火箭发动机结构与设计-液体火箭发动机总体设计
液体火箭发动机设计大作业
Vc L At 0.285m3
3.1.3. 燃烧室直径、长度
通过质量流量密度求燃烧室直径 质量流量密度为
qmdc (10 ~ 20) pc
（适用于离心式喷注器）
2
式中，燃烧室压力的单位为 MPa ，质量流量密度 qmdc 的单位为： g / (cm s) 。取：
qmdc 15 pc 73.11g / (cm2 s) 731.1kg / (m2 s)
H Lc 2 h 492.2mm
y kRt Rt k 2 Rt2 h2 246.4mm
收敛段容积：
Vc 2 0.2028m3
燃烧室圆柱段长度：
3
Lc1 (Vc Vc 2 ) / Ac (0.285 0.2028) / 0.460 0.1787m 178.7mm
3.1.5. 推力室喷管扩张段型面
3.1.5.1. 锥形扩张段型面
对于锥形喷管扩张段来说， 根据摩擦损失与非轴向流动损失综合影响最小的条件， 扩张半角 的最佳值为 15°~20°。 通常采用 15°扩张半角的锥形喷管可以较好的平衡结构质量、 长度 和喷管效率之间的关系。这里即取：
e 15 。
液体火箭发动机设计大作业
组长：周鑫（10151019） 组员：燕道华（10151015） 马洋（10151010） 乔磊（10151020） 马列波（10151016） 耿晨晨（10151012）
目录
液体火箭发动机设计大作业 ........................................................................................................... 1 1. RS-27 液体火箭发动机介绍 .................................................................................................... 1 2. 原始数据................................................................................................................................... 1 3. 推力室参数计算结果............................................................................................................... 1 3.1. 推力室结构参数计算................................................................................................... 1 3.1.1. 喉部直径 ........................................................................................................... 1 3.1.2. 燃烧室容积 ....................................................................................................... 2 3.1.3. 燃烧室直径、长度 ........................................................................................... 2 3.1.4. 推力室双圆弧收敛段型面 ............................................................................... 3 3.1.5. 推力室喷管扩张段型面 ................................................................................... 4 3.2. 推力室头部设计........................................................................................................... 5 3.2.1. 