发动机设计复习整理

火箭发动机设计复习提纲

1．发动机总体参数有哪些？确定总体参数的依据是什么？固体火箭发动机详细设计步骤？

总体参数：

●总体结构形式的确定及主要结构材料

的选择

●推进剂的选择

●装药型式●发动机直径和长径比的选择●燃烧室压力的选择

●喷管膨胀比的选择

总体参数的依据：

1)发动机用途：发动机的用途主要指所用导弹的类型和级别

2)性能指标：发动机总冲及其偏差，发动机比冲及其偏差，推力方案，发动机工作时间，推

力控制，可靠性

3)约束条件：总长，直径，质量，重心位臵，点火延迟时间，推力终止装臵的要求

4)环境条件：贮存环境，运输环境，使用环境，飞行环境

5)勤务处理及经济方面的要求

详细设计涉及装药、内弹道、燃烧机理以及壳体受热、应力分析等等一系列设计、分析、计算过程。整个计算过程包含着一系列的重叠和反复（与初步设计之间也存在反复）。设计步骤：（1）推进剂热力计算：其目的是求得推进剂的热力学性质，为发动机性能预估中内弹道计算提供原始参数。另外，有时还要求给出排出燃气的组成，作为考虑排气烟雾的依据。

（2）药柱设计：一般包含三个基本部分，几何形状设计、内弹道性能计算和结构完整性分析。

（3）燃烧稳定性分析：基于对不稳定燃烧机理的研究，配合先进的计算方法，目前对发动机内的燃烧稳定性可以进行预估性验算。

（4）发动机结构设计、受热及强度分析：包括燃烧室、喷管及点火器结构设计和发动机各部分的密封设计；而壳体和喷管设计则必然伴随着受热、选材、烧蚀及强度方面的考虑。

（5）流场分析。

2．由于发动机使用温度范围的不同会导致内弹道性能的不稳定，在结构上应采取什么措施？

固体推进剂的燃速受初温影响比较严重，使用环境的温度不同，发动机内推进剂的燃速不同，从而导致发动机内弹道性能变化，此时可采用可更换喷管或可调喷管结构，改变喉部面积大小，与实际燃速相适应，以减小初温改变带来的影响。

