Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII

 
1 123 124 125 126 127 227
+
+3
-
edit
 

Pashok

опытный

Sharovar> У разгораемых сопел есть один очень большой недостаток, на мой взгляд. Конечно, какое-никакое сопло поддерживает давление и высокую скорость горения заряда, на этом его преимущества заканчиваются.

Почему заканчиваются? Разве больше вообще никаких преимуществ не видишь?

Sharovar> Геометрия дивергента при этом уходит катастрофически и непонятно в какую сторону.

Это на основании каких материалов и данных ты к таким выводам пришел? Нормальное сопло с прогнозируемым разгаром (уносом) и разгарается нормально сохраняя правильность и точность форм дивергентной части, кроме того самоформируется и конвергентная часть, чем многие успешно и пользуются.

Sharovar> По крайней мере, пролистав тему с отчетами, попинав вопросами буржуев и погоняв proper на разных комбинациях, пришёл к выводу, что лучше сделать неразгораемый или мало разгораемый дивергент, чем лепить затычку, роль которой сводится лишь к поддержке давления в камере сгорания

Что такое proper? Во первых при заряде с сильно прогрессивным профилем, а скрепленные канальные заряды являются именно такими применение неразгарающегося критического сечения не столь эффективно в большинстве случаев так как в процессе работы двигателя скажем с относительной толщиной свода 67% (большинство случаев) КН вырастет от начала работы мотора к концу до 3-х раз, что приведет к росту давления почти во всех случаях не менее, чем в 3 раза (в три раза, это если весь диапазон давлений при нарастании КН окажется в зоне, где топливо горит на "плато") в большинстве же случаев столь сильное изменение КН приведет к еще более значительному росту давления, для многих распространенных топлив до десятков раз. Данное приводит к ряду нежелательных (опять же таки повторюсь - не для всех, но для большинства случаев) факторов, как например то, что корпус придется расчитывать на пик давления, что сделает его тяжелым и более дорогим, плюс к этому получается очень значительная разница стартовой и конечной тяги и прочее... Сопло с прогнозируемым разгаром(уносом) как раз и призвано уменьшить эти недостатки. Разгараемое сопло усредняет рабочее давление в моторе, давая возможность существенно облегчить корпус или сжечь все топливо при более высоком давлении, чем опять же таки будет обеспечена большая эффективность мотора. Такие сопла можно делать с разной степенью разгара либо что бы получить практически одинаковое давление на всем протяжении работы мотора (при этом сохраняется прогрессия тяги, но не столь значительная, нежели чем с неразгорающимся соплом и таким же прогрессивным профилем горения) либо для того чтобы обеспечить практически нейтральный профиль тяги (почти как в бессопловике), для этого разгар сопла должен обеспечивать постепенное снижение КН. Так или иначе во всех случаях правильный подбор материала для разгарающегося сопла (им может быть как иннертный наполненный материал так и ТРТ с меньшей скоростью горения, чем ТРТ основного заряда) обеспечивает правильную форму сверхзвукового сопла на всех этапах работы двигателя, что подтверждалось многочисленными экспериментами. К примеру те же промышленные бессопловые двигатели делают с дивергентной частью в самом топливе так как применение просто "дырки" менее эффективно, и при работе такого мотора все у них правильно и равномерно разгарается, если нужно немного замедлить спад КН, просто заменяем ТРТ в сопловом участке на ТРТ с меньшей скоростью горения, нужно замедлить разгар еще сильнее наполняем полимер иннертным материалом, еще сильнее - подбираем соответствующий материал и все.
 8.08.0
+
-
edit
 

Voldemar

опытный

Pashok>
Бывают/были моменты, с которыми был не согласен по отношению к твоим словам.
Этот пост поддерживаю и ставлю +1.

