发动机推力范文

发动机推力范文（精选5篇）

发动机推力 第1篇

固体火箭发动机推力随控技术是实现导弹武器系统智能化、灵巧化的重大技术之一,是实现武器动力系统单平台、多任务的关键因素。通过结合导弹实时战况随机调节发动机能量输出的方法,在不损失固体火箭发动机贮存方便、结构简单、快速启动等优点的前提下,对制约固体火箭发动机应用的一次点火、中间过程不能随机调节的工作方式进行根本性改变,实现根据战况合理分配全弹道输出能量、提高能量利用率的可随机调节、多次启动的长远目标,为未来智能化多任务武器系统提供动力平台,从而实现武器系统的跨越式发展。

对固体火箭发动机实施能量管理主要有如下途径:多药柱隔舱发动机(脉冲发动机)、固体冲压发动机、变喉面(喉栓式、涡流阀式)变推力发动机。隔舱发动机。相比而言,喉栓式变推力发动机由于结构简单、可实施性强、推力调节比大、效率高,在近年得到长足的发展。

1 结构与数学模型

1.1 喉栓式变推力发动机调节结构

喉栓式变推力发动机采用布置在喷管喉部的喉栓实现推力调节,工作的基本工程为:系统系统在接受到推力调节指令的时候,通过喉栓前后移动改变喷管的当量喉径,改变燃烧室压强,进而达到改变发动机推力的目的,喉栓式变推力发动机的的结构简图见图1。

1.2 压力指数的选取

在喷管等熵流动的假设下,发动机所提供的推力可表示为[1,2]:

$F=C{}_f{\rm P}{}_{c}A{}_t=C{}_f(\rho ac{}^{*}A{}_b){}^{\frac{1}{1-n}}A{}_t{}^{\frac{n}{n-1}}。$

推力系数变化幅度甚小,发动机推力近似正比于$A{}_t{}^{\frac{n}{n-1}}$, 压强Pc正比于$A{}_t{}^{\frac{1}{n-1}}$。

当采用正压力指数推进剂时,$0＜n＜1‚\frac{n}{n-1}＜0‚$推力随当量喉径的增大而减小,当采用零压力指数推进剂时,n=0, 推进剂燃速一定,在一定燃面下,发动机推力基本不变,当采用负压力指数推进剂的时候,$n＜0‚\frac{n}{n-1}＞0$, 发动机推力随当量喉径的增大而增大。

2 计算结果与分析

为迅速可靠地实现大的推力调节比,要求发动机推力对喷喉面积改变敏感,但燃烧室压强对喉部面积的变化同样敏感,这就带来发动机低压工作时壳体结构质量大的负面影响。如何做到在保持燃烧室压强变化幅度不大的情况下,提高推力对喉部面积变化的敏感度是推力随机控制固体火箭发动机设计的最终目标。

对推进剂而言,选取的方式有2种,一种是采用正压力指数推进剂,在保证燃烧稳定并不发生畸变的情况下,压力指数的值愈高,推力对喉部面积的变化越敏感,结合现有高压力指数推进剂的研究现状,压力指数最高可以达到0.650.7,稳定燃烧区域1.52.5 MPa;另一种方案是采用负压力指数推进剂,压力指数越低,发动机推力对喉面的变化越敏感,越有利于实现大的推力调节比,根据资料的查阅,Aerojet-General公司研制的负压力指数推进剂,压力指数已经突破-1,并且有进一步降低的趋势[3]。

2.1 正压力指数推进剂

根据现有的推进剂研制现状,同时结合推进剂的综合性能,在正压力指数方面,可供选择推进剂的压力指数范围为0.30.7,当推进剂压力指数大于0.7时,容易发生燃烧畸变,导致发动机失控[4]。在以下的计算过程中,分别固定推力调节比或者压强调节比,并且对压力指数为0.3、0.35、0.4、0.45、0.5、0.55、0.6、0.65、0.7进行计算,分析压力指数对推力调节性能的影响,结果如下:

2.1.1 固定推力比,计算压强、喉径变化幅值

2.1.2 固定压强比,计算推力、喉径变化幅值

小结:从固定推力比的曲线可以看出,要在压强变化幅度小的情况下实现迅速可靠的推力变化,压力指数必须大于0.5;从固定压强比的曲线看出,在固体压强比的情况下,推力变化和喉径变化平稳。

2.2 负压力指数推进剂

结合国内外的推进剂研制现状,负压力指数已经从0拓展到-1,并且有进一步降低的趋势,国内某单位已经在试验小样试验中实现压力指数-2的技术指标。。在以下的计算过程中,分别固定推力调节比或者压强调节比,并且对压力指数为-0.2、-0.4、-0.6、-0.8、-1.0、-1.2、-1.4、-1.6、-1.8、-2.0进行计算,分析压力指数对推力调节性能的影响,结果如下:

