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本文在AI协助下创作，作者声明AI的作用仅限于局部修饰性、辅助性工作，文章内容的严肃性由作者负责。
火箭尾翼稳定性计算器1.0版本
HSH
2025/07/02
喷气推进
IP:山西
摘要：火箭尾翼稳定性计算器
关键词：软件

大家在使用Openrocket绘制火箭的基本模型图时，常常会不断调整尾翼的形状，计算出适合自己火箭稳定性的尾翼，但这种方法十分麻烦，并且Openrocket不支持直接导出pxf格式文件用于3D打印模型。因此我用Python开发语言为大家制作了一个火箭尾翼稳定计算工具，该软件支持火箭的重量分布提供尾翼安装位置等提示建议，并且会通过绘制发射抛物线来简单模拟不同尾翼对火箭飞行轨迹的影响，以及偏离垂直发射高度的度数，并且该图纸支持PNG格式导出，这是该软件的基本信息。软件界面使用T K库GUI页面导出。下面是软件安装包打开即可使用。

attachment icon火箭尾翼稳定性计算器HSH编写.exe62.11MBEXE92次下载

尾翼稳定的原理是通过增加升力和阻力将气动压力中心（Cp）拉到重心（Cg）后方，产生一个抵抗偏转的力矩



该软件尚且使用Python自带的IDLE进行开发

0fae6287d75c95b45f77304216bfa366.png


火箭尾翼面积计算公式（会使软件更加精准计算，可用于二次计算）

$A = \frac{m \cdot g \cdot L_{AR}}{\rho \cdot V^{2} \cdot C_{L}}$


$A$为尾翼面积

m为火箭质量

g为重力加速度

$L_{AR}$为火箭的空气动力矩臂长

$\rho$为空气密度

V为火箭速度

CL为尾翼的升力系数


示例

设参数分别为 0.5 kg，9.8 m/s²，0.3m， 1.225kg/m³， 30m/s，1.0 以下为计算过程


$m \cdot g \cdot L_{AR} = 0.5 \, \text{kg} \times 9.8 \, \text{m/s}^2 \times 0.3 \, \text{m} = 1.47 \, \text{kg·m}^2/\text{s}^2 \, (\text{或} \, \text{N·m})$

先计算 $V^2$:

$V^2 = (30 \, \text{m/s})^2 = 900 \, \text{m}^2/\text{s}^2$

再计算整个分母：

$\rho \cdot V^{2} \cdot C_{L} = 1.225 \, \text{kg/m}^3 \times 900 \, \text{m}^2/\text{s}^2 \times 1.0 = 1102.5 \, \text{kg/m}$

尾翼面积计算

$A = \frac{1.47}{1102.5} \approx 0.001333 \, \text{m}^2$

$A = 0.001333 \, \text{m}^2 \times 10,000 \, \text{cm}^2/\text{m}^2 = 13.33 \, \text{cm}^2$

然后可以计算弦长等参数了




源码

import tkinter as tk
from tkinter import ttk, messagebox, filedialog
import numpy as np
import matplotlib.pyplot as plt
from matplotlib.backends.backend_tkagg import FigureCanvasTkAgg
import matplotlib
import dxfwrite
from dxfwrite import DXFEngine as dxf

# 设置中文显示
matplotlib.rcParams['font.sans-serif'] = ['SimHei']  # 用来正常显示中文标签
matplotlib.rcParams['axes.unicode_minus'] = False    # 用来正常显示负号

class RocketStabilityCalculator:
    def __init__(self, root):
        self.root = root
        self.root.title("火箭尾翼稳定性计算器HSH编写")
        self.root.geometry("1200x800")
        
        # 输入变量
        self.length_var = tk.DoubleVar(value=500.0)  # 厘米
        self.front_weight_var = tk.DoubleVar(value=10000.0)  # 克
        self.mid_weight_var = tk.DoubleVar(value=20000.0)    # 克
        self.rear_weight_var = tk.DoubleVar(value=15000.0)   # 克
        self.wind_speed_var = tk.DoubleVar(value=5.0)
        self.launch_angle_var = tk.DoubleVar(value=45.0)
        self.target_altitude_var = tk.DoubleVar(value=1000.0)
        self.wing_shape_var = tk.StringVar(value="梯形")
        self.wing_count_var = tk.IntVar(value=4)
        self.root_chord_var = tk.DoubleVar(value=30.0)  # 厘米
        self.tip_chord_var = tk.DoubleVar(value=15.0)   # 厘米
        self.wing_span_var = tk.DoubleVar(value=40.0)   # 厘米
        self.wing_position_var = tk.DoubleVar(value=0.8)
        
