固体火箭发动机设计大作业
固体药柱设计大作业
组员1：学号10151019 姓名周鑫组员2：学号10151020 姓名乔磊组员3：学号10151011 姓名吴睿组员4：学号10151016 姓名马列波
2013年11 月23 日
一、主要几何参数
药柱外径：D= 168 mm
药柱肉厚：e1= 45 mm
特征尺寸：l= 35 mm
星角数：n= 6
星槽圆弧半径：r= 4 mm
星边夹角：θ= 67.06度（等面）、60度（减面）星角系数：ε= 0.6
星根角处半径：r = 0 （无）、 3 mm（有）
二、计算程序
1、程序流程
3、具体计算程序
以下程序使用FORTRAN90编写
PROGRAM DESIGNOFGRAIN
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B PARAMETER(PI=3.1415926)
INTEGER FLAG
REAL,DIMENSION(3,6)::RM,RL,ANG,YC1,YC2,SC,FC
WRITE(*,*) '请输入星形药柱的几何参数'
WRITE(*,*) '请输入药柱半径'
READ*,R
WRITE(*,*) '请输入特征长度'
READ*,EXT
WRITE(*,*) '请输入药柱肉厚'
READ*,TH
WRITE(*,*) '请输入星槽圆弧半径'
READ*,R1
WRITE(*,*) '请输入星边圆弧半径'
READ*,R2
WRITE(*,*) '请输入星角系数'
READ*,EE
WRITE(*,*) '请输入星边夹角半角'
READ*,ANG_HALF
WRITE(*,*) '请输入星角数'
READ*,N
IF(R2.LT.1.0E-6) THEN
FLAG=0
ELSE
FLAG=1
END IF
RM1=SQRT(R**2+EXT**2-2.0*R*EXT*COS(EE*PI/N))
H=EXT*SIN(EE*PI/N)
B=H/COS(ANG_HALF)
DATA
RM,RL,ANG,YC1,YC2,SC,FC/18*0.0,18*0.0,18*0.0,18*0.0,18*0.0,18*0.0,18*0.0/ DO I=1,3
DO J=1,6
RM(I,J)=SOLVEOFRM(I,J,FLAG)
RL(I,J)=SOLVEOFRL(I,J,FLAG)
ANG(I,J)=SOLVEOFANG(I,J,FLAG)
YC1(I,J)=SOLVEOFYC1(I,J,FLAG)
YC2(I,J)=SOLVEOFYC2(I,J,FLAG)
END DO
END DO
WRITE(*,*) '药柱半径',R
WRITE(*,*) '药柱肉厚',TH
WRITE(*,*) '特征长度',EXT
WRITE(*,*) '星槽圆弧半径',R1
WRITE(*,*) '星边圆弧半径',R2
WRITE(*,*) '星角系数',EE
WRITE(*,*) '星边夹角半角',ANG_HALF
WRITE(*,*) '星角数',N
WRITE(*,*) '辅助几何参数RM1',RM1
WRITE(*,*) '辅助几何参数H',H
WRITE(*,*) '辅助几何参数B',B
WRITE(*,*) '面积单元几何特征参数RM'
WRITE(*,100) ((RM(I,J),J=1,6),I=1,3)
WRITE(*,*) '面积单元几何特征参数RL'
WRITE(*,100) ((RL(I,J),J=1,6),I=1,3)
WRITE(*,*) '面积单元几何特征参数ANG'
WRITE(*,100) ((ANG(I,J),J=1,6),I=1,3)
WRITE(*,*) '面积单元计算控制参数Y1'
WRITE(*,100) ((YC1(I,J),J=1,6),I=1,3)
WRITE(*,*) '面积单元计算控制参数Y2'
WRITE(*,100) ((YC2(I,J),J=1,6),I=1,3)
WRITE(*,*)
100 FORMAT(6F10.5)
NUM=10000
OPEN(10,FILE='OUTDATA.XLS',FORM='FORMATTED',ACCESS='SEQUE NTIAL')
DO K=0,NUM
SUMOFSC=0.0
SUMOFFC=0.0
YC=K*(RM1-R1)/NUM
DO I=1,3
DO J=1,6
SC(I,J)=SOLVEOFSC(I,J,FLAG,YC,YC1(I,J),YC2(I,J),RM(I,J),RL(I,J),ANG(I,J ))
FC(I,J)=SOLVEOFFC(I,J,FLAG,YC,YC1(I,J),YC2(I,J),RM(I,J),RL(I,J),ANG(I,J ))
SUMOFSC=SUMOFSC+SC(I,J)
SUMOFFC=SUMOFFC+FC(I,J)
END DO
END DO
WRITE(10,*) (YC+R1)/EXT,'\T'C,2*N*SUMOFSC/EXT,'\T'C,(PI*R**2-2*N*SUMOFFC)/(EXT**2)
END DO
CLOSE(10)
END
FUNCTION SOLVEOFRM(I,J,FLAG)
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B
INTEGER FLAG
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=R
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=TH+R1
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=B
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
SOLVEOFRM=R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN
SOLVEOFRM=(B-R1-R2)/TAN(ANG_HALF)
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFRM=(B-R1-R2)/TAN(ANG_HALF) ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFRM=RM1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFRM=R
ELSE
SOLVEOFRM=0.0
END IF
ELSE
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=R
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=TH+R1
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRM=B
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFRM=(B-R1)/TAN(ANG_HALF)
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFRM=RM1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFRM=R
