同意。
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%7B%22isEditMode%22%3Afalse%7D
lz如何得到废气是亚音速的结论？
理想废气速度计算方法在这里：
![153_e81a1297244012cb1ee19a2e94c0a.png]()
Ve = 喷管出口排气速度， m/s
T = 入口气体的热力学温度, K
R = 通用气体常数 = 8314.5 J/(kmol·K)
M = 气体分子质量, kg/kmol (也称分子量)
k = cp / cv = 绝热指数
cp = 气体在恒压下的比热
cv = 气体恒容比热
Pe = 出口气体绝对压力 Pa
P = 入口气体绝对压力, Pa
现在假设P=1.0MPa，Pe=0.1MPa，由PROPEP计算在1.0MPa下的标准65/35 KNDX燃烧状况，得到（CHAMBER RESULTS）
T=1629K k=CP/CV=1.1385 M=37.01
带入公式，计算得Ve=1212m/s
显然不用我说也是超声速了，所以lz根据神马说那个是亚音速的？
Ve应该是最大速度，实际能做到的速度要比这个低。
应该用CHAMBER RESULTS数据，原来用EXHAUST RESULT，已修正
理想废气速度计算方法在这里：
Ve = 喷管出口排气速度， m/s
T = 入口气体的热力学温度, K
R = 通用气体常数 = 8314.5 J/(kmol·K)
M = 气体分子质量, kg/kmol (也称分子量)
k = cp / cv = 绝热指数
cp = 气体在恒压下的比热
cv = 气体恒容比热
Pe = 出口气体绝对压力 Pa
P = 入口气体绝对压力, Pa
现在假设P=1.0MPa，Pe=0.1MPa，由PROPEP计算在1.0MPa下的标准65/35 KNDX燃烧状况，得到（CHAMBER RESULTS）
T=1629K k=CP/CV=1.1385 M=37.01
带入公式，计算得Ve=1212m/s
显然不用我说也是超声速了，所以lz根据神马说那个是亚音速的？
Ve应该是最大速度，实际能做到的速度要比这个低。
应该用CHAMBER RESULTS数据，原来用EXHAUST RESULT，已修正
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回 3楼(侧卫007) 的帖子
我没有说所有的火箭废气都不超音速，我只是想说KC了大部分的火箭废气速度都不超音速，
你的计算只是理想状态，而我们做的火箭都不可能完全达到理想状态，上80%都难，燃料问题，
和喷口的烧蚀还有发动机的耐压················
目前MS只有小部分金属发动机发喷气超过音速。
你的计算只是理想状态，而我们做的火箭都不可能完全达到理想状态，上80%都难，燃料问题，
和喷口的烧蚀还有发动机的耐压················
目前MS只有小部分金属发动机发喷气超过音速。
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回 2楼(123123123) 的帖子
直喷口貌似和纯收敛喷口差不多·········
不过稳定性应该要好于纯收敛喷口
不过稳定性应该要好于纯收敛喷口
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回 4楼(箭zy-h2) 的帖子
我设P=1.0MPa
1.0MPa是个什么概念呢？
优秀的燃料能达到95%的燃烧效率，那么我们用个差一些的，80%好了
按KNSB燃料，80%的燃烧效率，要达到1.00MPa，喷燃比72
KNDX…………………………………………………………81
KNSU…………………………………………………………73
这个喷燃比应该是很容易做到的。同时，通过添加氧化铁催化剂，燃烧效率能超过100%（燃速曲线等性能不保证）
纯收敛喷管（包括直喷管，因为直喷管只是去掉了锥形收敛段，会降低效率）在出口处，气流最多能加速到1马赫当地声速
收敛喷管临界压强比，根据k=1.1345，计算出Pecr/P*=βcr=0.5775，Pb/P*=βcr时 为临界状态（Pb出口压，P*进口压，近似看作燃烧室压强），此时喷气为 1马赫当地声速，当P*继续增大，Pb/P*减小，就进入超临界窗台，废气在出口处于未完全膨胀状态，在出口后会继续膨胀，但是排气速度还是1马赫当地声速。
当地声速计算![153_ba6b1297244050f21aeb1aacf8f70.png]()
用中间那个，γ=CP/CV=1.1345，T=1331K，R = 8314.5 J/(kmol·K)，M=37.53
计算得578.39m/s
也就是说，用纯收敛喷管只能得到最高578m/s的喷气速度
相当的能量浪费在了燃烧室外。
据模型太空学基础说商品纸发动机的纸壳耐压6.8MPa
版里的水管子们做到2MPa也应该很容易的。
以上，有错误请指出。
1.0MPa是个什么概念呢？
优秀的燃料能达到95%的燃烧效率，那么我们用个差一些的，80%好了
按KNSB燃料，80%的燃烧效率，要达到1.00MPa，喷燃比72
KNDX…………………………………………………………81
