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

埃隆·马斯克力荐《点火!:液体火箭推进剂野史》中文版下载

原书《液体火箭燃料的历史和基本问题》,原作者约翰·克拉克,书号、译者、出版时间无法查询。经科创航天鉴定为《点火!:液体火箭推进剂野史》(Ignition!: An informal history of liquid rocket propellants)中译本。我们将此书扫描制成pdf,提供给所有航天爱好者下载传阅。

点击下载:液体火箭燃料的历史和基本问题

英文原著:ignition An Informal History of Liquid Rocket Propellants by John D. Clark

相关阅读:
http://www.kcsa.cn/?p=403  《啸震长空-qu8k探空火箭项目纪实》 美国爱好者自制探空火箭射高36公里

http://www.kcsa.cn/?p=350  《液体火箭发动机设计与制作》自己动手制造一台液体火箭发动机

http://www.kcsa.cn/?p=908   《LRE5000液体火箭发动机参考设计》5kN(509公斤推力)液发设计过程讲解、设计图纸和3D模型下载

我们的研发环境是完全开放的,在这里可以自由的与爱好者们交流,科创研究院为会员提供试验设备和经费支持。欢迎有相关需求的院校和企业进行项目合作 点击此处,联络科创航天






 

中山大学“天琴计划”招聘教师与研究人员

引力波是广义相对论的基本预言,但是至今为止尚未得到引力波存在的直接证据。此外,引力波探测将提供全新的天文观测手段,开启引力波天文学新纪元。中山大学在引力物理领域具有优良的学术研究传统。上世纪七十年代中山大学引力物理研究室建设常温共振型引力波天线,其测量灵敏度为当时国际同类引力波天线的最高水平之一。目前,中山大学正在组建研究小组开展我国空间引力波探测计划任务的预先研究,制定我国空间引力波探测计划的实施方案和路线图,提出“天琴”空间引力波探测计划,并开展关键技术研究。

天琴计划主要将分四阶段实施:第一阶段完成月球/卫星激光测距系统、大型激光陀螺仪等天琴计划计划地面辅助设施;第二阶段完成无拖曳控制、星载激光干涉仪等关键技术验证,以及空间等效原理实验检验;第三阶段完成高精度惯性传感、星间激光测距等关键技术验证,以及全球重力场测量;第四阶段完成所有空间引力波探测所需的关键技术,发射三颗地球高轨卫星进行引力波探测。

我们将在中山大学珠海校区建设“天琴计划”所需的地面研究基础设施,并以此为基地开展面向国家重大需求和科学基础前沿的国家大科学工程项目。其中山洞超静实验室和激光测距地面台站基础设施建设已经启动,部分关键技术研究也已经有具体进展。天琴计划的推动将使中山大学将成为国际上引力波探测与空间精密测量领域的学术研究重镇之一,并成为推动后续一系列空间精密测量物理实验的研究基地。

1.招聘单位:中山大学天文与空间科学学院

2.招聘方向:

(1)  引力理论:广义相对论、引力理论、宇宙学等

(2)  空间引力实验:月球激光测距、引力波探测、无拖曳控制、空间任务系统模拟与数据分析

(3)  精密测量技术:高精度激光干涉测量、精密光学机械设计与分析、低噪声电子技术等

3.招聘条件:

(1)  身体健康;

(2)  已获得博士学位;

(3)  在引力实验、精密测量、光学工程或相关领域有前期研究基础;

(4)  具备良好的沟通能力和团队合作能力。

4.应聘材料要求:

申请者自从即日起投递简历、发表论文清单和两份推荐信(其中一份要求是博士指导导师或者现在研究同事)。

5.招聘岗位:

千人、青年千人、教授(含长江学者特聘教授)、副教授、讲师、研究员、博士后。

以下领域招聘团队负责人(Principal Investigator):星间激光测距技术、无拖曳控制技术、月球激光测距技术、系统模拟与分析、卫星微推进技术。

6.待遇:团队负责人:年薪50万-100万人民币,其他岗位工资另议。

7.联系方式:

联系人:李淼 教授

电话:18620939367;

Email: limiao9#mail.sysu.edu.cn

收到投递资料后会立刻审阅申请者材料,审阅通过后会安排会候选人面谈

【哥本哈根亚轨道】BPM5双组元液体火箭发动机的组装

原帖地址: http://bbs.kechuang.org/read/70350 翻译:novakon

考虑到很多同学听不懂丹麦音英语,提供一部分听译内容。

最上面这一块称为LOX Dome(穹顶),从这里加注液氧。
两侧有两个大孔,液氧从其中一个注入,另一个孔用来测量压力。下面的7个小孔,让液氧流入下面的加注器。

接下来这个法兰盘,上面有许多比LOX Dome上更小的孔(0.9mm直径),液氧通过这些更小的孔进入燃烧室。
看,这个是过滤器,遮在LOX Dome上,以防止液氧中的异物堵住加注器的孔。

因为下面的孔直径很小,因此很容易被异物堵塞。像这种类型的发动机,即便堵住一个孔,都会对工作造成很大影响:如果燃料混合的点偏离中心,显然会导致发动机一侧过热,这将是毁灭性的。