        # 创建主框架
        self.main_frame = ttk.Frame(root)
        self.main_frame.pack(fill=tk.BOTH, expand=True)
        
        # 输入区域
        self.create_input_section()
        
        # 结果区域
        self.create_output_section()
        
        # 绘图区域
        self.create_plot_section()
        
        # 底部按钮
        self.create_button_section()
    
    def create_input_section(self):
        input_frame = ttk.LabelFrame(self.main_frame, text="火箭参数")
        input_frame.grid(row=0, column=0, padx=10, pady=10, sticky="nsew")
        
        # 火箭基本参数
        ttk.Label(input_frame, text="火箭总长 (cm):").grid(row=0, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.length_var).grid(row=0, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="前段重量 (g):").grid(row=1, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.front_weight_var).grid(row=1, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="中段重量 (g):").grid(row=2, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.mid_weight_var).grid(row=2, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="后段重量 (g):").grid(row=3, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.rear_weight_var).grid(row=3, column=1)
        
        # 环境参数
        ttk.Label(input_frame, text="风速 (m/s):").grid(row=4, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.wind_speed_var).grid(row=4, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="发射角度 (度):").grid(row=5, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.launch_angle_var).grid(row=5, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="目标高度 (m):").grid(row=6, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.target_altitude_var).grid(row=6, column=1)
        
        # 尾翼参数
        ttk.Label(input_frame, text="尾翼形状:").grid(row=7, column=0, sticky="w")
        shape_combobox = ttk.Combobox(input_frame, textvariable=self.wing_shape_var, 
                                    values=["矩形", "梯形", "三角形", "椭圆", "后掠"])
        shape_combobox.grid(row=7, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="尾翼数量:").grid(row=8, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.wing_count_var).grid(row=8, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="根部弦长 (cm):").grid(row=9, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.root_chord_var).grid(row=9, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="尖部弦长 (cm):").grid(row=10, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.tip_chord_var).grid(row=10, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="翼展 (cm):").grid(row=11, column=0, sticky="w")
        ttk.Entry(input_frame, textvariable=self.wing_span_var).grid(row=11, column=1)
        
        ttk.Label(input_frame, text="安装位置 (%):").grid(row=12, column=0, sticky="w")
        ttk.Scale(input_frame, from_=0, to=100, variable=self.wing_position_var, 
                 orient=tk.HORIZONTAL, length=150).grid(row=12, column=1)
        
        # 计算按钮
        ttk.Button(input_frame, text="计算稳定性", command=self.calculate_stability).grid(row=13, column=0, columnspan=2, pady=10)
    
    def create_output_section(self):
        output_frame = ttk.LabelFrame(self.main_frame, text="计算结果")
        output_frame.grid(row=0, column=1, padx=10, pady=10, sticky="nsew")
        
        # 结果文本区域
        self.result_text = tk.Text(output_frame, height=15, width=50)
        self.result_text.pack(fill=tk.BOTH, expand=True, padx=5, pady=5)
        self.result_text.insert(tk.END, "计算结果将显示在这里...")
        
        # 尾翼示意图
        self.wing_canvas = tk.Canvas(output_frame, width=200, height=150, bg="white")
        self.wing_canvas.pack(pady=10)
    
    def create_plot_section(self):
        plot_frame = ttk.LabelFrame(self.main_frame, text="飞行偏离角度")
        plot_frame.grid(row=1, column=0, columnspan=2, padx=10, pady=10, sticky="nsew")
        
        # 创建绘图区域
        self.fig, self.ax = plt.subplots(figsize=(8, 4))
        self.canvas = FigureCanvasTkAgg(self.fig, master=plot_frame)
        self.canvas.get_tk_widget().pack(fill=tk.BOTH, expand=True)
        