KNSU…………………………………………………………73
这个喷燃比应该是很容易做到的。同时，通过添加氧化铁催化剂，燃烧效率能超过100%（燃速曲线等性能不保证）
纯收敛喷管（包括直喷管，因为直喷管只是去掉了锥形收敛段，会降低效率）在出口处，气流最多能加速到1马赫当地声速
收敛喷管临界压强比，根据k=1.1345，计算出Pecr/P*=βcr=0.5775，Pb/P*=βcr时 为临界状态（Pb出口压，P*进口压，近似看作燃烧室压强），此时喷气为 1马赫当地声速，当P*继续增大，Pb/P*减小，就进入超临界窗台，废气在出口处于未完全膨胀状态，在出口后会继续膨胀，但是排气速度还是1马赫当地声速。
当地声速计算
用中间那个，γ=CP/CV=1.1345，T=1331K，R = 8314.5 J/(kmol·K)，M=37.53
计算得578.39m/s
也就是说，用纯收敛喷管只能得到最高578m/s的喷气速度
相当的能量浪费在了燃烧室外。
据模型太空学基础说商品纸发动机的纸壳耐压6.8MPa
版里的水管子们做到2MPa也应该很容易的。
以上，有错误请指出。
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KNDX的特征速度（用直喷管的喷气速度）约800m/s，燃烧温度等数据可能有问题
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回 6楼(侧卫007) 的帖子
···········································貌似很合理，算得我头都晕了···················
刚刚起来 1.0MPa就约等于一个标准大气压，
我想说：我做的KNSU尾焰很短，几乎没有。那算是高效率吗？
刚刚起来 1.0MPa就约等于一个标准大气压，
我想说：我做的KNSU尾焰很短，几乎没有。那算是高效率吗？
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回 8楼(箭zy-h2) 的帖子
10个大气压，10个
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你的那计算是纯理论性，也就是说喷管达到足够效率的时候。
问题就在如果喷管不能达到那种高效率的时候，那个公式就是个空话。
假设气体在收缩到喉道的时候依然没达到音速，那么后面的扩张喷嘴就成为一个减速器，气流永远不会达到超音速。如果达到了音速，进入扩张喷嘴后速度可以越来越快。
也就是这个计算有个前提就是收缩后必须达到音速。然后你才可以用这公式去谈什么效率多高的问题。
满足这个条件首先是要有一定的前后压力降，其次是正确的管道形状。满足压力降实际就是人为在燃烧室制造高压。。。很明显那种纸筒子土火箭的不可能有多大的高压——如果有的话肯定炸了，既然没炸所以压力很低。对于燃烧速度慢的火箭来说，可以缩小喉道的口径来获得足够的压力。
问题就在如果喷管不能达到那种高效率的时候，那个公式就是个空话。
假设气体在收缩到喉道的时候依然没达到音速，那么后面的扩张喷嘴就成为一个减速器，气流永远不会达到超音速。如果达到了音速，进入扩张喷嘴后速度可以越来越快。
也就是这个计算有个前提就是收缩后必须达到音速。然后你才可以用这公式去谈什么效率多高的问题。
满足这个条件首先是要有一定的前后压力降，其次是正确的管道形状。满足压力降实际就是人为在燃烧室制造高压。。。很明显那种纸筒子土火箭的不可能有多大的高压——如果有的话肯定炸了，既然没炸所以压力很低。对于燃烧速度慢的火箭来说，可以缩小喉道的口径来获得足够的压力。
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回 7楼(拔刀斋) 的帖子
燃烧温度神马是PROREP模拟的，比SRM.xls里面低。CP/CV也和SRM.xls不一样。那个excel，Nakka貌似在某些数据上做了简化
对了，我在书上和网上并没有看到C*的确切定义，能否提供“用直喷管的喷气速度”的出处？
对了，我在书上和网上并没有看到C*的确切定义，能否提供“用直喷管的喷气速度”的出处？
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对于上面那个公式，我们一般的估算可以简化为：
K=1.4
M=28
Pe=100,000Pa
那么就变成一个单纯考虑温度和内压的问题。
其实你也不用去研究什么火箭，直接用空压机就可以试验拉阀尔喷嘴了。
这样温度可以取300K
那么上述公式就单纯变成一个压力问题。只要满足一定的压力，用某个形状的拉阀尔喷嘴就可以达到和公式给出的近似速度的超音速气流。
但这也依然是“可以”而已，并不是“必定”。
一个典型的问题是： 你的空压机标称是0.7MPa，但错误选择了个大口径的拉阀尔喷嘴，结果流量赶不上喷嘴的出气量，此时喷嘴前的压力并没有0.7MPa
K=1.4
M=28
Pe=100,000Pa
那么就变成一个单纯考虑温度和内压的问题。
其实你也不用去研究什么火箭，直接用空压机就可以试验拉阀尔喷嘴了。
这样温度可以取300K
那么上述公式就单纯变成一个压力问题。只要满足一定的压力，用某个形状的拉阀尔喷嘴就可以达到和公式给出的近似速度的超音速气流。