Очень хочу услышать ответы на твои вопросы.
 3.5.193.5.19
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Pashok> Сопло с прогнозируемым разгаром(уносом) как раз и призвано уменьшить эти недостатки. Разгараемое сопло усредняет рабочее давление в моторе, давая возможность существенно облегчить корпус или сжечь все топливо при более высоком давлении, чем опять же таки будет обеспечена большая эффективность мотора. Такие сопла можно делать с разной степенью разгара либо что бы получить практически одинаковое давление на всем протяжении работы мотора (при этом сохраняется прогрессия тяги, но не столь значительная, нежели чем с неразгорающимся соплом и таким же прогрессивным профилем горения)…

Ага, это как раз мой случай:
Ошибка! // Balancer.Ru

Ошибка! // Balancer.Ru

форумы | поиск | авиабаза | La2.Balancer.Ru Главная Добро пожаловать Блог Сайт в стадии реконструкции. Пользуйтесь форумами. Блог Фотография Астрофото Web-компоненты Соционика Авиабаза Флот Клуб Авиабаза Фреймворк BORS© При попытке просмотра этой страницы возникла ошибка: mysql_connect(localhost, airbase) to DB 'AB_FORUMS => AB_FORUMS' failed 1040: Too many connections Администраторы будут извещены об этой проблеме и постараются её устранить. // Дальше — www.balancer.ru
 

Ошибка! // Balancer.Ru

форумы | поиск | авиабаза | La2.Balancer.Ru Главная Добро пожаловать Блог Сайт в стадии реконструкции. Пользуйтесь форумами. Блог Фотография Астрофото Web-компоненты Соционика Авиабаза Флот Клуб Авиабаза Фреймворк BORS© При попытке просмотра этой страницы возникла ошибка: mysql_connect(localhost, airbase) to DB 'AB_BORS => AB_BORS' failed 0: Администраторы будут извещены об этой проблеме и постараются её устранить. // Дальше — www.balancer.ru
 

Итого УИ практический = 116,7с.
Теоретический УИ по PropeLant = 141,2065
Среднее давление на режиме 24атм.
Недобор составляет 17,36%
К примеру вот этот двигатель, выполненный по классической схеме:

Serge77 - Моя ракетная мастерская - Двигатель SFM2. Огневое стендовое испытание

< Serge77 - Моя ракетная мастерская > ДВИГАТЕЛЬ SFM2 ОГНЕВОЕ СТЕНДОВОЕ ИСПЫТАНИЕ   Конструкция двигателя, его топливный заряд и расчётные данные описывались ранее. Вид перед сборкой: На переднем плане - чёрные шайбы и жгут - это элементы системы воспламенения. Они изготовлены из бинта, пропитанного составом KNO3-уголь-сахар-Fe2O3 75-15-5-5. Окись железа добавлена для того, чтобы продукты сгорания состава содержали катализатор, ускоряющий воспламенения топлива. Сахар добавлен в качестве связки, увеличивающей прочность состава. // Дальше — serge77.rocketworkshop.net
 

УИ практический 117с
Теоретический УИ по PropeLant = 147,6353
Среднее давление на режиме 53атм.
Недобор составляет 20,75%

По недобору в УИ видно, что разгораемое сопло с дивергентом ничуть не хуже неразгораемого, а может быть и даже лучше.

П.С. Для получения того же УИ на НК в случае с применением НН потребовалось вдвое меньшее давление в КС.
П.П.С. ПО сути у моих двигателей применяется сопло с прогнозируемым уносом, однако некоторые решили переиначить этот термин на «полусопло»…
+
-
edit
 

Sharovar

втянувшийся

Pashok> Разве больше вообще никаких преимуществ не видишь?
Применимо к карамели и давлениям до 20-30 атмосфер - нет.
 
+
+1
-
edit
 

Pashok

опытный

SashaMaks> Ага, это как раз мой случай:

Да-да, тебе вообще все это критично, учитывая какое высокое массовое совершенство у твоих двигателей.

SashaMaks> П.П.С. ПО сути у моих двигателей применяется сопло с прогнозируемым уносом, однако некоторые решили переиначить этот термин на «полусопло»…

Вот мне вообще непонятно использование данного термина по отношению к разгарающимся соплам (соплам с прогнозируемым уносом)

Во первых в моем понимании "полусопел" вообще поидее быть не может, сопло либо есть либо его нет, или может быть как то иначе?

