3.4火箭、组合及其他发动机
火箭发动机的设计和性能分析
火箭发动机的设计和性能分析火箭发动机作为航天领域中至关重要的组件之一，其设计和性能对于宇航器的飞行和任务执行起着至关重要的作用。
本文将对火箭发动机的设计原理、性能要求以及性能分析方法进行探讨，以期为读者提供对火箭发动机的深入了解。
第一部分火箭发动机的设计原理火箭发动机是通过燃烧推进剂产生的喷射气流产生推力，从而推动宇航器飞行。
其基本组成包括燃烧室、喷管、燃烧剂供给系统以及起动装置等。
火箭发动机的设计原理主要包括推力平衡、喷管设计、燃烧室设计和燃烧剂供给等方面。
推力平衡是火箭发动机设计的关键步骤之一。
在设计过程中，需要通过调整燃烧室和喷管的结构参数，使得火箭发动机燃烧产生的高温高压气体能够顺利喷出，并且形成一定的喷射角度，从而产生推力。
喷管的设计中，需要考虑喷管入口和出口的形状，以及喷管的膨胀比等参数。
燃烧室的设计中，需要考虑燃烧室的容积、燃烧室壁面材料和冷却方式等因素。
燃烧剂供给系统的设计中，需要考虑燃烧剂的储存和供给方式，以及燃烧剂的流量控制等关键问题。
第二部分火箭发动机的性能要求火箭发动机的性能要求直接影响着宇航器的飞行性能和任务执行能力。
主要包括推力、比冲、工作时间和可调性等指标。
推力是火箭发动机的重要性能指标之一，它决定了火箭的加速能力和负载能力。
在设计过程中，需要根据任务需求和宇航器的质量，确定合适数值的推力。
比冲是火箭发动机的性能指标之一，表示单位质量推进剂所能提供的推力大小。
比冲越高，说明火箭发动机的推进效率越高。
比冲的提高对于提高火箭的有效载荷和续航能力具有重要意义。
工作时间是指火箭发动机能够持续工作的时间。
在实际任务中，往往需要火箭发动机能够连续工作一段时间才能完成任务，因此工作时间是一个重要的性能指标。
可调性是指火箭发动机在工作过程中能够适应不同工况的能力。
在不同飞行阶段和任务要求下，火箭发动机可能需要调整推力大小和工作时间等指标，以适应不同需求。
第三部分火箭发动机性能分析方法火箭发动机的性能分析是设计过程中不可或缺的一环。
管理学航天概论通用课件第三章
3.2 火箭发动机的特点和基本参数
3.2.1 火箭发动机的特点
主要特点 ：
（1）工作过程不需要大气中的氧，可以在离地面 任何高度上工作。由于大气的压力随高度的增加而 减少，发动机的推力也随飞行高度的增加而增加， 到大气层外推力最大。
（2）推力依靠自身携带的推进剂在燃烧室燃烧喷 射出高速燃气流产生的，推力大小不受飞行速度的 影响。
② 由喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产 生的项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关， 称为静推力。
· 为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进 剂，并使推进剂的化学能尽可能多的转换为燃气的 动能。
· 大气压力随高度增加逐渐降低，静推力随外界大 气压力的减小而增大,火箭发动机的推力也随之逐渐 增大。
挤压式输送系统 ·利用高压气体的压力，将推 进剂由贮箱经过管路、阀门、喷 注器送入燃烧室。
· 挤压式输送系统结构简单可靠，容易实现多次启 动，常用于推力不大、工作时间较短的战术导弹以 及可靠性要求高又需要多次启动的航天飞行器； · 高压气瓶重量较大，同时贮箱内压力高，结构重 量相对也较大，是挤压式系统的主要缺点。近年， 高强度轻合金以及轻型复合材料高压容器的出现， 缓和了这一矛盾，扩大了挤压式系统的应用。
点火装置 一般置于燃烧室头部， 由电
爆管、点火药和壳体结构组成。 通电后电爆管引燃点火药后再引 燃药柱。 喷管组件
采用拉瓦尔喷管的原理产生超音速喷流，将燃烧产 生的热能转换为喷射气流的动能 。为了承受高温高速 气流的冲刷，喷管喉衬和入口段采用整体的碳-碳复合 材料，出口锥段采用碳纤维或高硅氧纤维编织或缠绕