继续看法兰,材料是钢,看到这一圈孔了吗?刚才介绍过,液氧是从加注器盘上纵向的孔流入燃烧室的,而燃料是从分布在直径上的、外侧的孔流入,而从内侧的孔喷出,与纵向喷出的液氧结合。

这个是燃烧室内管。燃料在外侧流过,进入法兰内侧的这条缝,再从内侧圆孔喷出。

因为有许多拐弯,因此压力会一路下降,这是我们希望尽量减少的,因为越低的压降,意味着越低的燃料罐压力,反过来则需要越高压力——也就意味着更厚重的燃料罐。

这是燃烧室外管,比内管大一圈。燃料在内外管之间(夹层)流过,这样可以起到降温作用。他们俩最终要焊接起来,那怎么保证每一处的内外壁距离都相等呢?用2mm粗的铜丝垫着就行了。

这个是甜甜圈,从中间锯开,再焊到喷口外侧上去。燃料首先通过一根管子进入甜甜圈,再通过发动机的夹层。然后从上端法兰盘上的孔,喷入燃烧室。

如果要调节冷却效果,可以调节夹层中燃料的流速。如果夹层是空的,流速就较低;如果夹层中做一个螺旋,令燃料螺旋流动,流速就会较高,而且流动距离更长。当然冷却过度也有麻烦,用于冷却的燃料如果温度过高会沸腾,因此最终设计要做一个折衷。

当我们要调节喷口的冷却效果,可以更改一下上部的结构,反正就是这么调出来的。


这里有两个阀门,一个用于液氧,一个用于酒精。我们之前一直采用主副阀门的设计,先开小阀门点火,点火成功再开主阀门。这可以确保在点火成功之前,不产生大爆炸。这就需要四个阀门。

不过在这个设计里,我们每种组分只用一个阀门,总共两个。现在的阀门是可以控制开合角度的了,所以我们可以用同一个阀门实现不同流量。

 

LRE5000液体火箭发动机参考设计【图纸下载】

作者:科创航天广州项目组

本文链接:http://www.kcsa.cn/?p=908 欢迎转载

 

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长期以来,液体火箭方面的资料仅有抽象的理论描述、一些剖面图和实物照片提供,绝少有3D模型流出。因此,我们总结了以往的发动机设计、试车和实际飞行经验,设计了这台适合爱好者动手DIY的液体火箭发动机。
本设计旨在提供液体火箭发动机的一般设计思路方法,并提供现成设计案例和结果。帖子中提供的3D模型足够清晰和明确,让您能够了解到液体火箭发动机的每个内部细节,进而让有兴趣的爱好者展开仿制工作。
该设计的3D模型已经附带在此 KCSA-LRE5000-Model,文中未标注的参数请在3D模型中查看。希望本文能起到抛砖引玉的作用,让更多人能动手开展液体火箭方面的实践。
论坛技术讨论贴: http://bbs.kechuang.org/read/71342

1.燃料选取及燃料理论性能计算

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本次燃料为确定为液氧/乙醇,最佳氧燃比1.5

使用cpropep软件 下载:cpropep

选择冻结流frozen equilibrium,这个模式算出的比冲偏低(保守结果)。

小型液体火箭发动机设计,后续计算一般都采用冻结流数据。

计算得燃温3231K 喉部燃温2935K 喷管出口温度 1788K

平均燃气分子量22.26g/mol         Cp/Cv(燃气比热比)1.2

特征速度1692.8m/s                理论比冲253s

 

1.燃烧室内尺寸的确定

使用echo坛友编制的液机内弹道软件 LREDimensions

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设计推力500kgf,按用途尺寸定室压为3MPa,喷注燃料压降0.8mpa

猎鹰坛友的Rocket Designer包含了特征长度数据。(下面有下载)

因为我们打算采用互击式喷注器(详细介绍见下文),燃料和氧化剂在撞击的时候有一次混合,并且因为是小发动机,特征长度可以取到比较小。

特征长度和燃料组合的燃烧反应速度有关系,反应快烧得快特征长度就短,反之则长。因为燃烧室需要的长度和流速有关系,所以我们不直接说燃烧室需要多长,而是说特征长度需要多少。

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液氧乙醇的组合特征长度是1.4-3.0m,实际取0.8-1.2m都是可行的。取得太长增加重量并且冷却会变得困难,太短燃烧不完全导致比冲损失。具体最佳数值是多少需要实测才知道,特征长度取值合适的发动机,大液滴到喷管喉部就基本上都烧完了(95%以上反应完毕)。不过如果取得不合适,只会导致比冲损失,但不会直接导致爆炸。

径收敛比影响燃烧室的直径和长度,粗的燃烧室内部流动比较慢,所以做得比较短也能保证燃烧完毕。细的燃烧室因为流速快,所以需要长一些以保证有足够的停留时间让混合物反应完毕。通常让燃烧室的长径比为1-2较好,所以就多算几遍,取不同的径收敛比直到燃烧室长径比落在1-2之间。