        # 初始绘图
        self.update_plot()
    
    def create_button_section(self):
        button_frame = ttk.Frame(self.main_frame)
        button_frame.grid(row=2, column=0, columnspan=2, pady=10)
        
        ttk.Button(button_frame, text="导出尾翼DXF", command=self.export_dxf).pack(side=tk.LEFT, padx=5)
        ttk.Button(button_frame, text="保存偏离图", command=self.save_plot).pack(side=tk.LEFT, padx=5)
        ttk.Button(button_frame, text="重置参数", command=self.reset_parameters).pack(side=tk.LEFT, padx=5)
        ttk.Button(button_frame, text="退出", command=self.root.quit).pack(side=tk.RIGHT, padx=5)
    
    def calculate_stability(self):
        try:
            # 获取输入值（转换为米）
            L = self.length_var.get() / 100  # 厘米转米
            w_front = self.front_weight_var.get() / 1000  # 克转千克
            w_mid = self.mid_weight_var.get() / 1000      # 克转千克
            w_rear = self.rear_weight_var.get() / 1000    # 克转千克
            wind_speed = self.wind_speed_var.get()
            launch_angle = self.launch_angle_var.get()
            
            # 计算重心位置
            total_weight = w_front + w_mid + w_rear
            cg = (w_front * 0.2 * L + w_mid * 0.5 * L + w_rear * 0.8 * L) / total_weight
            
            # 计算压力中心 (简化模型)
            cp = L * 0.65  # 简化计算
            
            # 计算稳定性裕度
            stability_margin = (cp - cg) / L * 100  # 百分比
            
            # 计算风偏角
            wind_angle = np.arctan(wind_speed / 10) * 180 / np.pi  # 简化模型
            
            # 计算尾翼参数
            wing_position = L * (self.wing_position_var.get() / 100)
            
            # 获取尾翼尺寸（厘米）
            root_chord_cm = self.root_chord_var.get()
            tip_chord_cm = self.tip_chord_var.get()
            wing_span_cm = self.wing_span_var.get()
            
            # 显示结果（使用厘米单位）
            self.result_text.delete(1.0, tk.END)
            self.result_text.insert(tk.END, f"=== 火箭稳定性报告 ===\n\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"重心位置: {cg*100:.1f} cm\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"压力中心: {cp*100:.1f} cm\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"稳定性裕度: {stability_margin:.1f}%\n")
            
            # 稳定性评估
            if stability_margin < 5:
                self.result_text.insert(tk.END, "⚠️ 警告: 稳定性不足! 火箭可能失控\n")
            elif stability_margin < 10:
                self.result_text.insert(tk.END, "⚠️ 注意: 稳定性较低\n")
            else:
                self.result_text.insert(tk.END, "✅ 稳定性良好\n")
                
            self.result_text.insert(tk.END, f"推荐尾翼位置: {L*0.7*100:.1f} - {L*0.9*100:.1f} cm\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"风偏角: {wind_angle:.1f} 度\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"尾翼安装位置: {wing_position*100:.1f} cm\n")
            self.result_text.insert(tk.END, f"尾翼尺寸: 根弦 {root_chord_cm:.1f} cm, ")
            self.result_text.insert(tk.END, f"尖弦 {tip_chord_cm:.1f} cm, ")
            self.result_text.insert(tk.END, f"翼展 {wing_span_cm:.1f} cm\n")
            
            # 更新尾翼示意图
            self.draw_wing()
            
            # 更新偏离图
            self.update_plot(stability_margin)
            
        except Exception as e:
            messagebox.showerror("计算错误", f"发生错误: {str(e)}")
    
    def draw_wing(self):
        # 清除画布
        self.wing_canvas.delete("all")
        
        # 获取尾翼参数（厘米）
        root_chord = self.root_chord_var.get() * 1.5  # 缩放以便显示
        tip_chord = self.tip_chord_var.get() * 1.5
        wing_span = self.wing_span_var.get() * 1.0
        shape = self.wing_shape_var.get()
        
