單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究

前言

在我國(guó)，單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制起步于20世紀(jì)60年代末。30余年來(lái)，在全體科技人員的努力下，從無(wú)到有，從低級(jí)到高級(jí)，從單一品種到系列化，開(kāi)創(chuàng)出一條適合于我國(guó)國(guó)情的發(fā)展道路。1980年5月，我國(guó)研制的姿態(tài)控制發(fā)動(dòng)機(jī)首次參與了運(yùn)載火箭的全程飛行試驗(yàn)，它駕馭著運(yùn)載火箭這個(gè)龐然大物，穿云破霧，飛越萬(wàn)里長(zhǎng)空，直奔太平洋，準(zhǔn)確地濺落在預(yù)定海域，激起萬(wàn)頃波濤，震撼了全世界。單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制成功，為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)系列增添了一個(gè)新的分支。而《單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究》一書(shū)的出版，又為火箭發(fā)動(dòng)機(jī)全書(shū)填補(bǔ)了一頁(yè)空白。由于作者長(zhǎng)期工作在科研一線，以一個(gè)既是科研者又是實(shí)踐者的雙重立場(chǎng)來(lái)構(gòu)思本書(shū)，因而使本書(shū)具有鮮明的特色。第一，理論基于實(shí)踐。在單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程中，為探討研究對(duì)象的內(nèi)在關(guān)系，對(duì)諸如噴注器過(guò)熱、催化劑裝填、催化劑破損、發(fā)動(dòng)機(jī)壽命、冷熱啟動(dòng)差別、毛細(xì)管流量系數(shù)、汽蝕流動(dòng)、小推力測(cè)量及落壓系統(tǒng)等問(wèn)題，進(jìn)行了數(shù)以千計(jì)的試驗(yàn)，獲得了大量珍貴的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，解決了設(shè)計(jì)中許多技術(shù)問(wèn)題。正由于有了充分的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)作基礎(chǔ)，使本書(shū)內(nèi)容扎實(shí)全面，結(jié)論準(zhǔn)確可信，因而也就更具現(xiàn)實(shí)意義與參考價(jià)值。第二，理論公式與工程實(shí)際計(jì)算方法之間往往還存在一條很寬的溝壑，忽略了這條溝壑，公式便成了擺設(shè)。本書(shū)通過(guò)各種努力，在它們之間搭起了一座橋梁。

內(nèi)容概要

　　《單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究》介紹了單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展概況，并詳細(xì)闡述了單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)與研究成果，包括混合氣體在催化劑床及噴管中的流動(dòng)、熱力計(jì)算、噴注器設(shè)計(jì)與研究、催化劑床設(shè)計(jì)與研究、噴管設(shè)計(jì)與研究、系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研究、試驗(yàn)分析與處理、推進(jìn)劑性能與使用等?！秵谓M元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究》是作者數(shù)十年科研工作的總結(jié)：它的出版，不僅為科技人員提供了一部專(zhuān)業(yè)參考書(shū).而且為年輕的科技工作者筑造了一個(gè)平臺(tái)，讓他們?cè)诖似脚_(tái)上更建一層樓。

