火箭发动机原理复习提纲
发动机原理复习提纲!!!!!
第一章发动机的性能一.主要内容1.理论循环的定义，理论循环的评定参数。
2.发动机实际循环的定义。
3.示功图的概念。
4.指示指标与有效指标。
5.机械效率的定义，机械损失的测定，影响发动机机械损失的因素。
6.热平衡的基本概念。
二.重点1.对发动机理论循环与实际循环的分析2.发动机的指示指标与有效指标3.发动机的机械损失组成、影响因素三.难点1.理论循环的比较2.循环热效率及其影响因素3.有效指标的分析与提高发动机动力性和经济性的4.汽车发动机机械效率的测定方法5.热平衡（实际循环热平衡、发动机热平衡）1.理论循环的定义，理论循环的评定参数。
答：理论循环定义：发动机的理论循环是将非常复杂的实际工作过程加以抽象简化，忽略一些因素，所得出的简化循环。
理论循环评定参数：循环热效率ηt:指热力循环所获得的理论功W t与为获得理论功所加入的总的热量Q1之比,即ηt=W t/Q1=1-Q2/Q1循环热效率是用来评价动力机械设备在能量转换过程中所遵循的理论循环的经济性。
循环平均压力P t：指单位气缸工作容积所做的循环功，即P t=W t/V s=ηt·Q1/ V s循环平均压力是用来评价循环的做功能力。
1.发动机实际循环的定义。
答：发动机实际循环的定义：发动机的实际循环是由进气行程、压缩行程、做功行程以及排气行程4个行程5个过程组成的工作循环。
发动机的热平衡:是指发动机实际工作过程中所加入气缸内的燃料完成燃烧时所能放出的热量的具体分配情况。
发动机理论循环的定义发动机的机械损失组成、影响因素————刘忠俊答：发动机的机械损失组成包括：①发动机内部相对运动件的摩擦损失；②驱动附件的损失；③换气过程中的泵气损失。
影响因素：⑴气缸内最高燃烧压力（凡是导致最高燃烧压力上升的因素都将加大摩擦损失，导致机械损失加大）；⑵转速——转速N上升，机械损失功率增加，机械效率下降；⑶负荷——随负荷减少，机械效率ηm下降，直到空转时，有效功率Pe=0；⑷润滑条件和冷却水温度；⑸发动机技术状况。
火箭发动机原理复习提纲
火箭发动机原理复习提纲
一、引言
-火箭发动机的重要性和广泛应用
-火箭的基本原理和发射过程
二、火箭发动机的基本构成
-推进剂系统：推进剂的种类和特性
-燃烧室和喷管系统：燃烧的基本原理和燃烧室的结构、燃料和氧化剂的混合和燃烧过程、喷管的作用和设计原则
三、火箭发动机的工作循环
-压力供给系统：泵的类型和工作原理、高压燃料和氧化剂的供给过程
-燃烧循环：燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧的过程
-喷射循环：喷嘴和喷管的设计、喷射出口的速度和压力
四、常见火箭发动机类型和特点
-固体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-液体火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势-混合火箭发动机：构造和工作原理、优点和缺点、应用和发展趋势五、火箭发动机的性能参数
-推力：定义、计算和影响因素
-准航程：定义、计算和影响因素
-有效速度和比冲：定义、计算和影响因素
六、火箭发动机的发展趋势和未来展望
-新材料和制造工艺的应用
-火箭发动机的性能提升和重量减轻
-环保和可再生能源的发展对火箭发动机的影响
七、火箭发动机的应用领域
-航天探索和太空探测
-武器系统和军事应用
-商业和民用应用
八、总结和展望
-火箭发动机的重要性和发展前景
-未来对火箭发动机研究的需求和方向
以上提纲可以根据自己的需要进行修改和补充，让复习内容更加全面和详细。
同时，可以结合具体的例子和实践应用，提高对火箭发动机原理的理解和应用能力。
火箭发动机新技术-复习大纲
火发新技术课复习大纲塞式喷管技术1.塞式喷管的构成、主要结构参数的定义。
a)塞式喷管主要由内喷管和塞锥构成。
b)两个膨胀面积比：内喷管的扩张比εi，塞式喷管的总膨胀面积比εt塞式喷管总膨胀面积比是传统喷管的扩张比具有相同的物理意义，均表2.型喷管，在低于设计高度上仍然具有高性能。
