以下是第三章推力室设计（上半）的内容：
第三章笔记1

以下为相关复习思考题：
下面第三章推力室设计的上半部分：

3-1 简单介绍液体火箭发动机推力室的组成与分类。

液体火箭发动机推力室主要由头部、燃烧室和喷管组成。也可以将液体火箭发动机推力室分为两部分，即推力室头部和身部,身部由燃烧室圆筒段和喷管组成。
推力室还包括其他一些部件，例如，用于非自燃推进剂的点火装置、推力室固定部件、推力"传递装置和推进剂人口分配部件（燃气导管、冷却剂入口集液器等）。

3-2 如何选择液体火箭发动机推力室的主要参数？

①根据所要求的海平面或真空推力和比冲，推进剂混合比，以及推力室的最大外廓尺寸和结构质量限制等,选择燃烧室压力和喷管出口压力。
②根据热力气动计算结果，给出推力室的地面或真空理论比冲、理论质量流量、喉部面积和喷管扩张比等。
③根据典型推力室的性能数据，选择燃烧室效率和喷管效率，确定推力室的实际地面或真空比冲、实际流量和喉部面积等。
④ 根据选择的燃烧室特征长度、流量密度和收缩比，确定燃烧室直径和长度，根据喷管扩张比，设计喷管型面。
⑤进行喷注器、燃烧室和喷管的具体结构设计,其中包括再生冷却剂的选择，结构材料的选用，加工方法和检验方法的确定。
⑥根据推力室的初步结构方案，进行传热、流阻损失和强度等各项计算。
⑦ 绘制推力室图纸，编写生产和试验技术文件以及设计和计算说明书，根据发动机的研制进度要求，制定推力室及其零组件的试验大纲等。

3-3 液体火箭发动机燃烧室型面设计有哪些要求？需要考虑哪些影响完全燃烧程度的因素？

对燃烧室型面设计提出的要求如下：
①选择合理的燃烧室形状和尺寸，解决减小燃烧室容积与提高燃烧效率的矛盾；
②组织可靠的燃烧室内、外冷却，防止内壁烧蚀；
③减小燃气的压力损失；
④结构简单,质量小，工作可靠。

影响燃烧完全程度的主要因素有：
①推进剂雾化和混合气形成的质量。它取决于喷嘴的形式、喷嘴在推力室头部的位置、推力室头部的形状及燃烧室的形状。推进剂雾化和混合气形成的质量越差，燃烧完全所需的时间也越长，对燃烧效率会产生不利影响。
②可用于燃烧的化学反应历程的时间。它取决于燃气在燃烧室中的流速、燃烧室压力和燃烧室容积等。
③推进剂的物理、化学性质。例如，作为低温推进剂的氢和氧，由于容易汽化和化学反应过程简单，所以相对于其他推进剂更容易获得高的燃烧效率

3-4 简述燃烧室内燃气停留时间和燃烧室特征长度的定义，以及这两个参数的选取范围。

燃气停留时间是燃烧室容积内燃烧产物的质量与通过燃烧室的推进剂流量的比值。
特征长度L是燃烧室容积与喉部面积的比值。（此处见笔记更好）

3-5 常用的燃烧室形状有哪些？不同形状的燃烧室各有什么优缺点？

球形燃烧室与其他类型燃烧室相比有以下优点：
①当燃烧室容积一定时，在一定程度上也就相当于推进剂在燃烧室内燃烧的时间一定,球形燃烧室受热表面积最小，冷却剂吸收的热量少，相对容易解决冷却问题，而且球形燃烧室的结构质量最小；
②承受同等压力载荷所需的壁厚最小；
③燃烧稳定性较好。
最主要的缺点是结构复杂、头部喷嘴布置和加工困难。
在液体火箭发动机应用的初期，圆筒形燃烧室相对较容易产生不稳定燃烧。圆筒形燃烧室的不稳定燃烧问题得到解决，目前大多数发动机都采用圆筒形燃烧室，其优点是构造和制造简单。

环形燃烧室主要是为适应塞式喷管而新发展的一种燃烧室形状，因其横截面为环形。与其他形状的燃烧室相比，环形燃烧室的表面积有很大程度的增加，因而使燃烧室的结构质量增加和冷却困难；同时为了保证燃烧室的刚度，需要在燃烧室外部布置加强箍或用冷却拉杆连接内、外壁，因而使构造复杂。它的优点是能够配合塞式喷管使用，充分发挥采用塞式喷管的优点。
目前,最常用的还是喷注器布置在平顶头部的圆筒形燃烧室。

