不知各位觉得怎样？另外这种行文风格看得还好吗？
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两年前，我因为爆炸事故暂退，2024年12月学校找到我，希望我做一枚探空火箭，第一阶段资金2000元，于是有了如下内容。 由于笔者水平有限，请多多指教！
1.明确发动机性能要求（公式可能有误差，王舸帆说没太大问题）
暂定箭体高度1.5m，直径8cm，发射总重3.5kg以内。预计射高依据公式E=Ep/1-η=57166.7J，所以总冲I=√2mE=632.7N*s，后减小射高，遂降低总冲为600N*s。根据资金、技术等选定knsb燃料。
本环节结束
2.壳体、连接处设计与压力等数据计算
(1)燃烧室计算
燃烧室内径44mm，长度200mm。药柱外径42mm，长度200mm，两个端面可燃，内径8mm。
根据西北工业大学@Baigong0530的课程，初始燃喷比设定150（Kn燃料不宜低于100）
于是得到如下压强数据。
(2)壁厚计算
壳体采用7075铝合金，所以壁厚取1.7mm（向上了，怕）得出发动机壳体外径为47.4mm。
(3)螺丝计算
螺丝采用12.9级M6螺丝，抗拉强度1100MPa，使用共4*2颗螺丝。壳体开孔攻丝。这里有个疑问：壳体计算那里求得的剪切、抗拉所需截面积是什么？（R-L强度计算软件没学会，有人说猎鹰同志的这个软件有点问题）
(4)喉部外露处壁厚计算
在稳态燃烧下（燃烧与排气平衡），喉部压强可通过 Saint-Robert定律（Vieille定律） 和 质量守恒 推导：
代入数据
计算如下
——计算结果检验
燃喷比检验
与SRM设置结果相符
燃速合理性检验
处于合理范围内
本环节结束。
3.喷管型面设计
喷管出口压强略大于大气压强时，喷管效率较高。
收敛半角43.295°，扩张半角14.37°。扩张比为10.00875
出口压强为110.5704Kpa，略大于大气压强101.325Kpa。srm数据如下
由上图可见总冲、推力满足要求。
本环节结束。
4.绘图
CAD
堵头
喷口
壳体
SW建模
本环节结束
4.结语
至此，前期设计完成了。由衷感谢桔子、王舸帆、梅林以及各种软件的制作者对我的帮助！加工厂在排队（我朋友给免费也不能要求太多
）加工很不错，放一张XZ-50 Ⅰ的图。快中考了，学校在上高二的课，学习比较紧，暑假试车。ansys fluent和SW里的应力分析还没学会，暑假与试车报告一并发出。
请问各位与什么改进意见或看法？麻烦指点一二，刚好加工前改改图纸
另声明：图中有关公式打出来比较难，我用AI截的图，仅对计算结果负责。
不好意思，发现喷管计算那里燃气温度忘记改了，补一张正确的图
还是老问题，7075t6这个材料走小量购买几乎拿不到真货，优先考虑6061t5吧
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