空间飞行器设计第6讲课件

6.1火箭发动机的作用、特点及分类火箭推进系统（火箭发动机）是一种喷气推进装置，靠喷射推进剂产生推力。

特点：工作不依靠空气，是大气层外飞行和宇宙航行的主要动力装置。

分类（按推进剂）：液体推进剂火箭发动机、固体推进剂火箭发动机、混合推进剂火箭发动机。11液体火箭发动机

X-15高超音速试验机使用液体火箭发动机创造大气层内飞机飞行速度纪录M5.135。21液体火箭发动机图6.1液体推进剂火箭发动机液体推进剂在压力作用下由贮箱输送到推力室，经反应得到热燃气，该热燃气经加速从Laval喷管高速喷射而出，并将冲量施加于飞行器系统。32.固体推进剂火箭发动机图6.2固体推进剂火箭发动机固体推进剂（药柱）在燃烧室或发动机壳体内燃烧。通常在药柱的暴露表面上按预定的速率缓慢平稳地燃烧。43.混合推进剂火箭发动机既使用液体推进剂，又使用固体推进剂。如将液体氧化剂喷射到含碳固体药柱的燃烧室内，经化学反应得到热燃气。56.2火箭发动机的主要性能参数推力、喷气速度、推力系数、总冲、比冲、推力质量比等。

表征火箭发动机性能和工作质量的基本性能参数大致有:66.2.1推力推力——作用在发动机内外表面上的合力。由动量定理可以推出：式中，—动推力,为推力主要部分；约90%—静推力，由此，可得几种工况的推力。71.设计推力状态：pe＝pa2.海平面推力3.真空推力8图6.4推力随高度的变化曲线96.2.2喷气速度—燃气产物的平均摩尔质量；R0—通用气体常数,8.3144J/kmol.K；pe—喷管出口处的燃气压力；pc—燃烧室出口处的燃气压力；K—燃气的比热比。由此可见：ue与推进剂性能有关，也与喷管的膨胀比有关。106.2.3质量流率下角t表示喷管临界截面。6.2.4推力系数—推力系数，它表征喷管的特性。116.2.5总冲与比冲如果推力恒定：It=Pt总冲反映了发动机的综合能力大小。火箭发动机总冲是发动机工作过程中推力对时间的积累效应。12比冲——燃烧1kg质量推进剂所产生的总冲：mp——推进剂总有效质量；Is—平均比冲。

对液体火箭发动机，比冲为每秒消耗1kg质量的推进剂所产生的推力大小：比冲是火箭发动机的一个重要性能参数。136.2.6密度比冲和推进剂的混合比

总冲——整个燃烧时间t内推力(可能随时间的变化）的积分：密度比冲定义为单位体积推进剂流量所产生推力：T——推进剂密度。

推进剂的混合比定义为氧化剂流量与燃烧剂流量之比：14推进装置的能源与推进剂推进装置能源推进剂/工质化学能核能太阳能涡轮喷气发动机D/PTFD燃料+空气涡轮冲压~TFD燃料+空气冲压~（烃燃料）D/PTFD燃料+空气冲压~（氢冷却）TFD氢+空气火箭发动机（化学）D/PTFD自带推进剂通管火箭~TFD固体燃料+周围空气电火箭~D/PTFDD/P推进剂核裂变火箭~TFD氢核聚变火箭~TFND氢太阳能加热火箭~TFD氢光子火箭~（biglightbulb）TFD喷射光子太阳帆TFD反射光子15典型化学火箭发动机与两种通管

推进系统性能比较性能火箭发动机涡轮喷气~冲压~推重比75:15:1（加力）7：1（10km,Ma=3）推进剂（燃料）比耗量Kg.hr-1.N-10.82~1.430.05~0.150.23~0.36单位迎风面积比推力N.m-22.4X105~1.2X1061.2X105(海平面，低马赫数)1.3X105(海平面，Ma=2)极限高度无，适用空间飞行14~17km20km,Ma=3;30km,Ma=5;45km,Ma=12典型比冲s2701600140016例题6-1