3-6 什么是液体火箭发动机推力室的流量密度和燃烧室收缩比？如何选取？

流量密度是燃烧室质量流量与头部附近的燃烧室流通截面积的比值，对于采用直流式喷注器的推力室，取（20-30）倍燃烧室压力；对于离心式取（10-20）倍燃烧室压力。
燃烧室的收缩比是指燃烧室横截面积与喷管喉部面积之比。对大多数泵压式供应系统的大推力和高压燃烧室，取1.3-2.5，对离心式喷嘴，取4-5或者用公式计算（3/sqrt（燃烧室压力*喉部直径））

3-7 简述液体火箭发动机不同类型喷管的特点。

锥形：通常为15°。制造方便（要改变扩张比时直接截短或加长），缺点时非轴向流动损失大，如果为了降低非轴向流动损失，减小喷管出口角，则会导致喷管长度过长，摩擦损失增加。
钟形：较高的喷管效率和缩短喷管的长度。与锥形对比，在推力相同的情况下，钟形喷管可缩短30%〜 50%,喷管结构质量和表面积的减少量也是30%〜 50%。如果这两种喷管具有相同的长度，则钟形喷管提供的推力可增大约3%（也就是说，比冲增加3%）。还有升级版的可抛弃嵌入喷管、双钟形喷管、可延伸喷管。
具有气动边界的喷管：普通的钟形喷管由于喷管扩张比固定的限制，不能适应环境压力的变化而出现过膨胀或欠膨胀问题。针对这个问题提出了具有自动高度补偿特性的喷管形式，这类喷管具有可随外界环境压力变化而变化的气动边界（也称为自由射流边界）。

3-8 液体火箭发动机常采用哪几种类型的点火装置？这些点火装置各有什么特点？

自燃液体点火也称为化学点火。在采用自燃液体点火的发动机启动过程中，首先喷人启动燃料，启动燃料与氧化剂或燃料发生自燃反应后供入另一种组元，实现点火。（大多自燃液体有毒，易燃易爆，不易运输）
固体火药点火器通常是装有一个或几个固体推进剂的装药柱，利用电爆管起爆，也称为烟火点火器。在发动机启动过程中，在燃烧室和燃气发生器内，由烟火药燃烧产物形成能量很大的火炬，点燃经过头部进入燃烧室或燃气发生器的主推进剂混合物。
固体火药点火方案的优点是适合于各种非自燃推进剂的点火;点火可靠；点火装置结构简单，可选用的火药品种较多；与发动机供应系统无关，对喷注器结构影响小;使用维护方便。主要缺点是不能多次点火，只适用于一次点火或两次点火的发动机。
电点火装置是直接利用电能来点燃推进剂。在液体火箭发动机上通常采用火花塞进行点火（电火花点火）。电火花点火装置主要由点火线圈和火花塞组成。点火线圈将较低的直流电压变为万伏以上的输出电压，在火花塞上产生电火花。
电火花点火装置结构简单，可用于需要多次启动的发动机。其缺点是必须要有气相启动组元的供应系统，需要大功率电源，在真空条件下高压电路系统的工作可靠性差，除氧/氢组元外的其他推进剂燃烧产物容易引起火花塞故障。
气动谐振点火和爆震波点火，简单可靠，使用方便。

3-9 简述燃烧稳定装置的类型和特点。

在液体火箭发动机工作过程中，燃烧室压力的脉动或多或少总是存在的。一般将随机的、没有规律的、其振幅不超过稳定值5%的燃烧室压力脉动称为粗糙燃烧，而将有规律的、振幅较大的燃烧室压力脉动称为不稳定燃烧。
不稳定燃烧通常可以按燃烧室压力的振荡频率和激发机理不同，分为低频、中频和高频不稳定燃烧。振荡频率在100 H z以下称为低频不稳定燃烧;振荡频率介于100-1 000 Hz的称 为中频不稳定燃烧;振荡频率高于1 000 Hz的称为高频不稳定燃烧。高频不稳定燃烧性通常 是燃烧过程与燃烧室声学特性耦合的结果，也称为声学不稳定性。
在燃烧室设计方面对于提高中低频的燃烧稳定性可以采用的措施有提高喷嘴压降以改善混合雾化效果；改进喷注器设计以改变燃气振荡频率等
方法：液相分区、防振隔板、声腔和声衬