下载文档原格式
1-2理发吹风器的结构示意图如附图所示，风道的流通面积2260cmA =，进入吹风器的空气压力kPa p 100=，温度251=t ℃。
要求吹风器出口的空气温度472=t ℃，试确定流过吹风器的空气的质量流量以及吹风器出口的空气平均速度。
电加热器的功率为1500W 。
解：1-3淋浴器的喷头正常工作时的供水量一般为每分钟31000cm 。
冷水通过电热器从15℃被加热到43℃。
试问电热器的加热功率是多少为了节省能源，有人提出可以将用过后的热水（温度为38℃）送入一个换热器去加热进入淋浴器的冷水。
如果该换热器能将冷水加热到27℃，试计算采用余热回收换热器后洗澡15min 可以节省多少能源解：电热器的加热功率：kWW tcm QP 95.16.195060)1543(101000101018.4633==-⨯⨯⨯⨯⨯=∆==-ττ15分钟可节省的能量：kJJ t cm Q 4.752752400)1527(15101000101018.4633==-⨯⨯⨯⨯⨯⨯=∆=-1-10 一炉子的炉墙厚13cm ，总面积为202m ，平均导热系数为，内外壁温分别是520℃及50℃。
试计算通过炉墙的热损失。
如果所燃用的煤的发热量是×104kJ/kg ，问每天因热损失要用掉多少千克煤 解：根据傅利叶公式KW t A Q 2.7513.0)50520(2004.1=-⨯⨯=∆=δλ每天用煤d Kg /9.3101009.22.753600244=⨯⨯⨯1-11 夏天，阳光照耀在一厚度为40mm 的用层压板制成的木门外表面上，用热流计测得木门内表面热流密度为15W/m 2。
外变面温度为40℃，内表面温度为30℃。
试估算此木门在厚度方向上的导热系数。
解：δλtq ∆=，)./(06.0304004.015K m W t q =-⨯=∆=δλ1-12 在一次测定空气横向流过单根圆管的对流换热实验中，得到下列数据：管壁平均温度t w =69℃，空气温度t f =20℃，管子外径 d=14mm ，加热段长 80mm ，输入加热段的功率，如果全部热量通过对流换热传给空气，试问此时的对流换热表面传热系数多大解：根据牛顿冷却公式()f w t t rlh q -=π2所以()f w t t d qh -=π＝21-18 宇宙空间可近似地看成为0K 的真空空间。
1-2理发吹风器的结构示意图如附图所示，风道的流通面积，进入吹风器的空气压力，温度℃。
要求吹风器出口的空气温度℃，试确定流过吹风器的空气的质量流量以及吹风器出口的空气平均速度。
电加热器的功率为1500W 。
解：1-3淋浴器的喷头正常工作时的供水量一般为每分钟。
冷水通过电热器从15℃被加热到43℃。
试问电热器的加热功率是多少？为了节省能源，有人提出可以将用过后的热水（温度为38℃）送入一个换热器去加热进入淋浴器的冷水。
如果该换热器能将冷水加热到27℃，试计算采用余热回收换热器后洗澡15min 可以节省多少能源？ 解：电热器的加热功率： 15分钟可节省的能量：1-10 一炉子的炉墙厚13cm ，总面积为20，平均导热系数为1.04w/m.k ，内外壁温分别是520℃及50℃。
试计算通过炉墙的热损失。
如果所燃用的煤的发热量是2.09×104kJ/kg ，问每天因热损失要用掉多少千克煤？ 解：根据傅利叶公式 每天用煤1-11 夏天，阳光照耀在一厚度为40mm 的用层压板制成的木门外表面上，用热流计测得木门内表面热流密度为15W/m 2。
外变面温度为40℃，内表面温度为30℃。
试估算此木门在厚度方向上的导热系数。
解：，1-12 在一次测定空气横向流过单根圆管的对流换热实验中，得到下列数据：管壁平均温度t w =69℃，空气温度t f =20℃，管子外径 d=14mm ，加热段长 80mm ，输入加热段的功率8.5w ，如果全部热量通过对流换热传给空气，试问此时的对流换热表面传热系数多大？ 解：根据牛顿冷却公式所以 ＝49.33W/(m .k)1-18 宇宙空间可近似地看成为0K 的真空空间。
一航天器在太空中飞行，其外表面平均温度为250℃，表面发射率为0.7，试计算航天器单位表面上的换热量。
解： =0.7W/1-19 在1-14题目中，如果把芯片及底板置于一个封闭的机壳内，机壳的平均温度为20℃，芯片的表面黑度为0.9，其余条件不变，试确定芯片的最大允许功率。
单推-3推进剂、低铱催化剂推力室特性试验摘要：本文旨在探讨3推进剂和低铱催化剂推力室的特性。
