业余火箭界的福音，为后人们提供了有实操性的蓝本[s::o]
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【图纸开放下载】LRE5000液体火箭发动机参考设计
想自己造一台火箭发动机？科创航天来帮你。图纸资料全到手，专家帮你解难题。测试设备坛友造，科创基金申经费。现在开始造液机，三年入轨不是梦。
LRE5000液体火箭发动参考设计 作者：科创航天广州项目组 本文链接：XXXXXXXXXXXXXXXXXX/?p=908 转载请注明作者和出处
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长期以来，液体火箭方面的资料仅有抽象的理论描述、一些剖面图和实物照片提供，绝少有3D模型流出。因此，我们总结了以往的发动机设计、试车和实际飞行经验，设计了这台适合爱好者动手DIY的液体火箭发动机。
本设计旨在提供液体火箭发动机的一般设计思路方法，并提供现成设计案例和结果。帖子中提供的3D模型足够清晰和明确，让您能够了解到液体火箭发动机的每个内部细节，进而让有兴趣的坛友展开仿制工作。
该设计的3D模型已经附带在帖子中，文中未标注的参数请在3D模型中查看。希望本文能起到抛砖引玉的作用，让更多坛友能动手开展液体火箭方面的实践。
请大家多多转载推送，让更多人加入征服太空的队伍！
3D模型
未注册需要下载请点击 XXXXXXXXXXXXXXXXXX/?p=908
1.燃料选取及燃料理论性能计算
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本次燃料为确定为液氧/乙醇，最佳氧燃比1.5使用cpropep软件
选择冻结流frozen equilibrium，这个模式算出的比冲偏低（保守结果）。
小型液体火箭发动机设计，后续计算一般都采用冻结流数据。计算得
燃温3231K 喉部燃温2935K 喷管出口温度 1788K
平均燃气分子量22.26g/mol Cp/Cv（燃气比热比）1.2
特征速度1692.8m/s 理论比冲253s 理论比冲253s
2.燃烧室内尺寸的确定
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使用echo坛友编制的液机内弹道软件
设计推力500kgf，按用途尺寸定室压为3MPa，喷注燃料压降0.8mpa
先把上面的计算结果输入进来。然后讲讲特征长度和径收敛比怎么取。
猎鹰坛友的Rocket Designer包含了特征长度数据.
因为我们打算采用互击式喷注器(详细介绍见下文)，燃料和氧化剂在撞击的时候有一次混合，并且因为是小发动机，特征长度可以取到比较小。
特征长度和燃料组合的燃烧反应速度有关系，反应快烧得快特征长度就短，反之则长。因为燃烧室需要的长度和流速有关系，所以我们不直接说燃烧室需要多长，而是说特征长度需要多少。
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液氧乙醇的组合特征长度是1.4-3.0m，实际取0.8-1.2m都是可行的。取得太长增加重量并且冷却会变得困难，太短燃烧不完全导致比冲损失。具体最佳数值是多少需要实测才知道，特征长度取值合适的发动机，大液滴到喷管喉部就基本上都烧完了（95%以上反应完毕）。不过如果取得不合适，只会导致比冲损失，但不会直接导致爆炸。
径收敛比影响燃烧室的直径和长度。粗的燃烧室内部流动比较慢，所以做得比较短也能保证燃烧完毕。细的燃烧室因为流速快，所以需要长一些以保证有足够的停留时间让混合物反应完毕。通常让燃烧室的长径比为1-2较好，所以就多算几遍，取不同的径收敛比直到燃烧室长径比落在1-2之间。
确定燃烧室内径100mm，长度150mm，喷管最窄处37.6mm，扩张比4.84
3.发动机结构设计
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采用铜合金制成燃烧室，冷却方法采用燃料再生冷却，冷却流道采用先旋压后焊接方式制造
