固体火箭发动机原理复习笔记

固体火箭发动机原理
第一章绪论
1.1绪论
火箭发动机：自身携带燃料和氧化剂的喷气发动机（推进剂燃烧不需要依靠空气中的氧气）吸气发动机：自身只携带燃料，燃烧所需要的氧化剂需要吸收空气中的氧气，吸气发动机只能在大气层中工作。

固体火箭发动机（solid propellant rocket engine）:使用固体推进剂，燃料和氧化剂预先均匀混合
液体火箭发动机（liquid propellant rocket engine）:使用液体推进剂（由液态燃料和液态氧化剂组成），常见的有单组元推进剂——肼，以及双组元推进剂——液氢和液氧
1.2 固体火箭发动机的基本结构和特点
固体火箭发动机的基本结构：固体推进剂装药、燃烧室、喷管、点火装置。

固体火箭发动机的类型：固体、液体、固液混合火箭发动机
固体推进剂（是固体火箭发动机的能源和工质）
种类：双基、复合、复合改双基推进剂
装药方式：自由装填（通常需要挡药板使药柱固定）、贴壁浇注
包覆层：用阻燃材料对装药的某些部位进行包覆，以控制燃烧面积变化规律
燃烧室（是固体火箭发动机的主体，装药燃烧的工作室）
特点：有一定的容积，且对高温高压气体具有承载能力
材料：合金钢、铝合金、或玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构
形状：长圆筒型
热防护法：在壳体内表面粘贴绝热层或采用喷涂法
喷管（是火箭发动机的能量转换部件）
拉瓦尔喷管：由收敛段、喉部、扩张段组成
中小型火箭多采用锥形拉瓦尔喷管（收敛段和扩张段均为锥形）
大型火箭一般使用特型拉瓦尔喷管（扩张段为双圆弧、抛物线等）
喷管基本功能：
1.通过控制喷管喉部面积大小以控制排出的燃气质量流率，以控制燃烧室内燃气压强
2.利用先收敛后扩张的喷管结构使燃气由亚声速加速到超声速
喉部材料：（喷喉处工作环境恶劣，常发生烧蚀或沉积现象），需采用耐高温耐冲刷的材料，石墨、钨渗铜等
点火装置（提供足够的热量和建立一定的点火压强，使装药的全部燃烧表面瞬时点燃，尽早进入稳态燃烧）
组成：电发火管+点火剂（烟火剂或黑火药）
或点火发动机（尺寸较大的装药）
固体火箭发动机的特点：
优点：
1.结构简单（固体火箭发动机最主要的优点）。

与液体火箭发动机相比，不需要专门的贮箱、复杂的输运系统、调节系统和喷注系统。

2.维护操作简单。

装药成型后能长期贮存于发动机中，因此固体火箭发动机和导弹总是处于待发状态，只需进行简单操作就可发射。

而液体发动机发射前需对气路、液路、电路等系统进行全面检查。

3.火力侵袭力强，可采用多管发射装置发射。

4.固体推进剂密度高。

（推进剂密度高，可以缩小固体火箭的体积，减轻火箭发动机结构的质量，从而提高飞行速度）
缺点：
1.能量较低，即比冲小。

（比冲是衡量固体推进剂能量的主要指标，比冲小是固体火箭发动机最主要的缺点，目前无论双基、复合或复合改性双基推进剂，比冲均在1960-2700N.s/kg 之间，而液体火箭推进剂的比冲已经超过4500N.s/kg）
2.工作时间较短。

3.发动机的推力可调性差。

4.发动机工作压强较高。

（高工作压强增加了燃烧室的强度负荷，导致飞行器的消极质量偏大）
固体火箭发动机的工作过程：（三个能量转换过程组成）
首先，推进剂在燃烧室中燃烧，将其化学能转换成燃烧产物的热能；
其次，燃烧产物在喷管中膨胀，将其热能转换成燃烧产物定向运动的动能；
最后，燃烧产物从喷管中喷出产生的直接反作用力对飞行器做功，将其定向运动的动能转换为火箭的飞行动能。

