初探火箭发动机

初探火箭发动机名目一、简介………………1二、火箭发动机的工作原理………………1三、火箭发动机的整体性能………………5四、火箭发动机的冷却………………6五、火箭发动机的机械问题………………7六、火箭发动机的声学问题………………7七、火箭发动机的化学问题………………9八、火箭发动机的分类………………9一、简介定义：由飞行器自带推动剂，不依靠外界空气供给氧化剂的喷气发动机。定义：由飞行器自带推动剂，不依靠外界空气供给氧化剂的喷气发动机。〔推动剂〕变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天烧形式的发动机。二、火箭发动机工作原理〔由氧化剂和燃料组成〕在燃烧室中高压〔10-200bar〕燃烧产生尾气。向燃烧室供入推动剂液体火箭通过泵将氧化剂和燃料分别泵入燃烧室，两种推动剂成分在燃烧剂，在经受放热化学反响后产生高温气体用于火箭推动。燃烧室用推动剂不同，尺寸不同。用L*描述燃烧室尺寸这里：Vc是燃烧室容量At是喷口面积L*的范围通常为25-60〔0.6-1.5m〕味着热量在燃烧室壁的传导速度格外快。喷嘴比的渐缩渐阔喷嘴中，燃烧室产生的高温气体通过一个开孔〔喷口〕排出。假设给喷嘴供给足够高的压力〔高于围压的 2.5至3倍，就会形成喷阻流和超音速射流，大局部热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度到达音速的十倍并不少见。壁的压力。排出气体膨胀〔绝热〕时对内壁的压力是火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向。推动剂效率要使发动机有效利用推动剂，需要用肯定质量的推动剂产生最大可能压力作用于燃烧室和喷嘴，此外以下方法也能提高推动剂效率：将推动剂加热到尽可能高的温度或使用核能〕使用低比重气体〔尽可能含氢〕使用小分子推动剂〔或能分解成小分子的推动剂〕由于全部的措施都是出于减轻推动剂质量的考虑； 被加速的推动剂量成比例关系；也由于牛顿第三定律，作用于发动机的压力也作用于推动剂。素影响。综合起来，排气速度就是检验发动机效率的最好证明。由于空气动力的缘由，废气在喷口产生阻流效应。音速随温度平方根增长，因此使用高温尾气能提高发动机性能。在室温下，空气中的音速为 而在火箭的高温气体中可达1700m/s以上，火箭的大局部性能都是由于高温。加之火箭推动剂通常选用小分子，这也使得在同等温度下，废气中音速高于空气中音速。喷嘴的膨胀设计使排气速度翻倍，通常是 速排气射流。速度的增量主要由面积膨胀比打算，即喷口面积与喷嘴出口面积更多的热，由此提高排气速度。是超音速的，因此射流的压力只会低于或高于围压，不能与之平衡。假设尾气压力以围压不同，喷嘴就可以称为完全膨胀，围压或过度膨胀。假设尾气压力以围压不同，喷嘴就可以称为完全膨胀。反压力和最正确膨胀小于围压，运载器就会由于发动机前端与末端的气压差而减速。而假设尾气压力大于围压，本该转换成推力的尾气压力没有转换，能量被铺张。气有足够长的距离作用于喷嘴，以降低压力和温度。而这增加了设计难度。实际设计中通常承受折衷的方法，因而也牺牲了效率。有很多特别喷嘴可以弥补这种缺陷，如塞式喷嘴、阶状喷嘴、集中式喷嘴以及瓦形喷嘴。每种特别喷嘴都能调整围压并让尾气在喷嘴中集中更广，在高空产生额外的推力。一些运载器中，喷嘴的重量也影响着发动机效率。其次个问题是尾气在喷嘴中这是必需避开的。动力循环相对喷管处的热能损失而言，泵气损失微乎其微。大气中使用的发动机使用高压动力循环来提高喷管效率，而真空发动机则无此要求。对于液体发动机，将推动机注入燃烧室的动力循环共有四种根本形式：在小型低性能的发动机上。有的是依靠自然的重力引导。分级燃烧循环又称补燃方式，同样是燃料和氧化剂在预燃器中燃烧，推动燃料泵和氧化剂泵，不过不同的是，预燃器中的燃气不是直接排放，而是压入燃烧室，这样避开了燃料和氧化剂的铺张，可以做到更大的比冲。追求高比冲发动机一般都会承受分级燃烧的循环方式，分级燃烧的时为了追求更高比冲，一般燃烧室压力要燃气发生器循环高得多，又称高压补燃方式。膨胀循环则是燃料或是氧化剂流过燃烧室壁和喷管壁，在那里冷却燃烧室和喷管的同时，自身升温具有更大压力，推动燃料泵和氧化剂泵运转，很明显的，燃气发生器和分级燃烧的循环同样会流经这些高温部位，但是却加以预燃器高压燃气的驱动，可以做到大得多的推力。膨胀燃烧循环的发动机一般的说具有很高的比冲，理论上其他条件一样时是最高的比冲，不过推力很难做大。三、火箭发动机的整体性能火箭技术集合了高推力〔百万牛顿〕，高排气速度〔海平面音速的10高推重比〔>100〕以及能在大气层外工作的力量。而且往往可以通过减弱一种性能而使另一种性能更高。比冲衡量发动机性能的重要指标就是单位质量的推动剂产生的冲量， 通常写作Isp。比冲可用速度〔Ve米每秒或英尺每秒〕或时间〔秒〕度量。