燃烧室内壳体采用旋压方式制造。冷却夹套使用碳钢材质旋压加工后，剖成两半扣住燃烧室。
使用铜丝（图上未画出）维持燃烧室壳体和夹套之间的间距。
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/watch?v=nChgn9mv3RQ
这里可以看到哥本哈根亚轨道是怎么做旋压加工的
视频正在转到优酷请耐心等待
注意喷注器不是一个整体，而是由外固定环和喷注板组合成的，这样就为从内侧焊接固定燃烧室提供了可能性。
以下是冷却夹套焊接顺序
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喷注孔设计使用猎鹰坛友的Rocket Designer
乙醇密度0.8，液氧密度1.143。喷注压降一般取1/4-1/2燃烧室室压，压降提高将会使得出口速度提高，一般建议喷注速度20m/s以上。喷孔数量在加工方便的前提下，尽量多一些。计算出需要的喷注孔直径之后就可以把喷孔画到图上了。
在整个喷注面板上，流量并不是均匀分布的。一般可以选择单峰分布和双峰分布，这样有利于燃烧稳定性。
单峰分布是指在1/2半径的位置流量加大，该区域流量是面板其他位置的一倍。
双峰分布是在图上的基础上增加了圆心区域的流量密度，即把该区域的流量密度也提高到其他位置的一倍。
靠近燃烧室内壁的边缘区域流量比较小，以保护燃烧室内壁。
氧燃比分布，除了靠近燃烧室内壁的边缘区域需要调整为富燃料，以保护内壁之外，其他的部分均可按最佳氧燃比（或者稍稍低于最佳值）。
因为我们这个发动机很小，我们采用单峰分布“其他位置”流量为零，只有1/2半径处设置了喷孔，其他部位不设置。需要液膜冷却的自己在靠近燃烧室内壁的边缘区加上一圈就喷孔就行了。
实际上，对于较大的发动机，会考虑圆周上设置不同的流量密度。具体可以看哥本哈根亚轨道设计的TM65发动机，这里是组装视频，注意他的喷注器设计。
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/70350
如果流量设计值和实际值不一致，调整输送压力即可。
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对撞点距离喷注面板12mm，对撞角度45°，算出喷注孔距离12mm
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使用分液环对燃料进行分液。注意预燃室和分液环都是焊接在喷注板上的，推荐用氩弧焊拖焊方式。
喷注板和固定环也是焊接在一起的，注意焊接的时候用木板保护所有的孔。最后把分液环的盖板焊上。
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总体视图如上
左边：预燃室（上），液氧入口（下）。
右边：酒精入口。
图纸上是适配DN15不锈钢管的，管子插进去焊上即可。
预燃室中间的孔装12mm摩托车火花塞，左右两边各焊接不锈钢毛细管通入少量气氧和酒精用于点火。
这样你就需要4个阀：液氧主阀（淘宝有低温球阀可以买），乙醇主阀。氧气点火阀，乙醇点火阀
前两个可以是球阀，用电动球阀执行器去推动。后两个用电磁阀即可，淘宝有合适的耐高压的品种。
火花塞接ZVS电路最好，功率大则点火更可靠。
请注意喷管形面并没有调整到理论上的最优化形面，请大家酌情修改。
4. 输送系统
参考猎鹰坛友研制的液氧输送系统
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/52912
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液体火箭发动机设计教材在此下载
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Solidworks2014模型，STP模型
特别感谢提供研发经费的坛长刘虎；提供设计软件的资深会员猎鹰（马XX）；广州项目组的发动机专家王XX、黄XX同志，提供帮助的novakon坛友，提供测控系统的黄XX（2），吴XX同志；来自中科大精通流体力学的拔刀斋坛友；精通液体火箭技术的echo坛友；以及来自航天X院为我们提供无私帮助的XX和XX坛友。正因为有了你们，国内的爱好者才能达到现在的水准。