3.多单元塞式喷管的主要结构类型多单元塞式喷管按照排列方式可以分为环形和线性两种。
a)环形包括环喉式、环簇式、环形（瓦状单元）b)线性包括直排式（瓦状单元）、直排式（三维内喷管）和环直形（瓦状单元）4.采用圆转方内喷管的必要性1)能够保证喉部区域的热防护要求，圆形截面的冷却换热效果最好，强度最高。
2)便于减少线性排列的多个单元推力室之间的间隙，还可更好地与塞锥贴合3)可以采用二维平板式塞锥型面，从而使得塞锥的设计加工都得到简化。
特种推进技术1.电推进与化学推进工作机制的区别是什么？电推进装置是利用电能加热或者直接加速推进剂，使得推进剂以高速喷出产生反作用推力。
然而在化学推进中，推进剂燃烧使化学能转化为热能，然后在喷管中膨胀加速，使热能转化为动能。
并且在电推进中，能源系统和推进剂供给系统是相互独立的；而在化学推进中是一体的。
2.电推进的工作特点是什么？1)比冲高，大大节省推进剂质量，提高有效载荷比2)推力小3)比冲（或推力）越高，需要的功率越大4)属外能系统，受总冲影响小5)对于给定的控制时间，存在一个最佳比冲，使功率和推进剂质量流量最小3.典型的电推进推力器分类按照加速机理的不同，一般可分为：1)电热式推力器：电阻加热式推力器、电弧加热等离子体推力器和微波加热等离子体推力器；2)静电式推力器：霍尔推力器、离子推力器等；3)电磁式推力器：PPT、SF-MPD、AF-MPD等；4.微推进推力器分类1)微电推进：电热式、静点式、电磁式；2)化学微推进：固体微推进、液体微推进；3)冷气微推进；5.介绍不同种类电推进推力器的工作原理1)离子推力器：由阴极发射出的电子，在径向磁场的作用下在放电室以螺旋线的轨迹向阳极运动，在运动的过程中与中性推进剂粒子碰撞，使得中性原子电离，电离的离子在加速栅极的作用下高速喷出产生推力。
固体火箭发动机原理复习笔记
固体火箭发动机原理第一章绪论1.1绪论火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。
固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。
固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质）种类：双基、复合、复合改双基推进剂装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室）特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构形状：长圆筒型热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法喷管（是火箭发动机的能量转换部件）拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形）大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等）喷管基本功能：1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧）组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药）或点火发动机（尺寸较大的装药）固体火箭发动机的特点：优点：1.结构简单（固体火箭发动机最主要的优点）。
发动机设计复习整理
火箭发动机设计复习提纲1．发动机总体参数有哪些？确定总体参数的依据是什么？固体火箭发动机详细设计步骤？总体参数：●总体结构形式的确定及主要结构材料的选择●推进剂的选择●装药型式●发动机直径和长径比的选择●燃烧室压力的选择●喷管膨胀比的选择总体参数的依据：1)发动机用途：发动机的用途主要指所用导弹的类型和级别2)性能指标：发动机总冲及其偏差，发动机比冲及其偏差，推力方案，发动机工作时间，推力控制，可靠性3)约束条件：总长，直径，质量，重心位臵，点火延迟时间，推力终止装臵的要求4)环境条件：贮存环境，运输环境，使用环境，飞行环境5)勤务处理及经济方面的要求详细设计涉及装药、内弹道、燃烧机理以及壳体受热、应力分析等等一系列设计、分析、计算过程。