单组元液体直流喷嘴 ....................................................................................... 5 3.2.2. 双组元离心式喷嘴 ........................................................................................... 8 3.3. 推力室身部设计......................................................................................................... 10 3.3.1. 喉部燃气的气动参数 ..................................................................................... 10 3.3.2. 计算喉部燃气传热系数和对流换热密度 ..................................................... 10 3.3.3. 计算辐射热流密度 ......................................................................................... 11 3.3.4. 计算总热流密度、热流量以及冷却剂温升 ................................................. 13 3.3.5. 确定冷却通道参数 ......................................................................................... 13 3.3.6. 计算液体壁面温度和气体壁面温度 ............................................................. 14
火箭发动机的设计和研制
火箭发动机的设计和研制火箭发动机是实现人类太空探索的关键技术之一，同时也是现代军事领域的必备装备。
如何设计和研制高性能的火箭发动机一直是航空航天领域的重要课题。
本文将从火箭发动机的种类、工作原理、设计和研制等方面进行探讨。
一、火箭发动机的种类1. 液体火箭发动机液体火箭发动机是一种最早应用于火箭领域的发动机，它的燃料和氧化剂都是液态的，需要在发射前进行注入，比较复杂。
但由于其燃料热值高，推力强，灵活性高，是目前火箭发动机的主流类型之一。
2. 固体火箭发动机固体火箭发动机是将燃料和氧化剂同时放在一个密闭容器内储存的发动机，使用时点燃燃料，通过燃烧释放出大量气体产生推力。
固体火箭发动机结构简单，容易起火，但燃料热值较低，难以控制推进力大小，适用范围较窄。
3. 混合火箭发动机混合火箭发动机是将液体氧化剂和固体燃料进行混合燃烧的发动机，结合了液体火箭发动机和固体火箭发动机的优点，满足了一些特殊需求。
但由于混合燃烧的复杂性，目前仍然处于试验阶段。
二、火箭发动机的工作原理火箭发动机的工作原理是利用火箭燃料的燃烧释放出气体，在火箭底部产生反向的推力，这个推力将火箭向上推动。
具体来说，火箭发动机的工作过程分为燃烧室、喷管和尾焰三个部分。
在燃烧室内，燃料和氧化剂混合后由点火器点燃，产生高温高压的燃烧气体。
这些气体通过喷管排出，形成高速喷射的气流，产生反向推力。
喷管的结构决定了气流的速度和压力，从而影响火箭的速度和高度。
三、火箭发动机的设计和研制1. 火箭发动机设计的基本原则火箭发动机设计的基本原则是提高燃料热值，增加推力，同时要保证发动机的稳定性和可靠性。
因此，火箭发动机对材料和工艺的要求非常高，需要使用高温高压下能够稳定工作的材料，并在制造工艺上采用高精度加工和非常规工艺。
2. 火箭发动机研制的流程火箭发动机的研制流程主要包括结构设计、性能计算、实验验证等几个阶段。
在结构设计阶段，需要完成发动机的内部结构、外形和喷嘴等设计，并确保结构的强度和稳定性；在性能计算阶段，需要进行燃烧模拟和气流动力学计算，以预测发动机的性能表现；在实验验证阶段，需要对火箭发动机进行工况测试、性能测试和可靠性测试，以确认研制结果。
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。
火箭发动机的结构设计与优化研究
火箭发动机的结构设计与优化研究引言：火箭发动机是推动火箭运行的关键部件，其结构设计与优化对火箭的性能和安全性有着重要影响。
