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本文研究了火箭发动机喷管边界层对燃烧室压强的影响。文章通过计算出在不同的入口初始条件下的边界层参数,以及在不同Re*下的边界层参数和在不同边界壁温下的边界层参数,得出喷管喉部边界层位移厚度与燃烧室压强的变化关系,得到了燃烧室压强在不同情况下的损失情况,这样的结果对进行发动机的优化设计有一定的参考价值.