固体火箭发动机的主要性能参数：（推力、总冲量、比冲、密度比冲、燃烧时间、工作时间、推力系数等）
1.推力——火箭发动机产生的推动飞行器前进的力，由动推力和静推力组成。

动推力：由燃烧产物高速喷射产生，是推力的主要部分
静推力：压强差产生
2.总冲量：推力对整个工作时间的积分，反映发动机做功能力
3.比冲：单位质量推进剂产生的推力总冲量（不仅能衡量推进剂具有的能量，还能衡量发动机工作过程中的能量转化效率）
4.密度比冲：反映单位体积推进剂产生的总冲量（对于总冲量一定的发动机，推进剂密度越大，发动机装填的推进剂越多，则可以降低对比冲的要求）
第二章固体火箭推进剂
火箭发动机对固体推进剂的基本要求：
1.推进剂能量高。

2.推进剂燃烧性能好。

（表现在：a. 推进剂燃速稳定，有尽可能宽的燃速调节范围；
b. 燃烧室工作压强、装药初温及燃气流速对推进剂的燃速影响较小；
c. 推进剂能在很宽的使用温度范围内及较低的压强下稳定燃烧；
d. 燃烧产物无毒，无烟）
3.推进剂力学性能好。

4.推进剂贮存性能好。

5.安定性好。

根据固体推进剂的微观结构，分为均质推进剂和异质推进剂
均质推进剂：具有单相性，氧化剂和燃烧剂以化学形式化合而成，同一分子中既有氧化剂又有燃烧剂
异质推进剂: 具有多相性，氧化剂和燃烧剂机械混合而成
固体火箭推进剂的组成及制造工艺：
1.双基推进剂（DB——Double Base），属于均质推进剂
主要组元：NC（硝化棉）+NG（硝化甘油），属于固态溶液，能量低，密度小，腐蚀性小比冲：2158-2266N.s/kg
制造工艺：
中小型火箭装药——压伸法成型
大尺寸药柱——浇注法
注：增加硝化甘油含量可以提高推进剂的能量，但含量过高时，除了危险，还会造成“汗析”，使推进剂的贮存性能变坏；
双基推进剂能量不如复合推进剂能量高，但其燃烧产物烟少，不产生有腐蚀性的HCl，多用于中小型发动机中。

2.复合推进剂（Composite Propellant），属于异质推进剂
主要组元：氧化剂（AP）+黏合剂（HTPB、CTPB）+金属燃烧剂+微量组元
比冲：
氧化剂：AP（过氯酸铵）是目前应用最广泛的氧化剂，但其燃烧产物中的HCL与水生成烟雾，对发射装置腐蚀严重，且有毒。

黏合剂：通常是高分子化合物，它是复合推进剂的燃烧剂，也是复合推进剂的基体，提供推进剂燃烧所需的可燃元素（C、H、S、P等）以保证推进剂具有一定能量。

常用的黏合剂有：PS（聚硫橡胶）、PU（聚氨酯）、PVC（聚氯乙烯）、CTPB（端羧基聚丁二烯）、HTPB（端羟基聚丁二烯）
金属燃烧机：加入是为了提高推进剂的能量和密度，金属燃烧机密度高，燃烧后会放出大量热量。