本文将探讨火箭发动机的结构设计和优化研究，包括火箭发动机的组成部分、材料选择、燃烧室设计、喷管形态等方面，以及在结构设计与优化中常用的方法与技术，为火箭发动机的发展提供一些启示。
一、火箭发动机的基本结构火箭发动机由燃烧室、喷管、涡轮泵、燃料和氧化剂供给系统等几个关键部分组成。
燃烧室是燃烧燃料和氧化剂的地方，通过高温和高压产生燃烧气体；喷管则是将燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴喷出，产生推力。
二、材料选择对火箭发动机性能的影响火箭发动机的材料选择直接影响着其工作温度和压力的承受能力。
高温材料的选择是提高火箭发动机性能的关键因素，常用的材料包括镍基合金、钛合金和陶瓷等。
这些材料具有良好的热稳定性和耐腐蚀性，在高温高压下能够保持较好的稳定性。
三、燃烧室结构设计与优化研究燃烧室是火箭发动机的核心部件，直接影响燃料燃烧的效率和推力。
燃烧室的设计需要考虑燃料和氧化剂的混合、点火和燃烧过程。
通过数值模拟和实验测试，可以优化燃烧室的结构，提高燃烧效率和推力输出。
四、喷管形态的优化设计喷管是将燃烧产生的高温高压气体转化为高速喷流的关键部件。
喷管的形态对于喷流速度和喷射效率有着重要影响。
通过对喷管形态的优化设计，可以实现更高的推力输出和燃料利用率。
常见的喷管形态包括扩散段、喉管和喷管扩张段等。
五、结构设计与优化方法与技术在火箭发动机的结构设计与优化研究中，常用的方法与技术包括有限元分析、流体动力学模拟、遗传算法和人工神经网络等。
有限元分析可以对火箭发动机的结构进行强度分析和振动分析，以保证其工作的安全性和可靠性；流体动力学模拟可以对火箭燃烧室和喷管进行仿真计算，提供设计的基础数据；遗传算法和人工神经网络可以通过复杂的算法和模型优化火箭发动机的结构和参数，以提高其性能和效率。
结论：火箭发动机的结构设计与优化研究是推动火箭技术发展的重要领域。
火箭行业液体火箭发动机研发方案
火箭行业液体火箭发动机研发方案第一章液体火箭发动机概述 (2)1.1 液体火箭发动机的定义 (2)1.2 液体火箭发动机的分类 (3)1.2.1 按燃料类型分类 (3)1.2.2 按氧化剂类型分类 (3)1.2.3 按工作原理分类 (3)1.3 液体火箭发动机的应用 (3)1.3.1 运载火箭 (3)1.3.2 轨道转移 (3)1.3.3 探测器动力 (3)1.3.4 载人航天 (4)第二章液体火箭发动机关键技术研究 (4)2.1 推进剂技术 (4)2.1.1 推进剂种类及功能分析 (4)2.1.2 推进剂制备与储存技术 (4)2.1.3 推进剂燃烧功能优化 (4)2.2 燃烧室技术 (4)2.2.1 燃烧室结构设计 (4)2.2.2 燃烧室材料选择与功能优化 (4)2.2.3 燃烧室冷却技术 (4)2.3 喷嘴技术 (5)2.3.1 喷嘴结构设计 (5)2.3.2 喷嘴材料选择与功能优化 (5)2.3.3 喷嘴冷却技术 (5)2.4 控制技术 (5)2.4.1 控制系统设计 (5)2.4.2 控制算法与优化 (5)2.4.3 控制系统故障诊断与处理 (5)第三章液体火箭发动机设计方法 (5)3.1 参数设计 (5)3.2 结构设计 (6)3.3 功能设计 (6)3.4 安全设计 (6)第四章液体火箭发动机材料研究 (7)4.1 燃烧室材料 (7)4.2 喷嘴材料 (7)4.3 控制系统材料 (7)4.4 附件材料 (7)第五章液体火箭发动机制造工艺 (8)5.1 燃烧室制造工艺 (8)5.2 喷嘴制造工艺 (8)5.3 控制系统制造工艺 (8)5.4 附件制造工艺 (9)第六章液体火箭发动机测试与评估 (9)6.1 测试方法 (9)6.2 评估指标 (10)6.3 测试与评估流程 (10)6.4 测试与评估设备 (10)第七章液体火箭发动机故障诊断与处理 (11)7.1 故障分类 (11)7.2 故障诊断方法 (11)7.3 故障处理措施 (12)7.4 故障预防策略 (12)第八章液体火箭发动机试验验证 (12)8.1 地面试验 (12)8.1.1 试验目的 (12)8.1.2 试验内容 (12)8.1.3 试验方法 (13)8.2 飞行试验 (13)8.2.1 试验目的 (13)8.2.2 试验内容 (13)8.2.3 试验方法 (13)8.3 试验数据分析 (13)8.3.1 数据处理 (13)8.3.2 数据分析 (13)8.4 试验验证结论 (13)第九章液体火箭发动机研发项目管理 (14)9.1 项目计划 (14)9.2 项目进度控制 (14)9.3 质量管理 (14)9.4 风险管理 (15)第十章液体火箭发动机研发前景展望 (15)10.1 技术发展趋势 (15)10.2 应用前景 (16)10.3 产业政策 (16)10.4 国际合作与竞争 (16)第一章液体火箭发动机概述1.1 液体火箭发动机的定义液体火箭发动机，作为一种利用液体燃料与氧化剂在燃烧室内进行化学反应，产生推力的火箭发动机，是火箭技术领域的重要组成部分。
