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一定要燃烧均匀无残渣。药柱必须是压延成形后再装入发动机，同时须仔细检查无裂纹，最好再取一药柱敲开抽查。而且药柱要设计成多段式的，以保证压力稳定，可以用SRM软件辅助进行设计。
控制方面采用气瓶挤压：挤压压强：7.5Mpa喷注压强：6Mpa燃烧室压强：5Mpa 测试储罐密封性中，没有水压机只能用气瓶压了 （后来换了个减压器，因为这个减压器不足以达到试验需求） 控制方面使用高压电磁阀
640MPa、抗剪强度448MPa、内牙直径3.2mm铝管为厚度2.55mm规格6061-T6材质 屈服强度276MPa铝管首先失效，每个螺孔极限受力2252N喷管/堵头由12个螺栓紧固、承压面直径50mm对应燃烧室极限压强
开发者是直接修改生成对抗网络的开源程序（开源程序训练的数据是MNIST数据集，包含正确的数据预处理操作），在数据预处理方面做得不好——训练数据有4096个数组，每个数组有10个元素，分别表示“喷管出口面积”、“燃烧面积
多开到了6mm看来环氧树脂混合石膏不是一个好的选择第二是推力有点小刚开始和最后，都有什么燃着的东西飞了出去，可能是燃料的样子，说明药柱的某些部分确实有点脆喷嘴开孔有点歪的样子😵最后把发动机剖开药柱燃烧基本没什么问题
我曾经用40mm的PPR管做过发动机，因设计问题导致燃烧时间长达7秒，但是外壳无任何变形，熄火后用手摸外壳只是感到温热，解剖查看内壁融化仅为1毫米不到。.......
①这玩意长径比超过粉笔快一倍，很难想象这玩意的力学性能，如果考虑声学耦合与振动等问题将会是灾难性的；②燃通比也是够呛；③这种长径比之下，侵蚀燃烧已经到了无可挽回的地步；④你的喷口能受得了吗；⑤外壳所需的厚度难以准确判断
燃料柱最大长度(mm) 240燃料柱最大直径(mm) 60燃料柱中空直径(mm) 25燃烧室设计压强6mpa仅内孔燃烧喷口数据喷管入口直径：50.0 mm收敛半角：45°收敛段长度：19.0 mm喉部直径
四 与转子机相比，本机燃烧条件大为改善，本机面容比（表面积和容积之比）大大小于转子机，尤其在压缩终了及作功开始阶段，且和往复机一样单向压缩单向膨胀，不存在转子机角部工质不易燃料的问题
五 本机进气压缩腔和作功排气腔可设计成不等容积的
不要随便更换燃料，不要使用压制压力不够的粉压燃料（曾经因为更换粉压BP，没压实，燃烧超压而损失发动机一个）。因模仿本项目而因为个人操作不当或劣质材料而发生事故的，本人概不负责。
http://www.kechuang.org/t/11932 【原创】硫酸锰铵的制备 实验报告http://www.kechuang.org/t/11850 烃完全燃烧所需氧气计算器XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX
亚硫酸盐与清洁剂盐酸反应较为温和但成本过高，而硫粉燃烧不仅操作难度较大，并且使用纯氧时极易爆炸（楼主亲身经历），硫蒸汽冷凝后堵住导气管同样也会引发危险。三氧化硫法优点：可得到高浓度硫酸甚至发烟硫酸。
由此还造成了燃料燃速不可重复、发动机燃烧时间不可重复的观念广为流传，甚至影响了箭体飞行仿真和航电、开伞技术的发展：国内模型火箭和国外业余火箭（包括Qu8k！）
（这个加速度恐怖）喷管大概2cm长，直径为26mm左右，计算一下，来自百度百科的回答：石膏密度约为2.9，那大概反推一下燃烧室压强，使用304.14N这个参数，近似到喷管还没有爆出的时候受力面积约为0.00053m2
接下来我们看看压力场呢我们根据获得的压力再来计算下推力，楼主算了下推力在101N左右，基本在我们设计误差范围内，主要是实际燃烧效率影响。这里主要用我们最基本的公式：推力=动量推力+压差推力来计算。
m总-nt)，因为整个航天器的a值在一瞬间内相等，所以，F有/F=h/(m-nt)*a,μ=h/(m-nt)*a*s(s为做功距离）也就是航天器在一瞬间内的机械效率，对其进行积分得使用定积分求出发动机燃烧的一段时间内机械效率的总和
况且这种材料作为保护套是耐高温的，抗住硝糖燃烧的热量应该没问题。 我使用的是下方的这种。初步预计发动机成本只需一元左右（不算燃料） 有了想法，就要付诸实践，下面就来制作一个发动机。
我先把亚克力底部填充开伞炸药，点火头穿过底部和航电舱的延时模块相连，将降落伞折叠放入亚克力管中，并将绳子通过螺丝系紧在管壁上，为了防止降落伞被烧坏用一块布包着、放在消化棉和降落伞中间，点火时消化棉燃烧产生气体
这里给出来的所有需要输入的数据，除了凝聚相密度我不太清楚怎么获得之外，其他的都是自己的设计参数或者通过cpropep计算燃烧组分和化学冻结流和平衡流获得。
“对于固体发动机测试，必须测定推力，建议测定燃烧室压强。” 可以说，这一次试车单从这一点上来看，是失败的。当时由于急切地想看一下发动机的效果，并没有制作专门的试车台与推力采集装置。