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,单击此处编辑母版标题样式,*,单击此处编辑母版文本样式,第二级,第三级,第四级,第五级,第六章 组合发动机与混合发动机,第一节 火箭冲压发动机,第二节 火箭冲压发动机的主要性能参数,第三节 整体式火箭冲压发动机,第四节 贫氧固体推进剂,第五节 火箭冲压发动机的发展与展望,第六节 混合火箭发动机,第六章 组合发动机与混合发动机 第一节 火箭冲压发动机,1,第一节,火箭冲压发动机,一、,基本组成及作用,1,进气扩压器,其作用是吸入来流空气，提高压力并减速，即冲压压缩，为燃烧室提供合适的进口气流,(,通常为亚音速气流,Ma=0.15,0.25),。,2,燃气发生器,燃气发生器即为使用贫氧推进剂的火箭发动机。,3,补燃室,其作用是使由进气道引进的空气与燃气发生器多孔喷管排出的燃气在此腔内掺混、燃烧，完成二次燃烧过程。,4,尾喷管,其作用是使在补燃室内进行再次燃烧的生成产物经过尾喷管膨胀加速，从出口高速排出产生推力。,下一页,返回,第一节 火箭冲压发动机 一、基本组成及作用 下一页返回,2,二、,火箭冲压发动机分类,常用的分类方式是按照燃气发生器使用的推进剂不同，火箭冲压发动机可分为液体火箭冲压发动机、固体火箭冲压发动机和混合火箭冲压发动机。,按照是否设置单独的引射室,(,引射器,),，可将火箭冲压发动机分为有单独引射室的引射式火箭冲压发动机，另一类就是不单设置引射器的火箭冲压发动机。,按照燃烧方式，火箭冲压发动机可分为亚音速燃烧火箭冲压发动机和超音速燃烧火箭冲压发动机。,此外，还有按照推力和推进剂流量能否可调来分类，或按结构上的特点来分类等。,上一页,返回,下一页,二、火箭冲压发动机分类 上一页返回下一页,3,第二节,火箭冲压发动机的主要性能参数,一、,有效推力,有效推力可表示为：,F,ef,=F,n,+F,w,1,内表面上的轴向合力,F,n,2,壳体外表面上轴向合力,F,w,3,推力,F,二、,推力系数,c,F,=F/A,qH,F,发动机推力,A,发动机的迎风面积,q,H,迎面气流动压头,上一页,下一页,返回,第二节 火箭冲压发动机的主要性能参数 一、有效推力 上一页,4,第三节,整体式火箭冲压发动机,一、,整体式冲压发动机,1进气扩压器；2液体燃料喷嘴；3扩压器出口堵盖；4,燃烧室；,5,固体药柱；,6,冲压发动机喷管；,7,助推器喷管,上一页,下一页,返回,第三节 整体式火箭冲压发动机 一、整体式冲压发动机 上一页,5,二、,整体式固体火箭冲压发动机,1,整体式固体火箭冲压发动机结构组成,整体式固体火箭冲压发动机的结构组成主要包括：,进气道、固体推进剂燃气发生器、助推补燃室、助推冲压组合喷管、点火系统、转级控制装置以及调节装置等。,2,工作过程与性能,(1),工作过程,(2),性能,固体火箭冲压发动机性能,助推发动机性能 两级组合发动机质量比,上一页,下一页,返回,二、整体式固体火箭冲压发动机 上一页下一页返回,6,三、,整体式固体火箭冲压发动机典型结构方案举例,1,中低空防空导弹用发动机方案,2,反舰导弹用发动机方案,(1),发动机系统组成及工作原理,发动机系统组成：,ASSM,固体火箭冲压发动包括,4,个呈,X,型配置的中部侧面进气道，装有富燃推进剂的燃气发生器，长约,0,7,0,8?,m,的冲压燃烧室和收敛扩张形喷管，燃气发生器喷射器及进气道堵盖、点火器等。,工作原理：,由火箭助推发动机将导弹加速至,Ma=2,1,时，助推器自动分离脱落，侧面进气口堵盖靠冲压空气吹入燃烧室。燃气发生器的富燃推进剂点火燃烧，产生的是富燃气体富燃气体经喷射器喷入燃烧室，靠其自身的高温与冲压空气补燃，形成充分燃烧的高温气体，经喷管膨胀流动喷出产生导弹前进的推力。,上一页,下一页,返回,三、整体式固体火箭冲压发动机典型结构方案举例 上一页下一页,7,(2),发动机主要部件,进气道：,4,个中心锥双波系扩压器侧面进气道，其整流罩光滑延伸到弹体尾部。