· 单组元发动机只有一种推进剂组元，工作时推进 剂组元自身分解后再燃烧产生高温气体，能量低、比 冲小，但系统构造简单，一般用于小型辅助发动机或 燃气发生器。
俄罗斯的火箭及发动机详细介绍汇总
俄罗斯的火箭及发动机详细介绍汇总俄罗斯作为航天强国，一直以来都在火箭及发动机技术领域取得了丰硕的成果。
下面将对俄罗斯的火箭及发动机进行详细介绍。
一、Soyuz火箭Soyuz火箭是俄罗斯最著名和最可靠的运载工具之一。
它首次于1966年发射，至今已成功执行了数百次任务。
Soyuz火箭主要用于将宇航员送入太空轨道，包括国际空间站的人员换岗和货物运输等任务。
它采用三级设计，具有可靠的燃料和推力系统，以及先进的导航和控制系统。
二、Proton火箭Proton火箭是俄罗斯最强大的运载工具之一。
它于1965年首次发射，主要用于将重型卫星、探测器以及空间站的组件送入太空。
Proton火箭采用液体燃料，包括氧化剂和煤油，具有强大的推力和承载能力。
它被广泛应用于商业卫星发射服务，也是俄罗斯国内航天项目的重要支持力量。
三、Angara火箭Angara火箭是俄罗斯最新研发的运载工具。
它采用模块化设计，可根据任务需求组合成不同的变体，具有灵活性和适应性强的特点。
Angara火箭采用环境友好的液氧煤油燃料，旨在提高火箭的可再利用性和运载能力。
它将成为俄罗斯未来航天计划的重要组成部分，预计将在未来数十年内取代Proton火箭。
四、RD-180发动机RD-180发动机是俄罗斯的一款高性能涡轮泵发动机。
它采用液氧煤油燃料，具有先进的推进系统和燃烧技术。
RD-180发动机主要用于美国的Atlas V火箭，是该火箭的主要推进装置。
它因其高可靠性和出色的性能而受到广泛赞誉。
RD-180发动机的成功应用为俄美合作提供了有力支持。
五、RD-171发动机RD-171发动机是俄罗斯的一款液氧煤油发动机，是迄今为止最强大的液体推进发动机之一。
它具有高推力和高效率的特点，主要用于Proton火箭的第一级和Angara火箭的第一级。
RD-171发动机的研发和应用填补了国际液体发动机领域的空白，为俄罗斯航天事业的发展做出了重要贡献。
综上所述，俄罗斯的火箭及发动机技术在世界航天领域具有重要地位。
高超音速飞行器的推进系统设计
高超音速飞行器的推进系统设计在现代航空航天领域，高超音速飞行器的研发已成为各国竞相角逐的焦点。
而推进系统作为高超音速飞行器的核心组件，其设计的优劣直接决定了飞行器的性能和成败。
高超音速飞行器通常指飞行速度超过 5 倍音速（约 1700 米/秒）的飞行器。
在这样的高速条件下，传统的推进系统面临着巨大的挑战。
首先，空气的压缩和摩擦会产生极高的热量，这对推进系统的材料和冷却技术提出了苛刻要求。
其次，高超音速飞行时的气流特性极为复杂，需要推进系统能够适应并高效利用这些气流条件。
目前，常用于高超音速飞行器的推进系统主要有超燃冲压发动机、火箭发动机以及组合发动机等。
超燃冲压发动机是高超音速领域的研究热点之一。
它利用飞行器在高速飞行时产生的高冲压来压缩进入发动机的空气，然后与燃料混合并燃烧产生推力。
这种发动机的优势在于其在高超音速下具有较高的效率，且结构相对简单。
然而，超燃冲压发动机的工作范围相对较窄，需要飞行器达到一定速度后才能启动，并且在低速时无法正常工作。
火箭发动机则具有强大的推力和广泛的工作范围，不受飞行速度的限制。
但其缺点也较为明显，即燃料消耗量大，续航能力相对较差。
为了充分发挥各种发动机的优势，组合发动机的概念应运而生。
例如，将火箭发动机与超燃冲压发动机组合，在飞行器起飞和加速阶段使用火箭发动机，达到一定速度后切换到超燃冲压发动机，以实现更高效的飞行。
在推进系统的设计中，燃料的选择也是至关重要的一环。
液氢具有高能量密度和良好的燃烧性能，是一种理想的燃料，但它的储存和供应存在较大难度。