Относительно же самих моторов наверное мотор можно назвать "полусопловиком" если это бессопловик с шайбой и возможно следующей за ней дивергентной частью. К примеру диаметр мотора по топливу 30мм, диаметр канала 10мм, диаметр критического сечения 20мм. В этом случае примерно половину времени мотор работает "официально" в бессопловом режиме, а потом уже в сопловом, потому вроде как "полу"-сопловик. Я кстати так назвал двигатель приведенной выше конструкции.
Но в случае с соплом с прогнозируемым уносом и в начале и в конце работы мотора сопло имеет вполне определенную форму (хоть и изменяющуюся во времени) и вполне определенно выполняет свою функцию. Так почему "полу"-сопло? меня тоже интересует этот вопрос.
 7.07.0
UA Serge77 #07.04.2013 22:55  @SashaMaks#07.04.2013 19:53
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> К примеру вот этот двигатель, выполненный по классической схеме:
SashaMaks> Serge77 - Моя ракетная мастерская - Двигатель SFM2. Огневое стендовое испытание
SashaMaks> УИ практический 117с

Ты взял плохой пример. Нормальный двигатель при 50 атм даёт УИ 135 с.
RU SashaMaks #07.04.2013 23:16  @Serge77#07.04.2013 22:55
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> Ты взял плохой пример. Нормальный двигатель при 50 атм даёт УИ 135 с.

Ну так приведи хороший пример, где будет такая цифра.

-VMK-

опытный

Pashok> Во первых в моем понимании "полусопел" вообще поидее быть не может, сопло либо есть либо его нет, или может быть как то иначе?

У нас было такое:
" Другата ракета "Пират" бе с маса 1,85кг и особен тип двигател - полубезсопловик,зареден с 600гр. изомалтов карамел с добавка на 5% меден окис за оцветяване на дима в розово.Първоначално този двигател работи като безсоплови с канал ф5мм,,но има соплова шайба,ограничаваща критиката на 15мм. до изгаряне на целия горивен свод до ф38мм."

Взето от тук: Зала на славата (Hall of fame)
"Luck is a great time-saver, cost-effective, and very reliable when it works." - Jimmy Yawn  20.020.0
UA Serge77 #07.04.2013 23:28  @SashaMaks#07.04.2013 23:16
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> Ну так приведи хороший пример, где будет такая цифра.

У Накки много примеров, у него практически все двигатели дают такой УИ.
RU SashaMaks #07.04.2013 23:51  @Serge77#07.04.2013 23:28
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> У Накки много примеров, у него практически все двигатели дают такой УИ.

И всё-таки приведи конкретные ссылки.
RU SashaMaks #09.04.2013 16:43  @Serge77#07.04.2013 23:28
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks>> УИ практический 117с
Serge77> Ты взял плохой пример. Нормальный двигатель при 50 атм даёт УИ 135 с.
Serge77> У Накки много примеров, у него практически все двигатели дают такой УИ.

Посмотрел у Накки примеры.
1. Сразу стало очевидным то, что примеров наоборот мало. И почти все двигатели дают УИ меньше 135с.
2. Один двигатель нашёл с похожей цифрой, но пока общая статистика:
Richard Nakka's Experimental Rocketry Website
УИ = 288Нс / 0,225кг = 130,5с.
Критический диаметр = 9,35мм.
Средняя тяга на режиме = 288Нс / 0,38с = 757,9Н.
Среднее давление = 110атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 163,7с.
Недобор = 20,3%.

Richard Nakka's Experimental Rocketry Site

The C-400 rocket motor was developed in 1973 (originally as the C-II motor), a few months after the B-200 motor was developed. Its purpose was intended for boosting somewhat heavier rockets equipped with small payloads, as well as for proof testing of the parachute deployment method with higher altitude flights. It was expected that the rocket would achieve a peak height of about 2500-3000 feet (750-900 metres). The design of the C-400 is very similar to that of the B-200 motor, being slightly larger in size, and operating at a somewhat higher chamber pressure (greater Kn). // Дальше — www.nakka-rocketry.net
 

УИ = 470Нс / 0,38кг = 126с.
Критический диаметр = 10,16мм.
Средняя тяга на режиме = 470Нс / 0,5с = 940Н.
Среднее давление = 115,4атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 164,3с.
Недобор = 23,3%.

