文档介绍：“北航 2 号”固液火箭发动机热力计算
及性能分析
李新田何勇攀田辉
(北京航空航天大学宇航学院,100191,北京)

摘要:“北航 2 号”固液探空火箭是由北京航空航天大学宇航学院 17 名学生设计制作,用于验证固
液火箭发动机新技术,并具有气象探测用途的固液探空火箭。本文采用计算燃烧产物平衡组分的布林克莱
法,对“北航 2 号”固液火箭发动机所采用的 N2O/HTPB 推进剂组合进行了热力计算,给出了主要计算结
果;分析了金属燃料的添加、室压及氧燃比变化对发动机性能参数的影响,得出了相关结论。推进剂中添
加一定量的金属 Mg、Al 能提高推剂性能,降低最佳氧燃比;发动机比冲随着室压的增加而增大,同时压
力越高,其对比冲的影响越小。最后将地面试验结果与理论值进行了比较,并对影响发动机工作效率的原
因进行了分析。
关键词:“北航2号”,固液火箭发动机,热力计算

1. 引言
固液火箭发动机是采用液体氧化剂和固体燃料的混合火箭发动机。和纯固体或纯液体
火箭发动机相比,固液火箭发动机在安全性、可靠性及经济性等方面都具有很大优势。
2008 年 12 月 5 日,“北航 2 号”固液探空火箭在中国酒泉卫星发射中心成功进行了飞
行试验。“北航 2 号”固液探空火箭由北京航空航天大学宇航学院飞行器设计与工程、飞行
器动力工程、探测制导与控制技术三个专业 17 名学生负责设计与制作,主要用于验证固液
火箭发动机新技术,并兼有气象探测任务。“北航 2 号”固液探空火箭采用的推进剂为
N2O/HTPB(端羟基聚丁二烯)组合,并在 HTPB 推进剂中添加有一定量的金属。
火箭发动机热力计算是发动机设计工作中的基本计算之一,它为发动机的设计提供原
始数据,主要包括燃烧室中燃烧过程的热力计算和喷管中流动过程的计算两部分。
固液火箭发动机的氧燃比由氧化剂流量、装药药型及药柱燃速等因素共同决定,在工
作过程中会不断变化,推进剂假定化学式也随之改变,这就要求计算程序有较强的适应性,
在不同的初始条件下能迭代得出收敛结果。
本文采用计算平衡组分的布林克莱法对 N2O/HTPB 推进剂组合进行了热力计算,并对
金属燃料(如 Mg,Al)的添加、燃烧室压力及氧燃比变化对发动机性能的影响进行了分
析。
2. 热力计算方法
给定压力和温度条件下燃烧产物平衡组分的计算是热力计算的主要组成部分,主要方
法有平衡常数法、最小吉布斯自由能法及布林克莱法等。布林克莱法在选取迭代计算初值
时,可采用解析的经验表达式。计算实践表明,在不同比例的推进剂组合和氧燃比条件下,
迭代计算具有较好的收敛性。本文采用布林克莱法进行计算。
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计算模型及基本假设
燃烧室热力计算采用绝热-化学平衡[1]模型,计算时作如下假设:
(1)推进剂的燃烧过程为绝热过程,燃烧产物与外界无热交换,燃烧所释放的热量全
部被燃烧产物吸收;
(2)推进剂的燃烧产物处于化学平衡状态;
(3)燃烧产物中的气体都认为是完全气体,符合完全气体状态方程;
(4)燃烧过程为等压燃烧。
喷管热力计算采用平衡加冻结模型:即先平衡膨胀到给定马赫数,再冻结膨胀到给定
压强。喷管上游的流动由于密度较大、温度较高