空间飞行器设计第6讲课件.ppt

1、1 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。 1 液体火箭发动机图6.1 液体推进剂火箭发动机2.固体推进剂火箭发动机图6.2 固体推进剂火箭发动机3.混合推进剂火箭发动机eaeeDAppumP eum eaeApp 1. 设计推力状态：pepa2. 海平面推力3. 真空推力eumPPa 1013250 ppaeeesAppumP0 0apeeesApumP 图6.4 推力随高度的变化曲线10eec211kkk Rpukp 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

2、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。12112 kkftckkRTApm 下角t表示喷管临界截面。6.2.4 推力系数FC 推力系数，它表征喷管的特性。tcFApCP 常量tttAuuAmm t0dtIP t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。比冲燃烧1kg质量推进剂所产生的总冲：tspIImmp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。mPIsT推进剂密度。 推进剂的混合比

3、定义为氧化剂流量与燃烧剂流量之比：0fmMRmTsTpsImPVPI.65. 0200/130/0mmMRf222. 0)110200/()110130(/022mmMRf)( 3 .233/701skgm 778. 0)110200/()2090(/ )(020mmmf)(54800 NgmIPs)(235210smgIuse)(164600sNgmIIFst图6.5 挤压式供应系统示意图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。 图6.6 具有涡轮泵输送系统和独立的燃气发生器

4、的液体火箭发动机图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燃烧剂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。能量特性高，即比冲和密度比冲高能量特性高，即比冲和密度比冲高H喷管中的焓降， H=He-H;Q推进剂的热值(J/ kg)。fosTspsKKIII11.ckkcecgsQHppTRkkI221121输送、雾化性能好输送、雾化性能好满足发动机起动迅速、平稳的要

5、求满足发动机起动迅速、平稳的要求废气、废水处理容易，不会严重污染环境。废气、废水处理容易，不会严重污染环境。1. 液氧液氧(O2），），缩写为缩写为LOX 淡兰色透明液体，溶点淡兰色透明液体，溶点54.4Ko， 沸点沸点90.1Ko，密度为密度为1144kg/m3。化学性能稳定。与乙炔、甲。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。烷、氢气等以适当的比例混合极易爆炸。2. 四氧化二氮四氧化二氮(N2O4) 高密度棕色液体，溶点高密度棕色液体，溶点261.9Ko， 沸点沸点294.3Ko，密度为密度为1451kg/m3。化学性能稳定。化学性能稳定。已得到应用的主要有：液氧和液氟

6、的混合物、已得到应用的主要有：液氧和液氟的混合物、OF2、ClF3、或、或ClF5等。等。3. 硝酸硝酸(HNO3) 纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈纯硝酸为无色。工业硝酸因含水和氮氧化物而呈现棕红色（红烟硝酸，现棕红色（红烟硝酸，RFNA）。火箭发动机用硝酸）。火箭发动机用硝酸含水量不得超过含水量不得超过4%。密度。密度1.51.6。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

7、腐色）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。如蚀性，及改善点火性能。如AK-20，AK-27，AK-40等，表明其等，表明其N2O4含量。含量。优点：优点：来源丰富、价廉、易贮存。沸点、密度高，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。与肼类燃料形成自燃推进剂。缺点：缺点：有毒；对金属有腐蚀性；需防护。有毒；对金属有腐蚀性；需防护。4. 过氧化氢过氧化氢(H2O2) 为为70%99%的高浓度过氧化氢。的高浓度过氧化氢。X-1和和X-15曾使用。曾使用。 在推力室里，其在催化剂作用下发生分解，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

8、氧。产物为过热蒸汽和气态氧。优点：优点：排气无毒。排气无毒。缺点：缺点：稳定性差；受污染的液体过氧化氢必须在稳定性差；受污染的液体过氧化氢必须在达到达到448K左右的危险温度前处理掉，否则会发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。料及许多有机物接触会起火。5. 四氧化二氮四氧化二氮(N2O4) 为黄褐色高密度液体。美国最常用的可贮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。冰点存氧化剂。大力神火箭使用。冰点-11.23C，沸点沸点21.5C 优点：优点：中等腐蚀性，但吸湿后

9、成强酸。于相容中等腐蚀性，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。材料制成的密封容器中可无限期贮存。缺点：缺点：液态范围窄，易结冰或蒸发。液态范围窄，易结冰或蒸发。2. 火箭煤油火箭煤油 主要成分是烷烃、环烷烃、芳香烃。水白主要成分是烷烃、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、振动等不敏好。本身是优良的溶剂，对冲击、振动等不敏感。感。 热值比酒精高，比肼类燃料低；燃烧不太稳热值比酒精高，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，但定，不能与常规氧化剂组合成自燃推进剂

10、，但加入一定量偏二甲肼（称油肼，有毒，与硝酸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等可组成自燃推进剂）可改善点火性能和燃烧稳定性。稳定性。3. 肼类燃料肼类燃料 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。 偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二偏二甲肼热值较高，能自燃，与四氧化二氮或硝酸组成自燃

11、推进剂，比冲大，在导弹氮或硝酸组成自燃推进剂，比冲大，在导弹中广泛使用。中广泛使用。 在在343oC迅速发生分解反应，在迅速发生分解反应，在345350oC会发生爆炸；用空气增压至会发生爆炸；用空气增压至5.2MPa时会爆炸，时会爆炸，但用但用95%的氮气增压到的氮气增压到12.8MPa时仍不爆炸，时仍不爆炸，故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。故宜用氮气作偏二甲肼贮箱的增压工质。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H2O2表6-1 燃料与氧化剂的某些物理化学特征表6-2 现代主要液体火箭燃料的某些特性6.3.3 液体火箭发动机的构造特点图6.9 再生式

