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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。
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。
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。
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。
航发结构课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能理解并掌握航空发动机的基本结构及其工作原理，包括进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等关键部件。
2. 学生能够描述不同类型的航空发动机，如涡扇、涡桨、涡轴和冲压发动机，并了解它们的应用场景。
3. 学生能够解释影响航空发动机性能的主要因素，如空气动力学、热力学和材料学等。
技能目标：1. 学生能够通过模型或图表分析航空发动机的构造，运用所学知识解释实际工作过程。
2. 学生能够设计简单的实验或模拟，以验证发动机某一性能参数的影响因素。
3. 学生能够运用专业术语准确讨论航空发动机的结构和功能。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空发动机科学研究的兴趣和好奇心，激发探索航空领域的热情。
2. 强化学生的团队合作意识，通过小组合作学习培养相互尊重和倾听的沟通技巧。
3. 增强学生的国家荣誉感和责任感，认识到发展航空发动机技术对国家科技进步和军事力量的重要性。
课程性质：本课程旨在结合理论知识与实践应用，提高学生的专业知识水平和实际操作技能。
学生特点：假设学生为高中二年级理科生，具备一定的物理和数学基础，对航空科技感兴趣，具备初步的科学探究能力。
教学要求：教学应注重理论与实践相结合，鼓励学生主动探索和动手实践，通过案例分析、小组讨论和实验设计等方式，提升学生的综合素养。
教学目标分解为具体的学习成果，便于通过课堂表现、实验报告、小组展示等多种形式进行评估。
二、教学内容本课程教学内容紧密围绕课程目标，确保科学性和系统性。
教学内容主要包括以下几部分：1. 航空发动机概述：介绍航空发动机的发展历程、分类及主要性能参数，涉及教材第一章内容。
2. 航空发动机基本结构：- 进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等关键部件的构造与功能，对应教材第二章。
- 不同类型航空发动机的结构特点与应用，如涡扇、涡桨、涡轴和冲压发动机，涉及教材第三章。
3. 航空发动机工作原理：- 空气动力学、热力学基础原理，包括压缩、燃烧、膨胀和排气等过程，对应教材第四章。
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。
