航天概论课件第三章.ppt

1、航天概论,第三章 推进系统,3.1 推进系统的组成和分类,推进系统（动力装置） 产生推力推动飞行器前进的装置 。组成：发动机、燃料或推进剂、输送系统（管道、阀门、泵或挤压装置等）、附件、仪表和安装支架等。分类： 活塞式推进系统空气喷气发动机 喷气式推进系统 火箭发动机组合式发动机,液体火箭发动机常规 固体火箭发动机固液混合火箭发动机 火箭发动机 电火箭发电机非常规 核火箭发动机太阳能火箭发动机目前技术成熟并且广泛应用的只有常规火箭发动机，即化学能火箭发动机，它以推进剂燃烧产生的化学能作为动力，一般所说的火箭发动机都是指的这一类发动机。, 火箭发动机是运载火箭、导弹和各种航天器的主要动力装置。原

2、因：它完全依靠自身携带的推进剂工作，不需要空气中的氧气助燃，能够在高空和大气层外使用。,3.2 火箭发动机的特点和基本参数 3.2.1 火箭发动机的特点,主要特点 ：（1）工作过程不需要大气中的氧，可以在离地面任何高度上工作。由于大气的压力随高度的增加而减少，发动机的推力也随飞行高度的增加而增加，到大气层外推力最大。（2）推力依靠自身携带的推进剂在燃烧室燃烧喷射出高速燃气流产生的，推力大小不受飞行速度的影响。,（3）在高温、高压和高速飞行的恶劣条件下工作，要求特殊的材料和结构型式来保证其可靠工作。和其它类型的发动机相比，火箭发动机的体积最小，质量最轻。（4）推进剂包括燃烧剂和氧化剂，比利用空气

3、助燃的发动机只消耗燃料，推进剂的消耗量要大得多。因此，采用高能推进剂，减少推进剂消耗，降低结构重量，始终是火箭发动机研制中要求解决的问题。,3.2.2 火箭发动机的基本性能参数,(1) 推力作用在发动机内外表面各种力的合力。 作用力：燃气压力pe 大气压力p0 喷气的反作用力 合力：, 公式表示：推力由两部分组成： 由动量定理导出的 ，是推力的主要部分，称为动推力。大小取决于喷气的质量流率（单位时间推进剂的消耗量）和喷气速度。 由喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。 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

4、的转换为燃气的动能。, 大气压力随高度增加逐渐降低，静推力随外界大气压力的减小而增大,火箭发动机的推力也随之逐渐增大。 定义 p0=pe 为发动机设计状态。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Fe表示，则 一般情况下，发动机的额定推力是不变的。 在接近真空的条件下工作时，p0=0，这时的推力称为真空推力，发动机的推力达到最大值。,(2) 冲量和总冲 作用力和作用时间的乘积为冲量。对于火箭发动机，推力与工作时间的乘积就是发动机的总冲量，简称为总冲。 近似认为推力为常数，则火箭发动机的总冲为式中 I 总冲（Ns）；F 发动机推力（N）；t 发动机工作时间（s）。,

5、 如果发动机的推力随时间变化，其总冲可用积分表示： 总冲综合了发动机的推力及其作用时间，反映了能力的大小，是火箭发动机一项重要的性能参数，决定了火箭的射程和有效载荷的大小。,(3)比冲和比推力 火箭发动机在稳定工作状态下，每单位质量的推进剂所产生的冲量称为比冲。即式中 Is 比冲（m/s）；mp 推进剂的总有效质量（kg）。 比冲是最重要的性能参数。如总冲一定，比冲越高，则所需的推进剂越少，相应发动机的尺寸和重量都可以降低； 如推进剂一定，比冲越高，则总冲就越大，相应火箭的射程或有效载荷也增加。, 单位时间推进剂消耗量（秒耗量）所产生的推力，定义为比推力，即 分子和分母都同乘以发动机的工作时间

6、t，则得到比冲的公式。 所以，尽管比冲和比推力在定义和物理意义上有区别，但它们的数值和量纲是相同的。 固体发动机难以直接测量其推进剂的秒耗量，多采用总冲和比冲的概念；液体发动机直接测量秒耗量和推力比较方便，常用推力和比推力表示。,(4) 密度比冲 推进剂组合密度与比冲的乘积称为密度比冲，即 它等于单位体积推进剂产生的冲量，因此又称为体积比冲。 密度比冲是综合评定推进剂性能的一个参数，密度比冲高，推进剂的贮箱就可以做得小些，火箭结构的质量可以减小。,(5) 工作时间 指飞行时发动机产生推力的时间。 推进剂的秒耗量很大，所以工作时间也很短。大型液体火箭发动机为100500秒，大型固体火箭发动机在1