最后做个广告：177957196 科创航天官方公开群
科创航天官方网站 XXXXXXX 联络邮箱 sa (at) XXXXXXXX
LRE5000液体火箭发动参考设计 作者：科创航天广州项目组 本文链接：XXXXXXXXXXXXXXXXXX/?p=908 转载请注明作者和出处
长期以来，液体火箭方面的资料仅有抽象的理论描述、一些剖面图和实物照片提供，绝少有3D模型流出。因此，我们总结了以往的发动机设计、试车和实际飞行经验，设计了这台适合爱好者动手DIY的液体火箭发动机。
本设计旨在提供液体火箭发动机的一般设计思路方法，并提供现成设计案例和结果。帖子中提供的3D模型足够清晰和明确，让您能够了解到液体火箭发动机的每个内部细节，进而让有兴趣的坛友展开仿制工作。
该设计的3D模型已经附带在帖子中，文中未标注的参数请在3D模型中查看。希望本文能起到抛砖引玉的作用，让更多坛友能动手开展液体火箭方面的实践。
请大家多多转载推送，让更多人加入征服太空的队伍！
3D模型
1.燃料选取及燃料理论性能计算
本次燃料为确定为液氧/乙醇，最佳氧燃比1.5使用cpropep软件
选择冻结流frozen equilibrium，这个模式算出的比冲偏低（保守结果）。
小型液体火箭发动机设计，后续计算一般都采用冻结流数据。计算得
燃温3231K 喉部燃温2935K 喷管出口温度 1788K
平均燃气分子量22.26g/mol Cp/Cv（燃气比热比）1.2
特征速度1692.8m/s 理论比冲253s 理论比冲253s
2.燃烧室内尺寸的确定
使用echo坛友编制的液机内弹道软件
设计推力500kgf，按用途尺寸定室压为3MPa，喷注燃料压降0.8mpa
先把上面的计算结果输入进来。然后讲讲特征长度和径收敛比怎么取。
猎鹰坛友的Rocket Designer包含了特征长度数据.
因为我们打算采用互击式喷注器(详细介绍见下文)，燃料和氧化剂在撞击的时候有一次混合，并且因为是小发动机，特征长度可以取到比较小。
特征长度和燃料组合的燃烧反应速度有关系，反应快烧得快特征长度就短，反之则长。因为燃烧室需要的长度和流速有关系，所以我们不直接说燃烧室需要多长，而是说特征长度需要多少。
液氧乙醇的组合特征长度是1.4-3.0m，实际取0.8-1.2m都是可行的。取得太长增加重量并且冷却会变得困难，太短燃烧不完全导致比冲损失。具体最佳数值是多少需要实测才知道，特征长度取值合适的发动机，大液滴到喷管喉部就基本上都烧完了（95%以上反应完毕）。不过如果取得不合适，只会导致比冲损失，但不会直接导致爆炸。
径收敛比影响燃烧室的直径和长度。粗的燃烧室内部流动比较慢，所以做得比较短也能保证燃烧完毕。细的燃烧室因为流速快，所以需要长一些以保证有足够的停留时间让混合物反应完毕。通常让燃烧室的长径比为1-2较好，所以就多算几遍，取不同的径收敛比直到燃烧室长径比落在1-2之间。
确定燃烧室内径100mm，长度150mm，喷管最窄处37.6mm，扩张比4.84
3.发动机结构设计
采用铜合金制成燃烧室，冷却方法采用燃料再生冷却，冷却流道采用先旋压后焊接方式制造
燃烧室内壳体采用旋压方式制造。冷却夹套使用碳钢材质旋压加工后，剖成两半扣住燃烧室。
使用铜丝（图上未画出）维持燃烧室壳体和夹套之间的间距。
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/watch?v=nChgn9mv3RQ
这里可以看到哥本哈根亚轨道是怎么做旋压加工的
视频正在转到优酷请耐心等待
注意喷注器不是一个整体，而是由外固定环和喷注板组合成的，这样就为从内侧焊接固定燃烧室提供了可能性。
以下是冷却夹套焊接顺序
1固定环和铜制燃烧室套在一起，焊枪伸入环内焊接内侧接缝。
2 燃烧室外侧放铜丝并做点焊
3套上夹套焊接固定环与夹套的外侧接缝。
4剖成两半的夹套重新焊接成一个整体。
5通过异种材质焊接方式连接到燃烧室尾部。
喷注孔设计使用猎鹰坛友的Rocket Designer
乙醇密度0.8，液氧密度1.143。喷注压降一般取1/4-1/2燃烧室室压，压降提高将会使得出口速度提高，一般建议喷注速度20m/s以上。喷孔数量在加工方便的前提下，尽量多一些。计算出需要的喷注孔直径之后就可以把喷孔画到图上了。
在整个喷注面板上，流量并不是均匀分布的。一般可以选择单峰分布和双峰分布，这样有利于燃烧稳定性。
单峰分布是指在1/2半径的位置流量加大，该区域流量是面板其他位置的一倍。
双峰分布是在图上的基础上增加了圆心区域的流量密度，即把该区域的流量密度也提高到其他位置的一倍。
靠近燃烧室内壁的边缘区域流量比较小，以保护燃烧室内壁。
氧燃比分布，除了靠近燃烧室内壁的边缘区域需要调整为富燃料，以保护内壁之外，其他的部分均可按最佳氧燃比（或者稍稍低于最佳值）。
因为我们这个发动机很小，我们采用单峰分布“其他位置”流量为零，只有1/2半径处设置了喷孔，其他部位不设置。需要液膜冷却的自己在靠近燃烧室内壁的边缘区加上一圈就喷孔就行了。
实际上，对于较大的发动机，会考虑圆周上设置不同的流量密度。具体可以看哥本哈根亚轨道设计的TM65发动机，这里是组装视频，注意他的喷注器设计。
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/70350
如果流量设计值和实际值不一致，调整输送压力即可。
对撞点距离喷注面板12mm，对撞角度45°，算出喷注孔距离12mm
对撞点到面板的距离取12mm(绿线)，是为了不让对撞的液滴飞溅到喷注面板上。这个是测试出来的。液体溅到面板上可能引起面板面板损坏或者过热。
对撞角度合适的情况下，液流的动量和（质量流量*速度）的方向是朝下而且稍微向中心收拢的。
有以上两个参数之后可以算出喷注孔距离。
使用分液环对燃料进行分液。注意预燃室和分液环都是焊接在喷注板上的，推荐用氩弧焊拖焊方式。
喷注板和固定环也是焊接在一起的，注意焊接的时候用木板保护所有的孔。最后把分液环的盖板焊上。
总体视图如上
左边：预燃室（上），液氧入口（下）。
右边：酒精入口。
图纸上是适配DN15不锈钢管的，管子插进去焊上即可。
预燃室中间的孔装12mm摩托车火花塞，左右两边各焊接不锈钢毛细管通入少量气氧和酒精用于点火。
这样你就需要4个阀：液氧主阀（淘宝有低温球阀可以买），乙醇主阀。氧气点火阀，乙醇点火阀
前两个可以是球阀，用电动球阀执行器去推动。后两个用电磁阀即可，淘宝有合适的耐高压的品种。
火花塞接ZVS电路最好，功率大则点火更可靠。
请注意喷管形面并没有调整到理论上的最优化形面，请大家酌情修改。
4. 输送系统
参考猎鹰坛友研制的液氧输送系统
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/52912
液体火箭发动机设计教材在此下载
XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/wp-content/uploads/2012/08/%E6%B6%B2%E4%BD%93%E7%81%AB%E7%AE%AD%E5%8F%91%E5%8A%A8%E6%9C%BA%E8%AE%BE%E8%AE%A1%E4%B8%8E%E5%88%B6%E4%BD%9C.pdf
特别感谢提供研发经费的坛长刘虎；提供设计软件的资深会员猎鹰（马XX）；广州项目组的发动机专家王XX、黄XX同志，提供帮助的novakon坛友，提供测控系统的黄XX（2），吴XX同志；来自中科大精通流体力学的拔刀斋坛友；精通液体火箭技术的echo坛友；以及来自航天X院为我们提供无私帮助的XX和XX坛友。正因为有了你们，国内的爱好者才能达到现在的水准。
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[修改于 9年8个月前 - 2015/05/01 22:04:23]
有一个问题，喷注压降0.8mpa真的合适吗？0.6mpa的压降如何？
