北航课程设计-气氧酒精火箭发动机
V2500航空发动机课程设计范文
图1.3V2500发动机支承结构图
1.3
V2500-A1和V2500-A5发动机的技术参数分别见表1.1和表1.2。
表1.1 V2500-A1发动机技术参数表
起飞推力(daN)
11130
总增压比
29.4
巡航耗油率kg/(daN.h)]
0.592
质量(kg)
2303
图3.2第7级和第10级放气活门结构图
3.2
因为7级和10级放气活门由EEC通过电磁阀控制，所以当高压引气活门关闭控制电磁阀故障时就说明7级和10级引气活门只能开不能关闭。也就是说7级和10级放气活门可能开在开位，使一部分的高压空气排到外涵道，让进入燃烧室的空气流量减少从而使发动机的性能降低。
高压引气活门关闭控制电磁阀故障的原因可能是高压电磁引气阀关闭控制故障;从高压引气活门关闭控制电磁阀（4029KS）到EEC（4000KS）的接线故障；EEC故障。引气活门和电磁活门部件位置如图3.3所示，功能结构图见图3.4。
1.1 V2500
每个自然段首行缩进2个字符。V2500发动机是国际航空发动机公司（IAE）研制生产的双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机。IAE是由五家公司合资而成，包括美国普拉特·惠特尼公司(P&W)，英国罗尔斯·罗伊斯公司（R·R），日本航空发动机公司（JAZC），联邦德国的MTU公司，意大利菲亚特。V2500发动机适用于中短程客机，推力在22000lbf~33000lbf之间，为空客公司的A319、A320、A321以及麦道公司的MD-90飞机设计。型号编号中V表示五家公司合作生产，2500表示101klbf为单位的推力级。其中V2500-A1和V2500-A5应用在空客A320系列上，V2500-D5应用在MD-90上[1]。此为参考文献的标注方法！
课程设计报告(火箭运载能力分析)精选全文
可编辑修改精选全文完整版课程设计报告一．题目运载火箭运载性能分析1. 总体参数表1 两种改进型的总体参数2. 俯仰角的设计z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到14 度，二子级从14 度线性变化到2 度。
z改进型1 程序角设计方案为：一子级从90 度线性变化到18 度，二子级从18 度线性变化到4 度。
二．所用到的计算公式d m dv =dt p − 0.5ρv 2c− mg sin θ dx= v cos θ dt dy= v sin θ dt三．编程思想及框图由于编程的目的是解决求解微分方程的解，所以可以采用计算方法里面的龙格库 塔求解法，或者欧拉求解法，我选用的是龙格库塔求解法，我的设计思想是这样的 主函数是解方程，另外建立火箭的模型，大气密度用函数计算，整合到 mian 函数中 进行解算，对比两种改进型的高度，速度及距离随时间的变化规律，作出判断。
四．程序代码//头文件 rocket3.h//完成两种改进型火箭的弹道特性计算，作者：胡攀 最后修改：2008-12-23 19：30 #include "stdio.h" #include "math.h" #ifndef ROCKET_H #define ROCKET_Hdouble ru(double h);void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f));//龙格库塔积分函数 void Fct1(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第一级火箭模型 void Fct2(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型一号的第二级火箭模型 void Fct3(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第一级火箭模型 void Fct4(double t, double midu, double* y, double* f); //改进型二号的第二级火箭模型double ru(double h); //大气密度函数#endif//主函数#include<stdio.h>#include<math.h>#include"rocket3.h"void main(){//主函数中各变量定义n 是模型状态量数 ,h 是步长，t 是时间，midu 为大气密度int n,j;double h,t,tf,midu;double *y;FILE *fp;printf("请输入积分步长 'h'.