此外，碳氢燃料如煤油等，虽然能量密度相对较低，但在储存和使用上更为方便。
除了发动机类型和燃料选择，推进系统的热管理也是设计中的关键问题。
高超音速飞行产生的巨大热量可能会导致发动机部件的损坏甚至失效。
因此，需要采用先进的冷却技术，如再生冷却、发汗冷却等，来有效地降低部件温度。
进气道的设计同样不容忽视。
良好的进气道设计能够确保足够的空气进入发动机，并在压缩过程中保持较低的能量损失。
冲压火箭发动机技术简介
亚音速燃烧室中得气流示意图
3.2按燃烧方式分类
• 进气道：捕获空气, 激波系压缩, 提供一定流量、温度、
压力的气流。
• 燃烧室：燃料喷注和燃烧 • 尾喷管：气流膨胀产生推力
超然冲压发动机结构示意图
隔离段：
进气道与燃烧室间的等直通道, 消除燃烧室的压力 波动对进气道的影响, 实现进气道与燃烧室在不同 工况下的良好匹配。
一种水平起飞、水平 降落单级入轨 RBCC飞行器
该种发动机可以工作在空气加力火箭(air-augmented rocket) 或火箭空气引射、冲压（ramjet）、超燃冲压（scramjet） 和火箭（rocket）推进等多种模态下，是地球至轨道或太 空飞行的一种较为理想的方案。
工作模式
•Ma = 0～3 时, RBCC 发动机采用引射模态工作。 •Ma＝3～6 时, 采用亚声速燃烧冲压模态。 •Ma大于6～7 时, 发动机采用超声速燃烧冲压模态（上 升大气层中）。 •Ma约 12～15时, 发动机转入纯火箭模态（大气层外）。
FH ——作用在壳体（包括喷管）外表面上的压力和摩 擦力的合力。FH Leabharlann A4 pdA A1
Ae A4
pdA
XT
其中 A4 pdA——作用在壳体外表面上压力的合力； A1
Ae pdA ——尾部压力的合力； A4
X T ——外部气流对壳体外表面的摩擦力；
dA ds cos—— 壳体迎风表面积 ds在垂直于飞行方
考虑推进装置的外阻力。
有效推力：用来对飞行器做有效功的那部分推力。 即用来克服迎面阻力和克服飞行器本身惯性的那部 分推力。
（1）有效推力
混合推进剂火箭发动机
U-75发动机
国内研究和发展情况 我国开始固液混合火箭发动机的研究较晚"于 20 世纪 50年代末首先由中科院大连化物所开始20 世纪 60 年代末转到航天四院 45室现航天科工集团 三十一研究所继续开展研制工作， 后来中科院力 学所国防科技大学也进行了相关研究。 较突出的是原四院 45室在 20 世纪 60 年代末至 80 年代初的研 究成果，研制了高性能固体燃料配方"初步解决了固 液混合火箭发动机点火启动低频震荡和燃烧效率低 等关键 问 题" 先 后 进 行 了 直 径 100mm,120mm,300mm及500mm 的固液混合火箭发动机试车"获得 了大量资料和数据,在装药设计,喷注器设计,点火器 选择和喷管设计以及如何提高燃烧效率等方面积累 了大量的经验.当时主要开展的是基于 基氧 化剂的研究工作并进行 了高空点火试验但未成功后下马。
固液探空火箭 自 1933年"前苏联设计并成功发射世界上第一 个应用固液混合火箭发动机的飞行器GRID-9探空 火箭以来"探空火箭就成为固液混合火箭发动机应用 最多的飞行器"其主要目的有:一是验证固液混合火 箭发动机的实际飞行性能,二是验证飞行器各系统的 实际飞行性能,三是发展低成本探空火箭系统'四是 作为高校的专业教育工具。
历史与现状
固液混合火箭发动机已有 80余年的研究历史& 从 20 世纪30年代就有了试验性的研究，进入 20世 纪 80年代中期"一方面由于商业竞争的日趋激烈"低 成本火箭的发展显得格外的重要。另一方面1986年 1月28日挑战者号和 1986年 4 月 18日大力神, 3型运载火箭的固体助推器出现故障引起爆炸"这也 引起了 NASA的注意"试图用固液推进剂来代替单一 的固体推进剂"从而使固液混合火箭发动机的研究日 益增强。国内外通过理论分析，数值仿真和实验研究 等方法对固液混合火箭发动机的燃烧稳定性，燃烧完 全性。点火可靠性及燃料燃速规律等关键技术开展了 大量研究及技术攻关， 并在此基础上进行了广泛的固液混合火箭发动机应用研究。
