来自南京的ASR火箭团队

ASR项目组的TK-1A型探空火箭准备要发射了。

ASR是KCSA首个完全由高中生组成的探空火箭项目组,原有成员19人,分为核心设计组(负责统筹规划,箭体设计制造,气动模拟等),航电组(研发自动控制系统,包含点火、回收、无线电通信等),动力组(负责研制发动机,改进燃料)以及INS研究组(对惯性导航系统开展预研,完成一些基础学习和测试)。目前ASR已经完成研制任务,部分同学继续在KCSA从事航天活动。

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百公斤级液氧甲醇LOX-MeOH液体火箭发动机试车成功

 

据航天局从江苏高邮市发来消息,首台推力千牛级的液氧-甲醇液体火箭发动机于2013年8月25日17时圆满完成地面点火测试,各项指标符合预期。这台发动机的推重比已经非常接近国外商用发动机水平,标志着KCSA液体火箭技术从理论和原理试验向实用化迈开了重要一步。

该发动机由吴晓飞主持设计制造,魏广寅等提供了大力协助,航天局胡振宇等参加测试。

发动机正在工作

点火瞬间

试车架

数据采集与监控箱

自己DIY的控制台

整套控制与监控

摸黑工作到晚上11点

25日上午7点钟的试车台

检查管路

试车完成后方圆一米的2厘米的土屑去无踪

马骏驰同学帮忙转换的3D

发动机零件

34crmo4储罐

DIY的比例阀

这次测试主要是测氧燃比与发动机性能,由于是初次测试并无长时间开机测试,待发动机正常工作数秒后就进行关机处理,待检查发动机的时候发动机内壁温升不明显,发动机喷注器与喷吼无烧蚀现象。

这次发动机的设计采用的是90度C10多点撞击式喷注器,理论海平面比冲280,总冲约11000N*s ,设计平均推力可达2750N。

相关视频

 

 

玉兔4型(YT-4)探空火箭试验箭在内蒙古通辽试射

据科新社2013年7月29日电,由科创航天广州课题组研制的玉兔4型(旧称万户3)探空火箭的试验箭于7月29日下午14时30分在内蒙古通辽半荒漠半草原地带发射升空,火箭上升阶段基本成功。

因点火药选型和装药缺陷,点火过程不尽完美,火箭发动机初期增压缓慢,加之火箭质量大,导致出架速度低,在现场6m/s南风吹动下发生约10度偏航。因伞绳断裂未成功伞降。火箭头整流罩回收,箭体失踪。

YT-4型火箭尚未完成问题归零,未安装有效的回收装置,具体参见《科创航天YT-4项目终结报告

KCSA-YT4装箱进驻沈局实验室

储存了三个季度的110mm-RNX星孔燃料棒(内表面析出KN晶体)

KCSA-YT4 发动机,航电舱分离装箱,准备运抵发射场

在沈局实验室所在校区的空地上组装由zzlzhang设计制造的框架导轨式发射架

为发射任劳任怨的坛友

trample版主正在调试发射架内导轨

参试人员将KCSA-YT4火箭滑入发射架内

KCSA-YT4准备直立

发射架终于矗立在茫茫荒漠中

点火之前,最后望一眼发射架及倾注全力的YT4,直指苍穹

 

起飞瞬间

发射后,YT4的火焰将发射架底部沙土喷出数米之外,形成了一个直径约为半米的凹坑,半径5m内的沙土表面均覆盖了一层负氧燃烧的碳残留

YT4的基本参数

质量
发动机 18.73kg
燃料 18kg
总重 50kg 

长度
总长 2866.4
头锥 450
头锥与碳纤管重合部分(计入头锥长度) 50
碳纤管 1000
碳纤管末尾与发动机部分开头距离 10
发动机伸入碳纤管(不计入头锥长度) 50
发动机部分含喷管 1456.4
药柱 1200
喷管总长(药柱末端与发动机末端距离) 200.4
喷管伸出 147.9 

加2m降落伞和12kg载荷=50657g 

有燃料
质心 179cm
压心 226cm
距离 47cm = 3.75倍 

无燃料
质心 165cm
压心 226cm
距离 61cm = 4.92倍 

加2m降落伞和6kg载荷=44657g 

有燃料
质心 191cm
压心 226cm
距离 35cm
stability=2.78cal 

无燃料
质心 182cm
压心 226cm
stability=3.56cal

相关视频
http://v.youku.com/v_show/id_XNTg5NTQ2MDE2.html
http://v.youku.com/v_show/id_XNTg5MjAzMjcy.html

广州课题组胡振宇访问南京ASR项目组

[科新社南京消息]2013年2月2日,科创航天局广州课题组胡振宇组长在南京理工大学访问KCSA-ASR火箭项目组并做有关玉兔系列火箭的介绍。参加活动的ASR项目成员有还哲(ASR总设计师),顿晨(副总设计师,INS负责人),徐赫(核心设计组成员)和魏子茗(电子组组长)等。交流首先由ASR总设计师还哲介绍了团队的人员架构及目前发展状况,之后胡振宇介绍了玉兔火箭的发展现况,对YT-4的总体设计,发动机设计和改进,燃料制造技术方法,地面测试系统的制造和配置情况等进行了剖析;还哲等先后发言并提出技术方面的针对性问题,向胡振宇分享了设计经验。

ASR是KCSA首个完全由高中生组成的探空火箭项目组,目前有成员19人,分为核心设计组(负责统筹规划,箭体设计制造,气动模拟等),航电组(研发自动控制系统,包含点火、回收、无线电通信等),动力组(负责研制发动机,改进燃料)以及INS研究组(对惯性导航系统开展预研,完成一些基础学习和测试)。 ASR的目标是发展廉价、高可靠性的探空火箭,并可以广泛应用于基础教育中的高空科学探索活动,以此激发学生的科学兴趣。

欢迎您参加2013年度中国业余火箭竞赛

追星逐月”杯 中国业余火箭竞赛规则

亲爱的会员们:

为了更好的促进中国业余火箭领域的良好发展,科创航天局将于2013年举办科创论坛“追星逐月”杯 中国业余火箭竞赛(以下简称竞赛)。竞赛是由科创论坛火箭板块、科创航天局与科创论坛共同举办的中国国内业余火箭权威的竞技比赛。竞赛不设年龄限制,凡是对业余火箭制作感兴趣的会员皆可参加。

许多国家的爱好者发射了自己的探空火箭。在美国,日本及欧洲一些国家,完全由业余爱好者制作的卫星正在太空遨游,航天领域并不是只停留在纸面科普的阶段,广大爱好者可以实实在在参与。作为中国大陆唯一的业余火箭社区,开启中国爱好者的航天之梦是责无旁贷的事情。

与传统的航天科技爱好不同,科创搞探空火箭研制活动,不是让大家去收藏火箭或者卫星的图片、模型,也不是让大家十分枯燥的去学习理论,而是实实在在的参与研制工作,让自己的技术变成现实。探空火箭是一项涉及面很广的系统工程,通过这项活动,能够将几乎所有的科技爱好方面都向前推动一大步,而且还可以普及许多有关科研管理、系统工程方面的知识和技巧,不论对把科技作为业余消遣的爱好者,还是立志从事科技工作的年轻人,这些推动都大有裨益,对我们今后搞其他方面的大项目也很有帮助。
我们希望尽量多的网友有机会参与进来,这是对论坛工作的基本要求之一。探空火箭计划应该可以为大家提供学习、交流、合作、建立友谊和分享快乐的机会。总之,通过举办探空火箭活动,通过各方面爱好者的密切合作,能够将科技爱好的总体水平提升一大截,我们期待这一目标的实现。

一、竞赛起止时间

参赛时间:2013年01月01日-2013年07月30日
评审时间:2013年07月31日-2013年08月15日(年会期间评定)
成绩公布:2013年08月20日
奖品发放:2013年09月10日

二、竞赛奖励:

一等奖 4500KCB (证书+奖品) 奖品待定 05%(相对参赛人数)
二等奖 3000KCB (证书+奖品) 奖品待定 10%(相对参赛人数)
三等奖 1500KCB (证书+奖品) 奖品待定 20%(相对参赛人数)
参与奖 500KCB (证书+奖品) 100%(相对参赛人数)

三、竞赛组别

A组:以液体发动机(含固液)                                      作为主要动力的火箭发射
B组:以金属固体发动机(起飞燃料总重量≥3kg)  作为主要动力的火箭发射
C组:以金属固体发动机(起飞燃料总重量>1kg) 作为主要动力的火箭发射
D1组:以金属固体发动机(起飞燃料总重量≦1Kg)  作为主要动力的火箭发射
D2组:以非金属固体发动机                                            作为主要动力的火箭发射
E组:以其他动力(不使用燃料)                                 作为主要动力的火箭发射
F组:特殊组
(包含火箭外壳等不是以起飞作为目的的配件,试车,具有创新性的燃料实验,学术讨论等)

四、评审标准
依据标准

《中国业余火箭执行标准》           KCSA内部标准2012-01-01
《中国业余火箭竞赛评审标准》 KCSA内部标准2012-01-02

五、竞赛规则

参赛人员应为科创论坛注册用户,且为有行为能力的自然人(未满18周岁的会员应在监护人在场情况下并告知业余火箭所具有危险性)。
A-E组参赛人员需提供火箭制作时必要的证明图片,图纸,和发射场地的特写,火箭发射视频,技术指标及回收后特写,以及您认为一切可以辅助您获奖的图片
F 组参赛人员需提供具有学术性,创新性的讨论或论文、试车时必要的图纸,视频,照片等

六、照片及视频录制细节

1 本次比赛需使用视频作为参赛评比依据。请参赛选手务必重视视频录制的质量与清晰度;
2 尽可能使用高清的影像、声音采集系统(480p以上,720P-1080P均可参赛),务必要做到音画同步同轨;。
3 本次比赛不接受一切行事处理过的视频文件,如:非线性编辑,后期同轨音画,画面的裁切等;
4 请尽可能选用焦距跨度比较长的摄像录像仪器。做到广角长焦兼收。摇移尽量准确稳定,画面勿要颤抖,有必要时请使用三脚架等稳定工具;
5 本次比赛接受多段视频,请勿私自将视频剪辑至一起。否将视为无效;
6 起飞前及落地后,均需特写镜头。请尽可能清晰的录制参赛火箭的每一处细节,有相片附上为佳;
7 本规则在法规许可下解释权归竟赛组委会所有,请注意公告事宜。

七、报名方式

请参赛人员将符合规则的图片 照片视频或者讨论,论文等您认为可以证明您的火箭的材料发布在科创论坛火箭技术板块 活动分栏。
并请在报名贴留言报名。

八、捐助我们
欢迎您资助中国业余火箭竞赛的举办。您的支持将会使奖品更加丰富以及减轻承担的邮寄费用。
如果您有意以资金的形式捐助我们,请点击科创航天局专项活动募捐页面并注明活动用。
如果您有意以实物的形式捐助我们,请与刘虎先生联系

科创论坛服务中心 火箭技术版 科创航天局
2012年12月20日

气态氧-固体高分子材料燃料发动机的设计和试验

气态氧-固体高分子材料燃料发动机的设计和试验

马骏驰,四川成都

2012年暑假,我对固液混合火箭发动机展开了试制,取得了一些成果,现将有关情况报道如下。

通常许多人会认为适合固液混合火箭发动机的燃料棒因该是横面燃烧,其实不然,圆形内孔的燃烧反而是最合适的。如果你不相信我可以给你两分钟时间看一下推导就能改变你的看法。
首先不得不提的是固液火箭发动机固体部分的推移速率的公式。

从这个公式中会发现,当氧化剂流量不变时,固体燃料间的燃烧面积会随着燃料的燃烧而变大,也就会造成燃料的推移速率降低,使得离开最佳氧燃比。

通过这个公式可以推导出当燃烧内孔为圆形时的燃料流量公式。

(当时在推导时忘记了乘以密度……额,蛋疼啊!不过密度为常量对整个方程的变化不会有影响。)

