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

picture 9

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

科创论坛00后爱好者成功进行RAP火箭发动机试车与数据采集

曾几何时,弹簧台秤是我国火箭爱好者测量火箭发动机推力的最常用的设备之一。在科创航天各位工程师的不懈努力下,将廉价、精确、可靠的电子测试装置普及到了爱好者的日常测试工作中。

最新的作品出自一位00后少年之手,下面我们一同来看一看他的精彩实验

我的推力测试台的组成:100kg应变式称重传感器一个、一块Arduino uno r3,一个HX711模块,一笔记本,一个测试架子(旧电钻支架改装的)
给个我的电钻支架的链接:http://item.taobao.com/item.htm?spm=a1z09.2.9.229.24tJy3&id=35542374237&_u=5945jj48f45
再给个我的hx711的链接:http://item.taobao.com/item.htm?spm=a1z09.2.9.91.Kj4xyW&id=27002972399&_u=5945jj4bec1
具体安装方式大家看图也能懂了吧

                                                             hx711的接线图:
上位机程序我使用的novakon编写的,所编写的软件启动时会检测系统中存在的所有串口,并启用其中的第一个,如果您的计算机中除了当前使用的串口还有其他COM通信端口(可通过设备管理器查看),请禁用它们,另外此程序还需要.NET Framework4支持。原帖地址:http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-58561-1-1.html

接下来是我的Rap发动机的试车以及推力数据采集:
做了四节Rap,每节长4cm,这次由于没有用真空仓,所以燃料柱内应该有较多气泡,中空也打歪了一点,不过不影响使用
关于我的金属发动机的具体参数:http://bbs.kechuang.org/read/66149
发动机燃料的喷燃比:
发动机工作瞬间截图:

出马赫环了 激动啊!
工作后的发动机:


喷口积碳均匀

  


然后进行发动机装药,点火用了两根电子点火头加一点黑火药
关于我的遥控点火器:http://bbs.kechuang.org/read/66938

测试台的安装,压上了好几块大砖防止推力太大把推力测试台推翻

笔记本数据采集准备就绪,这里还告诉大家一个东西:发动机安装好之后点一下上位机程序中间的Zero,然后读数就会归0了,这时往发动机上放一个100g的砝码,读数便会有所增加,然后点上位机程序右边的Set Weight,在弹出来的对话框里输入的就是这个100g砝码所代表的量,我这里输入0.981,然后得到的测量单位直接就是单位牛顿了;也可以输入0.1,得到的测量单位就是千克;输入100,得到的测量单位就是克。



记录与保存数据:点一下程序的左上角的start/stop 就是开始记录数据,再点一下就是停止,然后点左下角的save to csv就是保存数据了

最后是采集到的推力数据,我用Excel做了推力曲线:
0.4秒时达到峰值推力300N     最后novakon给我计算的平均比冲为132N*S/N左右 

图片:推力变化曲线.jpg

 这个测量方法还有一个弊端:就是竖着放时燃料的重量也会算进去,而燃料的重量是变化的,所以会导致测量结果有一点误差,下次我将改进下,把整个测试台设计成横着放的,就不会有问题了
推力曲线cls文件:推力变化曲线.xls
原始推力数据CSV文件:试车原始推力数据.zip

原帖:http://bbs.kechuang.org/read/67413

航天/军事项目研发制造费用估算

一个典型的航天项目到底要花多少钱?NASA数据告诉你。两个经验公式计算器分别是:

先进任务开销模型(Advanced Missions Cost Model)

用于估算航天飞机、空间站、导弹等的研制费用。

http://www.kcsa.cn/amcm.htm

飞船/运载器费用模型(Spacecraft/Vehicle Level Cost Model)

用于估算运载火箭发动机和科研仪器的费用

http://www.kcsa.cn/svlcm.htm

名词解释:载具=运载工具(运载火箭等),液机=液体火箭发动机,净重=未装燃料的空壳重量

参考阅读:航天/军事装备参考报价表

均由覃永良翻译为中文。原始计算页面获取自Global Security网站,见:

http://www.globalsecurity.org/military/intro/reference/calc/index.html

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

LOX.PE燃料火箭发动机测试成功

LOX.PE燃料火箭发动机测试成功

吴晓飞,上海市

2012.11.4日晚间18点整我们对液氧聚乙烯火箭发动机进行了3次成功点火试验,第二次测试时工作时间为30秒,工作正常稳定,获得了测试数据,可以进行下一步测试。

该机设计与制造日期为2012年10月15日到10月18日,发动机壳体材料为NAK80,喷注器与喷喉材料为德国萨斯特2344压铸模具钢。密封为法兰式。

发动机详细参数

发动机燃烧室长300,外径60内径40,燃料棒为270MM,为了确保发动机的安全性能燃烧室设计壁厚为10MM。

喷注器为紫铜喷注器,为了防止液氧气化不完全,喷注器设计为0.5MMX5 45度撞击式喷注器,加工机器为EDM电加工,耗时5小时,因喷注器已积碳严重,在此上一张别人的照片以做参考!