航空发动机PPT课件
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
功率重量比——
发动机提供的功率和发动机重量之比（kW/kg）
燃料消耗率(耗油率)——
衡量发动机经济性的指标，产生1kW功率在每小时 所消耗的燃料的质量（kg/kW h)
2020/2/19
活塞式航空发动8 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
3.3 空气喷气发动机
气 球
平衡状态 反作用力 作用力
自动旋转喷灌器 喷嘴喷出高压水流的反作用力
燃烧剂 ——
液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
火箭发5动0 机
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大，能反复起动 推力大小较易控制，工作时间长 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存，作战使用性能差
星形发动机
直立式发动机
V形发动机
2020/2/19
活塞式航空发动6 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
活塞8发动机 双排14缸星形气冷发动机
2020/2/19
三级固体火箭发动机
三级固体火箭发动机随着航空航天技术的快速发展，火箭发动机作为当代最先进的推进技术之一，扮演着决定性的角色。
在火箭发动机领域，三级固体火箭发动机凭借其独特的特点和优势，在军事、民用以及科研领域都得到了广泛的应用。
一、三级固体火箭发动机的基本原理三级固体火箭发动机是指由三个推进级组成的固体火箭发动机。
每个推进级都包括燃料、氧化剂和点火系统。
当发射命令下达后，先点火第一级引燃剂将燃料燃烧产生的高温高压气体通过喷管排出，产生巨大的推力，推动火箭飞行。
接着，点火第二级引燃剂，继续产生推力。
最后，点火第三级引燃剂，将火箭推向预定轨道，完成任务。
二、三级固体火箭发动机的特点和优势1. 构造简单：三级固体火箭发动机由固体燃料和氧化剂组成，不需要复杂的燃料供给系统和液体燃料的贮存与输送系统，结构相对简单，容易制造和维护。
2. 燃料稳定：固体燃料具有较高的密度和稳定性，相对于液体燃料，不会因为温度和压力的变化而发生泄漏和爆炸等安全隐患。
3. 贮存方便：固体燃料和氧化剂可以长时间储存，不需要特殊的冷却系统进行保护，适合长期贮存和迅速投入使用。
4. 快速响应：三级固体火箭发动机可以迅速点火启动，立即进入工作状态，适应紧急情况下的需求。
5. 灵活性强：三级固体火箭发动机可以根据不同任务的需求进行组合调整，具有较大的灵活性和扩展性。
三、三级固体火箭发动机的应用领域1. 军事领域：三级固体火箭发动机广泛应用于导弹武器系统，包括常规导弹、战术导弹、战略导弹等。
其优势在于可以快速响应和迅速投入使用，能够满足军事行动中的快速反应和突击打击需求。
2. 民用领域：三级固体火箭发动机在航空领域得到广泛应用，用于发射卫星、空间探测器等航天器，推动航天技术的发展和进步。
3. 科研领域：三级固体火箭发动机作为重要的科研工具，用于开展各种试验和研究活动，如载荷测试、物理实验、应力分析等。
四、三级固体火箭发动机的发展趋势随着科技的不断进步和需求的不断提升，三级固体火箭发动机也在不断发展和完善。
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泵 式 输 送 系 统
系统结构复杂
推力室
