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火箭發動機原理 版權信息
- ISBN：9787030698858
- 條形碼：9787030698858 ; 978-7-03-069885-8
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>>
火箭發動機原理 內容簡介
本書闡述化學火箭發動機原理。全書共12章，主要內容概括為：噴氣推進反作用和火箭速度增量方程的質點動力學，火箭發動機推力公式的控制體方法，高溫高壓氣團形成高速定向射流的狀態關聯式的熱力學與氣體動力學原理，化學鍵能轉化為熱能所產生氣體的熱物性計算的熱化學原理，固體推進劑裝藥生成流量可調節燃氣的熱化學、熱力學和幾何學計算原理，推力室冷卻和熱防護的流體與壁之間傳熱現象與估算原理，泵對液體增壓、燃氣驅動渦輪的葉輪機械學、熱力學與流體力學原理，燃燒過程的傳熱傳質現象、熱化學與流體力學及過程穩定性原理。 本書可作為航空航天工程專業本科生和研究生的教材，也可作為相關專業的科研人員的參考書。
火箭發動機原理 目錄
目錄
第1章 火箭飛行力學基礎 1
1.1 噴氣推進概念 1
1.2 火箭速度增量方程 1
1.3 運載火箭重力損失和*優加速度 3
1.4 火箭分級 6
思考與練習題 7
第2章 火箭發動機性能參數 8
2.1 動量定理的回顧 8
2.1.1 動量定理應用于固定質量的系統 8
2.1.2 動量定理應用于幾何形狀固定的控制體 9
2.2 火箭的推力 10
2.2.1 火箭靜態推力 10
2.2.2 飛行中火箭的推力 10
2.3 比沖量 12
2.4 火箭推進的能量效率 13
2.4.1 理想熱火箭推進的能量平衡 13
2.4.2 推進效率 14
2.4.3 燃燒效率和內效率 14
2.4.4 實際熱火箭推進的能量損失 15
思考與練習題 15
第3章 熱火箭噴管模型 16
3.1 熱火箭發動機現象學初步概念 16
3.2 噴管流動的燃氣初始狀態 16
3.3 噴管流動模型的類別 17
3.4 完全氣體通道流動的質量流量 18
3.5 噴管性能參數及出口壓強的影響 22
3.6 非理想膨脹效應 25
3.7 噴管構型與流動的聯系 26
3.7.1 噴管類型 26
3.7.2 流動馬赫數隨擴張角的變化 27
3.7.3 噴管壁面線沿軸向的變化 29
思考與練習題 31
第4章 燃氣狀態參數計算 32
4.1 火箭燃氣噴射模型回顧 32
4.2 燃燒熱化學 32
4.2.1 燃氣平衡態 33
4.2.2 燃燒的能量轉化與守恒關系 33
4.2.3 燃燒終態穩定的化學平衡條件 35
4.2.4 化學反應平衡常數的表示形式 37
4.2.5 復雜燃燒產物組分與溫度的確定方法 38
4.3 比熱容的溫度和分子結構相關性 42
4.4 噴管流動中的熱化學 45
4.5 產物成分確定的進一步說明 48
思考與練習題 49
第5章 固體火箭發動機內彈道學 50
5.1 概述 50
5.2 平衡室壓方程 51
5.3 室壓穩定條件 52
5.4 燃速的初溫敏感度 54
5.5 裝藥構型與燃面計算 55
5.5.1 端面燃燒藥型 56
5.5.2 徑向燃燒藥型 56
5.5.3 星形裝藥 56
5.5.4 分段裝藥 57
思考與練習題 57
第6章 推力室冷卻與傳熱 58
6.1 冷卻方式 58
6.2 再生冷卻中的傳熱與流動 60
6.2.1 槽道內流體與固壁之間的對流傳熱 60
6.2.2 槽道內流動的摩擦壓降 62
6.2.3 雷諾比擬 63
6.2.4 熱燃氣側透過邊界層的傳熱 64
6.3 燒蝕冷卻 65
思考與練習題 69
第7章 推力矢量機構與增壓系統 70
7.1 推力矢量機構 70
7.2 增壓系統 71