Richard Nakka's Amateur Rocketry Page on the WWW

The A-100 rocket motor was developed in late November of 1972. The intended purpose was for testing propellant variations, such as different fuel-oxidizer ratios, grain shapes and additives. As well, it was planned that different nozzle shapes would be tested. It was decided that a relatively small motor would be sufficient to achieve these goals, one with a propellant capacity of about 100 grams (compared with the only other operational motor at the time, the D-II motor, with a propellant capacity of about 450 grams). // Дальше — www.nakka-rocketry.net
 

УИ = 93Нс / 0,095кг = 99,8с.
Критический диаметр = 7,14мм.
Средняя тяга на режиме = 93Нс / 0,33с = 281,8Н.
Среднее давление = 70,5атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 150,3с.
Недобор = 33,6%.

Richard Nakka's Experimental Rocketry Site

My goal then became one to design a motor that would be capable of boosting a rocket to a much higher altitude, targeted at 10 000 feet, or 3 km. This represented a nearly threefold increase in altitude with respect to any previous rocket I had launched. Preliminary analysis indicated that K-Class performance of about 2000 N-s impulse would be capable of achieving this goal with a sufficient margin to allow for a respectably sized rocket and payload. I opted to design the motor to operate interchangeably with either of the two contemporary, and easier to cast propellants: KN-Dextrose and KN-Sorbitol. // Дальше — www.nakka-rocketry.net
 

DX
УИ = 2003Нс / 1,497кг = 136,4с.
Критический диаметр = 12,75мм.
Средняя тяга на режиме = 2003Нс / 1,7с = 1178Н.
Среднее давление = 92,1атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 161,1с.
Недобор = 15,3%.
SB
УИ = 1821Нс / 1,508кг = 123,1с.
Критический диаметр = 12,75мм.
Средняя тяга на режиме = 1821Нс / 2,25с = 809,3Н.
Среднее давление = 63,6атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 150,3с.
Недобор = 18,1%.

Richard Nakka's Experimental Rocketry Site

Figure 1-- KN-Dextrose propellant segments The design of the Juno motor incorporates a pyrogen unit (essentially a small rocket motor ignited by a pyrotechnic charge) to ensure rapid startup. KN-Sucrose was chosen for the pyrogen grain due to its rapid burn rate and ease of ignition. To eliminate moisture absorption, the KN-Sucrose charge was painted with a slurry of KN/charcoal/isopropyl alcohol. The STS-5000 Static Test Rig was used once again for this test. Both thrust and chamber pressure were measured. // Дальше — www.nakka-rocketry.net
 

KN-Dextrose
УИ = 792Нс / 0,7кг = 115,3с.
Критический диаметр = 15,24мм.
Средняя тяга на режиме = 792Нс / 0,7с = 1131Н.
Среднее давление = 62,2атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 155,2с.
Недобор = 25,7%.

Richard Nakka's Experimental Rocketry Site

This article describes a "J" and "K" class rocket motor utilizing a common casing and nozzle for both motors made from 2" PVC pipe and concrete. The configuration of the propellant grains determines the performance of the motors. Experience gained from the building and testing of the "G", "H" and "I" PVC motors was useful in the design of these motors and the techniques used to build the smaller motors is employed in the construction of these larger motors. The motors employ the same cast KN/Sorbitol propellant as the "G", "H" and "I" motors cast into a multiple segmented, inhibited, freestanding Bates grain. // Дальше — www.nakka-rocketry.net
 

PVC KN/Sorbitol (65/35)
УИ = 1202Нс / 0,975кг = 125,7с.
Критический диаметр = 15,88мм.
Средняя тяга на режиме = 1202Нс / 1,9с = 632,6Н.
Среднее давление = 32,5атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 139,9с.
Недобор = 10,2%.
PVC KN/Sorbitol (65/35)
УИ = 1443Нс / 1,209кг = 121,7с.
Критический диаметр = 15,88мм.
Средняя тяга на режиме = 1443Нс / 2,4с = 601,25Н.
Среднее давление = 30,96атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 139,1с.
Недобор = 12,5%.

