引用 魅影封喉:
你的P R T a 是哪来的？
（发动机燃烧室及喷管热力学计算得到）
那么Pc是哪来的
（内弹道学模拟结果）
热力学的计算一个参量
（Pc）
内弹道学需要的参量
（P R T ）
我语文水平不好，上面四个问题你自己理解一下，总之，你算不准。

引用 魅影封喉:
你的P R T a 是哪来的？
（发动机燃烧室及喷管热力学计算得到）
那么Pc是哪来的
（内弹道学模拟结果）
热力学的计算一个参量
（Pc）
内弹道学需要的参量
（P R T ）
我语文水平不好，上面四个问题你自己理解一下，总之，你算不准。

引用 mark42:
那为什么我算出的答案和那个帖子里一样，真的一样，我只是把M（分子量）挪到了分母那~~，可为什么算不准呢，而且猎鹰也表示公式用的有问题
纳闷再补一句。。。R是普适气体常数。。但是剩下的P T A 就不懂什么意思了

引用 mark42:
那为什么我算出的答案和那个帖子里一样，真的一样，我只是把M（分子量）挪到了分母那~~，可为什么算不准呢，而且猎鹰也表示公式用的有问题
纳闷再补一句。。。R是普适气体常数。。但是剩下的P T A 就不懂什么意思了

引用 魅影封喉:
你看，我就怕你看不懂我的意思。你果然没有看懂。关键在于Pc，你算不准Pc其他能准？Pc是A过程的结果，又是B过程的参数，且A对B有约束作用，那你怎么能算准呢？（A=热力学计算 B=内弹道模拟）

引用 魅影封喉:
R是我不小心打错了的。。P就是Pc,a代表声速，T代表Tf，a和Tf都得不到准确值，原因就是作为参量的Pc没有准确值，（包括等熵指数也是不准的）

引用 魅影封喉:
你的P R T a 是哪来的？
（发动机燃烧室及喷管热力学计算得到）
那么Pc是哪来的
（内弹道学模拟结果）
热力学的计算一个参量
（Pc）
内弹道学需要的参量
（P R T ）
我语文水平不好，上面四个问题你自己理解一下，总之，你算不准。

引用 猎鹰:
燃烧室的压力是自己设定的，想要多少都行，喉部的面积就是根据所需要压力和推力确定的。

引用 猎鹰:
燃烧室的压力是自己设定的，想要多少都行，喉部的面积就是根据所需要压力和推力确定的。

引用 魅影封喉:
你这个想要多少都行可就不对了，工作压强受燃烧面的影响，平衡组分受压强影响。无论是气相产物的平均R，还是比热比K，还是声速a，绝热燃烧温度Tf都是收到平衡组分的影响了，你对工作压强的态度难道就是“想要多少都行”？

引用 猎鹰:
我从来不知道一个方程可以求出几个解。而且压力一贯都是，需要多少都行，这是不变量，不需要求解。

引用 魅影封喉:
我也从来没听说过解喉部面积只需要一个方程
燃烧室平衡至少需要N个元素的质量守恒方程和一个能量守恒方程才能解出来，内压就是控制方程组里的参数，压力改变，方程组结果当然改变。
你计算喉部面积方程中所有的形参都随压力的改变而改变，你竟然说不需要求...

引用 猎鹰:
你可以试试，反正我知道如果你不确定压力是无法计算的。

引用 猎鹰:
你可以试试，反正我知道如果你不确定压力是无法计算的。

引用 魅影封喉:
你也知道不确定压力是无法计算啊，那对于这个不确定的量，你不是想办法求出来，而是随便取一个值，然后说“这个量可以随便取值，不影响的”这样真的好么。。

引用 猎鹰:
本来就是这样的，都是根据自己根据需要选择一个合适的压力（这个值在计算上可以随便取，只要不低于达到音速的极限就行），在确定了压力之后才可能进行热力学分析和确定喷管规格。压力这一项一直都是当做已知量，我还从来没有听说过需要专门求解。

引用 猎鹰:
本来就是这样的，都是根据自己根据需要选择一个合适的压力（这个值在计算上可以随便取，只要不低于达到音速的极限就行），在确定了压力之后才可能进行热力学分析和确定喷管规格。压力这一项一直都是当做已知量，我还从来没有听说过需要专门求解。

引用 魅影封喉:
温度和压强虽然都可以通过递归计算修正，但是温度是从300K连续不断的上升到5000K左右的，压强可不能连续变化，所以你初始压强的选取肯定影响结果。（你没听说过不代表不需要）