2.2.1 固定推力比,计算压强、喉径变化幅值

2.2.2 固定压强比,计算推力、喉径变化幅值

小结:从固定推力比曲线可以看出,要实现快速可靠变推力,压力指数须低于-0.6,在-0.6～-0.2之间,调节效率不高,并且当压力指数接近0时,推进剂燃速不随压强变化,推力始终为定值,不能实现变推力;从固定压强比曲线可以看出,在压力指数从-0.2降到-1左右的时候,推力调节和喉径变化明显,当压力指数小于-1时,变化趋势趋于平稳;当压力指数进一步减低的时候,能实现类似熄火再复燃。

2.3 正负压力指数调节性能对比

结合固体火箭发动机的研制,选取典型工况n=0.65、 -1.0、-1.5、-2.0进行对比分析,探讨2种典型工况的技术优势和存在的问题。

小结:从对比结果可以看出,要实现特定推力调节比,对正压力指数推进剂,喉部面积变化较小,弹燃烧室压强变化较大;对负压力指数推进剂而言,喉部面积变化较大,但燃烧室压强变化较小。

3 结论

通过分析计算,能获得如下结论:

(1)要实现迅速推力调节,推进剂可选择正压力指数推进剂或负压力指数推进剂。对正压力指数推进剂而言,喉径越小,压强越高,推力越大;对负压力指数推进剂而言,喉径越大,燃速越高,流量越大,推力越大。

(2)正压力指数推进剂技术相对成熟,压力指数可选择范围为0.5～0.7,压力指数越高,调节效率越高。

(3)负压力指数推进剂,技术攻关难度大,但发展潜力大,一旦将压力指数降低到-1以下,将会产生巨大的军事效益, 负压力指数推进剂的选择范围为n小于0-0.6,并且随压力指数的降低,调节效率进一步提高,并且能实现在高压下近似熄火再复燃,从根源上解决固体姿轨控发动机在不需要推力情况下的近似熄火和重新需要推力情况下的再复燃现象,减少推进剂的燃料浪费,不需进行多次点火就能实现多脉冲,并且脉冲次数不受限制。

(4)相比而言,正压力指数推进剂在进行调节的过程中喉部面积变化比较小,但燃烧室压强变化大;负压力指数推进剂在调节过程中能有效控制燃烧室压强变化,并且有很大的发展潜力。

摘要：结合固体火箭变推力发动机的结构特点,介绍了喉栓式变推力发动机的调节机理,完成发动机结构及数学模型的建立。并且对影响发动机调节的主要因素压力指数进行了详细分析。通过对正压力指数推进剂、负压力指数推进剂进行了分析计算和对比,获得推力调节对推进剂压力指数的要求及研究方向,对固体变推力发动机的进一步深化研究起到指导作用。

关键词：固体火箭发动机,压力指数,推力随控,变推力发动机

参考文献

[1]李宜敏,张中钦,张远君.固体火箭发动机原理.北京:北京航空航天大学出版社,1991

[2]陈汝训.固体火箭发动机设计与研究.北京:宇航出版社,1992

[3]刘剑平.国外固体推进剂技术现状和发展趋势.固体火箭技术,2000;123(1):22—26

补燃循环发动机推力调节研究 第2篇

补燃循环发动机推力调节研究

推力调节是提高液体火箭发动机适应性和运载火箭性能的有效措施.研究认为补燃循环发动机最佳的推力调节方案是调节预燃室中较少组元的流量,通过控制预燃室的温度,改变涡轮泵的.功率,最终达到调节推力的目的.由于补燃循环发动机推力调节时,对预燃室温度的影响较大,推力向上调节幅度不宜过大,但可进行较大幅度的向下调节.上述推力调节方案对发动机比冲的影响很小,可以忽略不计;对发动机混合比的影响也较小,只需在大范围推力调节时考虑;推力调节速率不宜过快,应小于20%/s.

作 者：张小平Zhang Xiaoping 作者单位：西安航天动力研究所,陕西西安,710100刊 名：火箭推进英文刊名：JOURNAL OF ROCKET PROPULSION年，卷(期)：200834(4)分类号：V434关键词：液体火箭发动机 补燃循环 推力调节

发动机推力 第3篇

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

0 引言

空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

从发动机燃烧室引流并侧向喷射，虽然会产生侧向力，但是引流会对主推力等参数产生影响，因此本文针对空空导弹发动机引流二次喷射方式进行方案研究和数值模拟，可为二次喷流侧向力系统设计提供参考依据。

摘要：对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

0 引言

空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

从发动机燃烧室引流并侧向喷射，虽然会产生侧向力，但是引流会对主推力等参数产生影响，因此本文针对空空导弹发动机引流二次喷射方式进行方案研究和数值模拟，可为二次喷流侧向力系统设计提供参考依据。