Итого только здесь Richard Nakka's Experimental Rocketry Site получился УИ 136с, но среднее давление было не 50атм, а более 90атм. Так как в этих испытаниях использовались различные стенды с не самой высокой точностью измерений, то в среднем по результатам испытаний недобор в УИ составляет 19,9%. В целом цифра совпадает с ранее опубликованной в моём сообщении: Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII . Так что не вижу тут «нормальных двигателей» в том смысле, чтобы они чем-то могли реально быть более «нормальными», чем у нас. Ровно, как и не вижу в приведённых ранее примерах ничего неправильного, наоборот всё прекрасно сходится за исключением одного но. А именно, я заметил, что в расчёт массы УИ у вас не попадают масса воспламенителя, и массы обгоревших частей двигателя, которые вносят свой вклад в СИ. Прикинув, что примерно 28г такой массы в моём двигателе имеется и согласно вашей методике расчета практического УИ двигателя получается тогда для МА-40-10:

NaNO3/Sorbitol/S (60/30/10)
УИ = 840Нс / 0,706кг = 121,3с.
Средний критический диаметр = 11,3мм.
Средняя тяга на режиме = 840Нс / 3,55с = 236,6Н.
Среднее давление = 24,3атм.
УИ теоретический (PropeLant) = 141,44с.
Недобор = 14,2%.

Гы))) Я-то думал, что всё плохо с моими двигателями в УИ, а оно оказалось в точности наоборот…
По давлениям так и в разы лучше.
UA Serge77 #09.04.2013 16:59  @SashaMaks#09.04.2013 16:43
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> УИ = 2003Нс / 1,497кг = 136,4с.
SashaMaks> Критический диаметр = 12,75мм.
SashaMaks> Средняя тяга на режиме = 2003Нс / 1,7с = 1178Н.
SashaMaks> Среднее давление = 92,1атм.

Откуда это давление? У Накки такое измеренное?
RU SashaMaks #09.04.2013 17:09  @Serge77#09.04.2013 16:59
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> Откуда это давление? У Накки такое измеренное?

Это давление в КС рассчитанное по твоей любимой формуле: Pср = Fср / S*ср.
UA Serge77 #09.04.2013 18:00  @SashaMaks#09.04.2013 17:09
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> Это давление в КС рассчитанное по твоей любимой формуле: Pср = Fср / S*ср.

Эта формула для сопла-дырки.
Подели на 1.5 (это для давления около 50-70 атм).
Это сообщение редактировалось 09.04.2013 в 18:06
RU SashaMaks #09.04.2013 18:34  @Serge77#09.04.2013 18:00
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> Эта формула для сопла-дырки.
Serge77> Подели на 1.5 (это для давления около 50-70 атм).

Почему 1,5?
И что тебя так тянет на 50атм. У него там есть опытный график с давлением, где видно, что 80атм. До 50 атм далековато будет. И что это изменит качественно?
Прикреплённые файлы:
kpr2.gif (скачать) [295x232, 4,1 кБ]
 
 
UA Serge77 #09.04.2013 18:38  @SashaMaks#09.04.2013 18:34
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> Почему 1,5?

Такой коэффициент получал Накка, измеряя давление и тягу.
RU SashaMaks #09.04.2013 19:19  @Serge77#09.04.2013 18:38
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> Такой коэффициент получал Накка, измеряя давление и тягу.

Как-то данные у него тогда по давлению сильно разнятся...
Надо будет проверить...

Тот же расчёт в Excel, последовательность двигателей сохранена:
Прикреплённые файлы:
Расчёт.png (скачать) [956x201, 32 кБ]
 
 
UA Serge77 #09.04.2013 20:17  @SashaMaks#09.04.2013 19:19
+
-
edit
 

Serge77

модератор

SashaMaks> Тот же расчёт в Excel, последовательность двигателей сохранена:

А при 16 атм ты тоже на 1.5 делил?
RU SashaMaks #10.04.2013 03:18  @Serge77#09.04.2013 20:17
+
-
edit
 
UA Serge77 #10.04.2013 18:52  @SashaMaks#10.04.2013 03:18
+
-
edit
 

Serge77

модератор

Serge77>> А при 16 атм ты тоже на 1.5 делил?
SashaMaks> Да.