喷注器

喷喉设计收敛角度为45度,扩张角度为13度,喷喉为8MM,密封为12个螺丝加铜垫法兰式密封,每个螺丝平均最高受力为400公斤,喷喉采用了哑光抛光,从而减小喷喉对气流的阻力,以确保不会出现端面燃烧。

液氧的供应为3MPA氧气加压。燃料流量为8g/s。燃烧室理论压强1.7MPa。设计氧燃比为5,工作完成后发现聚乙烯的推移速率远低于我的预测,也就造成了氧化剂流量以远远超出,

测出的氧燃比

设计推力为25公斤。(因时间问题没有装上推力传感器所以推力不详)

发动机整机

发动机整机

喷喉

喷喉

EDM加工喷喉

1000大洋买的液氧罐

花了2个小时做出来的液氧储罐

燃料室与燃料棒

燃料棒燃烧非常均匀

强大的2344,工作50秒都没烧!

试车滤光后照片

 

视频

可见光射频

110mm口径RNX燃料固体发动机地面测试

文/胡振宇 摄影/覃永良等

科创航天广州局于2012年7月7日下午对科创论坛目前设计总冲最大的固体燃料火箭发动机:110-RNX星孔发动机进行了测试。

相关参数

壳体:	内外径109/119mm    			材质:40Cr
喷喉:	24mm    				材质:石墨
堵头:	上端开洞配合PTB503压力传感器使用     	材质:45#
喷口:	收敛角45°,扩张角12°    		材质:40Cr

堵头、壳体、喷口连接方式:2.5牙距梯形牙
发动机设计耐压:	70MPa
设计工作峰值压力:	7MPa
燃料为添加3% DOS的改性RNX燃料

软件模拟的喷燃比曲线如下:

 

发动机使用5g  200目银药配合6V电点火头点火。

参与此次发动机测试的人员有焓熵,Warmonkey,zzlzhang,novakon,邪惡的小會會,2400,肖雄

 

实验记录

燃料制造

为了生产体积更大的燃料棒,广州局设计并制造了可兼容75,110,160直径PVC管的真空震动浇筑仓。

 

背景是原先由贵州局设计制造的真空浇筑仓。

 

真空仓进行真空浇筑作业时,真空表的示数。

 

使用CNC对药柱进行星孔加工,制造出的110规格药柱与75规格药柱

 

发动机设计及制造

在设计之前,我们首先要对发动机的材质进行一个初步选择,最终考虑到热工作可靠性及耐压性能后,选择了40Cr作为发动机壳体材料
其壳壁设计厚度为5mm,耐压大于70MPa,连接方式最终也选定了2.5牙距的梯形螺牙进行连接

喷口及石墨衬喉

测试装配

对燃料外圆进行微小加工,以保证尺寸可以顺利放入发动机内

 

将药柱排列,并进行编号,准备装机

 

出发前,测试台和发动机的合影~

 

 

堵头处压力传感器

为了保持测试台的稳定性,吸取之前地面测试的经验,在测试之前将8块16kg重及2块20kg重的钢块累加到测试台上,以保证测试台不在发动机工作时被掀起。
测试视频截图

喷出的气体中可见明显马赫环,证明喷气速度超过音速。

全景截图

测试视频:


链接地址:http://v.youku.com/v_show/id_XNDI0ODY4MzQ0.html

测试人员合照

工作照

 

数据处理及分析

此次发动机测试采用了PTB503(16MPa)压力传感器及中航LG60应变片,并配以广局自行设计制造的数据采集卡及试车台,对内部压力和推力两个项目进行测量。

收集到的数据曲线。 纵轴:左为推力,单位公斤力;右为压力,单位兆帕。 横轴为时间。

通过数据我们可以发现,此台发动机的理论设计及实际测试得到了非常好的吻合,其工作压力稳定,工作时间长久,同时也验证了石墨喷吼用在大尺寸发动机上的可行性。不足之处是点火效率很低,还有很大改进余地。

通过对软件仿真结果和从应变片和压力传感器采集到的推压力数据进行比较,可以看到这台发动机在实际工作效果上和理论设计是非常接近的。本次实验还验证了石墨作为大尺寸火箭发动机的喷喉材料的可靠性。

