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做kn系列的药住 ，尺寸大体上是，药住长度是直径的5倍，喷口宽度怎么也得是外径的1/3才行，还有你那药住是不是没有内孔，只有一个端面燃烧，那怎么能飞起来啊，真是几乎无推力可言。
估计是内孔燃烧，药柱在有效推力段起到了隔热作用，剩下的大概8秒应该是拖尾段，压强和温度都不太高，所以PPR管没太大事(看那个剖面图也是有热变形的)。
请注意发动机内部是高压高温状态RF的S12发动机，推力峰值为7KG，燃烧时间不足1s，燃料是60g的KNDX RF的S13发动机，推力峰值未知，测试时因推力过大，固定不牢而撞向地面，堵头破裂爆炸，燃料是
这个实验很多年前做过，当时观察到产生了少量的na，然后迅速燃烧掉了。我考虑有没有一种耐高温油类物质，能够在高温和强碱下不变质，漂浮在熔化naoh表面，隔离空气，或许能获得一点na。
液体发动机比固体发动机复杂一些，包括燃料的填充也比固体发动机难（如果你想重复利用的话），但是液体发动机可以控制燃烧燃料的多少来改变速度，而固体发动机大多只能一烧到底。
药柱中两可燃端面确实未有隔开，在上一次的knsb发动机中也没有，但是由于设计比较保守没有出问题，这次就把问题暴露出来了……可否讲一下为何药柱之间的距离与侵蚀燃烧有关？谢谢
最近没更新因为 在重新设计几乎所有的东西 包括那个全流量分级燃烧循环的发动机 ssto（除了气动一样 可以说是一个新的东西 储罐位置 储罐容量 发动机除了主发动机 参数都变化了）
关于氯气吸收的问题，在业余条件下想复刻工业上的直接燃烧其实是吃力不讨好的，且在氯气弥漫的环境当中作业显然有些奇怪，现在的UV灯很便宜，拿来照氯水让其慢慢分解是可以考虑的。
直到内孔径达到6的时候，喷燃比才达到80（压力1MPa），也就是说，白白消耗了1.36g燃料（占14.6%）主要原因是使用内孔燃烧时，喷燃比变化太大，导致初始喷燃比和末期喷燃比难以兼顾。
www.kechuang.org/t/30741 第二贴，发动机是根据YT-1型固体发动机改造而成的，技术参数改变不小（主要是考虑加工制作和费用问题），原固机延时火药管改成了液机的供液管，在发动机内部增加分液盘以及燃烧管
固体火箭发动机燃料燃烧过程中必然产生大量的热。高温高压的燃烧产物必须被有效且可靠的限制在发动机壳体内以保证发动机的安全工作。
≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡≡话不多说切入主题：Re：球状发动机药柱计算方法：上公式（推公式推得半死）燃烧面积=sinβ×cosβ×R²×12.56