液体火箭发动机设计大作业
液体火箭发动机制造工艺技术
液体火箭发动机制造工艺技术嘿，咱今儿就来说说液体火箭发动机制造工艺技术这档子事儿。
你说这液体火箭发动机，那可真是航天领域的大宝贝啊！就好比汽车的发动机，是让车子跑起来的关键，这液体火箭发动机就是让火箭能冲向太空的核心力量呀！先来说说制造这液体火箭发动机的材料吧，那可得是杠杠的才行！就像盖房子得用坚固的砖头一样，这材料要是不行，还怎么指望它能在太空里经受住各种考验呢？得用那些耐高温、高压，还特别结实的材料，不然火箭飞到一半出问题了，那可不得了啦！然后呢，就是设计啦。
这设计可不能马虎，得精确到每一个小细节。
想象一下，就像裁缝做衣服，尺寸得量得刚刚好，多一点少一点都不行。
这发动机的设计也是一样，每个零件的位置、形状、大小都得设计得恰到好处，这样才能让它高效地工作呀。
制造的过程那更是要小心翼翼，好比雕琢一件艺术品。
工人们得聚精会神，不能有一丝一毫的差错。
焊接得牢固，加工得精细，任何一个小瑕疵都可能导致大问题。
这可不是闹着玩的呀，这是关乎着火箭能不能顺利升空的大事儿呢！还有那些管道啊、阀门啊，都得安装得稳稳当当的。
就跟家里的水管一样，要是漏水了可不行，这火箭上的管道要是出问题，那后果可不堪设想。
再说说燃料吧，这可是火箭的动力源泉啊！就像人要吃饭才有劲干活一样，火箭有了合适的燃料才能爆发出强大的力量。
这燃料的调配、储存也都有讲究，得保证安全又高效。
哎呀，想想看，制造一个液体火箭发动机多不容易啊！这得需要多少人的智慧和努力呀！从设计人员到制造工人，从科研人员到测试人员，大家都在为了这个伟大的目标而努力奋斗着。
咱国家在这方面那可是相当厉害的哟！经过了无数人的努力和付出，咱的液体火箭发动机技术那是越来越先进。
这可不只是技术上的进步，更是咱中国人的骄傲啊！咱可不能小瞧了这液体火箭发动机制造工艺技术，它可是推动着人类探索太空的重要力量。
以后啊，咱还得继续加油，让咱的技术更上一层楼，让咱的火箭能飞得更高、更远！这就是我对液体火箭发动机制造工艺技术的一些看法，你觉得呢？。
液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述
液体火箭发动机典型实验室及典型实验概述中文标题：液体火箭发动机的典型实验室及实验概述摘要：液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
本文首先介绍了液体火箭发动机的结构与原理，然后介绍了不同的典型实验室的设备以及实验室的研究内容，将针对典型实验室中开展的实验进行详细描述，以及实验分析、结果验证和发展前景等。
关键词：液体火箭发动机；典型实验室；实验概述正文：1. 介绍 \n液体火箭发动机是以运载火箭为目标，将液体燃料以发动机内的排列组合、非稳态燃烧和内部流动法则经由改变燃料比来提供动力的发动机。
液体火箭发动机的结构分为燃烧室和推进器，燃烧室的组成部分包括发动机内部的燃烧室容积、发头和燃料接头，推进器是发动机最重要的部分，它是完成火箭的提供动力的机构，它的功能是把燃料燃烧后的气体排出发动机，以驱动火箭向前移动。
2. 典型实验室研究介绍 \n已建立的液体火箭发动机实验室，具备一整套液体火箭发动机实验所需的各种仪器设备和试验装置，可完成系列液体火箭发动机实验。
实验涉及多方面试验主题，如：发动机设计参数测试，发动机运行性能测试，发动机基础参数校验，发动机稳定性试验，发动机可靠性试验及控制系统的校验等等。
3. 实验分析 \n典型实验室通常运用多种独特的实验装置，以研究液体火箭发动机的机械结构，燃烧室内部流动，推进器内部流动，喷口内部流动，推力及推力曲线，热学及耗能，热力学及耗能，调速，和安全保护等方面的问题。
因此，实验小组通过分析测量的实验数据来设计适宜的发动机设备及操作过程，达到实现更佳的发动机运行效果。
4. 结果验证 \n通过结果验证，根据筛选出的实验参数与理论值的比较，发现在一定程度上发动机的设计符合理论值，即表明发动机设计是合理的并可以运行，而实验测量参数则较理论值存在一定偏差，但还不影响发动机的正常运行情况。
5. 发展前景 \n发展前景方面，液体火箭发动机研究仍然具有很大潜力，未来还可以继续在发动机性能、控制系统、安全保护及可靠型等方面的技术研究。
液体火箭发动机设计实例
• 第5步，选择燃烧室材料，计算壁厚
• 燃烧室侧壁厚度必须能够承受高温燃气造 成的内部高压，燃烧室壁还必须具有冷却 系统。燃烧室壁还必须满足焊接的工艺需 求。
• 一个小型水冷燃烧室的典型材料是铜，允 许工作压力是约 8000磅。
• 由于室壁为圆柱壳体，在壁上的允许的工作压力S 是由下式决定。
• 其中 • P 是在燃烧室的压力（忽略冷却液压力壳外） • D 是圆柱体的平均直径 • tw是筒壁厚度。
• 第8步 计算冷却通道
– 燃烧室壁和外套之间的环形流道的大小必须能 容纳流速达到9米/秒的冷却水。这个速度是由 流道尺寸决定，如下：
– VW = 9米/秒，WW=0.775磅/秒，ρ=62.4 lb/ft3， 环形流道面积A：
–
– 其中，D2是外套的内径，D1是燃烧室的外径，鉴 于
– 再代入上述方程：
– 每加仑汽油有六磅，则雾化喷嘴流量的要求是 每分钟0.22加仑（Gpm）。 现在可以从供应商 的产品中选择，喷嘴材料选择黄铜，以确保足 够热量能从喷注器传入推进剂。
– 采用撞击射流式喷注器，所需的喷注器孔的数 量和大小如下：
– 燃油喷射流面积由公式（25）得出：
– 我们将假设流量系数Cd= 0.7，喷注压降100磅。 汽油的密度大约是44.5 lb/ft3，使：
• 因此雾化喷嘴一直对业余爱好者有较强的吸引力。
• 对于工业成品雾化喷嘴，业余只需要根据发动机的 设计，确定所需的大小和喷雾特性，然后可以用较 低的成本购买。
• 强烈建议制作业余火箭发动机使用第二种喷注器。
• 第10步 计算汽油喷嘴
– 这种小型火箭发动机的燃料喷注器是一个工业 成品75°雾化角喷嘴。所需的喷嘴的型号由燃 料流量决定。
液态火箭发动机的设计及性能评估
液态火箭发动机的设计及性能评估液态火箭发动机是现代航空航天领域中非常重要的一种动力装置，它能够推动航天器进入轨道或者是驶向外太空。
本文将介绍液态火箭发动机的设计及性能评估，从外观结构、工作原理和性能参数等方面进行讲解。
一、液态火箭发动机的外观结构液态火箭发动机一般由燃烧室、喷嘴、供油系统、氧化剂系统和点火系统等部分组成。
燃烧室是液态火箭发动机的核心部分，负责燃烧燃料和氧化剂产生高温高压气体，喷嘴则通过喷射高速气体产生推力，推动航天器飞行。
供油系统一般包括燃料和氧化剂的贮箱、油泵、阀门等部件，它们能够将燃料和氧化剂送入燃烧室，从而保证发动机正常运行。
氧化剂系统的主要作用是为燃料提供充足的氧气，从而支持燃烧过程。
点火系统负责引爆燃料和氧化剂，使得燃烧过程顺利进行。
二、液态火箭发动机的工作原理液态火箭发动机的工作原理非常简单，就是通过将燃料和氧化剂进行混合并且点火，形成高温高压气体，通过喷嘴喷出，产生推力来推动航天器。
其中，燃烧室是形成高温高压气体的核心部件，它的内部是燃料和氧化剂混合的区域，而喷嘴则负责将高温高压气体喷出，从而产生推力。
液态火箭发动机的推力大小取决于多个因素，包括燃烧室的压力、温度、喷嘴的形状和喷嘴出口的直径等。
一般情况下，液态火箭发动机的推力越大，它所能够推动的航天器就越重且速度越快。
三、液态火箭发动机的性能参数评估液态火箭发动机的性能参数评估一般可以从以下几个方面进行考虑：1. 推力：推力是液态火箭发动机的重要性能指标之一，它反映了发动机喷出气流的强度和速度等。
通常情况下，火箭的推力越大，能够推动的航天器就越重且速度越快。
2. 燃烧效率：燃烧效率是液态火箭发动机另一个重要的性能指标，它反映了发动机将燃料和氧化剂燃烧并转化为推力的能力。
一般情况下，燃烧效率越高，发动机能够将燃料和氧化剂充分燃烧并转化为推力的能力就越强。
3. 规模：液态火箭发动机的规模也是一个非常重要的考虑因素。
