دورات هندسية

 

 

مشروع صناعة صاروخ. للجادين فقط !!!

صفحة 4 من 20 الأولىالأولى 1 2 3 45 6 7 8 14 ... الأخيرةالأخيرة
النتائج 31 إلى 40 من 198
  1. [31]
    صقر الكتائب
    صقر الكتائب غير متواجد حالياً
    جديد


    تاريخ التسجيل: Mar 2008
    المشاركات: 9
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    السلام عليكم ورحمة الله وبركاته
    مشروع رائع جداً و لكأنني أري النصر ونهضة الأمة وعزتها قاب قوسين أو أدني فها نحن بدأنا نسلك طرق الخير للأمة جمعاء ونقوم بالعمل الهادف ومن قبله الفكر لسد شواغرنا من العلوم و سبل القوةوترجمتها ترجمة تخطيطية و تطبيقة و عملية ونصية لإطلاق الطاقات الكامنة و المعطلة لأسباب تافهة كم من مشروع أو عمل يعطله نقص في معلومة الباحث عنها لم يتمكن من نيلها من بطون كتب لا يعلم لغتها ومن يعلمها ليس لديه الرؤية التي هي عند من لا يعلمها ويجب أن يكون في جميع الميادين ليشمل بذلك كل مناحي الحياة و نأخذ زمام المبادرة و العمل وعدم الرضى بدور المتفرج المتحسر و السخرية من الخوف و العجز والعمل بشكل الفريق فإذا لم نترك حكام القصور و المظاهر السخيفة و نبدأ العمل بأيدينا نحن يا معشر شباب المسلمين و التعاون فلن نصل إلي مبتغاني

    0 Not allowed!



  2. [32]
    صقر الكتائب
    صقر الكتائب غير متواجد حالياً
    جديد


    تاريخ التسجيل: Mar 2008
    المشاركات: 9
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    نحن في غزة العزة و الكرامة في غزة القرأن نتمنى اليوم الذي يكون هناك مخطط و تصميم لمثل ذلك المشروع المهم والإستراتجي الذي يمكننى من تطبيقه علي الأرض و في الميدان و أنا مستعد لأي أمر فأنا تلميذكم المطيع و تحت الأمر في كل ما يفيد الأمة و مهندسيها

    0 Not allowed!



  3. [33]
    mohamed mech
    mohamed mech غير متواجد حالياً

    مشرف وإستشاري هندسة التبريد والتكييف


    الصورة الرمزية mohamed mech


    تاريخ التسجيل: Nov 2008
    المشاركات: 4,143

    وسام مشرف متميز

    Thumbs Up
    Received: 1,183
    Given: 973
    موضوع مميز

    Nozzle; النوزل شرح مبسط

    http://www.arab-eng.org/vb/t63735.html

    0 Not allowed!


    و لله الحمد أول مسلم و عربى يحصل على شهادة مهندس محترف HFDP من ASHRAE
    اللهم عجل بالنصر لاهلنا فى سوريا و إرفع عنهم البلاء يا أرحم الراحمين
    *******
    "تعلم العلم وعلمه فإنك إن فعلت ذلك :85:
    حفظت ما علمت وعلمت ما جهلت :28:"

  4. [34]
    mohamed mech
    mohamed mech غير متواجد حالياً

    مشرف وإستشاري هندسة التبريد والتكييف


    الصورة الرمزية mohamed mech


    تاريخ التسجيل: Nov 2008
    المشاركات: 4,143

    وسام مشرف متميز

    Thumbs Up
    Received: 1,183
    Given: 973
    موضوع ضخم و مميز

    ماذا تريد ان تعرف عن هندسة الصواريخ؟

    http://www.arab-eng.org/vb/t79103.html

    0 Not allowed!


    و لله الحمد أول مسلم و عربى يحصل على شهادة مهندس محترف HFDP من ASHRAE
    اللهم عجل بالنصر لاهلنا فى سوريا و إرفع عنهم البلاء يا أرحم الراحمين
    *******
    "تعلم العلم وعلمه فإنك إن فعلت ذلك :85:
    حفظت ما علمت وعلمت ما جهلت :28:"

  5. [35]
    صقر الكتائب
    صقر الكتائب غير متواجد حالياً
    جديد


    تاريخ التسجيل: Mar 2008
    المشاركات: 9
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    السلام عليكم ورحمة الله و بركاته
    شكراً لك أخي محمد علي اهتمامك بالرد و افادتي بمعلومات عن الصواريخ و أكيد لقد زادت معلوماتي معلومة أو أكثر ، نتيجة التواصل و الإتصال بواسطة هذه الطريقة التي أراد منتجوها الأوئل خدمة مصالحهم وقوتهم و نشر الرذيلة فينا و لكن الله قال في القرأن عنهم ( يخربون بيوتهم بأيديهم و أيدي المؤمنين فاعتبروا يأولى الأبصار ) سورة الحشر - 2 وها نحن نستخدمها ضدهم في رفع مستوي التواصل بيننا الذي هم حريصون علي عدمه من خلال حكام الدول العربية و الإسلامية ورفع مستوي التحصيل العلمي والعملي أيضاً من خلال التواصل و الترابط الفكري و التخطيطي .

    و أريد أن أوضح أنني كنت أقصد العلوم المهمة عامة و التكنولوجيا العسكرية خاصة و أيضاً كنت أقصد معلومات أكثر تفصيلاً في موضوع التحكم الإلكتروني وآلية التوجيه الميكانيكة فهذه أهم نقاط القوة والعامل المهم في رفع مستوي الأمة لنجبر العدو علي إحترامنا لأن عدونا لا يحترم إلا قوي .

    و أخيراً أنوه أنني علي دراية بالصوايخ من الناحية العامة و التفصيلية البسيطة و لكن هذا لا يؤدي الغرض فنحن في غزة صغيرنا يعرف الصاروخ وكيف يعمل وخاصة ذو الوقود الصلب ولكن أكيد أننا لا نعلم الكثير الكثير من التفاصيل المهمة و العملية .

    0 Not allowed!



  6. [36]
    maqdsy
    maqdsy غير متواجد حالياً
    جديد


    تاريخ التسجيل: Jan 2010
    المشاركات: 4
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    السلام عليكم ورحمة الله وبركاته
    موضوع ممتاز اخي امين
    وكم وددت ان اكون ضمن الفريق
    ولكن يبدو ان الموضوع قد انتهى
    مع انه مشروع اكثر من ممتاز
    والسلام عليكم

    0 Not allowed!



  7. [37]
    المتمكن
    المتمكن غير متواجد حالياً
    جديد
    الصورة الرمزية المتمكن


    تاريخ التسجيل: Dec 2006
    المشاركات: 3
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    السلام عليكم و رحمة الله و بركاته..... أنا احمد ثانيه ميكانيكا......الموضوع اللى طرحتوه جميل ..... انا على استعداد انى اشترك معاكم فى المشروع ده ... بس فى الاجازه بتاعت الصيف..... يعنى من بداية شهر 7 /2010 ....بس حاولوا تحطوا جدول زمنى نمشى عليه.... و لقاء كملن علشان نناقش كل واحد ممكن يقدم ايه ..... ولكم منى جزيل الشكر

    0 Not allowed!



  8. [38]
    amrbnsaeed
    amrbnsaeed غير متواجد حالياً
    تم إيقافه لمخالفة القوانين


    تاريخ التسجيل: Dec 2009
    المشاركات: 8
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    السلام عليكم ورحمة الله وبركاته
    اخوانى الاعزاء جزاكم الله خيراً على هذا الجهد الجهيد
    لكن أين التواصل والاستمرار
    عدنا إلى داءنا القديم
    الذى دمرنا آلا وهو التسويف وعدم إتمام الامر إلى منتهاه
    فلكم شاركت بمشروعات ودورات وقلما يتم منهم شئ
    وحتى مايتم نظرياً لا يتم علمياً
    وما يتم علمياً لا يتم نظرياً
    ولا حول ولا قوة إلا بالله
    هيا فنحن قوم تعين علينا القيام بهذا العلم وحمله إلى الأمة
    أسف على قوة اللهجة
    لكن الأمر خطير
    فلا يوجد من بيننا من قوى لحمل المسؤولية
    يجب أن يجبر على حملها ليحملها
    وإن أجبر هرب من حملها
    أين الرجال
    هيا يا أسود
    فعندما سمع المعتصم "وا معتصماه" ترك كوب الماء وجرى بالجيش حتى قال "لبيك أختاه"
    فكم من أخت وأخ قالوا "وا مسلماه"
    فلم يجبهم أحد
    هيا فالعلم أمانه وسنسئل عنها
    فلتقم مهندس أيمن كالأسد الزئور تنهل من العلم وتسقينا

    0 Not allowed!



  9. [39]
    شهابي
    شهابي غير متواجد حالياً
    عضو


    تاريخ التسجيل: May 2010
    المشاركات: 16
    Thumbs Up
    Received: 0
    Given: 0
    موضوع مميز لكن صاحب الموضوع لم يدخل له فترة طويلة قربت العام
    اتمنى ان يكون بخير وسلامة عموما لدي بعض التصميم الجاهزة لصاروخ يصل مادهـ 23كم ولكنالمشكلة خطورة الوقود السائل وشكرا

    0 Not allowed!



  10. [40]
    ameeno
    ameeno غير متواجد حالياً
    عضو فعال جداً


    تاريخ التسجيل: Nov 2008
    المشاركات: 163
    Thumbs Up
    Received: 53
    Given: 0

    Arrow خطوات تصميم غرفة الإحتراق و المنفث

    السلام عليكم ورحمة الله

    EXAMPLE DESIGN CALCULATION


    Thee following example illustrates the use of the equations, tables and concepts presented in the previous sections.

    A small water-cooled liquid-fuel rocket engine is to be designed for a chamber pressure of 300 psi and a thrust of 20 lbs. The engine is to operate at sea level using gaseous oxygen and gasoline propellants.

    Step 1



    From Table I and Figures 3,4 and 5 we determine that the optimum O/F ratio is about 2.5 and that the ideal specific impulse will be about 260 sec. The total propellant flow rate is given by Equation (3)
    wt = F/Isp = 20/260 = 0.077 lb/sec
    Since the mixture ratio, r, is 2.5, we find from Equation (5)

    wf = wt/(r + 1) = 0.077/3.5 = 0.022 lb/sec
    From Equation (6) the oxygen flow rate is

    wo = 0.077 - 0.022 = 0.055 lb/sec
    As a check, we divide the oxygen flow rate by the fuel flow rate and the result is 2.5, as it should be.

    Step 2



    From Table I we note that the chamber gas temperature is 5742 degF or about 6202 degR.
    From Equation (9) the gas temperature at the nozzle throat is
    Tt = .909 (Tc) = .909 (6202) = 5650 R

    Step 3



    From Equation (12) the pressure at the nozzle throat is
    Pt = .564 (Pc) = .564 (300) = 169 psi

    Step 4



    The nozzle throat area is given by Equation (7)
    At = (w/Pt)(RTt/gc)^(1/2)
    At = (.077/169)(9500)1/2 = 0.0444 in2


    Step 5



    The nozzle throat diameter is given by Equation (17)
    Dt = (4At/(pi))1/2 = (0.0566)1/2 = 0.238 in.


    Step 6



    From Table III we find that for a chamber pressure of 300 psi and a nozzle exit pressure of 14.7 psi (sea level)
    Ae/At = 3.65 so that the nozzle exit area is, from Eq. (15)
    Ae = 3.65 At = (3.655)(0.0444) = 0.162 in2


    Step 7



    The nozzle exit diameter is from Eq. (17)
    De = (4Ae/(pi))^(1/2) = (.2065)^(1/2) = 0.4555 in.


    Step 8



    For this propellant combination we will assume a combustion chamber L* of 60 inches. The combustion chamber volume is given by Eq. (19)
    Vc = L* At = (60)(.0444) = 2.67 in3


    Step 9



    The chamber length is found from Eq. (21)
    Vc = (1.1) (Ac Lc)
    However, we must first determine the chamber area or Ac. We do this by assuming that the chamber diameter is five times the nozzle throat diameter or Dc = 5Dt, therefore
    Dc = 1.2 in. and Ac = 1.13 in2
    Therefore,

    Lc = Vc/(1.1)(1.13) = 2.67/1.245 = 2.15 in


    Step 10



    Copper will be used for the combustion chamber and nozzle wall. The chamber wall thickness, is given by Eq. (23)
    tw = PD/16000 = (300)(1.2)/16000
    tw = 0.0225 inch
    To allow for additional stress and welding factors we shall set the wall thickness equal to 3/32 or 0.09375 inch and will assume that the nozzle wall has this thickness also.

    Step 11



    Previous experience with small watercooled rocket engines has shown that we ean expect the copper combustion chamber and nozzle to experience an average heat transfer rate, q, of ahout 3 Btu/in2-sec. The heat transfer area of the combustion chamber is the outer surfaee area of the chamber and nozzle. This surface area is given by
    A = (pi)(Dc + 2tw)(Lc) + area of nozzle cone
    A = 9.4 in2 + area of nozzle cone
    The area of the nozzle cone up to the throat can be assumed to he ahout 10% of the chamber surface area so that

    A = (1.1)(9.4) = 10.35 in2
    The total heat transferred into the coolant is given by Eq. (24)

    Q = q A = 3(10.35) = 31 Btu/sec


    Step 12



    The cooling water flow rate can be calculated by asssuming a desired temperature rise of the water. If this is 40 deg F then, from Eq. (24)
    wv = Q/(deltaT), where cp for water = 1.0
    w = 31/40 = 0.775 lb of water per sec.


