火箭发动机性能参数的热力学外推法

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本文利用一条等熵参考线和两个等焓偏导数建立了火箭发动机性能参数的外推公式。当推进剂初始焓值、燃烧室压力和喷管出口压力发生变化时,这些公式可用来进行比推力、特征速度、喷管面积比、燃烧室热力参数和喷管出口热力参数的外推计算,本文的公式简单,使用方便,精度较高。 In this paper, an extrapolation formula of rocket engine performance parameters is established by using an isentropic reference line and two isenthalpic partial derivatives. When the initial enthalpy of propellant, combustion chamber pressure and nozzle exit pressure change, these formulas can be used to extrapolate the specific thrust, characteristic velocity, nozzle area ratio, combustion chamber thermal parameters and nozzle outlet thermal parameters, This formula is simple, easy to use, high accuracy.
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