7.3 推進劑儲箱質量估算 73
思考與練習題 75
第8章 離心泵流體力學原理 76
8.1 離心泵 76
8.1.1 離心泵的結構和簡圖 76
8.1.2 泵的基本參數 77
8.1.3 泵和其他葉輪機械的關系 78
8.2 水力學基礎 78
8.3 離心泵工作輪作用理論 82
8.3.1 速度三角形 82
8.3.2 理論揚程 83
8.3.3 工作輪的吸入口和預漩 84
8.3.4 歐拉性能曲線 85
8.3.5 實際離心泵工作輪的液流 85
8.3.6 歐拉揚程的漩渦理論 87
8.4 比轉速與工作輪參數選擇 89
8.4.1 離心泵參數的量綱分析 89
8.4.2 特征準則數的應用 90
8.4.3 工作輪參數選擇 91
8.5 離心泵的損失與性能曲線 91
8.6 離心泵中的汽蝕 94
思考與練習題 95
第9章 渦輪氣動熱力學原理 96
9.1 渦輪結構與燃氣流動特征 96
9.2 渦輪基元級氣動熱力學 97
9.2.1 燃氣輸出比功方程 97
9.2.2 反力度與渦輪級燃氣比功及效率關系 99
9.2.3 渦輪基元級中燃氣熱力參數變化 101
9.2.4 燃氣流量系數和功率系數 101
9.2.5 反力度的徑向分布 102
9.2.6 *佳噴管出口氣流切向馬赫數 102
9.3 葉片結構強度導論 104
9.3.1 葉片厚度與氣動載荷 104
9.3.2 環截面單位面積的燃氣質量流量與葉片應力 105
9.3.3 旋轉葉片的容許溫度限制 106
9.4 渦輪級氣動熱力學 106
9.4.1 動葉柵中的損失 107
9.4.2 葉型損失 107
9.4.3 葉片表面邊界層流動 108
9.4.4 端壁氣體動力學 109
9.5 渦輪性能參數計算 109
思考與練習題 110
第10章 液體噴霧燃燒學 111
10.1 概述 111
10.2 簡化的單個液滴汽化和燃燒模型 112
10.2.1 氧化劑液滴在富燃氣氛中汽化和燃燒的解析模型 112
10.2.2 氧化劑液滴在富燃氣氛中汽化和燃燒的特征參數量級 116
10.3 燃燒室特征長度計算 117
10.4 離心式噴嘴流量特性計算模型 119
10.5 電火花點燃理論 122
10.5.1 電極放電點燃預混氣模型 122
10.5.2 預混氣中層流火焰傳播模型 123
10.6 一些重要的燃燒機理 126
思考與練習題 128
第11章 不穩定燃燒分析與抑制 129
11.1 低頻不穩定燃燒 129
11.2 高頻不穩定燃燒 131
11.2.1 燃氣運動方程 132
11.2.2 不穩定的一般條件 133
11.2.3 敏感時滯理論 134
11.3 不穩定燃燒的抑制 135
11.3.1 概述 135
11.3.2 聲學吸收器的諧振腔模型 135
思考與練習題 139
第12章 固體推進劑及其燃燒特性 140
12.1 推進劑組分及其熱化學性質 140
12.2 固體推進劑的穩態燃燒模型 142
12.2.1 雙基推進劑的燃燒 142
12.2.2 不含金屬的復合推進劑的燃燒 143
12.2.3 鋁粉在固體推進劑中的燃燒 144
12.3 固體推進劑燃速的控制因素 145
12.3.1 燃燒波的一般描述 145
12.3.2 燃燒波中的傳熱機理 146
12.3.3 固相中的傳熱 146
12.3.4 氣相中的傳熱 147
12.3.5 用簡化的氣相傳熱模型計算推進劑燃速 148
12.3.6 氣相中的燃燒速率 149
12.4 燃燒增強現象 150
思考與練習題 151
參考文獻 152
第1章 火箭飛行力學基礎 1
1.1 噴氣推進概念 1
1.2 火箭速度增量方程 1
1.3 運載火箭重力損失和*優加速度 3
1.4 火箭分級 6
思考與練習題 7
第2章 火箭發動機性能參數 8
2.1 動量定理的回顧 8
2.1.1 動量定理應用于固定質量的系統 8