具体而言，实验研究了不同推力室中的推进剂组合及其对推力室特性的影响，尤其是推力、比冲、可重复性和稳定性。
此外，该实验还发现，减少空气阻力可以有效提高发动机性能。
最后，根据受试者得出的结果，为不同推力室提供了确定最优性能的建议。
关键词：3推进剂；低铱催化剂；推力室；推力；比冲；空气阻力正文：本文使用三种推进剂和低铱催化剂，以研究推力室的性能特性。
实验室前部的低铱催化剂主要用于推进剂的混合，而推力室的后部则由三个单独的推进剂组成，它们是氢气、双氧水和乙醇。
为了检验推力室的性能，我们试验了不同的推力室结构，并测量了不同推力室中分别释放每种推进剂的比例。
接下来，我们进一步采取了一系列措施来测量推力室的推力大小、比冲（Isp）、可重复性和稳定性。
实验结果表明，发动机性能主要取决于空气阻力的大小，释放的推进剂的类型和比例以及燃烧室的尺寸。
另外，也发现减少空气阻力有助于改善发动机性能，特别是最大推力和比冲。
因此，根据实验中得到的结果，为不同推力室提供了确定最优性能的建议。
通过研究3推进剂和低铱催化剂推力室的性能特性，人们可以做出有效的决策来改善发动机的性能，使之更适合不同类型的应用。
例如，释放的推进剂组合和比例可以在某种程度上影响推力室的性能，因此可以根据应用需求来调整推进剂比例以获得更高的推力，或者增加比冲来实现长时间燃烧。
此外，减少空气阻力也是一个有效的改进手段，可以有效提高发动机性能。
例如，可以通过改进分布器来减少空气阻力；另一方面，可以采用不同的分流结构、改变燃烧室的尺寸以及优化内部结构来降低空气阻力。
此外，空气冷却材料的选择也有助于降低发动机的空气阻力，帮助提高发动机性能。
因此，研究3推进剂和低铱催化剂推力室的性能特性会大大有助于改善发动机的性能，从而满足不同应用的需求。
除了通过调整推力室参数来改善性能外，研究推力室的性能也可以提供有关火箭发动机的重要信息。
四氧化二氮-一甲基肼推力室研制本文介绍了使用四氧化二氮-一甲基肼推力室（NTO-MMH）作为主要组成部分研制的新型可靠推力室的设计及其对推力室性能的影响。
首先，讨论了NTO-MMH作为推力室关键组件的特性，包括燃烧室容积、推力室壁厚度和热工性能;其次，详细介绍了新型推力室的性能测试结果，尤其是发动机的推力、声压和时间响应等参数的表现;最后，讨论了多种不同参数设计及其在性能方面的对比，最终证明使用NTO-MMH作为推力室关键组件的新型推力室具有优异的可靠性。
摘要本文介绍了一种使用四氧化二氮-一甲基肼推力室（NTO-MMH）作为主要组成部分研制的新型可靠推力室的设计及其对推力室性能的影响。
讨论了NTO-MMH作为推力室关键组件的特性，并详细介绍了新型推力室的性能测试结果，讨论了多种不同参数设计及其在性能方面的对比，最终证明使用NTO-MMH作为推力室关键组件的新型推力室具有优异的可靠性。
关键词：推力室；四氧化二氮-一甲基肼；可靠性；性能尽管四氧化二氮-一甲基肼推力室（NTO-MMH）在可靠性和性能上让新型推力室有了显著改进，但它仍然存在应用环境限制。
首先，四氧化二氮-一甲基肼具有相对较低的催化活性，因此在燃烧时限制了推力室的充分燃烧过程；其次，NTO-MMH需要非常特殊的储存条件，且也不能在温度很高的情况下使用，否则会破坏推力室的结构。
此外，NTO-MMH的使用也可能会导致推力室的损耗减小，如果损耗减少到一定程度，可能会影响推力室的性能。
因此，要正确应用NTO-MMH，首先要考虑其特性，并考虑其储存条件，以便在使用过程中保证其可靠性；其次，还要通过多种试验和模拟，验证其可靠性。
此外，还要考虑推力室的整体性能，以便保证其可靠的操作性能，以及在应用中的可靠性，确保其安全性。
最后，必须要考虑推力室的整体耐久性，以保障其在超载情况下的可靠性和耐久性。
使用NTO-MMH作为推力室关键组件，应用起来也有一些技术难题需要解决，特别是考虑到它的易燃性。