规模越大的液态火箭发动机往往具有更高的推力和更强的燃烧能力，但是也相对更加昂贵和难以维护。
液体火箭发动机推力室设计课程设计
液体火箭发动机推力室设计课程设计介绍液体火箭发动机是一种推力非常强大的动力装置，它能够使火箭达到极高的速度和高度。
其中，推力室的设计是关键的一步，影响着液体火箭发动机的性能和工作效果。
为了更好地掌握液体火箭发动机推力室设计的技术和方法，我们开设了该课程设计，旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的理论和实践能力的培养。
本文档将介绍本次课程设计的相关内容和要求，供学生参考和学习。
设计目标本次课程设计旨在通过推力室的设计，加深对液体火箭发动机推进系统的理解和掌握，提高学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。
同时，也旨在锻炼学生的团队协作和创新能力，从而增强学生的综合素质。
设计内容设计要求本次课程设计要求学生结合理论，设计一个液体火箭发动机推力室（Thrust Chamber）及其零部件。
具体要求如下：1.推力室结构应符合液体火箭发动机设计的基本原则和需求。
2.推力室的形状、尺寸、内部结构、结构材料和制造工艺要与发动机其他零部件相匹配和相协调。
3.推力室内部流场分析和优化，达到最大效益。
4.完成设计方案的制图、总结和报告。
设计流程本次课程设计的步骤如下：1.安排团队合作，明确任务分工和计划。
2.学习推力室的基本结构和设计原则，结合其它液体火箭发动机零部件进行整体布局。
3.搭建3D模型并根据流场分析进行优化。
选择推力室材料和制作工艺。
4.详细绘制设计方案，进行标注和注释，制作设计报告。
设计要点本次课程设计的关键点如下：1.推力室基本结构的确定，包括进气口、燃烧室、喷嘴等部分的设计和布局。
2.针对推力室的内部流场进行数值模拟分析和优化。
3.选择合适的材料和制作工艺，确保设计方案的可行性和可实现性。
4.详细绘图，并进行标注注释，整理设计报告。
实验流程本次课程设计的实验流程如下：1.确定每个小组的任务和要求，并明确时间节点。
2.小组成员进行任务分工和合作，明确各自的任务和工作进度。
3.学生学习推力室的基本结构和设计原则，根据已有的液体火箭发动机零部件进行整体布局。
液态火箭发动机的设计及性能研究
液态火箭发动机的设计及性能研究随着时代的进步和科学技术的不断发展，液态火箭发动机逐渐成为人们在航空航天领域中应用最为广泛的发动机之一。
液态火箭发动机作为一种高性能、高可靠性的动力装置，可以在燃烧室内形成高温高压气体，使火箭在大气层外运行并达到预定轨道高度。
本文将着重探讨液态火箭发动机的设计及性能研究。
液态火箭发动机的设计液态火箭发动机是由燃料和氧化剂两个隔离的液态贮箱，在实际发射时燃料和氧化剂以一定比例混合后进入燃烧室发动机内燃烧并把燃烧室内的热能转化为动能驱动火箭飞行。
液体火箭发动机的设计主要从以下几个方面入手：燃料选择：液态火箭发动机的燃料物理性能、化学性质和经济成本等因素都会影响燃料的选择。
目前应用比较广泛的液态燃料主要有甲烷、氢气和乙烯等。
同时氧化剂也需要选用合适的氧化剂对燃料进行氧化作用，使燃烧生成大量高温高压气体，从而产生推力驱动火箭运动。
发动机功率：液态火箭发动机的设计中一定要确定合适的发动机功率，这是影响火箭发射的关键因素。
常见的发动机功率计算公式为：火箭推力 = 发动机燃料流量 x 燃烧室压力差。
设计细节：发动机的设计中还需要详细考虑燃烧室的设计、喷嘴的大小、喷出方向、排烟系统等细节问题，这些细节也都会对发动机的效率和性能产生很大的影响。
液态火箭发动机的性能研究液态火箭发动机的性能研究主要围绕着燃料消耗量、喷射速度、热功率等方面展开。
燃料消耗量：燃料消耗量是指燃料在发动机燃烧室内的油耗。
液态火箭发动机的燃料消耗量与所采用燃料和氧化剂的燃热值等因素有关。