\n");scanf("%lf",&h); printf("开始计算改进型一号的运载特性\n"); n=3;y=new double[n];fp=fopen("a.text","w");y[0]=0;y[1]=0; y[2]=0;tf=152.063;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct1);t=h*j;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.textif(t>=tf)break;}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=173.239;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型一号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct2);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+152.063,y[0],y[1],y[2]); //写进文件a.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);printf("开始计算改进型二号的运载特性\n");fp=fopen("b.text","w");y[0]=0;y[1]=0;y[2]=0;tf=141.881;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第一级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct3);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第一级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);tf=178.887;t=0;for(j=0;1;j++)//改进型二号第二级火箭发动机{midu=ru(y[2]);kuta(n, t,midu, h, y, Fct4);t=h*j;if(t>=tf)break;fprintf(fp,"%lf %lf %lf %lf\n",t+141.881,y[0],y[1],y[2]); //写进文件b.text}printf(" 第二级火箭分离时，火箭速度 %lf m/s ，射程 %lf m,高度 %lf m\n",y[0],y[1],y[2]);//火箭各级的函数模型#include"rocket3.h"void Fct1( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2;//改进型一号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=152.063;g0=9.8;mf=983.119;p=2786093;st=3.1415926/2-t*(76*3.1415926/180)/tf;m=200509-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct2( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型一号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=173.239;g0=9.8;mf=194.933;p=565711;st=14*3.1415926/180-t*(12*3.1415926/180)/tf;m=40713-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct3( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第一级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=141.881;g0=9.8;mf=983.285;p=2786565;st=3.1415926/2-t*(72*3.1415926/180)/tf;m=200543-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}void Fct4( double t, double midu, double* y, double* f){double m,p,Cd,d,s,g,g0,R,st,mf,tf;Cd=0.2; //改进型二号第二级火箭发动机R=6378135;Cd=0.2;d=3.35;s=d*d/4;tf=178.887;g0=9.8;mf=244.014;p=708580;st=18*3.1415926/180.0-t*(14*3.1415926/180)/tf;m=50995-t*mf;g=g0*(R/(R+y[2]))*(R/(R+y[2]));f[0]=(p-0.5*midu*y[0]*y[0]*Cd*s-m*g*sin(st))/m;f[1]=y[0]*cos(st);f[2]=y[0]*sin(st);}}#include"rocket3.h"double