功用： 将液体推进剂混合、 燃烧，化学能转变成 推力
喷注器 燃烧室
喷管
（2）液体推进剂
① 对推进剂的要求 能量高 良好的物理和化学安定性 无毒性，对金属无腐蚀作用 有一组元传热性好，冷却推力室壁 粘度小 燃烧性能好 经济性好、成本低
② 主要的液体推进剂
氧化剂 —— 液氧O2 液氟F2 硝酸HNO3 过氧化氢H2O2 四氧化二氮N2O4
推力 (N) 冲量和总冲：推力对工作时间的积分
反映了发动机工作能力的大小（N·s） 比冲（m/s)：发动机燃烧1kg推进剂所
产生的能量 火箭发动机：300，涡轮喷气：4000 冲压：1500
3.4.2 液体火箭发动机
1、单组元液体火箭发动机
• 只靠一种推进剂组元，单组元推进剂在使用条件 下应该稳定，进入推力室后又必须立即分解、燃 烧。
3.5 组合发动机
3.5.1 火箭发动机与冲压发动机组合
可调进气口
加力喷嘴 燃烧室
供氧与供油
可调喷管
3.5.2 涡轮喷气发动机与冲压发动机组合
低马赫数 高马赫数
起飞和着陆。涡喷停止工作后，冲压工作。
3.5.3 火箭发动机与涡轮喷气发动机组合 (看书）
3.6 非常规推进系统
• 特殊工质：氢、氩或金属锂蒸汽等，加热或电 离后喷出。
壳体 主药柱 传动机构
前盖
喷管
点火器 推力终止装置
侧喷管
2、 固体火箭发动机的推进剂
（1）固体推进剂的种类
(a) 一维药柱
（2）药柱形状和特点
(a) 一维药柱 (b) 二维药柱
一维药柱 二维药柱
(b) 二维药柱
(b) 二维（3）固体火箭发动机的优缺点
燃烧剂 —— 液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大， 能反复起动, 推力较易控制，工作时间长
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存， 作战使用性能差
3.4.3 固体火箭发动机
1、固体火箭发动机的组成及工作原理
组成——药柱、燃烧室、喷管组件、点火装置
• 电磁火箭发动机：推力小 ，太空航天器姿态 调整
• 核火箭发动机：试验阶段 • 太阳能火箭发动机：推力小，太空航天器姿态
调整
SMART-1探测器及其太阳能离子发动机
将太阳能转化为电能，再通 过电能电离惰性气体原子， 喷射出高速氙离子流，为探 测器提供主要动力
日本国家空间发展局的MUSES-C航天器， 使用4台Y-2发动机。
• 常用的单组元推进剂有过氧化氢、无水肼，硝酸 异丙酯等。
• 结构简单，能量低，比冲低
2、双组元液体火箭发动机
（1）液体火箭发动机的组成及工作原理
燃烧剂箱及输送系统 燃烧室 喷管
氧化剂箱及输送系统 喷注器
推进剂输送系统 流量调节控制活门
推力室
冷却系统……
挤 压 式 输 送 系 统
结构简单可靠，易实现多 次起动
优点 —— 结构简单，可靠性高，操作简便 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 比冲较小 工作时间短 推力大小、方向调节困难 重起动困难，一般只能一次性工作
3.4.4 固-液混合火箭发动机
多采用固体燃烧剂和液体氧化剂。 提高推进剂的平均比冲，可多次起动。
混合推进剂性能较好；
结构较简单 推力调节、重复起动方便
Y-2微波离子发动机是针对小行星交会采
样飞行任务的需要而研制的一种微波电离式 离子发动机。
第五次课堂作业（五分钟后交）
1）什么叫核心机？
2）带螺旋桨的飞机就是活塞式发动机， 此说法是否正确？
3）脉冲、冲压、涡桨发动机在地面哪个 不能启动？
航空航天概论
第 3 章 飞行器动力系统（续）
3.4 火箭发动机
与空气喷气发动机的异同
• 空气喷气发动机只能在大气层内工作，空气是氧 化剂。
火箭发动机自带推进剂（燃烧剂和氧化剂）， 大气层内外均可。
• 进入发动机的速度不同，火箭发动机为零。 • 均采用反作用力原理。
3.4.1 火箭发动机的主要性能参数