火箭发动机原理复习重点
一、1.固体火箭发动机由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。工作过程是：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。
主要优点：结构简单，使用方便，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。
2.液体火箭发动机由推力室组件，推进剂供应与控制系统，涡轮驱动系统，电动和气动动作系统和发动机总装元件等组成。工作过程是：液体推进剂的化学能经过喷射，雾化，混合，燃烧等反应后转化为高温高压燃烧产物的热能，化为动能，产生推力。
二、1. ’Ue+Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.把Pe=Pa
2.
3.温度，燃烧产物的气体常数和比热比K
4.Pe=PaPa=0时为真空推力系数。
5.动机排气过程结束，以发动机点火后推力上升到10%到下降到10%最大推力一点为终点，之间的时间间隔。
6.拖尾段。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
7.
提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。
9.发动机性能的实际值是低于理论值的，这种差别通常叫做能量损失。在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。
三、按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂属于均质推进剂，复合推进剂属于异质推进剂，改性双基推进剂属于异质推进剂。
1.双基推进剂（DB）是以硝化纤维素和硝化甘油为基本组元的均质推进剂，硝化甘油是一种富氧氧化剂。
2.典型的现代复合推进剂是由氧化剂，金属燃料和高分子粘接剂为基本组元组成。
3.DB燃烧是一个多阶段的过程。燃烧过程从固相受热，分解开始。固相分解气化后，分解产物离开燃烧表面，在气相中继续进行反应，释放能量，使产物温度升高，直到形成火焰。高温燃烧产物通过热传导，反过来向固相传热，称之为“热反馈”，依靠热反馈，固相不断获得热量，得以继续分解气化，形成自持燃烧。
4.DB的燃烧依次可以分成固相中的预热区，表面层分解反应区，气相中的嘶嘶区，暗区和发光火焰区。表面层分解反应区主要生成物为二氧化氮，放热量为9~12%。嘶嘶区主要是二氧化氮还原为一氧化氮，放热量约为50%。
5.复合推进剂的燃烧模型是多火焰模型。燃烧过程大致同DB一样，但从微观看，推进剂本身的组成是不均匀的，燃烧区的火焰结构也不是均匀的。复合推进剂燃烧的火焰结构是一个三维的复杂现象，在燃烧区中所进行的物化过程，而且在同一表面上也有多种燃烧过程在分散进行。
6.复合推进剂固相分解所需的热反馈主要来自AP的分解焰。高压下，制推进剂的燃速，使AP颗粒的表面自燃料表面下陷，AP
四、1.
2.主要采用
3.4.未来进行定量的计算和比较，
五、1.
2.或者引入推力室喷管的下游与主
3.
装药的燃烧表面始终与起始燃烧表面平行，形成了所谓的“平行燃烧规律”。
七、1.具有过膨胀喷管的发动机推力比使用设计状态喷管的发动机推力F1小了一个△F1-3，故设计状态推力大于过膨胀推力。
具有浅膨胀喷管的发动机推力比使用设计状态喷管的发动机推力F1小了一个△F1-2，故设计状态推力大于欠膨胀推力。
2.在喷管欠膨胀状态的一侧，最大推力系数福建的曲线变化比较平缓，因此从减小喷管尺寸，质量的角度出发，希望选择比最佳值小一些的面积比，这样既减小了喷管的尺寸和质量，同时推力系数也比最大推力系数校的不多。
八、1.固体推进剂的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。燃气是沿通道依次加入燃气流中的。通道中的燃气流速也依次增大，到出口处达到最大，这就使推进剂的燃速也沿通道增加在出口处增加最显著。
2.侵蚀燃烧的判断准则：速度公式和J准则，密流公式和K准则，勒努瓦-罗比拉特公式，ǣ准则。
3.侵蚀燃烧是流动过程和燃烧过程相互影响产生的，随着流速增加，雷诺数增大，燃烧表面附近的燃气流动要从层流过度到湍流，如果湍流流动侵入到燃烧的气相反应区中去，就要影响反应区中气体的热传导系数改变，从单纯由分子运动引起的热传导系数λ增加到湍流条件下气体微团活动的湍流热传导系数，加大了气相火焰对固体表面的热反馈，使推进剂燃速增加。
4.燃速。
九、1.热损失等。
2.在。因此，喷管中的实际流动常常不是纯气相流动。由于凝相颗粒