常用的复合推进剂：（复合推进剂通常以黏合剂来命名）
A.PS推进剂
B.PU推进剂
C.PVC推进剂
D.CTPB推进剂
E.HTPB推进剂
制造工艺：浇注法成型（广泛采用真空浇注）
3.复合改性双基推进剂（Composite Modified Double Base Propellant—简称“CMDB”），属于异质推进剂
比冲：2600-2650N.s/kg
主要组元（两个种类）：
A.（以AP为氧化剂）AP/CMDB推进剂
B.（以硝铵炸药HMX或RDX为氧化剂）HMX/CMDB推进剂、RDX/CMDB推进剂
注：HMX为奥克托今，RDX为黑索今
4.无烟、少烟推进剂（属于高能推进剂）
根据推进剂燃烧产物中烟的形成过程，烟分为：初烟和二次烟
A.初烟（三氧化二铝凝相颗粒是形成初烟的主要来源）
减少初烟的途径：降低燃烧产物中的凝相颗粒
B.二次烟（燃烧产物中的气态水是形成二次烟的主要来源）
减少二次烟的途径：消除燃烧产物中的气态水是不可能的，为此，减少气态水的可行途径是减少过氯酸铵含量或不用它作氧化剂，以减少或消除可促使气态水凝聚的HCL
无烟或少烟推进剂的组元：
氧化剂（RDX或HMX，注:AP不适用）+黏合剂（DB，即双基推进剂），也即RDX/CMDB和HMX/CMDB就是无烟或少烟推进剂
固体火箭推进剂对力学性能的要求：
有足够的抗拉强度、抗压强度、延伸率和弹性模量
对自由装填药柱：要求推进剂具有较高的弹性模量和抗压强度
对贴壁浇注装药：通常以低温延伸率和高温抗拉强度来评定贴壁浇注的力学性能
（注：贴壁浇注装药常以下列方式破坏A.装药破碎B.脱粘（装药与包覆层分离）
C.蠕变引起的过度变形）
第三章固体火箭推进剂稳态燃烧
重点：研究发动机各种工作条件对燃速的影响
对固体推进剂燃烧的要求：
1.燃烧稳定（使发动机工作正常是保持推进剂的稳态燃烧，稳态燃烧即：燃烧条件不随时间变化、燃烧过程稳定的自持燃烧）
2.燃烧效率高
3.燃气生成符合预定规律（燃气生成速率是通过推进剂燃烧速度和装药燃烧面积进行控制的）
几何燃烧定律：
固体推进剂的装药燃烧表面按平行层燃烧的规律燃烧
（平行层燃烧规律：若装药的组成结构、物理化学性质处处均匀一致，燃烧表面各点处于相同燃烧条件，全部燃烧表面同时点燃，则全部燃烧表面将沿其内法线方向，以相同的速度向装药内部退移）
燃烧速度（燃速）：单位时间内装药燃烧表面退移的距离，又称装药的法线燃速
肉厚：装药燃烧表面退移的距离
双基推进剂的稳态燃烧模型：两层火焰，属于预混燃烧
1.固相加热区：该区在稳态燃烧过程中的作用是积聚热量，为推进剂的热分解做准备。

2.凝聚相反应区（表面反应区）：该区中发生各组元的熔化、蒸发和升华，以及硝化棉、硝酸酯等大分子发生热分解反应。

3.混合相区（嘶嘶区）—又称为初始火焰区：该区固、液、气共存，该区释放的热量约占全部推进剂可释放热量的50%,形成了初始火焰。

4.暗区（该区的燃烧反应条件尚不充分，反应速度较慢，释放的热量还不足以使气体达到发光的程度，故称作暗区）。

5.火焰区（二次火焰区或燃气的发光区）：该区释放的热量约占推进剂全部可释放热量的50%,该区反应结束，温度也升至最高值，即燃烧温度，一般双基推进剂的燃烧温度为2400-3000K。

双基推进剂的稳态燃烧的基本结论：
1.双基推进剂的稳态燃烧是极其复杂的物理化学过程；
2.除固相加热区以外，其他各区均有化学反应；
3.反馈热流是保证燃烧持续稳定进行的基本因素；
4.燃气压强的影响：压强增大，气相反应加快，燃速增大，反之，燃速降低；
当压强降低到一定程度时，甚至会不出现火焰区，燃烧在暗区结束。