摘要：对从发动机引流外喷进行推力矢量控制的方案进行了内流场计算与分析，比较了不同管径和引流管道喉部面积对引流效果的影响，结果表明：发动机引流对于发动机内流场的参数影响不大，燃烧室压力和温度变化不明显；引流管道的喉部面积占总喉部面积的百分比是影响喷流效果的主要参数；引流流量占总流量的比例略小于引流通道喉部面积所占比例；引流形成的侧向推力所占比例与引流流量所占比例相当，均略小于引流通道喉部面积所占比例；引流造成主动量推力下降幅度明显。

关键词：固体火箭发动机；喷流；推力矢量；数值模拟

中图分类号：V430 文献标识码：A 文章编号：1673-5048（2014）05-0028-04

0 引言

空空导弹在大机动飞行时，空气动力舵面的控制效率小，无法满足控制要求，就需要采用推力矢量或者弹体侧向喷流产生（直接）侧向力来进行辅助控制[1-2]。

对于空空导弹来说，常规动力装置是固体火箭发动机，实现侧向力的传统方式是在喷管后部加装燃气舵或者绕流片来产生推力矢量。这种方式的缺点主要是：（1）响应慢，燃气舵或绕流片从接收控制信号到形成要求的控制力需要较长的时间；（2）燃气舵或绕流片受到高温两相燃气的冲刷和烧蚀，易出现故障；（3）主推力损失较大，侧向力有限。而采用气体二次喷流技术产生侧向力，则有气动响应迅速，对主推力影响小等优势，提高了空空导弹快速反应能力，是当前各军事强国都在积极研究发展的热点[3]。

产生气体二次喷流的方式有两种：一种是设计专门的气体发生器或者小发动机，一种是从发动机燃烧室引流。如果采用单独设计的气体发生器，其优点是设计灵活，易于满足侧向力要求，但

是工作时间有限，且占据较大的空间，大大增加了附加质量，这对于空空导弹是非常不利的。因此，从发动机燃烧室引流进行气体二次喷射是设计师很关注的问题。

发动机推力 第4篇

1 假设温度减推力起飞

飞机减推力起飞又称假设温度减推力起飞 (assumed temperature thrust reductio n tak eoff) , 空客和福克系列飞机又将此技术称作灵活温度减推力起飞 (flexible te mpe ra ture thrust ta ke off) 。其方法是:在飞机实际的起飞重量小于实际外界温度对应的机场最大允许起飞重量的情况下, 根据实际的起飞重量, 在机场分析数据表中查找出对应该重量的最高温度, 并以此温度作为假设温度, 设置起飞推力 (N1或EPR) 。假设温度是为减少飞机的起飞推力而选择的比实际温度大的温度, 该温度对应的最大起飞重量大于或等于实际的起飞重量, 同时该温度限制的最大起飞推力比实际温度限制的最大起飞推力低。为满足以上要求, 在选择假设温度时, 我们主要依据机场分析数据表。

2 减少额定推力起飞

减少额定推力起飞是一种半固定的减推力模式, 所谓半固定是相对于发动机固定的全额定推力, 在某些飞机的飞行管理计算机 (FMC) 中有TO1和TO2的起飞推力选择模式, TO1和TO2分别对应固定的减推力值, 如TO1对应的是减少全推力的10%, TO2对应的是减少全推力的20%等, 当选择T O1推力模式起飞时, 最大起飞推力是全推力的90% (10%的全推力减少值) 。飞行员使用减少额定推力起飞的操作方法与全推力起飞相同, 但确定最大起飞重量和起飞速度需要使用减推力的机场分析数据。

使用减少额定推力模式起飞, 由于最大起飞推力的降低, 在出现一发失效后, 飞机出现的偏航扭矩减小, 从而地面操纵最小速度 (VMCG) 相应地减小。根据V1速度必须大于或等于VM C G的要求, 当使用减少额定推力起飞时, 最小V1速度可以减小, 这对于最小V1速度限制飞机起飞重量的情况, 使用减少额定推力起飞, 可以增加起飞重量, 这些情况包括:短跑道、污染跑道、飞机带有刹车系统保留故障 (影响刹车效能) 起飞。飞行员在遇到以上情况时, 可以参阅比较全推力起飞数据表和减少额定推力数据表中的起飞重量数据, 相应提高飞机的起飞重量后在不提高飞机起飞重量的情况下提高起飞的安全裕度。

3 飞机减推力起飞和减少额定推力起飞价值分析

通过该项技术的研究, 为飞行人员提供使用减推力起飞和减少起飞额定推力起飞技术的操作数据和程序, 以便使飞行人员在执行航班任务时, 可以根据实际起飞重量、机场条件和气象条件, 在保证安全起飞的性能需求前提下, 降低起飞推力设置 (N1或EPR设置) , 从而减低喷气发动机涡轮前排气温度, 延长发动机使用寿命和维修周期, 达到节约发动机维护成本的目的。

