液体火箭发动机课程设计.docx

北京航空航天大学学生设计用纸课程设计任务书一、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：确定圆柱形燃烧室直径、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21.燃烧室的初步设计21)喷管收敛段的初步设计32)喷管扩张段42.喷嘴设计51)气氧直流喷嘴62)酒精离心式喷嘴设计63.推力室身部设计81)热防护校核计算方法如下：82)由CEA热力计算可得喉部燃气的输运特性如下：9四、推力室强度校核计算111.圆筒段应力校核112.喉部应力校核123.螺栓强度校核12五、课程总结12六、参考文献13北京航空航天大学学生设计用纸北京航空航天大学学生设计用纸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：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。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。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。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。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。热力计算标况下可计算出75%酒精的假定化学式为；标准生成焓为热力计算结果如下：燃烧室温度燃烧室压力当量混合比喷管扩张比实际混合比分子量混合气体常数比热比（冻结）粘性系数导热系数普朗特数特征速度气体种类分压（Mpa）0.29680.13281.12950.01660.34420.01910.05610.0049质量分数0.18210.00590.44560.01160.33180.00040.02090.0017推力室型面设计燃烧室的初步设计酒精与氧气反应的化学当量混合比γ0=3×321×46.07/0.75=1.465实际混合比：γmc=0.8×γ0=1.172根据经验取燃烧室效率为ηc=0.98喷管效率为ηn=0.98。热力计算结果如下：燃烧室温度：Tf=3015.69K理论比冲：Is=2308.95m/s特征速度：c*=1641.65m/s喷管扩张比：εe=AeAt=3.95。推力室的总的质量流量：qmc=FI⋅ηcηn=0.2254kg/s氧化剂的质量流量：qmoc=γmc1+γmcqmc=0.1217kg/s酒精的质量流量：qmof=0.1037kg/s喉部的面积为：At=c*qmcpc=185mm2喉部直径Dt=4Atπ=15.3mm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L=2.1m则容积Vc=L×At=3.9×10-4m3。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εc=17。根据公式：烧室横截面积为Ac=εc×At=3.145×10-3m2故燃烧室截面直径：Dc=εc⋅Dt=63mm流量密度：qmdc=qmcAc=71.67kg/m2⋅s收敛段型面：R1=1.5Rt=11.5m。选择R2取ρ=2.5R2=ρRc=2.5Rc=78.8mmεc=17ρ=2.5k=1.5收敛段长度：Lc2=Rtk+ρεc2-ρ-1εc+k+12=61mm以R1、R2所作圆弧切点位置为：h=kLc2k+ρεc=91.811.8=7.8mmH=Lc2-h=53.4mmy=kRt+Rt-k2Rt2-h2=10.7mm软件建模求得:Vc2=9.6×10-5m3。燃烧室圆筒段长度：Lc1=Vc-Vc2Ac=93mm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εe=4可以求得：出口截面直径：De=εe×Dt=2×15.3=30.6mm根据给定的喉部直径和出口截面直径以及喷管出口角取2βe=15°查《液体火箭发动机设计》表3.3得扩张段相对长度In=1.8999。求最大圆弧相对半径R0。由sin2βm+cos2βm=