ru(double h){double T,T0=288.15,ru,ru0=1.2495;if (h>=0&&h<=11000){T=(288.15-0.0065*h);ru=ru0*pow((T/T0),4.25588);}else if(h>=11000&&h<=20000){T=216.65;ru=0.36392/pow(2.718281828459,(h-11000)/6341.62);}else if(h>=20000&&h<=32000){T=(228.65+0.001*(h-20000));ru=0.088035*pow(216.6/T,35.1632);}else if(h>=32000&&h<=47000){T=228.65+0.0028*(h-32000);ru=0.013225*pow(228.65/T,13.2011);}else if(h>=47000&&h<=51000){T=270.65;ru=0.00142754/pow(2.718281828459,((h-47000)/7922.27));}else if(h>=51000&&h<=71000){T=270.65-0.0028*(h-51000);ru=0.0008616*pow(T/270.65,11.2011);}else if(h>=71000&&h<=86000){T=214.65-0.002*(h-71000);ru=0.000064211*pow(T/214.65,16.0818);}else if(h>=86000)ru=0;return(ru);}#include "rocket3.h"//////////////////////////////////////////////////////////////////////// Construction/Destruction////////////////////////////////////////////////////////////////////////n 为状态数，t 为时间，h 为步长，y 为状态指针void kuta (int n, double t, double midu, double h, double* y, void Fct( double t, double midu, double* y, double* f)){int i;double *f;double k1,k2,k3,k4,k;f=new double[n];(*Fct)( t, midu, y, f);for(i=0;i<n;i++){k=y[i]; k1=f[i];y[i]=y[i]+k1*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k2=f[i];y[i]=y[i]+k2*h/2;(*Fct)( t, midu, y, f);k3=f[i];y[i]=y[i]+k3*h;(*Fct)( t, midu, y, f);k4=f[i];y[i]=k+(k1+2*k2+2*k3+k4)*h/6;}}五．结果图片对比从上面的图片对比中，我们可以很明白看出，改进型一的发动机工作完毕后速度大，而改进型二的高度大，各有所长。
论业余模型火箭发动机设计方法5.31(1)
CH4
2.91E-07
2.77E-07
4.03E-07
CO
1.91E-01
1.85E-01
1.62E-01
CO2
1.54E-01
1.57E-01
1.75E-01
H
4.34E-06
2.38E-06
燃料名称 氧化剂 粘结剂
理论最大比冲
KNSU KNO3
蔗糖
137
KNSB KNO3 山梨醇
164
KNDX KNO3 葡萄糖
160
燃速数据如下
表2
图3
对于上述的燃料，可通过 Cprepop 软件进行相关参数的求解，下图为 Cprepop 软件界面
4
中青为科技小组
论业余模型火箭发动机设计方法
图4
下面以 KNSU 为例，在软件界面中输入相应的配比，这里硝酸钾对蔗糖之比为取 13:7。 可以计算化学平衡流与化学冻结流下的燃料产物组分与相关参数，如燃烧温度 Tf ，燃
固体火箭发动机的特点是通过消耗自身携带的燃料，向后排出高速运动的工质推动 载荷进行运动。一般而言，模型火箭要求其发动机制造价格低廉，结构简单，可快速重 新装填入模型火箭中进行发射作业。故现对一般的固体火箭发动机结构给予适当简化。 模型火箭发动机典型工作时间通常在 1.0s 左右，所以对于火箭发动机内壁的热防护可以 基本不必考虑，隔热层并没有安装的必要。对于市面上大多数模型固体火箭发动机而言， 通常都采用简单的圆孔尾喷管代替一般固体火箭发动机的拉法尔喷管；采用简单的深/ 浅内孔燃烧的管状装药以方便批量生产。可以说，模型火箭牺牲了一部分性能满足了上 述的价格低廉，结构简单的特点。图 1 所示为一般模型火箭发动机结构：
2 模型固体火箭发动机一般设计流程
液体火箭发动机设计实例