此公式的推导完成,下面使用excel软件绘制出燃料流量的函数图象。

当n为0.5时,图象为一条直线,此时为最佳数据。

这是n为0.55时的图象。

这是n为0.58时的图象(也就是PE燃料的图象)

这是n为0.68时的图象(也就是HTPB燃料的图象)

大部分的燃料的n值在0.4-0.7之间,因此使用圆形内孔可以满足要求。

在开机的瞬间,燃料的推移速率会非常大,也就是说时间会很短,短时间的氧燃比不合适对总的效率影响又不大,在设计时可以采用后面的燃料流量进行计算。(本来画出流量与时间的函数最直观,但是图象画起来比较麻烦)

其中还有一个大的问题就是固液火箭的推移速率很慢,通常在0.3mm/s-2mm/s,很难满足大推力发动机的要求,如果使用单孔就很难完成(除非添加大量金属粉末或者氧化剂,但是在业余条件下实现较为困难)
为此使用多孔药柱将是合适的选择。

第一次试验

燃料的介绍:
氧化剂:气态氧(由借来的钢瓶供应)
固体燃料棒:聚丙烯(直接安装在发动机内部)
最开始准备使用聚乙烯或者HTPB燃料,因为这两种燃料的文献比较大相对来说技术较为成熟,但是这两种我都无法购买,可能是我都人品问题吧。由于我的条件有所限制,最后被迫使用与聚乙烯性质较为相似的聚丙烯当做燃料棒。
聚丙烯的价格较为低廉我购买的价格为18元/kg,这价格远低于固体燃料。但是密度较低才0.9g/cm^3,在相同的性能下使用聚丙烯燃料会造成发动机体积较大浪费更多的材料使得成本可能会更高。
发动机参数:
设计压强:1.5MPa
发动机壳体材料:304不锈钢
喷管及堵头材质:40Cr(根据强度判断,可能是不合格产品,具体结果准备去化验得出)

喷注器材质:黄铜
设计推力:8kg
理论出口速度:2.38马赫

说完参数先上图片,免得说我在吊胃口。
视频还在发布中请稍等。此贴未完请勿盲目评论。

可能是燃料性质问题,亮度过大无法看见马赫环。下次我会使用滤光镜把大部分光过滤掉。

 

第二次:装机试验,验证在一定压力下燃烧的稳定性与燃烧是否充分等
这次使用的是第一次设计的喷管。设计推力:21kg  燃烧室压强2MPa   在测试中气瓶处的表显示气压约0.5MPa,因此出现严重的过膨胀。这次实验发现气态氧的能量密度可能过低,之后就重新修改了发动机参数。

点火的方式大家也就看见了,是现在喷管处插一根卫生纸把它点燃,缓慢打开气瓶使卫生纸燃烧并引燃内部的燃料棒,等燃料棒点燃后,把气瓶开大使燃料棒充分燃烧。





之后把火箭拆开,检查是否受损
发现几个燃料棒的连接处出现了端面燃烧,幸好是固液,如果是固机肯定炸了。

吸取这次教训后,后面的我就用环氧树脂把两根燃料粘在了一起,防止出现端面燃烧,造成发动机损坏。

发动机的喷管处积碳比较均为,未出现明显的损坏 .


喷注器上面也有较为严重的积碳,说明了后部也出现了端面燃烧,之后通过打磨和加大压紧的力度得到了改善。

通过第二次的实验发现气态氧的能量密度过低,决定对发动机进行了参数的修改,相比原来的喷管减小了推力,还增加了一个后部燃烧室,使其燃烧更加充分,关于燃烧室的设计方法可以参考液体火箭发动机,由于固液的燃烧室容积随着固体燃料的消耗而变大,由此初始的容积可能会略低。