确定燃烧室内径100mm,长度150mm,喷管最窄处37.6mm,扩张比4.84

 

2.发动机结构设计

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采用铜合金制成燃烧室,冷却方法采用燃料再生冷却,冷却流道采用先旋压后焊接方式制造

燃烧室内壳体采用旋压方式制造。冷却夹套使用碳钢材质旋压加工后,剖成两半扣住燃烧室。使用铜丝(图上未画出)维持燃烧室壳体和夹套之间的间距。

 

http://v.youku.com/v_show/id_XOTQ2MTY1ODYw.html?from=y1.4-2Q

这里可以看到哥本哈根亚轨道是怎么做旋压加工的

注意喷注器不是一个整体,而是由外固定环和喷注板组合成的,这样就为从内侧焊接固定燃烧室提供了可能性。以下是冷却夹套焊接顺序

1固定环和铜制燃烧室套在一起,焊枪伸入环内焊接内侧接缝。

2 燃烧室外侧放铜丝并做点焊
3套上夹套焊接固定环与夹套的外侧接缝。
4剖成两半的夹套重新焊接成一个整体。
5通过异种材质焊接方式连接到燃烧室尾部。

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喷注孔设计使用猎鹰坛友的Rocket Designer RD

乙醇密度0.8,液氧密度1.143。喷注压降一般取1/4-1/2燃烧室室压,压降提高将会使得出口速度提高,一般建议喷注速度20m/s以上。喷孔数量在加工方便的前提下,尽量多一些。计算出需要的喷注孔直径之后就可以把喷孔画到图上了。

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在整个喷注面板上,流量并不是均匀分布的。一般可以选择单峰分布和双峰分布,这样有利于燃烧稳定性。

单峰分布是指在1/2半径的位置流量加大,该区域流量是面板其他位置的一倍。

双峰分布是在图上的基础上增加了圆心区域的流量密度,即把该区域的流量密度也提高到其他位置的一倍。

靠近燃烧室内壁的边缘区域流量比较小,以保护燃烧室内壁。

氧燃比分布,除了靠近燃烧室内壁的边缘区域需要调整为富燃料,以保护内壁之外,其他的部分均可按最佳氧燃比(或者稍稍低于最佳值)。

因为我们这个发动机很小,我们采用单峰分布“其他位置”流量为零,只有1/2半径处设置了喷孔,其他部位不设置。需要液膜冷却的自己在靠近燃烧室内壁的边缘区加上一圈就喷孔就行了。

实际上,对于较大的发动机,会考虑圆周上设置不同的流量密度。具体可以看哥本哈根亚轨道设计的TM65发动机,这里是组装视频,注意他的喷注器设计。

http://bbs.kechuang.org/read/70350

如果流量设计值和实际值不一致,调整输送压力即可。

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喷注方式采用多点互击,点火流程为预燃式富燃启动,主推进剂送入燃烧室点火

对撞点距离喷注面板12mm,对撞角度45°,算出喷注孔距离12mm

对撞点到面板的距离取12mm(绿线),是为了不让对撞的液滴飞溅到喷注面板上。这个是测试出来的。液体溅到面板上可能引起面板面板损坏或者过热。

对撞角度合适的情况下,液流的动量和(质量流量*速度)的方向是朝下而且稍微向中心收拢的。

有以上两个参数之后可以算出喷注孔距离。

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使用分液环对燃料进行分液。

注意预燃室和分液环都是焊接在喷注板上的,推荐用氩弧焊拖焊方式。

喷注板和固定环也是焊接在一起的,注意焊接的时候用木板保护所有的孔。

最后把分液环的盖板焊上。

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总体视图如上

左边:预燃室(上),液氧入口(下)。

右边:酒精入口。

图纸上是适配DN15不锈钢管的,管子插进去焊上即可。

预燃室中间的孔装12mm摩托车火花塞,左右两边各焊接不锈钢毛细管通入少量气氧和酒精用于点火。

这样你就需要4个阀:液氧主阀(淘宝有低温球阀可以买),乙醇主阀。氧气点火阀,乙醇点火阀

前两个可以是球阀,用电动球阀执行器去推动。后两个用电磁阀即可,淘宝有合适的耐高压的品种。

火花塞接ZVS电路最好,提供持续的直流高压维持电弧,功率大则点火更可靠。

 

3. 输送系统

参考猎鹰坛友研制的液氧输送系统

http://bbs.kechuang.org/read/52912

 

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液体火箭发动机设计教材在此下载液体火箭发动机设计与制作
3D模型 Solidworks2014格式,STEP格式 KCSA-LRE5000-Model

软件下载汇总RD LREDimensions cpropep

特别感谢提供研发经费的坛长刘虎;提供设计软件的资深会员猎鹰(马XX);广州项目组的发动机专家王XX、黄XX同志,提供帮助的novakon坛友,提供测控系统的黄XX(2),吴XX同志;来自中科大精通流体力学的拔刀斋坛友;精通液体火箭技术的echo坛友;以及来自航天X院为我们提供无私帮助的XX和XX坛友。正因为有了你们,国内的爱好者才能达到现在的水准。

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