,燃气发生器：,为富燃料定流量燃气发生器，采用无毒的中能自解燃料，粘合剂为聚丁二烯，并加入少量的过氯酸铵氧化剂。,燃烧室喷管组件：,燃烧室是补燃室，其头部的外面装有喷射器，补燃室的侧面开有,4,个进气口，口上装有侧面进气堵盖。补燃室后边连接喷管。,上一页,下一页,返回,(2)发动机主要部件 上一页下一页返回,8,第四节,贫氧固体推进剂,一、,贫氧固体推进剂的特点,贫氧固体推进剂的组分中氧化剂含量少，只是常规固体推进剂中氧化剂含量的55%左右，在燃气发生器内的一次燃烧是不完全的。,贫氧固体推进剂在燃气发生器内的工作压力较低，这是由各种效率的制约所定，一般在1.53.0MPa。因此，为保证低压下的燃烧稳定性，需采取引入抑制压力偶合振荡的组分，如加入适量的金属组分等措施。,贫氧固体推进剂常要求在低氧化剂含量、低燃烧室压力的条件下实现高燃速，应采用化学催化剂或物理方法来增大燃速。,贫氧固体推进剂的氧化剂含量在低于某一数值时，药条燃烧后会出现成型的药渣，应在配方研制中设法避免。,贫氧固体推进剂在低压下燃烧，其燃速与压力关系的表征，用萨默菲尔德燃速方程比用维也里压力指数公式有更好相关性。,上一页,下一页,返回,第四节 贫氧固体推进剂 一、贫氧固体推进剂的特点 上一页下,9,二、,贫氧固体推进剂组分的选择,选择组分首先要从提高能量的角度考虑，选择有高燃烧热和高密度的组分；其次要考虑组分对推进剂的力学性能、燃烧性能、贮存性能和稳定性的影响；再次要考虑补燃的高效率，要求它能在低压下高效率快速燃烧(补燃)。,1,氧化剂的选择,选用氧化剂的一般原则是考虑其有效的含氧量、密度和生成热。,2,粘合剂的选择,选择贫氧固体推进剂的粘合剂，首先要考虑加工容易且有较高的热值。,上一页,下一页,返回,二、贫氧固体推进剂组分的选择 上一页下一页返回,10,第五节,火箭冲压发动机的发展与展望,关火箭冲压发动机技术设想早在第二次世界大战前就出现了。,冲压发动机的概念最初是法国科学家,R,洛林,(Lorin R),在,1911,年提出来的，法国人,R,勒杜克,(Leduc R),将其运用到飞机的推进器上。二战前及其战争期间，德国人已研究了将冲压发动机概念应用于导弹和炮弹上的可能性。二战结束后至,20,世纪,60,年代中期，许多国家都将其作为主要研究目标。,1954,年美国锡奥科尔化学公司开始了固体火箭冲压发动机探索研究，前苏联在,20,世纪,50,年代也进行了火箭冲压发动机的探索研究工作。,20,世纪,70,年代以后，固体火箭冲压发动机技术更加引起世界各国的重视，美国和英国先后都将冲压发动机技术用于导弹动力装置，取得了很大进展。,中国在,1968,年结合某型号地空导弹改型，提出发展固体火箭冲压组合发动机技术，到,20,世纪,70,年代开始了固体火箭冲压发动机的试验研究。,20,世纪,90,年代以来，我国的固体火箭冲压发动机技术取得了显著成果，在同类推进剂的固体火箭冲压组合发动机技术上已达到了世界先进水平。,上一页,下一页,返回,返回,第五节 火箭冲压发动机的发展与展望 上一页下一页返回返回,11,第六节,混合火箭发动机,固液混合发动机又称混合火箭发动机。它是在液体火箭发动机技术和固体火箭发动机技术基础上发展起来的。,固液混合火箭发动机的主要优点是：,其能量高于固体火箭发动机；可多次启动并容易调节推力；由于纯固体燃料或贫氧药柱的敏感性一般比固体推进剂低，与液体推进剂接触一般都不着火自燃，在地面和导弹上贮存使用的安全性能很好。,但也有它的缺点：,绝大多数固液推进剂组合不能自燃，需要加点火装置，该点火装置是采用化学点火方式，即发动机启动时，由喷射器向燃烧室喷射少量与液体氧化剂能自燃的液体燃料进行自燃点火。另外就是需要一套输送液体氧化剂的供应系统，使其结构复杂而且质量增加。,上一页,返回,第六节 混合火箭发动机 固液混合发动机又称混合火箭发动机。它,12,
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