十、1.强的条件下计算：1)以及推进剂的理论特征速度。2)2.2）固体推进剂的燃烧产物处于化学平衡状态。33.）固体推进剂假定化学式与总焓的计算。2） 计算处于化3）在给定压强条件下确定燃烧温度，求出该温度下的燃烧
1）平衡等熵流动模型2）冻结等熵流动模型3）突然冻结的等熵1）估算喷管出口截面处的燃气温度2）3）在给定的压强和选定的温度下，计算出口截面处燃烧产物的熵4）求喷管出口截面处燃烧产物的温度5）计算出口截面处燃烧产物的其他热力参数
6.平衡膨胀到当地声速的喷管流动计算步骤：1）等熵方程2）表示喷管计算截面的方程3）计算方程的求解
7.冻结等熵膨胀的喷管流动计算步骤：1）估计喷管出口温度2）计算给定压强和选定温度下，出口截面处的产物的熵3）确定喷管出口处燃烧产物的温度4）计算喷管出口处燃烧产物的总焓5）计算喷管的平均等熵指数
十一、1.对于等面性质装药，燃面不随时间变化，当燃烧室压强已经建立，开始进入工作段
时，压强上升到最大值而相对稳定，这是的燃烧室压强定义为平衡压强。（7-19）
2.图7-7，图中画出了燃气生成率和质量流率随燃烧室压强变化的曲线。当产生一个微小的压强增量时，燃气生成量和喷管质量流量发生相应的变化。当燃气生成量大于质量流量时，燃烧室中的燃气量及燃烧室压强将进一步增加，结果是压强扰动越来越大，不但不能恢复平衡，而且更加远离平衡。当燃气生成量小于质量流量时，燃烧室的燃气贮存量和压强都要减小，从而抵消了压强扰动的作用，促使压强回到平衡值，发动机得以稳定工作。故平衡压强的稳定性条件为（7-38）
3.为了满足稳定性条件，对推进剂燃速特性的要求是n〈1，n为燃速的压强指数。
十二、1.公式（2-4） (2-15) (2-18) (2-24) (2-40) (2-42)
2.公式 (7-19) (7-55)
火箭发动机原理复习重点
一、1.固体火箭发动机由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。工作过程是：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。
主要优点：结构简单，使用方便，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。
2.液体火箭发动机由推力室组件，推进剂供应与控制系统，涡轮驱动系统，电动和气动动作系统和发动机总装元件等组成。工作过程是：液体推进剂的化学能经过喷射，雾化，混合，燃烧等反应后转化为高温高压燃烧产物的热能，化为动能，产生推力。
二、1. ’Ue+Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.把Pe=Pa
2.
3.温度，燃烧产物的气体常数和比热比K
4.Pe=PaPa=0时为真空推力系数。
5.动机排气过程结束，以发动机点火后推力上升到10%到下降到10%最大推力一点为终点，之间的时间间隔。
6.拖尾段。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
7.
提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。
9.发动机性能的实际值是低于理论值的，这种差别通常叫做能量损失。在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。
三、按照推进剂的细微结构分类，双基推进剂属于均质推进剂，复合推进剂属于异质推进剂，改性双基推进剂属于异质推进剂。
1.双基推进剂（DB）是以硝化纤维素和硝化甘油为基本组元的均质推进剂，硝化甘油是一种富氧氧化剂。
2.典型的现代复合推进剂是由氧化剂，金属燃料和高分子粘接剂为基本组元组成。
3.DB燃烧是一个多阶段的过程。燃烧过程从固相受热，分解开始。固相分解气化后，分解产物离开燃烧表面，在气相中继续进行反应，释放能量，使产物温度升高，直到形成火焰。高温燃烧产物通过热传导，反过来向固相传热，称之为“热反馈”，依靠热反馈，固相不断获得热量，得以继续分解气化，形成自持燃烧。
4.DB的燃烧依次可以分成固相中的预热区，表面层分解反应区，气相中的嘶嘶区，暗区和发光火焰区。表面层分解反应区主要生成物为二氧化氮，放热量为9~12%。嘶嘶区主要是二氧化氮还原为一氧化氮，放热量约为50%。
5.复合推进剂的燃烧模型是多火焰模型。燃烧过程大致同DB一样，但从微观看，推进剂本身的组成是不均匀的，燃烧区的火焰结构也不是均匀的。复合推进剂燃烧的火焰结构是一个三维的复杂现象，在燃烧区中所进行的物化过程，而且在同一表面上也有多种燃烧过程在分散进行。
6.复合推进剂固相分解所需的热反馈主要来自AP的分解焰。高压下，制推进剂的燃速，使AP颗粒的表面自燃料表面下陷，AP
四、1.
