中文摘要
本文简单的探讨了固体火箭发动机拉法尔喷管的工作状态与一般设计方法，并通过了一些实例研究了其对性能提升的情况，结果表明对于一般的低压发动机使用拉法尔喷管对推力的提升较小，对于高压发动机而言则很有必要。同时药柱可燃端面数量也对发动机总体性能起到了关键的作用。
关键词
拉法尔喷管内弹道模型火箭发动机
闲话：上篇帖子没啥人看啊....总之这是第二弹。本系列文章的宗旨是方便爱好者进行科学的发动机理论设计，有任何疑问或意见欢迎直接私信我哈~
关于拉法尔喷管考虑流动损失和气流分离的最终优化设计的计算我会另发文，大概原理是最优化考虑摩擦的一维定常流+气流分离经验式，敬请期待
这个系列的下篇我会写两相流内弹道的计算~~
（由于我比较喜欢使用WPS的公式输入而不是latex...造成文章没法写到论坛里，如果要进行修改工作又实属过于繁重，只能继续用pdf+图片上传我的文章，之后会尝试修正这一问题，大家见谅哈）
（尝试进行搜索关键词 ‘拉法尔’，‘拉法尔喷管’，‘拉法尔喷管设计’，应该都是可以搜索到本文的，所以应该没有什么问题吧...)
上篇关于尾喷口是否临界的讨论的传送门：XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/84389
正文：
[修改于 5 年前 - 2019/08/08 13:15:25]
挺好的
如果是其他凝相物含量比较小的燃料可不可以只用纯气相模型模拟发动机内弹道？
同时建议LZ进行变量模拟，把收敛和扩张段角度变换，分别进行模拟，这样更让人信服，结果也更精确。
总之还是挺好的
通过改变孔型使室压曲线变平对于固体火箭很重要，这减小了室压的极差
说到为什么要减小极差。。。
室压极差大对于发动机壳体的减重设计非常不利，因为发动机厚度设计主要取决于发动机的最大室压。而且会使发动机大部分时间都工作在喷管效率低的室压下，燃料比冲利用效率低。
文中讨论了单纯使用圆孔和圆孔+端面的设计。单圆孔设计的缺点在文章里已经表现的很清楚了，但是圆孔+端面的设计也有个比较大的缺点：因为在参与燃烧的端面，高温燃气全程直接怼隔热层，所以隔热层设计要求很高。比如在我的CuteO₂-40-B型发动机的第一次试车中，就因为上述原因（以及密封问题）发生了壳体烧穿（具体情况请看我发的那个事故报告贴）。最合适固体推进剂的孔型，应该还是各种异形孔（比如星孔）
新手小白前来考古
见笑了，我+我还有一个计算员暂时解不出异型孔的喷燃比变化的解析法解，于是没法进行除浅内孔，纯圆孔，端面可燃外的其他装药的计算....