• 第5步，选择燃烧室材料，计算壁厚
• 燃烧室侧壁厚度必须能够承受高温燃气造 成的内部高压，燃烧室壁还必须具有冷却 系统。燃烧室壁还必须满足焊接的工艺需 求。
• 一个小型水冷燃烧室的典型材料是铜，允 许工作压力是约 8000磅。
• 由于室壁为圆柱壳体，在壁上的允许的工作压力S 是由下式决定。
• 其中 • P 是在燃烧室的压力（忽略冷却液压力壳外） • D 是圆柱体的平均直径 • tw是筒壁厚度。
• 第8步 计算冷却通道
– 燃烧室壁和外套之间的环形流道的大小必须能 容纳流速达到9米/秒的冷却水。这个速度是由 流道尺寸决定，如下：
– VW = 9米/秒，WW=0.775磅/秒，ρ=62.4 lb/ft3， 环形流道面积A：
–
– 其中，D2是外套的内径，D1是燃烧室的外径，鉴 于
– 再代入上述方程：
– 每加仑汽油有六磅，则雾化喷嘴流量的要求是 每分钟0.22加仑（Gpm）。 现在可以从供应商 的产品中选择，喷嘴材料选择黄铜，以确保足 够热量能从喷注器传入推进剂。
– 采用撞击射流式喷注器，所需的喷注器孔的数 量和大小如下：
– 燃油喷射流面积由公式（25）得出：
– 我们将假设流量系数Cd= 0.7，喷注压降100磅。 汽油的密度大约是44.5 lb/ft3，使：
• 因此雾化喷嘴一直对业余爱好者有较强的吸引力。
• 对于工业成品雾化喷嘴，业余只需要根据发动机的 设计，确定所需的大小和喷雾特性，然后可以用较 低的成本购买。
• 强烈建议制作业余火箭发动机使用第二种喷注器。
• 第10步 计算汽油喷嘴
– 这种小型火箭发动机的燃料喷注器是一个工业 成品75°雾化角喷嘴。所需的喷嘴的型号由燃 料流量决定。
酒精火箭原理
酒精火箭原理酒精火箭是一种利用酒精燃烧产生的高温和高压气体来推动火箭的动力装置。
它是一种简单而有效的火箭推进系统，广泛应用于科研实验、教学演示和模型火箭等领域。
下面将详细介绍酒精火箭的原理和工作过程。
一、酒精燃烧原理酒精是一种常见的易燃液体，其化学式为C2H5OH。
当酒精与氧气发生化学反应时，会产生大量的热能和气体。
化学方程式为：C2H5OH + 3O2 → 2CO2 + 3H2O。
在这个反应过程中，酒精和氧气分子结合，生成二氧化碳和水分子，并释放出大量的热能。
这种燃烧反应是放热反应，也是酒精火箭推进的基本原理。
二、酒精火箭工作过程1. 燃料供给：酒精火箭首先需要装载足够的酒精燃料。
燃料一般以液体形式储存在火箭燃料箱中。
在发射前，燃料箱会通过管道和喷嘴连接到火箭的燃烧室。
2. 点火启动：当点火器点燃酒精燃料时，燃烧反应开始。
酒精在燃烧室中迅速蒸发并与空气中的氧气混合。
然后，在点火器的作用下，燃烧反应开始。
点火器会产生足够的热量引发酒精与氧气的反应。
3. 推进力产生：酒精燃烧产生的高温和高压气体通过喷嘴喷射出来，产生的反作用力推动火箭向前运动。
根据牛顿第三定律，反作用力与推进力大小相等，方向相反。
所以，酒精燃烧产生的高速气体向下喷射，推动火箭向上运动。
4. 控制和稳定：为了保持火箭的稳定飞行，需要通过控制系统来调整火箭的姿态。
控制系统通常包括陀螺仪、推力矢量控制系统等。
陀螺仪可以感知火箭的姿态变化，推力矢量控制系统可以调整喷嘴的角度，以实现火箭的姿态控制。
5. 停止和分离：当酒精燃料用尽或达到预定高度时，火箭的推进力会逐渐减小。
此时，火箭可以通过飞行器自身的设计，在一定高度上停止运动并分离。
分离后，火箭的各个部分会独立控制降落或返回地面。
三、酒精火箭的应用酒精火箭由于其简单、安全和易于获得燃料等优点，在科研实验、教学演示和模型火箭制作等领域得到广泛应用。
科研实验中，酒精火箭可以用于研究火箭推进系统的性能和参数。
航空发动机课程设计
航空发动机课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握航空发动机的基本结构及其工作原理，了解不同类型的航空发动机特点。
2. 使学生了解航空发动机发展历程，掌握相关里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状。
3. 帮助学生掌握航空发动机性能参数，如推力、燃油消耗率等，并能进行简单的计算。
技能目标：1. 培养学生运用所学知识分析航空发动机故障原因及提出改进措施的能力。
2. 提高学生设计简单的航空发动机模型的能力，培养动手操作和团队协作能力。
3. 培养学生收集、整理和分析航空发动机相关资料的能力，提高信息处理和归纳总结能力。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空发动机事业的热爱，增强国家使命感和责任感。
2. 培养学生严谨的科学态度和良好的工程素养，提高对工程技术的尊重和敬业精神。
3. 增强学生的团队合作意识，培养相互尊重、沟通协作的精神。
本课程结合学科特点、学生年级和教学要求，以实用性为导向，注重理论与实践相结合。
通过本课程的学习，旨在使学生全面了解航空发动机相关知识，提高解决实际问题的能力，同时培养对航空发动机事业的热爱和责任感。
