首先，老规矩，我婆铃仙镇楼！！
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1970-1-1 08:00 上传

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得到所有数据后，我们进行绘图

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本帖到此结束，谢谢大家阅览！

我们现在就只剩下了喷管还没有设计了，其实也就剩下喷管的扩张段了
喷管的扩张比，由喷管出口面积除以喷管喉部面积得到
也可以通过下面的公式得到：（单位要求国际单位制）


如果工作环境是在地面，出口大气压Pe为近似值为海平面大气压，也可以代入当地海拔情况下的大气压进行计算
比热比的数据跟之前的数据一样
从而可以得到喷管扩张端的出口面积和扩张比，然后推算出喷管的出口半径Re
已知喷管的扩张段出口的面积之后，可以求得喷管扩张端的长度。
由于采用的是标准的30°锥形喷管，所以说，我们也可以直接在绘图软件上面直接画出喷管，然后经过测量得出喷管长度。但是这一方法仅限喉部过渡段不是弧面的情况下可以采用。若是圆弧需要在此圆弧上面做相应的切线。所以我们要得出喷管扩张端的长度。
公式如下：


βe是喷管的扩张角度半角，也就是说，2βe=30°
R3是喉部过渡段到扩张段的圆弧半径，此圆弧的取值为：0＜R3＜Rt
也就是说，如果：R1＜Rt，可以直接将其划过去，R3=R1
如果嫌麻烦不想取值，或者直接带R1的数据去计算，计算出来的结果跟分别为LN±1mm左右，这点差距可以忽略不计

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数据同之前的数据，实际计算如下




现在我们得到了燃烧室的所有数据，就还差喷注器，喷注器我们将在另外一篇帖子中讲解。

求发动机圆筒段长度，并绘制燃烧室型面
首先，之前说过，发动机燃烧室的体积为特征长度*At，所以我们根据表格，得知燃烧室的特征长度在0.76~0.89，我在这里取0.8
L* At-Vc2=Vc1
Vc1/Ac=Lc1
已经知道了Ac还有Vc2，那就可以求得Lc1
同之前的数据，计算得出
Lc1=83.8mm  
四舍五入，发动机燃烧室长一点，取84mm，考虑到加工精度取84mm±0.01mm
作图

注意一点是，喷管收敛段的数据在图纸上保留两位小数

喷管收敛段的型面计算
喷管收敛段的型面，为了降低非轴向损失和摩擦损失，通常为两个圆弧过渡段作为喷管收敛段的设计。

其计算方法如下：
1.收敛段喉部过渡圆弧半径：R1=kDt（k：0.65~1.5）
2.收敛段入口过渡圆弧半径：R2=ρDt；（ρ：2~4）
在计算的时候，k通常取1.5，ρ通常取2.5（2.5是中国教科书建议取值，俄罗斯教科书上面讲建议取2，但是ρ稍微大一点可以燃烧更充分一点）

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收敛段长度：
利用该公式可以求出：


其中εc为燃烧室收缩比，Lc2是收敛段长度，Lc2=H+h

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求H和h的值，分别为收敛段入口过渡长度和喉部过渡长度
由该公式可以求得喉部过渡长度：


求H，直接Lc2-h就可以得出H的值
H和h的交点是R1和R2两段圆弧的切点的x轴投影点

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y为R1和R2圆弧的相切点的高，用该公式算出：

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说了那么多，代入实际的计算来看看

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得知了喷管收敛段的数据，即作图


其中R1的圆心是确定的，已知两圆弧的交点，即可做出第二个弧，即R2
算出喷管收敛段的体积，可以在Solidwork和UG里面建模，测出模型的体积。
其中，为了方便加工，也可以不用将喷管收敛段设计为圆弧，圆弧只是为了方便计算得出体积。可以用相同体积的圆台代替。
只不过，收敛段的角度有规定：收敛角度要在45°~80°之间，其原因也是考虑到非轴向损失和摩擦损失
得到收敛段体积之后，可以求出发动机圆筒段的体积，和长度。

得到了这些初步数据，现在我们来进一步计算
其中，我们得了解一下标准锥形喷管——扩张角度为30°的锥形喷管。其优点为利于制造，和改变喷管扩张比（喷管长度只需要加长和截短就可以了）
但是，缺点就是非轴向流动损失大（所谓的非轴向损失，见示意图。其实喷管的角度和长度，无论是锥形还是钟型，都存在非轴向损失和摩擦损失，这两个满足一个都会让宁外一个损失加大，所以都是取得中间值），根据多次不同扩张角度的试验得出的结果，所绘制出的锥形喷管的效率折线图最高点不超过0.97，且扩张角度在30°左右的时候最佳。所以，计算时喷管效率一般取0.97来计算。


（非轴向损失，即燃气以一定速度，跟喷管表面呈一定角度的流动，这部分燃气不能很好的被加速，所带来的推力损失；减少非轴向损失的措施是增加喷管长度，但是增长喷管来带的就是过大的摩擦损失，所以说这个是很矛盾的，不可避免的）

说了那么多，我们来实际运算一下
已知：一个小推力发动机 F=500N  ηc=0.95 ηn=0.97  γ=1.25
燃料：发烟硝酸——冬卡-250     Ivt=3193m/s  Tc=3185K


求得其喷管喉部直径，以及燃烧室直径
步骤如下

5.燃气比热比的取值和燃烧室热值的取值和气体常数R
比热比，

定义为定压比热cp与定容比热c

v

之比，通常用符号γ表示，即γ=Cp/Cv

其中，在火箭发动机设计里，燃气的比热比通常在：1.2~1.25的取值范围之间，通常为1.2为宜，

也可以视为一个常数

燃烧室热值，根据不同组元的推进剂所放出的热量而不同，这个可以查表获得

气体常数，理想气体常数为

8.314472J·mol

-1

·K

-1

除去液氢液氧和不常见的组元外，其他的组元燃气成分基本为 水 氮气和二氧化碳 ，所以R可以作为一个常数来看待，其中R=405J/(kg*K)

当然定性肯定得老老实实根据燃气不同成分来计算得到R

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知道这些数据有啥用？？？

当然是为了算出喷管喉部的At，方便下一步计算，计算式子如下：

γ是比热比的符号，R是气体常数 ，Tc是燃烧室的燃烧温度

4.小推力发动机相对质量流量经验公式
该式子用来确定小推力发动机的燃烧室截面积，从而算出燃烧室直径
如下：


其中，Ac是发动机燃烧室直径；Pc是燃烧室压力，根据所需要决定；qmc是总流量质量
其中，qmdr=4.61*10^-5kg/（s*Pa*㎡）

3.总流量质量
总流量质量，可以理解为发动机燃料的总量，发动机内部燃气的质量，单位是kg/s
其中，决定总流量质量的因素有：
1.推力；
2.燃烧效率和喷管效率；
3.比冲，查表取理论比冲；
其中这三个值都是变量，推力随自己决定；比冲由推进剂组元决定；燃烧效率和喷管效率由自己决定
由该式子决定：


该公式不限制于小推力发动机，适用于所有液体火箭发动机的总流量质量计算
其中比冲可查表可得
发动机燃烧效率和喷管效率分别取值为：0.95~0.98；
算出总流量质量后，我们可以算出发动机燃料中燃烧剂和氧化剂质量流量，喷管的面积，以及相对流量质量密度和燃烧室直径