临界压强（Critical Pressure）：为保证推进剂稳态燃烧所需的最低压强。

对于双基、改双基推进剂，临界压强为3-4MPa
对于复合推进剂，临界压强为5-6MPa
复合推进剂的稳态燃烧模型：
有两种模型：
1.粒装扩散火焰模型（气相稳态燃烧模型）—略
2.多火焰模型（凝聚相稳态燃烧模型），一层火焰，属于扩散燃烧
火焰结构：初焰（扩散火焰）、AP火焰（预混火焰）、终焰（二次扩散火焰）
A.初焰：过氯酸铵分解的富氧产物（CLO、OH、O2等）与黏合剂热解的富燃产物（CH4、C2H2、C等）之间发生化学反应形成的火焰。

B.AP火焰（过氯酸铵火焰）：过氯酸铵分解产物NH3和HCLO4之间反应形成的火焰，AP火焰属于预混火焰（Premixed Flame）（所谓预混火焰：即反应物预先混合均匀的燃烧反应称为预混燃烧，形成的火焰称为预混火焰）。

C.终焰：过氯酸铵分解的富氧产物与黏合剂热解的富燃产物之间的二次扩散火焰。

多火焰模型的基本结论（影响燃烧过程的因素）
最终燃烧温度：3200K以上；
燃烧室压强：低压下，气相反应速度慢，压强增大时，气相反应加快；
AP晶粒尺寸：AP晶粒越细，燃速加快；
金属铝：加入铝对推进剂影响不大，主要是用来提高推进剂的能量。

研究压强、侵蚀燃烧效应、装药初温和其他因素对固体推进剂燃速的影响：
1.压强对推进剂燃速的影响：
燃速定律：指燃速与压强的函数关系
类型：指数燃速定律、萨默菲尔德燃速定律
n : 燃速压强指数，反映燃速对压强的敏感程度，n越小，压强对燃速的影响越小，通常0<n<1，通常，发动机设计者希望燃速压强指数越低越好。

平台燃烧现象：在低压下，燃速和压强指数均较大，形成超速燃烧（Super-rate Burning）;在某一压强范围内，燃速基本不随压强变化，即n很小或接近于零，形成平台燃烧（Plateau-Burning）;在另一压强范围内，燃速却随压强升高而降低，即n<0，形成麦撒燃烧（Mesa-Burning）
平台推进剂：具有超速—平台—麦撒燃烧的推进剂，或只明显表现出平台燃烧的推进剂，称为平台推进剂（Plateau Propellant）。

平台推进剂的特点：n很小，燃速非常稳定。

2.侵蚀燃烧效应对燃速的影响
侵蚀燃烧效应（Erosive Burning）：平行于装药燃烧表面的燃气流速将使燃速增大。

注：并不是任何状态的平行气流都能产生侵蚀燃烧效应，只有当燃气流速大于某个值时，侵蚀燃烧效应才会出现，这个流速的临界值称为侵蚀燃烧界限速度。

侵蚀压强峰：发动机工作的初始阶段，装药通道截面积最小，气流速度大，因而侵蚀燃烧效应最严重，常引起压强急升，这种由侵蚀燃烧效应引起的压强急升称为侵蚀压强峰
侵蚀燃烧效应的危害（结果）：
A.侵蚀压强峰提高了燃烧室的强度负荷，使发动机消极质量偏大
B.侵蚀燃烧效应引起的燃速增加缩短了装药燃烧时间和发动机工作时间，改变了预定的推力方案。

C.侵蚀燃烧作用下装药燃速沿轴向增大，导致装药肉厚不能同时烧完，使下游部分燃烧室壳体过早的暴露于高温高速燃气中，加大了燃烧室壳体的热负荷。

D.侵蚀燃烧效应严重时，发动机压强—时间曲线出现较长时间的拖尾现象，降低了发动机的总冲和比冲。

侵蚀燃烧效应的影响因素（原因）：燃气流速、燃气压强、推进剂性质、装药几何形状➢平行于装药表面的燃气流速：
平行于装药表面的燃气流速是影响侵蚀燃烧效应的最主要因素，其中，界限流速越小推进剂越容易出现侵蚀燃烧效应。

