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火箭發(fā)動機原理

作者：程謀森 等
出版社：科學(xué)出版社出版時間：2021-11-01
開本： 16開 頁數(shù)： 151
本類榜單：教材銷量榜
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火箭發(fā)動機原理 版權(quán)信息

火箭發(fā)動機原理 內(nèi)容簡介

本書闡述化學(xué)火箭發(fā)動機原理。全書共12章，主要內(nèi)容概括為：噴氣推進反作用和火箭速度增量方程的質(zhì)點動力學(xué)，火箭發(fā)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(tài)關(guān)聯(lián)式的熱力學(xué)與氣體動力學(xué)原理，化學(xué)鍵能轉(zhuǎn)化為熱能所產(chǎn)生氣體的熱物性計算的熱化學(xué)原理，固體推進劑裝藥生成流量可調(diào)節(jié)燃氣的熱化學(xué)、熱力學(xué)和幾何學(xué)計算原理，推力室冷卻和熱防護的流體與壁之間傳熱現(xiàn)象與估算原理，泵對液體增壓、燃氣驅(qū)動渦輪的葉輪機械學(xué)、熱力學(xué)與流體力學(xué)原理，燃燒過程的傳熱傳質(zhì)現(xiàn)象、熱化學(xué)與流體力學(xué)及過程穩(wěn)定性原理。 本書可作為航空航天工程專業(yè)本科生和研究生的教材，也可作為相關(guān)專業(yè)的科研人員的參考書。

火箭發(fā)動機原理 目錄

目錄
第1章 火箭飛行力學(xué)基礎(chǔ) 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(yōu)加速度 3
1.4 火箭分級 6
思考與練習(xí)題 7
第2章 火箭發(fā)動機性能參數(shù) 8
2.1 動量定理的回顧 8
2.1.1 動量定理應(yīng)用于固定質(zhì)量的系統(tǒng) 8
2.1.2 動量定理應(yīng)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(tài)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(nèi)效率 14
2.4.4 實際熱火箭推進的能量損失 15
思考與練習(xí)題 15
第3章 熱火箭噴管模型 16
3.1 熱火箭發(fā)動機現(xiàn)象學(xué)初步概念 16
3.2 噴管流動的燃氣初始狀態(tài) 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(zhì)量流量 18
3.5 噴管性能參數(shù)及出口壓強的影響 22
3.6 非理想膨脹效應(yīng) 25
3.7 噴管構(gòu)型與流動的聯(lián)系 26
3.7.1 噴管類型 26
3.7.2 流動馬赫數(shù)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(xí)題 31
第4章 燃氣狀態(tài)參數(shù)計算 32
4.1 火箭燃氣噴射模型回顧 32
4.2 燃燒熱化學(xué) 32
4.2.1 燃氣平衡態(tài) 33
4.2.2 燃燒的能量轉(zhuǎn)化與守恒關(guān)系 33
4.2.3 燃燒終態(tài)穩(wěn)定的化學(xué)平衡條件 35
4.2.4 化學(xué)反應(yīng)平衡常數(shù)的表示形式 37
4.2.5 復(fù)雜燃燒產(chǎn)物組分與溫度的確定方法 38
4.3 比熱容的溫度和分子結(jié)構(gòu)相關(guān)性 42
4.4 噴管流動中的熱化學(xué) 45
4.5 產(chǎn)物成分確定的進一步說明 48
思考與練習(xí)題 49
第5章 固體火箭發(fā)動機內(nèi)彈道學(xué) 50
5.1 概述 50
5.2 平衡室壓方程 51
5.3 室壓穩(wěn)定條件 52
5.4 燃速的初溫敏感度 54
5.5 裝藥構(gòu)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(xí)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(nèi)流體與固壁之間的對流傳熱 60
6.2.2 槽道內(nèi)流動的摩擦壓降 62
6.2.3 雷諾比擬 63
6.2.4 熱燃氣側(cè)透過邊界層的傳熱 64
6.3 燒蝕冷卻 65
思考與練習(xí)題 69
第7章 推力矢量機構(gòu)與增壓系統(tǒng) 70
7.1 推力矢量機構(gòu) 70
7.2 增壓系統(tǒng) 71
7.3 推進劑儲箱質(zhì)量估算 73
思考與練習(xí)題 75
第8章 離心泵流體力學(xué)原理 76
8.1 離心泵 76
8.1.1 離心泵的結(jié)構(gòu)和簡圖 76
8.1.2 泵的基本參數(shù) 77
8.1.3 泵和其他葉輪機械的關(guān)系 78
8.2 水力學(xué)基礎(chǔ) 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(yù)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(zhuǎn)速與工作輪參數(shù)選擇 89
8.4.1 離心泵參數(shù)的量綱分析 89
8.4.2 特征準則數(shù)的應(yīng)用 90
8.4.3 工作輪參數(shù)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(xí)題 95
第9章 渦輪氣動熱力學(xué)原理 96
9.1 渦輪結(jié)構(gòu)與燃氣流動特征 96
9.2 渦輪基元級氣動熱力學(xué) 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(guān)系 99
9.2.3 渦輪基元級中燃氣熱力參數(shù)變化 101
9.2.4 燃氣流量系數(shù)和功率系數(shù) 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(shù) 102
9.3 葉片結(jié)構(gòu)強度導(dǎo)論 104
9.3.1 葉片厚度與氣動載荷 104
9.3.2 環(huán)截面單位面積的燃氣質(zhì)量流量與葉片應(yīng)力 105
9.3.3 旋轉(zhuǎn)葉片的容許溫度限制 106
9.4 渦輪級氣動熱力學(xué) 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(xué) 109
9.5 渦輪性能參數(shù)計算 109
思考與練習(xí)題 110
第10章 液體噴霧燃燒學(xué) 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(shù)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(yù)混氣模型 122
10.5.2 預(yù)混氣中層流火焰?zhèn)鞑ツＰ?123
10.6 一些重要的燃燒機理 126
思考與練習(xí)題 128
第11章 不穩(wěn)定燃燒分析與抑制 129
11.1 低頻不穩(wěn)定燃燒 129
11.2 高頻不穩(wěn)定燃燒 131
11.2.1 燃氣運動方程 132
11.2.2 不穩(wěn)定的一般條件 133
11.2.3 敏感時滯理論 134
11.3 不穩(wěn)定燃燒的抑制 135
11.3.1 概述 135
11.3.2 聲學(xué)吸收器的諧振腔模型 135
思考與練習(xí)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(xué)性質(zhì) 140
12.2 固體推進劑的穩(wěn)態(tài)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(fù)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(xiàn)象 150
思考與練習(xí)題 151
參考文獻 152
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火箭發(fā)動機原理 節(jié)選