2015中考真题--功、功率、机械效率计算1．（2015•葫芦岛）如图所示的防空导弹驱逐舰被誉为“中华神盾”．它满载时总重约为6×107N，驱逐舰满载以36km/h的速度匀速直线航行时，受到的阻力是总重的0.01倍，如果以这个速度匀速航行10h消耗燃油12t．问：（1）驱逐舰航行时的牵引力是多大？（2）航行时驱逐舰克服阻力做了多少功？（3）整个航行过程中驱逐舰的效率是多大？（取q燃油=4×107J/kg）2．（2015•盐城）如图所示，工人用250N的力F将重为400N的物体在10s 内匀速提升2m．求：（1）重物受到的拉力大小；（2）拉力F的功率：（3）动滑轮的机械效率．3．（2015•东营）电梯是高层住宅必备的交通工具．如图甲所示是某种升降电梯工作原理图，它由轿厢、对重、电动机、钢丝绳、滑轮等部件连接组成．电动机和对重通过钢丝绳分别给轿厢施加拉力，连接轿厢的两根钢丝绳非常靠近，轿厢与对重的运动方向始终相反．对重的质量为400kg，空轿厢的质量是500kg，额定载重量是1000kg，某次电梯满载上升时的v﹣t 图象如图乙所示．不计钢丝绳重力和一切摩擦．（g=10N/kg）（1）电梯匀速上升的高度是多少？（2）电梯匀速运动阶段，对重的重力做的功是多少？（3）电梯匀速运动时，电动机钢丝绳对轿厢拉力的功率是多少？（4）简述对重的作用．（至少两条）4．（2015•北京）用如图所示的轮滑组提升物体A，在匀速竖直提升物体A的过程中，卷扬机加在绳子自由端竖直向下的拉力F为400N，物体A上升的速度v A组为0.1m/s，轮滑的机械效率η为90%，不计绳重和轮滑与轴的摩擦．求：（1）拉力F做功的功率P；（2）物体A所受的重力G A；（3）动滑轮所受的重力G动．5．（2015•安顺）如图1所示，是2008北京残奥会开幕式最后一棒火炬手候斌，靠自己双手的力量，攀爬到火炬台底并最终点燃圣火的照片，该点火仪式体现了残疾人自强自立、拼搏向上的勇气和精神．已知他和轮椅总质量为80kg，攀爬高度39m，历时约200s．（1）如果不计机械装置的额外功，求他的平均功率多大？（2）小明同学看到火炬手攀爬很费劲，想用物理课上学过的滑轮组可以省力的方法，将火炬手拉上去．若小明同学如果站在地面上，用如图2所示的哪个滑轮组拉起火炬手最合适，理由是什么？如果该滑轮组机械效率为80%，求小明同学的拉力至少要多大？6．（2015•揭阳）小明想把重1000N的木箱A搬到高h=5m，长L=10m的斜面上，如图所示．他站在斜面上，沿斜面向上用F=600N的拉力使木箱A以v=0.2m/s的速度匀速从斜面底端拉到斜面顶端．求：（1）小明同学拉木箱的功率是多大？（2）该斜面的机械效率是多少？（3）木箱A在斜面上匀速运动时受到的摩擦力是多大？7.（2015•荷泽）下图为我国拥有完全自主知识产权的一种越野车，其越野性能公认已经超越了“悍马”，坦克能去的地方它都能去，最大速度达100 km/h。
液体火箭发动机推力室设计课程设计介绍液体火箭发动机是一种推力非常强大的动力装置，它能够使火箭达到极高的速度和高度。
其中，推力室的设计是关键的一步，影响着液体火箭发动机的性能和工作效果。
为了更好地掌握液体火箭发动机推力室设计的技术和方法，我们开设了该课程设计，旨在加强学生对液体火箭发动机推力室设计的理论和实践能力的培养。
本文档将介绍本次课程设计的相关内容和要求，供学生参考和学习。
设计目标本次课程设计旨在通过推力室的设计，加深对液体火箭发动机推进系统的理解和掌握，提高学生在液体火箭发动机设计与制造方面的实践能力。
同时，也旨在锻炼学生的团队协作和创新能力，从而增强学生的综合素质。
设计内容设计要求本次课程设计要求学生结合理论，设计一个液体火箭发动机推力室（Thrust Chamber）及其零部件。
具体要求如下：1.推力室结构应符合液体火箭发动机设计的基本原则和需求。
2.推力室的形状、尺寸、内部结构、结构材料和制造工艺要与发动机其他零部件相匹配和相协调。
3.推力室内部流场分析和优化，达到最大效益。
4.完成设计方案的制图、总结和报告。
设计流程本次课程设计的步骤如下：1.安排团队合作，明确任务分工和计划。
2.学习推力室的基本结构和设计原则，结合其它液体火箭发动机零部件进行整体布局。
3.搭建3D模型并根据流场分析进行优化。
选择推力室材料和制作工艺。
4.详细绘制设计方案，进行标注和注释，制作设计报告。
设计要点本次课程设计的关键点如下：1.推力室基本结构的确定，包括进气口、燃烧室、喷嘴等部分的设计和布局。
2.针对推力室的内部流场进行数值模拟分析和优化。
3.选择合适的材料和制作工艺，确保设计方案的可行性和可实现性。
4.详细绘图，并进行标注注释，整理设计报告。
实验流程本次课程设计的实验流程如下：1.确定每个小组的任务和要求，并明确时间节点。
2.小组成员进行任务分工和合作，明确各自的任务和工作进度。
3.学生学习推力室的基本结构和设计原则，根据已有的液体火箭发动机零部件进行整体布局。
