冲压发动机模式： Ma>3
按结构布局分为：串联式布局和并联式布局
串联式布局的TBCC
并联式布局的TBCC
特点
利用空气中的氧，能自主起飞和着陆，飞行轨迹灵活
潜在用途
轨道飞行器的第一级动力系统 低成本高速飞行试验平台的动力系统 高速侦察机的动力系统 高速巡航导弹的动力系统
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC)
一种典型的RBCC方案
1.4.3涡轮基组合循环发动机（TBCC） TBCC(Turbine Based Combined Cycle) 定义：将涡轮或涡扇发动机和冲压发动机组合起来形成 的具有多种工作模式的发动机。
涡轮或涡扇发动机模式：起飞或加速段，Ma≤3
1.4.2火箭基组合循环发动机(RBCC) RBCC(Rocket Based Combined Cycle) 定义：将传统的火箭发动机和吸气式发动机组合在一起, 形成的具有多种工作模态的发动机，在不同的飞行阶 段启用不同的飞行模式，以达到发动机的最佳性能。 火箭引射模态：Ma<3 亚燃冲压模态： 3<Ma<5 超燃冲压模态：6<Ma<10 纯火箭模态： Ma>10
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1.4 组合发动机
1.4.1 固体火箭冲压发动机(SDR)
SDR(Solid Ducted Rocket)
燃气发生器 助推器 尾喷管
进气道
点火器
冲压燃烧室
整体式固体火箭冲压发动机示意图
非整体式固体火箭发动机示意图
SDR分为整体式固体火箭冲压发动机(ISPR—Integral Solid Propellant Ramrocket)和非整体式固体火箭冲压发动机。 整体式：固体助推器和冲压发动机共用一个燃烧室 非整体式：助推器自成一体，与冲压发动机无关， 其可与固体火箭冲压发动机串联或并联， 也可装于补燃室内，工作完抛出。
喷气发动机
空气喷气发动机
火箭发动机
组合发动机
涡 轮 喷 气 发 动 机
涡 轮 风 扇 发 动 机
冲 压 发 动 机
化 学 火 箭 发 动 机
电 火 箭 发 动 机
核 火 箭 发 动 机
固 体 火 箭 冲 压 发 动 机
(SDR)
(RBCC) (TBCC)
火 箭 基 组 合 循 环 发 动 机
涡 轮 基 组 合 循 环 合 动 机
p3 为工作高度处的大气的压强。
(1) 推力由两项组成，第一项为动量推力，第二项为压力推力； (2)推力公式中有A2p2项，说明喷管中的燃气膨胀到压力为零 是不可能零。
(3) 推力公式中存在-A2p3项，说明环境介质的作用降低了 推力室的推力。 推力/kN，比冲/s
比冲
推力
发动机的高度特性:发动机的这种推力随飞行高度变化而 改变的性质称为发动机的高度特性。
端面压力
F mv2 +A2 (p2 -p3 )
（2.5）
内壁面作用于控制体上的压力
图2 控制体受力图
4. 推力公式讨论
F mv2 A2 (p2 p3 )
其中， m 为单位时间推进剂的质量流量，kg/s; v2 为喷管出口截面处的排气速度，m/s; A2 为喷管出口处的横截面积； p2 为喷管出口处的燃气的压强；
2）按推进剂类型分为：可贮存推进剂、自燃和非自燃推进剂、低温推 进剂液体火箭发动机 3）按完成任务形式分为：主级、助推级、上面级和空间用液体火箭发动机；
4）按推力大小分为：大推力、小推力液体火箭发动机
5）按发动机的功能分为：主推进、辅助推进液体火箭发动机
中国运载火箭推进系统使用的主要液体发动机
发动机名称 YF20/YF20B YF21/ YF21B YF22 YF23 YF24 YF40 YF73 75吨(真空) 4.8吨(真空) 79.8吨(真空) 5吨(真空) 4.5吨(真空) 推力/kN 696.5/731.5 推进剂 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 N2O4/偏二甲肼 液氧/液氢 CZ-2、CZ3、CZ4火箭第一级发动机 CZ-2、CZ3、CZ4 第二级 主发动机 CZ-2、 CZ-3、 CZ 4A第二 级游机 CZ-2 、CZ-3、4A火箭第二级发动机 CZ-4A，-4B第三级 CZ-3火箭第三级发动机 应用
第2章 火箭发动机的主要参数
2.1 推力
1.推力产生的原因
大气压强p3
喉部 t
燃气压强pg
燃烧室
喷管
2. 推力的定义 推力室的推力：推力室工作期间，作用在推力室内表面 上燃气压力和作用在推力室外表面上的 大气压力的合力的轴向分量。 3. 推力公式的推导 假设： (1) 推力室工作高度处的大气压强为常数； (2) 推力室内的燃气流动为理想气体的一维定常（恒定）流； (3) 推力室为一维轴对称体。
