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回 9楼(拔刀斋) 的帖子
猎鹰
12年0个月前
回复于喷气推进
内容:再生冷却的流量是根据发动机固体药柱的性能以及药柱的结构,由于流率指数为0.62,小于1,也就是氧化剂流量越大氧燃比越高,再计算流量多少时能够达到合适的氧燃比。
液氧乙醇火箭发动机试验【一】
Na4TNAE_SSSIC
11个月20天前
发表于喷气推进科创基金
内容:液氧-乙醇的推进剂组合的氧燃比较低,乙醇(或乙醇水溶液)的比热容较高,有利于组织再生冷却、液膜冷却等,对发动机热防护较为友好。,(补充:偏二甲肼等常温推进剂和硝酸糠醇都是同一个原因,液氧乙醇组织再生冷却的难度较液氧煤油低很多。)       ,(参考某姿控发动机的特征长度,仅有0.2m;参考其他公司的液氧乙醇再生冷却发动机,其特征长度仅有0.5m;参考论坛内表XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/s/hquhtj2k的液氧乙醇特征长度最小值为
申请资金用于固液混合火箭发动机的研究
猎鹰
12年1个月前
回复于科创基金
内容:    生日:1995 11 03 身份证等资料私信给虎哥 自爆照片 经历:1.计算出最佳药柱的设计方案2.用excel写出了火箭的内弹道计算器3.使用气态氧完成了发动机的初步测试4.使用液态氧尝试了再生冷却式发动机
申请资金用于固液混合火箭发动机的研究
猎鹰
12年1个月前
发表于科创基金
内容:    生日:1995 11 03 身份证等资料私信给虎哥 自爆照片 经历:1.计算出最佳药柱的设计方案2.用excel写出了火箭的内弹道计算器3.使用气态氧完成了发动机的初步测试4.使用液态氧尝试了再生冷却式发动机
150N气氧煤油发动机辐射冷却可行性验证
154454496
4年9个月前
发表于喷气推进科创基金
内容:现在液机主流的冷却方式有再生冷却,烧蚀冷却,容热冷却,液膜冷却,辐射冷却等。,再生冷却一般用于大推力发动机,其优势在于冷却效果好,材料成本低廉,但是加工略繁琐,且对于液氧-长链烷烃组合而言,若使用液氧冷却,需要冷却夹套使用抗氧化材料,若使用燃料冷却,则有燃料结焦堵塞管路的可能性。
二月十三日更新:火箭发动机电控 等离子体操纵力矩的想法(持续更新中)
虎哥
7年10个月前
回复于喷气推进
内容:由于电极不需要耐高气压(耐压是燃烧室/扩张段之类解决的),它只需要耐热冲刷烧蚀,以及做好和喷管的热隔离(不然对于再生冷却喷管,会传热到喷管引起问题)。
模具灌浆式拉瓦尔喷管
企鹅
11年7个月前
发表于喷气推进
内容:并在这些片片上粘上铁皮两个片片间也要加是这些片片连起来最终成为类似矢量喷管的东东沾好后再在粘好的铁皮上加梯形铁皮但方向相反粘好后类似扩张段再在铁皮间加上新铁皮使他们连为一体成为扩张段扩张段与收缩段之间的空隙在用铁皮填使它有较好的密封性在喷喉处放个管状物使它与身管之间缝隙较小密封好管状物后灌环氧树脂为提高其延展性可加些尼龙网也可再喷喉处缠上输液器的胶管再灌之后便可成为再生冷却喷管图中的易拉罐只是模具请无视此种方法已在小火箭上验证效果不错减阻性能尤其好最后上图
一个不切实际的立项
路人114514
1年2个月前
发表于语言文学
内容:液机准备采用再生冷却,石墨作为喷嘴,然后用涡轮泵推液体,完了废气从燃气发生器里头排出去(类似dr大佬的那种)固推就是少量多个,因为听说好像固机直径大了会炸,因此多装几个小的来达到一个大的的效果关于火箭的飞行
【高清无码大图】石蜡基燃料的危险性讨论,及液氧石蜡爆轰危险的警告
猎鹰
12年0个月前
发表于喷气推进