一种大推力液体火箭发动机推力室内壁的制造方法大推力液体火箭发动机是现代航天工程的核心组成部分，其推力室内壁的制造方法对于提高火箭发动机性能，确保发射任务的安全性至关重要。
本文将介绍一种全面、有指导意义的大推力液体火箭发动机推力室内壁的制造方法。
首先，大推力液体火箭发动机推力室内壁的制造过程可以分为准备工作、涂层材料选择、涂层制备和涂层应用几个主要步骤。
准备工作是制造过程中不可或缺的一步。
在开始制造前，必须对涂层材料进行仔细的筛选，确保其耐高温、耐腐蚀和耐磨损等性能符合要求。
同时，需要对推力室内壁进行彻底的清洁，以确保涂层能够牢固地附着在内壁上。
涂层材料的选择非常重要。
一般来说，大推力液体火箭发动机推力室内壁采用高温陶瓷涂层材料，如碳化硅涂层。
这种涂层具有优异的耐热性能和高温稳定性，能够有效地保护发动机内壁免受高温气体和火焰的侵蚀。
涂层制备是制造过程中的关键环节。
通过热喷涂技术，将涂层材料喷涂到推力室内壁上。
热喷涂技术是目前应用广泛且成熟的涂层制备方法之一，通过高速喷射涂层材料，使其在高温下熔化并在内壁表面形成致密的陶瓷涂层。
这种涂层具有良好的粘附性和致密性，能够有效地保护内壁免受高温侵蚀和氧化。
涂层应用是整个制造过程的最后一步。
在涂层制备完成后，需要对其进行修整和检测。
修整是除去不均匀或不完整的涂层，以保证涂层的质量和光滑度。
同时，还需要对涂层进行质量检测，以确保其符合相关标准和要求。
总之，大推力液体火箭发动机推力室内壁的制造方法至关重要，涉及到涂层材料选择、涂层制备和涂层应用等多个环节。
通过精心的准备工作，选择合适的涂层材料，并采用高温陶瓷涂层的热喷涂技术，可以制造出具有优异性能和高温稳定性的涂层。
这种制造方法不仅具有指导意义，而且能够确保大推力液体火箭发动机推力室内壁在极端工作环境下的安全运行。
2015年台湾省公用设备《动力工程》汇总三考试试卷一、单项选择题（共25题，每题2分，每题的备选项中，只有1个事最符合题意）1、关于氯化锂电阻式湿度计，下述说法错误的是__。
A．稳定性较差B．传感器电阻测量电桥与热电阻测量电桥不同C．最高使用温度为50℃D．也包含干球温度传感器2、管道水力学计算要满足__。
①不溢流②不淤积③不冲刷管理④要注意通风A．①②③④B．①②③C．②③④D．①③④3、某建设项目，取折现率i1=10%时，财务净现值FNPV1=100万元，取折现率i2=15%时，财务净现值FNPV2=-50万元，用内插法求财务内部收益率近似等于（）。
A．14%B．15%C．13.33%D．15.33%4、圆管紊流粗糙区的沿程摩阻系数λ__。
A．与Re和管长ι有关B．与管壁相对粗糙ks/d有关C．与雷诺数Re有关D．与Re及ks/d有关5、具有自然通风的单层建筑物，所散发的可燃气体密度小于室内空气密度时，宜设置事故__。
A．排风系统B．送风系统C．净化系统D．防爆系统6、水锤消除器用于消除给水管道系统产生的水锤，常有消声止回阀、活塞式气囊水锤吸纳器等，其安装位置为__。
A．水泵出口管上B．水泵吸口管上C．水表进水管上D．液压水位控制阀前7、依据污染源的不同对污水进行分类，其中消防用水常被分为__。
A．降水B．城市污水C．工业废水D．生活污水8、理想气体定温膨胀，必然有__。
A．Q=WB．Q＞WC．Q＜WD．Q与W无关9、下列各种建筑中，__可不设室内消防给水。
A．820个座位的礼堂B．3层、体积为7200m3的商店C．8层的单元式住宅，底层设有商业网点D．6层的教学楼10、根据接口的弹性，排水管道的接口分为__。
①柔性接口②刚性接口③半柔半刚接口A．①②B．①③C．②③D．①②③11、城镇给水管道与建筑红线的水平距离一般不能小于__m。
A．5B．4C．3D．212、设计满流输水管段时，为防止水锤的发生，应采取__。
火箭推进原理综合设计——第二组一、课程设计的背景（一）题目设计一种可以多次启动的空间用液氧/煤油火箭发动机，采用分级燃烧循环，可变推力范围10—25kN ，燃烧室压强10MPa ，喷管面积比100。
（二）内容要求1）计算确定推进剂流量、混合比、燃烧室产物组成及性能参数；给出推力室概要型面设计；分析传热与冷却参数。
2）简要设计喷注器结构。
3）选择涡轮泵构型，确定预燃室推进剂流量、混合比及产物组成及性能参数；确定涡轮泵转速，泵压头及效率。
（三）形式要求1）每个人有对应的分工负责内容，组内充分讨论和沟通；各组之间可以沟通，但不能雷同。
2）设计报告中应有计算公式和参数（用Mathtype ），结构与构型的简图；采用WORD 格式，有目录，标题，图题和表题。