设某型火箭特性如下：

初始质量200kg；发动机工作结束后质量130kg

有效载荷、非推进系统结构质量110kg

发动机工作时间3.0s

推进剂平均比冲240s求：火箭的质量比；推进剂质量分数；推进剂流量；推力；推重比；加速度；等效排气速度；总冲。17解：飞行器质量比MR1：发动机系统质量比MR2（发动机系统空载质量与初始质量分别为：20kg,90kg.推进剂质量为200-130=70(kg),推进剂流量为：推进剂质量分数为：推力等效排气速度总冲186.3液体火箭发动机液体火箭发动机推进剂的组元平时存放在单独的储箱里，工作时，利用专门的推进剂输送系统分别将它们送进燃烧室。按液体火箭发动机推进剂的输送系统（增压装置）分为挤压式和泵压式。6.3.1液体火箭发动机的工作原理19201.挤压式输送系统的液体火箭发动机

借助高压气体的压强，将推进剂由贮箱经管路、活门、喷注器送入燃烧室进行燃烧。高压气体应采用惰性气体：氮气、氦气，或空气等。挤压式输送系统的贮箱工作压力为1.3~9MPa，高压气瓶压力达6.9~69MPa。系统结构简单，易实现多次起动。适用于小推力或工作时间较短的发动机，通常有多个推力室。如运载火箭上面级推进系统和航天器姿态控制发动机。21图6.5挤压式供应系统示意图22

液体双组元推进剂由一种液体氧化剂（如液氧）和一种液体燃料（如煤油）组成。单组元推进剂是一种同时包含氧化成分和燃料成分的液体，对其适当催化后即分解为高温燃气。232.泵压式输送系统

泵压式输送系统靠泵来输送推进剂。泵靠涡轮驱动。涡轮的输出功率则又来自炽热气体膨胀而获得的能量。

泵压式液体火箭发动机系统通常用于推进剂量大、推力大的场合，如运载火箭的动力装置中。

涡轮泵输送系统有多种方式。242.泵压式输送系统用于泵压式输送系统的贮箱，相对较轻。只需对其略微增压，以防泵入口处的“汽蚀”，平均压力为0.07~0.34MPa。一般可用压缩空气、氦气、低沸点氧化剂（如液氢）汽化产生的蒸汽增压。泵压式系统还可分为开环和闭环系统。开环系统：来自涡轮的工作流质不再进入发动机燃烧室；闭环系统：来自涡轮的全部工作流质被喷入发动机燃烧室，再次利用。

25图6.6具有涡轮泵输送系统和独立的燃气发生器的液体火箭发动机闭环系统能更有效地利用燃料，性能比开环系统更高，一般可提高比冲1~5%。26图6.7用于液体火箭发动机的各种涡轮泵输送系统示意图27开环系统：

1）燃气发生器循环系统。推动涡轮的工质是较低温度的燃气。

2）抽气循环系统（燃烧室气体分流系统）。取消了燃气发生器，但从燃烧室引出燃气技术难度大。

3）冷却剂分流或泄漏系统。局限于以液氢为燃烧剂的发动机。涡轮功率较低。闭环系统：

1）膨胀循环系统。涡轮作功能力与提高燃烧室压力是一对矛盾，一般上限为7~8MPa。

2）分级燃烧循环系统（补燃式循环系统）。涡轮输出功率大，对涡轮制造要求高。28图6.8用液氢和液氧做推进剂的航天飞机主发动机分级燃烧系统的流动简图296.3.2液体火箭发动机的推进剂

液体火箭推进剂是一种或几种液体物质的组合，包括燃烧剂和氧化剂。它们能够进行放热的化学反应，形成高温的反应产物，用以直接产生反作用推力。推进剂组元指单独储存并单独向发动机供给的推进剂组成部分。30燃烧剂是推进剂中的可燃物质：液氢，偏二甲肼，一甲基肼，煤油等。氧化剂是推进剂中的助燃物质：液氧，四氧化二氮，氟，氯，硝酸等。单组元推进剂：过氧化氢（H2O2）,无水肼，肼，硝基肼。31一、对液体推进剂的要求(1)能量特性高，即比冲和密度比冲高H——喷管中的焓降，H=He-Hс;Q——推进剂的热值(J/kg)。32(2)物理化学性能稳定