第1章 火箭飛行力學(xué)基礎(chǔ) 顧名思義，“火箭發(fā)動機原理”這門課程是與火箭相關(guān)的，F(xiàn)代意義上的火箭發(fā)動機僅是火箭的多個組成部分中的一個，故學(xué)習(xí)火箭發(fā)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(shù)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(tài)發(fā)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(dāng)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(jīng)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(zhì)(如大氣層內(nèi)的氣體)的阻滯作用互相抵消，使飛行器維持運動狀態(tài)不變。 從當(dāng)前中學(xué)生能夠認識的水平上看，意欲對大氣層內(nèi)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(jù)經(jīng)典力學(xué)的動量定理即可理解：從飛行器上向外拋射物質(zhì)，飛行器將受到一個反作用力。進一步為獲得連續(xù)、穩(wěn)定的反作用力，需以氣流的形式向外拋射物質(zhì)。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(zhì)。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(fā)動機是將飛行器自身攜帶的用于推進的物質(zhì)轉(zhuǎn)化成向外噴射的高速氣流的裝置。這些用于推進的物質(zhì)稱為推進劑。下面僅從質(zhì)點運動力學(xué)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(fā)動機因向外噴射氣體而產(chǎn)生作用于飛行器的反力，姑且籠統(tǒng)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(zhì)量流率，根據(jù)動量定理，火箭受到的推力為 (1-1) 注意，質(zhì)量流率 m.與火箭的外部環(huán)境及飛行狀態(tài)均無關(guān)，這是火箭不同于飛機的一個屬性。 關(guān)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(chǎn)生的推力，必須計及氣體在出口面上對火箭內(nèi)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(jīng)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(zhì)點系形式離開飛行器的速度，各質(zhì)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(tǒng)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(zhì)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(zhì)量流率m.與火箭質(zhì)量m的變化率的關(guān)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(shù)。后面將詳述，海拔對實際火箭發(fā)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(xiàn)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(guān)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(guān)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(lǐng)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(zhì)量變化之間的約束關(guān)系，表示為 (1-8) 式中，uf為對應(yīng)于質(zhì)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(tài)質(zhì)量比(mm)的自然對數(shù)成正比？梢，初-終態(tài)質(zhì)量比的影響效果因被取對數(shù)而削弱。 1.3運載火箭重力損失和*優(yōu)加速度 現(xiàn)在分析發(fā)射航天器進入低地球軌道(low earth orbit，LEO)的任務(wù)。執(zhí)行上述任務(wù)的火箭稱為運載火箭。 補充一個假設(shè)：氣體噴射的質(zhì)量流率為常量。利用式(1-1)，將飛行中火箭質(zhì)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(zhì)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(tài)質(zhì)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(shù)，并且以初始的推力加速度 a0作為參數(shù)。式(1-10)等號的右手側(cè)的第二項常稱為重力損失，即對應(yīng)于相同的火箭初-終態(tài)質(zhì)量比，有重力環(huán)境與無重力環(huán)境相比少獲得的速度增量。當(dāng)初始推力加速度增大時，要求氣體質(zhì)量流率 m.