至此,国内业余界总冲最大(14837 N*s)的固体火箭发动机完美的进行的第一次地面测试宣告圆满成功。

液体发动机地面试验事故(1201号事故通报)

2012年5月,贵州局在进行液体火箭发动机地面试验的准备工作时,发生一起大事故,现将事故情况通报如下。

事故概况:

甲、乙、丙三人在开阔地进行液体发动机地面点火试车的准备工作,该发动机采用浓缩过氧化氢-煤油推进剂系统,燃料挤压供应,氧化剂采用催化分解。试验人员依预订程序关闭氧化剂、燃料阀门,对氧化剂储槽加压到7MPa,拟在不送燃料的情况下,进行氧化剂输送系统的带压冷流测试。这种试验理论上危险性很低,因此甲乙丙三人站在发动机一侧,距离约1米的地方,使用遥控操作输送系统开机和调节流量。在甲按下开关的瞬间,发动机发生猛烈爆炸,靠近燃料喷注器侧的钢制发动机机体粉碎,法兰盘炸碎,催化床飞散失踪。靠近喷口一侧的约一半机体向反方向飞出十余米。

事故造成一人轻伤,两人轻微伤,并造成一定财产损失。甲颈部被破片击中,形成两处长约5厘米,深约0.3~0.5厘米狭长创口,缝合8针。乙口腔被一颗稀土陶瓷催化剂颗粒击中,颗粒深入组织内部,经手术取出。丙脚部被破片划伤血管,造成一定量出血。甲左侧耳朵听力受损,尚待听力鉴定。现场地面密布弹坑,附近一15mm钢管被破片切断,试验设备炸毁。

事故性质:自然事故。

事故级别:大事故。

事故原因分析:

事故发动机为采用再生冷却的钢制发动机,机体材质为40Cr,设计工作压强3MPa,耐压大于20MPa。事故发生前两天曾进行过一次小流量地面试车,未发生异常。在小流量试验时,氧化剂先用尽,因此关车后,燃料储槽中还剩大约200ml煤油。在事故发生前,未放尽燃料储槽中的煤油,也没有对发动机进行吹扫或清洗。本来此时发动机内是不存在煤油的,但是在事故发生前,为检查燃料节制阀的状态,在燃料储槽泄压的情况下,手工启闭过几次阀门。此时少量煤油(估计在几毫升到十几毫升量级)依靠重力滴入燃烧室。

在从实验室搬运发动机到试车场地的过程中,发动机发生倾斜,出现喷口高、氧化剂喷嘴低的姿势,使少量煤油逆流进氧化剂催化室。在搬运过程中,丙发现发动机外有少量液滴滴下,告知了其余人员,未引起警惕。发动机安装完毕后,按计划应进行燃料输送系统的试验,确保氧化剂输送系统可靠工作。试验步骤是:为氧化剂储槽加压到规定压力,然后单一开放氧化剂节制阀,使少量氧化剂进入发动机,催化分解产生氧和水;使用电动控制装置调节氧化剂阀门,控制氧化剂流量,观察喷气是否平稳、正常。该实验理论上没有爆炸风险,以前也多次重复进行,均未发生异常。但是该发动机氧化剂输送系统在设计上存在缺陷,即通电瞬间,调节阀操控电机必须短暂复位,而复位点为半开启状态,该过程持续约0.5秒。复位完成后,调节阀回到预设位置,一般预设为关闭位置。

在进行氧化剂输送系统测试之前,因试验理论风险很低,故没有清场。试验开始后,首先对输送系统上电复位,就在这0.5秒之内,大约40ml体积的92%过氧化氢在高压下注入发动机,立即与催化床上的煤油催化反应,形成高压或液相爆轰,导致猛烈爆炸。

本次事故的因素链包括:前次试验未吹扫——前次试验后未放空燃料储槽——事故之前手工检查燃料阀门时未截断燃料供应——倾斜搬运——发现液体异常滴落时未检查原因——氧化剂输送系统缺陷——未清场。

事故教训:

1、提高安全意识。
2、对每个环节的安全风险做充分估计,不放过任何安全隐患,必须改进后再实验,绝不能带病上马。
3、发现任何异常必须高度警惕,反复检查、论证,未查明原因和充分防范后果前,停止进一步试验。
4、凡是有氧化剂进入发动机的试验,必须清场。氧化剂、燃料加压前是否必须清场,另行论证。

(撰文:刘虎)

事故发动机

爆炸前

爆炸后

 

