液体火箭发动机课程设计

课程设计任务书

一、课程设计题目：

设计实验用液体火箭发动机推力室

二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求

推力：500N

燃料:气氧+75％酒精

余氧系数：α=0.8

燃烧室压力:2MPa

出口压力：0。1MPa

三、课程设计任务：

1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室长度,喉部直径，喷管收敛段、扩张段长度，喷管出口直径。2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。

3详细设计并绘制推力室部件总图.

4零件设计。

5撰写设计说明书.

四、课程设计日期:

学生：指导教师：

班级：教研室主任:

目录

一、设计任务分析 (1)

二、热力计算 (1)

三、推力室型面设计 (2)

1.燃烧室的初步设计 (2)

1)喷管收敛段的初步设计 (3)

2)喷管扩张段 (4)

2.喷嘴设计 (6)

1)气氧直流喷嘴 (6)

2)酒精离心式喷嘴设计 (7)

3.推力室身部设计 (8)

1)热防护校核计算方法如下： (9)

2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下： (10)

四、推力室强度校核计算 (12)

1.圆筒段应力校核 (12)

2.喉部应力校核 (13)

3. 螺栓强度校核 (13)

五、课程总结 (13)

六、参考文献 (14)

一、 设计任务分析

任务设计气氧—酒精液体火箭发动机为地面试验系统用小推力火箭发动机，仅用于地面试车，由此该发动机设计时具有如下特点：

1. 发动机的推力小，燃烧室压强及推进剂的流量都不大,设计结构应尽量简

单可靠，便于加工.

2. 发动机仅用于地面试验，对其结构质量要求不高，必要时可增加结构质

量来满足其性能要求。

3. 该发动机为试验用发动机，因此设计时考虑测量装置的布置和精确度的

要求。

4. 该发动机的制造属单件生产，设计的结构应当易于加工,且尽量采用标准

件和已有零件。

5. 在满足其他需求的基础上，选用适当的结构材料以降低成本。

二、 热力计算

标况下，

()32=1.0/H O kg m ρ,()3

26=785.47/C H O kg m ρ,

可计算出75%酒精的假定化学式为30.524124.6831.814C H O ; 标准生成焓为-8960.25/kJ kg ,

热力计算结果如下：

燃烧室温度c T 3015.69K 燃烧室压力c P

2Mpa

当量混合比mc r 1.4654

喷管扩张比e ε

3.638

实际混合比

0m r

1.1723

分子量

c M

22.899/kg kmol

混合气体常数c R 364.17/(kg K)

J

比热比（冻结） 1.1898

粘性系数μ -58.6710/(m s)kg ⨯ 导热系数λ

()

0.3115W m K

普朗特数Pr

0.6358

特征速度*

C

1641.65m s

气体种类 CO

2H 2H O 2O 2CO

H OH O

分压（Mpa) 0。2968 0.1328 1.1295 0。0166 0.3442 0.0191 0。0561

0。0049 质量分数

0.1821

0。0059 0。4456 0.0116 0。3318 0.0004

0.0209

0。0017

三、 推力室型面设计

1. 燃烧室的初步设计

根据经验，取燃烧室效率为，喷管效率为

。

热力计算结果如下： 燃烧室温度：

理论比冲：

特征速度：

喷管扩张比：

根据经验，液氧酒精燃烧室特征长度范围为1.4～3。0，气氧比液氧混合效果更好，且采用直流—-离心喷嘴，兼顾燃烧室燃烧充分性，所以初取燃烧室特征长度,则容积。

1)喷管收敛段的初步设计

根据经验收缩比取燃烧室收缩比可选择10～20，由于是小推力的地面发动机，我们可以选择17。

根据公式：

烧室横截面积为

收敛段型面:

以、所作圆弧切点位置为：

软件建模求得。

燃烧室圆筒段长度：

2)喷管扩张段

由于是地面小推力的发动机，根据经验，可以选取扩张比为可以求得:

根据给定的喉部直径和出口截面直径以及喷管出口角取

查《液体火箭发动机设计》表3。3得扩张段相对长度. 求最大圆弧相对半径。由,则得

将和代入上式得

则有：

可得：

燃烧室设计尺寸如下图:

9363

R 15

.3R 11.5

R 78.8

R 84.215.3

40

61

2. 喷嘴设计

由于氧化剂为气体,故氧化剂喷嘴适合采用直流式喷嘴，兼顾喷嘴雾化混合效果,酒精喷嘴采用离心式喷嘴，每个直流式气氧喷嘴与其周围均匀分布的三个离心式酒精喷嘴构成一个雾化单元，此设计可保证气氧与酒精混合良好,同时将酒精喷嘴布置于外围可以有效的保护燃烧室内壁。 1）气氧直流喷嘴

