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

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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

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

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
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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]

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。

Qu8k研制纪实中文版《啸震长空》由我局编译完成,科新社出版

《啸震长空》是一本非常不错的入门读物,通过对QU8K火箭的研制过程进行讲解,使读者能够非常愉快的了解探空火箭的基本知识。

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美国航天爱好者德里克•德维尔参加卡马克挑战赛的作品“Qu8k”探空火箭取得了惊人的成功,同时空前详细的报道了火箭的研制心得。这些资料对于国内航天爱好者来说具有极高的参考价值,同时也非常适合广大科技爱好者了解美国的科学文化。为了便于国内爱好者阅读,科创航天局组织有关专家将德里克•德维尔撰写的研制纪实翻译整理,并得到原作者授权,由科新社出版,希望大家喜欢。
本书第一章到第四章第一节由罗澍翻译,第四章第二节到结尾由姜龙翻译。徐方鑫、孔祥亮对单位和数据进行了校对,同时整理了全部译文。刘彦君对全文进行了校对。刘虎对译文进行了推敲和修改,对全文进行改写和润色,并担任全书编辑。编者对书中图片的数量、位置做了较大调整,部分图片引自原作者的网页。
感谢胡彬彬向我们推荐这部佳作的英文原版。
本书提供给航天爱好者学习使用,也可供其他感兴趣的人士参考。
由于我们水平有限,译述中出现纰漏在所难免,欢迎大家批评指正。

刘 虎
二〇一三年二月九日


Qu8k
Derek Deville
United States of America
November 27, 2011
* * *
啸震长空—Qu8k探空火箭项目纪实
原著者   [美] 德里克•德维尔
译述者 姜  龙 罗  澍 刘  虎
校审者 刘彦君 徐方鑫 孔祥亮
编    辑 刘  虎
封面设计 王志安
科新社 二〇一三年二月

2011年11月30日上午11点8分,Qu8k火箭(发音“Quake”,震动的意思,也是本书中文名称的来源——编者)在内华达州黑石沙漠成功发射。火箭完美的垂直加速上升,在0.3s内脱离了发射架,加速度峰值达15g。火箭在10.5s内爬升到5.18km的高度,此时最高速度达到了976.8m/s。在这之后,火箭又靠惯性爬升了80s。降落伞展开前,最高高度达到36.86km。

在最高点时,Qu8k已经穿越了99%的大气层,因此虽然时值正午,箭载摄像机拍摄到的天空却是黑色的。两部箭载摄像机都拍摄到了在蓝色大气层边界的色彩衬托之下,显得分外清晰的地球弧线(图1)。摄像机还拍到了内华达州西北部沙漠及周边地区的壮观景象,视野一直拓展到太平洋。

飞行90秒后,Qu8k的降落伞成功展开,火箭在7分钟后降落至地面。着陆地点距离发射点仅有5.15km,整个火箭完全回收,可以简单修复后再次飞行。

按照卡马克挑战赛的规则,GPS应当能获得超过十万英尺(30.5km)的读数(因此该竞赛又被称为十万英尺挑战赛——编者)。然而,Qu8k虽然装备了4套独立的GPS系统,却没有一个能在高加速度和高速运动状态下维持位置锁定。尽管如此,根据加速度计的数据以及视频记录的到达最高点时间,有极大把握确定飞行高度达到了36.86km,即约12万英尺。

阅读全文:

http://pan.baidu.com/share/link?shareid=3752975997&uk=3039683233

下载链接:啸震长空-qu8k探空火箭项目纪实

原帖:http://bbs.kechuang.org/read-kc-tid-54564-1-1.html

译著:气态氧-汽油火箭发动机的设计和试验

通过几天的专心研读,发觉这篇文章非常精辟,深入浅出,还列出了详尽的计算过程,让我这个数学盲都对热力学计算感兴趣了。对我们业余设计液体发动机极具指导意义!强烈建议大家通读!
为了更好地服务于科创火箭爱好者,早日完成液体发动机的设计制作实验,特花费近100小时时间来对英文原著HOW to DESIGN, BUILD and TEST small liquid-fuel rocket engines进行了翻译,并请科新社推出电子版。本人英语水平实在有限,出现纰漏在所难免,还望大家批评指正为谢!

