Сообщений в теме: 92

[Plutonium]

Как у него с жесткостью?

[Буратино]

Кусок мягкого г@@на )))))
Все что тверже латуни обрабатывать почти невозможно

[maximus]

я где - то читал, что даже дюраль отрезать на нём проблема(((

[Буратино]

Ага, чем длиннее деталь, тем больше проблем

Кстати, если кто разбирается, подскажите есть ли в таких (или близких) габаритах нормальные станки?

Сообщение отредактировал Буратино: 29 January 2019 - 13:17

[Plutonium]

В таких габаритах разве что советские ТВшки.

[maximus]

А ведь представляете сколько, великолепных, качественных , редких, уникальных (перечислять устану) станков были пущены в металлолом за даром!
Помню мужик рассказывал что готов был с коллегами с цеха скинуться и выкупить общими силами, лишь бы спасти хоть как - то (на предприятии ракетостроения) но увы....

[Буратино]

И не говори. Только в моем микрорайоне было 4 НИИ, 3 оборонных завода и филиал Станкоимпорта.
Когда "новые эффективные собственники и менеджеры" готовили здания к сдаче в аренду, станки и оборудование действительно продавали на вес, как лом. Был студентом, и мог купить станок, но ставить было некуда. Не маленькие были станки

Сообщение отредактировал Буратино: 30 January 2019 - 02:23

[Буратино]

Задают вопрос – что нам дает знание УИ.

Отвечу здесь.

Физика ракетного движения подробно изучена и в сети полно информации. Если оставить только прикладную часть вычислений, то на примере двигателя 25 мм:

• масса топлива 0,18 кг;
• УИ 140 кг/с*кг;
• время работы двигателя 3,0 с
• g (ускорение свободного падения 9,81 м/с²).

Скорость истечения газов из сопла

W = УИ*g = 140*9,81 = 1373,4 м/с

 

Тяга двигателя

P_сум. = масса топлива/g* W = 0,18 кг/9,81*1373,4 м/с = 25 кг (или 25*9,81 = 245 Н)

 

Средняя тяга двигателя

P_ср. = P_сум./время работы двигателя = 25 кг/3,0 с = 8,3 кг (или 8,3*9,81 = 81,4 Н)

 

 

Теперь расчет высоты полета ракеты.

 

Например, 7”.

 

Масса ракеты - к массе шара добавляем массу корпуса двигателя и стабилизатора, получаем ~ 3 кг.

В программе EZALT (https://www.nakka-rocketry.net/softw.html) подставляем полученные значения тяги, а так же параметры самой ракеты.

 

 

 

 

Получаем пик высоты - 158 метров.

Видим, что для разрыва 7” нужно 220 метров.

Т.е. так или иначе нужно увеличивать тягу двигателя (поднимать УИ и/или увеличивать массу топлива).

 

А 6” такой двигатель поднимет на 253 метра. Что высоковато, соответственно либо делаем двигатель поменьше, либо делаем поменьше время замедлителя.

 

Сообщение отредактировал Буратино: 30 January 2019 - 16:55

[Буратино]

Расплавленное керамическое сопло в двигателе на ПХА 

[djsanya123]

ну дак модно делать сопло с эпоксида и при этом подобрать оптимальный Кн для топлива. По мере горения топлива и нарастании давления в моторе сопло будет выгорать. Когда то я делал такие движки на пха с люминием и силиконом. При добавки оксида меди сопло разрывало на части, корпус мотора делался со стеклоткани, сопло, эпоксид+микросфера.

[Буратино]

Да, сопло с прогнозируемым разгаром(уносом) очень удобная технология. Но ее можно использовать только с топливной шашкой с прогрессивным профилем горения. Разгараемое сопло, как раз позволяет получать более-менее стабильный Кн - отношение площади горения к площади критического сечения сопла.
В этом двигателе вкладные шашки топлива с нейтральным профилем горения, поэтому Кн упал и двигатель потух.

А какой силикон использовал? Строительный нейтральный?

[Буратино]

Нашел запуск ракеты на НА/эпоксид.

На старте есть немного дыма от воспламенителя НК/Мг/эпоксид. А на марше, практически не видно дыма

 

 

[djsanya123]

Где то было кино испытаний и чертеж мотора, но найти не могу. Скорее всего оно все на ноутбуке. Силикон нейтральный. По памяти мотор 250мм длиной, трассер 30мм, глушка и сопло из эпоксида по 20мм, остальное топливная шашка диаметром 25мм с каналом на всю длину 8мм. На счет тяги не помню, то ли 12 или 18кг. Время работы 1.6с.