和之前的喷管进行对比



第三次:测出推移速率,由于当时天气原因,快要下雨了,必须赶在下雨之前将实验做完,因为当时遥控电点火器出现了接触不良等问题,所以没有使用电点火,这也就造成了实验的工作时间无法测量,结果就是第三部的实验没有精准测出推移速率。
正常工作时间共三秒为视频中的7-9s ,之前电磁阀(额定24V)在低压下12V能够正常工作,但是在加2MPa的气压后无法正常开启,也就造成了被迫使用手动开启,由于手动开启速度太慢,有效的工作时间相比较短。这也是我下次试车需要改进的地方。
本来是设计了一个水冷系统,但是天气不好,而且遥控设备接触不良等问题,我就没有安装,造成了不敢长时间工作。



从火焰中可以看到达到了完全膨胀,和我的设计要求十分接近。由于视频的拍摄、点火’开气瓶等动作全部是我一个人完成,因此难免有一些手忙脚乱,有没有来得及加滤光镜拍摄马赫环。在现场我隐隐约约看见了三个马赫环,而且排气的声音巨大,这时我有一些紧张,结果把气瓶给关闭了。当时和喷管相距四五米远的地面上的灰尘也被卷了起来。 可能只有在现场才会体验到那时震撼的感觉。

第四次:测出运送管道等设备产生的压降(气瓶处的压力表显示2.4MPa) 喷管使用的是10kg,2MPa

两次达到设计推力分别是 5-6S和8-10S  由于固液火箭和固体火箭相比有了可以重启的优势,由此中途尝试了一次重启,最后因工作时间太长而烧毁。
视频中可以看出地面的灰尘被吹走了,可见排气速度还是比较高。 最后喷管烧毁,部分燃气朝下方喷去,使得试车台与地面的摩擦力减小,导致试车台发生了一定的位移。


从火焰中可以看出有一些过膨胀,由此可以得出在气瓶不变的情况下使用1.5MPa的喷管较为合适。






 

拆机检查
由于燃烧温度比较高而且时间长,燃料棒和后部的堵头喷注器合二为一了,不过这也说明了这次防止端面燃烧做的不错。


我的燃料棒有两根是用环氧树脂粘接的,另外一个是通过502胶水进行简单的粘接,使用502胶水的明显效果差一些也发生了端面燃烧,这个是下次要修改的。

检查喷管
直接烧毁的喷管,看来已经无法正常使用了。

另外一个幸免的喷管

通过烧得发蓝的地方可以看出药柱内部的燃烧室同心度太差,毕竟我的经济条件有限只有用手枪钻打孔,下次干脆花钱上车床

总结:

以下几处需要改进
1.手动开启阀门速度过慢,造成无法测出推移速率,下次会使用电磁阀控制。
2.点火方式过于蛋疼,之后需要更换电热丝配合硝糖点火。
3.需要安装大功率的水冷器。
4.下次会使用多部相机进行拍摄,其中会有一个是用来拍摄马赫环的特写。
5.在燃料的加工上不能过度省钱,需要上车床,达到高同心度。
6.气态氧密度过低,无法满足大推力发动机,可以改进使用液氧。不过这一步相对有些遥远了。

 

第五次

发动机在其他部分没有改变,只是增加了水冷器和单独的喷注器面板。
喷管材料:310S
喷注器材料:310S
水冷套材料:304
设计推力:9.5kg
压强:1.8MPa
收敛段角度:45°
扩张段角度:10°

燃料介绍:
六星型聚丙烯燃料棒


星型孔用锯条手工锯出来的,精度有些差。

喷注器:
在之前使用单孔喷注器后发现燃烧后的燃料棒燃烧十分不均匀,成下图的模样

之后我就去参考了北航二号的喷注器设计,知道了湍流对燃烧效率的影响很大,为了增加湍流我就设计了一个面板型多孔喷注器。
最原始的设计方案是1.5mm的孔共18个,平均分配成三层。但是由于钻头太细台钻无法夹住钻头,就把喷注器的孔改为3mm。






