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同步采集，遥控阀门系统，遥测系统此次发动机试车成功，代表着我国业余火箭界掌握了以下几种关键技术1.过氧化氢高效颗粒催化剂的制备2.过氧化氢的高速安全浓缩3.恒流系统设计4.喷注器设计5.推力室设计6.喷管设计
但是据我观察好像算喷管的时候数据填错了，669燃温没那么高，分子量也填小了，k也填大了一些，这有可能也是导致过膨胀和喷管设计不合理导致的工作时间过长的因素之一，而且好像听有个大佬说过加CuO会导致n恶化
上一下计算数据出口气压设置在了110Kpa，略微欠膨胀容易上室压些以下是喷管设计图纸大家请忽略上面标的材质，石墨喷管和衬层中间要留0.1mm的公差，图纸里没标，回头大家改一下就行。
喷管设计的主要任务是选择喷管的结构形式， 设计内型面参数， 确定热防护措施。21. 喷管型面设计主要是选择和确定喷管纵剖面上的母线形状和尺寸。 喷管型面由收敛段、临界段（喉部） 和扩张段组成。22.
你说的是燃烧室燃气的的过（度）膨胀吧，喷管扩张段的过膨胀指的是喷管设计的不合理（一般而言），导致减少可能产生的推力，负推力导致的结构问题只有扩张比，推力都很大（比如大型的液体火箭发动机）的情况下影响才会非常明显
引用 FROZEN巨擘:顺便科普一下，过膨胀同样是有用的，运载器的第一级发动机的喷管设计在海平面都是过膨胀的，比如SSME出口压强只有6psi，这是为了在整个飞行过程（从海平面到真空）中取得最佳性能。
3、这篇文章大部分是在教喷管设计，关于发动机隔热层的选取算是一个延伸拓展，因为不用隔热层确实是很危险所以做了一个强调。4、文中有段错误，计算Pc时应该用到的是平均喷燃比而不是喷燃比。
但是只要发动机喷管设计合理 出口截面的压强=当地大气压，那么这个关系就会在数学上严格成立。3）这个公式能干嘛？答：用来估算发动机的推力，就像上面一样。
这次发动机设计过程与上次相同：整体设计喷燃比确定（燃烧室压强取10Mpa）：喷管设计：喷管采用45#号钢加石墨喉衬：135度甘油浴KNSB：隔热层用外径50mmPPR管：试车：因为我arduino板烧了
引用 FROZEN巨擘:你说的是燃烧室燃气的的过（度）膨胀吧，喷管扩张段的过膨胀指的是喷管设计的不合理（一般而言），导致减少可能产生的推力，负推力导致的结构问题只有扩张比，推力都很大（比如大型的液体火箭发动机
喷管设计的主要任务是选择喷管的结构形式，设计内型面参数，确定热防护措施。喷管型面由收敛段，临界段（喷喉）和扩张段构成。喷管设计参数包括扩张半角、收敛半角，扩张比等。
此次发动机立项在2017年8月立项，在9月时设计出初稿，后验算发现设计有缺陷；然后在同年10月份设计出第二个版本的发动机，优化了喷管设计：采用全石墨喷管和弧线过渡的使用。
对于微型固体发动机可以接受全套设备经过仿真验证及实际点火实验测试，具有较好的安全性和耐用性，满足多种药型和药柱的使用要求燃烧尾流cfd仿真如下CFD采用雷诺平均NS方程（RANS）,湍流模型采用k-Omega，计算平台为Fluent根据CFD计算结果，该喷管设计能在
系统设计理论（以文献和学生作业算例为主）1.1 火箭发动机原理基础1.2 喷管设计理论1.3 热力学计算方法1.4 系统设计平衡计算与指标分配1.5 组件设计与参数确认1.6 总装与工艺1.7 试验与校准
有一个是ppr）喷喉直径6mm扩张比3.37装药长度：约65cm装药直径：23cm（因为有pvc绝热层）装药：65：35knsb喷管曲线设计：（）采用有哈尔滨工程大学一学长开发的三次曲面完全膨胀拉瓦尔喷管设计软件设计使用
但是喷管设计不好还是会影响效率。很明显，当发动机大了之后，喷喉也相应加大，扩张段长度会随之增加。论坛不可能10年之后还在研究20mmPVC发动机，我想，一些人会追随ABC等的脚步，研究大功率的发动机。