二、设计的步骤（一）变推力的实现途径和方案的选择根据火箭发动机的推力公式：2232()F mv p p A =+-2v =将出口速度232()F p p A =-若表示成喉部面积的形式为：232()t F A p p p A =-在设计推力下，有：23p p =。
上式表明了影响推力的因素及推力随这些因素变化产生的影响。
推力大小与燃烧室压力1p 、比热比k 、压比12/p p 、质量流量m和喉部面积t A 等因素有关。
比热比k 、压比12/p p 对推力大小影响较弱，且调节困难，难以投入实际工程应用。
推力与燃烧室压强1p 、喉部面积t A 或推进剂质量流量m呈正比关系。
流量的变化会引起燃烧室压力和推力几乎线性的变化；在燃烧室压力保持不变时，调解喉部面积也可以实现推力调解。
所以，从理论上讲，对于液体火箭发动机，调节推进剂流量或改变喉部面积能够实现推力大小调节。
实际工程中，推进剂质量流量调节是目前变推力液体火箭发动机的主要途径。
我们也选择控制流量来实现变推力。
（二）推力室的设计1、利用面积比和燃烧室的压强求出口处的压强由面积比和压强比之间的关系式可以得到：1111()(2t x k x A p k A p -+=1）式 通过观察上述式子可以发现现在已知面积比、燃烧室压强，而且x p 与k 之间存在一定的关系（利用热力学软件，只要给定x p 就能够得到k ）。
1-2理发吹风器的结构示意图如附图所示，风道的流通面积，进入吹风器的空气压力，温度℃。
要求吹风器出口的空气温度℃，试确定流过吹风器的空气的质量流量以及吹风器出口的空气平均速度。
电加热器的功率为1500W 。
解：1-3淋浴器的喷头正常工作时的供水量一般为每分钟。
冷水通过电热器从15℃被加热到43℃。
试问电热器的加热功率是多少？为了节省能源，有人提出可以将用过后的热水（温度为38℃）送入一个换热器去加热进入淋浴器的冷水。
如果该换热器能将冷水加热到27℃，试计算采用余热回收换热器后洗澡15min 可以节省多少能源？解：电热器的加热功率：15分钟可节省的能量：1-10 一炉子的炉墙厚13cm ，总面积为20，平均导热系数为1.04w/m.k ，内外壁温分别是520℃及50℃。
试计算通过炉墙的热损失。
如果所燃用的煤的发热量是 2.09×104kJ/kg ，问每天因热损失要用掉多少千克煤？解：根据傅利叶公式每天用煤1-11 夏天，阳光照耀在一厚度为40mm 的用层压板制成的木门外表面上，用热流计测得木门内表面热流密度为15W/m 2。
外变面温度为40℃，内表面温度为30℃。
试估算此木门在厚度方向上的导热系数。
解：，1-12 在一次测定空气横向流过单根圆管的对流换热实验中，得到下列数据：管壁平均温度t w =69℃，空气温度t f =20℃，管子外径d=14mm ，加热段长 80mm ，输入加热段的功率8.5w ，如果全部热量通过对流换热传给空气，试问此时的对流换热表面传热系数多大？解：根据牛顿冷却公式2260cm A =kPa p 100=251=t 472=t 31000cm 2m δλtq ∆=)./(06.0304004.015K m W t q =-⨯=∆=δλ所以 ＝49.33W/(m .k)1-18 宇宙空间可近似地看成为0K 的真空空间。
一航天器在太空中飞行，其外表面平均温度为250℃，表面发射率为0.7，试计算航天器单位表面上的换热量。
2015年物理综合练习题（六）注意事项：1.请在答题卡上作答，在试卷上作答无效。
2.物理试卷共五大题，1～32小题，满分90分。
一、选择题(本题共14小题，每小题2分，共28分)注意：第1～11小题中，每小题只有一个选项正确。
1．在公共场所“轻声”说话是文明的标志，而在旷野中要“大声”喊叫才能让远处的人听见．这里的“轻声”和“大声”是指声音的（）A．响度B．音色C．音调 D．频率2．下列光现象的成因与日食形成的原因相同的是（）A．筷子在水中“向上折” B．手影C．露珠下的叶脉看起来变粗 D．河岸上的树在水中的倒影3．下列做法中，符合安全用电常识的是（）A.可以在电线上晾晒衣物B.保险丝熔断了，可用铜丝代替保险丝C.清扫时，用湿抹布擦墙上的插痤D.更换家庭照明灯泡前应断开开关4．下列的说法中正确的是（）A．用吸管把瓶中的汽水吸到嘴里，利用的是大气压B．用瓶起子开瓶盖时，瓶起子是费力杠杆C．菜刀钝了在磨石上磨一磨，是为了减小压强D．