ELSE
SOLVEOFRM=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFRL(I,J,FLAG)
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRL=R-TH
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFRL=R1
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFRL=R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN SOLVEOFRL=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN SOLVEOFRL=R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN SOLVEOFRL=B-R1-R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN SOLVEOFRL=B
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN SOLVEOFRL=TH+R1
ELSE
SOLVEOFRL=0.0
END IF
ELSE
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFRL=R-TH
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFRL=R1
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFRL=R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN SOLVEOFRL=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN SOLVEOFRL=B
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFRL=TH+R1
ELSE
SOLVEOFRL=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFANG(I,J,FLAG)
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
REAL::PI=3.1415926
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=(1-EE)*PI/N
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=ASIN((R/RM1)*SIN(EE*PI/N)) ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=ACOS(H/RM1)-ANG_HALF ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
SOLVEOFANG=PI/2.0-ANG_HALF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN
SOLVEOFANG=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFANG=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFANG=H
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFANG=EE*PI/N
ELSE
SOLVEOFANG=0.0
END IF
ELSE
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=(1-EE)*PI/N
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=ASIN((R/RM1)*SIN(EE*PI/N)) ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFANG=ACOS(H/RM1)-ANG_HALF ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFANG=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFANG=H
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFANG=EE*PI/N
ELSE
SOLVEOFANG=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFYC1(I,J,FLAG)
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN SOLVEOFYC1=R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN SOLVEOFYC1=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN SOLVEOFYC1=TH
ELSE
SOLVEOFYC1=0.0
END IF
ELSE
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN SOLVEOFYC1=0.0
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN SOLVEOFYC1=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN SOLVEOFYC1=TH
ELSE
SOLVEOFYC1=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFYC2(I,J,FLAG)
COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=TH
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=TH
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
SOLVEOFYC2=R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN
SOLVEOFYC2=R2
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFYC2=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFYC2=RM1-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFYC2=RM1-R1