但这也依然是“可以”而已，并不是“必定”。
一个典型的问题是： 你的空压机标称是0.7MPa，但错误选择了个大口径的拉阀尔喷嘴，结果流量赶不上喷嘴的出气量，此时喷嘴前的压力并没有0.7MPa
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回 10楼(begun) 的帖子
还有一个理想公式
P0=P*[1+0.5*(k-1)M^2]^(k/k-1)，P=0.1MPa，M出口马赫数，K还是1.1345，P0是燃烧室压强
当M=2时，P0=0.746 MPa
当M=1时，P0=0.173 MPa 还不到两个大气压。也就是说（理论上），燃烧室达到2个大气压，在喉口就能达到声速，在扩张段超声速。
某前辈说过，做硝糖火箭起码要达到1MPa压强。
我当然知道都是理想公式。但至少说明即使在目前发动机大小情况下是能做到超声速的，用于反驳“KN系达不到超声速所以不能使用拉喷”的说法。至于每个人具体做的发动机的喷气速度要实测才行。
很明显那种纸筒子土火箭的不可能有多大的高压——如果有的话肯定炸了，既然没炸所以压力很低。
我最讨厌这样的反驳：没有实验数据&没有理论计算&没有引用文献
在模型太空学基础P26，有说：根据试验，内径11mm外径18mm的纸壳，在破坏前可以承受63个大气压的压强。
63个大气压，您认为很低？对于KNDX，300的喷燃比才能达到6.3MPa
P0=P*[1+0.5*(k-1)M^2]^(k/k-1)，P=0.1MPa，M出口马赫数，K还是1.1345，P0是燃烧室压强
当M=2时，P0=0.746 MPa
当M=1时，P0=0.173 MPa 还不到两个大气压。也就是说（理论上），燃烧室达到2个大气压，在喉口就能达到声速，在扩张段超声速。
某前辈说过，做硝糖火箭起码要达到1MPa压强。
我当然知道都是理想公式。但至少说明即使在目前发动机大小情况下是能做到超声速的，用于反驳“KN系达不到超声速所以不能使用拉喷”的说法。至于每个人具体做的发动机的喷气速度要实测才行。
很明显那种纸筒子土火箭的不可能有多大的高压——如果有的话肯定炸了，既然没炸所以压力很低。
我最讨厌这样的反驳：没有实验数据&没有理论计算&没有引用文献
在模型太空学基础P26，有说：根据试验，内径11mm外径18mm的纸壳，在破坏前可以承受63个大气压的压强。
63个大气压，您认为很低？对于KNDX，300的喷燃比才能达到6.3MPa
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回 9楼(侧卫007) 的帖子
你错了！！！！！！！！！！！！！1MPa是等于一个大气压！！！！！！！！一个！
不然物理书上说，液化气瓶里的气压为7-8个大气压·············照你说不就写为0.7-0.8MPa
那为什么要8mm厚的钢瓶来装，用PPR材料不更轻便吗。
那么薄的PVC材料就可以耐20个大气压？
不错10个大气压的确是可以超音速喷气了，但是你的单位概念错了，并且好严重！
不然物理书上说，液化气瓶里的气压为7-8个大气压·············照你说不就写为0.7-0.8MPa
那为什么要8mm厚的钢瓶来装，用PPR材料不更轻便吗。
那么薄的PVC材料就可以耐20个大气压？
不错10个大气压的确是可以超音速喷气了，但是你的单位概念错了，并且好严重！
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回 14楼(箭zy-h2) 的帖子
你才错了
1 标准大气压 = 101 325 帕斯卡≈10万帕斯卡
1MPa=1百万帕斯卡=1 000 000帕斯卡
自己数位数数清楚
至于液化气钢瓶，你要问学材料的。
1 标准大气压 = 101 325 帕斯卡≈10万帕斯卡
1MPa=1百万帕斯卡=1 000 000帕斯卡
自己数位数数清楚
至于液化气钢瓶，你要问学材料的。
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14，没听过电视上气象预报报大气压吗？不会百度词条吗？你也犯了一个想当然的错误
我忘记了是在哪看到的资料，说气体的流速不会大于声速
但声速是随温度压强升高的
谁知道这资料的出处？
我忘记了是在哪看到的资料，说气体的流速不会大于声速
但声速是随温度压强升高的
谁知道这资料的出处？
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·我真的晕了································
看来·············································还要回初三去读一下的书，
关于大气压，妈妈咪呀！ 只记理念不记公式和数据的后果，
看来·············································还要回初三去读一下的书，
关于大气压，妈妈咪呀！ 只记理念不记公式和数据的后果，
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1标准大气压101KPA，1MPA=1000KPA
而高水平的液体火箭内压25MPA左右，差不多240多个大气压...