比冲大的发动机往往是性能极佳的。净推力以下是发动机净推力的近似值计算公式：冲压阻力，由于净推力就等于总推力〔排解静态反压力〕。节流发动机可通过掌握推动剂流量〔通常以kg/s或lb/s计〕来到达节流的目的。原则上，发动机可通过节流使出口压力降至围压的三分之一〔喷嘴流淌分离〕而上限可至发动机机械强制允许的最大值。机械上限，主要的限制因素就是燃烧稳定性。例如推动剂喷嘴需要一个最小压〕的范围内进展调整和测试。而且有必要保证喷嘴出口压力不会低于围压太多，以避开流淌分别问题。能量效率火箭发动机是一种效率极高的热力发动机，产生高速射流，结果如同卡诺循环一样产生高燃烧室温度和高压缩比。假设运载工具的速度到达或略微超过〔全部喷气推动都是如此〕四、火箭发动机的冷却材料工艺反响物料在燃烧室的反响温度可达约 3500K(~5800°F)。这个温度远超出喷嘴和燃烧室材料的熔点〔石墨和钨除外〕确实在某些材料自身承受范围内能找到适宜的推动剂，但要保证这些材料不会燃烧，熔化或沸腾也很重要。材料工艺打算了化学火箭尾气温度的上限。止材料过热。如再生冷却，使推动剂燃烧前通过燃烧室或喷嘴内壁的管道。其以保证气体的热边界层在接触材料时温度不会影响材料的安全性。火箭中的热流通量往往在工程学上是最高的，其变化范围在 而喷口处热流通量又是最高的，通常是燃烧室和喷嘴处的两倍。这是由于喷口处尾气的高速〔导致边界层很薄〕和高温造成的。大，难以冷却，因此不得不降低温度，损失了效率。常用的冷却方式不冷却：用于短时运行或测试〔通常是液氢〕沿室壁倒下再生冷却：推动剂在燃烧前先流经室壁内的冷却套管薄膜冷却：室壁被液体推动剂浸湿，液体蒸发吸热使之冷却全部的冷却措施都是要在室壁形成一层比室内温度低的隔离层〔边界层〕 只要这层隔离层不被破坏，室壁就不会出问题。而燃烧不稳定或冷却系统故障常常会导致边界层的保护中断，随后导致室壁被破坏。边界层充作室壁和冷却剂的隔离层，因此其厚度要尽可能地薄，这可以通过加快冷却剂流速来实现。五、火箭发动机的机械问题火箭燃烧室工作在高压下，通常是 10-200bar〔1--20MPa，压力越高通常性能也越好〔由于可以使用更高效的喷嘴〕 。这使燃烧室外部处于很大的圆周应力之下。也由于高温工作环境，构造材料的抗张强度显著降低。六、火箭发动机的声学问题是类风琴管共振和气流扰动的问题。燃烧不稳定燃烧不稳定有以下集几种：间歇性燃烧低频振动。可使运载器推力发生周期性变化，导致载荷和运载器受损。间歇性燃烧可通过使用高密度推动剂配上充气阻尼涡轮泵来防止。嗡鸣现象这是由于推动剂喷射器中压力缺乏导致的。主要是令人不悦，并无实质性振荡燃烧这种状况往往造成直接损伤，且很难掌握。它往往是伴随化学燃烧过程的产生悲剧性后果。这种影响很难在设计阶段预先分析，只能通过旷日长久的测推动剂喷射进亥姆霍兹阻尼器〔用以转变燃烧室共振状态〕前蒸发成气态。应，并估算室压的响应时间：恢复越快，系统越稳定。排气噪音〔特小型除外〕比起其他发动机，其噪音格外大。特超音速尾气与四周空气混合，形成冲击波。冲击波的声音强度取决于火箭的尺寸。土星五号放射时，在离其放射点很远处的地震仪检测了这一噪音。产生的200dB(A)。通常火箭在地面四周的噪音最大，由于噪音从羽流中辐射出去，并被地面〔有转移到运载器散到尾气中，再与四周空气相互作用，产生噪音。这种噪音可通过有顶火焰隔离槽，向羽流喷水，偏转羽流角度等方法消减。七、火箭发动机的化学问题〔能量每单位质量〕物质，由于在抱负状况下全部反省物质全部转化为废气动能。除了不行避开的损失和发动机设计缺陷，不完全燃烧等因素，依据热力学定律，一局部能量转化为分子的动能，无法产生推力。单原子气体如氦气只有三个自由度，相当于一个三维空间坐标{x,y,z}，只有这种球形对称分子没有这种损失。二原子分子如 方向的轴和垂直这个方面的轴旋转，依据统计力学的均分定律，有效能量会均分给各个自由度，因此这种分子在热平衡中有3/52/5转化为旋转运动。三原子分子如水分子有六个自由度。大多数化学反响都是第能能最大限度地恢复为动能。上作用照旧明显。由于发动机工作在极高温度下，而温度与分子能量成正比，肯定温度肯定定量的能量安排给更多的低质量的分子最终可以获得更高的尾气速度。因此使用低原子质量元素更优。液氢〔 是目前广泛使用的相对尾气速度而言效率最高的推动剂。其他物质如硼，液态臭氧在理论上效率更高，但付诸使用任存在很多问题。八、火箭发动机的分类〔工作介质〕的动能，形成高速射流排出而产生动力。火箭发动机依形成气流淌能的能源种类分为化学火箭发动机、核火箭发动机和电火箭发动机。样机已经研制成功。电火箭已经在空间推动领域有所应用。后两类发动机比冲远高于化学火箭。化学火箭发动机主要由燃烧室和喷管组成，化学推动剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流淌能，以高速〔 1500