许多推进剂能做到长期（15年以上）贮存不变质、不分解，低冰点、液态范围宽，与大气反应极小。希望推进剂没有明显的吸湿性，有少量杂质时不产生不良效应；推进剂在工作或贮存期间甚至在温度升高时不会分解，与管道、贮箱壁、密封材料接触时不发生化学变质。(3)可作为冷却剂

用于冷却推力室的推进剂，希望比热高、导热系数高、沸点高、分解温度高等特性。33(4)输送、雾化性能好

粘度小、表面张力系数小，可使流阻与喷管压力损失小，有利于喷射、雾化、混合，提高燃烧效率。而推进剂蒸汽压和密度随时间的变化过大或黏度随时间变化过高，将使火箭发动机流动系统难以得到精确控制。34(5)满足发动机起动迅速、平稳的要求

对非自燃推进剂要求着火延滞期小，着火温度低，对自燃推进剂自燃时滞小。有时军事用途发射时，还要求无烟和无排气火焰。(6)废气、废水处理容易，不会严重污染环境。

燃烧产物不应严重污染环境。火焰中的电子还会造成无线电干扰或衰减。(7)来源较丰富，价格较低。351.液氧(O2），缩写为LOX

淡兰色透明液体，溶点54.4Ko，沸点90.1Ko，密度为1144kg/m3。化学性能稳定。与乙炔、甲烷、氢气等以适当的比例混合极易爆炸。

2.四氧化二氮(N2O4)

高密度棕色液体，溶点261.9Ko，沸点294.3Ko，密度为1451kg/m3。化学性能稳定。二、常用的液体氧化剂已得到应用的主要有：液氧和液氟的混合物、OF2、ClF3、或ClF5等。363.硝酸(HNO3)

纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈现棕红色（红烟硝酸，RFNA）。火箭发动机用硝酸含水量不得超过4%。密度1.5~1.6。m.p.-42℃,b.p.83℃.

在硝酸中加入磷酸、氢氟酸可减少其对于材料的腐蚀性；加入适量四氧化二氮（称发烟硝酸，深红色）可提高氧化能力、热值和密度，降低冰点和腐蚀性，及改善点火性能。如AK-20，AK-27，AK-40等，表明其N2O4含量。优点：来源丰富、价廉、易贮存。沸点、密度高，与肼类燃料形成自燃推进剂。缺点：有毒；对金属有腐蚀性；需防护。374.过氧化氢(H2O2)

为70%~99%的高浓度过氧化氢。X-1和X-15曾使用。在推力室里，其在催化剂作用下发生分解，产物为过热蒸汽和气态氧。优点：排气无毒。缺点：稳定性差；受污染的液体过氧化氢必须在达到448K左右的危险温度前处理掉，否则会发生爆炸；对人体皮肤可能造成灼伤；与木材、油料及许多有机物接触会起火。385.四氧化二氮(N2O4)

为黄褐色高密度液体。美国最常用的可贮存氧化剂。大力神火箭使用。冰点-11.23°C，沸点21.5°C

优点：中等腐蚀性，但吸湿后成强酸。于相容材料制成的密封容器中可无限期贮存。缺点：液态范围窄，易结冰或蒸发。39三、常用液态燃料1.液氢（H2）

无色透明液体，热值高，比热大。与液氧的推进剂无毒，对结构材料不腐蚀，燃烧产物为水蒸汽，无污染。易蒸发、易爆炸。采用氮气置换法进行置换。溶点19.5Ko，沸点20.4Ko，密度为71kg/m3。化学性能稳定，可用不锈钢、镍铬合金、高镍钢、低碳钢等作容器。402.火箭煤油

主要成分是烷烃、环烷烃、芳香烃。水白色至淡黄色不等。沸点高，容易存储，稳定性好。本身是优良的溶剂，对冲击、振动等不敏感。热值比酒精高，比肼类燃料低；燃烧不太稳定，不能与常规氧化剂组合成自燃推进剂，但加入一定量偏二甲肼（称油肼，有毒，与硝酸等可组成自燃推进剂）可改善点火性能和燃烧稳定性。413.肼类燃料最常用的是偏二甲肼(CH3)2N-NH2，UDMH，还有无水肼N2H4，混肼-50（偏二甲肼和无水肼各50%），一甲基肼CH3NH-NH2等。偏二甲肼，无色液体，有吸湿性、带鱼腥味。稳定性好，与一般金属相容，对橡胶、塑料等有泡涨作用。在隔离空气的条件下能长期储存；储存温度低于48.80C。有毒，需防护。42

偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二氮或硝酸组成自燃推进剂，比冲大，在导弹中广泛使用。在343oC迅速发生分解反应，在345~350oC会发生爆炸；用空气增压至5.2MPa时会爆炸，但用95%的氮气增压到12.8MPa时仍不爆炸，故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。43名称化学式熔点[K]沸点[K]蒸发热量（k/kg)密度（kg/m3)化学稳定性腐蚀液氢H219.520.445271稳定弱液氧O254.490.1219.51144稳定弱液氟F255.285.2172.51510稳定强四氧化二氮N2O4261.9294.34151451稳定强偏二甲肼H2N-N(CH4)2215.9336.6583799稳定弱煤油-200450-820-840稳定弱过氧化氢H2O2279.5423.7--不稳定弱表6-1燃料与氧化剂的某些物理化学特征44表6-2现代主要液体火箭燃料的某些特性推进剂成分KT(T/m3）单位推力理论值四氧化二氮－偏二甲肼3.071.20350氧－煤油3.071.04373氧－氢5.560.34463456.3.3液体火箭发动机的构造特点图6.9再生式冷却管束式推力室结构46

液体火箭发动机的主要部件就是推力室，也就是一个燃烧装置。在此，推进剂经节流喷注、雾化、混合、燃烧而形成气态反应产物，以高速从喷管中喷出而产生推力。推力室主要部件有：喷注器、燃烧室、喷管1.喷注器使推进剂按一定流量引入燃烧室，使其雾化并以一定比例混合，形成均匀的燃烧剂－氧化剂的混合物，便于汽化和燃烧。47图6.10几种喷嘴型式的简图482.燃烧室是推进剂雾化、混合和燃烧的容腔，形状为球形或圆柱形；温度高（3000K°以上），必须冷却。目前大部分推力室采用再生冷却推力室结构。3.喷管高温燃气需在其中膨胀、加速，产生高速射流，故火箭发动机均采用超音速喷管，呈收敛－扩散形。应保证气流流动损失最少，出口气流尽量与发动机轴平行。496.4固体火箭发动机使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500℃的高温和102～2×107Pa的高压，用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。50

特点：推进剂直接装填于燃烧室。工作过程：点火药点火——产生燃气——药柱点燃、燃烧。

推力终止措施：1）燃烧室周围开径向孔，由此排除燃气；2）燃烧室头部装一组向前倾斜的反向喷管1.发动机构造6.4.1发动机组成及其工作原理51图6－11固体火箭发动机示意图1－燃烧室壳体；2－药柱；3－隔热层；4－药柱固定件；5－喷管底部；6－喷管摆动传动机构；7－喷管组件；8－堵盖；9－喉部镶块；10－侧面喷管；11－推力终止装置；12－点火器；13－前盖52

2.装药的填充1）自由填充：推进剂事先制成药柱，发动机装配时将其放入燃烧室。燃烧室应保证足够的开口尺寸。2)贴壁浇注：直接充填在燃烧室内，装药的几何形状由模具保证。

药柱某些表面可用缓燃（难燃）材料包覆，称包覆层，用于控制燃烧的面积大小和变化规律，进而满足推力要求。53优点:

1)结构简单，无复杂的输送系统、冷却要求；

2）装固体火箭发动机的火箭操作简单，发射准备和启动灵便；

3）固体推进剂性能稳定，在发射阵地上能长期储存；

4）发动机零组件少，与液体火箭发动机相比，可靠性高。3.固体火箭发动机的优缺点54

缺点：

1)固体推进剂能量（真空比冲2500－3000m/s)

