Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
4
(
X 0 2 Y0 1.5Dt 2 ) ( ) 1 R0 Dt R0 Dt
将 X 0 Ln R0 sin e 和 Y0 R0 cos e De / 2 代入上式，得：
De 2 ）1 2 Dt R0 7.20 D 2[1 L n sin e (1.5 e ) cos e ] 2 Dt L n +（1.52
2. 原始数据
推进剂：氧化剂：液氧；燃料：煤油 地面推力： Ftc 920.77kN 燃烧室压力： pc 4.874MPa 喷管出口压力（喷管扩张比） ： e 8 ， pe 7.717 103 MPa 混合比： rmc 2.245
3. 推力室参数计算结果
热力计算结果： 燃气比热比： k 1.225 地面理论比冲： I stcth 2793.7m / s 特征速度： C * 1838.4m / s
喷管扩张段与喉部截面之间可以用半径 R3 的圆弧过渡，一般取 0 R3 Rt ，取：
R3 0.74 Rt 0.74 203.0mm 150.2mm 。
则锥形喷管的长度为：
Ln
Rt ( e 1) R （ 3 sec e -1） 1405.0mm tan e
1. RS-27 液体火箭发动机介绍
RS-27 液体火箭发动机是美国“德尔它 2000 系列”运载火箭的第一级发动机，由美国洛克达 因公司于 1971 年-1973 年研制。推进剂为液氧和煤油。采用燃气发生器循环，泵压式供应系 统。发动机由一台主发动机和两台 LR101-NA-11 游动发动机组成。主发动机可双向摇摆对火 箭进行俯仰和偏航控制。滚动控制则由一对游机的差动控制。该发动机主要利用 MB-3 发动 机和 H-1 发动机的成熟技术研制而成，因而发动机成本低，可靠性高。
c 3.554
Dc 765mm
3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面
选择 R1 ：
R1 1.5Rt 304.5mm ，
选择 R2 ，取 2.5 ，则：
R2 Rc c Rt 2.5 3.554 203.0mm 956.7mm
则收敛段长度为：
则：
R0 R0 Dt 7.20 406.0mm 2923.2mm Ln Ln Dt 2.9398 406.0mm 1193.6mm
X 0 Ln R0 sin e 1575.2mm Y0 R0 cos e De / 2 2324.0mm sin m ( Ln R0 sin e ) / ( R0 Dt ) 0.4731
故：
m arcsin 0.4731 28.24
则燃烧室横截面积为：
Ac qmc / qmdc 343.2 / 731.1 0.469m2
燃烧室直径为：
Dc 4 Ac / 0.773m 773mm
利用燃烧室收缩比求燃烧室直径 对于采用离心式喷注器的燃烧室， 也可以通过由统计数据得到的经验公式来确定收缩比， 即：
c 5 / pc Dt 5 / 4.874 0.406 3.554
1
推力室燃料质量流量：
qmof qmc qmoc 105.8kg / s
喷管的喉部面积：
At C* qmc / pc 0.1294m2