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很好的开端。
其实液机的设计任务中，供液系统的设计难度和严谨性要高于内弹道等。喷注压降，燃烧室型腔的选择应有足够的理论支持，不能拍拍脑瓜就随便定一个。文献上有对其声学设计的长篇论述，可以参考学习。
在LZ设计中没有看到O/F管路中的主动恒流系统，那么，较低的喷注压降下，就会有以下几种情况发生：
一是：O、F喷注器与燃烧室的声学谐振关系为同相位，室压因某种原因（喷注孔工艺或杂质汽蚀等）升高（必须背压增量低于喷注压降，否则火焰猝灭），那么O、F流量在一定时延之后必然减小，室压自动降低。乍一看似乎此种负反馈能自动稳定燃烧室压力，可以近似认为是比例P控制模型。
但，P与喷注压降紧密相关，大家都知道P过大将引发超调震荡（喷注器声振），后果可重可轻。
二是：O、F喷注器与燃烧室的声学谐振关系为反相位（类似音箱倒相孔）， 后面自行脑补。
三是：太多了，例如O喷注孔与F喷注孔存在反相什么的。
总之，设计不完善的情况下，提高一点喷注压降是没错的，拿个阀门慢慢调，运气好的话还是能点火正常运行的。
复杂还是简单这就看设计者想做到什么地步了。
其实液机的设计任务中，供液系统的设计难度和严谨性要高于内弹道等。喷注压降，燃烧室型腔的选择应有足够的理论支持，不能拍拍脑瓜就随便定一个。文献上有对其声学设计的长篇论述，可以参考学习。
在LZ设计中没有看到O/F管路中的主动恒流系统，那么，较低的喷注压降下，就会有以下几种情况发生：
一是：O、F喷注器与燃烧室的声学谐振关系为同相位，室压因某种原因（喷注孔工艺或杂质汽蚀等）升高（必须背压增量低于喷注压降，否则火焰猝灭），那么O、F流量在一定时延之后必然减小，室压自动降低。乍一看似乎此种负反馈能自动稳定燃烧室压力，可以近似认为是比例P控制模型。
但，P与喷注压降紧密相关，大家都知道P过大将引发超调震荡（喷注器声振），后果可重可轻。
二是：O、F喷注器与燃烧室的声学谐振关系为反相位（类似音箱倒相孔）， 后面自行脑补。
三是：太多了，例如O喷注孔与F喷注孔存在反相什么的。
总之，设计不完善的情况下，提高一点喷注压降是没错的，拿个阀门慢慢调，运气好的话还是能点火正常运行的。
复杂还是简单这就看设计者想做到什么地步了。
引用
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楼主你好
请加我QQ1974811121 我是新手，想跟你请教一点东西，谢谢~[s::handshake]
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液氧是由高压气瓶做输出这个设计好巧妙省掉了输出泵，
不过有个问题在液氧从单向阀输出的时候遇到空气汽化造成低温不知道阀门能不能扛得住？
不过有个问题在液氧从单向阀输出的时候遇到空气汽化造成低温不知道阀门能不能扛得住？
引用
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引用 hunter2:高压气这是用的最多，最广泛的一种啊。叫挤压循环
液氧是由高压气瓶做输出这个设计好巧妙省掉了输出泵，
不过有个问题在液氧从单向阀输出的时候遇到空气汽化造成低温不知道阀门能不能扛得住？
引用
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引用 丿丿丿:涨姿势了~不过我还是有点不懂，氢氧在高压下可以成液体，如果打开阀门顺着管道流向喷口，那么从管道到喷口这段遇到空气汽化结冰会不会堵住？
高压气这是用的最多，最广泛的一种啊。叫挤压循环
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引用 hunter2:光在高压下是不可能形成液体的，必须有低温。管道内一般不堵
涨姿势了~不过我还是有点不懂，氢氧在高压下可以成液体，如果打开阀门顺着管道流向喷口，那么从管道到喷口这段遇到空气汽化结冰会不会堵住？
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