書(shū)籍目錄

引論 單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展概況第1章 混合氣體在催化劑床及噴管中的流動(dòng)1.1 推進(jìn)劑的催化分解及氨的解離1.1.1 推進(jìn)劑的催化分解1.1.2 催化分解式的建立1.2 混合氣體在催化劑床中的等焓流動(dòng)1.3 混合氣體在噴管中的等熵流動(dòng)1.3.1 熵值計(jì)算式的導(dǎo)出1.3.2 由等熵導(dǎo)出的有關(guān)算式1.4 發(fā)動(dòng)機(jī)的幾個(gè)主要性能參數(shù)1.5 平衡流與凍結(jié)流1.5.1 平衡常數(shù)方程的導(dǎo)出1.5.2 平衡流計(jì)算法與凍結(jié)流計(jì)算法的討論分析1.6 氮?dú)庥?jì)算式的導(dǎo)出參考文獻(xiàn)第2章 熱力計(jì)算2.1 已知Pc和Pc的熱力計(jì)算2.2 已知Pc和een的熱力計(jì)算2.3 een已知Pe未知的熱力計(jì)算2.4 平衡流熱力計(jì)算第3章 噴注器設(shè)計(jì)與研究3.1 噴注器設(shè)計(jì)的基本要求3.1.1 對(duì)熱不敏感3.1.2 合理的噴注器壓降3.1.3 均勻的推進(jìn)劑分布3.1.4 小的集液腔容積和合理的毛細(xì)管裝配3.1.5 防止推進(jìn)劑互相撞擊3.1.6 相容性好的材料3.2 幾種噴注器3.2.1 蓮蓬式噴注器3.2.2 多孔材料噴注器3.2.3 穿入式噴注器3.3 噴孔流量系數(shù)3.3.1 流量系數(shù)公式3.3.2 汽蝕對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.3 壓降對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.4 反壓對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.5 長(zhǎng)徑比對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.6 進(jìn)口倒角對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.7 傾角對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.8 表面張力對(duì)噴孔流量系數(shù)的影響3.3.9 流體在簿壁孔中的流動(dòng)3.3.10 流體在短孔中流動(dòng)3.3.11 流體在毛細(xì)管中流動(dòng)參考文獻(xiàn)第4章 催化劑床設(shè)計(jì)與研究4.1 催化劑床孔隙率4.2 催化劑床比表面積4.3 床載荷4.4 床流阻4.5 推進(jìn)劑在催化劑床中的分解4.6 催化劑床殼體4.7 隔板4.8 催化劑4.8.1 催化劑的性質(zhì)4.8.2 對(duì)液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用催化劑的要求4.8.3 催化劑破損4.8.4 催化劑吸濕4.8.5 催化劑氧化4.8.6 催化劑床空穴及燒結(jié)4.8.7 幾種催化劑簡(jiǎn)介4.9 幾種催化劑床結(jié)構(gòu)4.9.1 單層催化劑床4.9.2 雙層催化劑床4.9.3 單元式催化劑床4.9.4 夾層催化劑床參考文獻(xiàn)第5章 噴管設(shè)計(jì)與研究5.1 概述5.2 錐形噴管5.3 雙圓弧噴管5.3.1 雙圓弧噴管造型方法5.3.2 雙圓弧噴管造型計(jì)算實(shí)例5.4 特型噴管5.4.1 概述5.4.2 喉部上下游曲率半徑的選擇5.4.3 噴管長(zhǎng)度的選擇5.4.4 已知dt，de和n的拋物線坐標(biāo)法噴管造型5.4.5 拋物線作圖法造型5.5 三種噴管比較5.6 噴管出口壓力的選擇5.7 噴管喉部流量系數(shù)參考文獻(xiàn)第6章 系統(tǒng)設(shè)計(jì)與研究6.1 概述6.2 工作原理6.3 基本系統(tǒng)方案6.4 系統(tǒng)基本組成6.4.1 擠壓氣體6.4.2 氣瓶6.4.3 貯箱6.4.4 減壓閥6.4.5 電磁閥6.4.6 膜片閥6.4.7 文氏管6.4.8 限流圈6.5 推進(jìn)劑貯箱容積計(jì)算6.6 氣瓶容積計(jì)算6.7 落壓系統(tǒng)特性計(jì)算6.8 系統(tǒng)充填時(shí)間計(jì)算6.9 性能參數(shù)偏差6.10 有關(guān)因素對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性的影響6.11 啟動(dòng)加速性及關(guān)閉減速性6.12 計(jì)算實(shí)例6.13 發(fā)動(dòng)機(jī)總體第7章 試驗(yàn)分析與處理7.1 液流試驗(yàn)7.2 方案性試驗(yàn)7.3 高空模擬試驗(yàn)7.3.1 試驗(yàn)設(shè)備……第8章 推進(jìn)劑性能與使用附錄A 落壓系統(tǒng)參數(shù)計(jì)算附錄B 原式一覽表附錄C 混合氣體焓一熵一比熱(肼)附錄D 混合氣體焓一熵一比熱(單推-3)附錄E 分氣體焓一熵一比熱

章節(jié)摘錄

插圖：?jiǎn)谓M元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)多為微、小型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，是液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)分支，用于給飛機(jī)、衛(wèi)星、探測(cè)器、飛船、航天飛機(jī)、導(dǎo)彈彈頭、運(yùn)載火箭上面級(jí)等飛行器提供沖量及執(zhí)行姿態(tài)控制。早期的飛行器是沒(méi)有姿態(tài)控制的。這是由于當(dāng)時(shí)姿態(tài)控制技術(shù)還不成熟，而且當(dāng)時(shí)的飛行器執(zhí)行的任務(wù)也比較簡(jiǎn)單。1961年加加林乘坐的蘇聯(lián)第一代飛船東方1號(hào)及1963年發(fā)射的東方5號(hào)、東方6號(hào)飛船，也僅采用了自旋穩(wěn)定的被動(dòng)姿態(tài)控制。隨著航天事業(yè)的蓬勃發(fā)展，人造飛行器執(zhí)行的任務(wù)越來(lái)越多，同時(shí)對(duì)人造飛行器的要求也越來(lái)越高，姿態(tài)控制便成為飛行器的一項(xiàng)十分重要、必不可少的組成部分。早期的單純采用自旋穩(wěn)定、重力梯度對(duì)地定向及地磁控制等被動(dòng)式姿態(tài)控制已遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足對(duì)飛行器姿態(tài)控制的要求了，于是出現(xiàn)了以噴氣控制——微、小型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)——為主體的主動(dòng)式姿態(tài)控制。與被動(dòng)姿態(tài)控制相比，這種控制具有機(jī)動(dòng)靈活、調(diào)整范圍大且精度高的優(yōu)點(diǎn)，因此，在飛行器的姿態(tài)控制及沖量提供中獲得廣泛應(yīng)用。世界各國(guó)在微、小型液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的研制和發(fā)展方面有著各自的特點(diǎn)和途徑。1957年，以過(guò)氧化氫（H2O2）為推進(jìn)劑的單組元催化分解發(fā)動(dòng)機(jī)，在美國(guó)X-1B飛機(jī)上進(jìn)行了首次飛行試驗(yàn)。1959年，過(guò)氧化氫發(fā)動(dòng)機(jī)第一次用于美國(guó)偵察衛(wèi)星的運(yùn)載火箭上面級(jí)，執(zhí)行姿態(tài)控制及末速修正。這種發(fā)動(dòng)機(jī)用經(jīng)硝酸釤進(jìn)行過(guò)活性處理的銀作催化劑，1960年進(jìn)行了首次飛行試驗(yàn)。從此，過(guò)氧化氫發(fā)動(dòng)機(jī)便進(jìn)入了宇宙飛行時(shí)代。

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《單組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與研究》由航天科技圖書(shū)出版基金資助出版。

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