课程目标分解为具体的学习成果，便于后续教学设计和评估。
二、教学内容1. 航空发动机基本原理：讲解发动机的工作原理，包括燃烧、压缩、涡轮、喷气等基本过程，对应教材第一章。
2. 航空发动机结构及分类：介绍发动机的主要组成部分，如压气机、燃烧室、涡轮等，并讲解不同类型的发动机特点，对应教材第二章。
3. 航空发动机性能参数：学习推力、燃油消耗率、效率等性能参数，并进行实际计算，对应教材第三章。
4. 航空发动机发展历程：回顾发动机的发展历史，了解国内外重要里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状，对应教材第四章。
5. 航空发动机故障分析与改进：分析典型发动机故障案例，探讨故障原因及改进措施，对应教材第五章。
6. 航空发动机模型设计与制作：指导学生设计简单的发动机模型，培养动手操作和团队协作能力，对应教材第六章。
西北工业大学航天学院【硕士课程简介】
02 航天学院序号：课程编号：02M001课程名称：线性系统理论任课教师：周军刘莹莹英文译名：Linear System Theory先修要求：《线性代数》和《矩阵论》中任一门、《复变函数》内容简介：《线性系统理论》是控制类、系统工程类、电类、计算机类、机电类等许多学科专业硕士研究生的一门公共基础理论课，是控制、信息、系统方面系列理论课程的先行课。
《线性系统理论》是最优估计、最优控制、系统辨识、自适应控制等现代控制理论的基础，系统讲述线性系统的运动规律，揭示系统中固有的结构特性，建立系统的结构、参数与性能之间的定性和定量关系，以及为改善系统性能，满足工程指标要求而采取的各类控制器设计方法。
具体的内容包括：线性系统的状态空间描述、状态空间描述与传递函数描述的关系、线性系统的运动分析、能控性、能观性、稳定性理论、线性反馈系统的状态空间综合方法、线性鲁棒性控制基本理论、线性系统的基本代数理论，以及多变量频域设计方法等。
主要参考书：（1）《线性系统理论》阙志宏主编，西安西北工业大学出版社，1995；（2）《现代控制理论引论》周凤歧等，北京国防工业大学出版社，1988；（3）《线性理论》郑大中编著，北京清华大学出版社；（4）《线性系统理论与设计》[美]陈启宗，科学出版社，1988。
序号：课程编号：02M900课程名称：专业英语任课教师：周军英文译名：Professional English先修要求：专业方面的课程内容简介：本课程作为一种基本的专业英语技能，在阅读和学习与本专业的相关的国外文献资料时，发挥着重要的作用。
因此，主要学习和掌握专业外语的基本语法、句法和结构，通过这门课的学习，期望学生能掌握专业英语的特点；扩大专业英语词汇量，尤其关于本专业有关导弹、航天器、无人机等专业知识方面的英语词汇量；提高专业英语（或科技英语）文章的阅读速度；并进行相应专业英语文献的翻译，在此基础上掌握专业英语的写法，为今后从事工程技术和科学研究工作打下稳固的基础。
北航教务在线
理学院
专业基础课及专业课的教学改革与实践
刘发民
03
124
理学院
数据挖掘在学生综合评价体系中的应用
邢涛
03
125
理学院
在基础物理课程中设置计算机数值计算
沈嵘
03
126
理学院
大学物理的含公式图表的答疑网络平台（兼防SARS、廊坊、沙河教学手段预案，可扩展为全校各课程通用）
崔怀洋
03
127
理学院
经管类“大学物理”双语教学研究
王丽
02
60
图书馆
《信息检索与网络应用》课程远程虚拟学习社区建设
王梦丽
02
61
工程训练中心
工程材料课程体系整体改革上台阶
王卫林
02
62
工程训练中心
金工实习课程深化改革实践
王秋红
02
63
工程训练中心
本科课程双语教学的研究与实践
白薇
02
64
工程训练中心
实践教学质量保障体系研究与实践
张兴华
02
65
工程训练中心
屈香菊
03
103
航空学院
院系教学质量保障体系的研究
林贵平
03
校重点
104
计算机学院
教学方法、教学手段的研究与改革
黄宁
03
105
计算机学院
《数据库系统原理》课程内容体系建设
郎波
03
106
计算机学院
本科课程双语教学的研究与实践
康建初
03
107
计算机学院
基于网络环境的先进教学综合平台建设
曹庆华
03
108
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课程设计说明书院（系）名称：宇航学院学生姓名：东来学号：12151075专业名称：飞行器动力工程（航天）指导教师：黎辉2016.1.22课程设计任务书一、课程设计题目：设计实验用液体火箭发动机推力室二、课程设计题目的原始数据及设计技术要求推力：500N燃料：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：2MPa出口压力：0.1MPa三、课程设计任务：1进行热力计算、推力室结构参数计算：确定圆柱形燃烧室直径、长度，喉部直径，喷管收敛段、扩段长度，喷管出口直径。
