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约找到 3907 条结果,耗时 0.239 秒
回 22楼(skeleton) 的帖子
海狼
13年6个月前
回复于
航空技术
这样在
推力
较小的情况下足够冷却了 即使用普通的滚珠轴承也足够样机验证用 当然这种寿命不会非常长,也就 十几到几十小时。
可算是把喷注器的喷孔打好了
琉璃冬
7年2个月前
回复于
喷气推进
其实孔打小了,在相同压降下氧化剂质量流量会降低,对于爱好者来说是没什么太大影响的,氧燃比低一点燃烧温度就低一点,对发动机寿命的延长有好处,只不过会影响比冲以及
推力
罢了。
慢速燃烧的燃料(煤/木屑)用于燃气轮机,困难在哪里?
荷城工业_Nitload_Industry
3年4个月前
回复于
极客DIY
根据之前翻液体火箭发动机燃烧稳定性的相关书籍所得,我怀疑粉末燃料燃气轮机最大的问题是没有预混合过程,液体火箭发动机
推力
室中推进剂组元在燃烧前有一个混合的过程,固体火箭发动机也有熔融和沸腾混合的过程保证燃烧组元的均匀性
针栓喷注器在液体火箭发动机上的应用
Na4TNAE_SSSIC
3年3个月前
回复于
喷气推进
机械与工具
发动机主要设计参数:海平面
推力
5KN推进剂:LOx-LNG混合比:2.2燃烧室压力:3MPa氧化剂流量:1.441kg/s燃料流量:0.655kg/s喷注器压降:0.6MPa发动机工作时间:5s-10s
二级探空火箭的制作&发射失败问题分析(科创基金项目)
暮羽要摸鱼
2年6个月前
回复于
航天技术
喷气推进
第一次金属机点火是有问题的,而且那更药柱要比正常的轻了了6-7g(没有表面活性剂不好浇筑导致的气泡把)而且
推力
曲线明显和仿真有很大的差别(固定方式也背锅)第二次是添加了燃料质量百分之一的月桂醇硫酸酯铵(
225N 气氧-乙醇 电泵式再生冷却液体火箭发动机
虎哥
2年0个月前
回复于
喷气推进
科创基金
作为发动机,首先需要明确设计目标,并探讨它的组成和关键部分(例如
推力
室)的设计。既然是再生冷却,必然还包括传热、散热计算,冷却介质流道的大小和多寡应当是计算或仿真确定的。
基于任务总冲与推力的固体火箭发动机设计思路规划
小恒ovo
4个月7天前
回复于
喷气推进
这段时间,好友磷钾找我做一个小火发,这边自己定了总冲
推力
等任务指标后着手制作样机,照着文里梳理的思路以及式子几分钟就设计完第一代环氧管机,效率还是很高的,后面准备忙完手里的学习,学习一些AI软件,好生调教一番
回 4楼(ltl) 的帖子
乖雪狼
15年1个月前
回复于
喷气推进
后面的乙醇加入水合肼是为了增大利用率,因为在此前试验时,很多双氧水从喷管喷出,这些是未分解的双氧水,由此我想加入一些水合肼将剩余的双氧水全部反应掉,这样还可以增大
推力
。
回 28楼(wesker) 的帖子
kight11
14年0个月前
回复于
喷气推进
每根药柱的长度为55mm误差不超过0.5mm,所以应该对
推力
影响不大吧。不知道是否回答了你的问题。药柱刚已经装填好了,明天就试车了,既紧张又期待啊哈哈
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
氢氧化钾理论比冲: 164s理论特征速度: 938m/s实际特征速度: 914m/s理论燃烧温度: 1327摄氏度实际燃烧温度: 1247摄氏度理论密度: 1.841g/cm^3熔铸密度: 1.82g/cm^3
推力
系数
世舟二号模型火箭
zsjzsj
3年10个月前
发表于
喷气推进
氢氧化钾理论比冲: 164s理论特征速度: 938m/s实际特征速度: 914m/s理论燃烧温度: 1327摄氏度实际燃烧温度: 1247摄氏度理论密度: 1.841g/cm^3熔铸密度: 1.82g/cm^3
推力
系数
《导弹总体结构设计网络课程》
虎哥
18年5个月前
回复于
喷气推进
当时,飞航导弹的要求 对于飞行马赫数的飞航导弹,在助推器工作结束分离脱落后,为了使导弹正常地沿预定弹道飞行,不致坠落,必须保证导弹的
推力
法向分量与升力之和大于重力的法向分量,即 通常攻角较小
万户计划(第一阶段)·立项
CuNO3
2年10个月前
回复于
喷气推进
姿控就算了吧, 还是乖乖用肼燃料, 技术力高的话看用HAN行不行, 离子发动机现在每体积
推力
可不大, 做姿控大的要命.