对于液态火箭发动机而言，燃料的消耗量越低，则相同能力的发射任务所需的燃料质量也越少，因此燃料的消耗量一直是液态火箭发动机性能指标中非常重要的一个方面。
喷射速度：喷射速度指的是液态火箭发动机喷射的推进剂在推力喷嘴中喷射出口处的速率。
液态火箭发动机所产生的喷射速度越高，则喷出的速率越快，相同的推力所需要的喷射气体流量也就越小，因此喷射速度也是液态火箭发动机性能指标中的重要发挥。
火箭发动机制造作业指导书
火箭发动机制造作业指导书作业指导书：火箭发动机制造第一节：引言火箭发动机是航天器重要的推进装置，具有复杂的结构和精密的工艺要求。
本指导书旨在提供火箭发动机制造的详细步骤和技术要点，以确保制造过程的准确性和安全性。
第二节：材料准备1. 确保所使用的材料符合设计要求并通过质量检测。
2. 根据制造工艺要求，准备所需的金属材料、液体燃料等。
第三节：加工工艺1. 火箭发动机外壳加工：a. 根据设计要求，选择合适的材料，并进行表面处理。
b. 使用机械加工设备进行外壳的加工，包括车削、钻孔等工序。
c. 进行外壳的微细加工，如抛光、喷砂等。
d. 检查外壳的尺寸和表面质量，确保满足要求。
2. 燃烧室加工：a. 选择合适的材料，并进行加工预处理。
b. 使用先进的加工设备进行燃烧室的加工，包括车削、铣削等工序。
c. 检查燃烧室的尺寸和表面质量，确保符合设计要求。
3. 推力室加工：a. 按照设计要求选择合适的材料，并进行预处理。
b. 使用适当的加工设备进行推力室的加工，包括钻孔、镗削等工序。
c. 检查推力室的尺寸和表面质量，确保满足要求。
第四节：装配工艺1. 确保各零部件的尺寸和质量符合要求，并进行清洁处理。
2. 按照设计要求，进行零部件的组装，注意正确安装顺序和紧固力度。
3. 对已完成的组装进行质量检查，确保零部件安装正确和紧固可靠。
第五节：性能测试1. 在设计要求的环境条件下，进行静态性能测试，包括推力测试、燃油消耗测试等。
2. 根据测试结果，对火箭发动机进行调整和优化，以确保其性能符合要求。
3. 进行动态性能测试，模拟实际发射环境下的工作状态，检验火箭发动机的可靠性和稳定性。
第六节：质量控制1. 制定严格的质量控制计划，包括原材料检验、工艺检验、成品检验等环节。
2. 对每个制造步骤进行实时监控，及时发现和解决潜在问题。
3. 对成品进行全面检验，确保符合设计要求和标准规范。
第七节：安全措施1. 制定详细的安全生产方案，确保所有操作遵循相关安全规定。
火箭大作业第二组
火箭推进原理综合设计——第二组一、课程设计的背景（一）题目设计一种可以多次启动的空间用液氧/煤油火箭发动机，采用分级燃烧循环，可变推力范围10—25kN ，燃烧室压强10MPa ，喷管面积比100。
（二）内容要求1）计算确定推进剂流量、混合比、燃烧室产物组成及性能参数；给出推力室概要型面设计；分析传热与冷却参数。
2）简要设计喷注器结构。
3）选择涡轮泵构型，确定预燃室推进剂流量、混合比及产物组成及性能参数；确定涡轮泵转速，泵压头及效率。
（三）形式要求1）每个人有对应的分工负责内容，组内充分讨论和沟通；各组之间可以沟通，但不能雷同。
2）设计报告中应有计算公式和参数（用Mathtype ），结构与构型的简图；采用WORD 格式，有目录，标题，图题和表题。
二、设计的步骤（一）变推力的实现途径和方案的选择根据火箭发动机的推力公式：2232()F mv p p A =+-2v =将出口速度232()F p p A =-若表示成喉部面积的形式为：232()t F A p p p A =-在设计推力下，有：23p p =。
上式表明了影响推力的因素及推力随这些因素变化产生的影响。
推力大小与燃烧室压力1p 、比热比k 、压比12/p p 、质量流量m和喉部面积t A 等因素有关。
比热比k 、压比12/p p 对推力大小影响较弱，且调节困难，难以投入实际工程应用。
推力与燃烧室压强1p 、喉部面积t A 或推进剂质量流量m呈正比关系。
流量的变化会引起燃烧室压力和推力几乎线性的变化；在燃烧室压力保持不变时，调解喉部面积也可以实现推力调解。