在此,谨代表广大火箭爱好者,对精心设计封面的玄明兄,进行仔细校对排版工作的刘虎,进行公式验证的刘彦君以及提供原著的焓熵同志表示衷心的感谢!

下载地址液体火箭发动机设计与制作

液体火箭发动机设计参数计算软件:此处下载

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。

液体火箭发动机设计参数计算软件发布

科创航天局贵州局的爱好者为设计液体火箭发动机编写了一系列计算工具,现在发布其中一部分,由魏广寅编写。

软件合集下载:LREDesignTools

1、气体直流喷注器设计

该软件系根据热力学公式,利用VB编写,考虑了气体可压缩性,以及管道中流动的内能-动能(温度-动量)转化,能设计出与实验结果十分接近的参数。

软件使用说明:气体比热比、气体常数、气体初始温度等可根据我之前发布的PEP软件计算得出,初始压强与背压之差即为喷注压降,质量流量根据发动机内弹道软件计算得出,流量系数对于普通光滑圆管(雷诺数>2000)的结构,当管道长径比为3左右时,可取0.75-0.85。喷口数量根据喷注器类型和钻孔工艺自行设定。

2、液体直流喷注器设计

该软件系根据流体伯努利方程,利用VB编写。适用于粘度较低的液体喷注计算(例如煤油、汽油、乙醇、甲醇、液氢、肼等)。

软件使用说明:液体流量根据内弹道设计得出,液体密度查表得出,喷注压降和喷嘴数量根据喷注器形式和雾化要求自行设定。流量系数一般取0.4来进行初步设计,之后根据实验对该系数进行修正。

3、气蚀文氏管设计

气蚀文氏管主要用于稳定管路的流量,其流量只决定于上游滞止压强和液体在当时温度的饱和蒸汽压,其流量不随下游背压的变化而变化。可有效隔离燃烧室燃烧震荡和粗糙燃烧对燃料管路及储罐的反馈。

该软件系根据液体伯努利方程及气蚀条件方程,采用VB编写。

软件使用说明  :
流量由发动机内弹道参数得出,饱和蒸汽压查表得出,管端直径即为管路直径。

业余火箭方面推荐的研究项目

 

业余火箭方面推荐的研究项目

拔刀斋/刘

小时候,我们拿鞭炮药做火箭发射——BOOM。
刚来科创,我们配制燃料、试燃,然后制作发动机、地面试车,最后制作火箭、发射。
今天,我们设计、制作、测试火箭的各个分系统,最后总装和发射。

高水平的火箭需要以下三方面的进步:
1,更精深的技术:从黑药到糖类燃料,再到高能的RAP推进剂;电子设备和控制系统从无到有。
2,更大的工作量:零部件的数量越来越多,个人完成整个系统的难度越来越大。
3,更高的可靠性:由于零部件数量增加,每个零部件需要更高的可靠性才能保证系统可靠性不下降。

这三方面的需求有一个共同的解决方法:对每个技术问题分别深入研究和测试,然后组合成系统设计。
问题细分之后,不仅可以研究的更透彻,合作的更灵活,还降低了研究的难度和危险性门槛。

新手也有机会发出高水平的精华文章!

以下是一些主要的研究问题(后续会不断添加):

基本分类:
资料文献、测试仿真、固体燃料、固体火箭、液体燃料、液体火箭、箭体、火工品、回收技术

资料文献:
与各个具体研究课题相关的资料文献,无论个人水平高低都适合参加资料收集,上传时应搭配简要的概述。

测试仿真:
火箭各部分的测试仿真技术、仪器、软件平台,包括但不限于以下主要课题:

测量与仪器:
发动机推力测量(推力计)——测力使用应变片(包括成品电子秤传感器),目前急缺试车台机械结构!
燃烧室压强测量(压力传感器)——可以用直喷管推力换算,或使用成品气体压力传感器。
固体燃料性能参数测量——使用发动机的压强时间曲线换算,或恒压燃烧装置,欢迎继续编写计算程序!
燃料性能的热力学计算——GUIPEP等软件,可计算任意燃料组合配方的理论比冲等性能。
液体燃料喷嘴雾化性能测量——PIV:高速摄影+图像处理?
液体发动机燃烧室声谐振测量——使用扬声器和麦克风(专业方法也这样做)。
火箭飞行状态参数的测量——使用加速度计、陀螺仪等惯性元件作姿态估计、多普勒测速等。
火箭发射视频的拍摄——包括摄像机的选取、位置布置等,新手也可成为摄影达人哦!