ELSE
SOLVEOFYC2=0.0
END IF
ELSE
IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=TH
ELSE IF((I.EQ.2).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=TH
ELSE IF((I.EQ.3).AND.(J.EQ.1)) THEN
SOLVEOFYC2=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
SOLVEOFYC2=B-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
SOLVEOFYC2=RM1-R1
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
SOLVEOFYC2=RM1-R1
ELSE
SOLVEOFYC2=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFSC(I,J,FLAG,YCX,YCX1,YCX2,RMX,RLX,ANGX) COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
REAL::PI=3.1415926
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF(((I.EQ.1).OR.(I.EQ.2).OR.(I.EQ.3)).AND.(J.EQ.1)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFSC=ANGX*(RLX+YCX)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFSC=ANGX*(RMX-YCX)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN SOLVEOFSC=RMX
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN SOLVEOFSC=RMX*(RLX-YCX+R2)/RLX ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN RTX=RLX+YCX-(B-R1)
ANGXM=ACOS(ANGX/RMX)
ANGX5=ACOS(ANGX/RTX)
SOLVEOFSC=RTX*(ANGXM-ANGX5)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
EXTX=RMX-RLX
RTX=RLX+YCX-TH
RM1X=SQRT(RMX**2+EXTX**2-2*RMX*EXTX*COS(ANGX))
ANGX0=PI-ASIN(RMX*SIN(ANGX)/RM1X)
ANGX6=ACOS((RTX**2+EXTX**2-RMX**2)/(2*RTX*EXTX))
GMAX=ASIN(RTX*SIN(ANGX6)/RMX)
SOLVEOFSC=RTX*(ANGX6-ANGX0)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE
IF(((I.EQ.1).OR.(I.EQ.2).OR.(I.EQ.3)).AND.(J.EQ.1)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFSC=ANGX*(RLX+YCX)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFSC=RMX*(RLX-YCX+R2)/RLX
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
RTX=RLX+YCX-(B-R1)
ANGXM=ACOS(ANGX/RMX)
ANGX5=ACOS(ANGX/RTX)
SOLVEOFSC=RTX*(ANGXM-ANGX5)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSC=0.0
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
EXTX=RMX-RLX
RTX=RLX+YCX-TH
RM1X=SQRT(RMX**2+EXTX**2-2*RMX*EXTX*COS(ANGX))
ANGX0=PI-ASIN(RMX*SIN(ANGX)/RM1X)
ANGX6=ACOS((RTX**2+EXTX**2-RMX**2)/(2*RTX*EXTX))
GMAX=ASIN(RTX*SIN(ANGX6)/RMX)
SOLVEOFSC=RTX*(ANGX6-ANGX0)
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
ELSE
SOLVEOFSC=0.0
END IF
END IF
END
FUNCTION SOLVEOFFC(I,J,FLAG,YCX,YCX1,YCX2,RMX,RLX,ANGX) COMMON /ARY1/R,TH,EXT,R1,R2,EE,ANG_HALF,N,RM1,H,B INTEGER FLAG
REAL::PI=3.1415926
IF(FLAG.EQ.1) THEN
IF(((I.EQ.1).OR.(I.EQ.2).OR.(I.EQ.3)).AND.(J.EQ.1)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*(RMX**2-RLX**2)
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*(RMX**2-(RLX+YCX)**2) ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.2)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*(RMX**2-RLX**2)
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*((RMX-YCX)**2-RLX**2) ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.3)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFFC=RMX*RLX
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFFC=RMX*(RLX-YCX)
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFSCX=RMX*RLX/RLX