所以，从理论上讲，对于液体火箭发动机，调节推进剂流量或改变喉部面积能够实现推力大小调节。
实际工程中，推进剂质量流量调节是目前变推力液体火箭发动机的主要途径。
我们也选择控制流量来实现变推力。
（二）推力室的设计1、利用面积比和燃烧室的压强求出口处的压强由面积比和压强比之间的关系式可以得到：1111()(2t x k x A p k A p -+=1）式 通过观察上述式子可以发现现在已知面积比、燃烧室压强，而且x p 与k 之间存在一定的关系（利用热力学软件，只要给定x p 就能够得到k ）。
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Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
4
(
X 0 2 Y0 1.5Dt 2 ) ( ) 1 R0 Dt R0 Dt
将 X 0 Ln R0 sin e 和 Y0 R0 cos e De / 2 代入上式，得：
De 2 ）1 2 Dt R0 7.20 D 2[1 L n sin e (1.5 e ) cos e ] 2 Dt L n +（1.52
2. 原始数据
推进剂：氧化剂：液氧；燃料：煤油 地面推力： Ftc 920.77kN 燃烧室压力： pc 4.874MPa 喷管出口压力（喷管扩张比） ： e 8 ， pe 7.717 103 MPa 混合比： rmc 2.245
3. 推力室参数计算结果
热力计算结果： 燃气比热比： k 1.225 地面理论比冲： I stcth 2793.7m / s 特征速度： C * 1838.4m / s
喷管扩张段与喉部截面之间可以用半径 R3 的圆弧过渡，一般取 0 R3 Rt ，取：
R3 0.74 Rt 0.74 203.0mm 150.2mm 。
则锥形喷管的长度为：
Ln
Rt ( e 1) R （ 3 sec e -1） 1405.0mm tan e
1. RS-27 液体火箭发动机介绍
RS-27 液体火箭发动机是美国“德尔它 2000 系列”运载火箭的第一级发动机，由美国洛克达 因公司于 1971 年-1973 年研制。推进剂为液氧和煤油。采用燃气发生器循环，泵压式供应系 统。发动机由一台主发动机和两台 LR101-NA-11 游动发动机组成。主发动机可双向摇摆对火 箭进行俯仰和偏航控制。滚动控制则由一对游机的差动控制。该发动机主要利用 MB-3 发动 机和 H-1 发动机的成熟技术研制而成，因而发动机成本低，可靠性高。
c 3.554
Dc 765mm
3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面
选择 R1 ：
R1 1.5Rt 304.5mm ，
选择 R2 ，取 2.5 ，则：
R2 Rc c Rt 2.5 3.554 203.0mm 956.7mm
则收敛段长度为：
则：
R0 R0 Dt 7.20 406.0mm 2923.2mm Ln Ln Dt 2.9398 406.0mm 1193.6mm
X 0 Ln R0 sin e 1575.2mm Y0 R0 cos e De / 2 2324.0mm sin m ( Ln R0 sin e ) / ( R0 Dt ) 0.4731
故：
m arcsin 0.4731 28.24
则燃烧室横截面积为：
Ac qmc / qmdc 343.2 / 731.1 0.469m2
燃烧室直径为：
Dc 4 Ac / 0.773m 773mm
利用燃烧室收缩比求燃烧室直径 对于采用离心式喷注器的燃烧室， 也可以通过由统计数据得到的经验公式来确定收缩比， 即：
c 5 / pc Dt 5 / 4.874 0.406 3.554
1
推力室燃料质量流量：
qmof qmc qmoc 105.8kg / s
喷管的喉部面积：
At C* qmc / pc 0.1294m2