而高水平的液体火箭内压25MPA左右，差不多240多个大气压...
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引用第17楼箭zy-h2于2011-02-10 18:29发表的 :
·我真的晕了································
看来·············································还要回初三去读一下的书，
关于大气压，妈妈咪呀！ 只记理念不记公式和数据的后果，
这叫什么结论？我只记理念一直很好用啊，需要公式数据都是现用现找
比如这个大气压，你只要记住两个关键词：指甲（1平方厘米）、公斤（1公斤力）
你也可以图形化记忆，貌似课本（或是别的书，记不清了）上应该还有这个很形象的图片，印在脑子里，想忘都难
我一直觉得什么都背是件很累的事情，浪费大脑资源。现在电脑、网络这么发达，背书的效率已经太低了
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！[s:244] ！！！！！！！
这堆公式真的解决了我的一个大问题！虽然不是关于火箭的，不过还是喷气发动机。
我错了··················我记错了一个大气压·········我记成了一个大气压为1013KPa······················
还有，我不是说KN系列燃料达不到音速，我只是想说要判断是非有可能达到音速，才决定用什么喷管·········你就净扯去[s:247] 那些XXX 还扯错了我一个大气压的压强·········
这堆公式真的解决了我的一个大问题！虽然不是关于火箭的，不过还是喷气发动机。
我错了··················我记错了一个大气压·········我记成了一个大气压为1013KPa······················
还有，我不是说KN系列燃料达不到音速，我只是想说要判断是非有可能达到音速，才决定用什么喷管·········你就净扯去[s:247] 那些XXX 还扯错了我一个大气压的压强·········
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是1013百帕。。。
判断是否有可能达到音速，才决定用什么喷管
只能实测，不能YY。方法1：用等规格的发动机和药柱和……配件，采用喉径相同的直喷和拉喷，用足够精密的测试仪器测量静推力。做X组后，作直喷平均推力曲线图和拉喷平均推力曲线图，叠到一个坐标系里，看哪个曲线高，围成的面积（总冲）大。
如果直喷推力曲线高，说明应该采用直喷，能间接说明喷气速度低于1马赫
如果拉喷推力曲线高，说明应该采用拉喷，能间接说明喷气速度高于1马赫
如果不是发动机比较特殊，对测力装置精确度要求比较高，用个秤就可以做。即使要求比较高，寄给厂长也可以测= =需要的是某些已经定型的发动机样本，尽量排除一切无关变量干扰。
根据cim上次做的计算器模拟，可以大致看出随着压强上升，合适膨胀比的拉喷优势在扩大。
判断是否有可能达到音速，才决定用什么喷管
只能实测，不能YY。方法1：用等规格的发动机和药柱和……配件，采用喉径相同的直喷和拉喷，用足够精密的测试仪器测量静推力。做X组后，作直喷平均推力曲线图和拉喷平均推力曲线图，叠到一个坐标系里，看哪个曲线高，围成的面积（总冲）大。
如果直喷推力曲线高，说明应该采用直喷，能间接说明喷气速度低于1马赫
如果拉喷推力曲线高，说明应该采用拉喷，能间接说明喷气速度高于1马赫
如果不是发动机比较特殊，对测力装置精确度要求比较高，用个秤就可以做。即使要求比较高，寄给厂长也可以测= =需要的是某些已经定型的发动机样本，尽量排除一切无关变量干扰。
根据cim上次做的计算器模拟，可以大致看出随着压强上升，合适膨胀比的拉喷优势在扩大。
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回 21楼(侧卫007) 的帖子
呃，也可以测燃料的燃烧速度，和喷燃比来计算得出。
加上条件，发动机的大小、长度 燃料的量，内孔大小计算燃烧面积，
喷口大小，················································可以算得出·············但是很复杂······
你是强人
加上条件，发动机的大小、长度 燃料的量，内孔大小计算燃烧面积，