喷嘴的压降对于喷嘴雾化特性和燃烧室内的燃烧过程有重要影响,考虑到是气氧，并且压降过高容易损失性能，并且引起高频不稳定燃烧。 所以取气氧压降

喷嘴入口处压强为:

喷嘴入口处气氧密度:

根据经验数据确定流量系数，取喷嘴的长径比

，

,则根据

（3.15）有：

确定喷嘴数量n:,，，则得。2）酒精离心式喷嘴设计

75%酒精密度:

查阅文献知酒精压降增加会使燃烧区向外扩张，通常推荐喷嘴的压降取燃烧室的压力的15%～25%，所以为了防止喷嘴被烧蚀,

取

选喷射锥角，，

根据图3.40得到喷嘴几何特性，流量系数。

酒精喷嘴的质量流量：

计算得到喷孔面积：

，则喷孔直径,。

喷嘴为敞口型的，旋流式内径等于孔径，取,取切向入口数n=3，

切向孔半径为：

旋流室内径:=2。16mm

喷嘴外径=3.12mm

喷嘴排布如下图：

3.推力室身部设计

由于是地面发动机,冷却水由外部供应，故，所以此处可以采用无焊缝隙式冷却。冷却通道高h=2mm，内壁材料铜合金，内壁厚δ=1mm，查资料得铜导热系数λ=147W/（m·K）.冷却剂采用10水，水比热容，取质量流量为5kg/S，μ=0.0008，λ=0.6，。

1)热防护校核计算方法如下：

推力室身部采用铣槽式式冷却通道，并由外部供应20冷却水进行冷却，推力室身部内壁材料采用导热性能号的铜合金，内壁厚。对于铣槽结构，由于肋条厚度，肋条间距，最小冷却通道高度,故取肋条厚度，肋条间距，冷却通道高度，取铜导热系数，水比热容，冷却水质量流量6kg/s，查饱和水的热物理性质表取冷却水的粘性系数,导热系数,普朗常数7.02。则有喉部设计参数可得

喉部周长:

冷却通道数:

单个通道流通面积面积:

湿周长：

水力半径:

雷诺数：

努赛尔数：

2)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下:

燃气温度：

燃气比热比:

黏性系数:

比热容：

燃气速度:

则普朗特常数：

取近壁面温度：

则

利用半经验巴兹公式可得：则对流热流密度：

根据经验值去辐射热流密度: 总热流密度为:

喉部内壁外侧温度为：

符合冷却水冷却条件。

则所需水的换热系数为：

而水提供的换热系数为：

则

得喉部水的流速：

所以，喉部水的质量流量：

符合所取冷却水要求。

四、推力室强度校核计算

推力室内壁选用材料为铜合金，壁厚1mm.查得铜合金的抗拉强度，屈服强度为。

1。圆筒段应力校核

轴向应力：

周向应力:

所以圆筒段强度满足要求.

2.喉部应力校核

轴向应力：

周向应力:

所以喉部强度满足要求.

3. 螺栓强度校核

此发动机所有螺栓受到装配过程中的预紧力，并且不受横向工作载荷，所以只需要校核螺栓连接强度。取螺栓预紧力，兼顾螺纹的自锁性能和螺纹零件的强度所有螺栓都选用粗牙螺纹.查相关文献知采用碳素结构钢Q235制作的M16螺栓不淬火处理的安全系数为,屈服极限。

则满足发动机所用螺栓强度要求。

五、课程总结

本次专业课课程设计自2012年12月17日至2013年1月18日

前后共历经四周时间,期间我们进行了热力计算，推力室结构参数计算，喷嘴设计，推力室水冷却计算，设计并绘制推力室部件总图，推力室零件设计,撰写设计说明书等工作。从热力计算到推力室的结构计算，然后从基本结构参数确定出发动机的详细结构尺寸，我们经历了液体火箭发动机设计的完整过程,将课堂上学习的知识应用于实践。

在课程设计的过程中我学习到了，发动机结构设计的要领，明白了对于发动机来说,其结构本身具有特殊性，不能生搬硬套的使用机械设计的一些准则，需要的时候可以跨越准则，通过绘制总图与零件图进一步扎实了自己绘图的基础，通过于老师的交流与讨论也更加完善了自己的知识体系，了解到许多课堂上未曾注意的问题，受益匪浅.

总之,本次专业课程设计为我们提供了一个将课堂所学应用于发动机实际设计中的机会，培养了我们仔细、严谨的科学研究作风;感谢老师在课程设计过程中的悉心指导，让我们从错误中不断进步。

六、参考文献

航天工业部第一设计院标准，1989年

蔡国彪，李家文，田爱梅，张黎辉编著，液体火箭发动机设计.第一版.北京:北京航空航天大学出版社，2011

王之栎，王大康编著，机械设计综合课程设计。第一版.北京:机械工业出版社，2003

杨世铭，陶文铨编著,传热学。第四版.北京：高等教育出版社，2006