SOLVEOFFC=0.5*SOLVEOFSCX*RLX
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFSCX=RMX*(RLX-YCX+R2)/RLX
SLOVEOFFC=0.5*SOLVEOFSCX*(RLX-YCX+R2)
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.5)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
RTX=RLX
ANGXM=ACOS(ANGX/RMX)
ANGX5=ACOS(ANGX/RTX)
SOLVEOFFC=0.5*(ANGX**2*(TAN(ANGXM)-TAN(ANGX5))-RTX**2*(ANGXM-ANGX5))
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
RTX=RLX+YCX-(B-R1)
ANGXM=ACOS(ANGX/RMX)
ANGX5=ACOS(ANGX/RTX)
SOLVEOFFC=0.5*(ANGX**2*(TAN(ANGXM)-TAN(ANGX5))-RTX**2*(ANGXM-ANGX5))
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.6)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
EXTX=RMX-RLX
RTX=RLX
RM1X=SQRT(RMX**2+EXTX**2-2*RMX*EXTX*COS(ANGX))
ANGX0=PI-ASIN(RMX*SIN(ANGX)/RM1X)
ANGX6=ACOS((RTX**2+EXTX**2-RMX**2)/(2*RTX*EXTX))
GMAX=ASIN(RTX*SIN(ANGX6)/RMX)
SOLVEOFFC=0.5*(RMX*EXTX*SIN(GMAX)+RMX**2*(ANGX-GMAX)-RTX**2*(ANGX6-ANGX0)-RMX*EXTX*SIN(ANGX))
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
EXTX=RMX-RLX
RTX=RLX+YCX-TH
RM1X=SQRT(RMX**2+EXTX**2-2*RMX*EXTX*COS(ANGX))
ANGX0=PI-ASIN(RMX*SIN(ANGX)/RM1X)
ANGX6=ACOS((RTX**2+EXTX**2-RMX**2)/(2*RTX*EXTX))
GMAX=ASIN(RTX*SIN(ANGX6)/RMX)
SOLVEOFFC=0.5*(RMX*EXTX*SIN(GMAX)+RMX**2*(ANGX-GMAX)-RTX**2*(ANGX6-ANGX0)-RMX*EXTX*SIN(ANGX))
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE
IF(((I.EQ.1).OR.(I.EQ.2).OR.(I.EQ.3)).AND.(J.EQ.1)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*(RMX**2-RLX**2)
ELSE IF((YCX.GE.YCX1).AND.(YCX.LE.YCX2)) THEN
SOLVEOFFC=0.5*ANGX*(RMX**2-(RLX+YCX)**2)
ELSE
SOLVEOFFC=0.0
END IF
ELSE IF((I.EQ.1).AND.(J.EQ.4)) THEN
IF(YCX.LT.YCX1) THEN
固体火箭发动机设计复习题答案
1. 画简图说明固体火箭发动机的典型结构 参考书中的发动机图吧 2. 固体火箭发动机的质量比是什么？什么是质量比冲？ 质量比：推进剂质量与发动机初始质量的比。 质量比冲：单位发动机质量所能产生的冲量。 3. 固体火箭发动机总体设计的任务是什么？ 依据导弹总体提出的技术要求，选择并确定发动机总体设计方案，计算发动机性能，确定发动机主要设计参数、结构形式和主要结构材料，固体推进剂类别和药柱形式等。在此基础上提出发动机各部件的具体设计要求。 4.请写出齐奥尔科夫斯基公式 式vm 中为导弹理想飞行速度，Is 为发动机比冲，mp 为药柱质量，mm 为发动机结构质量，ml 为导弹载荷量（除发动机以外的一切质量） 5.举出两种实现单室双推力的方案 （1）不改变喷管喉径，采用不同燃速的两种推进剂药柱，这两种药柱可前后放置，也可同心并列放置。前者推力比受燃速比的限制较小，后者较大。 （2）不改变喷管喉径，采用一种推进剂的两种药形，通过燃面变化实现双推力。该方法简单易行，但推力比调节范围较小。 （3）采用不同燃速的推进剂和不同药形，即同时用调节燃速和燃面的方法实现双推力。该方法有较大的灵活性，推力比调节范围宽，实际应用较为广泛。 （4）采用可调喷管改变推力大小，可得到较宽的推力比调节范围，但结构复杂。 6.什么是最佳长径比？ 最佳长径比——对应最佳直径的长径比 第二章 7.什么是肉厚分数？ 8.什么是装填密度、装填分数、体积装填分数？ ln 1p m s m L m v I m m ??=+ ?+??
9.星形装药燃面变化规律与几何参数的关系？ 参考2-2节，P49 10.单根管状装药的设计过程？如何计算？ 参考2-4节，P64 11.什么是线性粘弹性？ 指当应力值低于某一极限值时，粘弹性态是近似线性的，即在给定的时间内，由阶跃应力所导致的应变与应力值成正比。 12.什么是时温等效原理？ 各种温度条件下所获得的松弛模量（或其他力学性能数据），可以通过时间标度的适当移动而叠加；这也就是说，材料性能随温度的变化关系可以用改变时间标度相应地（等效）表示出来。反过来，材料性能依赖于时间的变化，也可以靠改变温度条件相应地表示出来。这种关系就叫做时-温等效原理 第三章 13.固体火箭发动机燃烧室的主要组成部分和功用。 对于贴壁浇铸推进剂药柱的燃烧室，通常由壳体、内绝热层和衬层组成；对于自由装填药柱的燃烧室，一般由壳体、内绝热层和挡药板组成。 壳体主要承受内压作用。由于壳体还是弹体外壳的一部分，所以还要承受外载荷的作用。内绝热层用来对壳体内壁进行热防护。 衬层的作用是防止界面间的分子迁移，使浇铸的药柱与内绝热层粘结更牢，并缓和药柱与内绝热层之间的应力传递。 挡药板用于防止自由装填的药柱的运动。 14.发动机燃烧室壳体受到的载荷有哪些？
哈工大机械原理大作业 凸轮机构设计 题
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y 机械原理大作业二 课程名称： 机械原理 设计题目： 凸轮机构设计 一．设计题目 设计直动从动件盘形凸轮机构， 1.运动规律（等加速等减速运动） 推程 0450≤≤? 推程 009045≤≤? 2.运动规律（等加速等减速运动） 回程 00200160≤≤? 回程 00240200≤≤? 三．推杆位移、速度、加速度线图及凸轮s d ds -φ 线图 采用VB 编程，其源程序及图像如下： 1.位移： Private Sub Command1_Click() Timer1.Enabled = True '开启计时器 End Sub Private Sub Timer1_Timer() Static i As Single