Вот потому я и не верю твоим программам.....к сожалению....
Две грубых ошибки на ровном месте. Ты разберись сначала с вопросом, а потом считай.

Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII [Serge77#09.04.13 18:00]

… Эта формула для сопла-дырки. Подели на 1.5 (это для давления около 50-70 атм).// Ракетомодельный
 
RU SashaMaks #10.04.2013 19:54  @Serge77#10.04.2013 18:52
+
0 (+1/-1)
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

Serge77> Вот потому я и не верю твоим программам.....к сожалению....

Вот поэтому я и не внушаю твоим советам, но это вряд ли к сожалению…

Serge77> Две грубых ошибки на ровном месте. Ты разберись сначала с вопросом, а потом считай.
Serge77> Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII [Serge77#09.04.13 18:00]

У тебя принципиальная ошибка:
1. Ты не различаешь теорию от практики. Ты в теорию вкорячиваешь цифру практическую 1,5, хотя там совсем другая цифра будет по теории. Я тебе выкладываю график давления того же двигателя Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII , где нет давления на режиме 50атм и давление ниже расчётного где-то в 1,2 раза. Вот и думай, тупо слушать тебя или же по нормальному считать.
2. А, как ты предлагаешь другие двигатели теоретический УИ обсчитывать? Или ты там ещё коэффициентов навыдумываешь?

А по факту, как я уже писал здесь: Твердые ракетные топлива карамельного типа ХII
Ничего твой коэффициент качественно не меняет (см. рис.).

И вообще, ты уже, как обычно, придаёшь слишком много значения незначительным деталям, упуская главное, при этом ещё и меня унижаешь. Уже который раз применяешь ко мне логические уловки.

Логическая уловка — Википедия

Не снимайте пометку о выставлении на переименование до окончания обсуждения.Дата постановки — 9 октября 2013. Номинатору: добавить секцию обсуждения Логическая уловка — в логике, философии и пр. науках, изучающих познание, заведомо ошибочный способ обоснования тезиса, который в силу учёта психологических особенностей собеседника обладает убеждающим воздействием. Ошибочность обусловлена каким-либо логическим недочётом в доказательстве, что делает доказательство в целом неверным. Подмена тезиса (лат. ignoratio elenchi) — логическая ошибка в доказательстве, состоящая в том, что начав доказывать некоторый тезис, постепенно в ходе доказательства переходят к доказательству другого положения, сходного с тезисом. // Дальше — ru.wikipedia.org
 

Ad hominem — Википедия

Ad hominem, или argumentum ad hominem (лат. «аргумент к человеку») — аргумент, основанный на личности оппонента, а не на сути дискуссии, объективных фактах и логических рассуждениях. Подразделяется на виды: Демагогия часто содержит в себе аргументацию ad hominem. Аргументации ad hominem противопоставляется аргументация по существу — ad rem, или по (объективной) истине — ad veritatem. Если аргументация ad rem направлена непосредственно на обоснование доказываемого положения, то аргументация ad hominem направлена на победу в споре с конкретным оппонентом или оппонентами. // Дальше — ru.wikipedia.org
 

1. Человек A делает утверждение X.
2. О человеке А известно нечто неприемлемое.
3. Следовательно, утверждение X ложно.
Проследим логику твоей дискуссии:

Моё утверждение:

«По недобору в УИ видно, что разгораемое сопло с дивергентом ничуть не хуже неразгораемого, а может быть и даже лучше.
П.С. Для получения того же УИ на НК в случае с применением НН потребовалось вдвое меньшее давление в КС.»

Дабы его опровергнуть ты даже назвал свой двигатель «плохим примером», написав!

«Ты взял плохой пример. Нормальный двигатель при 50 атм даёт УИ 135 с.»

В результате, чего с большим трудом и то не от тебя всплыли ссылки на первоисточник, который ты привёл:

«У Накки много примеров, у него практически все двигатели дают такой УИ.»

