北航课程设计-气氧酒精火箭发动机

1、word / 24课程设计说明书院系名称： 宇航学院学生姓名：李东来学号：学151075专业 名称：飞行器动力工程航天指导教师： X 黎辉课程设计任务书一、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与设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进展热力计算、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 X段长度，喷管出口直径。2进展喷嘴设计、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：自2015年12月14日

2、至2016年1月22日学生：李东来指导教师：X黎辉班级： 121516教研室主任：目录 TOC o 1-5 h z .设计参数1.推力室参数计算结果1.推力室结构参数计算2.推力室头部设计4.燃料喷嘴设计4. HYPERLINK l bookmark18 o Current Document 氧化剂喷嘴：4.推力室身部设计6.推力室圆筒段冷却计算6燃气的气动参数.6.计算燃气与内壁面的对流换热密度 6计算燃气与内壁面的辐射热流密度 7 HYPERLINK l bookmark20 o Current Document 计算总热流密度、总热流量与冷却剂流量 8确定冷却通道参数8word V /

3、24计算内壁面和外壁面温度 8推力室喉部冷却计算9.燃气的气动参数9.计算燃气与内壁面的对流换热密度 9计算燃气与内壁面的辐射热流密度 1 0 HYPERLINK l bookmark22 o Current Document 计算总热流密度、总热流量与冷却剂流量 11确定冷却通道参数 1.2计算内壁面和外壁面温度 12.推力室强度校核1.3 HYPERLINK l bookmark24 o Current Document 推力室圆筒段强度校核13 HYPERLINK l bookmark28 o Current Document 喷管强度校核1.4.点火器设计 1.5.螺栓强度校核1.5.

4、整体结构分析1.6头部结构1.6喷注器16 HYPERLINK l bookmark32 o Current Document 点火器1.7推力室1.7密封结构1.7.感悟.17参考文献15word / 24推力：推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：燃烧室压力：氏二鹤出口压力：化学当量混合比加=1485,实际混合比=1/88 ,地面理论比冲MX注787w 特征速度/ = i649.35m/s,扩x比=3. 6m燃烧室圆筒段喷管入口截面喷管喉部截面喷管出口截面压强MPa22燃气温度& K219kJ/(kg K)2.29681Pr0.58810.58810.5967266燃气粘度kg/(m s)00

5、007绝热比热比k8二氧化碳摩尔分数0.17044160.17044160.17956220.1856942水蒸气摩尔分数0.56308100.56308100.57565930.5834841取燃烧室效率庇=0叫喷管效率% = 046推力室总质量流量为：%.=不再=0.234幻/S从而得出：推力室氧化剂质量流量：qtO产x不+ 推力室燃料质量流量：/叽=%血-珞皿=0173,5喷管喉部面积：喉部直径D= .&=1568mm，圆整取16111111 ,如此4=2,01 x 1尸标取燃烧室的特征长度燃烧室容积, ,：利用燃烧室收缩比求燃烧室直径取燃烧室收缩比为此二竺如此燃烧室横截面积为:Ac -

6、 cAt - 3.217X)7T燃烧室直径为:设计推力室喷管双圆弧收敛段型面选择曰5%坐陋 圆整取二12mm选择沁，取w5,如此Rp凡=N讯=8。颉如此收敛段长度为：Lc2 = Rj(k + pj%)三(p1)币 k +二产式中，北二45，二16,如此计算得&=61.96nun。圆整取 5 = 62 mm以小和叱所作圆弧切点的位置为h = F771” = 8.09mmH =- A = S3.91mmy =幽 + 4 0炉品二层=1 LI4mm收敛段容积为：-.I V -V.,燃烧室圆柱段的长度为： % = 113.33mm,圆整取114mm喷管扩X段直径/= 30.505rmn,圆整取32mm

7、喷管扩X段与喉部截面之间用半径3=二16川斯的圆弧过渡喷管出口角取现二查得喷管相对长度% = L?93 ,求大圆弧相对半径如此：比一晋一丝吧,圆整取73mm%叼QISS哂,圆整取国生/吐3n瓦=3区528网圆整取39MI-0-% = R呼%-工=56.375mm,圆整取57mm% = sin1 丁 = 22, 46采用带切向孔的直流-离心式喷嘴，燃料采用切向式离心喷嘴，氧化剂采用 直流式喷嘴；排布方式：中间1个喷嘴，外圈均布3个喷嘴，燃料和氧化剂喷嘴 数量为叼=间=4。:75%酒精细度： TOC o 1-5 h z 酒精喷嘴压降.根据经验数据确定流量系数。取4=3,得到从=S8如此有,/二等=

8、L035mm与=3df = 3.3mm必= 45该喷嘴为自击式，故,始终为0,取喷嘴偏转角度,4.2氧化剂喷嘴:氧化剂喷嘴质量流量0,127= 9 = ao42k 切5选取喷嘴压降上0.4Mp巴取流量系数4 = 0月气氧压力Pin = pf+3p= 2AMPa标准状况下，氧气多变指数k=1.4, P5 = 143工9 /。由状态方程，=偿)得气氧的喷出速度为由气体直流喷嘴的质量流量方程得Imoh。.。32兀 O B x 55-3q X 12.17X 10%1病=81,4 777777J喷孔直径心= = 5,88叫圆整取% = 6mHi,白=1画由几何关系可知壁厚6 = *a + d) = 3.