2进行喷嘴设计、推力室水冷却计算。
3 详细设计并绘制推力室部件总图。
4 零件设计：5 撰写设计说明书。
四、课程设计日期：自2015年12月14日至2016年1月22日学生：东来指导教师：黎辉班级：121516教研室主任：目录1.设计参数 (1)2.推力室参数计算结果 (1)3.推力室结构参数计算 (1)4.推力室头部设计 (3)4.1 燃料喷嘴设计 (3)4.2 氧化剂喷嘴： (3)5.推力室身部设计 (4)5.1 推力室圆筒段冷却计算 (4)5.1.1 燃气的气动参数 (4)5.1.2 计算燃气与壁面的对流换热密度 (4)5.1.3 计算燃气与壁面的辐射热流密度 (5)5.1.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (6)5.1.5 确定冷却通道参数 (6)5.1.6 计算壁面和外壁面温度 (6)5.2 推力室喉部冷却计算 (7)5.2.1 燃气的气动参数 (7)5.2.2 计算燃气与壁面的对流换热密度 (7)5.2.3 计算燃气与壁面的辐射热流密度 (8)5.2.4 计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量 (8)5.2.5 确定冷却通道参数 (9)5.2.6 计算壁面和外壁面温度 (9)6.推力室强度校核 (10)6.1推力室圆筒段强度校核 (10)6.2喷管强度校核 (10)7.点火器设计 (11)8.螺栓强度校核 (12)9.整体结构分析 (12)9.1头部结构 (12)9.2喷注器 (13)9.3点火器 (13)9.4推力室 (13)9.6密封结构 (13)10.感悟 (14)参考文献 (15)1.设计参数推力：F tc=500N推进剂：气氧+75%酒精余氧系数：α=0.8燃烧室压力：p c=2MPa出口压力：p e=1atm2.推力室参数计算结果化学当量混合比r m0=1.485，实际混合比r mc=1.188，地面理论比冲I stctℎ= 2317.87m/s，特征速度c∗=1649.35m/s，扩比εe=3.635。
3.推力室结构参数计算取燃烧室效率ηC=0.96；喷管效率ηn=0.96。
=0.234kg/s推力室总质量流量为：q mc=F tcI stctℎηcηn从而得出：=0.127kg/s推力室氧化剂质量流量：q moc=q mc×r mcr mc+1推力室燃料质量流量：q mfc=q mc−q moc=0.107kg/s=1.930×10−4m2喷管喉部面积：A t=c∗⋅q mcp c喉部直径D t=√4A tπ=15.68mm，圆整取D t=16mm，则A t=2.01×10−4m2取燃烧室的特征长度L=2.4m燃烧室容积V c=L×A t=4.8255×10−4m3利用燃烧室收缩比求燃烧室直径取燃烧室收缩比为εc=16则燃烧室横截面积为：A c=εc A t=3.217×10−3m2燃烧室直径为：D c=√εc⋅D t=64mm设计推力室喷管双圆弧收敛段型面选择R1=1.5R t=11.76mm，圆整取R1=12mm选择R2，取ρ=2.5，则R2=ρR c=ρ√εc R t=80mm则收敛段长度为：L c2=R t√(k+ρ√εc)2−[(ρ−1)√εc+k+1]2式中，k=1.5，ρ=2.5，εc=16，则计算得L c2=61.96mm。
圆整取L c2= 62mm以R1和R2所作圆弧切点的位置为ℎ=k+ρ√εc2=8.09mmH=L c2−ℎ=53.91mmy=kR t+R t−√k2R t2−ℎ2=11.14mm收敛段容积为：V c2=1.17982385×10−4m3燃烧室圆柱段的长度为：L c1=V c−V c2A c=113.33mm，圆整取114mm 喷管扩段直径D e=√εe⋅D t=30.505mm，圆整取32mm喷管扩段与喉部截面之间用半径R3=D t=16mm的圆弧过渡喷管出口角取2βe=150查得喷管相对长度L̅n=1.7930，求大圆弧相对半径R̅0=L̅n2+(1.5−D e2D t)2−12[1−L̅n sinβe−(1.5−D e2D t)cosβe]=4.56则：R0=R̅0D t=72.97mm，圆整取73mmL n=L̅n D t=28.688mm，圆整取29mmX0=L n+R0sinβe=38.528mm，圆整取39mm Y0=R0cosβe−D e2=56.375mm，圆整取57mmβm =sin −1L n +R 0sinβeR 0+D t=22.46°。
4.推力室头部设计采用带切向孔的直流-离心式喷嘴，燃料采用切向式离心喷嘴，氧化剂采用直流式喷嘴；排布方式：中间1个喷嘴，外圈均布3个喷嘴，燃料和氧化剂喷嘴数量为n f =n 0=4。
4.1燃料喷嘴设计已知：75%酒精密度：ρf =877.3kg ∕m 3 酒精喷嘴压降∆p 0=0.2p c =0.4MPa根据经验数据确定流量系数。