[Буратино]

К сожалению, нейтральные однокомпонентные силиконы очень не стабильны. Уже писал об этом. И почему-то особенно плохо работают с CuO. И дело даже не в большой скорости горения, а в чем-то еще. Топливо на двухкомпонентном СКТН с 5% CuO горит быстрее, чем такое же топливо с однокомпонентным силиконом, и двигатели работают штатно, а на однокомпонентном взрываются.

[Буратино]

     Программа программой, ее пишет человек. По мне так хорошо бы посмотреть цифры по практическим экспериментам.

Я могу составить прогу, где будет все наоборот   Есть программа поведения электрона в определенных полях, долго так и думали    а на практике через несколько лет оказалось что программа ошибалась (забыли что ее писали люди   )

 

Да и УИ определяет не низкая молекулярность горючего, как ты пишешь.

Больше температура сгорания топлива (сгорания в химических движках или нагрев в ядерных движках), т.е большая скорость выброса. И также большая масса выбрасываемого.

Скорость и масса выбрасываемой струи.  (без учета теории вихрей) определяет УИ. Чем больше, тем больше УИ.

Водород, как горючее, применяли не из-за малой молекулярности водорода, а из-за высокой температуры сгорания.

Там где нужно большое ускорение и высокое УИ, применяют высокомолекулярное горючее, например ТГ-02.

Это давно проверено в хорошо оснащенных лабораториях, а не на колене и не ракетчиками любителями, не имеющими необходимого оснащения.

Кстати, так называемое "перспективное топливо", применяемое в "сухих" движках, очень высоко молекулярное вещество.

 

"Удельный импульс прямо пропорционален квадратному корню из температуры в камере сгорания и обратно пропорционален квадратному корню из средней молекулярной массы продуктов сгорания."

http://www.asvcorp.ru/general/astro/engines/chp01_1.html

 

Т.е. основная энергетическая характеристика (уд. импульс) определяется количеством выделившейся теплоты (теплотворностью топлива) и химическим составом продуктов реакции, от которого зависит полнота преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию потока (чем ниже молекулярная масса, тем выше УИ).

 

А используют всякие диметилгидразины и тетраоксиды диазота и т.п., так это только потому, что сделать значимое количество ракет на паре жидкий кислород/водород стоящих на боевом дежурстве десятилетиями крайне затруднительно, к тому же у таких компонентов выше плотность. Поэтому и используют горючие и окислители имеющие удобные (с технологической точки зрения) агрегатные состояния.

В РДТТ вводят обычно не больше 10-20% металла, потому как теплотворность растет, но при этом увеличивается молекулярная масса реактивной струи (рабочего тела), поэтому и ищут оптимум функции теплотворность топлива/ молекулярная масса продуктов сгорания.

Сообщение отредактировал Буратино: 05 February 2019 - 14:49

[Uchenik]

Спасибо за ликбез   но я это выучил еще 1972 году, поскольку это моя первая специальность

[kurgan1369]

Буратино  привет!  как проходят пуски ? Поднял свой крупный шарик  на ракете?

[Буратино]

Привет!

Не, пока практически не пирил.

Единственное, наварил по рецепту Колополка 1 кг терефталата калия, и даже один 20 мм двигатель на нем сделал. Но испытать не успел.

Как твои эксперименты?

[kurgan1369]

 

Как твои эксперименты?

Скорлупу сделал на 8.5" , а дальше....... нету куража, тортами в основном занимаюсь и так по мелочи .

[Буратино]

 

Скорлупу сделал на 8.5" , а дальше....... нету куража, тортами в основном занимаюсь и так по мелочи .

 

 

Такая же фигня, куража нет)

 

Вот попробовал 85 ПХК/15 терефталат калия +1% ХОМ +7% связка, гильза 20/140 мм (на укороченном пороховом наборе)

Нагрузка шар 5" 920 гр.

https://youtu.be/VFwsbA4Oozk

Толи терефталат я сварил косячно, толи хз.

 

А вот мой стандарт 85 ПХК/15 бензоат натрия +1% ХОМ +7% связка с такой же нагрузкой 920 гр!

https://youtu.be/iwnqb_FVZUM