2.1.2 動量定理應用于幾何形狀固定的控制體 9
2.2 火箭的推力 10
2.2.1 火箭靜態推力 10
2.2.2 飛行中火箭的推力 10
2.3 比沖量 12
2.4 火箭推進的能量效率 13
2.4.1 理想熱火箭推進的能量平衡 13
2.4.2 推進效率 14
2.4.3 燃燒效率和內效率 14
2.4.4 實際熱火箭推進的能量損失 15
思考與練習題 15
第3章 熱火箭噴管模型 16
3.1 熱火箭發動機現象學初步概念 16
3.2 噴管流動的燃氣初始狀態 16
3.3 噴管流動模型的類別 17
3.4 完全氣體通道流動的質量流量 18
3.5 噴管性能參數及出口壓強的影響 22
3.6 非理想膨脹效應 25
3.7 噴管構型與流動的聯系 26
3.7.1 噴管類型 26
3.7.2 流動馬赫數隨擴張角的變化 27
3.7.3 噴管壁面線沿軸向的變化 29
思考與練習題 31
第4章 燃氣狀態參數計算 32
4.1 火箭燃氣噴射模型回顧 32
4.2 燃燒熱化學 32
4.2.1 燃氣平衡態 33
4.2.2 燃燒的能量轉化與守恒關系 33
4.2.3 燃燒終態穩定的化學平衡條件 35
4.2.4 化學反應平衡常數的表示形式 37
4.2.5 復雜燃燒產物組分與溫度的確定方法 38
4.3 比熱容的溫度和分子結構相關性 42
4.4 噴管流動中的熱化學 45
4.5 產物成分確定的進一步說明 48
思考與練習題 49
第5章 固體火箭發動機內彈道學 50
5.1 概述 50
5.2 平衡室壓方程 51
5.3 室壓穩定條件 52
5.4 燃速的初溫敏感度 54
5.5 裝藥構型與燃面計算 55
5.5.1 端面燃燒藥型 56
5.5.2 徑向燃燒藥型 56
5.5.3 星形裝藥 56
5.5.4 分段裝藥 57
思考與練習題 57
第6章 推力室冷卻與傳熱 58
6.1 冷卻方式 58
6.2 再生冷卻中的傳熱與流動 60
6.2.1 槽道內流體與固壁之間的對流傳熱 60
6.2.2 槽道內流動的摩擦壓降 62
6.2.3 雷諾比擬 63
6.2.4 熱燃氣側透過邊界層的傳熱 64
6.3 燒蝕冷卻 65
思考與練習題 69
第7章 推力矢量機構與增壓系統 70
7.1 推力矢量機構 70
7.2 增壓系統 71
7.3 推進劑儲箱質量估算 73
思考與練習題 75
第8章 離心泵流體力學原理 76
8.1 離心泵 76
8.1.1 離心泵的結構和簡圖 76
8.1.2 泵的基本參數 77
8.1.3 泵和其他葉輪機械的關系 78
8.2 水力學基礎 78
8.3 離心泵工作輪作用理論 82
8.3.1 速度三角形 82
8.3.2 理論揚程 83
8.3.3 工作輪的吸入口和預漩 84
8.3.4 歐拉性能曲線 85
8.3.5 實際離心泵工作輪的液流 85
8.3.6 歐拉揚程的漩渦理論 87
8.4 比轉速與工作輪參數選擇 89
8.4.1 離心泵參數的量綱分析 89
8.4.2 特征準則數的應用 90
8.4.3 工作輪參數選擇 91
8.5 離心泵的損失與性能曲線 91
8.6 離心泵中的汽蝕 94
思考與練習題 95
第9章 渦輪氣動熱力學原理 96
9.1 渦輪結構與燃氣流動特征 96
9.2 渦輪基元級氣動熱力學 97
9.2.1 燃氣輸出比功方程 97
9.2.2 反力度與渦輪級燃氣比功及效率關系 99
9.2.3 渦輪基元級中燃氣熱力參數變化 101
9.2.4 燃氣流量系數和功率系數 101
9.2.5 反力度的徑向分布 102
9.2.6 *佳噴管出口氣流切向馬赫數 102
9.3 葉片結構強度導論 104
9.3.1 葉片厚度與氣動載荷 104
9.3.2 環截面單位面積的燃氣質量流量與葉片應力 105
9.3.3 旋轉葉片的容許溫度限制 106