液态火箭发动机的设计及性能研究
液态火箭发动机的设计及性能研究随着时代的进步和科学技术的不断发展，液态火箭发动机逐渐成为人们在航空航天领域中应用最为广泛的发动机之一。
液态火箭发动机作为一种高性能、高可靠性的动力装置，可以在燃烧室内形成高温高压气体，使火箭在大气层外运行并达到预定轨道高度。
本文将着重探讨液态火箭发动机的设计及性能研究。
液态火箭发动机的设计液态火箭发动机是由燃料和氧化剂两个隔离的液态贮箱，在实际发射时燃料和氧化剂以一定比例混合后进入燃烧室发动机内燃烧并把燃烧室内的热能转化为动能驱动火箭飞行。
液体火箭发动机的设计主要从以下几个方面入手：燃料选择：液态火箭发动机的燃料物理性能、化学性质和经济成本等因素都会影响燃料的选择。
目前应用比较广泛的液态燃料主要有甲烷、氢气和乙烯等。
同时氧化剂也需要选用合适的氧化剂对燃料进行氧化作用，使燃烧生成大量高温高压气体，从而产生推力驱动火箭运动。
发动机功率：液态火箭发动机的设计中一定要确定合适的发动机功率，这是影响火箭发射的关键因素。
常见的发动机功率计算公式为：火箭推力 = 发动机燃料流量 x 燃烧室压力差。
设计细节：发动机的设计中还需要详细考虑燃烧室的设计、喷嘴的大小、喷出方向、排烟系统等细节问题，这些细节也都会对发动机的效率和性能产生很大的影响。
液态火箭发动机的性能研究液态火箭发动机的性能研究主要围绕着燃料消耗量、喷射速度、热功率等方面展开。
燃料消耗量：燃料消耗量是指燃料在发动机燃烧室内的油耗。
液态火箭发动机的燃料消耗量与所采用燃料和氧化剂的燃热值等因素有关。
对于液态火箭发动机而言，燃料的消耗量越低，则相同能力的发射任务所需的燃料质量也越少，因此燃料的消耗量一直是液态火箭发动机性能指标中非常重要的一个方面。
喷射速度：喷射速度指的是液态火箭发动机喷射的推进剂在推力喷嘴中喷射出口处的速率。
液态火箭发动机所产生的喷射速度越高，则喷出的速率越快，相同的推力所需要的喷射气体流量也就越小，因此喷射速度也是液态火箭发动机性能指标中的重要发挥。
新一代火箭发动机的设计与研发
新一代火箭发动机的设计与研发随着人类对于太空探索的不断深入，火箭发射技术也在不断地改进和升级。
而作为火箭发射的核心部件，发动机的性能和质量直接影响着整个火箭的性能。
因此，新一代火箭发动机的研发成为了当前航天技术研究领域的重要任务之一。
一、常见火箭发动机常见的火箭发动机按照工作原理分为叶轮泵发动机和涡轮泵发动机，分别对应着液体火箭发动机和固体火箭发动机。
液体火箭发动机利用液体燃料和氧化剂混合燃烧产生高温高压的热气体，驱动涡轮泵提供燃料和氧化剂的供给，再由进口喷口喷出高速气流产生推力。
涡轮泵发动机的优点是推力大、燃料效能高，但由于液体火箭发动机具有复杂的结构和高度精细的工艺要求，其研发成本较高。
相比之下，固体火箭发动机由于采用的是固体燃料和氧化剂混合后点燃产生推力的原理，结构相对简单并且具有成本较低的优势。
但由于固体燃料的特性，造成了燃烧过程难以控制，往往不能实现随时调节推力的需求。
同时，由于固体燃料的制作和储存难度较高，固体火箭发动机也存在安全风险。
二、新一代发动机的设计原则为了实现更高效、更安全、更可靠的火箭发射，新一代发动机在设计时需要遵循以下原则：1、推力大直接影响火箭的发射能力和负载能力。
2、重量轻火箭的重量影响着火箭发展的速度和推力，所以需要设计最轻量化的发动机。
3、可靠性高火箭发射的风险较高，所以发动机必须保持高度可靠性，特别是其关键技术部件应该具有容错性和自修复能力。
4、安全性好特别是对于液体火箭发动机而言，需要在设计时关注其泄漏、爆炸、起火的问题。
5、燃料效率高保证燃料、氧化剂的有效使用程度以达到最大的推力。
三、新一代发动机技术的探索与研究为了满足新一代发动机的需求，当前研究正着重探究并尝试以下几个方面的技术：1、介入式涡轮泵技术介入式涡轮泵技术是一项尝试利用数控加工等现代化工艺制作的新型涡轮泵设计。
该技术通过提高涡轮与泵体的几何精度和强度等设计指标，增强泵体固有的抗压能力，提高涡轮泵的工作效率和可靠性。
火箭发动机结构与设计-液体火箭发动机总体设计