增大，達到相同的初-終態(tài)質(zhì)量比所需要的時間縮短，因而重力損失相應(yīng)減小，所獲得的速度增量變大。 由此引發(fā)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(fā)動機質(zhì)量的影響。可將火箭的初始質(zhì)量分解為如下部分： (1-11) 式中，mstru為結(jié)構(gòu)質(zhì)量；meng為發(fā)動機質(zhì)量；mpay 為有效載荷質(zhì)量；mprop為推進劑質(zhì)量。 記全部推進劑被消耗的時刻為tb ，此時的質(zhì)量比為 (1-12) 式中，m.為推進劑占火箭初始質(zhì)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(tài)質(zhì)量比決定的。*小的終-初態(tài)質(zhì)量比為 (1-13) 僅由式(1-13)分析，人們期望在給定有效載荷質(zhì)量分數(shù)前提下，盡力發(fā)掘技術(shù)潛力，使火箭結(jié)構(gòu)和發(fā)動機的質(zhì)量分數(shù)( m.與m.)達到*小值。現(xiàn)在引入.表示發(fā)動機的重量strueng與其所產(chǎn)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，F(xiàn)在有 (1-15) 對應(yīng)于時刻ttb，由式(1-10)得 (1-16) 式(1-16)等號右手側(cè)的表達式中，為表征技術(shù)水平的發(fā)動機重量與推力的比例關(guān)系的常量；為設(shè)計可選擇的變量。就影響趨勢而言，對數(shù)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(cè)的表達式對 n取導(dǎo)數(shù)，并令導(dǎo)數(shù)為0，得 (1-17) 由上述關(guān)于變量n滿足的二次方程，求得*優(yōu)值為 (1-18) 關(guān)于火箭結(jié)構(gòu)質(zhì)量分數(shù)與發(fā)動機的重量-推力比，在當(dāng)前技術(shù)水平上，合理的估計值為. 利用上述數(shù)值，依式(1-18)，可繪制以有效載荷質(zhì)量分數(shù)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(shù)圖像，如圖1.1所示。以有效載荷質(zhì)量分數(shù)為變量，繪制 nopt與*大的火箭速度增量比之間的函數(shù)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(yōu)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(zhì)量分數(shù)的變化 有趣的結(jié)果是， n取值范圍很小，為3～4，F(xiàn)實中的速度增量是由任務(wù)決定的，例如，發(fā)射低地球軌道人造opt衛(wèi)星的任務(wù)所需速度增量約為8km/s。圖1.2所示，若所需要的任務(wù)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(zhì)量分數(shù)是很小的；或者從另一角度講，即使有效載荷質(zhì)量分數(shù)趨于0，所能達到的速度增量比*大狀態(tài)為。 上述結(jié)論建立在僅僅考慮重力影響的基礎(chǔ)上。若考慮更多的因素，如空氣阻力，則結(jié)果將出現(xiàn)較大差異。因為 nag的大數(shù)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(fā)動機、裝載推進劑的儲箱、儲箱和發(fā)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(dǎo)航、制導(dǎo)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(jié)為簡化分析，將發(fā)動機、裝載推進劑的儲箱、儲箱和發(fā)動機的連接件這三部分歸并為級的結(jié)構(gòu)，如此級的質(zhì)量由兩部分組成：推進劑和結(jié)構(gòu)。一個發(fā)射人造地球衛(wèi)星的火箭通常包含多個級。按照工作先后次序，將這些級區(qū)分為**級、第二級等。如圖1.3所示，第二級(初始總質(zhì)量記為)和有效載荷(衛(wèi)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(zhì)量記為)又可以看作**級(初始總質(zhì)量記為的有效載荷，二者構(gòu)成**級火箭總質(zhì)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(zhì)量比例是一個需要優(yōu)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(jié)構(gòu)質(zhì)量分數(shù)都相等的條件下，理想的對稱分級是使兩級各自產(chǎn)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(zhì)量分配問題。將火箭的結(jié)構(gòu)質(zhì)量分數(shù)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(zhì)量去除本級火箭的結(jié)構(gòu)質(zhì)量所得數(shù)值)；同時假設(shè)兩級的氣體噴射速度也相等(現(xiàn)實中**級的氣體噴射速度稍小而推力更大)。*終的有效載荷質(zhì)量為

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