9.4 渦輪級氣動熱力學 106
9.4.1 動葉柵中的損失 107
9.4.2 葉型損失 107
9.4.3 葉片表面邊界層流動 108
9.4.4 端壁氣體動力學 109
9.5 渦輪性能參數計算 109
思考與練習題 110
第10章 液體噴霧燃燒學 111
10.1 概述 111
10.2 簡化的單個液滴汽化和燃燒模型 112
10.2.1 氧化劑液滴在富燃氣氛中汽化和燃燒的解析模型 112
10.2.2 氧化劑液滴在富燃氣氛中汽化和燃燒的特征參數量級 116
10.3 燃燒室特征長度計算 117
10.4 離心式噴嘴流量特性計算模型 119
10.5 電火花點燃理論 122
10.5.1 電極放電點燃預混氣模型 122
10.5.2 預混氣中層流火焰傳播模型 123
10.6 一些重要的燃燒機理 126
思考與練習題 128
第11章 不穩定燃燒分析與抑制 129
11.1 低頻不穩定燃燒 129
11.2 高頻不穩定燃燒 131
11.2.1 燃氣運動方程 132
11.2.2 不穩定的一般條件 133
11.2.3 敏感時滯理論 134
11.3 不穩定燃燒的抑制 135
11.3.1 概述 135
11.3.2 聲學吸收器的諧振腔模型 135
思考與練習題 139
第12章 固體推進劑及其燃燒特性 140
12.1 推進劑組分及其熱化學性質 140
12.2 固體推進劑的穩態燃燒模型 142
12.2.1 雙基推進劑的燃燒 142
12.2.2 不含金屬的復合推進劑的燃燒 143
12.2.3 鋁粉在固體推進劑中的燃燒 144
12.3 固體推進劑燃速的控制因素 145
12.3.1 燃燒波的一般描述 145
12.3.2 燃燒波中的傳熱機理 146
12.3.3 固相中的傳熱 146
12.3.4 氣相中的傳熱 147
12.3.5 用簡化的氣相傳熱模型計算推進劑燃速 148
12.3.6 氣相中的燃燒速率 149
12.4 燃燒增強現象 150
思考與練習題 151
參考文獻 152
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火箭發動機原理 節選
第1章 火箭飛行力學基礎 顧名思義，“火箭發動機原理”這門課程是與火箭相關的。現代意義上的火箭發動機僅是火箭的多個組成部分中的一個，故學習火箭發動機之前宜先認識火箭整體的輪廓。 火箭與飛機是不同的飛行器，描述其間的差別，可以從對“推進”這個術語的解釋來切入。 1.1 噴氣推進概念 “推進”的含義為何？從一個比較寬泛的意義上講，推進指對飛行器施加一個機械力的作用，使其運動狀態發生改變。進一步考察該力作用于飛行器的效果，可能有三種。 (1)飛行器之前靜止(當然是相對于某一參考系)，受到推進作用后運動起來。 (2)飛行器之前已經在運動，受到推進作用后速度(注意它是矢量)變化。 (3)推進作用與飛行器正在接觸的介質(如大氣層內的氣體)的阻滯作用互相抵消，使飛行器維持運動狀態不變。 從當前中學生能夠認識的水平上看，意欲對大氣層內或者太空中的飛行器施加一個力的作用，這不是一件能夠一目了然地看清途徑的事情。但是對于如下描述的效果，僅需依據經典力學的動量定理即可理解：從飛行器上向外拋射物質，飛行器將受到一個反作用力。進一步為獲得連續、穩定的反作用力，需以氣流的形式向外拋射物質。這就自然地引出了“噴氣推進”的概念：通過向外噴射氣體使飛行器受到一個反作用力，用以改變飛行器的速度或者克服飛行器受到的阻力。 火箭推進是一種噴氣推進，指所噴射的氣體全部來源于飛行器自身攜帶的物質。一般將采用火箭推進的飛行器稱為火箭。另一種噴氣推進是吸空氣式推進，指所噴射的氣體的全部或者部分來源于飛行器從大氣層吸入的空氣。通常所說的噴氣式飛機即吸空氣式推進的飛機。 