比液体推进剂（真空比冲高于4000m/s)低；

2)装药工作起始温度（环境温度）对燃烧室压力和工作时间影响大；

3)加速度大,推力大小、方向难调节；

4)一般只能一次启动,重复启动困难,不利于载人飞行。

55(1)胶体推进剂

又称双基推进剂，是一种有机物的固态溶液（混合物)。常用的是硝化纤维在某些炸药（硝化甘油和硝化二醇等）的胶状溶液。此外，还加入一些添加剂（改善稳定、催燃、热塑性）。

(2)复合推进剂

特点：氧化剂微粒均布在固体燃烧剂中（属机械混合物）。6.4.2固体推进剂1.推进剂的种类56氧化剂：硝酸盐、氯酸盐。燃烧剂：有一定的机械性能和粘附性，常用的有：橡胶、树脂、有机聚合物，也有金属燃烧剂（铝、铍、锂等）2.固体推进剂的药柱形状1）端面燃烧（用于助推器和燃气发生器）2）侧面燃烧3）端、侧面同时燃烧57图6－12a端面燃烧药柱1）端面燃烧

药柱为圆柱形，全部侧面和另一端面有包覆层阻燃，燃烧时燃面沿轴向进行（一维燃烧），多用于助推器和燃气发生器。58图6－12b侧面燃烧药柱形状592）侧面燃烧

药柱两个端面有包覆层阻燃，形状很多。又分内侧面和外侧面燃烧两种。从燃烧方向上看，属于二维燃烧。内侧面燃烧时，药柱由内向外燃烧，燃烧室壁与燃气隔离，故隔热要求较低。外侧面燃烧或内、外侧面同时燃烧时，要有上乘的隔热措施。60图6－12各种典型药柱内侧面形状3）端、侧面同时燃烧

内、外侧面和端面同时燃烧，属三维燃烧。用于大型发动机，壳体采用分段浇注法。616.5固－液混合火箭发动机

使用固体组元和液体组元组合推进剂的火箭发动机。与液体火箭发动机一样，可采用挤压式和泵式输送系统。图6－13挤压式混合火箭发动机示意图621.固液组合推进剂

1)多采用固体燃烧剂和液体氧化剂（固体密度大，该组合可提高平均密度比冲）;2)固体氧化剂是粉末装，难于制成有一定形状和机械强度的的药柱。

3）固体燃烧剂一般选用贫氧固体推进剂而不是纯燃烧剂，有利于工艺成型和点火燃烧。632.混合火箭发动机的工作原理工作过程：固体药柱受热气化—与液体组元的蒸气互相混合—燃烧。与固体火箭发动机的区别：固体火箭发动机推进剂中同时包含氧化剂和燃烧剂，燃烧在固态就开始进行。混合火箭发动机的固体组元中只含燃烧剂（或氧化剂），无固相反应，只气化而不燃烧。642.混合火箭发动机的工作原理要提高气化面积。固体组元气化的速度一般很低(1~5mm/s)，故为满足一定的流率要求，需气化面积大、药柱肉厚薄。为使气化表面上的气体组元与液体组元蒸气混合均匀、燃烧完全，常在混合火箭发动机的燃烧室内加装扰流器。（如下图）65图6－14带分段药柱的固－液混合火箭发动机燃烧室66固体组元的气化速度与沿其气化表面的燃气流量有关，亦即与液体组元的流量有关。故要改变液体组元的流量来调节发动机推力时，应同时改变固体组元的消耗量。为实现两种组元的比例（固液比），应采用两区供入液体组元方案。如液体组元由燃烧室头部和药柱空腔供入方案，既易于控制流过固体组元表面的燃气流量，又能保持最佳固—液混合比。67图6－15液体组元由燃烧室头部和药柱后空腔两区供入的方案683.固－液混合火箭发动机的特点混合火箭发动机主要性能优于固体或液体火箭发动机(1)混合推进剂性能好。比冲与液体推进剂相近（比固体~高得多），密度比液体推进剂高；(2)结构上多了一个喷注构件，但液体组元可以作为冷却剂，总体结构比液体火箭发动机简单；(3)可以较方便地实现多次起动、关车和调节推力。一般不自燃，采用化学方式点火，方便、可靠。696.6辅助推进一般为小推力推进装置，用于对航天器实施有效的轨道控制，或轨道调整、姿态控制。

主要类型有：冷气射流热气射流单组元肼分解发动机双组元可储