高压锅是利用增大压强降低沸点的原理尽快煮熟食物的5．根据你对生活中物理量的认识，指出下列数据最符合生活实际的是（）A．中学生课桌高约为80m B．手拿两个普通鸡蛋中约为1NC．人正常步行的速度约为1.1 km/h D．脉搏跳动一次的时间约为2s6．下列设备中，其原理是电磁感应现象的是（）A. 电动机B. 发电机C.电铃D.电磁起重机7．如图1所示．用弹簧测力计拉动水平桌面上的物体，使其作匀速直线滑动．以下叙述中的两个力属于一对平衡力的是（）A．弹簧测力计对物体的拉力与物体所受的重力B．物体对桌面的压力与物体所受的重力C．物体对桌面的压力与桌面对物体的支持力D．弹簧测力计对物体的拉力与桌面对物体的摩擦力8．高铁每节车厢都有两间洗手间，只有当两间洗手间的门都关上时（每扇门的插销都相当于一个开关），车厢中指示牌内的指示灯才会发光提示旅客“洗手间有人”．下列所示电路图能实现上述目标的是（ ）9． 如图为静止在竖直墙面上的“爬墙遥控车”，“腹部”有吸盘，当“爬墙遥控车”的真空泵将吸盘内的空气抽出时，遥控车能牢牢吸在竖直的墙面上而不会掉落，这是因为遥控车（ ） A ．质量小，重力可以忽略不计 B ．受到大气对它的压力C ．受到墙面对它向上的摩擦力D ．受到空气对它的浮力10．小阳在利用蜡烛研究凸透镜成像的实验中，当凸透镜的焦距是 15cm ，点燃的蜡烛放在距凸透镜35cm 处，在凸透镜另一侧的光屏上观察到烛焰清晰的像。
火箭推力室性能参数的准确外推
葛明龙;程圣清;陈世立
【期刊名称】《火箭推进》
【年(卷),期】2002(000)004
【摘要】本文给出了计算火箭推力室理论性能参数的一套新外推公式。
在火箭推力室可能工作的参数范围内(燃烧室压力P_c=0.5～50MPa,压力比P_c/P_e=1～10000或面积比ε=1～600),对于某一混合比的某种推进剂,根据一条等熵线的二十余个已知数据,可以计算出其它各组的火箭推力室热力参数和理论性能。
本文的外推公式精度高,比冲、特征速度和推力系数的相对误差约为千分之一。
【总页数】6页(P1-6)
【作者】葛明龙;程圣清;陈世立
【作者单位】航天科技集团公司第六研究院十一所(京)
【正文语种】中文
【中图分类】V430
【相关文献】
1.变推刀火箭发动机推力室理化性能计算 [J], 王齐安
2.双组元液体火箭发动机推力室材料研究进展 [J], 王娜;李海庆;徐方涛;阴中炜;张绪虎
3.液体火箭发动机推力室快速制造技术 [J], 罗巍;张晗翌;矫慧;隋阳;丁新玲;王福德
4.3D打印的火箭引擎一体化推力室 [J],
5.优傲机器人为火箭推力室的检测提供自动化支持 UR5协作机器人给阿丽亚娜集团的火箭进行“体检” [J], 无
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
火箭发动机的基本性能参数（1）推力火箭发动机的推力就是作用在发动机内外表面的各种力的合力。
图3-2所示为发动机的推力室，它由燃烧室和和喷管两部分组成。
作用在推力室上的力有推进剂在燃烧室内燃烧产生的燃气压力p e ,外界的大气压力p 0，以及高温燃气进过喷管以很高的速度向后喷出所产生的反作用力。
由于喷管开口，作用在推力室内外壁的压力不平衡，产生向前的一部分推力，加上喷气流所产生的反作用力，发动机推力的合力为 e e e A p p mu F )(0-+= （3.1） 式中，F 为发动机推力（N ）；m 为喷气的质量流率，即单位时间的质量流量(kg/s);e u 为喷管出口的喷气速度（m/s ）；p e 为推力室内燃气的压力（Pa ）；p 0为外界大气的压力（Pa ）;e A 为喷管出口的截面积（m 2）从公式（3.1）可知，火箭发动机的推力由两部分组成。
第一部分是由动量定理导出的mu e 项，它是推力的主要部分，占总推力的90%以上。
成为动推力。
它的大小取决于喷气的质量流率和喷气速度，前者实际上等于单位时间推进剂的消耗量。
为了获得更高的喷气速度，要求采用高能的推进剂，并使推进剂的化学能尽可能多地转换为燃气的动能。
第二部分是由于喷管出口处燃气压力和大气压力不同所产生的A(p 0p e -)项，与喷管出口面积及外界大气的压力有关，称为静推力。
显然，静推力随外界大气压力的减小而增大。
这是3.2.1节讲过的 火箭发动机的主要特点之一。
为方便起见，定义p e =p o 时发动机的工作状态为设计状态。
在设计状态下静推力等于零，总推力等于动推力，称之为特征推力或额定推力。