        # 中心位置
        center_x, center_y = 100, 75
        
        # 根据形状绘制
        if shape == "矩形":
            points = [
                center_x - root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/2, center_y + wing_span/2,
                center_x - root_chord/2, center_y + wing_span/2
            ]
            self.wing_canvas.create_polygon(points, fill="lightblue", outline="black")
        
        elif shape == "梯形":
            points = [
                center_x - root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + tip_chord/2, center_y + wing_span/2,
                center_x - tip_chord/2, center_y + wing_span/2
            ]
            self.wing_canvas.create_polygon(points, fill="lightgreen", outline="black")
        
        elif shape == "三角形":
            points = [
                center_x, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/2, center_y + wing_span/2,
                center_x - root_chord/2, center_y + wing_span/2
            ]
            self.wing_canvas.create_polygon(points, fill="lightyellow", outline="black")
        
        elif shape == "椭圆":
            self.wing_canvas.create_oval(
                center_x - root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/2, center_y + wing_span/2,
                fill="lightpink", outline="black"
            )
        
        elif shape == "后掠":
            points = [
                center_x - root_chord/2, center_y - wing_span/2,
                center_x + root_chord/3, center_y - wing_span/2,
                center_x + tip_chord/2, center_y + wing_span/2,
                center_x - tip_chord/1.5, center_y + wing_span/2
            ]
            self.wing_canvas.create_polygon(points, fill="lightcyan", outline="black")
        
        # 添加标签
        self.wing_canvas.create_text(center_x, center_y - wing_span/2 - 15, 
                                   text=f"{self.wing_count_var.get()}片 {shape}尾翼")
    
    def update_plot(self, stability_margin=10.0):
        # 清除之前的绘图
        self.ax.clear()
        
        # 模拟轨迹数据
        launch_angle = np.radians(self.launch_angle_var.get())
        wind_speed = self.wind_speed_var.get()
        target_alt = self.target_altitude_var.get()
        
        # 简化的轨迹计算
        t = np.linspace(0, 100, 500)
        v0 = 150  # 初始速度 m/s
        g = 9.81  # 重力加速度
        
        # 考虑风偏的轨迹
        x = v0 * np.cos(launch_angle) * t + wind_speed * t**0.5
        y = v0 * np.sin(launch_angle) * t - 0.5 * g * t**2
        
        # 计算偏离角度（相对于垂直中心轴）
        # 避免除以零错误
        with np.errstate(divide='ignore', invalid='ignore'):
            deviation_angle = np.degrees(np.arctan(x / y))
        
        # 处理无效值（当y=0时）
        deviation_angle = np.nan_to_num(deviation_angle, nan=0.0, posinf=90.0, neginf=-90.0)
        
        # 找到最大高度点
        max_alt_idx = np.argmax(y)
        max_alt = y[max_alt_idx]
        max_dev_angle = deviation_angle[max_alt_idx]
        
        # 找到火箭落地时间点（高度<0）
        ground_idx = np.argmax(y < 0)
        if ground_idx == 0:  # 如果没有找到落地点
            ground_idx = len(y) - 1
        
        # 截取到落地前的数据
        t = t[:ground_idx]
        y = y[:ground_idx]
        deviation_angle = deviation_angle[:ground_idx]
        
        # 添加不稳定性影响
        stability_factor = max(0.1, min(1.0, stability_margin / 15.0))
        instability_factor = 1.0 / stability_factor
        
        # 当尾翼安装位置不当导致不稳定时，偏离角度会急剧增加
        deviation_angle = deviation_angle * instability_factor
        
        # 绘制偏离角度随高度的变化
        self.ax.plot(deviation_angle, y, 'b-', linewidth=2, label='飞行偏离角度')
        
        # 标记最大高度点
        if max_alt_idx < ground_idx:
            self.ax.plot(deviation_angle[max_alt_idx], max_alt, 'ro', 
                        label=f'最大高度: {max_alt:.0f}m\n偏离角度: {deviation_angle[max_alt_idx]:.1f}°')
        
        # 绘制目标高度线
        if max_alt > target_alt:
            self.ax.axhline(y=target_alt, color='g', linestyle='--', 
                           label=f'目标高度: {target_alt:.0f}m')
        else:
            self.ax.axhline(y=target_alt, color='r', linestyle='--', 
                           label=f'未达目标: {target_alt:.0f}m')
        
        # 绘制零米高度线
        self.ax.axhline(y=0, color='k', linestyle='-', linewidth=1, label='地面')
        
        # 添加不稳定警告
        if stability_margin < 5:
            self.ax.text(0.5, 0.5, "警告: 尾翼安装不当!\n火箭可能失控", 
                        transform=self.ax.transAxes, fontsize=14,
                        color='red', ha='center', va='center',
                        bbox=dict(facecolor='yellow', alpha=0.5))
        