3．弹道导弹发动机结构有何特点？

（1）一般采用贴壁浇铸的内孔燃烧药柱，这样既可以实现大推力、长工作时间，达到射程远的目的；又解决了大尺寸药柱的制造、支撑及室壁隔热问题。

（2）燃烧室壳体一般采用中间为圆筒段，两端为半椭球封头的结构。燃烧室头部装有点火装臵。为传递推力和与弹体连接，在前、后封头处均设计有连接裙。

（3）喷管一般都采用潜入式的，这样可以缩短发动机的轴向尺寸。现代导弹多采用单喷管，早期有采用多喷管（一般为4个）的。

4．选择装药的依据是什么？

药柱、绝热层和衬层统称为装药。其中，药柱的选择包含固体推进剂的选择和药柱形状、尺寸的选择。

固体推进剂选择原则：

（1）应具有尽量高的能量特性：推进剂的能量特性是以体积比冲（比冲与密度的乘积）来表征的；

（2）应具有所要求的内弹道特性：燃速的调节范围要宽；推进剂的压强指数应尽量低；推进剂的燃速温度敏感系数应尽量小。

（3）应具有良好的燃烧特性；

（4）应具有良好的力学性能；

（5）应具有良好的热安定性和贮存安定性；

（6）应具有良好的经济性。

药柱形状、尺寸的选择原则：

选择药形的基本原则，归纳起来是三个，即能量特性及内弹道特性、结构完整性和工艺性，再综合考虑其他方面的原则。具体可论述为：

（1）所选药形的燃面变化规律应符合主要技术要求中规定的推力随时间变化方案；

（2）所选药形应具有足够的燃烧面积，以获得所要求的推力；

，以保证发动机具有较高的冲质比；

（3）所选药形应使发动机具有较高的

v

（4）尽量无余药，以减少能量损失或推力拖尾现象；

（5）所选药形应具有足够的强度，有较好的结构完整性。

绝热层和衬层的厚度选择要依据燃烧室内部相应的热防护计算结果确定。

5．一维端面燃烧装药有什么优缺点，对缺点采取哪些改进措施？

一维端燃药柱的优点：结构简单，工艺性好，药柱结构完整性易得到保证；装填分数高；无侵蚀燃烧；无余药，内弹道曲线无明显拖尾端；工作时间长、推力平稳。

缺点：壳体直接与燃气接触，带来了燃烧室的热防护问题；贴壁浇注后易产生应力集中；燃烧方向单一，易产生燃烧不稳定；发动机工作过程中，质心位臵变化大，会影响导弹控制性能；推力较小。

针对缺点采取的措施：药柱外包覆绝热层和衬层，保护壳体；推进剂药柱两端进行人工脱粘，释放应力；改进推进剂配方，抑制不稳定燃烧；推进剂中加入金属丝增加燃速，提高推力；将其臵于助推发动机前靠近导弹质心处，解决飞行器质心偏移过大问题。

6.叙述确定发动机直径和长径比的步骤。

当壳体材料和固体推进剂选定后，我们就可以基于总冲指标根据壳体结构质量最轻原则来确定燃烧室壳体的直径和长度。

我们将保证给定总冲、并与最轻质量相对应的燃烧室直径叫做“最佳直径”，对应最佳直径的长径比叫做“最佳长径比”。

设计的流程可表述为：

当给定发动机的总冲指标和选定的推进剂后，可计算出推进剂的质量和体积：

,)P s P P P s P m I I V m I I ρρ===

然后根据燃烧室内推进剂的体积装填分数V η计算出燃烧室容积c P V V V η=。在给定的壳体材料的情形下，根据计算出的c V ，依据壳体材料质量最轻原则计算出发动机壳体的最佳半径c r *，然后

可计算出最佳长径比λ*

，最后计算出最佳长度c c L r λ***=。（其中c r *为壳体的中面半径，对大型发动机而言可近似取为壳体内径）。

最佳长径比λ*较小时，发动机的总质量m m 对c r 非常敏感，尽量取c c r r *=；对于较大的λ*，可根据实际情况，使c r 在c r *附近取值。

7.分析通气参量J 和e ?对装药设计的影响

装填密度是指单位燃烧室容积内装入推进剂的质量，它是表示燃烧室容积的利用率，表征了药柱设计的质量。 装填密度p

T p c c c m A L V A L ρ?==

在许多情况下药柱长度与燃烧室长度相差不多，即c L L ≈，这样T p c

A A ρ?≈

其中，T A 为药柱的横截面积；c A 为燃烧室的横截面积。

装填分数（截面装填因子）定义为： c T

A A =η

可以看出，当p ρ一定时，η即可代表?，反映了药柱设计的质量指标。η的值总是小于1的，但在药柱设计中，应尽可能地增大η值，即尽可能充分利用燃烧室容积。但η的增大会受到通气参量J （或e ?）的限制，否则会引起侵蚀燃烧而产生初始压强峰。

)1(η-=-==

c t T c t p t A A A A A A A J )1(η-==

?c b p b A A A A e

可以看出，装填分数η地增大会使J 、e ?值增大，从而引起侵蚀燃烧。因此，在药柱设计时，一般要通过已知的发动机外径来估算燃烧室的内径c d ，进一步算出c A ，然后用对J 或e ?的限制来确定药柱几何尺寸及估算η值。

8.已知某发动机采用单根管状装药，燃烧室内径D C =192.6mm ，由总冲算出装药的体积V P =1.316×10－2m 3，At=93.3×10-5m 2，J 允许＝0.4，由压强确定其燃喉比K ＝399。试确定

这种装药的尺寸。

9.描述星孔装药的几何参数有哪些，在图示的星孔装药燃面变化曲线上标出其燃烧过程的几个阶段并加以说明。

等截面星形内孔装药的主要几何参数：

(a) 药柱外径2D R =;

(b) 药柱长度L ;

(c) 药柱肉厚1e ;