计算与仿真:
固体发动机内弹道特性的仿真——推力计算器、多段药柱优化等程序,已有一些计算程序作品,欢迎补充!
液体发动机内弹道特性的仿真——有一些热力学和流体力学的理【6158 0361】式,待整理编写计算程序!
火箭飞行外弹道特性的仿真——SpaceCAD、MATLAB Simulink的Aerospace工具箱,欢迎继续编写计算程序!
结构力学计算与有限元仿真——ANSYS软件的使用、发动机的结构应力分析等。
流体力学计算与CFD仿真——ANSYS/FLUENT软件的使用、空气阻力的计算、燃烧室和喷管的仿真等。

固体燃料:
常见的固体推进剂介绍:

黑火药BP——本版有详细教程、技术成熟、压制药柱费力并且药柱强度低,适合制作20mm以下的小火箭
(不建议使用)鞭炮火药、窜天猴笛音剂——含氯酸钾、极易爆轰
糖类推进剂(KNDX/KNSU/KNSB)——本版有详细教程、技术成熟可靠、热浇注。
AP类复合推进剂(RAP、聚氯乙烯-AP、HTPB-AP)——本版有部分教程、高性能、有爆轰危险、真空浇注。

推荐的研究课题:
糖类推进剂(KNDX/KNSU/KNSB)的配方、性能、燃烧试验——目前已经较为成熟。
糖类推进剂(KNDX/KNSU/KNSB)的批量制备工艺、产品品质一致性的改进、KNSB的推广使用。
AP类复合推进剂(RAP、聚氯乙烯-AP、HTPB-AP)的配方设计、理论性能计算、制备、燃烧性能测量。

固体火箭:
现有的固体发动机设计资料介绍:

推荐的研究课题:
固体火箭发动机的总体设计——从PVC发动机到金属发动机。
筒体、喷管、堵头等结构件的设计——材料、工艺、紧固件、防热技术,最好有定量的受力、传热计算。
固体火箭发动机的试车实验——测量详细的推力曲线等数据比单纯追求高性能、大规模更重要。

液体燃料:

常见的氧化剂介绍:
过氧化氢——易得、无污染、强腐蚀、易分解、可作为单组元推进剂、高浓度易分解爆炸、储存不很稳定。
液氧——高能、无污染、低温、不能长时间储存、不易购买和运输。
N2O——无腐蚀无污染、压缩液化气体(常温下蒸汽压约6MPa)、可作为单组元推进剂、易分解爆炸。
发烟硝酸——较为易得、易挥发、烟雾有毒、强腐蚀。
(不建议使用)红烟硝酸、四氧化二氮——用于长征火箭、极易挥发、气体剧毒、强腐蚀。
常见的燃料介绍:
燃油(汽油、煤油等)——易得、无污染、燃烧值高、需要火源点火。
醇类(甲醇、乙醇等)——易得、乙醇无污染、蒸发冷却燃烧室的效果较好、需要火源点火。
胺类(乙二胺、乙醇胺等)——易得、有毒但污染环境不严重、加入催化剂后与90%过氧化氢混合可以自燃点火。
(不建议使用)肼类——用于长征火箭、与硝酸或四氧化二氮混合可以自燃点火、有毒、致癌。

推荐的研究课题:
液体推进剂的制备——制备的原理、装置、流程、难获得原料的采购。
液体推进剂的化验——目前主要是过氧化氢浓度测量,包括化学滴定、密度法、PH法等。
液体推进剂与材料的相容性——推进剂接触、浸泡储存容器、管道、阀门等部件材料是否会发生分解或腐蚀材料。