对于给定流动条件的发动机，界限流速越小，侵蚀燃烧效应越严重。

➢燃气压强
燃气压强增大，界限流速越小，侵蚀燃烧效应越大
➢推进剂的性质
推进剂的基本燃速（即无侵蚀燃速）越低，界限流越来越小，侵蚀燃烧效应越大
➢装药几何形状
结构越简单，侵蚀燃烧效应越不严重
侵蚀公式和侵蚀准则：
侵蚀公式：以侵蚀燃烧效应的主要影响因素为自变量的函数，有多种形式。

侵蚀准则：通过控制给定侵蚀公式中的某一自变量的大小以达到控制侵蚀燃烧效应的判别准则。

●J准则（只考虑了燃气流速对侵蚀燃烧效应的影响）
令（喉通比）J =At/Ap2=q（λ2），即喉部截面积与装药末端（近喷管处）燃气通道截面积之比
J准则的实质：通过控制喉通比大小就可以控制装药末端的速度系数λ2，因而也就控制了装药通道内的燃气流速（λ2=v/a），最终达到控制侵蚀燃烧效应的目的.
●æ准则（反映了燃气流速和压强对侵蚀燃烧效应的综合影响）
令（通气参量，也叫燃通比）æ =Ab/Ap ,即装药通道内某截面x处的æ值：是该截面上游的装药燃烧面积Ab与此处装药通道截面积Ap之比。

æ准则的实质：对某些双基推进剂而言，æ越大表示侵蚀燃烧效应越严重，故可通过控制æ值来控制侵蚀燃烧效应。

æ准则的优点：装药末端的Ab最大，装药燃烧开始时的Ap最小，所以通常取装药末端的初始æ值来控制侵蚀燃烧效应，又由几何燃烧定律，任何形状装药的æ值随时间变化的规律均可以通过装药形状和几何关系计算出来，于是初始æ值和æ随时间的变化很容易得到。

æ准则的缺点：对于相同的æ值，推进剂能量、燃速不同时，对应的燃气压强和燃气流速可以有完全不同的值，因此不能用同一个æ值来控制各种推进剂的侵蚀燃烧效应。

3.装药初温对燃速的影响
初温：发动机工作之前装药所处的温度，即环境气温。

一般取-40℃-50℃作为固体火箭发
动机的初温使用范围。

初温对燃速的影响：有直接作用，
装药初温升高时燃速增大，燃烧室压强升高，推力增加，燃烧时间缩短；
装药初温降低时燃速减小，燃烧室压强下降，推力减小，燃烧时间变长。

注：通常，发动机点火前需要将其在特定恒温环境中保持足够长的时间，以保证推进剂装药均匀地达到预定的温度。

燃速温度敏感系数：
初温改变1℃所引起的燃速相对变化量，希望改值越小越好。

通常，燃速压强指数的减小不仅可以降低燃速对压强的敏感度，同时也使燃速对初温的敏感度大大减小。

提高燃速的物理方法：在推进剂中嵌入金属丝，利用金属丝良好的导热性增加气相区对固相的传热，从而提高装药燃速，
第六章喷管中的燃气流动过程
燃气在喷管中的流动：
属于理想气体的一维定常变截面等熵流动。

喷管的主要功能：
1.通过控制喉部面积的大小控制燃气的质量流率，是燃烧室内的燃气压强保持在预定水平，并保持装药的正常燃烧；
2.使推进剂燃烧产物由亚声速膨胀加速到超声速；
3.对用于控制的发动机。

通过喷管实施推力大小和方向的控制。

火箭发动机燃气获得超声速排气流的条件：
A.喷管为先收敛再扩张的结构，即拉瓦尔喷管（几何条件）
B.喷管出口截面压强≥外界反压（力学条件）
喷管的扩张比：
面积扩张比—Ae/At（Ae是喷管出口截面的面积）
直径扩张比（也叫直径比）—de/dt，即喷管出口截面与喉部截面的直径比。