7、00秒左右。,(6) 能量效率 能量效率指由推进剂的化学能转变为高速喷气动能过程的效率。包括燃烧效率、喷管效率和输送系统效率。总效率等于上述三种效率的乘积。 燃烧效率反映推进剂燃烧是否完全的程度。 是燃烧室设计水平的重要指标，燃烧效率在0.970.995之间。 喷管效率反映燃气在喷管收缩、膨胀过程中的损失。喷管效率在0.960.99范围内。 输送系统效率是衡量液体推进剂输送系统所消耗的发动机能量的参数。输送系统效率在0.981之间。,3.3 液体火箭发动机 液体火箭发动机使用常温或低温下呈液态的推进剂，具有性能高、推力可调、可多次启动、适应性强等特点，容易满足运载火箭和航天器的要求。 液体火箭

8、发动机按推进剂组元的数目，分为单组元、双组元、三组元三种类型。 单组元发动机只有一种推进剂组元，工作时推进剂组元自身分解后再燃烧产生高温气体，能量低、比冲小，但系统构造简单，一般用于小型辅助发动机或燃气发生器。, 双组元发动机的推进剂包括氧化剂和燃烧剂，各自存放在单独的贮箱内。工作时由专门的输送系统分别送入燃烧室。 三组元推进剂是在双组元的基础上加入第三组元以提高比冲，由于增加组元数目使系统复杂化，一般很少采用。,3.3.1 液体火箭发动机的构造和工作原理 液体火箭发动机由推力室、 推进剂输送系统和发动机控制 系统组成。（推进剂贮箱属于 火箭结构的组成部分 ）（1） 推力室 推力室是发动机产生

9、推力的 部件，由头部喷注器、燃烧室 和喷管组成。, 工作原理 工作时推进剂经过喷注器按一定流量和混合比喷入燃烧室，通过雾化、混合、燃烧，产生温度高达数千摄氏度，压力数十兆帕的高温燃气，然后通过喷管膨胀加速以超音速流喷出产生推力。头部喷注器位于燃烧室前端，其作用是将推进剂喷入燃烧室并使之雾化和混合。燃烧室 通常为球形、椭球形或圆筒形，前端与头部喷注器、后端与喷管焊接成一体。, 燃烧室内外壁构成冷却夹套（波纹板式或管束式），推进剂中的一种组元（一般是燃烧剂）在进入喷注器前从冷却夹套通过，带走高温燃气传给内壁的热量，再进入头部喷注器。称为再生式冷却。喷管 为收缩-扩张的拉瓦尔喷管，和燃烧室组成整体结

10、构，并与燃烧室一起采用一体式的再生式冷却。拉瓦尔喷管的收缩段和燃烧室组合在一起形成平滑过渡。 在拉瓦尔喷管的临界截面和扩散段，气流膨胀加速形成超音速喷流。,（2）推进剂输送系统 将推进剂由贮箱输送到燃烧 室的所有装置的总称。 常用的推进剂输送系统有挤 压式和泵压式两种。挤压式输送系统 利用高压气体的压力，将推 进剂由贮箱经过管路、阀门、喷 注器送入燃烧室。, 挤压式输送系统结构简单可靠，容易实现多次启动，常用于推力不大、工作时间较短的战术导弹以及可靠性要求高又需要多次启动的航天飞行器； 高压气瓶重量较大，同时贮箱内压力高，结构重量相对也较大，是挤压式系统的主要缺点。近年，高强度轻合金以及轻型复

11、合材料高压容器的出现，缓和了这一矛盾，扩大了挤压式系统的应用。,泵压式输送系统 利用涡轮泵将推进剂输送到发动机燃烧室，主要由涡轮泵、燃气发生器、火药启动器等组成。 对贮箱压力要求不高，结构总重量相对较轻，适合长时间工作。缺点是系统比较复杂，多次启动比较困难。适合于推力大，工作时间长的运载火箭。,（3） 发动机控制系统 包括对工作程序、工作参数和安全的自动控制。 工作程序包括启动、主级和关机三个阶段。 工作程序的控制通常由飞行器的控制系统按预置好的程序向发动机液路和气路上的阀门发出打开或关闭的指令来完成。 工作参数的控制主要是推力控制和推进剂混合比控制。挤压式输送系统通过调节贮箱的压力来控制推力

12、。泵压式输送系统则通过控制涡轮的功率来实现。, 安全控制：为了防止由于飞行器或发动机工作不正常而造成地面设备损坏或人员伤亡，发动机上通常装有备分装置、紧急关机指令装置和自毁装置。,3.3.2 液体推进剂, 推进剂的选择对火箭发动机的总体性能有重大的影响。应从其性能、价格、贮存、运输、使用等因素进行考虑。理想推进剂的特点：（1）能量特性高。即比冲和密度比冲高。这项指标直接影响飞行器的尺寸和起飞重量。（2）使用性能好。包括推进剂的物理、化学稳定性，冰点和饱和蒸汽压，对外界环境的要求，贮存运输要求，机械敏感度，热稳定性，材料相容许和毒性等。,（3）经济性好。包括原材料来源，价格和生产使用全过程的成本