取l d ⁄=3，得到μ=0.8 则有A nf =mfcμ2ρ∆p =5.049×10−6m 2d f =√4Anf n fπ=1.035mm ，圆整取1.1mml f =3d f =3.3mm该喷嘴为自击式，故αs 始终为0，取喷嘴偏转角度αf =45°。
4.2氧化剂喷嘴：氧化剂喷嘴质量流量q moℎ=q moc n f ⁄=0.1273kg/s =0.042kg/s 选取喷嘴压降Δp o =0.4MPa ，取流量系数μo =0.8。
气氧压力p in =p c +Δp =2.4MPa标准状况下，氧气多变指数k=1.4，ρst =1.43kg ∕m 3。
由状态方程pp st=(ρρst )k得ρo=(p inp st)1∕kρst=12.17kg∕m3气氧的喷出速度为w o=√2kk−1RT in[1−(p cp in)k−1k]=√2×1.41.4−1×259.8×273.15×[1−(22.04)1.4−11.4] =52.94m/s由气体直流喷嘴的质量流量方程得A no=q moℎμo w oρo=0.0320.8×55.30×12.17×106mm2=81.49mm2喷孔直径d o=√4A non0π=5.88mm，圆整取d o=6mm，l o=18mm由几何关系可知壁厚b=√22(l f+d)=3.1mm，圆整取b=4mm 5.推力室身部设计5.1推力室圆筒段冷却计算5.1.1燃气的气动参数圆筒段燃气温度T st=3006K燃气多变指数k=1.15燃气定压比热容c p=2.296kJ kg∙K⁄燃气粘度μ=1.0×10−4Pa⋅s燃气普朗特数Pr=0.58815.1.2计算燃气与壁面的对流换热密度圆筒段横截面积A=1πD c2=3.217×10−3m2喷管喉部过渡平均半径R =0.5(R 1+R 3)=14mm假设壁温度：T wg =500K 。
利用巴兹法计算燃气与壁面的对流换热系数： 根据T wgTst=0.166，查表得到考虑附面层燃气性能变化的修正系数σ=1.52。
燃气与壁面的对流换热系数ℎg =[0.026t0.2(μ0.2c p 0.6)ns (p c ∗)0.8(D t )0.1](A t )0.9σ=1067W/(m 2⋅K)燃气与壁面的对流换热密度q k =ℎg (T st −T wg )=2.675×106W ∕m 25.1.3计算燃气与壁面的辐射热流密度根据Lc1D c=1.78，查得气体对整个壁面辐射的平均射线长l =0.85D c =54.4mm水蒸气分压p H 2O =p c ⋅n H 2O n =1.12MPa 二氧化碳分压p CO 2=p c ⋅n CO 2n=0.34MPa计算得到p H 2O l =0.061MPa ⋅mp CO 2l =0.018MPa ⋅m查图得水蒸气发射率ε0H 2O =0.014，指数关系n =1+k H 2O p H 2O =1.6，则水蒸气的实际发射率为εH 2O =1−(1−ε0H 2O )n=1−(1−0.014)1.6=0.0223查图得二氧化碳发射率εCO 2=0，则总的发射率为εg =εH 2O +εCO 2−εH 2O εCO 2=0.0223壁面发射率一般取为ε0w =0.8，则实际有效壁面发射率为εW =ε0W [1+(1−ε0W )(1−εg )]=0.956由于壁面温度较低，故壁面对燃气的辐射可以忽略，因此燃气辐射热流密度为q r=5.67⋅εw⋅[εg(T g100)4−αg(T wg100)4]=5.67⋅εw⋅εg(T g100)4=9.870×104W∕m25.1.4计算总热流密度、总热流量及冷却剂流量总热流密度q=q k+q r=2.774×106W∕m2取推力室圆筒段壁厚δ=1mm，则外壁面温度T Wf=T Wg−qδλw=492K 总热流量Φ=q⋅2πR c l c=6.36×104W若要求冷却水通过冷却通道时的温升为40K，则冷却水流量为q co=ΦC pco⋅ΔT co=0.381kg/s冷却水的温度可以取为T co=(20+602+273)K=313K5.1.5确定冷却通道参数推力室壁面及肋条材料为1Cr18Ni9Ti，导热系数λW=23.26W∕(m⋅K)，壁厚δ=1mm，冷却通道高度h=3mm，肋条厚b=1.5mm，冷却通道宽a=2mm，则当量直径d e=2aℎa+b=2.4mm，冷却通道数n=57。
5.1.6计算壁面和外壁面温度冷却通道面积A=naℎ=3.42×10−4m2冷却剂流速V t=q coA⋅ρco=1.114m/s冷却剂雷诺数e=ρco V t d eμco =1000×1.25×2.4×10−30.658×10=4063冷却剂普朗特数Pr=C pcoμcoλco=4.31冷却剂努塞尔数Nu f=0.023R e0.8Pr0.4=31.8冷却剂和外壁面的对流换热系数ℎf=Nu fλcod e=8321W∕m2液体壁面温度T Wf=qηpℎf+T f=480K气体壁面温度 T wg =qδλw +T w f =488K 由计算结果可知，推力室圆筒段气体壁面T wg =484K 小于假定的温度500K,相差2.4%小于5%，符合冷却要求。