通常说的扩张比主要指直径比。

喷管的排气速度——即喷管出口截面的流速
排气速度：
结论：在喷管扩张段，λ>1，随着扩张比增大，则压强比减小，说明燃气膨胀越充分。

喷管排气速度的影响因素：
A.推进剂性能
B.燃气在喷管中的膨胀程度
如何增大排气速度？
A.提高燃烧温度和降低燃气的摩尔质量；
B.增大喷管的扩张比是减小压强比—>提高燃气膨胀程度,进而增大排气速度的有效措施。

（注：扩张比不能过大，否则可能会导致喷管出口截面的燃气压强低于环境压强，可能会出现激波）
环境压强对拉瓦尔喷管内气体流动的影响：这里的外界反压是个变量，并不单一表示标准气温下的大气压强。

欠膨胀状态：喷管出口截面压强>外界反压，燃气在喷管内没有得到充分膨胀，流出喷管后仍会继续膨胀。

最佳膨胀状态：喷管出口截面压强=外界反压，也叫喷管的设计状态，燃气在喷管内得到了完全膨胀加速，气流流出喷管后既不会继续膨胀也不会受到压缩，此时的外界反压称为第一特征反压。

过膨胀状态：喷管出口截面压强<外界反压，超声速气流在流出喷管出口截面后将受到环境的压缩，即产生斜激波。

说明燃气在喷管中膨胀程度过大（即膨胀过度造成喷管出口截面压强减小得太多），直到外界反压再次提升到某值时，斜激波变为覆盖在喷管出口截面的正激波，正激波前的流动为超声速，正激波后的流动为亚声速。

在此，使喷管出口截面出现正激波时的外界反压值，称为第二特征反压。

激波吞入状态：当外界反压继续提高并超过第二特征反压时，由于激波的传播速度大于燃气流速，正激波将被喷管吞入并向喷管内部流动，若外界反压继续升高直至某值时，正激波正好移动到喉部截面，（喉部截面波前Ma=1，而激波产生的必要条件是Ma>1），此时激波消失，整个喷管内的流动变为亚声速流动。

在此，使正激波正好移动到喉部截面时的外界
反压值，称为第三特征反压。

保持欠膨胀状态的反压上限值——第一特征反压
喷管内存在激波时反压所满足的下限值（或喷管出口获得超声速气流的反压上限值）——第二特征反压
喷管内存在激波时反压所满足的上限值——第三特征反压
第七章固体火箭发动机的性能参数
性能参数：推力、推力系数、特征速度、总冲、比冲、火箭的理想飞行速度
对火箭发动机性能参数的讨论是在以下假设基础上进行的：
喷管：等熵流动燃烧室：绝热流动
上述假设的过程是理想化过程。

1.推力（Thrust）:
推动火箭前进的力，由动推力和静推力组成。

动推力是高速喷出的燃气产生的反作用力，是推力的主要部分，一般占总推力的90%以上，静推力由喷管出口截面燃气压强与环境反压的差产生。

真空推力（vacuum thrust）：
真空中环境压强为零，此时静推力达到最大值，称为真空推力。

注：真空推力是给定火箭发动机的最大推力。

所谓的给定火箭发动机，即火箭发动机的结构完全确定以后，其质量流率、喷管出口截面和扩张比都有确定的值，因此排气速度、喷管出口截面压强也是确定的，在这一情况下，推力公式中就只有环境压强为自变量。

