北航CATIA大作业实验报告.docx

京航空』尢夭大學TYCATIA大作业实验报告固体火箭发动机设计院(系)名称专业名称 学生信息 2015年12月17日表1固体火箭发动机小组成员完成作业情况表组员学号姓名工作内容零件名称组长火刖发动机部分部件的设计,对7种零件进行CATIA建模及助推器外场建模与仿直/、,对6种零件进 、研究背景航天技术是20世纪人类认识宇宙和改造自然进程中最有创新活力、最有开拓影响的高新技术领域,也是人类文明进步的重要标志。众所周知,火箭发动机是导弹、运载火箭和航天器的心脏;是导弹、运载火箭和航天器得以迅速发展的前提;是航天技术发展的重要组成部分。而现阶段用作运载的火箭发动机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机两种。相对于液体火箭发动机, 固体火箭发动机具有结构简单, 推进剂密度大,推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。 固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体(中空部分为燃烧面,其横截面形状有圆形、星形等)。药柱置于燃烧室(一般即为发动机壳体)中。在推进剂燃烧时,燃烧室须承受2500〜3500度的高温和102〜2X107帕的高压力,所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造,并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。 点火装置用于点燃药柱,通常由电发火管和火药盒 (装黑火药或烟火剂)组成。通电后由电热丝点燃黑火药,再由黑火药点火燃药拄。喷管除使燃气膨胀加速产生推力外, 为了控制推力方向,常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度,从而实现推力方向的改变。药柱燃烧完毕,发动机便停止工作。而它主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机, 以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。结合本专业布置了设计固体火箭发动机的任务和 CATIA大作业,宇航学院航空宇航推进理论与工程的两名学生通过分工合作完成此次课题任务。 其中,根据所学知识,自行设定目标参数。根据拟定的参数,对固体火箭发动机推力室进行设计作图。时间如有剩余,将对固体火箭发动机推力室的工作状况进行数值模拟,检测相关参数是否达到设计要求。二、设计目标本次设计对象为固体火箭发动机为地空导弹助推器,工作时间很短,仅为 3~,而推力需求为6~10吨级,属于典型的短时大推力发动机,故应用大燃面装配药柱设计;使用温度为50oC;已知推进剂为SFM—3,,发动机总长L<,故要求发动机的结构尽量紧凑。另外,鉴于推进剂的燃烧性能(点火压强)不高,故对点火装置的设计可采用一般点火药。综合上述设计分析,初步确定发动机的主要设计为:单根管形药柱装药,端面不阻燃;点火药选用国产黑火药粒;燃烧室采用常用的圆柱筒体 +椭球体前后封头设计。总体初步设计结构图如下:1-点丸an2-產廉曲三、 已知参数总冲:I1000kNgs推力:起始推力60~100kN,终结推力小于60kN工作时间:3~: :、 参数选择1、推进剂选择选用SFW3作为推进剂,查阅相关资料其成分如下:成分含量(%)硝化纤维(%N):密度:1600kg/m;燃速系数:;感系数::;绝热指数:;;Is1911m/s;特征速度c1380m/s;临界压强:;燃烧温度:T0 2470K。2、 燃烧室压强对于双基推进剂,为保证正常燃烧,选取的燃烧室压强必须高于推进剂的临界压强。参考已有型号的发动机数据,所设计发动机的燃烧室最高压强不能超过 。压强太大则发动机外壁较厚导致其重量增大, 压强太小则影响其工作效率, 综合考虑发动机性能和重量因素,为达到性能要求选取燃烧室压强 Pc7MPa。3、 出口压强对于低空飞行的导弹,如低空防空导弹等,可以