        # 设置图形属性
        self.ax.set_title("火箭飞行偏离角度")
        self.ax.set_xlabel("偏离垂直中心轴角度 (°)")
        self.ax.set_ylabel("高度 (m)")
        self.ax.grid(True, linestyle='--', alpha=0.7)
        self.ax.legend()
        self.ax.set_ylim(0, max(1500, max_alt * 1.2))
        
        # 重绘画布
        self.canvas.draw()
    
    def export_dxf(self):
        file_path = filedialog.asksaveasfilename(
            defaultextension=".dxf",
            filetypes=[("DXF 文件", "*.dxf"), ("所有文件", "*.*")]
        )
        
        if not file_path:
            return
        
        try:
            # 创建DXF文件
            dwg = dxf.drawing(file_path)
            
            # 获取尾翼参数（厘米）
            shape = self.wing_shape_var.get()
            count = self.wing_count_var.get()
            root_chord = self.root_chord_var.get()
            tip_chord = self.tip_chord_var.get()
            wing_span = self.wing_span_var.get()
            
            # 添加尾翼形状（使用厘米单位）
            if shape == "矩形":
                points = [
                    (0, 0),
                    (root_chord, 0),
                    (root_chord, wing_span),
                    (0, wing_span),
                    (0, 0)
                ]
                dwg.add(dxf.polyline(points, layer='WING'))
            
            elif shape == "梯形":
                points = [
                    (0, 0),
                    (root_chord, 0),
                    (root_chord - (root_chord - tip_chord)/2, wing_span),
                    ((root_chord - tip_chord)/2, wing_span),
                    (0, 0)
                ]
                dwg.add(dxf.polyline(points, layer='WING'))
            
            elif shape == "三角形":
                points = [
                    (root_chord/2, 0),
                    (root_chord, wing_span),
                    (0, wing_span),
                    (root_chord/2, 0)
                ]
                dwg.add(dxf.polyline(points, layer='WING'))
            
            # 保存文件
            dwg.save()
            messagebox.showinfo("导出成功", f"尾翼设计已保存为 DXF 文件:\n{file_path}")
            
        except Exception as e:
            messagebox.showerror("导出错误", f"无法保存 DXF 文件: {str(e)}")
    
    def save_plot(self):
        file_path = filedialog.asksaveasfilename(
            defaultextension=".png",
            filetypes=[("PNG 图像", "*.png"), ("JPEG 图像", "*.jpg"), ("所有文件", "*.*")]
        )
        
        if not file_path:
            return
        
        try:
            self.fig.savefig(file_path, dpi=300)
            messagebox.showinfo("保存成功", f"偏离角度图已保存为:\n{file_path}")
        except Exception as e:
            messagebox.showerror("保存错误", f"无法保存图像: {str(e)}")
    
    def reset_parameters(self):
        # 重置所有输入变量
        self.length_var.set(500.0)  # 厘米
        self.front_weight_var.set(10000.0)  # 克
        self.mid_weight_var.set(20000.0)    # 克
        self.rear_weight_var.set(15000.0)   # 克
        self.wind_speed_var.set(5.0)
        self.launch_angle_var.set(45.0)
        self.target_altitude_var.set(1000.0)
        self.wing_shape_var.set("梯形")
        self.wing_count_var.set(4)
        self.root_chord_var.set(30.0)  # 厘米
        self.tip_chord_var.set(15.0)   # 厘米
        self.wing_span_var.set(40.0)   # 厘米
        self.wing_position_var.set(80.0)
        
        # 清除结果
        self.result_text.delete(1.0, tk.END)
        self.result_text.insert(tk.END, "参数已重置，请重新计算...")
        
        # 重绘图
        self.draw_wing()
        self.update_plot()

# 主程序
if __name__ == "__main__":
    root = tk.Tk()
    app = RocketStabilityCalculator(root)
    root.mainloop()



本软件使用的部分公式（非全部）

1. 重心位置 (Center of Gravity, CG)

$CG = \frac{\sum (m_i \cdot x_i)}{\sum m_i}$

其中：

$m_i$ = 各段质量 (kg)

$x_i$ = 各段重心位置 (m)

2. 压力中心 (Center of Pressure, CP) - 简化模型

$CP = k \cdot L$

其中：

$L$= 火箭总长度 (m)