内容:我之前在测试再生冷却式液氧石蜡发动机时,石蜡表现出了极高的推移速率,在4s内全部燃烧完毕,也就造成了氧燃比严重偏小。,XXXXXXXXXXXXXXXXX/u11/v_XXXXXXXXXXXXXXml由于石蜡的燃速极高,如果使用再生冷却会使火箭结构复杂,而且工作时间非常短再生冷却的优势也不能发挥出来。,1.流量过大导致2.碳素钢低温脆化现在原因确定为以下两点:1.没有再生冷却那样的提前汽化,导致注入时全部都是液态。
自制液体火箭发动机研究方案
不毒奶
2年10个月前
发表于喷气推进动手实践: 社会实践
内容:(对混合气体在喷注器阀门释放量的研究)3、液体火箭在探空过程中如何使发动机进行矢量控制(对球座全向摆动偏流环喷流致偏器推力向量控制系统的开发)4、火箭发动机在燃烧过程中产生的高温如何进行降温处理(采用再生冷却
MIT和NASA的干货教程:MEMS微涡轮泵、液氧冷却燃烧室
拔刀斋
10年9个月前
发表于喷气推进严肃内容: 教程/课程
内容:of a microfabricated turbopump XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/handle/1721.1/32241 NASA——液氧冷却燃烧室: 一般液体火箭发动机的再生冷却燃烧室都采用燃料
发动机开关机时序,数据采集控制系统介绍
dkhtt
4年8个月前
发表于喷气推进航天技术
内容:但是现在设计的这款毕竟不是再生冷却的发动机,所以对温度采集这块着实没下多大功夫下面为压强传感器,这个没什么可说的下图为实时百采集的数据显示界面,左边部分为发动机各个地方的压强,分别是:pc为燃烧室压强,
【DSA神作】准备啃液机!争取三年入轨!
浪里黑条
5年10个月前
回复于喷气推进
内容:如果LZ暂不考虑再生冷却等要求燃料有高热稳定性的技术,可以考虑在1688上购买。
液氧石蜡燃料爆轰问题的探究(下)
猎鹰
11年10个月前
发表于喷气推进
内容:1.在喷射液氧之前先经过一个汽化室,比如再生冷却的夹套,避免药柱与低温液氧的直接接触。
Re:回 14楼(乖雪狼) 的帖子
精密制造
12年10个月前
回复于喷气推进
内容:;燃烧室温度较低(和JP4航油配伍,4MPa燃温小于2500K,虽然损失一点比冲,但是对发动机材料就很宽容了,甚至无需再生冷却)货源丰富(27.5PC、50PC的过氧化氢属于大路货,常用于漂白,食品行业
Re:回 18楼(warmonkey) 的帖子
拔刀斋
13年5个月前
回复于喷气推进
内容:X光探伤、大型真空浇铸机并不比液体发动机的涡轮泵、燃烧室(包括再生冷却、燃烧稳定性)更难,尤其是技术复杂度低。
一枚火箭的理论高度计算
Z聚变
1年8个月前
发表于喷气推进
内容:WernerPleischner提出的建议,Cd(阻力系数)和姿态关系很大,进一步计算还是需要仿真以下是一些基本液机设计氧化剂采用液氧,燃料采用煤油雾化喷嘴喷注取比冲300,设计推力2000N,采用电泵膨胀循环,再生冷却氧燃比
【火箭技术板块资源索引】
小哈_abc
10年11个月前
发表于喷气推进
内容:XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/55123 (出处: 科创论坛) LOX—PMMA 液氧聚甲基丙烯酸甲酯再生冷却发动机测试,及其性能探究 XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX,[视频+多P] XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/32266 (出处: 科创论坛) 【高清无码大图】液氧石蜡再生冷却初步测试。
二月十三日更新:火箭发动机电控 等离子体操纵力矩的想法(持续更新中)
落叶兄
7年10个月前
回复于喷气推进
内容:由于电极不需要耐高气压(耐压是燃烧室/扩张段之类解决的),它只需要耐热冲刷烧蚀,以及做好和喷管的热隔离(不然对于再生冷却喷管,会传热到喷管引起问题)。
入手Applent AT825 10KHZ电桥
