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）。