13、等。（4）从再生冷却的需要考虑，推进剂中应有一种组元具有较好的冷却能力，即分解温度高，比热和导热率高。（5）粘度低，表面张力小。以利于输送系统和喷咀的设计。（6）燃烧性好。燃烧稳定，容易点燃。,3.4 固体火箭发动机, 使用固体推进剂的火箭发动机称为固体火箭发动机，或固体发动机。 固体推进剂是由氧化剂、燃烧剂和其它添加剂组成的固态混合物。 固体推进剂直接装在燃烧室内，结构简单，便于长期贮存，发射准备时间短，反应快，特别适用于要求作战反应迅速，机动隐蔽，生存能力强的各种战略、战术导弹。,3.4.1 固体火箭发动机的构造和原理 固体火箭发动机主要由药柱、燃烧室壳体、喷管组件和点火装置等组成。,药柱

14、由一种或几种固体推进剂组成，一般采取浇铸的办法充填到燃烧室内成型，也可以事先制成药柱，然后充填装配到燃烧室内。燃烧室壳体贮存药柱并供其燃烧的组件，通常 还是火箭箭体结构的组成部分。发动机工作时，燃烧室内承受高温、高压的作用，材料为合金钢、钛合金或复合材料，壳体内壁敷设抗烧蚀和隔热性能良好的绝热层，不采取冷却措施。,点火装置一般置于燃烧室头部， 由电爆管、点火药和壳体结构组成。通电后电爆管引燃点火药后再引燃药柱。喷管组件采用拉瓦尔喷管的原理产生超音速喷流，将燃烧产生的热能转换为喷射气流的动能 。为了承受高温高速气流的冲刷，喷管喉衬和入口段采用整体的碳-碳复合材料，出口锥段采用碳纤维或高硅氧纤维编

15、织或缠绕成型的复合材料。,3.4.2 固体推进剂和装药药形（1） 固体推进剂的要求 固体推进剂由氧化剂、燃料和其它添加剂混合组成。氧化剂和燃料是基本成分。添加剂主要用于调节燃速，改善燃烧性能、贮存性能和力学性能，改善工艺性能等。, 对固体推进剂的基本要求是： a） 密度比冲高； b） 良好的燃烧性能；c） 优良的力学性能和工艺性能；d） 良好的化学稳定性，生产、使用安全，能长期贮存；e） 原料来源丰富，生产成本低廉。,（2） 固体药柱的形状和特点 为了实现推力特性，燃烧室内的固体药柱必须按特定的几何形状和尺寸加工，几何形状和尺寸的设计和选择影响发动机的推力、燃烧室压力和工作时间。 药柱的燃烧面

16、积越大，单位时间所产生的燃气越多，相应的推力也越大。单位时间沿燃烧面法线方向燃烧推进的距离称为燃烧速度，它是影响燃烧室压力的主要参数。,a）端面燃烧药柱。 端面燃烧药柱大多为圆柱形，燃烧面垂直于发动机纵轴，整个侧面和头部端面包复阻燃材料，燃烧面由药柱尾端向头部推进。 特点：燃烧面积始终保持常值，燃烧时间长，推力小，容积装填系数大。但随着燃烧面的推进，燃烧室壳壁暴露于高温燃气中，发动机壳体的工作环境恶劣。 主要用于低推力、长时间工作的小型固体火箭发动机和固体燃气发生器。,b）侧面燃烧药柱 侧面燃烧药柱的燃烧面平行于药柱轴线，端面包复阻燃材料。药柱横截面可以有各种不同的形状，以得到各种不同的燃烧面

17、变化规律。有内侧面燃烧、外侧面燃烧和内、外侧面同时燃烧等类型。, 内侧面燃烧从内向外燃烧，燃烧室壳壁可以完全避免与高温燃气接触，这是一个很重的优点，所以一般多采用内侧面燃烧药柱。 侧面燃烧药柱容积装填系数低，主要用于战术导弹的固体火箭发动机。,c）端-侧面燃烧药柱。一般为内侧面加端面同时燃烧，内侧面某部位上制成圆锥形、开平槽或翼肋形槽，以调节燃烧面大小及变化规律。这类药柱有较高的容积装填系数，装药本身也起到保护壳壁隔离燃气的作用，燃烧面可调节范围宽，广泛应用于大型固体发动机。,d）双推力药柱。 由两种不同燃烧面积的药型或两种 不同燃速的推进剂所构成的药柱。燃 烧时先提供较大的推力，随后提供较

18、小的推力，分别用于助推段和续航段。3.5 固-液混合火箭发动机 固-液混合火箭发动机是使用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机。, 如图，发动机起动时，气 瓶中的高压气通过减压器降压 后进入氧化剂箱，液体氧化剂 受挤压进入燃烧室，经喷注器 雾化喷射到固体药柱内侧燃烧 面上，点燃固体药柱燃烧生成 高温高压气体，通过喷管膨胀 加速以超音速流喷出产生推力。 与液体火箭发动机一样， 也可以采用泵压式输送系统。, 固液混合火箭发动机的主要特点：（1）综合性能好。其比冲比固体发动机高（接近液体火箭发动机），平均密度比冲比液体发动机高；（2）结构相对简单。虽然比固体发动机多一个液体输送系统，但总体结构比液体发动机简单。（3）可以方便实现多次启动、关车和推力调节。,