猎鹰
11年2个月前
发表于仪器仪表
内容:(之前为了省下30元的压缩气体,最后造出来全套价值250元总冲2000-3000NS的紫铜再生冷却发动机完全烧毁,没有一个部件能再次使用)
白鸟计划(持续更新中)最近更新至2023年11月12日
阿卡林Akkariin
1年10个月前
发表于喷气推进
内容:实际上我们把全流量分级燃烧循环火箭发动机的海平面比冲算高了很多正确的参数是400s多一点(详细参数明天发)还有燃烧室温度/出口温度 算低了比热比算错了平均分子量低了由于上个版本涡轮泵和燃烧室问题并不大 将以上个版本为基础进行改进 不同于其他的东西一样重新设计 仅针对管路 再生冷却,室压仍保持40mpa 海平面比冲400s左右 (之前算错了)优化出口压力(更接近室压了) 新的喷注器设计压降是5mpa 涡轮泵新版本还没完成涡轮泵将在轴流级后面添加一级离心 发动机再生冷却设计也将改变-
1201号地面试验大事故通报[20120610]
虎哥
12年7个月前
发表于喷气推进
内容:事故原因分析:事故发动机为采用再生冷却的钢制发动机,机体材质为40Cr,设计工作压强3MPa,耐压大于20MPa。
[转帖]导弹推进系统 missile propulsion system
bomb
17年6个月前
发表于喷气推进
内容:图 2是典型的双组元推进剂、再生冷却、泵压式系统的液体火箭发动机。,为了冷却燃烧室,往往使一种推进剂通过燃烧室夹壁(冷却套)后再进入燃烧室,称再生冷却。,图 2是典型的双组元推进剂、再生冷却、泵压式系统的液体火箭发动机。,为了冷却燃烧室,往往使一种推进剂通过燃烧室夹壁(冷却套)后再进入燃烧室,称再生冷却
离心式喷注器设计试制及采用该喷注器的微型液氧煤油发动机的设计与试验
琉璃冬
5年7个月前
发表于喷气推进科创基金
内容:2.有爱好者私下at笔者,说为什么使用烧蚀冷却而不使用再生冷却
火炬式点火器(转)
跑来跑去
15年6个月前
发表于喷气推进
内容:设计出使用气氧、酒精的固体燃料冲压发动机地面试验用火炬式点火器,采用旋转液膜与酒精再生冷却相结合的办法,有效地加强了点火器的热防护。,该火炬式点火器在热防护方面做了较充分考虑,首先通过调整混合比控制燃烧产物平均温度,再利用酒精旋转液膜保护燃烧室内壁面,最后利用液体燃料再生冷却,防止局部高温烧蚀。
国内民营火箭公司大起底
太空来电
6年2个月前
发表于喷气推进
内容:后来终于知道搞成再生冷却的,还知道用铜内壁了。,不过从优酷视频上看,他们的这个再生冷却套筒式推力室,铜内壁是不铣槽的,内外壁是不连接的。,因为燃气发生器生产容易啊,不用搞麻烦的再生冷却夹套,加工点零件一焊接,就可以点火了,很快能拿出点火来给投资人看,从发生器入手是最简单的。
【图纸开放下载】LRE5000液体火箭发动机参考设计
warmonkey
9年8个月前
发表于喷气推进
内容:确定燃烧室内径100mm,长度150mm,喷管最窄处37.6mm,扩张比4.84 3.发动机结构设计 采用铜合金制成燃烧室,冷却方法采用燃料再生冷却,冷却流道采用先旋压后焊接方式制造 燃烧室内壳体采用旋压方式制造
冲压发动机原理与技术
鹰图小盆友
4年8个月前
发表于喷气推进
内容:主流空气与氢气被该引导火焰点燃后在加热器内燃烧,提高加入空气的总温.在燃烧中消耗掉的氧气部分再另外补充进去,以保持正常空气中应有的氧含量,温度的高低可由加入气体(空气、氢气、氧气)的流量比来控制.另外,该加热器采用了再生冷却方法
【水】【原创】简单的分析一下业余火箭发动机的技术路线
154454496
5年7个月前
发表于喷气推进
内容:对于无冷却的发动机,应该是传热能力适当低,保证壳体不过热和失去强度的范围尽量小;而再生冷却的发动机又应该是传热能力越高越好。
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