用F e 表示，则:F e =mu e (3.2)一般情况下，发动机的额定推力是不变的。
发动机在接近真空的条件下工作时，p 0 =0，这时的推力称为真空推力，发动机的推力达到最大值。
(2)冲量和总冲物理学中定义作用力和作用时间的乘积为冲量。
对于火箭发动机，推力与工作时间的乘积就是发动机的总冲量，简称总冲。
液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热计算摘要本文旨在计算液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热。
为此，我们首先识别环境中存在的额定参数，包括温度、压力、流量和总体形状。
接着，通过计算复杂的传热方程，对辐射冷却推力室中的辐射传热进行模拟，以了解其在火箭发动机中的作用。
最后，我们通过将热量分布图结果与实际试验结果进行对比，确认模型的可信度，并确定推力室辐射冷却系统在火箭发动机中的最佳参数。
关键词液体火箭发动机，辐射冷却推力室，传热，温度，压力，流量，总体形状，传热方程，辐射传热。
正文本文旨在研究和模拟液体火箭发动机辐射冷却推力室的传热特性。
首先，我们建立了一个复杂的动态传热模型，以表征外部环境中的特性，包括温度、压力、流量和总体形状。
然后，使用网格计算技术对辐射冷却推力室进行计算，以确定其辐射传热率。
该模型具有实时模拟和复杂辐射传热行为的能力，因此可以在模拟和试验过程中优化参数，以实现最佳性能。
最后，通过将热量分布图结果与实际试验结果进行对比，确认模型的可信度，并确定推力室辐射冷却系统在火箭发动机中的最佳参数。
应用辐射冷却推力室可以显著改善火箭发动机的效率，更有效地控制能量损失。
因此，对于使用辐射冷却推力室的火箭发动机的发射，传热模型的及时准确性十分重要，可以帮助开发人员在火箭发射前更好地估算温度分布情况，从而进一步确定最佳化参数。
此外，火箭发动机辐射冷却推力室传热模型也具有重要的实用应用价值。
例如，当设计新火箭发动机时，可以根据传热模型来预测未来航天器的最佳参数，例如推力、辐射冷却推力室的形状、尺寸和内部结构。
此外，可以通过调整辐射冷却参数来实现更为精确的传热模拟，从而更准确地表征可用于火箭发动机设计的能源平衡。
总之，火箭发动机辐射冷却推力室的传热模型不仅有助于提高火箭发射的可靠性和效率，而且是实现精确的能量平衡以及新式火箭发动机设计的重要工具。
它可以让火箭动力学工程师有效地控制火箭发射中发生的热量，确保航天器有效运作并取得最大性能。
弹道计算大作业范文弹道计算是一项重要的技术，广泛应用于军事、航天等领域。
在大作业中，我将介绍弹道计算的基本原理和方法，并探讨其在实际应用中的重要性。
首先，弹道计算是指根据弹道学原理和相关数据，通过数学模型和计算方法来预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等参数。
弹道计算的基本原理是利用牛顿力学和航天动力学等物理学原理，建立合适的数学模型，通过求解微分方程组等数值计算方法，得到弹道物体的轨迹方程，并基于此进行相关分析和应用。
在弹道计算中，重要的参数包括弹道物体的发射条件（如初速度、发射角度）、大气环境条件（如空气密度、气流）、目标条件（如距离、高度）等。
通过准确获取这些参数，并结合适当的数学模型和计算方法，可以精确预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等信息。
这对于军事、航天等领域的设计、规划和操作过程中具有非常重要的作用。
在军事领域，弹道计算广泛应用于导弹、火炮等武器系统的设计和使用过程中。
通过准确的弹道计算，可以预测导弹的射程、精度和杀伤效果，为作战决策提供重要依据。
同时，在火炮射击过程中，弹道计算也可以帮助确定正确的射击参数，提高射击的准确性和效果。
在航天领域，弹道计算是航天器发射和轨道控制的基础。
通过对火箭发动机、航天器的动力学行为进行建模和计算，可以确定正确的发射参数和轨道控制策略，保证航天任务的顺利进行。
同时，在航天器的返回和着陆过程中，弹道计算也起着关键作用，为安全、精准的着陆提供支持。
此外，弹道计算还在其他领域中有着广泛的应用。
例如，在体育项目中，如射击、投掷等项目中，弹道计算可以帮助运动员预测弹道物体的轨迹，从而提高比赛的成绩。
在气象预测中，弹道计算可以用于推测洪水泛滥区域、气候变化等现象，为减灾救援提供支持。