附:对本次事故的扩展认识

世界航天史上有多次人员近距离检修带推进剂的发动机或航天器时意外起火或爆炸的伤亡事故。

苏联P-16(SS-7),违章带推进剂检修第一级时第二级点火,战略火箭军司令等160人遇难。
(世界航天史上最严重的事故)
http://news.163.com/07/1026/15/3RO6EN6H0001124J.html

戚发轫回忆:风云2号在厂房里爆炸(实际上是固体发动机意外点火),1人遇难。
http://news.sina.com.cn/c/2010-07-15/060420681401.shtml

美国私人公司Scaled Composites太空船2号的固液混合发动机在地面测试中爆炸,3人遇难。
http://news.sina.com.cn/w/2007-07-28/130112287502s.shtml
注意图片,不仅发动机爆炸,整个氧化剂N2O储箱都爆炸了,现场一片焦黑。
事发时,研究人员正在测试一氧化二氮在发动机喷射器中的流动。

太空船2号的事故案例与本次事故类似,也是氧化剂系统冷流测试中意外爆炸。其原因在一些版本中疑似为N2O受到压缩冲击,触发自分解爆炸反应;当然也不排除易燃物沾染的可能性(有多起由于易燃物沾染引发的氧气厂爆炸案例)。高浓度H2O2与N2O具有类似的自分解爆炸性,本次事故没有波及到高浓度H2O2储箱实属万幸。

由于带推进剂操作时人员距离太近,仅靠防护措施很难实现本质安全。
此类操作应尽可能减少,只要有可能就改为遥控操作。
对于必须进行的带推进剂安装调试,从本次事故看,仅凭简单的记忆安全操作常识难以有效覆盖事故链。宜在操作前编写一份作业指导书,列出正常的操作流程和可能的异常情况、危险因素后再进行操作。

固体火箭由于氧化剂和燃料预先混合,带推进剂的操作涵盖了从混合药柱原料到试车的全过程。向发动机内安装药柱和点火药的组装过程较为危险;而对大直径药柱进行机械加工时产生的易燃切屑、扬尘(及其沾染机床遗留的隐患)容易被忽视。(刘彦君)

附:科创航天局事故分类

责任事故:违反安全规程、通用禁忌,或显然可以预见事故及其后果并且可以采取而未采取防范措施导致的事故。

自然事故:在排除责任事故的前提下,因对科学规律、技术矛盾缺乏掌握或公知的理论存在缺陷而无法预见,从而难以避免的事故。

技术事故:在排除责任事故和自然事故的前提下,因技术条件所限,尚无有效预防措施,难以避免的事故。

50mm直径M.L.(RAP)燃料固体火箭发动机的点火试验

50mm直径M.L.(RAP)燃料固体火箭发动机的点火试验

在前段时间科创航天局(KCSA)301所已经对改配五号环氧树脂-高氯酸铵(M.L.,RAP)燃料就行了50规格发动机的装机测试,效果喜人。
详情请见:http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-45427.html
但是由于喷口喉部薄弱,导致在热机测试的后期,扩展段与喉部被烧穿。经过后期计算,发动机的喷燃比在90~220之间。
为了测得更加充分的推、压力数据,在今(6月13日)日下午,KCSA-301进行了第二次RAP测试,此次燃料的配方与上次相同,制造工艺也相同。
其喷燃比设计曲线如下:


我们将喷燃比控制在130~190之间,同时也加厚了发动机喉部的厚度。
发动机规格数据如下:
燃烧室有效长度:220mm
燃烧室内径:50.5mm
燃料外径:46mm
隔热层材质:HD-PVC
燃料配方:改配RAP五号
药柱总重:588g
点火药:铝-高氯酸钾点火药(附着药柱表面)
下面是实验过程的一些记录图片:
药柱称重


装配前准备


装药效果图


装机测试视频:

 

原地址:http://v.youku.com/v_show/id_XNDEyMzYxMjA0.html
发动机工作瞬间截图


测试后的喷口特写(非常均匀的碳沉积层)


发动机翻滚后,被冲刷的草坪


喷口与第一节药柱隔热层连接紧密(取出时完整连接)


将隔热层取出,隔热效果良好,发动机内壁光洁,喷口收敛段碳沉积均匀
隔热层内壁隔热效果良好


喷口扩展段及堵头内壁合影


最后来一张,敬业的聚硫橡胶隔热垫圈(表示还是很有弹性的)


在本次测试中,由于试车台质量较轻(50kg)
推力墙选择不恰当,导致整个测试台翻滚,只收集到部分数据,但从数据中仍然可以发现此台发动机的强大能量。


目前,广局现役测试台已经难以满足大推力发动机的测试需求,新型测试台方案正在斟酌。广局的同志们一定会再接再厉,不辜负大家的期望。

50mm口径M.L(RAP)固体火箭发动机的试制进展

撰文:科创航天局广州课题组

经过近2个月的配方优化工作之后,在RAP系列燃料的改性研究中得到了可喜的收获!!