喷口大小，················································可以算得出·············但是很复杂······
你是强人
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实际上，实现超音速拿我们业余爱好者来说并不是难事。只要燃烧室压强大于0.098MPa，就可使喉部达到临界状态。只要燃烧室的压强大于0.42MPa,即可使喷管获得超音速的排气速度！另外，在一定压力条件下，亚音速燃气要达到音速，要收敛才能实现，但是，当气流达到音速后，要再加速，其方法就正好相反了，必须是使燃气扩张。
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回 23楼(导弹迷) 的帖子
你把MPa当成什么了，一个大气压为0.1MPa，，，，，，，，，你都负压了，，，
···我说的是那时我搞错了一个大气压的值············你又用这个错的值来说·········
···我说的是那时我搞错了一个大气压的值············你又用这个错的值来说·········
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液化气要用钢瓶子，磨损少，即使这样还要定期检修。。PPR瓶子的话被工人那拖几下就得炸了。。而且气瓶子长度比你做的小火箭长多了，瓶壁受压产生的弯矩比小火箭也大多了，用PPR的话，气瓶子会变形，老板会生气的
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通过各位的讨论，可以看出各位对喷管还是不太了解，喷管有两个作用：
1、通过喷管候补直径，控制燃烧室压力；
2、通过扩张段使燃烧产物膨胀进一步提高燃烧产物的速度。
根据冲量守恒Ft＝mv；即冲量＝推力×时间＝燃烧产物质量（重量）×流动的速度。
也就是说一定药的重量的前提下，燃烧产物的速度越快，产生的冲量越大，根据能量守恒（燃烧产物做的功E＝0.5×m×v×v），火箭飞得越快、越远。
各位的概念可能还不是很清楚。
1、通过喷管候补直径，控制燃烧室压力；
2、通过扩张段使燃烧产物膨胀进一步提高燃烧产物的速度。
根据冲量守恒Ft＝mv；即冲量＝推力×时间＝燃烧产物质量（重量）×流动的速度。
也就是说一定药的重量的前提下，燃烧产物的速度越快，产生的冲量越大，根据能量守恒（燃烧产物做的功E＝0.5×m×v×v），火箭飞得越快、越远。
各位的概念可能还不是很清楚。
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回 26楼(赵军) 的帖子
我怎么没觉得楼上的各位概念不清楚。
我们讨论的是拉瓦尔喷管对于业余水平的火箭大多数情况下是不是有用。而拉瓦尔喷管有没有用又跟气体速度是否达到当地音速有必然联系，跟冲量守恒无关。即使按照你的冲量守恒，使用拉瓦尔喷管的最终目的也是把燃烧产物的速度提升到一个新的水平，符合冲量守恒原理。请先搞清楚拉瓦尔喷管的原理，谢谢。
我们讨论的是拉瓦尔喷管对于业余水平的火箭大多数情况下是不是有用。而拉瓦尔喷管有没有用又跟气体速度是否达到当地音速有必然联系，跟冲量守恒无关。即使按照你的冲量守恒，使用拉瓦尔喷管的最终目的也是把燃烧产物的速度提升到一个新的水平，符合冲量守恒原理。请先搞清楚拉瓦尔喷管的原理，谢谢。
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楼主说得没错，下面的讨论主要指出亚音速排气的情况极少，换句话说楼主的帖子对于火箭来说意义不大。即使最菜的KNSU火箭，燃气不超音速也是罕见的，除非他能忍受极低效率。26楼说得很好，而且表达方式也容易接受，27楼从某个角度来说也是对的。不对燃气进行扩张的火箭喷口极少，不同仅仅限于怎么扩张而已。
火箭上的任何部件、任何参数都可以计算、仿真到八，九不离十；离开计算，不重视理论的人，最好别搞火箭，改行搞烟花吧，实在不行照着成熟的图纸做也可以，靠感觉出来吵吵真丢人啊。非常赞赏6楼对待问题的态度。
火箭上的任何部件、任何参数都可以计算、仿真到八，九不离十；离开计算，不重视理论的人，最好别搞火箭，改行搞烟花吧，实在不行照着成熟的图纸做也可以，靠感觉出来吵吵真丢人啊。非常赞赏6楼对待问题的态度。
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