至此，可以從一個角度說，火箭發動機是將飛行器自身攜帶的用于推進的物質轉化成向外噴射的高速氣流的裝置。這些用于推進的物質稱為推進劑。下面僅從質點運動力學的角度探討火箭速度增量方程的意義。 1.2 火箭速度增量方程 如前所述，火箭發動機因向外噴射氣體而產生作用于飛行器的反力，姑且籠統地稱飛行器受到一個推力，用 F表示。向外噴射的氣體的速度是以飛行器為參照物來描述的，用 c表示。以符號表示流出火箭的質量流率，根據動量定理，火箭受到的推力為 (1-1) 注意，質量流率 m.與火箭的外部環境及飛行狀態均無關，這是火箭不同于飛機的一個屬性。 關于氣體噴射的速度c，這里需要補充說明。若細致考慮氣體流出飛行器產生的推力，必須計及氣體在出口面上對火箭內氣體的壓力反作用；若該壓力反作用小到可忽略的地步，火箭的出口面處氣體必然已經極大膨脹，氣體分子之間近乎無作用力。如此可將c理解為氣體等效地以質點系形式離開飛行器的速度，各質點的速度相同。 考慮從地球表面向上豎直(“豎直”指沿著地球重力或者籠統地稱為引力的方向)飛行的火箭，用 g表示重力加速度。對于某一時刻的火箭，其質量表示為 m，速度表示為 u，依牛頓第二定律得 (1-2) 前面引入的排出氣體的質量流率m.與火箭質量m的變化率的關系為 式(1-2)可變換為 (1-3) 式(1-3)積分為 (1-4) 式中，h為海拔；為海拔g h處的重力加速度。和均為海拔的函數。后面將詳述，海拔對實際火箭發動機的等效氣體噴射速度是有影響的，是通過大氣壓強(記為 pa)顯現的。(實際上，大氣壓強隨海拔變化對飛機飛行特性的影響更顯著。 大氣壓強隨海拔變化的關系近似表示為 (1-5) 式中，h的取值單位為 km，重力加速度隨海拔變化的關系，近似表示為 (1-6) 式中，為地球海平面處的重力加速度；為等效的地球半徑。若將和均視為常量，則有 (1-7) 式(1-7)為在地球表面低空域、短暫、豎直飛行且忽略了空氣阻力的火箭速度增量方程。在宇航領域，更常用的齊奧爾科夫斯基方程是無引力、無阻力空間中火箭直線飛行的速度增量與其質量變化之間的約束關系，表示為 (1-8) 式中，uf為對應于質量變化到mf時的飛行速度。式(1-8)表明：速度增量.u與等效的氣體噴射速度c成正比，且與初-終態質量比(mm)的自然對數成正比。可見，初-終態質量比的影響效果因被取對數而削弱。 1.3運載火箭重力損失和*優加速度 現在分析發射航天器進入低地球軌道(low earth orbit，LEO)的任務。執行上述任務的火箭稱為運載火箭。 補充一個假設：氣體噴射的質量流率為常量。利用式(1-1)，將飛行中火箭質量變化表示為 (1-9) 式中，a0為初始推力加速度，其值等于推力除以火箭初始質量。欲使火箭能離開地面，需要。組合式(1-7)和式(1-9)消去t，得 (1-10) 式(1-10)將終-初態質量比表示為速度增量與氣體噴射速度的比值(簡稱速度增量比)的隱函數，并且以初始的推力加速度 a0作為參數。式(1-10)等號的右手側的第二項常稱為重力損失，即對應于相同的火箭初-終態質量比，有重力環境與無重力環境相比少獲得的速度增量。當初始推力加速度增大時，要求氣體質量流率 m.增大，達到相同的初-終態質量比所需要的時間縮短，因而重力損失相應減小，所獲得的速度增量變大。 由此引發一個問題：為何不采用非常大的初始推力加速度 a0來獲取盡可能大的速度增量呢？欲厘清此問題，必須檢視加速度對發動機質量的影響。可將火箭的初始質量分解為如下部分： (1-11) 式中，mstru為結構質量；meng為發動機質量；mpay 為有效載荷質量；mprop為推進劑質量。 記全部推進劑被消耗的時刻為tb ，此時的質量比為 (1-12) 式中，m.為推進劑占火箭初始質量的份額。顯然，越小或者等價地，越接近1，火箭所能達到的速度增量比越大。然而，速度增量比有上限，這個上限是由*小的終-初態質量比決定的。