RAP系列燃料最初由我坛特邀专家(ehco)成功制造http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-33078.html

并在2011年4月进行了多次发动机试车http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-33147.html

在2011年5月进行了32规格发动机的成功试飞  http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-33541.html

在2011年8月的安顺火箭年会上,我也参加了RAP的药柱制造,并从中获得了很大的经验。

但从以往的发动机测试中,RAP也并不是完美无缺,其燃料的稳定性及工艺细节在后来的X光分析及微观标准分析后,均发现细小问题,例如药柱中存在气泡,发动机喘燃断燃等问题。

为此,KCSA-301研究所希望能通过对这些问题的解决与改进,使RAP普及化,安全化。

首先,我们以小规格发动机为最初的基础试车平台对RAP改配的新型燃料进行初期试车实验以收集其性能特性,并分析其中的不足。

很多很多的标准试验发动机,8mm喷口,45#喷口堵头,304壳体,燃烧室规格为内径32*长度50mm。

對樣品藥柱進行外形加工

成品藥柱及發動機合影
  

从3月末开始,我负责对RAP配方进行优化调配,其中进行了10次的小发动机测试,损毁发动机6台。

其中包括添加HTPB改善力学性质,添加DOS作为增塑剂,改变燃料原料配比,改变粘合剂比例,改变AP粒径,改变粘合剂类型,添加催化剂等多方面的调配测试。

相关的视频有:
RAP-HTPB燃料(喘燃)

http://player.youku.com/player.php/sid/XMzc5MTk2NTIw/v.swf

二茂铁催化RAP燃料  (爆炸)
http://player.youku.com/player.php/sid/XMzgwNjc4MTI0/v.swf

 改配RAP三号装机测试  (燃速过慢)
http://player.youku.com/player.php/sid/XMzgwNjc4MjY0/v.swf

改配RAP四号装机测试  (性能稳定)
http://player.youku.com/player.php/sid/XMzkxMzE0NTgw/v.swf

还有很多实验视频,由于参考价值不大,因此没有上传。
最终在进行了数次配方改进之后,终于获得了稳定的RAP燃料配方,其加工性能优异(主要体现在药浆流动性好,加工时间较长),并且有着非常均匀的燃烧效果。

其配方为如下图(改配RAP五号)

(注意:改配RAP六號的配方有著嚴重缺陷,由於GCC137活性較強,極易以AP發生置換反應,生成大量氨氣,並放出熱量促使藥柱迅速固化)

進行小規格試車:  

 
(其燃料規格:外徑28mm*長度50mm*中孔8mm   發動機噴吼直徑4mm)

之後,我們還對藥柱就行了50規格的藥柱就行了X光透視及密度計算:

質量:165.85g

直徑:44.2mm

長度:64.1mm

通過簡單計算後得出其密度為: 1.687 g/cm3

並與今天下午成功進行了50規格改配RAP五號燃料發動機試車

其發動機有效燃燒室長度為220mm,噴吼直徑9mm

燃料採用4段雙C型藥柱進行填裝,外徑46mm,中孔15mm,長度55mm,孔深度40mm(2段藥柱中其中一段的深度,另外一段為通孔)

發動機試車採用1g 200目銀藥進行點火,遙控雙保險啟動

不多說廢話了,來記賬測試時的勁爆瞬間

點火1/30s後,成功吐出一串馬赫環

約1s後,馬赫環達到峰值

第一段C型藥柱燒完,吐出超音速無焰煙霧

這貨不是發動機,這貨不是發動機

明亮的尾焰

約3s,好吧~~   噴口終於吃不消了,噴吼-擴展段轉角處燒化瞬間

最終發動機工作了114幀,(30幀/秒)

燃燒效果均勻,同時也在3s後成功操爆嬌嫩的噴口……

視頻鏈接:

 
噴口烧毁……
細節特性……  有明顯在高溫下拉伸沖刷過的痕跡
  4根PVC隔熱層,兩個完好,離噴口最近的兩個合二為一了
  

不小心掰斷的……

擴展段撕裂處的細節特寫
  

收斂段有均勻的沖刷沉積碳層
  

最終,RAP改配系列實驗以接近完美的發動機測試為階段性實驗畫上了圓滿的逗號  。