由于在之前文章中已经讲述了使用RPA来设计液体火箭发动机推力室，所以在讲述设计推力室方面将不会那么详细。想详细了解如何设计推力室并导入到建模软件solidworks当中可以参考我以前的文章。作者水平有限，文章仅供参考，如有问题还请详细指出。

以下为我之前文章的链接

使用RPA设计液体发动机推力室的方法 - 科创网 (kechuang.org)

RPA-2.3.2-standard-win64.zip13.74MBZIP105次下载

以上是软件的安装包，如果已经安装可以忽略该压缩包。若没有安装该软件，可以通过该压缩包下载该软件也可以通过官方网站进行下载，官方网站的链接如下

http://www.propulsion-analysis.com

设计一个发动机需要较长的时间，所以本文以软件自带的RD-170发动机作为一个软件使用的示例。

首先找到该软件，并把该软件所在的文件夹打开

在文件夹当中找到这一个exe文件并双击即可打开软件

在该软件当中有很多可以用来参考的发动机，所以本文就以参考的发动机为例来讲述如何使用该软件。在文章开头也提到过本作者之前写的关于使用该软件设计液体发动机推力时的文章。如在设计推力室上有问题，可以参考文章开头给的链接。

当点击后会弹出一个小窗口，在窗口中选择open或使用键盘Ctrl+O

点开后在你的电脑当中找到该软件的文件夹，不同电脑可能显示的结果也不太一样，所以请仔细甄别，不要点错文件夹。点开该软件的文件夹之后找到文件夹examples，并点开它。

点开后就可以看到非常多的发动机，在这里本人选取的是RD-170，根据每个人的喜好以及想学习的内容可以选择不同的发动机。在这里本人只是随机选取。

打开完成后就可以看到以下界面，在需要填写的数值这些当中已经出现了RD-170发动机的相关参数

在这个界面请注意，由于该发动机有四台发动机，所以最后输出的是单台发动机的推力，如果只设计一台发动机我多台发动机暂不与其他发动机并联请在发动机个数那一栏输入数字1

这个界面主要是确定燃料参数，在这里RP-1是煤油，氧化剂选取的是液氧。最上面的O/F是氧燃比，不同燃料的氧燃比也不同。可以参考相关书籍以及资料。

输入完以上的数值之后就可以来到初步计算第三个界面.

在这里计算的是喷嘴的条件。第一栏为喷嘴的入口条件，第二栏为喷嘴的出口条件。可以参考一下图片翻译的结果，由于直接翻译，所以得到的文字内容不是特别准确，如果想进一步研究可以使用更加专业的翻译软件或者查找英语词典。在这一栏当中，如果单纯只是设计推力室只需要填写Nozzle exit condition中的pressure这一栏，在地面的发动机当中一般填写1，即一个当地的大气压强101.32Kpa，可以更改单位。这一栏的意思是喷口的出口状态，填写数字一的部分为发动机的出口压强。在该发动机当中他填写的是发动机的收缩比以及扩张比。

第二栏为喷嘴的形状，根据不同的需求可以对这一部分的内容进行填写，大部分时间可以使用它的默认值。

最后一栏是工作环境的条件，在一般情况下可以不用填写。如果发动机的工作环境是从地面到达太空可以选用该界面。该见面的第一栏为发动机的环境条件。第一个为固定的环境压力，一般都是1atm。如果发动机应用到火箭上面，从地面到达高层大气则需要选择第二栏压力环境的变化从哪个压强至哪个压强。

最后点击apply也就是应用那一栏即可。如果没有特殊的工作要求以及环境变化的需求这一栏可以不用填写。

最后需要找到Engine Design中的Propellant Feed System来输入燃气发生器以及机械泵的相关数值，并在Chamber Geometry确定发动机的收敛角以及扩张角以及特征长度等相关数值。在这里当中只有一个燃气发生器以及机械泵，根据设计的需求来选择。

最后点击上面的这个符号开始计算，如果填写的数据量比较大，可能需要等待一段时间。最后就可以得到计算的结果。

最后就会得到这个子系统的相关计算结果。如果看不懂上面的英文可以保存下来，保存为TXT文档，最后更改文档后缀为HTML，使用必应等有翻译的浏览器打开并对它进行翻译，就可以得到相关的内容。

需要查看燃料的计算结果点击Perfromence Analysis中的Chamber Perfromence来查看燃料的热力学数值，如果看不懂可以点击右下方的save as保存为HTML格式，并使用浏览器进行翻译。

在每一项计算出来的数值当中页面的右下角基本都有print或save as，可以点击这两个对计算出来的数据进行保存，计算出来数据可以直接使用。除了发动机燃烧室以及喷管的形状能保存为dxf外其他基本的保存格式都为txt或HTML格式。燃烧水及喷管部分选择dxf导出之后可以直接使用建模软件打开，在文章开头有提到过。

最后，感谢各位观看。