3.1 理想火箭发动机
基本假设: 1)工质是均相的,并且其组成在整个发动机内保持不变; 2)工质是气态的，任何凝聚（液相或固相）物质的质量均可以忽略； 3)工质遵循理想气体定律; 4)在穿过发动机壁方向无传热过程，因而是绝热流； 5)无明显的摩擦，忽略所有的边界层效应； 6)喷管流动无激波或不连续性; 7)推进剂流动是定常的; 8)发动机喷管排出的全部燃气只具有轴线方向的速度; 9)在垂直于发动机轴线的任意截面上的燃气的速度、压力、温度和 密度都是均匀的； 10)燃烧室内的燃气处于化学平衡状态，且在喷管内不发生化学平 衡的转移；
1.4 组合发动机
发动机之间优势互补，进一步提高性能
充分利用空气中的氧气，降低动力装置 的质量，提高有效载荷
比冲与飞行马赫数的关系
单一类型的发动机无法满足要求
空天飞机：飞行高度0~60km以上， 马赫数10以上 单级入轨飞行器（SSTO)
产生反作用力的条件 1.初始能源 2.工质 3.实现能量转换的装置—推力器
u
内壁面作用于控制体 上的力 pg dA
A in
端面压力 p2 A2
喷管
燃烧室
图1推力室内外表面受力图
pg dA p2 A2 m2v2 m1v1
Ain
Fin pg dA p2 A2 mv2
v1
x
(2.4)
v2
Ain
F mv2 p 2 A2 p3 A2
1.1.2 固体火箭发动机
组成
包括燃烧室、固体推进剂装药、点火装置、喷管四部分。
图1.3 固体火箭发动机示意图
特点
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1.1.3 固液混合火箭发动机
正混合：燃烧剂为固体，氧化剂为液体 固液混合 火箭发动机 逆混合：燃烧剂为液体，氧化剂为固体
1—高压气瓶； 3—氧化剂贮箱； 5—喷注器； 7—燃烧室；
5.发动机的推力
Feng Fi Fj
i 1 j 1
n
k
式中 n和k分别是发动机的推力室 和涡轮废气排出管的个数；
Fi 为第i个推力室提供的推力；
F j为第 j 个废气排出管提供的推力。
泵压式液体火箭发动机示意图
国内外典型化学火箭发动机的推力
发动机代号 F-1 SSME YF-73 FY-81 国别 美国 美国 中国 中国 类型 液体发 动机 液体发 动机 液体发 动机 液体发 动机 推进剂 液氧/煤油 液氧/液氢 液氧/液氢 肼 推力 6770kN (地面） 2090kN (真空） 44.44kN (真空） 9.8N,39. 2N,58.8N 推力类型 大推力 大推力 中推力 小推力 用途 5台组成土星5 号一级发动机 3台组成航天飞 机的主发动机 CZ-3火箭第3 级发动机 CZ-3运载火箭 第3级姿态控制 发动机
固体火箭冲压发动机的特点
(1) 与火箭发动机相比较，SDR具有较高的比冲， 约为：600~1200s; (2) 与冲压发动机相比较，结构更简单、工作可靠性 更高。 固体火箭冲压发动机的应用 主要用于地空导弹、空空导弹， 如美国的地空导弹SAM-6（20世纪70年代）, 欧洲的Meteor（流星）超视距空空导弹(20世纪90年代)， 俄罗斯的R-77M （ 20世纪90年代）。
1—燃烧挤贮箱； 3—增压阀门； 5—齿轮箱； 7—燃烧剂泵； 9—推力室； 11—蒸发器；
2—氧化剂贮箱； 4—涡轮； 6—氧化剂泵； 8—主阀门； 10—燃气发生器； 12—火药启动器
图1.2 液体火箭发动机示意图
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分类
1）按推进剂组元数目分为：单组元、双组元、三组元液体火箭发动机
几种常用的推力室的推力
l 设计状态推力FD 此时， p2 p3 ，有 FD mv2 l 海平面推力 F0 此时，p3 p0 101325 Pa，有 F0 mv2 ( p2 p0 ) A2 l 真空推力 FV p3 0 ，即发动机在真空状态下工作，有 此时，
FV mv2 p2 A2
YF75
YF77 YF100
8吨(真空)
50吨(地面) 120吨(地面)
液氧/液氢
液氧/液氢 液氧/煤油
CZ-3A 、3B、3C第三级发动机
以5米模块(2个50吨YF-77)为芯级，以4个3.35米模块(2个120吨YF-100)为助推器。
YF24液体火箭发动机
50吨氢氧发动机— YF-77
120吨液氧煤油发动机— YF-100
p3 A2
p
n
pg
dA
dF p dA n p dA
F Fin Fex
F pg dA p3dA
Ain Aex
(2.1)
(2.2)
Fex p3dA p3 dA p3 A2
Aex Aex
(2.3)
大气压强p3