SashaMaks: Все сообщения за 13 Августа 2007 года

 
ПнВтСрЧтПтСбВс
1 2 3 4 5
6 7 8 9 10 11 12
13 14 15 16 17 18 19
20 21 22 23 24 25 26
27 28 29 30 31

SashaPro

аксакал

Тестовое сообщение
https://www.youtube.com/channel/UCK8jDYHEuFTKMqFMOS0Z4-A http://sashapro.rocketworkshop.net https://vk.com/club138792566  

SashaPro

аксакал

Вот это круто раньше я про ракетомоделизм читал только в книжках, и думал, что все ракетомодельные клубы перевелись вместе с СССР!
А тут целый форум оказывается с кучей, учавствующих в нём, человек! Я не одинок, вот только интернет я зря игнорировал...
Ну вот теперь я нашел этот форум. Ракетами я увлекаюсь давно ещё 1996 года соответственно с 6-го класса. Много чего перепробовал, со многим уже знаком, сейчас ознакамливаюсь с вашим архивом и вообще. А вообще я инженер-конструктор теперь уже, коим я и стал исключительно благодаря своему увлечению!

А теперь к теме:

Я занимаюсь разработкой РДТТ на NaNO3 (59%) + C6H14O6 (30%) + S (11%). Не знаю как у вас, а у нас в городе почти миллионнике нет в продаже даже NaNO3 не то, чтобы KNO3 или ДАЖЕ NH4CIO4. Глухомань и вообще как мне кажется это все теперь уже так просто частному лицу не продадут, да и дорого... Вот и пришлось самому производить NaNO3 из NH4NO3 и NaHCO3 (гарантированная читота в отличии от Na2CO3 или NaOH). Так и сложилось, что всё время проектировал ракеты на NaNO3, а сейчас даже и не испытываю большого интереса к составам на основе KNO3, так как 1) NaNO3 даёт меньше жидкого остатка 2) Больше газовой фазы с единицы сгорающей массы топлива 3) больший тепловой эффект реакции 4) Большая плотность чем у KNO3 (NaNO3 - 2,26г/см3 KNO3 - 2,1г/см3) 5) и т.д. Единственно, что к влажности чувствительнее, чем KNO3, но при качественном хранении это ерунда.
Технология приготовления топлива заключается в измельчении в кофемолке NaNO3 и введении его в расплав C6H14H6 + S при температуре 200-220гр. С. Потом сливка в формы. Далее нужные количества застывшего топлива плавяться и вводятся в форму под давлением или без. Для воспламенения в ракетах предусмотрена камера в верхней части корпуса, где газами по каналу разогревается топливный заряд и поддерживается его горение, пока он не разгориться на полную.
Преимущественные давления в моих ракетах не превышают 20кгс/см2.
Основной материал ракет - ватман.
Конструкция ракет цилиндрическая с коническими крышками, армированная ватманом с связующим в ответственных местах жидким стеклом.
Расчеты делал сам и делаю сам теперь уже с применением программирования на языках программирования высокого уровня. На данном этапе есть программа для расчета численными методами баллистических характеристик ракет с учетом сил трения воздуха исходя из их конструктивных особенностей и термодинамических параметров газа, например геометрия сопла вычислена исключетельно с помощью этой проги.

Основные нововведения которые я хочу опробовать это 1) использование звездообразного канала для создания более менее равномерной тяги (повышение времени горения до 15-20с) 2) Использование легких полимеров в качестве абляционного (не уверен, что так пишеться :) охлаждения сопла.

По последним двум пунктам очень бы хотелось узнать побольше в плане практики.
Ещё очень хотелось бы узнать как тут рисунки отправлять можно?
https://www.youtube.com/channel/UCK8jDYHEuFTKMqFMOS0Z4-A http://sashapro.rocketworkshop.net https://vk.com/club138792566  

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