12、冷却管束式推力室结构 液体火箭发动机的主要部件就是推力室推力室，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。图6.10 几种喷嘴型式的简图2. 燃烧室燃烧室1) 是推进剂雾化、混合和燃烧的容腔，形状为球形或圆柱形；2) 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. 喷管喷管 高温燃气需在其中膨胀、加速，产生高速射流，故

13、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。6.4 固体火箭发动机固体火箭发动机 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25003500的高温和1022107Pa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。 特点：推进剂直接装填于燃烧室。特点：推进剂直接装填于燃烧室。 工作过程：工作过程：点

14、火药点火点火药点火产生燃气产生燃气药柱点燃、燃烧。药柱点燃、燃烧。 推力终止措施：推力终止措施：1）燃烧室周围开径向孔，由此排除燃气；）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）燃烧室头部装一组向前倾斜的反向喷管1.发动机构造发动机构造6.4.1发动机组成及其工作原理发动机组成及其工作原理图图 6 611 11 固体火箭发动机示意图固体火箭发动机示意图1 1燃烧室壳体；燃烧室壳体；2 2药柱；药柱；3 3隔热层；隔热层；4 4药柱固定件；药柱固定件； 5 5喷管底部；喷管底部；6 6喷管摆动传动机构；喷管摆动传动机构；7 7喷管组件；喷管组件；8 8堵盖；堵盖；

15、 9 9喉部镶块；喉部镶块；1010侧面喷管；侧面喷管；1111推力终止装置；推力终止装置；1212点火器；点火器；1313前盖前盖 优点优点: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。 缺点：缺点：1) 固体推进剂能量（真空比冲25003000m/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,

16、不利于载人飞行。(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 固体推进剂固体推进剂1. 1. 推进剂的种类推进剂的种类氧化剂：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）1）端面燃烧（用于助推器和燃气发生器）2）侧面燃烧3）端、侧面同时燃烧图 612 a 端面燃烧药柱1）端面燃烧）端面燃烧 药柱为圆柱形，全部

17、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。图 612b 侧面燃烧药柱形状2）侧面燃烧）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。图 612 各种典型药柱内侧面形状3）端、侧面同时燃烧）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。 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

18、输送系统。图 613 挤压式混合火箭发动机示意图 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。l工作过程：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。l与固体火箭发动机的区别：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。l要提高气化面积。 固体组元气化的速度一般很低(15mm/s

19、)，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扰流器。（如下图）图 614 带分段药柱的固液混合火箭发动机燃烧室l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。l为实现两种组元的比例（固液比），应采用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，既易于控制流过固头部和药柱空腔供入方案，既易于控制流过

20、固体组元表面的燃气流量，又能保持最佳固体组元表面的燃气流量，又能保持最佳固液液混合比。混合比。图 615 液体组元由燃烧室头部和药柱后空腔两区供入的方案6.6 辅助推进辅助推进 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 双组元可储存推进剂小型姿控发动机6.6.1 冷气射流图 616 冷气喷射推进系统 冷气射流（亦称惰性气体射流）推进系统由可控挤压气源和喷管组成。常用的气体有：氮气、氩气、氟利昂、甲烷等。 冷气射流推进系统的典型比冲值约为：640750m/s。 选择气体推进剂组分时应注意：选择气体推进剂组分

21、时应注意： 主要考虑贮存方便； 同时考虑与航天器其他工作面的相容性 （如，排气羽流撞击对敏感表面、太阳能电池、传感器、探测器等的影响）图 617 典型的肼分解发动机6.6.2 单组元肼分解推进系统 是目前在航天器姿态和轨道控制方面应用最广泛的推进系统；肼是目前单组元发动机的标准推进剂。 有良好的处理性能，在常规贮存条件下相当稳定，分解产物清洁。 主要工作原理：主要工作原理： 液态肼经活门、喷注器，雾化后进入推力室与催化剂床接触，发生放热反应液肼蒸发肼的温度达到临界值，反应加剧/分解速度加快分解产物通过喷管排出，产生推力。 主要问题： 催化剂消耗和催化剂中毒。催化剂消耗和催化剂中毒。 催化剂消耗

22、指：由于催化剂是表面浸透铱 的氧化铝载体，催化球体运动与摩擦过程中，有小的颗粒损失； 催化剂中毒：肼所含的微量杂质（如，苯胺、甲基肼、偏二甲肼、硫、锌、钠、铁等）使催化剂活性下降。 这种现象导致点火延迟、压力过载和压力脉冲，使发动机比冲降低。6.6.3 双组元可储存推进剂的 小推力液体火箭发动机 双组元（如N2O4/MMH）小推力火箭发动机有较高的性能，比冲可达3000m/s，推进剂质量减轻。（ CH3NH-NH2 ,monomethyl hydrazine） 其工作方式、工作环境独特，导致发动机系统配置和冷却方式具有新特点： 1）大多采用挤压式输送系统，有利于多次起）大多采用挤压式输送系统，有利于多次起动和脉冲工作方式。动和脉冲工作方式。 2）常将轨控发动机和姿控发动机统一在一个）常将轨控发动机和姿控发动机统一在一个供应系统中。供应系统中。 3）推进剂流量小，推力室冷却方式有：）推进剂流量小，推力室冷却方式有： 烧蚀冷却烧蚀冷却 辐射冷却辐射冷却 具有辐射冷却喷管裙段的烧蚀冷却具有辐射冷却喷管裙段的烧蚀冷却 烧蚀冷却并有薄膜冷却烧蚀冷却并有薄膜冷却 图 618 典型的双组元(N2H4/MMH)推进系统