液体火箭发动机课程设计.docx

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=
燃烧室压力:2MPa
出口压力:
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 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 5
1)气氧直流喷嘴 6
2)酒精离心式喷嘴设计 6
8
1) 热防护校核计算方法如下: 8
2) 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 11
11
12
3. 螺栓强度校核 12
五、课程总结 12
六、参考文献 13
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)








质量分数








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×=
实际混合比:γmc=×γ0=
根据经验,取燃烧室效率为ηc=,喷管效率为ηn=。
热力计算结果如下:
燃烧室温度:Tf=
理论比冲:Is=
特征速度: c*=
喷管扩张比:εe=AeAt=。
推力室的总的质量流量:qmc=FI⋅ηcηn=
氧化剂的质量流量:qmoc=γmc1+γmcqmc=
酒精的质量流量:qmof=
喉部的面积为:At=c*qmcpc=185mm2
喉部直径Dt=4Atπ=
根据经验,~,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=,则容积Vc=L×At=×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=×10-3m2
故燃烧室截面直径:Dc=εc⋅Dt=63mm
流量密度:qmdc=qmcAc=⋅s
收敛段型面:
R1==。选择R2,取ρ=,R2=ρRc==
εc=17,ρ=,k=
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==
H=Lc2-h=
y=kRt+Rt-k2Rt2-h2=
软件建模求得:Vc2=×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: