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1、 北京航空航天大学学生设计用纸 第 1 页课课 程程 设设 计计 任任 务务 书书一、课程设计题目：一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：三、课程设计任务：1 进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。2 进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。3 详细设计并绘制推力室部件总图。4 零件设计。5 撰写设计说明书。四、课程设计日期：四、
2、课程设计日期： 学 生： 指导教师： 班 级： 教研室主任： 北京航空航天大学学生设计用纸 第 2 页目录一、设计任务分析.1二、 热力计算1三、 推力室型面设计21.燃烧室的初步设计.21) 喷管收敛段的初步设计32) 喷管扩张段42.喷嘴设计.51)气氧直流喷嘴 .62)酒精离心式喷嘴设计 .63.推力室身部设计.81) 热防护校核计算方法如下：82) 由 CEA 热力计算可得喉部燃气的输运特性如下：9四、推力室强度校核计算.111.圆筒段应力校核.112.喉部应力校核.123. 螺栓强度校核.12五、课程总结.12六、参考文献.13北京航空航天大学学生设计用纸 第 1 页一、 设计任务分
3、析任务设计气氧酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：1.发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大，设计结构应尽量简单可靠，便于加工。2.发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质量来满足其性能要求。3.该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的要求。4.该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工，且尽量采用标准件和已有零件。5.在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。二、 热力计算标况下， ，3 2=1.0/H Okg m3 26=785.47/C H Okg m可计
4、算出 75%酒精的假定化学式为；30.524124.6831.814CHO标准生成焓为，-8960.25/kJ kg热力计算结果如下：北京航空航天大学学生设计用纸 第 2 页燃烧室温度cT3015.69K燃烧室压力cP2Mpa当量混合比mcr1.4654喷管扩张比e3.638实际混合比0mr1.1723分子量cM22.899/kg kmol混合气体常数cR364.17 /(kg K)JA比热比（冻结）1.1898粘性系数-58.67 10/(m s)kgA导热系数0.3115Wm KA普朗特数Pr0.6358特征速度*C1641.65m s气体种类CO2H2H O2O2COHOHO分压（Mpa
5、）0.29680.13281.12950.01660.34420.01910.05610.0049质量分数0.18210.00590.44560.01160.33180.00040.02090.0017三、 推力室型面设计1. 燃烧室的初步设计燃烧室的初步设计酒精与氧气反应的化学当量混合比0=3 32 1 46.07/0.75= 1.465实际混合比：= 0.8 0= 1.172根据经验，取燃烧室效率为，喷管效率为。= 0.98= 0.98热力计算结果如下：燃烧室温度：= 3015.69理论比冲：= 2308.95/特征速度： = 1641.65/北京航空航天大学学生设计用纸 第 3 页喷管扩
6、张比：= 3.95。推力室的总的质量流量 ：= = 0.2254/ 氧化剂的质量流量：q=1 + = 0.1217/酒精的质量流量：q= 0.1037/喉部的面积为：= = 1852喉部直径=4=15.3根据经验，液氧酒精燃烧室特征长度范围为 1.43.0，气氧比液氧混合效果更好，且采用直流-离心喷嘴，兼顾燃烧室燃烧充分性，所以初取燃烧室特征长度，则容积。 = 2.1= = 3.9 10 431)喷管收敛段喷管收敛段的初步设计的初步设计根据经验收缩比取燃烧室收缩比可选择 1020，由于是小推力的地面发动机，我们可以选择17。=根据公式：烧室横截面积为= = 3.145 10 32故燃烧室截面直
