或
与
{{ forum.displayName }}
{{ forum.displayName }}
全部文章
只看精选
至
匹配程度
发表时间
降序
升序
收起
高级搜索
约找到 3907 条结果，耗时 0.237 秒
（6）矢量喷口部分设计喷口分为固定部分和可摆动部分，固定部分内部采取拉瓦尔喷管结构，具有扩张段结构，能有效增大推力。可摆动部分在拉杆的牵拉下旋转来改变尾焰喷射方向，从而实现矢量控制。
一、导弹的主要设计参数 在导弹总体设计中，所谓主要参数，是指与导弹飞行性能关系最为密切的参数，其中最主要的一般可归纳为导弹的质量，发动机推力和导弹的参考面积对有翼导弹来讲，参考面积一般指弹翼面积，
还有一些需要试车甚至风洞实验才能获得的数据，简单说几个想到的，控制舵面在不同大气密度下的力矩，燃料燃烧过程中的重心和推力变化。。3. 多级火箭技术。单级入轨很难，但我们现有的多级火箭试验还很初级。
凭什么说那样会产生负推力，人家四凯的发动机只有十克左右，带上几十克的箭体还能飞一百多米。坛里大多数人用中孔装药，压强很容易就达到十个大气压以上（达到音速的压强在个位，而且不会很大）。
全箭长度47.3米，箭体直径为3.35米，整流罩最大直径3.35米；起飞质量219吨，起飞推力282吨。火箭二子级采用新研模块，即单层共底贮箱及隧道输送管方案，缩短子级长度并实现箭体减重。
(出处: 科创论坛)
【图】S系列发动机KNDX药柱制作方法
https://www.kechuang.org/t/4697
(出处: 科创论坛)
【实验】s8 32 mm KNDX火箭发动机静态推力测试
垂直发射方式的缺点是：当导弹攻击低空目标时，导弹需在2～3s内完成转向，需用过载大；需采用初制导、推力矢量控制和解决大攻角情况下气动特性、气动耦合问题；因存在奇异点（俯仰角＝90度）而使实时计算复杂化等
固体火箭发动机内弹道模拟软件 更新 添加图象数据CSV输出
https://www.kechuang.org/t/30978
(出处: 科创论坛)
◆SRM◆固体火箭发动机内弹道模拟软件 (可以计算出推力和压强的时间图像
这燃通比不得飞天上去，大概率发生了侵蚀燃烧（推力曲线已经可见一斑），不过可能因为无催化剂的KNSB没那么暴力加上楼主这个发动机安全冗余太高，没有爆轰3，电木喷管不加衬喉肯定不行，这东西非常不耐冲刷，只能利用它的机械强度固定石墨衬喉
浇筑完毕后择机进行热试车，热试车主要测量发动机的推力以及工作过程中发动机外壁的温度，考察内弹道模拟误差与隔热层工作效果并将得到的内弹道数据使用RASAero II模拟远征3A的飞行弹道。
火箭动力学方程 运动方程：其中：= 火箭质量 (kg) = 空气动力 推力火箭飞行偏离角度图代码片段（简化）# 计算火箭轨迹
x = v0 * np.cos(launch_angle) * t + wind_speed
火箭计划持续准备中弹射系统→燃料仓体→糖基燃料配制→拉瓦尔喷口→推力测算图示为电炉、红外测温枪、带柄蒸发皿，陶土网，食用级葡萄糖（①不知道纯度够不够，配料只有一水葡萄糖），农业级硝酸钾（②N≥13%.K2O
我对液发不慎了解，关于他对我说的话，我的理解是这样的：他的目标是设计一台液发，比冲400s以上，推力4N（宇宙空间中使用）他试图将液氢液氧在喷入燃烧室前先气化，但是气体微团间的摩擦损耗会导致其很快由射流变为湍流
其实早发射了，但是一直在找原因这次也位众位想用水火箭做测试平台的坛友们一些建议：水火箭尽管用单瓶或双瓶．太多用牙管连接会造成瓶颈效应，初始推力小，也就是说飞得很低（所以要么定制一下，要么用大瓶）另外，这款飞控也不太行
图4.4.2 轴承座与泵壳上的固定孔泵壳台阶与动环之间垫一对 16×22×0.5 不锈钢垫片传递推力；静环压入轴承座，其间加一片垫片分散石墨静环的载荷；轴承座对准螺孔拧紧，结合面涂平面密封胶。
接触“喷喉冲刷”这种理论对LZ来说为时尚早，因为喷喉冲刷导致的是发动机推力减小，但按现在的状态来看LZ怕是连发动机的都做不出来。处于好意，我们来关注一些现实的问题吧。