韶言大雅

冲压发动机热力计算的任务是利用化学热力学只是研究发动机工作过程中燃烧室和喷管中燃气的燃烧、流动，确定燃烧室出口截面、喷管喉部和喷管出口截面上燃气温度、压强、速度、燃气组成、燃气热力参数（包括气体常数、比热容和比热比等）及发动机理论性能（包括通过喷管喉部单位面积上质量流量、特征速度、推力系数和发动机比冲等）为发动机燃烧、流动和传热计算、发动机设计和新歌能分析等提供燃气热力参数，并为发动机理论性能计算、推进剂组员选择好配方研究等提供依据，为发动机性能评估提供比较基准。对于喷管喉部热力计算，喉部压强未知。

当飞行马赫数继续增加，Ma→∞，λ∞→sqrt(k+1/k-1)时，A5/A0→1，此时发动机变为圆筒形。在余气系数不变情况下，随着飞行高度增加，空气温度下降，加热比增加，发动机比冲和推力系数均增加，而发动机推进效率和总效率将降低。当燃油流量为零时，发动机油气f=0，余气系数α→∞，加热比θ=1，发动机推力系数CR=0。式中，ma·为进入发动机空气流量，mf·为发动鸡消耗燃料流量，V5为喷管出口气流速度，p5为喷管出口气流压强，A5为喷管出口面积，V0为空气自由来流速度，p0为环境气体压强。