整个计算过程包含着一系列的重叠和反复（与初步设计之间也存在反复）。
设计步骤：（1）推进剂热力计算：其目的是求得推进剂的热力学性质，为发动机性能预估中内弹道计算提供原始参数。
另外，有时还要求给出排出燃气的组成，作为考虑排气烟雾的依据。
（2）药柱设计：一般包含三个基本部分，几何形状设计、内弹道性能计算和结构完整性分析。
（3）燃烧稳定性分析：基于对不稳定燃烧机理的研究，配合先进的计算方法，目前对发动机内的燃烧稳定性可以进行预估性验算。
（4）发动机结构设计、受热及强度分析：包括燃烧室、喷管及点火器结构设计和发动机各部分的密封设计；而壳体和喷管设计则必然伴随着受热、选材、烧蚀及强度方面的考虑。
（5）流场分析。
2．由于发动机使用温度范围的不同会导致内弹道性能的不稳定，在结构上应采取什么措施？固体推进剂的燃速受初温影响比较严重，使用环境的温度不同，发动机内推进剂的燃速不同，从而导致发动机内弹道性能变化，此时可采用可更换喷管或可调喷管结构，改变喉部面积大小，与实际燃速相适应，以减小初温改变带来的影响。
3．弹道导弹发动机结构有何特点？（1）一般采用贴壁浇铸的内孔燃烧药柱，这样既可以实现大推力、长工作时间，达到射程远的目的；又解决了大尺寸药柱的制造、支撑及室壁隔热问题。
火箭扫盲：火箭发动机基础知识
⽕箭扫盲：⽕箭发动机基础知识⽕箭发动机基础知识【译⾃美国某⽕箭业余爱好者⽹站】⽕箭推进剂剪草机、汽车、卡车、⼩型飞机⽤的是内燃发动机，以汽油或柴油为燃料。
需要两种成份——氧和热量——才能燃烧。
汽油引擎的热量由⽕花塞提供，柴油引擎的热量来⾃压缩燃料。
它们都从空⽓中获得氧。
⽽在⽕箭⾥，推进剂是⼀种燃料和氧化剂的混合物，所以⽆需从空⽓中获得氧。
这正是⽕箭可以在⽔下和真空的太空中⼯作的原因。
这⾥不多讲技术，有关推进剂的化学知识后⾯再说，你也可以从很多⽹站找到有关的详尽知识。
氧可以是纯氧，例如宇宙飞船以液态氧为氧化剂，以液态氢为燃料（这是已知效率最⾼的推进剂）；也可以是含有氧的氧化剂化合物。
有很多种化学品是氧化剂。
在技术上，氧化剂甚⾄⽆需含有氧，⽽只需是可以在氧还原反应中放出电极的化学物质即可。
发动机如何⼯作最基础的⽕箭发动机由三部分组成：壳体（Case），喷管（Nozzle）及推进剂（Propellant）。
事实上⽕箭发动机⾥还有⼀个部分，即燃烧室。
在我们这个最简单的版本⾥，以推进剂中央的空处为燃烧室。
为产⽣可⽤推⼒，发动机内的压⼒必须⼤⼤地⾼于外⾯的⼤⽓压。
更⾼的内部压⼒将推进剂燃烧产物经⼩孔（喷管）⾼速喷出。
引擎的推⼒取决于特定时间内喷管的喷发量，也取决于速度。
速度取决于壳体内⾥的压⼒和喷管喉部的直径。
喷发量取决于推进剂的燃烧⾯积和燃速。
燃速取决于推进剂的类型（如混合物中的化学成分及其占⽐）和粒径及压⼒。
⽕箭推进剂的燃速随压⼒上升⽽上升。
燃烧⾯积是由推进剂的形状决定的。
你将在后⾯看到，即使是对最简单的⽕箭发动机，设计者也必须记住⼀系列相互影响的特性，并在设计时考虑到。
拉伐尔喷管拉伐尔喷管是对基本发动机的改进。
喷管可分为三个部分：收敛段，喉部，扩散段。
⾼压、低速⽓体进⼊收敛段，化为⾼速、低压⽓体喷出扩散段。
为收到效果，⽓体在进⼊喷管之前必须以低于⾳速的速度运动，在喉部增速超过⾳速，最后超⾳速⽓体在扩散段展开使得速度进⼀步提⾼。
火箭发动机原理教学大纲
《火箭发动机原理》课程教学大纲课程代码：110132307课程英文名称：Solid Rocket Motor课程总学时：32 讲课：32 实验：0 上机：0适用专业：弹药工程与爆炸技术大纲编写（修订）时间：2017.10一、大纲使用说明（一）课程的地位及教学目标本门课程是弹药工程与爆炸技术专业的一门专业选修课。
固体火箭发动机是卫星、火箭、飞机、导弹等产品的动力装置，它在现代科学技术研究，国民经济的发展，人们日常生活的改善等方面有着很大的利用价值，在本专业中对于火箭、导弹或炮弹增程有着极其重要的作用。
通过本课程的学习，学生将达到以下要求：1．熟练掌握固体火箭发动机的基本结构、工作原理，燃气在喷管与燃烧室内的流动过程，掌握固体火箭发动机内弹道的计算方法。