7、径：= = 63流量密度：= 71.67/(2 )北京航空航天大学学生设计用纸 第 4 页收敛段型面：1= 1.5= 11.5。选择2，取 = 2.5，2= = 2.5= 78.8= 17， = 2.5， = 1.5收敛段长度：2= ( + )2( 1)+ + 12= 61以、所作圆弧切点位置为：12 =2 + =91.8 11.8= 7.8 = 2 = 53.4 = + 22 2= 10.7软件建模求得。:2= 9.6 10 5m3燃烧室圆筒段长度：1= 2= 932)喷管扩张段喷管扩张段由于是地面小推力的发动机，根据经验，可以选取扩张比为可以= 4求得：出口截面直径：= = 2 15.3
8、= 30.6根据给定的喉部直径和出口截面直径以及喷管出口角取2= 15查液体火箭发动机设计表 3.3 得扩张段相对长度。= 1.8999求最大圆弧相对半径。由，则得0sin2+ cos2= 1北京航空航天大学学生设计用纸 第 5 页(00+ )2+(0+ 1.50+ )2= 1将和代入上式得0= + 0sin0= 0cos 0.50=2+(1.5 2)2 121 sin (1.5 2)cos= 5.5则有：0= 0 = 84.2= = 28.98 = 290= + 0sin= 39.8558 = 400= 0cos 0.5= 68sin=+ 0sin0+ = 0.402可得：= 23.7燃烧室
9、设计尺寸如下图：北京航空航天大学学生设计用纸 第 6 页9363R 15.3R 11.5R 78.8R 84.215.340612. 喷嘴设计喷嘴设计由于氧化剂为气体，故氧化剂喷嘴适合采用直流式喷嘴，兼顾喷嘴雾化混合效果，酒精喷嘴采用离心式喷嘴，每个直流式气氧喷嘴与其周围均匀分布的三个离心式酒精喷嘴构成一个雾化单元，此设计可保证气氧与酒精混合良好，同时将酒精喷嘴布置于外围可以有效的保护燃烧室内壁。1)气氧直流喷嘴气氧直流喷嘴喷嘴的压降对于喷嘴雾化特性和燃烧室内的燃烧过程有重要影响，考虑到是气氧，并且压降过高容易损失性能，并且引起高频不稳定燃烧。所以取气氧压降= 0.1喷嘴入口处压强为：= +
10、= 2.1喷嘴入口处气氧密度：= 27.9/3根据经验数据确定流量系数，取喷嘴的长径比，则根据/ = 3 = 0.8（3.15）有：北京航空航天大学学生设计用纸 第 7 页=2 1 ()2 () + 1 = 4.74 10 52确定喷嘴数量 n：，则得= 02 40= 4/(0)= 3。0= 4.52)酒精离心式喷嘴设计酒精离心式喷嘴设计75%酒精密度：= 842.1/3查阅文献知酒精压降增加会使燃烧区向外扩张，通常推荐喷嘴的压降取燃烧室的压力的 15%25%，所以为了防止喷嘴被烧蚀，取= 0.15 = 0.3选喷射锥角，：2= 90= 0.3根据图 3.40 得到喷嘴几何特性，流量系数。：=
11、 2.7= 0.23酒精喷嘴的质量流量：= 2计算得到喷孔面积：=2= 112，则喷孔直径，。= 6= 1.5= 0.76喷嘴为敞口型的，旋流式内径等于孔径，取，取切向= = 0.76入口数n=3， 切向孔半径为：= 0.32旋流室内径：=2.16mm= 2(+ )北京航空航天大学学生设计用纸 第 8 页喷嘴外径=3.12mm= + 30喷嘴排布如下图：3. 推力室身部设计推力室身部设计由于是地面发动机，冷却水由外部供应，故，所以此处可以采用无焊缝隙式冷却.冷却通道高 h=2mm，内壁材料铜合金，内壁厚 =1mm，查资料得铜导热系数 =147W/(mK)。冷却剂采用 10水，水比热容，取质量流
12、量为 5kg/S，=0.0008，=0.6，。= 4200/ = 5北京航空航天大学学生设计用纸 第 9 页1) 热防护校核计算方法如下：热防护校核计算方法如下：推力室身部采用铣槽式式冷却通道，并由外部供应 20冷却水进行冷却，推力室身部内壁材料采用导热性能号的铜合金，内壁厚。对 = 1于铣槽结构，由于肋条厚度，肋条间距，最小 = 11.5 = 26.5冷却通道高度，故取肋条厚度，肋条间距，= 2 = 1 = 2.28冷却通道高度，取铜导热系数，水比热容 = 2 = 147/( )，冷却水质量流量 6kg/s，查饱和水的热物理性质表取冷= 4200/ 却水的粘性系数，导热系数， = 1.004 10 3 = 0.599/( )普朗常数7.02。则有喉部设计参数可得 =喉部周长：= = 15.3 = 48.1冷却通道数： = + =48.1 3.28= 15单个通道流
