连续推进的速度就是燃速。3.燃速与推进剂的初
11、温,压强,气流速度等因素有关 (推进剂本身的性质；推进剂的燃烧环境)七.燃烧室压强的重要性；燃烧室压强决定发动机的推力和工作时间燃烧室压强对燃烧室内的燃烧和喷管膨胀过程有一定的影响燃烧室压强是发动机稳定工作的必要条件 燃烧室压强是发动机结构设计的重要参数 2平衡压强影响因素:a.当推进剂一定时，平衡压强随燃喉比的增大而增大。b.当推进剂一定时，平衡压强随初温的增大而增大。c. n1是平衡压强稳定性要求。 第二部分 火箭发动机设计基础1.装药:具有特定几何形状和尺寸的固体推进剂,它是发动机的能量源和工质源；燃烧室:用来贮存固体推进剂装药并提供其燃烧的装置;喷管：用于将推进剂燃烧产生的热能转换为火
12、箭发动机的动能；点火装置：用于点燃固体火箭发动机装药； 2.采用分级方案，将工作完毕的发动机抛掉，减少无用的结构质量。但分级不宜太多，一般24级为宜。 过多的分级会降低动力系统的可靠性;分离机构和级间段结构会增加发动机的消极重量;过多的分级会增加导弹系统的复杂性. 1弹道导弹发动机在结构选择上的特点 a装药：一般采用贴壁浇注内表面燃烧装药，这样既可以实现大推力、长时间工作，达到射程远的目的；又解决了大尺寸药柱的制造、支撑及室壁隔热问题。b燃烧室：一般采用中间为圆筒段，两端为半椭球封头的结构。前后封头均设计有连接裙，便于传递推力和与弹体连接。 c点火系统：燃烧室头部安装点火装置。d喷管：早期由于
13、喷管材料性能的限制，经常采用多喷管的方案（一般为4个）但现在采用单喷管的方案较多,并且为了提高结构的紧凑程度,很多方案（尤其是潜射型号）采用潜入喷管。f推力矢量控制：采用喷管摆动或其它方式完成推力矢量控制。全轴摆动的柔性喷管、液浮喷管、珠承喷管，以及液体二次喷射系统。2采用4喷管结构的弹道导弹发动机优缺点：a优点：除提供俯仰和偏航控制外，还可提供滚转控制；b缺点：燃气需要急剧转弯才能从分布在四周的喷管流出，燃气流动不畅会引起严重的热损失，降低比冲；流动不畅产生的受热严重还会引起烧蚀问题；由于弹体直径的限制，限制了喷管膨胀比。3空-空战术导弹发动机特点:空-空导弹是由飞机发射的用于攻击并摧毁空中
14、目标的武器。分为近程(50km)。有单推力和双推力两种动力方案;从动力上双推力发动机在整个飞行过程中飞行速度变化平稳有利于控制，而且飞行末速也较大。因此空-空导弹动力系统一般具有助推和续航两级推力。4.单推力近程空空导弹发动机（1）药柱：内表面燃烧，自由装填，采用大量、连续生产的双基药；（2）壳体：铝合金，发动机重量轻，经济性好；（3）喷管：根据结构需要采用普通喷管或长尾喷管；（4）点火器：头部点火或尾部点火；（5）为了调整温度变化引起的药柱轴向变形，并使飞机在起飞降落时不致损坏药柱，在药柱轴向采用了弹性支撑。5地空导弹发动机地空战术导弹用于拦截飞机、空地导弹、巡航导弹和战术弹道导弹，因此在动
15、力上要求尽快达到追击速度。地空战术导弹发动机特点：多采用助推和续航双推力发动机结构，早期多采用液体发动机，目前多采用固体发动机和冲压发动机。6端面燃烧药柱发动机：(1)装填比高,工作时间长(药柱可以制造得很长),推力较小(燃面受到弹径的限制)(2)燃烧室壁需要良好的热防护措施(燃气直接与室壁接触)(3)工作过程中质心变化大，影响弹体控制；(4)作为串联的续航发动机靠近弹体质心处,采用倾斜喷管或长尾喷管。7侧面燃烧药柱发动机:（1）内孔燃烧药柱发动机:药柱本身具有隔热作用，采用贴壁浇注，既解决了壳体放热问题，也解决了大直径药柱的制造工艺和支撑问题；燃面大，不受弹径限制；多用于推力加大，工作时间较
16、长的主发动机；（2）内外侧面燃烧药柱发动机:典型的是单根或多根管药柱发动机；药柱内、外表面可同时燃烧，用于推力大、工作时间短情况，常用于助推发动机；药形简单、制造容易，燃面恒定，可获得等推力；受热严重，工作时间长需要放热措施；药柱自由装填，需要支撑和固定。8三维药柱发动机：三维药柱燃烧方向是三维的，有翼柱形、锥柱形、开槽管形以及变截面和端面燃烧星形、车轮形等；翼柱形和锥柱形药柱发动机是同时发展起来的高装填分数、无余药发动机，适合于长时间工作的大中型发动机。9.选择发动机结构形式的原则:能适应发动机的用途的战术技术性能要求;发动机重量轻和结构紧凑;工艺性良好、研制费用低、研制周期短。10总体设计需要确定的主要设计参数:发动机直径；发动机大致的长径比；发动机燃烧室