总之，弹道计算是一项重要的技术，应用广泛且具有重要意义。
通过准确的数学模型和计算方法，可以预测弹道物体的运动轨迹、飞行速度、飞行轨道等参数，为军事、航天等领域的设计和应用提供重要支持。
2015年推力室基本性能计算大作业
题目：
研究CZ -2号第一级液体火箭发动机YF -20的推力室的高度特性。
已知：燃烧室压力c p =6.98MPa, 喷管面积比A ε=12.69, 喷管喉部直径t d =278mm, 推进剂质量流
量m
&=263.87kg/s, 燃烧温度c T = 3200K, 燃气比热比k =1.15, 燃气气体常数R =380J/kg.K. 要求编制计算机程序计算推力室推力F 和比冲s I 随飞行高度H (0~80km)变化的性能数据，绘制相应的高度特性曲线, 对计算结果进行分析。
理论方法：
由推力F 和比冲s I 公式： F =m u e +(p e −p a) I s =C ∗C F
可求出推力F 和比冲s I 随飞行高度H (0~80km)的变化。
公式推导：
根据F =m u e +(p e −p a)A e I s =C ∗C F ；
已知：m =263.87kg/s ；A e =A εA t =0.770267 ；T c = 3200K ；k =1.15 ；
R =380J/kg.K. ；t d =278mm ；A ε=12.69 ；c p =6.98MPa 未知：u e ； p e ； p a ；C ∗；C F ； 求 ：
由εA =
A e A t
=
√k (2
k+1)k+1
2
(k−1)
(p e p c
)k
√2k
k−1[1−(p
e p c
)
k
]
得
p e p c
=0.01062288
所以p e=7.415×104P a
故u e=√
2k
k−1
RT[1−(p e
p c
)k−1k]=2887.65m/s
C∗=1
C d =√RT
Γ
=1726.7832
C F=C F0+A e
A t (p e
p c
−p a
p c
)
由εA=12.69，k=1.15，查表得C F0=1.672273015 p a可由高度H确定。
p a=(1−
H 44330
)5255
总结：
F=m u e+(p e−p a)A e=（7.61964×105−0.770267p a）牛I s=C∗C F=(2887.78775-1.818×10−6p a)(m/s)
程序设计:
#include <stdio.h>
#include <string.h>
#include <math.h>
#define N 80
double s[N];
int main()
{
int n;
FILE *lsssb;
double Pa,a,t,Cf,F,Is;
double Pc=6980,At=0.0607,Cf0=1.672273015,m=263.87; lsssb=fopen("file1.dat","w");
fputs("F,Is",lsssb);
for(n=0;n<=20;n++)
{
a=(1-0.02257*n);
if(a<=0)
{
a=0;
}
t=pow(a,5.256);
Pa=101.325*t;
Cf=Cf0+12.69*(0.01062288-Pa/Pc);
F=Cf*Pc*At;
Is=F/m;
s[n]=Pa;
fprintf(lsssb,"%10f %10f\n",F,Is);
printf("高度%2d千米 ",4*n);
printf("压强%10f千帕 ",s[n]);
printf("推力%10f千牛 ",F);
printf("比冲%10f米/秒\n",Is);
}
fclose(lsssb);
printf("\n");
return 0;
}
计算的原始数据:
A e=
A
A t=0.770267
p e=7.415×104P a
u e=√2k
k−1RT[1−(p e
p c
)k−1k]=2887.65m/s
C∗=1
C d
=
√RT
Γ
=1726.7832
F=m u e+(p e−p a)A e=（7.61964×105−0.770267p a）(牛) I s=C∗C F=(2887.78775-1.818×10−6p a) (米/秒)
结果与分析:
推力和比冲均和高度有关系。
结论:
火箭发动机的推力和飞行高度有关系，随着高度的增加外界大气压逐渐减小，推力则逐渐增大。
参考资料:
《固体火箭发动机原理》。