在燃烧后发现这次燃料棒的燃烧十分均匀,各个部分的消耗速度几乎相等。


在这次7S试车时增加了水冷器,毕竟不是所有车工都是拉风,在加工过程中喷管的壁厚过大导致散热性能不佳也出现了烧毁。不过可以修复继续使用。
喷注器与喷管的拆解图





由于我不是文艺青年图可能画得不够好,请原谅。
以下是连接图

共俩电磁阀,一个大的另一个是小的,在点火时打开小的,等火被点着后开启大的电磁阀,使火箭进入正常工作状态。

 







改进:
1.增加了水冷系统
2.使用了面板型喷注器,现在已经具备了安装过氧化氢催化床的功能。
3.使用六星药柱,并且减低了氧燃比,防止过量的氧气对喷管的氧化。
4.使用遥控点火与电磁阀控制,但是到达实验的场地后发现遥控器落在家里了,在试车时就改用手动代替。
5..加快的氧化剂的开启速率成功测出推移速率。由于氧化剂的流量我无法精准控制,无法准确求出方程式的两个常数(a和m)。   但是在之后的设计与制作中,可以使用1.1mm/s的推移速率进行设计。


不足:
1.喷管壁厚过大造成散热速度不够,暂定的改进方法为:将喉部重新钻孔并且攻丝,安装石墨喷喉。
2.水冷器的冷却水流速不足,对流传热效果差,改进方法为减小冷却水套与喷管之间的通道面积,提高流速。目前对于PP—GOX燃料体系的火箭发动机(不包含燃料的供给系统)在以下问题已解决
1.燃料的稳定燃烧
2.大致推移速率的测量
3.使用面板型喷注器提高燃料燃烧的均匀性以下问题待解决
1.燃料的燃烧完全性。暂定的改进方法:减小喷注器孔的直径并且增多孔的数量。喷注器的孔要有一些倾斜,以便产生旋转气流,使其充分混合。
2.工作时间不够。暂定的改进方法:使用石墨喷喉的310S喷管。减小冷却水套与喷管之间的通道面积,提高流速增强对流传热的效果。

过几天我可能会对石墨喷喉的发动机进行试车。等冷却问题成功解决后,就可以宣布PP-GOX燃料固液火箭发动机项目完毕。
之后将会进行PE-H2O2发动机的研究。

本系列试验未达到KCSA关于试验场地安全的要求。

请勿效仿。

发稿日:2012-08-22

ETH-HTP-3型液体火箭发动机取得初步成功

ETH-HTP-3型液体火箭发动机取得初步成功

魏广寅

科创航天局贵州局同志耗时一年,历经万难,终于在2012年7月8日成功点燃了纯液体燃料火箭发动机。
该发动机采用HTP-乙醇燃料体系,稀土陶瓷催化。本次试验采用外部点火方式。
设计推力200N,工作时间10s。配备有四通道压力数据50KHz同步采集器,阀门远动系统,遥测系统。

此次发动机试车成功,代表着我国业余火箭界掌握了以下几种关键技术:
1.过氧化氢高效稀土陶瓷颗粒催化剂的制造。
2.高浓度过氧化氢的浓缩法高速安全生产。
3.恒流系统设计制造。
4.喷注器设计制造。
5.推力室设计制造。
6.喷管及发动机冷却技术。
7.内(外)部点火技术。
8.挤压式储罐系统设计。
9.电测及远动技术。
10.液体发动机设计、试验的关键理论和计算处理。

该枚发动机成功试车,全面突破了国内外相关文献资料的脱密封锁,为今后业余航天界试制实用的液-液火箭发动机打下了坚实的理论和实践基础。
根据科创航天局有关规范,该型发动机的详细数据及设计图纸、试验视频等暂时库存,会在稍后公布。

在此特别感谢拉风厂长不辞辛劳千里驰援,全程参与发动机的机械制造与测试工作。
感谢雪狼赠送的2枚止回阀,感谢郭凯协助完成各种流量标定实验。
更感谢我的夫人的理解和宽容。