一、绪论火箭发动机是一个依靠推进剂燃烧产生高压气体，并通过一个特殊形状的喷嘴膨胀而产生推力的简单设备。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
液体火箭发动机采用的液体推进剂，是在高压气体的挤压下进入燃烧室的。
推进剂通常由液体氧化剂和液体燃料组成。
在燃烧室内，推进剂通过化学反应（燃烧）的形式，将气体燃烧产物加压和加热，并通过喷嘴高速喷出，从而传递给发动机一个反向动量，使火箭获得推力。
一个典型的液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
图1 液体火箭发动机示意图二、设计任务及要求提出并设计一个2~3级的液体火箭发动机方案，将一吨的有效载荷送至近地轨道。
推力等参数自定。
要求给出所选用推进剂种类，推力大小，比冲、总冲及推喷管面积比等发动机的基本参数。
三、设计思路1、选用二级液体火箭；2、发动机采用泵压式系统；3、选取氧化二氮、偏二甲肼为一级发动机推进剂，选取液氧、煤油作为二级发动机推进剂；4、确定发动机其他主要参数。
四、设计步骤1、确定火箭发射重量及推进剂质量设计要求将有效载荷为1t的载荷送入近地轨道，参照长征二号火箭CZ-5-200（近地轨道有效载荷1.5t，起飞质量82t）设定所需设计火箭总质量为64t；推进剂质量一般占火箭总质量85%~90%左右，依次为依据，设定推进剂质量为54.4t，则火箭结构质量（包括火箭发动机净重）为8.5t。
2、推进剂的选择根据中国典型液体火箭发动机性能参数表选取N2O4/偏二甲肼（YF-20）作为第一级发动机的推进剂，其真空推力为780kN，真空比冲为2840m/s，燃烧室压力为6.98MPa；选取选取液氢/液氧（YF-73）作为第二级发动机的推进剂，其真空推力为44.43kN，真空比冲为4119m/s，燃烧室压力为2.63MPa又根据齐奥尔可夫斯基公式V=∑I spi ln m oi m kini=1其中I spi—第i级发动机的真空比冲；m oi—第i级火箭的起飞质量；m ki—第i级的停火质量；n—火箭级数。
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一、绪论火箭发动机是一个依靠推进剂燃烧产生高压气体，并通过一个特殊形状的喷嘴膨胀而产生推力的简单设备。
液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。
液体火箭发动机采用的液体推进剂，是在高压气体的挤压下进入燃烧室的。
推进剂通常由液体氧化剂和液体燃料组成。
在燃烧室内，推进剂通过化学反应（燃烧）的形式，将气体燃烧产物加压和加热，并通过喷嘴高速喷出，从而传递给发动机一个反向动量，使火箭获得推力。
一个典型的液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。
图1 液体火箭发动机示意图二、设计任务及要求提出并设计一个2~3级的液体火箭发动机方案，将一吨的有效载荷送至近地轨道。
推力等参数自定。
要求给出所选用推进剂种类，推力大小，比冲、总冲及推喷管面积比等发动机的基本参数。
三、设计思路1、选用二级液体火箭；2、发动机采用泵压式系统；3、选取氧化二氮、偏二甲肼为一级发动机推进剂，选取液氧、煤油作为二级发动机推进剂；4、确定发动机其他主要参数。
四、设计步骤1、确定火箭发射重量及推进剂质量设计要求将有效载荷为1t的载荷送入近地轨道，参照长征二号火箭CZ-5-200（近地轨道有效载荷1.5t，起飞质量82t）设定所需设计火箭总质量为64t；推进剂质量一般占火箭总质量85%~90%左右，依次为依据，设定推进剂质量为54.4t，则火箭结构质量（包括火箭发动机净重）为8.5t。
2、推进剂的选择根据中国典型液体火箭发动机性能参数表选取N2O4/偏二甲肼（YF-20）作为第一级发动机的推进剂，其真空推力为780kN，真空比冲为2840m/s，燃烧室压力为6.98MPa；选取选取液氢/液氧（YF-73）作为第二级发动机的推进剂，其真空推力为44.43kN，真空比冲为4119m/s，燃烧室压力为2.63MPa又根据齐奥尔可夫斯基公式V=∑I spi ln m oi m kini=1其中I spi—第i级发动机的真空比冲；m oi—第i级火箭的起飞质量；m ki—第i级的停火质量；n—火箭级数。
因为要将有效载荷送往近地轨道，则火箭最终速度需小于7.9kM/s。
设置第一级发动机推进剂质量为50t，第二级发动机推进剂质量为4.4t；设置火箭第一级结构质量为6t，第二级结构质量为2.5t。
