参数设置
火箭引擎
推力 F、比推力 Isp、燃烧室温度 Tc 自动设置
引擎基数
台
Falcon 9=9、Starship Super Heavy=33 等
发射台垂直距离 r
m
排气倾角 θ
°
发射台材料
运行最高温度（°C）自动设置
水喷淋量
kg/s
Falcon 9≈700-900、SLS≈4500、Starship≈1500+t/s
环境温度
°C
排气导管模式
火焰沟槽可将有效负荷降低至30%
计算结果
—
总推力 (kN)
—
排气速度 V_e (m/s)
—
羽流马赫数 M_e
—
发射台热流通量 (kW/m²)
—
SPL 声学级别 (dB)
—
水冷有效负荷 (kW)
—
羽流·发射台·水幕截面图
火箭喷嘴喷出的高温羽流与发射台、火焰沟槽、水喷淋幕的相互作用。颜色表示热流通量级别（蓝=低/红=过高）。
热流通量 vs 发射台距离
引擎别总推力对比（基数×推力）
理论·主要公式
$$q = K\,\frac{F\,V_e}{r^{2}}\cos\theta, \qquad SPL = 10\log_{10}\!\frac{P_{\text{acoust}}}{4\pi r^{2}\,I_{0}}$$
热流通量 q (Bartz 简化) 和发射台音压级 SPL。F:总推力、V_e:排气速度、r:到发射台的距离、θ:倾角、K≈0.05 经验常数、I_0=1×10⁻¹² W/m²。
$$V_e = I_{\!sp}\cdot g_0, \qquad M_e = \frac{V_e}{\sqrt{\gamma R T_e}}$$
由比推力 Isp 和地表重力 g_0=9.81 计算排气速度 V_e，γ=1.2、R=287、T_e=0.5·T_c 计算出口马赫数 M_e。
$$Q_{\text{water}} = \dot{m}_{w}\,(c_{p}\Delta T + h_{fg})$$
水喷淋吸热能力（c_p=4186 J/kg·K、ΔT=80K、潜热 h_fg=2.26 MJ/kg）。与发射台热流通量对冲，评估净负荷。