(d) 特征尺寸l ; (e) 星角数n ; (f) 星槽圆弧半径r ; (g) 星边夹角θ; (h) 星角系数ε

显然 1/2l e r D ++=。

燃面变化分为两个阶段，即星角直边CD 消失前与消失后的两个阶段。第一阶段的燃烧边长由两个不断增长的圆弧B A ''及C B ''和一个减小的直边D C ''组成。所以改变星形的几何参数可以使第一阶段的燃面呈增面、恒面或减面变化。而第二阶段只是由圆弧B A ''''和D B ''''组成，它们在燃烧后期不可避免的是增面的。往往当燃至1e e =时发动机工作结束，剩下未然尽的药称为余药。

10.什么是人工脱粘？请画出示意图。

实际发动机中，最大应力通常发生在不连续点处（如药柱连接面的终点），药柱的最大应变则发生在内孔表面、长圆柱孔的中间部位或几何不连续点处（如药柱翼的尖端）。

为了确保这些临界点处的应力应变不超过允许范围，使装药同时满足弹道和强度要求，需要进行人工脱粘（在绝热层和壳体之间）。

图中药柱顶端粘结面处便采用人工脱粘片，释放了该点的应力，缓解了内控表面的应力和应变。但人工脱粘处绝热层要加厚，以保证壳体和药柱的安全，从而消极质量有所增加。

11.封头的型式有哪些，若是等壁厚设计，请按力学性能排序。大型固体发动机常用的封头结构是什么？

圆柱形燃烧室壳体一般采用半球、椭球、碟形封头和平底封头。平底封头只用于小直径燃烧室壳体。

等壁厚设计时力学性能排序：半球>椭球>蝶形>平底。

半球形封头受力最好，因此壁薄、质量轻。但是这种封头深度大，成形时对材料的塑性要求高。在壳体长度一定时，同一直径的壳体采用半球形封头比采用椭球封头的容积小。

椭球封头是由椭圆曲线绕其短轴旋转而成。由于椭球经线曲率是连续变化的，因此封头上的应力也随之连续变化。

碟形封头由于几何形状的不连续性，在不同几何形状连接处必然会产生不连续应力，从而降低封头的承载能力。

平底结构最简单，易加工，但受和情况也最差，必须做得很厚，增加结构质量。

大型固体发动机常用的封头结构为椭球形封头。

12.发动机常用的密封方式有哪些？各适应于什么场合。

为了防止发动机工作过程中燃烧室内高温高压燃气外泄，以及确保发动机在贮存、运输过程中内部的防潮和防腐，必须要求各连接部位有良好的密封性能。固体火箭发动机上常采用的密封为O 形圈和平垫圈密封，前者最为普遍。

O形圈密封毋需太大的预紧力，将其臵于密封槽中，靠安装和受载后的压缩变形来实现密封。这种密封结构的特点是燃气压强越高，压紧力越大，密封效果越好。

平垫圈是用在被连接件与螺母之间的零件。平垫圈一般用在连接件中一个是软质地的，一个是硬质地较脆的，其主要作用是增大接触面积，分散压力，防止把质地软的压坏。

13.选择什么样的材料时发动机的低应力脆断才显得比较突出。

为了追求发动机的高质量比，减轻结构质量，往往使用高强度钢。高强钢壳体应力远低于材料的屈服极限时发生断裂即为低应力脆断。

壳体材料的低应力脆断是从材料的固有缺陷——裂纹开始的。按裂纹位臵与应力方向之间的关系，将应力场分为三种：（1）张开型：裂纹在垂直于裂纹表面的拉应力作用下扩展；（2）滑移型：裂纹在平行于裂纹面且垂直于裂纹前缘的应力作用下扩展；（3）撕裂型：裂纹在平行于裂纹面和裂纹前缘的剪应力作用下的扩展。结构中的初始裂纹是比较小的，在结构承载过程中会逐渐扩大，达到临界尺寸时便发生低应力脆断。张开型是最容易发生低应力脆断的，当选择的燃烧室壳体材料中的裂纹为张开型时，变更容易发生低应力脆断。

14.有物理化学变化的烧蚀材料的热防护机理是什么？

烧蚀材料的热防护机理为：

（1）融化吸热；

（2）蒸发吸热；

（3）热解吸热；

（4）热阻塞吸热：个别烧蚀材料热解后生成热解气体，热解气体通过炭化层空隙引射到边界层中，这样可以阻止一部分热量进入物体，起到防热作用。

（5）热辐射吸热；

（6）热容吸热。

15.喷管的收敛半角和扩张半角的取值范围一般是多少？

非潜入喷管的收敛段型面一般采用圆锥面,其收敛（入口）半角β在30~60°范围内选择。β值选得太小，会增加收敛段长度，使质量和散热损失增大；β值太大，会发生颈缩现象，造成流量损失，同时会加重烧蚀。通常取0

β=；潜入喷管的收敛段和喉部往往构成一个整体，常称为入口段，

45

其型面通常设计成椭圆形，其长短轴之比为3：2，椭圆中心取在喉部截面上，长轴一般为1~2

r。

t 非潜入和潜入喷管的扩张段型面设计是一样的，通常有锥形和特形（钟形）两种。锥形扩张段的锥面母线与喉部圆弧相切，半锥角（扩张半角）α一般取15°最佳；为使扩张段不致过长，目前一般取α=18°；特形扩张段需用空气动力学特征线原理造型。

16.喷管喉部加一圆柱段有什么优点？

17.论述双圆弧设计喷管的基本步骤。

双圆弧是指喷管扩张段内型面由两个圆弧组成。第一个圆弧为喉部区的型面，其中心位于喉部临界截面上；第二个圆弧为超声速区型面，它与第一个圆弧切于点B 。

型面作图法如下：

（1）给定参数：喉径t d ，扩张比ε，出口半角e a ；

（2）由ε和2e a ,从图4-5中查得)/(t n n n d L L L =；

（3）求大圆弧0R 的相对值)/(000t d R R R =

]cos )2/5.1(sin 1[21

)2/5.1(220e t e e n t e n a d d a L d d L R -----+=

（4）求二圆弧切点B 上的气流最大倾角M a

1sin sin 001++=-R a R L a n M ε

（5）求大圆弧圆心的相对坐标 t

e n d d a R Y a R L X 2cos sin 0000-=+=εε

（6）求点B 的相对坐标 M B M

B a Y a X cos 5.1sin -=

（7）给定)/(t d X X X =，且B X ＜X ＜n L ，求大圆弧上对应X 的)/(t d Y Y Y =

0000))((Y X X R X X R Y --++-=

18.燃烧室和喷管的常用热防护措施有哪几种？

固体火箭发动机的燃烧室和喷管的热防护均采用被动热防护方式——热防护材料。

为了保证燃烧室壳体不被高温燃气烧坏，同时不致过热以保证足够的强度，需要对燃烧室壳体进行热防护，通常是在壳体内部喷覆绝热涂层（短时工作的小发动机）或者粘贴绝热层。要求绝热层的密度低、热解温度高、潜热大、炭化率高。绝热层在燃气作用下变成炭化层、热解层和原始层。

喷管的热防护设计在于尽可能使喷管型面在工作过程中不改变或少改变，并使其支撑结构的温度控制在许可的范围内。喷管的热防护材料包括烧蚀材料和绝热材料。喷管收敛段和扩张段接触燃气的边界层以及喉衬采用烧蚀材料，如多晶石墨、热解石墨、难熔金属、碳/碳复合材料、陶瓷和陶瓷基复合材料。喉衬的背壁以及收敛段、扩张段烧蚀层的背壁均采用绝热材料。

19.复合喷管材料可以分为三类，对喉衬材料有哪些特殊要求。

复合喷管材料一般是指组成喷管基体的金属材料，组成收敛段、扩张段边界层以及喉衬的烧蚀材料和收敛段、扩张段烧蚀材料背壁以及喉衬背壁下的绝热材料。

对喉衬材料的要求：

（1） 喉衬材料在点火期间承受高温热冲击，需要其抗热振性能好；

（2） 在发动机正常工作期间，承受高温高压气流冲刷、热应力和粒子撞击，要求喉衬有良好

的烧蚀性能和机械强度；

（3） 喉衬的作用是保证喉部面积不变，以维持发动机正常推力，故要求其热膨胀系数小，烧

蚀后的炭化区抗侵蚀能力强。

20.举出一种推力矢量控制装置，并简述其作用原理。

柔性喷管是一种全轴摆动喷管，由固定体、活动体和柔性接头组成。

柔性喷管的固定体，一端与柔性接头相连，另一端与燃烧室壳体连接。也可以省去固定体与柔性接头的连接，使之成为一个整体，以减轻质量。活动体是由收敛段、喉衬和扩张段组成的完整喷管，其有一法兰与柔性接头相连。由于柔性喷管一般是潜入式喷管因此必须采取热防护措施。例如，在柔性接头受热面安臵波纹管式防热套或直接缠绕一层防热套，或者用具有消融烧蚀的碳/碳复合材料做增强件，并在受热面伸出弹性件外一段距离，形成防热栅，以隔绝燃气。

柔性接头的结构是轴对称的，在互成0

90的俯仰和偏航平面内安装作动器，可实现喷管的全轴摆动。

21.试分析影响点火延迟的因素有哪些。

从点火讯号或指令给出的时刻起到初始压强(0.3)

P MPa建立为止其间所对应的时间间隔称为

i

点火延迟时间

t。对于固体火箭发动机而言，从电发火管通电到发动机燃烧室压强达到额定工作压

di

强的75~80%期间所经历的时间又称为药柱点火延迟期

t。

ign

固体火箭发动机药柱点火延迟期

t包括两部分时间，如图5-1所示。在该图上，A点相当于电

ign

发火管电路接通瞬间，B点相当于电发火管桥丝烧断瞬间，C点相当于点火装臵药盒破裂或点火发动机喷出点火燃气瞬间，D点相当于药柱被点燃瞬间，该瞬间人为的规定为发动机工作压强或推力值达到额定值的75~80%时，药柱就点燃了。从A点到C点即从电发火管通电到点火药燃烧产物触及药柱燃烧表面为止的一段时间称为发动机点火延迟期的第一部分时间。对某些特定点火装臵，这一部分时间是固定的。从C点到D点即从点火药燃烧产物与药柱燃烧表面接触起到药柱正常燃烧为止的一段时间，称之为药柱点火延迟期的第二部分时间，用τ表示。

影响τ的因素可分为以下五大类：

；

(一）药柱的物理化学性质：λ、C和

P

(二）点火药性质

（1）点火药的燃烧气体温度Tg 越高，则可使τ减小；

（2）点火药药粒大小对τ的影响很大；

（3）点火药数量的多少意味着点火能量的大小。若点火药量过少，就会使τ增大或者瞎火。当然，点火药量过多，不但必要性不大，反而会引起过高的点火压强峰。

(三）发动机结构

（1）发动机燃烧室自由容积Vc 的大小，直接影响点火的性能;

（2）发动机喷管的堵盖，可使点火压强迅速建立起来，点火延迟期缩短;

（3）发动机的药柱燃烧面积b A 与喷管喉部面积t A 之比，对点火也有较大影响。一般说，b t A A 越大，τ越小;

（4）当燃烧室中金属件较多，且裸露的金属表面大时，点火燃气无效散热大，因之药柱点火延迟期τ增大。

(四）药柱的初始温度;

(五） 点火器的安放位臵及数量。

22.液体发动机由哪些主要部件组成，各部分的主要作用是什么。

液体发动机的组件为推力室、涡轮泵、燃气发生器（或预燃室）、火药起动器、自动器、机架、常平座和管路等。

1）、推力室

由喷注器、燃烧室和喷管组成。推进剂组元由喷注器喷入，在燃烧室内进行雾化、蒸发、混合和燃烧，产生的高温、高压燃气经喷管膨胀后以高速排出，从而产生反作用力。

2）、涡轮泵

由气体涡轮、燃料泵、氧化剂泵以及轴承及密封件等组成，其作用是由涡轮带动泵，将来自贮箱的推进剂组元进行增压，按发动机系统所要求的压力和流量的推进剂输送到推力室，同时将部分和全部推进剂组元送入燃气发生器和预燃室。

3）、燃气发生器

采用燃气发生器循环系统的液体火箭发动机提供驱动涡轮工质，同样由喷注器、推力室和喷管组成。

4）、涡轮泵启动装臵（气体启动装臵和火药启动器）

火药启动器：利用固体火箭发动机推进剂药柱燃烧产生的高温高压燃气驱动涡轮，带动泵运转。 在泵压式液体火箭发动机上广泛采用。

5）、自动器

液体火箭发动机自动器承担着液体火箭发动机的控制、调节与操作检测。

自动器分为两类：一类用于发动机的控制，如启动，关机，统称为控制阀门；一类用于发动机的调节，如改变推力和混合比等，统称为调节阀门。

在液体火箭发动机上，自动器的应用非常多，而且多在高压、高温和超低温、腐蚀性介质和振动环境下工作，工作条件恶劣。

6）、机架：机架是向弹（箭）传递液体火箭发动机推力的一种构件，又称推力架或推力结构。7）、常平座：常平座是传递发动机推力，实现发动机摇摆的组件。

23.液体发动机循环方式分哪几类，对其特点进行论述。

（一）开式循环：涡轮燃气直接排入到周围环境中，或者排入推力室喷管的下游。

燃气发生器循环和抽气循环属开始循环。

（1）燃气发生器循环：利用燃气发生器产生的燃气来驱动涡轮，应用最广泛;

（2）抽气循环：从靠近推力室头部温度较低的部位引入燃气驱动涡轮，燃气对涡轮做功之后温度和压强下降，将它导入推力室喷管下游或导入单独的涡轮排气管中，从而产生附加推力。

燃气发生器循环的优点是系统简单，技术成熟。但涡轮材料存在温限，燃气发生器常在低混合比下工作，以生成较低温度的燃气，同时涡轮燃气直接排入环境，引起性能损失。

抽气循环最大的优点是取消了燃气发生器，结构简单，但从燃烧室头部引出燃气的难度较大。（二）闭式循环：涡轮排气排入到燃烧室中，和燃烧室中的推进剂组元进一步燃烧，膨胀循环和补燃循环为闭式循环。有效地利用剩余能量，比开式循环具有更高的性能，整个发动机比冲提高1%～5%。

（1）膨胀循环：在膨胀循环中，驱动涡轮的工质是从推力室冷却套出口引出的冷却剂；

（2）补燃循环（分级燃烧循环）：在补燃循环中，燃料冷却剂通过推力室冷却套后，全部进入高压预燃室（燃气发生器）与部分氧化剂进行燃烧，产生的高能气体驱动燃气涡轮。涡轮的全部排气又被喷入主燃烧室并同剩余的氧化剂补充燃烧后，经喷管膨胀后流出。

膨胀循环中涡轮工质全部进入推力室燃烧，比冲高；没有燃气发生器，结构简单，可靠性高。但再生冷却对推进剂的加热能力有限，涡轮作功能力有限，限制了推力室压强的提高。

补燃循环的特点是涡轮工质流量大，输出功率大，燃烧室压力高，发动机比冲高。

24.设计液体发动机推力室容积和形状时需要考虑的因素有哪些？

（1）为使推进剂能充分混合、蒸发和完全燃烧，燃烧室容积必须是够大；

（2）燃烧室直径和容积会影响冷却要求，因此存在一最佳燃烧室容积和直径，使室壁吸收的总热量达到最小值；

（3）所有组件都应尽量减小质量。

（4）从制造方面考虑，最好采用形状简单的推力室、低成本的材料、简单的制造工艺；

（5）在某些应用中，燃烧室和喷管的长度直接关系到飞行器的总长度；

（6）在燃烧室内用于加速燃烧产物的压降应尽量减小；

（7）在相同的推力下，随着燃烧室工作压力的增加，燃烧室容积和喷管喉部面积将减小。

2、14、16、19暂有疑问。