Dim s As Single, q As Single 'i作为静态变量，控制流程；s代表位移；q代表角度 Picture1.CurrentX = 0 Picture1.CurrentY = 0 i = i + 0.1 If i <= 45 Then q = i s = 240 * (q / 90) ^ 2 Picture1.PSet Step(q, -s), vbRed ElseIf i >= 45 And i <= 90 Then q = i s = 120 - 240 * ((90 - q) ^ 2) / (90 ^ 2) Picture1.PSet Step(q, -s), vbGreen ElseIf i >= 90 And i <= 150 Then q = i s = 120 Picture1.PSet Step(q, -s), vbBlack ElseIf i >= 150 And i <= 190 Then q = i s = 120 - 240 * (q - 150) ^ 2 / 6400 Picture1.PSet Step(q, -s), vbBlue ElseIf i >= 190 And i <= 230 Then
固体火箭发动机壳体用材料综述
固体火箭发动机壳体用材料综述 摘要：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进复合材料研究应用现状，同时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。 关键词：固体火箭发动机复合材料树脂基体纤维缠绕成型 1 固体火箭发动机简介 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动、可靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。标志当代高性能固体发动机的主要特征是：“高能、轻质、可控”，这三者都是以先进材料为基础和支柱的，选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。 2 固体火箭发动机壳体用材料 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则[1]： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和
内燃机设计课程设计大作业
第一部分：四缸机运动学分析 绘制四缸机活塞位移、速度、加速度随曲轴转角变化曲线（X －α，V －α，a －α）。 曲轴半径r=52.5mm 连杆长度l=170mm, 连杆比31.0==l r λ 1、位移：)]2cos 1(4 1 )cos 1[(αλα-+-=r x 2、速度：)2sin 2 (sin αλ αω+ =r v 3、加速度：)2cos (cos 2αλαω+=r a
第二部分：四缸机曲柄连杆机构受力分析 1、初步绘制四缸机气缸压力曲线（g F －α），绘制活塞侧击力变化曲线（N F －α），绘制连杆力变化曲线（L F －α），绘制曲柄销上的切向力（t F ），径向力（k F ）的变化曲线（－α），（－α）。 平均大气压MPa p 09839.098.39kPa 0== 缸径D=95mm 则 活塞上总压力 6 010 )(?-=A P P F g g 24 D A π = 单缸活塞组质量：kg m h 277.1= 连杆组质量： 1.5kg =l m 则 往复运动质量：l h j m m m 3.0+= 往复惯性力：)2cos (cos 2αλαω+-=-=r m a m F j j j )sin arcsin(αλβ=又 合力：g j F F F += 侧击力：βtan F F N = 连杆力：β cos F F L = 切向力：)sin(βα+=L t F F 径向力：)cos(βα+=L k F F t F k F
2.四缸机连杆大头轴承负荷极坐标图，曲柄销极坐标图 连杆大头集中质量产生的离心力：2 227.0ωωr m r m F l rL == 连杆轴颈负荷： qy qx p F F arctan =α 连杆轴承负荷： ?+++=180βαααq P )sin(p P px F F α= 2m rL L q F F F +=k rL qx F F F -=t qy F F =q p F F -=)(p p py con F F α=
“固体火箭发动机气体动力学”课程 学习指南
1.课程属性 火箭武器专业（即武器系统与工程专业的火箭弹方向）的专业课程体系包括固体火箭发动机气体动力学、固体火箭发动机原理、火箭弹构造与作用、火箭弹设计理论和火箭实验技术。“固体火箭发动机气体动力学”属于专业基础课，是该专业的先修课程。 2.为什么要学习固体火箭发动机气体动力学课程 固体火箭发动机的工作过程是由推进剂燃烧和燃气流动构成的，燃气流动既是燃烧的直接结果，也是固体火箭发动机产生推进动力所需要的。因此，燃气流动是“固体火箭发动机原理”的重要组成部分。 “固体火箭发动机原理”课程将固体火箭发动机内的流动处理成燃烧室内的零维流和喷管中的一维流，如果不学习本课程，一方面不易理解固体火箭发动机内的流动过程，对学好“固体火箭发动机原理”课程是不利的；另一方面，对毕业后继续深造的学生而言，缺乏必要的气体动力学知识，难以深入开展本学科领域的基础理论研究，而本科毕业后直接从事固体火箭研制工作的学生将难以利用先进的计算工具进行工程设计与性能分析，不能适应时代发展和技术进步的要求。通过“固体火箭发动机气体动力学”课程的学习，学生既可以结合固体火箭发动机中的燃气流动问题，系统了解和掌握气体动力学的基本理论和计算方法，构建起完备的专业知识结构，同时也为学好后修课程奠定了坚实的理论基础，提高解决固体火箭发动机设计、内弹道计算、性能分析等实际工程技术问题的能力。 3.“固体火箭发动机气体动力学”的知识结构 把握课程的知识结构是学好“固体火箭发动机气体动力学”的前提。本课程由三个知识模块组成，即气体动力学基础知识、固体火箭发动机中一维定常流动和激波、膨胀波与燃烧波。 （1）气体动力学模块（14学时） 该模块由教材的第一至第三章组成，是相对独立、自成系统的知识模块，目的是建立起基本的气体动力学系统知识，为学习第二个知识模块奠定必要的气体动力学理论基础。该模块的主要知识点为 ?课程背景 ?流体与气体，气体的输运性质，连续介质假设，热力学基本概念与基础知识：系统，环境，边界，状态，过程，功，热量，焓，比热 比，热力学第二定律，理想气体，等熵过程方程，气体动力学基本 概念：控制体，拉格朗日方法，欧拉方法，迹线，流线，作用在流 体上的外力，扰动 ?拉格朗日方法与欧拉方法的关系，连续方程，动量方程，能量方程，熵方程 ?流动定常假设，一维流动假设，一维定常流的控制方程组，伯努利方程，气流推力，声速，对数微分，马赫数，马赫锥，理想气体一 维定常流的控制方程组，滞止状态，滞止过程，滞止参数，动压， 气体可压缩性，临界状态，最大等熵膨胀状态，速度系数，气体动 力学函数 （2）固体火箭发动机中的一维定常流动模块（8学时） 该模块为教材的第四章，是气体动力学知识在固体火箭发动机中的具体应用，分别针对喷管、长尾管、燃烧室装药通道展开讲述，最后简要介绍多驱动势广义一维流动。本知识模块的目的是为学生学习固体火箭发动机原理奠定理论基