2.主要采用
3.4.未来进行定量的计算和比较，
五、1.
2.或者引入推力室喷管的下游与主
3.
装药的燃烧表面始终与起始燃烧表面平行，形成了所谓的“平行燃烧规律”。
七、1.具有过膨胀喷管的发动机推力比使用设计状态喷管的发动机推力F1小了一个△F1-3，故设计状态推力大于过膨胀推力。
具有浅膨胀喷管的发动机推力比使用设计状态喷管的发动机推力F1小了一个△F1-2，故设计状态推力大于欠膨胀推力。
2.在喷管欠膨胀状态的一侧，最大推力系数福建的曲线变化比较平缓，因此从减小喷管尺寸，质量的角度出发，希望选择比最佳值小一些的面积比，这样既减小了喷管的尺寸和质量，同时推力系数也比最大推力系数校的不多。
八、1.固体推进剂的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。燃气是沿通道依次加入燃气流中的。通道中的燃气流速也依次增大，到出口处达到最大，这就使推进剂的燃速也沿通道增加在出口处增加最显著。
2.侵蚀燃烧的判断准则：速度公式和J准则，密流公式和K准则，勒努瓦-罗比拉特公式，ǣ准则。
3.侵蚀燃烧是流动过程和燃烧过程相互影响产生的，随着流速增加，雷诺数增大，燃烧表面附近的燃气流动要从层流过度到湍流，如果湍流流动侵入到燃烧的气相反应区中去，就要影响反应区中气体的热传导系数改变，从单纯由分子运动引起的热传导系数λ增加到湍流条件下气体微团活动的湍流热传导系数，加大了气相火焰对固体表面的热反馈，使推进剂燃速增加。
4.燃速。
九、1.热损失等。
2.在。因此，喷管中的实际流动常常不是纯气相流动。由于凝相颗粒
十、1.强的条件下计算：1)以及推进剂的理论特征速度。2)2.2）固体推进剂的燃烧产物处于化学平衡状态。33.）固体推进剂假定化学式与总焓的计算。2） 计算处于化3）在给定压强条件下确定燃烧温度，求出该温度下的燃烧
1）平衡等熵流动模型2）冻结等熵流动模型3）突然冻结的等熵1）估算喷管出口截面处的燃气温度2）3）在给定的压强和选定的温度下，计算出口截面处燃烧产物的熵4）求喷管出口截面处燃烧产物的温度5）计算出口截面处燃烧产物的其他热力参数
6.平衡膨胀到当地声速的喷管流动计算步骤：1）等熵方程2）表示喷管计算截面的方程3）计算方程的求解
7.冻结等熵膨胀的喷管流动计算步骤：1）估计喷管出口温度2）计算给定压强和选定温度下，出口截面处的产物的熵3）确定喷管出口处燃烧产物的温度4）计算喷管出口处燃烧产物的总焓5）计算喷管的平均等熵指数
十一、1.对于等面性质装药，燃面不随时间变化，当燃烧室压强已经建立，开始进入工作段
时，压强上升到最大值而相对稳定，这是的燃烧室压强定义为平衡压强。（7-19）
2.图7-7，图中画出了燃气生成率和质量流率随燃烧室压强变化的曲线。当产生一个微小的压强增量时，燃气生成量和喷管质量流量发生相应的变化。当燃气生成量大于质量流量时，燃烧室中的燃气量及燃烧室压强将进一步增加，结果是压强扰动越来越大，不但不能恢复平衡，而且更加远离平衡。当燃气生成量小于质量流量时，燃烧室的燃气贮存量和压强都要减小，从而抵消了压强扰动的作用，促使压强回到平衡值，发动机得以稳定工作。故平衡压强的稳定性条件为（7-38）
3.为了满足稳定性条件，对推进剂燃速特性的要求是n〈1，n为燃速的压强指数。
十二、1.公式（2-4） (2-15) (2-18) (2-24) (2-40) (2-42)
2.公式 (7-19) (7-55)