当然，谁会的也可以说一下，要酬劳的话可以商量
但别改要求，这个是我的预想 [s:258]
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[s:229] 为什么没有死亡凋零的图标？
是很难，又不是急着催你对吧
看其实我也会设计单锥的，但你知道的，一个悲剧的进气道加上悲剧的燃烧室和悲剧的喷口必然不会有喜剧的结果，而且说白了，进气道一悲剧，后面做个再好也没用了
当然也可以这样搞设计一个20锥的，然后用圆滑的曲线过度，不过·············我觉得我儿子会负责设计后10节锥体。
所以还是请你这个高手帮帮忙，那段讲等熵的真是百思不解
是很难，又不是急着催你对吧
看其实我也会设计单锥的，但你知道的，一个悲剧的进气道加上悲剧的燃烧室和悲剧的喷口必然不会有喜剧的结果，而且说白了，进气道一悲剧，后面做个再好也没用了
当然也可以这样搞设计一个20锥的，然后用圆滑的曲线过度，不过·············我觉得我儿子会负责设计后10节锥体。
所以还是请你这个高手帮帮忙，那段讲等熵的真是百思不解
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没等熵锥的设计，有个二元的马赫数达到要求
算了，我自己来吧，单锥也能飞·······
那个双锥设计其实没什么好处，尽管总压恢复略有提高，但做出来就麻烦多了
这些PDF毕竟只是参考意义，里面也没有对唇口溢流和非设计状态情况下的综合性能对比
我们毕竟不是专业人才，搞这个实在吃力。看来还是先走一步再说吧
算了，我自己来吧，单锥也能飞·······
那个双锥设计其实没什么好处，尽管总压恢复略有提高，但做出来就麻烦多了
这些PDF毕竟只是参考意义，里面也没有对唇口溢流和非设计状态情况下的综合性能对比
我们毕竟不是专业人才，搞这个实在吃力。看来还是先走一步再说吧
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烧3~5秒1.5M助推分离，2.5M巡航，温差才100多K，可以接受
至于那4M的话就不是那个概念了
头进气你肯定要考虑非巡航状态下机动的时候，激波不是与头锥同轴的
呢么肯定要有紊流进去，那燃烧室基本完蛋了
所以要有个足够大的斜激波帽子罩着，二元虽然没这个问题
但那玩意进气口当地马赫数不会算·········郁闷
至于那4M的话就不是那个概念了
头进气你肯定要考虑非巡航状态下机动的时候，激波不是与头锥同轴的
呢么肯定要有紊流进去，那燃烧室基本完蛋了
所以要有个足够大的斜激波帽子罩着，二元虽然没这个问题
但那玩意进气口当地马赫数不会算·········郁闷
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亚音速和超音速的气流特性完全不一样，尤其是激波特性，差太多了
这简直就是告诉我，先要造个螺旋桨飞机再去搞喷气飞机一样
助推不去管，转级稍微看看，点火会考虑的
我只搞冲压发动机，不会去考虑助推器、分离装置或者头罩什么的
我不是万能的，相反我笨的要命，到目前为止我依然对等熵进气道摸不着头脑
所以现在退而求其次，先完成一个基本的发动机设计，然后再对整体进行考虑
那本书叫《固体火箭冲压组合发动机》
鲍福廷 2006年10月 中国宇航出版社
这简直就是告诉我，先要造个螺旋桨飞机再去搞喷气飞机一样
助推不去管，转级稍微看看，点火会考虑的
我只搞冲压发动机，不会去考虑助推器、分离装置或者头罩什么的
我不是万能的，相反我笨的要命，到目前为止我依然对等熵进气道摸不着头脑
所以现在退而求其次，先完成一个基本的发动机设计，然后再对整体进行考虑
那本书叫《固体火箭冲压组合发动机》
鲍福廷 2006年10月 中国宇航出版社
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先搞单锥，固定马赫数下激波形状是固定的，调节进气量由调节锥体大小确定
而锥体和唇口又决定了大部分的阻力，目前只能说按书上固定的煤油比冲计算
这样获得的推力比较稳定，油气假设是平衡的。比例调节部分到时候再设计
目前先确定名义推力为1.2吨，确定其需要的气量后确定锥体的具体值
而锥体和唇口又决定了大部分的阻力，目前只能说按书上固定的煤油比冲计算
这样获得的推力比较稳定，油气假设是平衡的。比例调节部分到时候再设计
目前先确定名义推力为1.2吨，确定其需要的气量后确定锥体的具体值
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对，应该是11700多牛顿，发动机质量应该小于400公斤
喷口效率按90%算，尽管我喜欢BTT，但如果STT简单的话也可以与矢量喷口结合
所以，这个效率不会很高。
这会花很长时间的，自勉吧
喷口效率按90%算，尽管我喜欢BTT，但如果STT简单的话也可以与矢量喷口结合
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