既然我们已经有了推力架，那么为什么我们不应该拥有一台氢氧火箭发动机呢？就像这个春天为什么不会如期而来呢？

这里我们简单设计一台地面推力100N的气态氢氧火箭发动机。

1.发动机主要参数计算

设计型面如图所示：

接下来为了保证我们发动机可以持续工作，我们需要进行热防护计算。

2.热防护计算

2.1分段

分段的目的主要是进行热力计算（这里我们采用CEA来计算，计算结果如下PDF）

热力计算.pdf 52.25KB PDF 291次下载 预览

有了各段参数后，我们开始进行热防护计算，这里我们采用紫铜作为推力室材料。紫铜拥有非常好的导热性，在770K以下工作时，其结构强度也能支撑我们目前设计的方案。

2.2冷却通道设计

本次设计采用的是轴向冷却方式，冷却通道数10个，冷却通道总面积23mm²，因此采用DN6管作为冷却水入口和出口接头。但在计算时应以最小面积为参考（10通道属于并联式，相当于直径5.4mm管），进行冷却水流量计算

接下来开始计算

计算结果符合设计要求，最高壁温640K。

3.结构设计

冷却水由身部DN6管进入汇流槽，再进入10个通道中，经壁身、喉部、喷管到达底部回流槽，再由冷却出口流出。

（虚线为冷却通道）

4.法兰和喷注端设计

5.装配

半剖图

三维图

到此我们100N氢氧火箭发动机就设计完成了，接下来我们利用CFD软件做点简单计算

6.仿真计算

6.1网格

我们把这台发动机放到一个小舱里，当然舱的直径应该足够大，防止在舱门口形成壅塞。当然我们先实验在1atm下，这个情况基本不会壅塞，除非舱太小了，导致加上火箭自引射作用使得周围压力降太低。

6.2仿真计算，

背压1atm

一看这个结果，在喷口出口位置下游形成一个正激波，这是意料之中的，毕竟我们室压相对较低，太高不利于试验，同时也得为安全着想。接下来我们看看压力场呢

我们根据获得的压力再来计算下推力，楼主算了下推力在101N左右，基本在我们设计误差范围内，主要是实际燃烧效率影响。这里主要用我们最基本的公式：推力=动量推力+压差推力来计算。

于是，我们想想要是放到30km高空呢？这时候压力会降到1197Pa，我们再来看看羽流

果然欠膨胀了，这时候我们可以用来研究在高空羽流的各种相互作用等。

那么是不是只有在高空舱里才能获得30km高空处的背压呢？其实也不是，你只要把火箭发动机套进一个比喷管出口大那么一点的套筒就能极大降低发动机出口背压。这就是因为火箭的自引射作用。当然自引射能力与发动机主要的一些参数有关，可提高发动机总温、总压来获得更大的自引射效果。

总结：

写到这里，我的手都有点酸了（真的是科普不易啊。。。。）今天花了大概有整整4小时做这个事情，想想是为什么呢？很多年前，我很喜欢航天，自己看书，思考，究竟火箭是怎样飞上太空的。那时候，真的是完全凭自己想象，做的一些小火箭，现在自己都要笑笑，但是那段时光真是太美妙了。哈哈哈，所以希望可以帮助更多小盆友真正去走进这个领域。

彩蛋一个：

最后都看到这里了，这些设计文件、三维文件对我来说都没啥用，所以如果有要的，LZ也可以给，但是不能白给，毕竟我今天啥都没干（有点愧疚了），哪位壮士需要文件就答一道题吧，哈哈好好考考大家，让大家一定要重视学习数学、物理哈哈