则飞行器最终理想速度为v=2840×641+8.5+4.4+4119×1+2.5+4.41+2.5=7689.94m/s<7.9kM/s表1 一、二级发动机部分参数3、 确定发动机参数3.1 总冲由总冲计算公式I =I s ×m p知第一级发动机总冲为I 1=2840m ∙s −1×50×103kg =1.42×108N ∙s −1 第二级发动机总冲为I 2=4119m ∙s −1×4.4×103kg =1.81×107N ∙s −13.2 工作时间由发动机工作时间公式t =I F知第一级发动机工作时间为t 1=I 1F 1⁄=1.42×108N∙s −17.8×105N =182.05s 第二级发动机工作时间为t 2=I 2F 2⁄=1.81×107N∙s −14.443×104N =407.38s3.3 推进剂混合比3.3.1 第一级发动机第一级发动机推进剂选用N 2O 4/偏二甲肼，其化学反应式为C 2H 8N 2+ 2N 2O 4=2CO 2 + 4H 2O + 3N 2根据混合比的定义，理论混合比等于氧化剂质量流率比燃料的质量流率，理论混合比为r 1=m o m f =18064=2.8125而实际混合比等于理论混合比乘余氧系数（0.7～0.95），取α=0.85，实际混合比为r1∗=α×r1=2.39063.3.2 第二级发动机第一级发动机推进剂选用液氢/液氧，其化学反应式为2H2+O2=2H2O则其理论混合比为r2=m om f=324=8实际混合比为r2∗=α×r2=6.8 3.4质量流量由公式m=m t知第一级发动机质量流量为m1=m1t1⁄=274.65kg/s氧化剂质量流率为193.65 kg/s，燃料质量流率为81.00kg/s。
第二级发动机质量流量为m2=m2t2⁄=10.80kg/s氧化剂质量流率为9.42 kg/s，燃料质量流率为1.38kg/s。
3.5 喷管扩张比的选择液体火箭发动机喷管扩张比的选择与燃烧室压力和发动机工作高度有关。
运载火箭的第一、第二和第三级发动机的工作高度一般是随着时间的变化而变化，因此喷管只在某一时刻（某一高度）达到计算工况。
一般情况下，运载火箭的第一级发动机在地面起飞时，喷管处于过膨胀状态，随着飞行高度的增加，喷管先是达到计算工况，然后进入欠膨胀状态。
也就是说，第一级发动机的喷管出口燃气压力小于地面大气压力。
由于外界环境压力相对较高，第一级推力室喷管扩张比不大，结合各国先例，将第一级发动机喷管扩张比选为30。
对于高空工作的发动机，外界环境压力较低，增加喷管扩张比可以提高推力室的理论比冲，但会增加推力室的外廓尺寸、结构质量和喷管的气流摩擦损失，因此需要综合考虑。
第二、三级发动机推力室喷管扩张比由于受到外廓尺寸和结构质量的限制，扩张比通常为40~80，我们选为584、推力室设计推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。
它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成。
推进剂通过喷注器注入燃烧室,经雾化,蒸发,混合和燃烧等过程生成燃烧产物,以高速从喷管中冲出而产生推力。
推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。
按输送方式不同,有挤压式(气压式)和泵压式两类供应系统。
挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后(氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制)进入氧化剂、燃烧剂贮箱,将其分别挤压到燃烧室中。
挤压式供应系统只用于小推力发动机。
大推力发动机则用泵压式供应系统,这种系统是用液压泵输送推进剂。
工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。
4.1 喷管喉部面积选取C*=2300m/s ，由I s =C F ×C ∗得C F =I s C ∗又有F =C F P C A t ，得发动机喉部面积为A t =F 1P c ×C F第一级发动机喉部面积为A t1=780×1036.98×106×(28402300⁄)m 2=0.091m 2直径为D t1=0.340m第二级发动机喉部面积为A t2=44.43×1032.63×106×(41192300⁄)m 2=0.009m 2直径为D t2=0.108m4.2 燃烧室型面设计4.2.1燃烧室特征长度在通过燃气停留时间计算燃烧室容积的过程中，需要知道燃气平均密度和燃气流量。
