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约找到 339 条结果,耗时 0.348 秒
入论坛新作——32mmKNSB固体火箭燃料发动机
ww
3年11个月前
回复于
喷气推进
您设计的
扩张比
是2.5,但要达到完全膨胀(即发动机燃气出口压强等于大气压强)需要的
扩张比
在3.2左右,您可能需要加大一些喷口直径。
固体火箭发动机的研发与模型火箭制作和研究
yilelelelele
1年4个月前
发表于
喷气推进
其中喷口
扩张比
为喷口最重要参数,它决定了喷口是否能达到较高效率。
【廣局神作】RNX-HTPB星孔燃料系列
chaozhou
14年8个月前
回复于
喷气推进
以往燃气过度膨胀(其实我一直觉得大家的
扩张比
过大,不知对不),所以收缩出环。液机考虑到高空低压,故设计在地面过度膨胀而出环,高空才得到合理膨胀。以上解释不知对不,希望改正,谢谢。
本人初中学生,打算接触固体火箭这个圈子,设计了一个图纸,求大家讨论可行性,给予建议谢谢
XYSC
3年1个月前
回复于
喷气推进
站这么近真的危险,这是幸亏没飞起来,连个发射架也没有,目测重心严重偏下,这玩意要是真飞了就是个布朗运动弹,打到谁都不是小事,火箭不是拍脑门子胡乱设计的,燃料配比是多少,催化剂加多少,工艺是怎样的,喷口
扩张比
是多少
固发试车失败及原因探讨
绛蓝铜氨
1年0个月前
发表于
喷气推进
喷喉直径5mm,设计室压8Mpa,
扩张比
6.8.自制了以ap,铝粉,镁粉,硼粉为组分的点火药。
关于火箭发动机设计软件RPA使用
天极航天TASE
1年11个月前
发表于
喷气推进
航天技术
在该发动机当中他填写的是发动机的收缩比以及
扩张比
。第二栏为喷嘴的形状,根据不同的需求可以对这一部分的内容进行填写,大部分时间可以使用它的默认值。最后一栏是工作环境的条件,在一般情况下可以不用填写。
第一支火箭
燈爺
15年11个月前
回复于
喷气推进
之前说错了,
扩张比
应该是3.0625.还有我想的是,扩张段要是边缘有缺损,会不会喷气时候产生的推力不平均?总体气体膨胀不平均导致起飞的时候有点偏。
(已更新dark-ll的部分)[CZSA] (欢迎砖拍)国内业余界第一台35N固体燃料球状引擎试车及固体燃料柱孔球状发动机药柱计算方法
ERIC20041219
6年11个月前
回复于
喷气推进
5:考虑到喷燃比变小,减小了
扩张比
,并减小了喷管长度。(让我看得见火)dark-Ⅰ:dark-Ⅱ:≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡您好,您有一份快递。
(求助)第一次设计金属发动机,欢迎各位大佬抓虫拍砖
LSEQY
1年11个月前
回复于
喷气推进
3,可以使用我之前发布的一个压力计算喷管的计算程序重新算一下
扩张比
。4,扩张段的热流密度并不大,2到3毫米左右的厚度差不多就足够,对于你这个直径来说。当然这个结论没有理论依据纯经验。
关于喷口材料以及制作工艺的选择,经验反思,以及科创历史上最大数量一次性试机(数据整理了)
七公里垃圾站职业技术学院
11年8个月前
发表于
喷气推进
/t/70608 ,不再发成品图 反响很惨淡…… 关于喷管的制作: 在原有的基础上增加了个便于脱模的东西 纸卷的 502瓶子下面的是压铸棒 合上后 以及拉喷模具(未升级) ppr管的发动机
扩张比
把持在
[ASR] SRM-81-APCP 详细性能数据和试车视频
bh,王者归来
13年4个月前
发表于
喷气推进
为了大家的共同进步,我在这里公布除了具体设计图纸以外的一切数据 全长:813mm 有效燃烧室长度:690mm 最大宽度:103.6mm 燃烧室直径:76mm 燃烧室外径:81mm 喷喉直径:24.7mm
扩张比
40mmknsb可复用金属发动机“beetle”试车成功
tmn_A
3年6个月前
发表于
喷气推进
燃料265g,总质量1365g,药柱直径36mm,药柱中心开口10mm,内径40mm,外径(两侧紧固件较厚,壁厚其实是2mm)50mm,发动机壁和堵头材料304不锈钢,喷口材料酚醛树脂,使用304衬喉,
扩张比
KNPSB燃料45mm发动机研制及试车失败报告
Catal
4年8个月前
发表于
喷气推进
接下来直接上SRM的数据图吧~懒得码了…喷管
扩张比
为7,使用304不锈钢作为喷口壳体为3mm厚6061t6铝合金(希望商家没骗人),总长220mm,两端距离螺孔各有15mm使用M5螺丝,六个孔使用2mm
乌鸢
1个月20天前
电文
查看详情
45°收敛段长度:19.0 mm喉部直径:12.0 mm喉部面积:113.1 mm²喉部长度:6.0 mm扩张半角:12°扩张段长度:56.5 mm出口直径:36.0 mm出口面积:1017.9 mm²
扩张比
模型火箭极其重要的42条知识(附图)
火箭的笑容会爆炸
5年9个月前
发表于
喷气推进
32.喷管设计参数: 扩张半角,
扩张比
, 收敛半角, 喉部直径。 有限的损失: 两相流损失, 摩擦损失, 散热损失和气流扩散损失等。
交作业 喷管扩张比的计算 请大神帮忙批改
拔刀斋
13年11个月前
回复于
喷气推进
关于喷管
扩张比
和比热比γ部分的计算正确,气体定压比热表资料尤其有价值,给出了高温下γ的变化情况。
小型金属固体火箭发动机的设计制造
black
17年2个月前
发表于
喷气推进
就像是一体的 做了两个 好了,最后做一个归纳:金属发动机的设计要求满足这几个点1:管材质量2:合理的燃料3:合理的喷管面积4:
扩张比
ξ的确定5:隔热层的厚度6:整体气流的密封如果对以上这几点做到了合理的优化
【廣局神作】RNX-HTPB星孔燃料系列
ehco
14年8个月前
回复于
喷气推进
对于您说的导弹或火箭发动机,喷管扩张段一般是综合尺寸和排气效率选择取一个较为合适的
扩张比
,一般在300-1000之间,设计高度5-10Km,也有部分高端发动机采用双段R式套筒喷管,以产生两个最佳高度。
【图纸开放下载】LRE5000液体火箭发动机参考设计
warmonkey
11年8个月前
发表于
喷气推进
确定燃烧室内径100mm,长度150mm,喷管最窄处37.6mm,
扩张比
4.84 3.发动机结构设计 采用铜合金制成燃烧室,冷却方法采用燃料再生冷却,冷却流道采用先旋压后焊接方式制造 燃烧室内壳体采用旋压方式制造
业余爱好者发动机目前情况与固液混合火箭发动机零维内弹道基本公式以及圆孔装药固液混合火箭发动机基本参数变化规律
LSEQY
1年9个月前
发表于
喷气推进
四,设计计算举例基本参数设定4.1推进剂组合燃料58号固体石蜡氧化剂液氧药型管型4.2热力学计算和氧燃比性能变化分析4.3初始工作条件初始氧燃比2.3
扩张比
4 4.4基本参数设定设计推力800N设计室压
关于小型可回收二级火箭的设计与制作
zsjzsj
2年9个月前
发表于
喷气推进
科创基金
喷管设计参数包括扩张半角、收敛半角,
扩张比
等。造成火箭发动机性能损失的原因有两相流损失、散热损失和气流扩散损失等。
手把手教会你设计一个金属可复用固体火箭发动机
关山口国服坤坤
2年2个月前
发表于
喷气推进
还有一种是填入收敛段和扩张段角度和其他数据直接得出收敛段和扩张段长度和
扩张比
等数据)爱好者可以根据喜好自行选择方法第一种:使用KC的喷管计算工具不管是手机端还是PC端,打开KC就能找到这个工具在上半框填写自己发动机的参数和一些数据
最新LHmini非金属固体火箭发动机提前公布(冲刺目标的发动机设计)+ 一种发动机的故障原因分析方法
FROZEN巨擘
11年5个月前
发表于
喷气推进
这也是因为LHmini的装药而设计的,初始工作段,内压较小,所以通过
扩张比
较小的第一级时,不会发生射流分离,当燃面增大的后工作阶段,内压增大,燃气将在第一阶段欠膨胀,后而将在第二阶段继续加速膨胀。
[重磅]SRMS Solid Rocket Motor Simulator 两相流内弹道软件发布贴
LS
6年9个月前
回复于
喷气推进
推力系数Cf定义如下其中Ae/At为
扩张比
,pe为出口压力,pa为大气压力。Г为与比热比有关的单值函数,定义如下。问题来了,推力系数中的pa/pc好求,但是pe/pc就不好取值了。
有关暑假CHX-3模型火箭发射的一些总结和后续展望
蜂起4223
2年0个月前
发表于
喷气推进
实际比冲,保证结构强度符合要求)→火箭箭体加工→航电和开伞系统实验(这一块也同样可以并行)→总装(此时再进行实际重心的测定,然后决定是否需要在头锥中加上一些配重以提高静稳定裕度)以下是发动机的设计图↑喷管
扩张比
Re:新人非金属火箭发动机试车,欢迎大家来拍砖
chaozhou
14年4个月前
回复于
喷气推进
这样加拉喷扩张段还是有效果的(不过
扩张比
不要太大,有三就差不多了)。当然,拉喷并不是就能显著提高性能,相比其麻烦的制作过程,不加扩张段也是可以的。用手机打了这么多,真累,不说了。
KNSB模型火箭的制作与发射(简易组装型)
zsjzsjzsj
4年2个月前
发表于
喷气推进
结合管材,燃料,和我的一些测试结果等实际实际情况,我的第一台发动机的参数:喷喉直径:4mm药柱直径:21mm药柱长度:65mm喷管侵蚀:0.7mm/s(喷管在发动机工作中受燃气冲刷每秒损失的厚度)喷管
扩张比
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