引用 猎鹰:
既然你硬生生这样说，那么你就去算压力吧。

我再吐槽一句，你的压力也是没有计算的，也是乱填的。如果是计算的请给出过程。为什么8200和9900KPa不能用。

引用 猎鹰:
既然你硬生生这样说，那么你就去算压力吧。

我再吐槽一句，你的压力也是没有计算的，也是乱填的。如果是计算的请给出过程。为什么8200和9900KPa不能用。

引用 魅影封喉:
“竟然我硬生生的这样说”简直233，图文并茂，有理有据，在你看来就是硬生生的。我好得也是拿出数据了，你倒是说说为什么压强不会影响Ae？

引用 猎鹰:
我从来没说过不影响。

引用 魅影封喉:
既然你也知道影响了。“燃烧室的压力是自己设定的，想要多少都行”。。

引用 魅影封喉:
既然你也知道影响了。“燃烧室的压力是自己设定的，想要多少都行”。。

引用 猎鹰:
我估计你是把发动机设计的步骤都弄错了。首先要确定推力和自己技术运行情况下的合适工作压力（自己想多少都行，比如SSME就是20MPa，RS-68就是10MPa），然后才开始确定喷管的喉部等数据。

引用 魅影封喉:
你的意思是说，假如我有一根药柱，我把他装到发动机里，然后心里默念出一个数值”20Mpa“，然后工作时发动机内压就是20Mpa了？
如果不是这样，那你对压强的确定又是根据什么啊？比如上面那个聚硫推进剂，如果是你你怎么选择压强？

引用 魅影封喉:
我也从来没听说过解喉部面积只需要一个方程
燃烧室平衡至少需要N个元素的质量守恒方程和一个能量守恒方程才能解出来，内压就是控制方程组里的参数，压力改变，方程组结果当然改变。
你计算喉部面积方程中所有的形参都随压力的改变而改变，你竟然说不需要求...

引用 魅影封喉:
反正如果是我，我会在第一次输入一个不确定值，得到热力学数据的近似解，然后根据内弹道学，以装药几何形状为参数，去计算工作压强，再将工作压强反代入热力学计算中进行计算，最后取两次连续计算值误差不大于某个范围作为收敛条件。此时的热力学参数再进行理...

引用 魅影封喉:
反正如果是我，我会在第一次输入一个不确定值，得到热力学数据的近似解，然后根据内弹道学，以装药几何形状为参数，去计算工作压强，再将工作压强反代入热力学计算中进行计算，最后取两次连续计算值误差不大于某个范围作为收敛条件。此时的热力学参数再进行理...

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引用 猎鹰:
说到底，你不是也是随便填写一个值，没有任何计算。而且对于确定喷管的情况下如果计算压力你也是知道的，我也就不解释了。

引用 拔刀斋:
正是因为压力的影响太复杂，所以为了简化计算采取人为设定压力的方法。
先设定一个压力之后其他受压力影响的参数就固定了。
否则设定其他参数再把压力当变量求解，会在方程里引入多得多的变量。

毕竟整个发动机设计总要有某些参数由人为经验设定...

引用 mark42:
设计发动机时，设计要求里就有耐压，总冲，推力这3样，因为发动机工况已知，所以要根据发动机来确定药柱尺寸（喷燃比），这里有坛子上的一篇文献，建议一起讨论下

引用 mark42:
设计发动机时，设计要求里就有耐压，总冲，推力这3样，因为发动机工况已知，所以要根据发动机来确定药柱尺寸（喷燃比），这里有坛子上的一篇文献，建议一起讨论下

引用 魅影封喉:
你发出的这本教材我大概看了看，计算压强时也采用的是零维模型下的内弹道学。虽然这本书对热力学计算只字不提，但是给出了正确的压强计算方法，毕竟这书已经很老了。（而楼上的某位，一直在强调热力学计算，而对内弹道学只字不提，然后遇到未知的参量压力，就...

引用 猎鹰:
请自己阅读火箭发动机相关书籍。你现在连发动机的设计流程都完全不知道。在其他数据都没有的情况下第一步就是确定压力，和大致的推力。

引用 魅影封喉:
233，断章取义，那就没什么好说的了。

引用 猎鹰:
是你先断章取义吧。

引用 魅影封喉:
我不是不懂你这个设计流程，固体火箭发动机设计的书网上一搜有好多本，我不是文盲，自然看的懂。我说你断章取义，是因为你看到书上先选择工作压强和推力作为初始的数据开始求解，你就觉得我用一些普车加工不出的机械条件做约束，再开始求解是错的。

引用 猎鹰:
我可从来没有这样说过，我只是说最开始就得根据你最先设计的值进行初步计算，然后根据你能够加工的数据进行修改，之后进行多次迭代。这个设计压力可以任意值，并没有要求，但是后面具体的压力必须得多次迭代。

引用 魅影封喉:
这不是和我的看法一样么？那咱们扯这么多还有意义吗？楼主算的不准这个命题成立。