*小的終-初態質量比為 (1-13) 僅由式(1-13)分析，人們期望在給定有效載荷質量分數前提下，盡力發掘技術潛力，使火箭結構和發動機的質量分數( m.與m.)達到*小值。現在引入.表示發動機的重量strueng與其所產生的推力之比： (1-14) 式中，為初始推力加速度與重力加速度之比。現在有 (1-15) 對應于時刻ttb，由式(1-10)得 (1-16) 式(1-16)等號右手側的表達式中，為表征技術水平的發動機重量與推力的比例關系的常量；為設計可選擇的變量。就影響趨勢而言，對數項(理想速度增量)隨n的nag增大而減小，但同時重力損失項也隨 n的增大而減小。因此，存在對 n進行選擇以獲得*大速度增量的機會。式(1-16)等號右手側的表達式對 n取導數，并令導數為0，得 (1-17) 由上述關于變量n滿足的二次方程，求得*優值為 (1-18) 關于火箭結構質量分數與發動機的重量-推力比，在當前技術水平上，合理的估計值為. 利用上述數值，依式(1-18)，可繪制以有效載荷質量分數為參變量的火箭可達速度增量比隨其初始推力加速度與重力加速度比值變化的函數圖像，如圖1.1所示。以有效載荷質量分數為變量，繪制 nopt與*大的火箭速度增量比之間的函數圖像，如圖1.2所示。 圖1.1 火箭可達速度增量比隨初始推力加速度與重力加速度比值的變化 圖1.2 *優的初始推力加速度與重力加速度比和*大速度增量比隨有效載荷質量分數的變化 有趣的結果是， n取值范圍很小，為3～4。現實中的速度增量是由任務決定的，例如，發射低地球軌道人造opt衛星的任務所需速度增量約為8km/s。圖1.2所示，若所需要的任務速度增量大于火箭的噴氣速度，火箭所能運載的有效載荷質量分數是很小的；或者從另一角度講，即使有效載荷質量分數趨于0，所能達到的速度增量比*大狀態為。 上述結論建立在僅僅考慮重力影響的基礎上。若考慮更多的因素，如空氣阻力，則結果將出現較大差異。因為 nag的大數值意味著在低海拔達到大的飛行速度，這個空域的空氣密度大，阻力損失大。 1.4 火箭分級 首先解釋“級”的概念。 級是包括推進劑、發動機、裝載推進劑的儲箱、儲箱和發動機的連接件的裝置，是具備飛行功能的*小火箭。此處所言，*小火箭指無有效載荷，飛行功能不包含導航、制導與控制功能。級和與其固連飛行的其他部分合稱為火箭。火箭的級之外的部分稱為火箭的有效載荷。 本節為簡化分析，將發動機、裝載推進劑的儲箱、儲箱和發動機的連接件這三部分歸并為級的結構，如此級的質量由兩部分組成：推進劑和結構。一個發射人造地球衛星的火箭通常包含多個級。按照工作先后次序，將這些級區分為**級、第二級等。如圖1.3所示，第二級(初始總質量記為)和有效載荷(衛星與整流罩的組合體)稱為第二級火箭；完整的第二級火箭(總質量記為)又可以看作**級(初始總質量記為的有效載荷，二者構成**級火箭總質量記為。 圖1.3 火箭分級示意圖 火箭分級的目的在于避免加速空的儲箱。為簡單起見，考慮一個兩級的火箭。**級和第二級的質量比例是一個需要優化的量：若**級偏小，第二級的儲箱就會較重，它將被加速到*終的速度；若**級偏大，**級的重儲箱也將被加速很長時間。下面的分析將說明：在火箭兩級的氣體噴射速度和結構質量分數都相等的條件下，理想的對稱分級是使兩級各自產生的速度增量相等。這種做法對于一般的情況是一個較好的近似。 以圖1.3所示火箭為對象，利用忽略重力損失的理想火箭速度增量方程分析各級質量分配問題。將火箭的結構質量分數簡記為，對于兩級中的任一級，它是一個常量(都是用本級火箭的初始質量去除本級火箭的結構質量所得數值)；同時假設兩級的氣體噴射速度也相等(現實中**級的氣體噴射速度稍小而推力更大)。*終的有效載荷質量為
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