课程名称固体火箭推进基础及发展
课程名称：固体火箭推进基础及发展 一、课程编码：0100029 课内学时：48学分：3 二、适用学科专业：航空宇航科学与技术，固体推进剂专业 三、先修课程：高等数学，大学物理，航空宇航推进原理，固体火箭发动机设计,气体动力 学基础，工程热力学，传热学等 四、教学目标 通过本课程的学习，掌握先进固体火箭推进的基本原理，并了解其它新型推进方式的概貌，提升学生对固体火箭发动机全方面的认识，为从事固体火箭发动机相关工作奠定基础。 五、教学方式 教学方法以讲授为主，结合教学内容适当安排讨论课，内容以本阶段的讲授的内容和安排的课外阅读材料为主。 六、主要内容及学时分配 A卷 1.固体火箭发动机的燃烧与流动4学时 1.1稳态燃烧 1.2非稳态燃烧 2.燃烧流场的现代诊断技术4学时 2.1燃烧流场的速度诊断 2.2燃烧流场的温度诊断 2.3燃烧流场的密度组分和浓度诊断 2.4凝相粒度及其尺寸分布诊断 3.固体火箭发动机的结构与材料4学时 3.1燃烧室壳体 3.2推进剂装药结构完整性分析 3.3喷管结构烧蚀 3.4壳体尾管的绝热层和包覆层材料 4.固体火箭发动机的喷焰特性4学时 4.1火箭发动机喷焰的排气特征效应 4.2排气特征的测量技术研究 4.3排气特征的预估技术研究 4.4减少排气特征效应的若干措施 5.新型固体推进剂4学时 5.1高能推进剂 5.2高燃速推进剂 5.3复合平台推进剂 5.4固体推进剂的安全性 5.5推进剂技术的发展趋势 6.固体火箭发动机的现代设计与评估技术4学时 6.1固体火箭发动机的现代设计技术
6.2固体火箭发动机的现代评估技术 6.3固体火箭发动机的故障分析 6.4固体火箭发动机的参数辨识 7.现代战术导弹发动机的发展和固体火箭发动机的应用前景4学时 7.1战术导弹发动机的发展方向 7.2当前研究的重点 7.3固体短脉冲控制发动机 8.冲压发动机8学时 8.1冲压发动机的工作原理 8.2整体式冲压发动机的主要组成部件 8.3冲压发动机的发展 B卷 I Introduction2学时 II Overall Design Approach2学时III Propellant Properties and Selection2学时IV Ballistic Analysis and Grain Design2学时V General Procedure for a Propellant Grain-Design Optimization and Computer-Aided Preliminary Design2学时VI Some Specific Cases2学时七、考核与成绩评定 期末笔试：60% 平时分组讨论考核：20% 八、参考书及学生必读参考资料 1.Jensen,G.E and Netzer D.W.Tactical Missile Propulsion[M].Reston:Progress in Astronautics and Aeronautics,Vol.170，1996 2.阿兰.达文纳斯.固体火箭推进剂技术[M].北京：宇航出版社，1997 3.张平等著，固体火箭发动机原理，北京理工大学出版社，1992 4．李宜敏，固体火箭发动机原理北京航空航天大学出版社，1991 5.（苏）阿列玛索夫等著，张大钦等译，火箭发动机原理，北京：宇航出版社，1993 6．王守范编著，固体火箭发动机燃烧与流动，北京工业学院出版社，1987. 7.[美]萨顿G P，比布拉兹O著.火箭发动机基础.北京：科学出版社，2003. 九、大纲撰写人：王宁飞
航空发动机结构强度设计 大作业
航空发动机结构强度设计 大作业 王延荣主编 北京航空航天大学能源与动力工程学院 2013.3
2 1 某级涡轮转子的转速为4700r/min ，共有68片转子叶片，叶片材料GH33的密度ρ为8.2 ×103 kg/m 3，气流参数沿叶高均布，平均半径处叶栅进、出口的气流参数，叶片各截面的重心位置(X , Y , Z )，截面面积A ，主惯性矩I ξ，I η以及ξ轴与x 轴的夹角α，弯曲应力最大的A , B , C 三点的坐标ξA , ηA , ξB , ηB , ξC , ηc 列于下表，试求叶片各截面上的离心拉伸应力、气动力弯矩、离心力弯矩、合成弯矩及A ，B ，C 三点的弯曲应力和总应力。 截 面 0 Ⅰ Ⅱ Ⅲ Ⅳ Ⅴ X , cm 0.53 0.41 0.41 0.40 0.24 0.12 Y , cm -0.41 -0.38 -0.30 -0.19 -0.11 -0.02 Z , cm 62.8 59.1 56.0 53.0 49.4 45.8 A , cm 2 1.80 2.32 3.12 4.10 5.48 7.05 I ξ, cm 4 0.242 0.304 0.484 0.939 1.802 I η, cm 4 6.694 9.332 12.52 17.57 23.74 ξA , cm -2.685 -2.847 -2.938 -2.889 -2.894 ηA , cm 0.797 0.951 1.094 1.232 1.319 ξB , cm -0.084 -0.205 -0.303 -0.219 -0.302 ηB , cm -0.481 -0.521 -0.655 -0.749 -1.015 ξC , cm 3.728 3.909 4.060 4.366 4.597 ηC , cm 0.773 0.824 0.840 1.130 1.305 α 31o 40’ 27o 49’ 25o 19’ 22o 5’30’’ 16o 57’ 12o 43’ c 1am c 1um ρ1m p 1m c 2am c 2um ρ2m p 2m 297m/s -410m/s 0.894kg/m 3 0.222MPa 313m/s 38m/s 0.75 kg/m 3 0.178MPa 2 某一涡轮盘转速12500r/min，盘材料密度8.0×103kg/m 3 ， 泊松比0.3，轮缘径向应力140MPa，盘厚度h 、弹性模量E、线涨系数α及温度t 沿半径的分布列于下表，试用等厚圆环法计算其应力分布。 截面, n 半径r , cm 盘厚h , cm E, GPa t , ℃ α,10-6/℃平均半径 平均厚度 0 0.0 4.86 162 165 16.5 1 5.0 3.90 16 2 165 16.5 2.5 4.38 2 10.0 2.97 157 250 17.1 7.5 3.435 3 14.0 2.2 4 148 360 18.2 12.0 2.60 5 4 15.0 1.8 6 140 400 19.0 14.5 2.05 5 15.8 1.60 13 7 430 19.4 15.4 1.73 6 16.6 1.80 134 460 19.7 16.2 1.70 7 17.4 2.30 130 500 20.3 17.0 2.05 3 某转子叶片根部固定，其材料密度2850kg/m 3，弹性模量71.54GPa ，叶片长0.1m ，各截面 位置、面积、惯性矩列于下表，试求其前3阶固有静频。 截面号i 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 x , m 0.0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10 A , 10-4m 2 1.70 1.46 1.26 1.09 0.96 0.86 0.77 0.73 0.70 0.68 0.68 I , 10-8m 4 0.02790.0212 0.0157 0.01080.00840.00610.00450.00370.0032 0.0030 0.0030
