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石棉网只是让受热体受热均匀，并不会防止爆燃你的DX已经加热变色了，非常危险了，蒸发皿不一定能够承受KNDX燃烧的温度，一旦发生事故很可能炸裂，导致更大的危险建议KNDX热熔铸时不要混合加热，应先分开加热至指定温度
l老汉的RAP ，是圆内孔非常大，比如我圆内孔是8MM 他就差不多12MM， 空间大所以初始燃烧面积大。 但这样燃料就少了我还是搞星孔吧， 喷气推力大，效果也好看，。
推力基本上就决定秒流量了，在有燃烧室内径的情况下，相必你的燃面基本已经确定了（取决于你采取哪种装药方式），有秒流量不就有燃速了，燃速压强不就又有了嘛（有了压强要对发动机进行强度校核的），完了不就有有了燃喉比
最早我也试着加入过很多东西,比如重铬酸钾(残渣),重铬酸铵(残渣),氯化铁(不清楚),镁粉(加速),铝粉(加速),甘露糖醇((残不清楚),邻苯二甲酸二丁酯(无可塑性),丙三醇(无效),液体石蜡(无效),乌洛托品(燃烧不稳定
感谢LS捧场第二版正在制作中主要改动如下：1.修正KN系列燃料数据2.添加端面燃烧情况的计算3.添加多段药柱情况的计算4.添加其他燃料自定义（需要燃料的参数为： 燃速系数 压强指数 特征速度 燃料密度）
燃烧稳定。内部使用针头弯曲后组装外部铜管。本想打切向孔。可惜实际条件打不出。考虑到稳定针头问题。使用胶水粘接。实际操作中由于针头不可能弯曲90度。与内壁也不可能完美贴合。只能是采取一些委婉的办法。
推荐一种燃烧室绝热涂料配方（辽宁23#）： 有机硅树脂30%、白云母粉35%、滑石粉18%、二氧化钛12%、三氧化二锆5%（质量分数），把粉末混合均匀，加入耐高温环氧树脂搅拌均匀，静置，成品为绿色，力学性能一般
受后台众多客户要求，现已将新版本喷口和堵头单独上架以便选购第二代版本更新了酚醛配比和强度（解决了由于运送过程导致的破损问题），增添了收敛段工艺，提高了燃烧效率。
这台发动机的主要任务：a）测试针栓式喷注器在5KN级推力室中能否正常工作；b）尝试最新热门推进剂组合LOx-LNG；c）测试酚醛复合材料在100mm以上直径燃烧室液发中能否作为热防护材料。
1是单组元发动机结构十分简单，结构质量轻2是推力在一定范围内可以连续精密调节3是后效冲量十分微弱如果使用固液发动机的话，一是固体药柱燃烧型面无法精密可控，也即是混合比、推力无法精密可控；二是结构质量较大
反正现在我们用的推进剂，如果固体的话，主要类似与BP那种混合燃烧的，貌似用NC的没有。就乌洛托品而言，价格比糖便宜---2-3K/吨。不管啥糖，批发价格绝对不止这个数（大约6-7k/吨）。
我相信那【航天飞机轨道器主发动机喷的那个气流是离喷口一定距离有个三角锥状蓝色火焰】是个马赫环，但是看视频里就觉得是在燃烧室里燃了一些，温度已经很高了，然后不知道为什么灭了，然后出了喷口才再次着起来。
- 较短的延期索：其药剂燃烧产生的火焰用来**可靠点燃**后续的起爆药或扩爆药，起到**点火**作用，确保长延期索燃烧结束后能稳定引发下一级装药。因此，较短延期索的作用是 点火。
还有一个理想公式P0=P*[1+0.5*(k-1)M^2]^(k/k-1)，P=0.1MPa，M出口马赫数，K还是1.1345，P0是燃烧室压强当M=2时，P0=0.746 MPa当M=1时，P0=0.173