9、1mjn,圆整取匕=4mm圆筒段燃气温度燃气定压比热容.燃气粘度，：燃气普朗特数P二 S5881圆筒段横截面积A = -tiD1 = 3.217 X W-3m喷管喉部过渡平均半径R = 0.5(Ri + R3)- 14伽假设内壁温度：性广。号=1,52利用巴兹法计算燃气与内壁面的对流换热系数：根据请=0166,查表得到考虑附面层内燃气性能变化的修正系数燃气与内壁面的对流换热系数0.026（心j仇I/闺叫阳“3 、与=下再1前力 V/目JW仃- 16%/州.*）HS燃气与内壁面的对流换热密度I根据=178,查得气体对整个壁面辐射的平均射线长I = 0,85“ _ 54,4mm打也口水蒸气分压Ph

10、20 = Pcr= 1. 12MPa氧化碳分压 Pg = pr - = Q, 31 MPa计算得到Ph2o 0 061 MPq -小队0 I = 0.0 iyMPa m查图得水蒸气发射率叫。=,指数关系n=1 + 5而内。=L 6 ,如此水蒸气的实际发射率为9m = 1-(1-坳乩0y= 1-(1-0.014)16 = 0. 0223查图得二氧化碳发射率（，,如此总的发射率为g - H20 + 包% 小”口二 口 022 m壁面发射率一般取为Ew -。,8,如此实际有效壁面发射率为w =即wll +11 一 口川（1 一%）1 = 0. 956由于壁面温度较低，故壁面对燃气的辐射可以忽略，因此

11、燃气辐射热流密度5.1.4计算总热流密度、总热流量与冷却剂流量总热流密度闫=以+% = 2, 774 X 1。6皿/加工取推力室圆筒段壁厚台=1叫 如此外壁面温度丁必二丁出厂兀二492K总热流量中=q，领队6.36 x 10%1假如要求冷却水通过冷却通道时的温升为 40K,如此冷却水流量为中q = r. AT S 381kg/9Jpro 口1 co冷却水的温度可以取为%= (j+ 273)K = 313K推力室内壁面与肋条材料为1Cr18Ni9Ti,导热系数加=23.26W / (m - K),内壁厚 冷却通道高度h=3mm,肋条厚b=1.5mm,冷却通道宽a=2mm,工曲如此当量直径% =二

12、Q - 2 Jnn ,冷却通道数n=57。冷却通道面积吧上3 42父1-4五冷却剂流速 3 忐;=1.114mA冷却剂雷诺数100。* 1至箕 2,4 X n k - 65a 某 1U r4063word / 24word喉部横截面积卜二、必=2 01 * 1五 / 24冷却剂普朗特数Pt =看二131冷却剂努塞尔数Nu=0023吧3L8冷却剂和外壁面的对流换热系数 % =将二液体壁面温度气体壁面温度：,由计算结果可知，推力室圆筒段气体壁面丁收：484*小于假定的温度500K, 相差2.4%小于5%,符合冷却要求。喉部燃气温度7匚8”小。燃气多变指数k=1.1478。燃气定压比热容Cp = 2

13、.2BkJ / kg K燃气粘度燃气普朗特数Pr=0.5967孙.日上Pt = L1552MPa 喉部压力喷管喉部过渡半径 1假设内壁温度：N：740K。利用巴兹法计算燃气与内壁面的对流换热系数根据第=。？6,查表得到考虑附面层内燃气性能变化的修正系数 口 = 1理。燃气与内壁面的对流换热系数26便. 依归瓦产修”? J图U * 11320w/（m K）RS燃气与内壁面的对流换热密度心=%（乙-丁咒g） = 2 ：花 X 107卬/ m2根据意=178 ,查得气体对整个壁面辐射的平均射线长1 = 0.85% = 5 4.4晒水蒸气分压.二氧化碳分压,、叫” = S036MP岫=60叫网- m计

14、算得到1查图得水蒸气发射率型二0已指数关系二三叵。也小1,如此 水蒸气的实际发射率为h2o = 1 （1 ./打油二 0.。14查图得二氧化碳发射率= 0,如此总的发射率为% =- hoco = 0.014壁面发射率一般取为即w - S8,如此实际有效壁面发射率为印=即附11 + 11 - 口”）。一 %力二 0. 958由于壁面温度较低，故壁面对燃气的辐射可以忽略，因此燃气辐射热流密度l = 5,67 % . %（而苏-%（诉）5*7 * 3 /tqJ 二 4兜2。“，$5.2.4计算总热流密度、总热流量与冷却剂流量总热流密度q = q今二之 39 X 107lV/m2取推力室圆喉部壁厚如此