通常采用更为直观的燃烧室特征长度（也成为折合长度）L来计算燃烧室容积，即L=V c A t其中，A t为喉部面积。
图2 燃烧室特征长度4.2.2 燃烧室形状在通过燃烧室特征长度得到燃烧室容积后，需要对燃烧室的形状进行设计。
在容积相同的情况下，燃烧室形状可能是多种多样的。
现有的液体火箭发动机燃烧室的形状基本为三种形式:球形、接近球形（包括椭圆形和梨形）和圆筒形（圆柱形）。
目前大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是结构和制造简单。
由于冶金和工艺水平的发展（高强度耐热钢的出现和钎焊等新工艺的采用），设计合理的圆筒形燃烧室完全能够保证工作的可靠性和高效性。
所以，我们也采用圆筒形燃烧室。
图3 圆筒形、球形和锥形燃烧室简图4.3.3 圆筒形燃烧室直径和圆筒段长度在通过燃气停留时间或者燃烧室特征长度得到燃烧室容积后，圆筒形燃烧室的型面设计的任务主要是确定燃烧室直径D c和燃烧室圆筒段长度L c1。
燃烧室的质量流量密度是燃烧产物的质量流量q mc与头部附近的燃烧室流通截面积A c的比值。
q mdc=q mc A c也可以采用燃烧室收缩比来确定燃烧室直径。
燃烧室的收缩比是指燃烧室横截面积与喷管喉部面积之比。
εc=A c A t燃烧室圆筒段长度L c1的计算公式为L c1=(V c−V c2)/A t4.3喷管型面设计设计喷管型面所必需的已知参数有:燃烧室设计时所确定的燃烧室直径D c，热力计算时确定的喉部直径D t和喷管出口直径D e，以及有关的气动力参数。
采用双圆弧的方法设计喷管型面。
4.3.1发动机圆筒段与喷管收缩段型面设计（1）第一级发动机已知四氧化二氮/肼类燃料的推进剂组合特征长度取值范围为0.76~0.89m；取N2O4/偏二甲肼推进剂的圆筒段特征长度L=0.8m；则燃烧室容积为V c=L×A t=0.8×0.091=0.0728m3对于大多数泵压式供应系统的大推力和高压燃烧室，εc取值范围为εc=1.3~2.5；我们取收缩比为εc=2则燃烧室横截面面积为A c=εc A t=2×0.091m2=0.182m2燃烧室直径为D c=√εc D t=√2×0.340m=0.481m设计推力室喷管双圆弧收敛段型面：图4 双圆弧喷管收敛段选择R1=1.5R t=1.5×√A tπ⁄=0.255m;取ρ=2.5，R2=ρR c=ρ√εc R t=2.5×√2×0.170=0.601m,则收敛段长度为 L c2=R t√(k+ρ√εc)2−[(ρ−1)√εc+k+1]2当k=1.5, ρ=2.5,εc=2,计算得L c2=0.170×√(1.5+2.5√2)2−[1.5×√2+1.5+1]2=1.196m。
以R1和R2 所作圆弧切点的位置为h=kk+ρ√εc c2=1.51.5+2.5√2×1.196=0.356mH=L c2− h=1.196−0.356=0.84my=kR t+R t−√k2R t2 −ℎ2=0.425m（2）第二级发动机已知液氧/液氢（液氢喷注）的推进剂组合特征长度取值范围为0.76~1.02；我们取液氧/液氢推进剂的圆筒段特征长度L=1.0m；则燃烧室容积V c=L×A t=1.0×0.009=0.009m3取收缩比为εc=2则燃烧室横截面面积为A c=εc A t=√2×0.009m2=0.013m2燃烧室直径为D c=√εc D t=√2×0.054×2=0.153m设计推力室喷管双圆弧收敛段型面：选择R1=1.5R t=0.081m;取ρ=2.5，R2=ρR c=ρ√εc R t=2.5×√2×0.054=0.191m,则收敛段长度为 L c2=0.054×√(1.5+2.5√2)2−[1.5×√2+1.5+1]2=0.369m以R1和R2 所作圆弧切点的位置为h =1.5+2.5√20.369=0.110mH =0.369−0.110=0.259my =1.5×0.054+0.054−√1.52×0.0542−0.1102=0.135m4.3.2发动机喷管扩张段型面设计图4 喷管扩张段示意图（1）第一级发动机D e =√εe ×D t =√30×0.340m =1.862m不同的燃气比γ对喷管型面影响不大，根据给定值D t ，D e 和选取的喷管出口角βe ，查表得到喷管相对长度L n （L n =L n D t ⁄）根据扩张比εe =30，喷管出口角取2βe =150，查表得对应的喷管相对长度Ln ̅̅̅=5.8798。