固体火箭冲压发动机设计技术问题分析
第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨 茂 (西北工业大学航天学院,西安 710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0 引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。
FLUENT软件在固体火箭发动机内流场计算中的应用前景
中国兵工学会火箭导弹专业委员会第十一次学术会议 FLUENT软件在固体火箭发动机 内流场计算中的应用前景 方玉琪魏志军 （北京理工大学机电工程学院，北京100081） 摘要FLUENT作为一个商用软件，它在一般工程技术中具有极高的应用价值。本文首先对 FLUENT软件进行了一些基本的介绍，然后结合固体火箭发动机内流场数值模拟中遇到的问题， 分析了软件中的所采取的一些相应的措施，发现FLUENT能较好的满足固体火箭发动机内流场 的数值模拟，在以后的内流场数值模拟中具有较好的应用前景。 主题词固体火箭发动机，内流场，数值模拟，湍流模型，边界条件 1 引言 近年来，随着计算机技术和计算方法的不断进步，固体火箭发动机内流场数值模拟的工作越来越受到重视。在以往的研究中，由于受数值计算水平的制约，人为的将固体火箭发动机燃烧室和喷管中的流场分开计算，从而不能真实反映装药几何形状对喷管流场的影响。分开计算的模式割裂了二者的有机联系，为了统一计算，首先就要生成一体化的网格。在固体火箭发动机内流场计数值模拟中，还要考虑两相流动、传热、燃烧、辐射等诸多问题。目前，通常的做法是将流动和燃烧、传热等分开考虑,以简化燃烧室内流场研究的数学模型。但是燃气的流动仍然涉及到两相、湍流和化学反应，而且由于三维药柱和潜入喷管的应用，使几何边界和初始边界条件难以确定，再加上药柱燃烧造成了边界移动，使问题更趋复杂。那么，能不能找到一种方法或者软件对其进行综合分析考虑呢？在目前的几种计算软件中，FLUENT作为一种用于模拟具有复杂外形的流体流动以及热传导的计算机程序，能够很好的满足数值模拟的要求，具有较好的应用前景。 2 FLUENT软件简介 FLUENT的软件设计基于“CFD计算机软件群的概念”，不同领域的计算软件组合起来，成为CFD软件群。针对每一种流动的物理问题的特点，采用适合于它的数值解法在计算速度，稳定性和精度等各方面达到最佳，从而高效率地解决各个领域的复杂流动的计算问题。这些不同软件都可以计算流场、传热和化学反应，在各软件之间可以方便地进行数值交换。各种软件采用统一的前后端处理工具，这就省却了科研工作者在计算方法、编程、前后处理等方面投入的重复、低效的劳动，而可以将主要精力和智慧用于物理问题本身的探索上。FLUENT 提供了完全的网格灵活性，可以使用非结构网格，例如二维三角形或四边形网格、三维四面体/六面体/金字塔形网格来解决具有复杂外形的流动。甚至可以用混合型非结构网格。它采用C语言编写，具有很大的灵活性与能力，因此动态内存分配，高效数据结构，灵活的解控 ―169―
固体燃料火箭发动机学习笔记
固体火箭发动机的基本结构：点火装置、燃烧室、装药、喷嘴构成。 固体火箭发动机的工作与空气无关 常见的推进剂有：1.双基推进剂（双基药） 2.复合推进剂（复合药） 3.复合改进双基推进剂（改进双基药）
直接装填！ 形式： 自由装填：药柱直接放在燃料室 贴壁浇筑：把燃料直接和燃烧室粘贴在一起（液体发动机发射前现场加注推进剂）固体火箭一旦制造完成即处于待发状态 经过压身或浇注后形成的一定结构形式的装药我们叫他装药或者药柱 药柱的燃烧面积在燃烧过程中随时间变化必须满足一定的规律 完成特定任务所需要的。
装药面积的燃烧规律决定了发动机压强和推力面积的发展规律。 为了满足上述规律需要对装药的表面用阻燃层进行包裹，来控制燃烧面积变化规律。 药柱可以是：当根、多根，也可事实圆孔药，心孔药 燃烧室是一个高压容器！ 装药燃烧的工作室。 燃烧时要求要求： 容积、对高温（2000-3000K）高压气体(十几到几十兆帕)的承载能力 与高温燃气直接接触的壳体表面需要采用适当的隔热措施
高温高压燃气的出口 作用： 1.控制燃气流出量保持燃烧室内足够压强。 2.使燃气加速膨胀，形成超声速气流，产生推动火箭前进的反作用推力。
部件作用：进行能量转化 工艺特点： 形状：先收拢后扩张的拉瓦尔喷灌，由收敛段、头部、扩张段、 中小型火箭，锥形喷管（节省成本和时间） 工作时间长、推力大、质量流速大采用高速推进剂的大型火箭采用特制喷管（收敛段和和直线段的母线可能不是直线可能是抛物线双圆弧）仔细设计型面，提高效率 作用：使燃气的流动能够从亚声速加速到超声速流 喉部环境十分恶略，烧蚀沉积现象影响性能（改变喉部尺寸改变性能）。
五座中级汽车设计大作业
汽车总体设计 ——五座中级轿车设计 学号：*** 姓名：***
前言 本次的大作业是进行中级五座轿车的设计，其中的大部分资料就在《汽车设计》课本上得到的，但是有的地方不是特别明确，所以在汽车之家的网站上查询了一些现在关注度比较高的中型车的各项参数，比如大众cc，大众迈腾、别克君越和丰田锐志，对德国车、美国车、日本车的质量尺寸参数都拿来做了参考，选取了一些参数。但是也发现了许多实际参数和课本上不同的地方。 比如说对汽车整备质量的计算，课本上表1-3对中型车（发动机排量1.6L-2.5L）人均整备质量值是0.21-0.29t之间，五座轿车的最大整备质量大概就是1.5t左右，但是别克君越的整备质量达到了接近1.8t。 相差比较多的还有燃油经济性参数，对发动机排量1.6L-2.5L的汽车百公里燃油消耗量在10-16L/100km，但是在大多数的车型中，燃油消耗量都没有这么大，特别是大众迈腾的百公里燃油消耗量只有6.2L/100km。 所以在这次的设计中，我没有完全按照课本上所给公式或是图表中的可取范围值进行设计，比如整备质量和燃油经济性参数都有了一些变动。
一汽车形式的选择 1.1 整车总布置设计的任务 (1) 从技术先进性、生产合理性和使用要求出发，正确选择性能指标、质 量和主要尺寸参数，提出总体设计方案，为各部件设计提供整车参数和设计要求； (2) 对各部件进行合理布置和运动校核； (3) 对整车性能进行计算和控制，保证汽车主要性能指标实现； (4) 协调好整车与总成之间的匹配关系，配合总成完成布置设计，使整车 的性能、可靠性达到设计要求。 1.2 设计原则、目标 （1）汽车的选型应根据汽车型谱、市场需求、产品的技术发展趋势和企业的产品发展规划进行。 （2）选型应在对同类型产品进行深入的市场调查、使用调查、生产工艺调查、样车结构分析与性能分析及全面的技术、进行分析的基础上进 行 （3）应从已有的基础出发，对原有车型和引进的样车进行分析比较，继承优点，消除缺陷，采用已有且成熟可靠的先进技术与结构，开发 新车型。 （4）涉及应遵守有关标准、规范、法规、法律，不得侵犯他人专利。 （5）力求零件标准化、部件通用化、产品系列化。 1.3 汽车的轴数和驱动型式 因为是轿车不像火车有很大的载重量，所以采用二轴式就可以满足道路法规对轴载质量的需要，而且为了使结构简单、降低制造成本和整备质量，所以本车选择4*2的驱动形式。 1.4 布置形式 本次设计采用前置前驱的布置形式。主要是因为前置前驱的轿车前桥轴荷大，有明显的不足转向；动力总成结构紧凑，由于取消了贯穿前后的传动轴，所以车厢内地板中央不会凸起很高，有效的增加了车辆的内部使用空间。