В результате ты выяснилось, что:

«1. Сразу стало очевидным то, что примеров наоборот мало. И почти все двигатели дают УИ меньше 135с.
2. Один двигатель нашёл с похожей цифрой» и тот на глюкозе.

Дальше стал просить измеренное давление у Накки:

«Откуда это давление? У Накки такое измеренное?»

На оба вопроса получил ответы:

«Это давление в КС рассчитанное по твоей любимой формуле: Pср = Fср / S*ср.»
«У него там есть опытный график с давлением, где видно, что 80атм.»

Но тут тебя понесло по вышеуказанной схеме, а именно, ты вкорячил свои «5 копеек» в мой расчёт:

«Эта формула для сопла-дырки.
Подели на 1.5 (это для давления около 50-70 атм).»

Потом абстрактная фраза, вообще непонятно какое имеющая отношение к этому двигателю:

«Такой коэффициент получал Накка, измеряя давление и тягу.»

Ну вот тут я уже понял, что к чему и дал тебе возможность завершить свою «логическую уловку», принципиально разделив всё на 1,5.

Шаг 1. Я сделал утверждение о том, что мой двигатель с разгораемым соплом ничем не хуже ваших стальных тяжеленных двигателей, работающих на огромном давлении, и что общие потери в УИ одинаковые.
Шаг 2. Ты нашёл у меня нечто неприемлимое – это некоторое упрощение расчёта, которым можно пренебречь, назвал это грубой ошибкой.
Шаг 3. Следовательно весь мой расчёт, да что там все мои расчёты, неверны.

Ну а теперь смотри, грубость моих ошибок и задумайся о грубости своих ошибок:
Прикреплённые файлы:
 

Anzoriy

опытный

-VMK-> " Първоначално този двигател работи като безсоплови с канал ф5мм,,но има соплова шайба,ограничаваща критиката на 15мм. до изгаряне на целия горивен свод до ф38мм."
-VMK-> Взето от тук: http://www.korio.org/rocket/index.php?topic=23.msg7759#msg7759


Классический пример полусопловика. Немного беспокоит, что торец может воспламениться и пламя пойдет между топливом и соплом. Думаю, разгораемое сопло из смеси НК и смлолы самый оптимальный вариант. Или же гипс. Он дешев, прост, хорошо разгооается и немного расширяется при застывании. Вот только топливо придется лить уже после формовки сопла, а это трудно и ненадежно. В детстве пробовал, сложно вставлять и центровать стержень. Ракеты частенько взрывались.
 
RU SashaMaks #10.04.2013 20:17  @SashaMaks#10.04.2013 19:54
+
-
edit
 

SashaMaks
SashaPro

аксакал

SashaMaks> Ну а теперь смотри, грубость моих ошибок и задумайся о грубости своих ошибок:

Перепутал ячейку D31:
Прикреплённые файлы:
 
+
-
edit
 

ArBaLeT

втянувшийся

После длительного перерыва продолжил опыты с сорбитовой карамелью.
Состав: НК - 61,75%, сорбит - 27,25%, гидрохинон - 6%, ККС - 4%, окись железа (пигмент) - 1%

Компоненты сушил 2 часа. Расплавил сорбит. Смесь остальных реактивов всыпал в расплав.
Расмешивалось не столь трудно, но медленно. Горячая смесь красновато-коричневого цве-
та. Заполнил пробник и скатал палочки. На палочках и шашке зеленоватые разводы в виде
пятнышек и полосок неправильной формы без четких границ.

Сжег через три дня. Все отвердилось. Цвет состава изменился на темно-коричневый. Ско-
рость горения - 6,07 мм/сек. Из моих опытов это лучший результат для сорбитовой кара-
мели.
 7.07.0
+
-
edit
 

Serge77

модератор

ArBaLeT> Состав: НК - 61,75%, сорбит - 27,25%, гидрохинон - 6%, ККС - 4%, окись железа (пигмент) - 1%

Очень советую проверить температуру воспламенения. Может оказаться опасно низкой.
1 123 124 125 126 127 227

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru