火箭发动机的热防护 Thermal Protection for Rocket Motor Casings

译自 http://www.nakka-rocketry.net/therm.html/

原文年代久远,所述技巧仅供参考。

 

Introduction

 

A great deal of heat is, necessarily, generated by the combustion of propellant in a solid rocket motor. The hot combustion products are under high pressure and must be effectively and reliably contained by the motor casing to ensure the safe operation of the rocket motor. The casing behaves as a heat “sponge”, continually absorbing heat, as essentially no heat is transferred from the casing outer surface to the surroundings (under flight conditions, however, some of the heat may be convected to the atmosphere) thereby continuously elevating the temperature of the casing walls over the operating duration of the motor. Fortunately, operating durations are usually quite short, as most structural materials suffer a significant reduction in strength at elevated temperature. Despite the short burn times, some form of thermal protection is usually required for the casing, as a result of the rapid transfer of heat that occurs in the “inferno” of high pressure turbulent flow conditions present in a rocket motor.

 

固体火箭发动机燃料燃烧过程中必然产生大量的热。高温高压的燃烧产物必须被有效且可靠的限制在发动机壳体内以保证发动机的安全工作。外壳此时如同一块吸热的“海绵”,持续地吸收热量,毕竟几乎没有热量能通过外壳表面传导出去(除了飞行过程中因气流经过产生的非常有限的散热效果),因而壳体温度会不断升高。幸运的是,工作时间通常都很短,毕竟大部分结构材料在高温下强度会显著降低。尽管如此,考虑到……壳体仍然需要某些形式的热防护。

 

Thermal protection is generally not necessary, however, if all the conditions below are satisfied:

 

如果以下条件都满足,则不需要做热防护:

 

  1. The motor has a particularly short burn time (typically less than one second)
  2. The propellant has a relatively low combustion temperature (e.g. KN based propellants)
  3. The casing is fabricated from a material that will not weaken greatly at elevated temperature, and the casing wall is of sufficient thickness such that it is structurally capable of containing the chamber pressure at its reduced strength.

 

  1. 工作时间很短(典型值:<1s)
  2. 燃料工作温度相对较低(如KN系)
  3. 外壳由强度不会因高温而过分降低的材料制成,且壳体足够厚,以至于在强度降低之后仍能耐受燃烧室压力

 

This is the approach that has been taken for my A-100, B-200 and C-400 motors. For all other scenarios, such as my new kAPPA rocket motor), thermal protection of the casing will be necessary. Practical thermal protection for amateur motors can take three forms:

 

我在我的A-100, B-200和C-400 发动机上都忽略了热防护。除此之外,比如我最新的kAPPA火箭发动机,外壳的热防护就是必须的了。

 

业余火箭发动机的热防护,有三种实用方案:

 

  1. Layer of thermal insulating (low conductivity) material on casing inside walls
  2. Heat sink, which may be as simple as using a thick walled casing of high conductivity material
  3. Layer of ablative material which absorbs heat as it burns away (or casing is fabricated from an ablative structural material)

 

  1. 外壳内壁贴隔热材料
  2. 散热片。例如发动机壳体采用厚壁高导热材料
  3. 烧蚀吸热材料

 

Item #1 is self-explanatory, which involves installing a heat-resistant liner against the casing inner walls. The low thermal conductivity of the insulator simply reduces the rate at which heat may be diffused into the casing walls. The challenge is to use a material that is sufficiently heat resistant such that it does not simply burn (or melt) away over the operating duration of the motor. Since most practical materials will in fact tend to burn away, it is necessary to size the thickness of the insulating layer such that enough remains to suit the task.

 

方案1 很简单啦,blahblah挑战在于找到一种材料,热阻足够高且不会在工作周期内烧蚀或者融化。考虑到大部分实用隔热材料都或多或少会被烧蚀,应调整隔热层的厚度以保证有足够余量撑完整个工作周期。

 

Item #2 is certainly the simplest approach. As will be shown later, materials with a high thermal conductivity (such as aluminum alloys) are capable of rapidly diffusing and “storing” any absorbed heat in such a manner that the overall temperature of the casing will remain reasonably low, as long as sufficient mass (i.e. thickness) is used.

 

方案2 是最简单的。足够厚的一圈铝合金可以快速吸热。

 

Item #3 is probably the best approach to thermal protection for motors with high operating (combustion) temperatures and /or long burn times. An ablative material is usually a thermoset plastic or rubber material which decomposes (rather than melts) as it burns away. The material undergoes an endothermic (heat absorbing) degradation shortly after motor start, as the poor conductivity causes the surface temperature to rise rapidly. Pyrolysis gases produced upon decomposition provide additional thermal protection by forming a protective boundary layer.

 

方案三则最适合那些工作温度高/ 工作时间长的发动机。烧蚀材料通常是热固性塑料或者橡胶材料,它们在烧蚀过程中会分解(而不是融化)。这些材料因为导热不良,表面温度会迅速升高,因而在发动机开始工作后不久就会进入受热分解过程。

高温下的强度 Strength at Elevated Temperature

Both the material yield strength and the ultimate strength are similarly affected by elevated temperature. The yield strength (upon which design is typically based for reusable motors) is the stress level, which exceeded, results in permanent deformation, or yielding, of the structure. The ultimate strength is the stress level at which fracture occurs. The effect of elevated temperature on some casing materials is shown in Figures 1 and 2. It can be seen from these figures that aluminum alloys, in particular, suffer significantly even under moderate heating. For example, at 150 C. (300 F.), the 6061 alloy has only about 80% of the room temperature strength. For comparison, low-carbon (mild) steel retains 80% of its yield and ultimate strengths at 240 C. (465 F.) and 380 C. (720 F.), respectively. For reference, melting points are provided in Table 1.

高温下材料的屈服强度和极限强度都会受到影响。超过屈服强度,发动机就会永久变形,超过极限强度,发动机就会裂 (可重用发动机对屈服强度要求很高)。图1图2是高温对几种外壳材料强度的影响。铝合金150多度就开始受不了了,强度都降到80%以下,其他的钢都还好。

表格1是各种金属的熔点。

表格1
表格1

 

图1
图1

 

图2
图2

图2

Note that the strength reductions shown are for prolonged exposure (1/2 hour). For very rapid heating, such as that occurs in rocket motors, the effect is somewhat less severe, as illustrated in Figure 3 for 2024-T3 aluminum alloy. Unfortunately, data on rapid-heating strength of most materials does not seem to be readily available. Consequently, the data from Figures 1 and 2 are used for design, which is conservative.

请注意图中的强度减少是加热了半小时得出的数据。在短时间急速加热时,强度减少的不多,就像图3的2024铝合金一样。可惜大部分金属材料没有短时间急速加热的强度数据。因此用图1图2的数据来设计发动机太保守了。

picture 3

图3

Thermal protection is of particular importance for motors with free-standing propellant grains. Not only are the combustion gases in constant and direct contact with the entire casing walls, more importantly, convection of the gases greatly increases heat transfer to the casing walls.

隔热层对独立式药柱发动机尤其重要。不止是燃气持续的直接接触整个外壁,发动机内的气体流动也会大大增加外壁温度。

壳表面的热

几乎所有从燃烧气体传递到壳表面的热都是通过对流的机制实现的。这个过程不仅涉及到分子运动或扩散产生的能量(热)传递,还涉及到液体牵连运动(速度)所传递的能量。对流热传递的方程可以表达为:q = h (Tg – Ti )  [式1]

其中q是已传递的热量,单位为Watt/m2

h为对流系数,单位为Watt/m2-K
Tg为喷射气体的温度,单位为K
Ti为壳内壁温度,单位为K

壳内壁表面附近有一层纤薄气膜,热传递的特征取决于发生在此气膜两侧,由发动机内部到内壁的温度大幅下降。同时也取决于壳内壳外的温降,而这一温降大小则受到壳的材料,特别是材料的扩散性,的影响。这一温降可能很大也可能很小,在热量可以均匀且迅速地通过内壁传递的情况下,温降几乎为零;而对于导热性差的材料,内外壳壁的温度差可能相当大。对流系数h就是描述此过程中热量从内壳传到外壳的快慢的参数。

为了研究温度的分布,人们编写了一个叫THERMACAS的公式转换程序,使用斯密特法计算壳上均匀分布的11个节点的内外温度增量。用它的一些分析结果作为例子。图4a,b,c展示几种常见材料的径向温度分布随时间的变化,它们分别是铝合金(2.5mm厚),不锈钢(2mm厚)和PVC塑料(3.9mm厚)。每个图表中最靠近x轴那一行表示初始分布(t=0秒),然后每往上一根线代表0.13秒之后的分布。最上方的曲线表示燃料耗尽时的温度分布(t=1.5秒)。在这个例子中三种材料的热学状态都被下条件制约:

• 初始壳温度为20摄氏度

• 燃烧气体温度为1450.摄氏度

• 燃烧时间为1.5秒

• 热传递对流系数为 1000 Watt/m2-

图4
图4

要注意的是,例子中的热分布是以整体壁厚的一半为前提展示的。 为了更好地理解上图所示的结果,要注意[式1]中传递到外壳壁上的热量是一个关于内壁温度的函数,Ti. 传递的热量的速度随着内壁温度上升而下降。同时,热的传递受壳材料的扩散率的影响。扩散率(alpha)是瞬时热传递的决定性因素,定量式子如下

gongshi

其中k为导热系数,ρ为质量密度,Cs为外壳壁的热容量。这三个参数都受到温度的影响而改变,虽然密度的改变可被忽略。室温下这三种材料的 a值如下:

• 铝合金(6061-T6), a = 690

• 不锈钢(AISI 304), a = 40

• PVC塑料, a = 3.4

目前来看,铝合金最擅长于散射吸收的热,因此能在例子中保持一个相对低的温度,把热量沿着管壁切面径向均匀地发散出去。不锈钢外壳内外有着显著的温度下降梯度。然而因为不锈钢的密度比铝合金高得多,所以即使不锈钢比铝合金更容易吸热,不锈钢还是可以把管壁保持在一个相对较低的温度。

PVC中的温度分布十分地有趣。管壁内外存在着巨大的温差, ,这是因为PVC材料的扩散性非常差。同时PVC的低密度决定了它储热性差的特点,除了内壁最内的部分(那里会非常地热),整个外壳的温度都比较低。内壁的急剧升温进一步减弱了热传递(Ti),图表中温度曲线之间越来越窄的间距就是证据。分析中没有考虑到的是,实际上PVC材料在大概摄氏250度开始分解(碳化)。然而分解会降低传递到管壁上的热的量,因为就像上面提到的那样,热量都被热烧蚀过程吸收了。

壳的隔热层

壳降温过程中的热隔离层的效率可以轻易地在图5a,b中看到。在这个例子中,隔热层的厚度是0.5mm,且有着一些纸或热固性隔热层的典型特性(alpha=1.0). 壳是2mm厚的6061铝合金,热学状态与上一个例子相同。

图5
图5

图5(a,b)——有隔热层与无隔热层的壳中的温度分布对比例子

在这个例子中,目标是把壳的温度保持在150摄氏度以下。在这个温度,材料强度值(Ftu,Fty)相当于室温下的80% .例子中的这个值是可以接受的。当然,如果需要保持壳在一个更高的强度的话,可以用更厚的隔热层来进一步降低壳的温度。由于隔热层的质量密度相当低,所以副作用主要不是增加的质量,而是因此下降的外壳直径,进而使得能容纳的推进燃料变少。尽管可以通过把壳造得更长来弥补,但是更严重的是,推进燃料的厚度会因此下降,进而减少燃烧时间。

壳的隔热层测试

我在两种材料上分别作了一系列的测试,分别是是卷起来的纸和聚酯涂层。做测试的目的有两个,一是在真实的加热条件下研究这两种有成为隔热层潜力的材料的表现,另一目的是为THERMCAS提供一次验证的机会。测试中的壳是用一块6061-T6511铝合金做成的薄壁型壳, 跟kAPPA火箭发动机上的完全一样。(直径63.5mm,壁厚度1.65mm)。用的纸是平均厚度0.15mm的棕色信纸。一共做了两次测试,一次用了两层(0.29mm),另一次用了7层(1.0mm)。

测试中的聚酯层用的是做汽车车身修复(聚酯层用来做玻璃纤维的基质)的那种级别的聚酯。测试时把单层的聚酯层覆盖在壳的内壁上并使其完全硬化。为了得到一层厚度统一的隔热层,外壳在这个过程中需要不断地缓慢沿直径旋转。最终,聚酯层的平均厚度为0.11mm。我还做了另外两个无隔热层的对比实验。

实验的设置图如图6所示,丙烷火焰通过壳上切开的洞进入,这样放置是为了让火焰中温度最高的部分接触到远端的隔热层。一个热电偶(k型)被焊接在了这个接触点的壳的外表面。为了防止隔热材料在空气中的氧的作用下燃烧,一条接在测试装置底部附近的软管会缓慢地向测试装置输入氮气。热电偶会被连接到电脑上,以3次每秒的采样率来获取数据。实验开始时,首先要点燃丙烷喷枪。开始前,火焰和被测物之间将会有一个钢碟提供一开始的保护。当T=0时,撤走保护,同时开始记录壳壁的温度随时间的变化。一直持续加热,直到热电偶因焊点融化从壳壁掉落为止。每次做完纸质隔热层的测试之后最内(几)层都会出现灰烬,而其他部分却完好无损。而聚酯隔热层除了被烧得变色以外,再没有什么明显的损伤了。

测试的结果可以总结为图7

图6
图6

图6-隔热层测试

图7
图7

图7-隔热层测试结果总结

此测试的数据将会与THERMCAS结合来决定纸质和聚酯材料隔热层的热传递率的实验值。至关重要的是,用无隔热层样本实验的结果来估算加热过程中的对流系数(h). 这种分析是通过不断尝试——出错——纠错——尝试的循环实现的,不断地更改输入THERMCAS中h的值,知道预测出来的温度——时间曲线与实验结果吻合。把1800摄氏度作为假想火焰温度输入(在理想的空气/丙烷混合比下,丙烷火焰的温度为1967摄氏度)。预测结果对这一参数并不敏感。

分析得出h=55 Watt/m2-K.(一定要注意的是这个值比实际中火箭发动机的值要低很多,因为实验是在标准大气压下做的。而在火箭发动机的高压环境下,对流系数很可能会是前者的20到30倍那么大,加热时间也因此短很多)。图8展示的是无隔热层的测试结果和用来估计h的加热曲线

图8
图8

在得到了对流系数的估算值之后,通过有隔热层的测试数据来得到纸质隔热层和聚酯隔热层的热传递率(k)成为了可能。纸和聚酯的质量密度(ρ)都可以通过实际测量获得。测得的密度分别为:纸:0.464g/cm3

聚酯:1.26g/cm3.分析中使用的热容值,热传递率值(用来对比测得的值)和密度值(单纯作对比),都来自公开可查阅的数据。室温下它们的参考值分别为

表2- 公开可查阅的材料数据

excel 2

图9,10,11是不同THERMCAS的分析结果和推算出的K值

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图9——双层纸的分析结果和k值

picture 10

图10——7层纸的分析结果和K值

picture 11

图11——聚酯的分析结果和k值

从这一系列测试中得出的结论是,多层的纸和聚酯都是制成火箭发动机壳的隔热层的可行材料。两者都使得传递到壳上的热大幅度下降。这些材料在实际受热情况下的表现很可能与上述受热模拟中的表现保持一致。尽管测得的热传导率的值比公认数据值中高一点,但效果还是很显著的。(部分误差可解释为,测量数据是在一定的温度波动范围内测得的,而公认数据是在室温下测得的)。有趣的是7层纸质隔热层比双层纸质隔热层有着更低的导热率。估计是层与层之间的空气缝提供了额外的隔热性。

对结构尺寸的热学考虑

当要决定火箭发动机外壳大小来达到期望的燃烧室压力时,考虑高温下材料强度的衰减是很重要的。高效的外壳隔热设计通常允许外壳某种程度上受热。达到这一高效设计最简单的方法是,首先决定外壳的最高平均温度(出现在燃料燃尽时),然后用图1和2(或者相似的数据),来获取此温度下的材料强度,然后用恰当的安全因素参考表(CASING.XLS可以用在这个分析中)将外壳的尺寸定到MEOP(最大期望操作压力)。一种更好的设计方法是,控制发动机推力(压力),让MEOP在燃料燃烧的早期,外壳温度还比较低的时候,达到。此时发动机的推力会在达到高峰后倒退,燃烧室压力在燃料燃尽时会更低,因此发动机外壳也可以承受更小的负担。

而设计一个PVC材料的发动机 外壳就涉及到另一种方法了。壳的内表面附近剧烈升温,而温度沿着外表面方向快速下降。这里使用优先考虑短板的设计方法,例如壳壁的厚度。有效的壳厚度指的是能将温度保持在某个阈值以下的时候的壳厚度。由于PVC从摄氏100度开始变软,这个值就可以被当做阈值了。用图4c中无隔热层PVC外壳作为例子,那么有效厚度将会是teff = (1-9/22) * 3.9 = 2.3 mm.

 

转载自:http://bbs.kechuang.org/t/80410

火箭发动机推进剂计算软件cpropep汉化1.1发布

 

NASA的guipep软件广泛用于火箭发动机的设计中,是发动机热力学计算的基本工具。

通过计算理想气体与纯凝聚态的复杂的化学平衡,以表征火箭发动机性能。本软件可替代propep,并提升了灵活度。

原软件由S. Gordon与B.J. McBride开发化学平衡的分析与计算,热力学数据来自NASA于1994年十月发布的1311号参考资料,

由NASA格林研究中心提供。

本软件可以燃烧室内燃气燃温,比热比,平均分子量等常用参数,计算喷管内化学平衡流与化学冻结流,并给出扩张半角为0度完全膨胀时的理论比冲。对于火箭发动机的燃料的选取以及混合比的选取具有重要参考价值。

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原版的pep,guipep软件的内核只能在dos兼容环境下运行,不兼容现在广泛使用的Winxp, win7, win10操作系统。 国内这方面的资料极少,大部分人只能求助于国内的商业软件例如propep。
cpropep是使用c语言重新开发的开源推进剂计算软件,功能完全等效于原版pep,并添加了图形界面。我们对该软件进行了修改和汉化,以方便各位科研工作者和业余爱好者的使用。

目前已汉化物质有:

液氧,四氧化二氮,硝酸,等液体氧化剂;

液氢,长烷烃,LNG,酒精等液体燃料;

铵,锂,钾的硝酸盐与高氯酸盐等固体氧化剂;

镁,铝,硼,铍等固体燃烧剂;

硝化甘油,黑索金等焓能材料;

肼,偏二甲肼等可自燃液体燃料;

下载链接:cpropep1.1

 

WASA-E2型1.5km射高50mm探空火箭发射成功

2015年1月22日由 于仡昂 领导的羽翼探空运载火箭试验箭WASA-E2Wing Aeronautics and Spase Administration-Experiment 2)在辽宁省丹东市发射成功。本火箭的具体介绍见下文。

一。羽翼探空运载火箭试验箭WASA-E2Wing Aeronautics and Spase Administration-Experiment 2)设计
(一)概述
1.         WASA-En系列探空运载火箭试验箭,旨在研制出一类造价低廉,简单可靠,性能优越的探空运载火箭,用于对近地空间环境进行探测,对近地空间资源进行开发试验的火箭。可用于气象火箭,地球物理火箭,生物实验火箭,,核试验火箭,空间技术实验火箭和微重力实验火箭等各个方面用于完成不同种类(主要是作为气象火箭,用于探测高空大气<主要是平流层和中间层大气>热力学参数,如<大气温度,压力和密度>和动力学参数,如<风场>)的探空任务。
2.         WASA-E2火箭由结构系统,发动机系统,回收系统,电路系统四大系统组成
A.结构系统
WASA-E2火箭的结构系统,包括头锥,仪器仓,回收仓,电源仓,发动机,尾段和滑块等部件组成,其功能是安装连接有效载荷,仪器设备和动力装置,储存推进剂,保证火箭能稳定飞行,承受地面操作和飞行中的载荷,维持良好的气动力外形和保证火箭的整体性。
B.发动机系统
发动机系统的功能是产生推力,以推进火箭运动。WASA-E2火箭使用的是固体火箭发动机,由燃烧室,喷管,中间底,主装药和点火装置组成。
C.回收系统
回收系统主要用于回收箭头和箭体,回收箭头是为了回收有效载荷,回收箭体主要是回收火箭发动机和箭体结构,WASA-E2火箭主要应用于气象探空火箭,所以回收降落伞还可以用作感风部件(测风装置),作为有效载荷的组成部分。
WASA-E2火箭的回收系统由回收仓结构,气动减速装置,火工装置,回收控制装置以及标位装置组成
D.电路系统
探空火箭电路系统的功能是,根据不同的用途和不同类型火箭的工作程序正确的发出程序指令,控制有关仪器和执行电路完成各种动作,达到探测和实验的目的WASA-E2火箭的电路系统由程序电路和供配电电路组成
3.         发射场的功用是,对WASA-E2探空火箭进行发射前准备,实施发射及发射后的组织回收
(二)探空运载火箭试验箭WASA-E2研制阶段
 1.航电设计
航电采用的是kc314GPS模块,其主要负责采集大气数据,火箭自身数据,和控制开伞等工作,其可以收集的数据有温度,湿度,气压,三轴加速度,姿态倾角,GPS实时回传定位等。




2.结构设计
本枚火箭箭体部分图纸由openrocket软件制作,头锥图纸如下。

头锥为60mm尼龙棒车制,箭体材料为pvc,尾翼材料为3mm铝板由M3螺丝固定在焊在发动机上的尾翼座上
openrocket设计(仅为参考,实际制作为手绘草图,未发表)






头锥图纸


尾翼连接处焊点




3. 发动机设计及制作
发动机壳体材料为40cr
40cr钢材资料如下
成分:碳0.370.45%,硅0.170.37%,锰0.50.8,铬0.81.1
退火硬度:小于207HBS
正火硬度:小于250HBS
抗拉强度1000MPa,屈服强度800 MPa,延伸9%,断面收缩45%,冲击韧性588.3千焦/平方米 
综合价格来看,40cr无缝钢管非常适合做火箭发动机
喷口为拉瓦尔喷口,收敛角80度,扩张角60

图纸如下








燃料选为RNX,模具图纸如下,隔热层为40mmpvc




   4。 回收系统
伞面材料为涤纶,开伞药为硝化纤维,开伞装置图纸如下






至此,设计工作完成
(三)实际建造工作
各部分图纸及要点在上文已经详细介绍,在这里不加赘述,只张贴些许图片作简要介绍
1.RNX火箭推进剂的制作




切开一内孔打歪的报废药柱,显示毫无气泡


2.发动机试车后检查






隔热层损害还是蛮大的


3.GPS实时回传定位


其他的由于电脑一次重装导致数据丢失,不完整,就不赘述了
4.整箭组装


图为我和火箭的合影


至此,实际建造工作完成
(四)火箭发射
发射场进入发射架(中间蹲着的是我,旁边两个是发射当天被我抓来当苦力的的同学)




火箭点火


火箭出架视频

火箭直冲云霄

中国业余火箭发展大事记

中国业余火箭发展大事记

“业余火箭”指主要利用非政府的资金或条件,以科学方法为基础,按照现代工程实践的一般程序开展的火箭项目。

图:中国火箭爱好者撰写的论文
1

中国自古以来就有民间制作火箭的传统。在六七十年代,民间有过试制增雨火箭的事迹,还有模型火箭等军事体育活动,史书上记载的万户升天也是一次火箭试验。但是,这些都不属于本文定义的业余火箭活动。

业余火箭是民营航天的一部分。在国外,许多民营航天企业是从业余火箭团体发展而来的。中国有许多从事航天领域的民营公司,但是主要承接国营航天机构的分包项目,他们没有面向航天应用领域的独立愿景。从这个角度来看,中国业余火箭发展史,可以视为民营航天的自然萌芽期。

这本大事记只收录历史上被公开披露并且有确切证据的事件,不收录任何后来宣称或表演的历史。如果有符合上述要求的重要史实不小心遗漏,欢迎读者来函补充。

本文所述“第一(次、个等)”,限定在业余火箭领域内,与中国直接相关的首次事件。任何首次事件背后,都有许多爱好者艰巨的工作,并不局限于本文所述。

2005年以前
业余火箭活动开篇,出现黑药(BP)火箭

2005年8月29日
科创论坛设立固体火箭栏目,是我国第一个交流火箭技术的社区

2007年8月23日
经过王俊龙和刘虎的努力,出现了关于我国业余火箭的第一次媒体公开报导(尚进、段然撰写,发表在《三联生活周刊》)。同期还刊发了朱步冲、董璐撰写的《抢占太空轨道的极客火箭》,是对国外民营航天的第一次系统报道。

2007年9月13日
谷歌公司发布月球X大奖(Lunar X Prize),中国航天爱好者组队参赛,至迟2008年6月18日成立“星空探月队”,队长何海鸿,但没有筹集到报名经费。旅居上海的德国人马库斯•拜德海默(Markus Bindhammer)也组建过一支队伍并且正式报名。

2007年12月16日
许静建立第一个推进实验室,持续到2011年。
许静第一次试制成功RAP(M.L)燃料

2008年3月23日
孔凌发表关于硝酸钾-葡萄糖(KNDX)燃料发动机的第一部系统教程

2008年6月28日
第一次全国业余火箭制作大赛

2008年7月10日
第一次建立业余火箭安全制度,汪希是第一位执笔人

2008年8月28日
科创会员(网名:usercim)发布第一个内弹道辅助设计软件

2010年1月30日
刘彦君制成合格的硝酸钾-环氧树脂复合推进剂(RNX)及发动机
刘彦君进行第一台引射器冲压发动机试验

2010年2月1日
第一家涉及航天活动的民营科研机构成立(科创研究院)

2010年2月15日
李雨翀发射第一个携带飞行数据记录仪的业余火箭

2010年11月12日
许静进行第一次火箭发动机推力数字化采集

2011年2月19日
卢驭龙制成第一台固液混合火箭发动机

2011年5月7日
刘虎发表《办好探空火箭研制活动,努力提升科技爱好水平》,第一次阐明业余火箭的意义,指出业余航天活动的发展方向。

2011年5月8日
我国第一家专门从事民营航天的机构科创航天成立

2011年5月9日
魏广寅、叶鹏等组成的团队发射第一枚超音速火箭成功

2011年6月23日
刘虎批准资助北京一五九中学航空火箭工作室。这是民间资金第一次资助业余火箭团体。

2011年8月5日
第一届业余火箭年会开幕

2011年8月27日
第一个液体火箭发动机项目由科创航天发起

2011年10月31日
《液体火箭发动机的设计与制作》由魏广寅翻译完成,科新社出版
魏广寅、刘彦君等编制了一系列液体火箭发动机设计软件

2011年11月12日
电视新闻首次报导中国的业余火箭活动(广州电视台,科创航天)
广播新闻首次报道了中国的业余火箭行动(中央人民广播电台,科创航天)

2011年11月19日
李青阳进行第一次液体火箭发动机原理试验

2011年12月5日
第一个全功能试车台由黄湛钧、罗澍研制成功

2012年1月7日
拓璞电器发展有限公司赞助科创航天广州项目组,这是国内企业第一次赞助民营航天活动。

2012年1月8日
叶鹏制成第一个合格的再生冷却喷管

2012年1月9日
第一次与国营航天机构进行学术交流。(国家空间中心与科创航天,科创航天代表团主讲:刘彦君,讲稿:罗澍)

2012年5月1日
贵州液体火箭项目组发生中国业余火箭史上第一次大事故

2012年5月30日
罗澍发布第一个完整的火箭导航惯性平台试验产品KCNAV2A

2012年7月8日
贵州液体火箭项目组试制成功第一台液体火箭发动机(魏广寅,叶鹏等)

2012年8月17日
张子林试制成功高氯酸铵-端羟基聚丁二烯复合推进剂(APCP)并公布工艺要点,随后ASR火箭研究组(还哲等)将推进剂用于第一台APCP发动机并测试成功。

2012年8月31日
罗宇辉等发射成功第一枚液体火箭

2012年12月18日
卢驭龙试制成功第一台液氧-乙醇液体火箭发动机

2013年2月9日
QU8K探空火箭纪实《啸震长空》由科创航天采用互联网协作方式组织编译完成,主译:姜龙。

2013年6月26日
科创航天进行民主改造,覃永良当选主席(任期2013.7-2014.6)。

2013年7月25日
科创会员(网名:第七骑士团)研制成功世界上首个共晶复合推进剂,论文已通过IJAS(国际航天技术期刊)的审稿

2013年7月29日
由拓璞电器赞助,科创航天研制,但尚未完成问题归零的玉兔4型火箭在内蒙古通辽市荒漠上被发射升空

2013年8月20日
覃永良发布国内第一款开源飞行数据记录仪KC316a

2013年10月16日
科创航天加入Openrocket开源项目,同年11月15日发布该软件的第一个中文版本。中文项目由朱逸伦主持,许多中国爱好者贡献了力量。

2014年1月2日
胡振宇在深圳市注册成立民营航天公司。

2014年1月30日
第一部关于业余火箭活动的纪录片《箭亮今夏》公布

2014年3月4日
李彦宏在全国政协大会上递交提案,提议发展民营航天

[资料截至2014年6月30日]

关于任命罗澍(warmonkey)为科创航天局主席的公告

关于任命罗澍(warmonkey)为科创航天局主席的公告依据《科创航天局组织条例》,经理事提名,理事会推举等民主程序,现正式任命罗澍(warmonkey)为科创航天局第三任主席。本届任期从2014年7月1日起,2015年6月30日止。此告科创研究院
2014年6月26日附:罗澍同志简历

罗澍,男,22岁,江西南昌籍,大学以前长期在广东湛江生活。中山大学通信工程专业。2005年加入科创论坛,2011年加入科创航天局,创始会员。2013年6月当选科创航天局理事,2013年7月任科创航天局总工程师。

 

附理事会名单:

张越显(game00over)

潘柯文(pankewen)

刘正(718281828kc)

罗澍(warmonkey)

刘虎(虎哥)

覃永良(novakon)

还哲(bh,王者归来)

我局首次大型活动的纪录片《箭亮今夏》发布

2011年夏天,在贵州省安顺市举行了火箭爱好者的第一次聚会,并用3天多的时间制作了两枚火箭。为了留下珍贵影像资料,航天局遵照电影爱好者的提议,提前建议参加活动的爱好者拍摄一些素材。从上海赶来的韩泳林担任了现场摄像的指导工作。本片拍摄时没有剧本,也没有专项计划,全部素材都是在活动过程中自然拍摄的。活动结束后,刘虎为影片撰写了脚本,但剪辑工作因为种种原因一再延期,脚本也经过多次修改。

本片反映了航天爱好者们自己动手,不怕困难的科创精神,客观详实的报道了早期活动的不足。我国航天爱好者不论条件好坏,自始至终遵循科学和工程技术的一般原则,严谨的对待实验活动,他们快乐活泼,严肃认真的精神贯穿全片。本片可以作为各类科技爱好活动和创客运动的参考资料。

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原始观看地址(高清):http://v.youku.com/v_show/id_XNjc3NDY1Njcy.html

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片中出镜的多位爱好者在随后的三年间纷纷创业,但是仍然热爱着航天科学技术。罗澍现任科创航天局总工程师,魏广寅转向了液体火箭研制;KCSA创始人刘虎改任科创仪表局主席,继续关心着私人航天事业;赵紫川创办了一家创新软件公司,叶鹏经营着一间机械厂,韩泳林创办了影视文化公司,取得了不小的成就。

东莞创客空间为本片提供了技术支持。

OpenRocket 13.11.2中文版发布

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OpenRocket 是一款功能强大的火箭结构和弹道仿真软件,自作者 Sampo Niskanen 于2010年4月6日发布第一个可用版本1.0.0起,经过多年众多火箭爱好者的努力,如今已经是众多网友和部分商用火箭设计机构广泛使用的成熟工具。
OpenRocket采用Java编写并完全开源。任何人可以在github上复制分支(fork)到自己的代码库,做任何变动/修改/增强(commits),然后将更改提交(submit)到主版本(openrocket/master)。如果变动被采纳,你所贡献的代码将会出现在下一个发布版本中。Oracle提供的Java虚拟机方案可以让同一个经过封装的openrocket软件直接在Windows,Linux,Mac上运行。

自2013年10月16日起,科创航天局加入开源项目,进行了该软件中文版汉化工作,于11月15日正式发布。今年1月1日,OpenRocket 13.11.2 发布,修复了部分BUG。汉化工作的发起倡导:罗澍(中国),翻译主持:celeron533(澳洲),审阅:刘彦君(中国)。

===Version 13.11.2 Change Log===

Updated French, Spanish, and Chinese translations.
Fixes to numerous exceptions in the configuration tab and motor chooser
dialog.
Usability improvements in the configuration tab (which was renamed to
Motors & Configuration).
Some layout fixes.

Kevin

源代码下载(恩。。。现在大家都在用github):
https://github.com/openrocket/openrocket

软件下载(英文站点):
http://openrocket.sourceforge.net/download.html

技术文档(英文):
http://openrocket.sourceforge.net/documentation.html

【【注意】】
运行Openrocket必须先安装Java:
http://java.com/getjava

Openrocket使用Jar打包,请不要使用winzip/winrar/7zip等软件解压缩,而是使用Java虚拟机来运行的
一般如果Java安装正确的话,双击就能运行
如果双击无法自动运行,请尝试:
windows:        java -jar c:\folder\openrocket.jar
linux:             java -jar folder/openrocket.jar

有关java的具体细节请善用google/baidu

关于任命覃永良(novakon)为科创航天局主席的公告

关于任命覃永良(novakon)为科创航天局主席的公告

依据6月16日科创航天第一届(认证)成员大会关于选举和选举办法的决议和科创航天第一届主席团选举投票结果,现任命覃永良为科创航天局主席。

任期自2013年7月1日起,至2014年6月30日止。

此告

科创研究院
2013年7月5日

附:

科创航天局第一届主席团选举结果公告

第一届理事会选举投票工作已经于2013年6月25日24时结束。经确认,未发生导致选举结果无效的事件,兹将有关结果公告如下:
1、登记选民19人,投票选民19人,投票率100%,超过选民总数的四分之三。
2、投票过程中未出现影响计票准确性的意外情况。
3、计票工作由计算机程序自动进行,期间未进行任何人工干预,未发现数据异常。
4、计票结果如下(按得票数排列):
覃永良(novakon) 15 票
李青阳(leeqingyang) 11 票
胡振宇(焓熵) 6 票
反对票 3 票(程序给出的实际全反对票 1 票)
弃权票 0 票
5、覃永良、李青阳票数过半;胡振宇票数未过半。覃永良、李青阳当选科创航天局主席团成员。

选举承办机构:科创在线网站
2013年6月26日