火箭发动机工作原理
火箭发动机工作原理本文包括： 1. 1. 引言 2. 2. 推力和固体燃料火箭 3. 3. 液体推进剂及其他类型的火箭 4. 4. 了解更多信息 5. 5. 阅读所有太空学类文章 迄今为止，人类从事的最神奇的事业就是太 空探索了。它的神奇之处很大程度上是因为 它的复杂性。太空探索是非常复杂的，因为 其中有太多的问题需要解决，有太多的障碍 需要克服。所面临的问题包括： 太空的真空环境 热量处理问题 重返大气层的难题 轨道力学 微小陨石和太空碎片 宇宙辐射和太阳辐射
在无重力环境下为卫生设施提供后勤保障 但在所有这些问题中，最重要的还是如何产生足够的能量使太空船飞离地面。于是火箭发动机应运而生。 一方面，火箭发动机是如此简单，您完全可以自行制造和发射火箭模型，所需的成本极低（有关详细信息，请参见本文最后一页上的链接）。而另一方面，火箭发动机（及其燃料系统）又是如此复杂，目前只有三个国家曾将自己的宇航员送入轨道。在本文中，我们将对火箭发动机进行探讨，以了解它们的工作原理以及一些与之相关的复杂问题。 火箭发动机基本原理 当大多数人想到马达或发动机时，会认为它们 与旋转有关。例如，汽车里的往复式汽油发动 机会产生转动能量以驱动车轮。电动马达产生的转动能量则用来驱动风扇或转动磁盘。蒸汽发动机也用来完成同样的工作，蒸汽轮机和大多数燃气轮机也是如此。 火箭发动机则与之有着根本的区别。它是一种反作用力式发动机。火箭发动机是以一条著名的牛顿定律作为基本驱动原理的，该定律认为“每个作用力都有一个大小相等、方向相反的反作用力”。火箭发动机向一个方向抛射物质，结果会获得另一个方向的反作用力。 火箭发动机工作原 理
西工大固体火箭发动机知识点精品总结
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**
机械原理课程设计大作业
机械原理课程设计大作业 菠萝削皮机 专业：机械设计制造及其自动化
摘要 本设计产品提供一种手摇立式菠萝削皮机，主要包括托盘、刀架、顶针架、V 型刀片、手柄或小型发动机、以及机械系统，包括传动系统、装夹系统、切削系统。其中传动系统由直齿圆锥齿轮（14）与进给螺纹套管（13）固连，通过摇动手柄（18）和变速齿轮机构（17）将动力经直齿圆锥齿轮（15）与进给螺纹管道（13）组成的传递机构将动力传给的刀具夹紧法兰盘（12）从而带动刀具旋转；装夹系统由上顶钉及对顶螺母（3），下顶钉（5）组成；切削系统由刀架和V型刀具（6、7）以及刀片（16）组成。该削皮机使用方便，安全可靠，切削菠萝和皮根效率高。
目录 一、题目复述 二、设计方案及结构图 三、机械系统 四、主要结构件参数 五、设计总结和补充 六、参考书目
一、题目复述 菠萝是人们普遍喜爱的一种热带水果。菠萝虽好吃，但皮难削。由于菠萝的皮为花苞片状的硬皮，并呈现螺旋状的排列，而且每个花苞片上面都有一个较深的“果眼”或“黑芯”。通常，人们手工削菠萝皮的做法：一种是用锋利的水果刀先削去菠萝上的全部花苞片硬皮，然后再逐个挖去菠萝上残留的全部“果眼”；另一种是利用特制的U 型刀沿着菠萝花苞片和“果眼”排列的螺旋方向挖出一条深“沟”，连皮带“眼”一块去掉，需逐条螺旋线方向挖“沟”才能完成。所以手工削皮不仅费时费力，不安全，不卫生，而且对菠萝果肉的浪费也较大。虽目前市面上有一些水果削皮机的产品，但都不适合于菠萝水果削皮的需要。因此，为了满足家庭、酒店、水果店或果贩使用，现需设计一种手动式或电动菠萝削皮装置。 图8.1 菠萝表面的花苞片及“果眼”的分布形状如图1所示。菠萝通常呈现未对称性的左右螺旋线排列，左右螺旋线的螺旋线的螺旋升角均约为40，每条螺旋线上的果眼数为7-12个，每个菠萝的螺旋线数为8条，而菠萝的高度与其直径之比为1.5左右，其高度一般在170mm
汽车设计基础(大作业)
一、概念题（每题6分，共30分） 1.离合器后备系数 答：离合器所能传递的最大静摩擦力矩与发动机最大转矩之比。 2.差速器锁紧系数 答：差速器的内摩擦力矩与差速器壳接受的转矩之比 3.比摩擦力 答：比摩擦力，即衬片（块）单位摩擦面积的制动器摩擦力 4.转向器的正效率 答：功率从转向轴输入，经转向摇臂轴输出所求得的效率称为正效率 5.悬架的动挠度 答：指从满载静平衡位置开始悬架压缩到结构允许的最大变形（通常指缓冲块压缩到其自由高度的1/2或1/3）时，车轮中心相对车架（或车身）的垂直位移。 二、问答题（每题10分，共70分） 1、变速器齿轮模数选取的一般原则是什么？ 答：选用模数的原则：在变速器中心距相同的条件下，选取较小的模数，就可以增加齿轮的齿数，同时增加齿宽可使齿轮啮合的重合度增加，并减少齿轮噪声，所以为了减少噪声应合理减小模数，同时增加吃宽；为了使质量小些，应该增加模数，同时减小齿宽；从工艺方面考虑，各档齿轮应该选用一种模数，而从强度方面考虑，各档齿轮应有不同的模数；减少乘用车齿轮工作噪声有较为重要的意义，因此齿轮的模数应该选得小些；对货车，减少质量比减少噪声更重要，故齿轮应该选用大些的模数；变速器低档齿轮应选用大些的模数，其他挡位选用另一种模数。少数情况下，汽车变速器各档齿轮均选用相同的模数。 2、钢板弹簧长度L的选取与哪些因素有关？ 答：增加钢板弹簧长度L能显著降低弹簧应力，提高使用寿命；降低弹簧刚度，改善汽车行驶平顺性；在垂直刚度给的条件下，又能明显增加钢板弹簧上的纵向角刚度，减少车轮扭转力矩所引起的弹簧变形；但会在汽车布置时产生困难。 3、双轴汽车的双回路制动系统有哪几种分路形式？其结构特点如何？ 答：（1）一轴对一轴II型；（2）交叉X型；（3）一轴半对半轴HI型；（4）半轴一轮对半轴一轮LL型；（5）双半轴对双半轴HH型。特点：II型管路布置较为简单，成本低。X型的结构也很简单，直行制动时任一回路失效，剩余的总制动力都能保持正常值的一半，但是一旦某一管路损坏造成制动力不对称，此时前轮将朝制动力大的一边绕主销转动，使汽车丧失稳定性。HI、HH、LL型结构都比较复杂，LL型和HH型在任一回路失效时，前、后制动力比值与正常情况下相同，剩余总制动力可达到正常值的一半左右，HI型单用一轴半回路时剩余制动力较大，但此时与LL型一样，紧急制动时后轮很容易先抱死。 4、与中间轴式变速器比较，两轴式变速器的优缺点是什么？ 答：两轴式：优点：轴和轴承数少，结构简单，轮廓尺寸小，容易布置；中间挡位传动效率高，噪声低。 缺点：不能设置直接挡，高挡工作噪声大，易损坏；受结构限制，一挡速比不可能设计的很大。 中间轴式：优点：使用直接挡，变速器的齿轮和轴承及中间轴均不承载，传动效率高，噪声低，齿轮和轴承的磨损减少；提高了变速器的使用寿命；一挡有较大的传动比。 缺点：在除直接挡外的其他挡位工作时，传动效率略有降低。 5、变速器齿轮的压力角应该如何选择？ 答：影响：（1）齿轮压力角小时，重合度较大并降低了轮齿刚度，为此能减少进入啮合和退出啮合时的动载荷，使传动平稳，有利于减低噪声；压力角较大时，可提高轮齿的抗弯强度和表面接触强度。（2）螺旋角对齿轮工作噪声、轮齿的强度和轴向力有影响。在齿轮选用