    Step 13



    The annular flow passage between the combustion chamber wall and the outer jacket must be sized so that the flow velocity of the cooling water is at least 30 ft/sec. This veloeity is obtained when the flow passage has dimensions as determined below:
    vw = ww/(rho)A
    where vw = 30 ft/sec, ww = 0.775 lb/sec, (rho) = 62.4 lb/ft3, and A is the area of the annular flow passage, given by
    A = ((pi)/4) (D22 - D12)
    where D2 is the inner diameter of the outer jacket and D1 is the outer diameter of the combustion chamber, given by
    D1 = Dc + 2tw

    Substituting in the above equations

    D2 = SQRT((4ww)/(vw(rho)(pi)) + D12)

    D2 = (.0151)1/2 = .123 ft = 1.475 inch
    D2 - D1 = 0.085 inch
    The water flow gap is 0.0425 inch.


    Step 14



    The fuel injector for this small rocket engine will he a commercial spray nozzle with a 75 degree spray angle. The required capacitv of the nozzle is determined by the fuel flow rate
    wf = 0.022 lb/sec = 1.32 lb/ minute,
    Since there are six pounds of gasoline per gallon, the spray nozzle flow requirement is 0.22 gallon per minute (gpm). The spray nozzle can now be ordered from any of several suppliers (see List of Suppliers); nozzle material should be brass to ensure adequate injector heat transfer to the incoming propellant.

    If an impinging jet injector had been chosen, the determination of the required injector hole number and size would have been as follows:
    The flow area for fuel injection is given by Equation (25)
    A = wf/(Cd) (2g(rho)(deltaP))^(1/2)
    We will assume that Cd = 0.7 with a fuel injcction pressure drop of 100 psi. The density of gasoline is about 44.5 lb/ft3, so that

    A = .022/(.7)(6430) = 0.0000049 ft2
    A = 0.000706 in2
    If only one injection hole is used (a poor practice which can lead to combustion instability) its diameter would be
    D = (4A(pi))1/2 = (.0009)1/2 = 0.30 inch
    A number 69 drill could be used for this hole.

    If two injection holes are used, their diameter would be
    D = (.00045)1/2 = 0.021 inch
    A number 75 drill could be used for these holes.


    Step 15



    The injection holes for the gaseous oxygen will be simple drilled orifices. The size of these orifices should be such that a gas stream velocity or about 200 ft/sec is obtained at design oxygen flow rate. The holes must not be so small that sonic velocity is achieved in the orifice passages since this would result in a high upstream pressure requirement to drive the required amount of oxygen through the orifices.
    If a spray nozzle fuel injector is used we will assume the use of four equally spaced oxygen injection ports parallel to the combustion chamber centerline around this nozzle. If we assume an injection pressure drop of 100 psi then the oxygen gas pressure at the entrance to the injection ports will be 400 psi (the chamber pressure plus the injection pressure drop). The density of gaseous oxygen at 400 psi and a temperature of 68 deg F is given by the perfect gas law (see Table II).
    (rho2) = (rho1)(P2/P1) = 2.26 lb/ft3
    Assuming, incompressibility, the injection flow area is given by

    A = wo/(rho)vo
    Since we know the oxygen flow rate and the desired injection velocity, we can easily find the total injection area
    A = .055/(2.26)(200) = 0.0001217 ft2
    A = 0.0175 in2
    Since there are to he four holes, each hole has an area of 0.004375 in2
    and the diameter of each hole is
    D = (.00558)(1/2) = 0.0747 inch
    A number 48 drill could be used for these holes.

    These same size oxygen jets could also be used with two fuel jets in the impinging stream injector. The holes, oxygen and fuel, should be drilled at an angle of 45 (deg) with respect to the injector face with the intersection point of the streams about 1/4 inch inside the combustion chamber. Design


    The foregoing design calculations provide the dimensions, thicknesses, and orifice sizes for the major components of our rocket engine. The actual design of the engine, however, requires engineering judgment and knowledge of machining, welding, and operational factors since these interact to determine the final configuration of the engine and its components. Perhaps the best way to accomplish the final design is to sit down with appropriate drafting materials and begin to draft a cross-section view of the engine. A scale of 2/1 (or twice actual size) is about right for these small engines and will enable the designer to better visualize the entire assembly.
    Using the dimensions obtained in the example calculation, and the design technique described shove, the rocket engine assembly design shown in Figure 8 is obtained. The engine design features easy fabrication and assembly




    0 Not allowed!



  
صفحة 4 من 20 الأولىالأولى 1 2 3 45 6 7 8 14 ... الأخيرةالأخيرة
الكلمات الدلالية لهذا الموضوع

عرض سحابة الكلمة الدلالية

RSS RSS 2.0 XML MAP HTML