2．掌握固体火箭发动机的总体结构设计方法。
3．要求学生能将所学知识灵活运用于产品的设计和生活实践当中。
（二）知识、能力及技能方面的基本要求要求学生理解并掌握《火箭发动机原理》这门课程，使学生对固体火箭发动机有一定的认识。
1.掌握固体火箭发动机原理的主要内容，包括固体火箭发动机的工作原理、固体火箭推进剂以及固体火箭推进剂在燃烧室中的燃烧过程、燃气在喷管中的流动过程、固体火箭发动机性能参数、固体火箭发动机的热力计算、固体火箭发动机的内弹道计算方法等方面的知识。
2.掌握固体火箭发动机设计的主要内容，包括固体火箭发动机的基本结构，主要设计参量的选择，发动机结构的初步设计等。
3.了解固体火箭发动机的应用及发展趋势，并能用所学知识指导在本领域的技术研究和产品的设计。
（三）实施说明1．教学方法：课堂讲授中重点对固体火箭发动机的基本概念，工作原理和设计方法进行讲解。
培养学生的思考能力和分析问题的能力。
在讲授中注意采用理论知识与实际应用相结合的方法，提高学生分析问题、解决问题的能力。
2．教学手段：在教学中主要采用电子教案、CAI 课件及多媒体教学系统等教学手段相结合。
西工大固体火箭发动机知识点精品总结
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。
工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。
工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。
缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。
二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。
F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。
把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。
2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。
3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度3.流量系数的倒数为特征速度C ∗,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。
4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。
当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。
5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。
确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。
6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。
确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。
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火箭发动机复习提纲1、火箭发动机主要组成？工作过程？优、缺点？2、掌握表征火箭发动机性能的各主要参数的定义、计算公式、影响因素等，如推力（真空推力、特征推力、等效喷气速度）、推力系数、比冲、总冲、特征速度、工作时间、燃烧时间、点火延迟时间、冲量系数等。
13、按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂和复合推进剂各属于什么推进剂？各自的基本组元？它们稳态燃烧过程的主要区别是什么？4、推进剂的燃速？常用的燃速公式？推进剂的燃速特性？确定燃速特性的主要方法？燃速与哪些因素有关？何谓燃速的温度敏感系数？25、液体火箭发动机推进剂供应系统的分类？泵压式的开式和闭式循环？各循环的工作原理图？6、何谓固体推进剂“几何燃烧规律”（或称“平行层燃烧规律”）？7、试证明喷管工作在完全膨胀（P=a P）状态时产e生的推力最大。