最佳推力（optimum pressure）:
喷管出口截面压强等于环境压强时的推力，称为最佳推力。

注：火箭发动机在一定的高度下（即在环境压强一定），扩张比设计为最佳扩张比（即处于最佳膨胀状态时）时，使发动机的推力达到最大，该推力即为最佳推力。

最佳推力的推导情形：当火箭发动机在一定的高度下，给定了发动机燃烧室的参数（主要是燃烧室压强和燃烧温度）和喷管喉部面积时，喷管出口参数—喷管出口截面的压强、排气速度、排气面积都只与扩张比有关，所以，只要改变扩张比的值，就可以改变喷管出口参数，因而推力也随之变化，在这一情况下，推力公式中只有扩张比是自变量。

最佳扩张比：最佳膨胀状态的喷管所对应的扩张比叫最佳扩张比。

底部压强（Base Pressure）：通常，喷管出口截面的直径小于飞行器的底部直径，此时作用在喷管出口截面之外还有一个环形底部面积，作用在其上的压强称为底部压强。

底阻（Base Drag）：飞行器在空气中飞行时，在环形面积上产生的底部阻力，简称底阻。

通常底阻较小。

2.推力系数Cf：表示单位喉部面积、单位燃烧室压强产生的推力，属于无量纲量。

推力系数的物理意义：表征燃气在喷管中膨胀的完善程度（压强比也可以表示），推力系数越大，表示燃气在喷管中膨胀的越充分，是衡量喷管能量转换效率的一个重要参数。

推力系数的影响因素：
A.比热比：比热比对推力系数影响较小
B.喷管的扩张比：喷管的扩张比是推力系数的主要影响因素。

在一定的比热比、一定的外界环境压强下：
欠膨胀状态时，推力系数随扩张比的增大而增大；
最佳膨胀状态时（即扩张比等于最佳扩张比时），获得最佳推力系数；
过膨胀状态时，推力系数随扩张比的增大而减小。

实际发动机一般工作在推力系数变化较平缓的的欠膨胀状态下。

飞行高度增加，推力系数增大，真空时推力系数达到最大；
对每一个飞行高度，都有一个最佳推力系数，对应于最佳膨胀状态时；
最佳推力系数随火箭飞行高度升高而增大。

3. 特征速度（Characteristic Velocity ）
特征速度具有速度的量纲，故称为特征速度；
特征速度是表征推进剂燃烧产物特性的综合参数，既能衡量推进剂能量的大小，又能衡量推进剂化学能在燃烧过程中转换成燃烧产物热能的完善程度，即特征速度可以衡量推进剂能量及其在燃烧室中的燃烧效率（注意与推力系数区分）。

显然，推进剂能量越高，则特征速度越大。

固体火箭推进剂的特征速度一般在1400-1600m/s 之间。

4. 等效排气速度（Equivalent exhaust velocity ）
物理意义：将推力中的静推力部分折算为动推力，即假想火箭发动机的推力全部由动推力构成时所对应的排气速度。

欠膨胀状态时，等效排气速度>实际排气速度
最佳膨胀状态时，等效排气速度=实际排气速度
过膨胀状态时，等效排气速度<实际排气速度
通常，实际排气速度占等效排气速度的90%以上，故可近似认为等效排气速度≈实际排气速度，对小型发动机而言，可认为等效排气速度为常数。

等效排气速度既包括了特征速度所反映的燃烧能量特性，又包括了推力系数所反映的燃气膨胀程度，是一个全面评定发动机质量的性能指标。

5. 推力的影响因素：•
=m c C F F *
A. 推力系数（thrust coefficient ）：
表征燃气在喷管中膨胀的完善程度;
当喷管处于最佳膨胀状态时，推力系数最大，推力最大。

通常推力系数一般取1.5-1.6。

B. 特征速度（characteristic velocity ）：
表征推进剂能量的大小及其在燃烧室燃烧过程中的转换效率;
推进剂能量越高，燃烧越完善，能量转换效率越高，则特征速度就越大，从而推力也越大。

C. 质量流率（mass flow rate ）：
推力系数、特征速度在很大程度上都被限制在一定范围内，因而对推力的改变是有*c
C v F eq =。