15、外壁面温度q6 2 39 x 10? x x 10i丁叼=想一兀二卜4。一 = S72K取喉部截面长度10mm总热流量,-冷却水流量为Qm=0M21kJs ,如此喉部内冷却水温升:中 1.15乂104“T = 0.421 X41；4 =匕 M取定性温度313K推力室内壁面与肋条材料为1Cr18Ni9Ti,导热系数m=26 / (mK,内壁厚6 = 1 mm,冷却通道高度h=3mm,肋条厚b=1.5mm,冷却通道宽a=2mm, , 2ah如此当量直径 4 = =2.4m,冷却通道数n=14。冷却通道面积冷却剂流速nMt卅/R冷却剂雷诺数R=18357冷却剂普朗特数Pr 二 片 二九3冷却剂努塞尔

16、数NW= 0.023R照PrM = 106冷却剂和外壁面的对流换热系数hf = 28223卬 / m2液体壁面温度:气体壁面温度兀田=焉+ %= 727Kt = -77*由计算结果可知，推力室喉部气体壁面.白,大于假定的温度740K,相差1.7%小于5%,且当5二时1CU8Ni9Ti不会失效，故符合冷却要求。推力室圆筒段强度校核圆筒段所选材料为1CU8Ni9Ti,查机械手册得：抗拉强度为 屈服极限为.将推力室圆筒段视为承压薄壁圆筒，具周向应力为PcDc轴向应力为F仃？ =。k f = 122MP&上 x A径向应力为= crr = pr = 2 MPa推力室圆筒段内壁温度约1。*,温度较高，材

17、料的屈服极限有所下降，故采用较大的安全系数，取许用应力为as%=80Mp0由第三强度理论有疗启=仃疗M Pcl 仃/由第四强度理论有（）1-叼）2+ （外吗） 2+ （内一/）由此推力室圆柱段满足强度条件喷管强度校核喷管所选材料为1CU8Ni9Ti,查机械手册得：抗拉强度为 服极限为兄=200MPQ喷管喉部周向应力Ptt g = 4.58MPa514喷管喉部轴向应力为s- = 472 MPaff(0.010z-0.008 z)喷管喉部径向应力为3 = ar = Pl L207MPQ推力室圆筒段内壁温度约64消，温度更高，材料的屈服极限下降更多，故采用更大的安全系数，取许用应力为由第三强度理论有

18、= %一内 =3.483MPq V 屹由第四强度理论有由此推力室喷管段满足强度条件综上，推力室各段在保证发动机性能和冷却要求的前提下均满足强度条件设计点火器采用棒料加工而成，在棒料的一侧边钻孔，用来安装酒精管嘴和电点 火塞，气氧管嘴安装在上部平面。为保证点火腔有一定的压力，应设计燃气通道 喉部，具体计算如下：l , q立火.,4（点火）- = 2.831 X 10-W 口点火4（点火）=6E燃烧室压力为2MP。,酒精腔压力为附PR气氧腔压力为附网喷管出口压 强为1a如】。本地面试验用气氧酒精发动机采用强度等级为受拉螺栓，螺栓材料 为钢，其强度极限为% = 400MPQ如此其屈服极限为口甘= 0

19、.6 X 400 二 240MPQI OI取安全系数为1.5,如此许用屈服极限为240寸=160Mp 口综合螺栓受力，得到与下底和法兰连接的螺栓所受的力为pS”=1025MPa n * s上底与中底采用螺钉连接，校核如下a =- 14,8/VfPti 0 经过校核，所有螺栓和螺钉强度都符合要求。为便于设计加工，结构上多采用焊接进展连接。该发动机是单件生产，因此 大局部零件均采用机械加工，零件尽量采用标准件。发动机燃烧室燃气温度较高， 对材料耐高温性能均有很高的要求。该发动机采用三底两腔的经典结构。上底和中底通过螺钉连接。该发动机仅 用于地面，故可以采用简单且可重复使用的电点火方式。气氧和酒精分

20、别通过不同的管路进入两个腔体， 并从三个直流撞击式喷嘴喷 入燃烧室燃烧。本发动机是气氧酒精双组元发动机，采用直流撞击式双组元喷注器。作为燃 料的酒精通过自击式喷嘴喷注进入燃烧室，这样液滴细度高好而且混合距离短。作为氧化剂的气氧，从结构简单原如此放律，让其通过中间的直流喷嘴喷出，与 酒精混合即可。喷注盘面较小，故喷嘴数量不宜过多，可选择三个喷注器并均匀分布在点火 器出口的圆周上。点火器该发动机用于地面试验，故可以使用电点火，结构简单，可靠性高，可重复 使用，点火组元仍然采用气氧和酒精，使其燃烧产物同推力室一致，预燃室通过 螺纹与上底连接。点火器的燃气通过其喉部进入燃烧室点燃主推进剂。燃烧室为圆筒形，圆筒段采用的材料为 1CU8Ni9TB圆筒段采用的冷却方式为外