而为什么高空工作的二、三级喷管采用欠膨胀？38、掌握固体推进剂中双基推进剂的多阶段燃烧模型和复合推进剂的多火焰燃烧模型，以及固体推进剂的侵蚀燃烧现象和产生侵蚀燃烧的机理、判断准则、预防措施等。
9、喷管流动中的主要损失有哪些？产生二相流损失的主要原因？410、掌握固体火箭发动机热力计算（包括燃烧室热力计算和喷管热力计算）的主要任务、计算模型和主要的计算步骤等。
11、何谓平衡压强？试用图解法讨论平衡压强的稳定性条件？为了满足这个稳定性条件，对推进剂燃速特性（如nr=）应有什么要求？ap12、计算题，以固体火箭发动机性能参数和内弹道5性能计算为主，注意以下几点：（1） 熟记固体火箭发动机性能参数计算的一些简单公式（见P28，图2-13）。
（2） 熟记内弹道计算的平衡压强公式，并掌握影响平衡压强的主要因素（3） 计算中注意公式中各参量的单位及单位的换算，以确保计算结果的正确性。
67 例题名词解释：液体推进剂的混合比：是氧化剂质量流率与燃烧剂质量流率之比，即f o m /mk =。
相对比冲损失系数：发动机的比冲损失值与理论比冲间的比值。
用公式表示为：理实理s s s I I I −=ζ8发动机的后效冲量：发动机熄火后形成推力-时间曲线的拖尾段，在拖尾段中推力所产生的冲量，叫做发动机的后效冲量。
燃烧室的特征长度L*：燃烧室内的自由容积c V 与喷管喉部截面积t A 之比，即：t c *A /V L =。
简答题：1. 何谓推进剂的燃速？常用的推进剂的燃速公式是什么？何谓推进剂的燃速特性？确定推进剂燃速特性的主要方法是什么？答：在燃烧过程中，推进剂装药燃烧表面沿其法线方向向推进剂里面连续推进的速度就是燃速。
9常用的推进剂的燃速公式为：nr=。
ap推进剂的燃速随工作条件变化的规律叫做固体推进剂的燃速特性。
主要用试验的方法来确定推进剂的燃速特性。
2.液体火箭发动机推力室内的稳态燃烧流动过程，根据气动力学观点，可定性的分成哪几个无明显边界的流动区域？并图示各区域在推力室内的1011位置。
答：液体火箭发动机推力室内的稳态燃烧流动过程，根据气动力学观点，可定性的分成4个无明显边界的流动区域，即：雾化混合区、混合气回流区、燃烧区和燃烧产物区。
各区的位置如图所示：123. 在某固体火箭发动机地面点火实验过程中，实测的参数有：喷管喉径t d 、装药质量p M 以及发动机的内弹道曲线：t ~p 和t ~F ，如何求得该固体火箭发动机的推力系数、特征速度和比冲的实际值（要求给出具体的计算公式）？ 答： ∫=a t c p t dt P M A c 0*实∫=ta p s dtF M I 01实*实实实c I C s F =论述题:1. 按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂和复合推进剂各属于什么推进剂？它们稳态燃烧过程的主要区别是什么？试论述复合推进剂的多火焰燃烧模型（给出模型图、各火焰位置、和火焰名称）。
答：按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂属于均质推进剂，而复合推进剂属于异质推进剂。
它们稳态燃烧过程的主要区别是：双基推进剂是预1314混燃烧过程，而复合推进剂是扩散混合燃烧过程。
复合推进剂的多火焰燃烧模型如下图所示。
2. 简述喷管热力计算的任务、计算的已知条件、理论计算模型及计算模型的不同形式。
答:发动机喷管热力计算的任务：计算喷管指定截面上(尤其是出口截面上)燃烧产物的组分、燃烧产物的热力学参数、燃烧产物的流速和理论比冲。
计算的已知条件：（1）喷管进口截面上燃烧产物的组分摩尔数及其热力学参数（或燃烧室热力计算的结15果）；（2）表示喷管计算截面的参数（如给定的压强、马赫数、面积比等）。
理论计算模型：等熵流动模型。
具体的模型有：平衡流动模型、化学组分冻结的流动模型、化学组分突然冻结的流动模型。