$k$= 经验系数 (通常0.6-0.7)

3. 稳定性裕度 (Stability Margin)

$\text{稳定性裕度} = \frac{CP - CG}{d} \times 100\%$

其中：

$d$= 火箭直径 (m) 或长度 L(简化模型)

4. 飞行轨迹方程

水平位移：

$x(t) = v_0 \cos\theta \cdot t + \frac{1}{2} a_w t^2$

垂直位移：

$y(t) = v_0 \sin\theta \cdot t - \frac{1}{2} g t^2$

其中：

$v_0$ 初始速度 (m/s)

$\theta$= 发射角度 (弧度)

5. 偏离角度 (Deviation Angle)

$\alpha(t) = \tan^{-1}\left(\frac{x(t)}{y(t)}\right)$

6. 风偏角 (Wind Deflection Angle)

$\alpha_w = \tan^{-1}\left(\frac{v_w}{v_0}\right)$

其中：

$v_w$ = 风速 (m/s)

7. 平均气动弦长：

$\overline{c} = \frac{2}{3} c_r \left(\frac{1 + \lambda + \lambda^2}{1 + \lambda}\right)$

其中 $\lambda = c_t/c_r$(锥度比)

8. 稳定性因子

$\text{稳定性因子} = \frac{\text{实际稳定性裕度}}{\text{理想稳定性裕度}}$

其中理想稳定性裕度通常取10-15%

9. 空气动力学基本方程

升力：

$L = \frac{1}{2} \rho v^2 C_L A$

阻力：

$D = \frac{1}{2} \rho v^2 C_D A$

其中：

$\rho$= 空气密度 (kg/m³)

$v$= 速度 (m/s)

$C_L$= 升力系数

$C_D$= 阻力系数

$A$ = 参考面积 (m²)

10. 火箭动力学方程

运动方程：

$m \frac{d^2 \vec{r}}{dt^2} = \vec{F_g} + \vec{F_a} + \vec{F_t}$

其中：

$m$= 火箭质量 (kg)

$\vec{F_a}$ = 空气动力

$\vec{F_t}$ 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 * t**0.5
y = v0 * np.sin(launch_angle) * t - 0.5 * g * t**2

# 找到最大高度点
max_alt_idx = np.argmax(y)
max_alt = y[max_alt_idx]

# 在图表上标记最大高度点
self.ax.plot(deviation_angle[max_alt_idx], max_alt, 'ro', 
             label=f'最大高度: {max_alt:.0f}m\n偏离角度: {deviation_angle[max_alt_idx]:.1f}°')



使用教程（打开时间可能较长，请耐心等待）

页面截图

9c93b2576ee1329f603cce380737d892.png

1.填写参数

2. 显示计算结果、尾翼样式、火箭飞行偏离角度图

307240d4dcb560e88a5c18c307c88269.jpeg

3.可选择导出尾翼DXF格式文件等功能

点击栏

1751459591176.png

未来展望

加入导入火箭发动机参数的模块更好模拟偏离图

[ 修改于1年4个月前 - 2025/07/03 15:50:53 ]
+1
科创币
ki帛
2025/08/01
好文章，值得鼓励
来自：
航空航天/喷气推进/测试仿真
11
12
 
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HSH作者
1年3个月前IP:山西
945483
6楼

attachment icon固体火箭发动机烧蚀材料厚度计算器HSH编写.exe86.73MBEXE43次下载

大家尝尝鲜，过几天发帖

2
HSH作者
1年3个月前修改于 1年3个月前IP:新疆
945735
7楼

分享一个关于尾翼的pdf文件（之后翻译）

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全部只看作者
HSH作者
1年4个月前IP:山西
945264
1楼

同时，我在这和大家说一下．这是我人生中第一个完整的软件，而且其内容全部开源！

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评论
2
HSH作者
1年4个月前IP:山西
945309
3楼

大家使用怎么样？

引用
评论
HSH作者
1年4个月前修改于 1年3个月前IP:山西
945358
4楼
引用HSH发表于3楼的内容
大家使用怎么样？

没有人理我

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2
HSH作者
1年3个月前IP:山西
945483
6楼

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大家尝尝鲜，过几天发帖

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2
HSH作者
1年3个月前修改于 1年3个月前IP:新疆
945735
7楼

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笔记
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我也是有底线的