减推力起飞和减少起飞额定推力起飞是两项比较成熟的技术, 目前在世界上各主要航空公司中运用得较为普遍。各飞机制造厂商在飞机相关的使用手册和FMC系统中提供了使用这项技术的操作数据和功能选择。同时, FAA对两项技术的使用已进行了认证, 并且以咨询通告 (AC) 的形式对使用程序做出了规定和限制。

开展以上技术的应用需要完成以下两项工作: (1) 分析编制使用这两项技术的操作数据, 主要是各机型的机场分析手册 (分为全额定推力和减额定推力两种) 。 (2) 依据相关适航认证条例, 制定和完善使用这两项技术的操作程序。

针对第一项工作, 波音公司在飞机的使用手册、飞行手册、快速检查单、机组训练手册和FMC系统中提供了使用该技术的操作数据和功能选择。同时, 使用者可以利用波音公司提供的机场分析软件和机型数据库, 计算生成各机型的机场分析手册, 该手册是飞行人员进行减推力和减少额定推力起飞的主要数据依据。

对于第二项工作, 波音公司在飞机的相关使用资料中 (主要是使用手册中) 介绍了使用该技术的程序, 同时FAA在对该技术的认证通告中制定了相关的规定和限制条件。使用者可以根据以上规定, 结和本公司飞行和机务部门的相关要求, 制定使用减推力和减少额定推力起飞技术的程序。该程序应该符合以下要求: (1) FAA对该技术的适航规定。 (2) 波音公司的使用限制和程序。 (3) 使用者特殊的使用规定。 (4) 适航当局对使用该技术进行审定 (如果需要) 的相关要求。

使用减推力和减额定推力起飞技术的效益分析。

比较全推力起飞, 使用减推力和减额定推力起飞将对发动机的工作状态产生以下影响。

(1) 减少发动机转子 (N1、N2、N3) 速度。

(2) 减少发动机排气温度。

(3) 减少发动机内部压力。

这里我们引用CFM56-7B发动机的相关数据加以说明 (如表1所示) 。

发动机工作状态的变化将对发动机产生以下有益的影响。

(1) 减少发动机排气温度裕度的衰减, 延长发动机热损件的寿命。

(2) 增加发动机在翼时间, 降低发动机燃油流量的衰减, 节约燃油成本。

(3) 减少发动机返厂维修率, 节约维修成本。

(4) 增加发动机可靠性, 减少空中停车率, 增加签派放行率。

这里仅就维修成本节支一项进行分析。根据发动机制造厂商介绍的经验, 如果使用减推力/减额定推力技术, 1台发动机在15年的使用周期内可以节省一次大修。以此方法估算该项目实施后的节支金额 (以该项目含盖的14 6台发动机和大修费用10 0万美元/台计算) , 均摊到每年的维修成本节支为800万至900万美金左右。此外, 使用该项起飞技术, 可以降低发动机热损件的维修和更换费用。实施减推力/减额定推力技术后, 可以减低涡轮前排气温度, 减少涡轮叶片因热灼损伤导致的更换率, 延长涡轮叶片的更换时限, 从而节约维修成本。目前每片涡轮叶片的价格在8000美元左右, 以此估算该项的维修成本节支也是可观的。

综上所述, 使用减推力/减额定推力起飞技术, 不仅可以延长发动机的在翼时间, 延缓发动机性能衰减, 降低燃油消耗和空中停车率, 提高飞机的签派放行率, 而且可以节约发动机维修成本。可以预见, 对于机队规模较大的航空公司, 使用该项技术在节约维修成本方面, 提高飞机运行可靠性方面贡献是巨大的。

参考文献

[1]FAA关于减推力和减少额定推力起飞程序的咨询通告.

[2]国航波音飞机减推力/减额定推力起飞程序.

发动机推力 第5篇

基于遗传算法的小推力空间液体发动机参数优化

基于连续型遗传算法,与空间液体火箭发动机系统质量模型和长度模型相结合,建立了空间发动机系统优化模型.以发动机系统的质量为目标函数,对燃烧室压力和喷管扩张比进行了优化设计.计算结果表明,采用遗传算法能够有效地得到最小质量下设计变量的最优解.

作 者：李贺杰 关正西 LI He-jie GUAN Zheng-xi  作者单位：第二炮兵工程学院,西安,710025 刊 名：弹箭与制导学报  PKU英文刊名：JOURNAL OF PROJECTILES, ROCKETS, MISSILES AND GUIDANCE 年，卷(期)：2007 27(2) 分类号：V434 关键词：液体火箭发动机   遗传算法   优化设计