163.何谓侵蚀燃烧？发生侵蚀燃烧时的主要现象有哪些？试论述产生侵蚀燃烧的机理和主要影响因素。
答：推进剂燃速受平行于燃烧表面的横向气流影响的现象称为侵蚀燃烧。
发生侵蚀燃烧时的主要现象有：燃速增大、在装药燃烧的初期会形成初始压强峰。
17产生侵蚀燃烧的机理：侵蚀燃烧是流动过程和燃烧过程相互耦合影响产生的。
根据有关粘流附面层的理论，随着燃气流速增加，雷诺数增大，燃烧表面附近的燃气流动要逐渐由层流流动过渡到湍流流动。
如果湍流流动侵入到燃烧的气相反应区中去，就会导致气相反应区热传导系数改变，加大了气相火焰对固相表面的热反馈，使推进18剂燃速增加。
对复合推进剂来说，湍流进入气相反应区，加速氧化气体和燃料之间的扩散混合，使火焰更加靠近燃烧表面，增加热反馈，提高燃速，产生侵蚀燃烧。
影响侵蚀燃烧的主要因素：通道内的燃气流速、推进剂的基本燃速、装药几何形状和尺寸等。
1920 4. 何谓平衡的喷管二相流？何谓恒定比例滞后的喷管二相流？产生喷管二相流损失的主要原因有哪些？ 答：平衡的喷管二相流是指二相混合物在喷管流动过程中保持气相速度和温度与微粒相速度和温度相等（即：p g u u =及p g T T =）的流动。
恒定比例滞后的喷管二相流是指微粒相速度与气相速度之比在流动过程中保持不变，并且二者的温度比也保持恒定。
产生喷管二相流损失的主要原因：1）燃烧产物中的颗粒相在流动中不作膨胀功，因而使燃烧产物的总膨胀功减小，从而导致喷气速度减小、比冲下降；2）两相间存在速度滞后：由于颗粒相速度小于气象速度，使颗粒相对气相运动产生阻力，从而导致喷21气速度减小、比冲下降；3）由于两相间存在温度滞后，使颗粒相的一部分热能没有转换为气体的动能就从喷管喷出了，从而降低了喷管的能量转换率，使比下降。
2223计算题：1. 已知某台火箭发动机的燃烧室压强6c 1081.9p ×=帕、推进剂的特征速度s /1400m c *=、喷管面积比4A /A t e =、真空推力系数5572.1C V ,F =，在高空15公里（环境压强4a 10211.1p ×=帕）工作时推力39240F =牛。
试计算：此发动机在高空15公里工作时的推力系数和比冲以及此发动机的喷管喉部直径和发动机的真空推力。
24解：根据推力系数公式，有： 所以，15公里工作时的推力系数为：15公里工作时的比冲为：5523.11081.910211.145572.164=××⋅−=F C m/s22.21735523.11400C c I F *s =×=⋅=()2F c t t c F m 002577.0C p /F A A p C F ==⇒=由：25 所以发动机的喷管喉部直径为：mm 57.3m 05729.0/4A d t t ===π发动机的真空推力为：（2.14题的变形）2. （20分）某等面燃烧的固体火箭发动机，工作环境温度为20℃，燃烧室压强Pc=9.81×106 Pa ，发动机推力F=2.423×105 N ，推进剂燃速r=2.87×10-3P C 0.43（其中压强P 的单位是Pa ，燃速r 的单位是毫米/秒），(N)59.39366002577.01081.95572.1A p C F 6t c V F,V =×××==26密度ρP =1620千克/米3，特征速度C*=1362米/秒，喷管喉部直径dt=15厘米，在工作工程中因喉部烧蚀，在某一时刻喉径增大到17'=t d 厘米，试求：（1）此时刻的燃烧室压强'c P ；（2）若忽略推力系数C F 的变化，该时刻的推力'F ;（3）若要保持原来的推力不变（即F=2.423×105 N），则该时刻的装药燃面'b A 应该是增大还是减小？增大或减小的倍数？ 解：（1）由烧蚀前的燃烧室压强和喉面积，可求出燃面b A ，因为是等面燃烧，所以在发动机的工作过程中，燃面保持不变，27 因此喷管烧蚀（17'=t d cm ）后的压强为：()Pa .P *'c 6n 11p 10326aK c ×==−ρ；（8分） （2）此时刻的推力：N 510005.2×，（4分）（3）该时刻的装药燃面'b A 应增大（3分），增大到原来燃面的1.1倍左右，即：约230m 。
（5分）。