【航空宇航科学与技术系列】浅谈与探空火箭相关的飞行力学
飞鹰航天
3年8个月前
发表于
喷气推进
航天技术
用分量形式整理:引用转动惯量和惯性积符号:所以:令:对上式求微分:整体代入:整理后,得到力矩方程的分量形式:整理力平衡方程和力矩平衡方程:其中F是力的分量,M是力矩的分量,他们是由确定的力和干扰组成的,包括
推力
【喷管设计教程】【面向新手】面向萌新的喷管型面设计教程
Leimiy
2年9个月前
评论于
喷气推进
基本上都用动态的,看过程多一些,静态是截取一段状态用于喷管稳定性和瞬时数据测量的,我用测压模块结合LabVIEW上位机看净
推力
曲线的,很方便,另外U型管算内外压强比锥形喷管复杂,你如果想快速做出东西来,
低成本单电源仪用放大电路。
novakon
13年2个月前
发表于
电子技术
HX711 和 sd0809/sd0819都是专门干这个的(还可以省去一片ADC),之前航天局出品的USB
推力
计就是基于HX711的,但是这次我希望尝试一下自己搭建仪用放大器(看看有没有可能把器件成本控制在
电焊机加电引弧
m24h
6年3个月前
发表于
电气电工
极客DIY
网上买了一个超便宜的电焊机摩擦引弧没有上百操作的经验很难成功的何况这个简陋的玩意都没有
推力
设置于是改为电引弧从基本原理看这就是个sg3525控制的半桥开关电源改动电路如下已然实验成功非常方便焊条离工件约半厘米处按动开关
中国业余界第一台液氧甲醇发动机地面测试成功
神の左手
13年4个月前
发表于
喷气推进
这次发动机的设计采用的是90度C10多点撞击式喷注器,理论海平面比冲280,总冲约11000N*s 平均
推力
约275kgf! 视频如下点击此处查看视频
出售液氧聚乙烯发动机一台(已经经过了测试)
清纯小萝莉
13年7个月前
发表于
跳蚤市场
用了飞飞牌,
推力
猛增一千八 KC的发动机再也不向广局进口了! 哈哈哈哈哈...
100mm全金属KNSB发动机测试
wingA
5年1个月前
发表于
喷气推进
在其中加入了1%的氧化铜作为催化剂空重4.2kg, 装药3.1kg ,整体重7.5kg上下总装完成后的拍了张照,哈哈由于是第一次使用这种隔热材料,并且外壳为7075铝,所以风险较大,未使用试车台进行
推力
测试
记录45Ibf小型红烟硝酸-煤油发动机的设计
岩倉凛IwakuraRin
4年5个月前
发表于
喷气推进
/分割线///-------------------------- 第二版设计第二版发动机的相关设计有所改动此照片为去年重新设计的发动机的计算步骤
推力
为
31mmKNSB固推试车成功
了不起的辰辰
2年9个月前
发表于
喷气推进
87.4g,添加了1%的三氧化二铁作为催化(也可以不加)全家福来一张在铝管上开八个M6大小的孔,装机密封准备测试直接上视频点火头为2g黑火药,点火后有0.3秒左右的廷迟,工作时间1s左右,未见明显马赫环,
推力
最高
与同学进行燃料试燃(测试kn与燃料配比)/得力胶水可能减缓燃速
九又
57年7个月前
专栏文章
15.5mm 燃速快pvc管尸体燃速,有
推力
,微弱(视频可能不明显)第一次有
推力
,还是有点小激动的对比此次与以往的发现,造成燃速慢可能性之一是得力胶水。
关于栅格尾翼压心计算的理论与实践[略理论向]
wall哥
14年5个月前
发表于
喷气推进
font-size:20px;">点击此处查看视频很明显,火箭稳定飞行了,虽说后半段略微蛇形,但不应该是气动布局的原因,因为检查点火头的时候发现,有一个点火头没燃,也就是说设计使用3个发动机的,实际上只点燃了两个,
推力
与火箭重心不同轴
【国外文献,翻译】SPECTRA计划 之 一种可贮存液态推进剂的实验性评估
novakon
13年6个月前
发表于
喷气推进
由于亚轨道任务允许(要求)工作过程中
推力
渐渐下降,采用了一个(pressure blow down)系统。增压气体被贮存在和推进剂相同的舱室内。这是最简单的办法,而且需要的活动部件最少。
[原创]我也贡献下,谈谈我对火箭稳定性的研究.
暗剑
18年7个月前
发表于
喷气推进
为了满足飞行阶段的稳定.火箭的重心靠近头部.这样就带来 静止与小速度时的不稳定.在发射时,火箭的速度比较小,气动舵的效率 很低.而重心又偏高,小的外来扰动很容易引发偏舵,而且速度小,偏舵不 能及时被修正,使
推力
偏离方向
云舟系列临近空间卫星发射项目
帝江航天空间动力
2年7个月前
发表于
喷气推进
火箭进行临近空间点火测试,使用1级火箭的
推力
继续将载荷带到6万米的左右的高空。随后一级分离,二级点火。直至二级燃料耗尽。最后火箭预计攀升到。7万米到8万米左右的大气层边缘。
模型固体火箭发动机拉法尔喷管初步设计与发动机综合性能提升方法的研究
电子Q
7年4个月前
发表于
喷气推进
本文简单的探讨了固体火箭发动机拉法尔喷管的工作状态与一般设计方法,并通过了一些实例研究了其对性能提升的情况,结果表明对于一般的低压发动机使用拉法尔喷管对
推力
的提升较小,对于高压发动机而言则很有必要。
“兮”探空火箭项目——总体设计公开及项目过程描述
Winter
7年3个月前
发表于
喷气推进
航空技术
这次得到的
推力
数据清楚的告诉我,这个发动机是把星角在喘燃时烧完了才进入正常工作(因为最后一个喘燃的
推力
峰比上一个低,而正常工作阶段的
推力
一直在上升,没有出现星角燃尽时的燃面减小,所以此时是星角正好烧完的时刻
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