火焰情况

试验装置概貌

主要传感器

自行制造的遥测远动设备

自行开发的试验配套软件。

操作人员个人防护

2012年7月9日发稿

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。

75毫米RNX固体火箭发动机的制造和试车

科创航天局第301研究所承担的WH-4型探空火箭项目,目前已经进入了最后的冲刺阶段,争取每周一帖的进度……

今日(2012年6月2日)下午五时许,KCSA-301的四名成员前往“沙地”测试厂进行75规格RNX发动机试车,成果喜人~~

该台发动机,从设计到制造花费了一个多月的时间,其中从结构设计,到各类零件的加工都下足了功夫。

好,不说其它的了,现在就来对此次活动的历程进行介绍……

首先在总结之前的发动机事故和不足的基础上,我们认为在发动机的燃气密封上应该狠下功夫

因此,这次在设计的时候,特意在主要转接处进行了硅橡胶多层密封的设计

(白色为PVC隔热壳体,红色为金属连接处的梯形丝牙,黄色则是硅橡胶密封圈及密封垫 )

为此,我们还特意使用CNC对星孔药柱端面的硅橡胶密封片进行了开模制造,以下为粗模

之後進行220目油石打磨

400目粗打磨
  

由於,矽膠片的表面精細程度要求不需要太高,因此就沒有進行鏡面處理,直接用數顯銑床進行插銷位鑽孔
  

最後,在200℃高壓硫化床進行高溫硫化操作,成型脫模

最終的產品,相當和諧~~

之前製作出來的RNX藥柱,這次用的是E57和GCC137為粘合體系,少量HTPB進行力學改性,配以車床和CNC做出的星孔藥柱

4根備用,每根規格都是200長度
  

嘎嘎~   今天中午,備齊所有裝備

发动机数据如下:

壳体材质:40Cr
喷口堵头材质:45#
喷吼材质:热解石墨(可千万别小看这东西强度,简直要命)
有效燃烧室长度 600mm(不包含密封件厚度,单纯燃料长度总和)
发动机内径:73.5mm
发动机外径:86 mm
设计耐压:98.1MPa (初次测试,就高些了,以后等数据出来就可以慢慢车薄)

数据采集设备:

KCSA-301 V1.1版高速数据采集卡(由罗澍设计制造)
KCSA-301 T-20125 中型固机试车平台(由胡振宇设计制造)
中航L6G 750kg行程应变片  200Hz采集频率 (感谢刘虎支持)
PTB503  32MPa  1000Hz 采集频率

开始组装~~

焓熵说了“药柱啥的,大朗头伺候”

  

嗯嗯,好的很~沒有偏心
  

來一張RNX菊花圖~~ 話說挺不錯的

這東西實在太重了,還是上卡盤解決問題

不行! 還是要水管扳手……
  

測測重量…………  我勒個去,嚇死人~~14.9kg

出發~  咱們去“沙地”測試廠……   可憐的我,只能人貨混運了
  

好大一包銀藥啊~~

會會牌,冷卻系統
  

最後的全景唉~~
  

測試後的噴口,感覺還過得去
  

測試裝置全圖

噴口擴展段特性,有不少碳沉積物

Warmonkey倒出推壓力曲線

试车视频:

http://v.youku.com/v_show/id_XNDA2ODMxODU2.html

 

最终结论:

此台75规格RNX发动机,工作时间越6s
总冲2554.0436N*s
比冲由于药柱质量暂不确定,以后补上,粗略估计的值有些低,只有90.6708s
峰值推力>100kg
点火压力:2MPa

发动机工作时间较长,喷燃比略低,并且有部分时间处于尾焰无推力状态,失压工作

改进办法:
1.提高设计喷燃比
2.缩小喷口喉部直径

设计喷燃比曲线

後續還有噴口灼噬報導,現在開閘放水~~

晚上回到KCSA-301之後,俺和猴子同學進行了發動機屍檢工作~

噴口打開,發現沉積物很多

石墨啊石墨~你還健在啊啊啊…………  這個情況很好,打消了老虎的顧慮
我不得不說,石墨這個東西太難拆下來了,最後只能全部敲碎,才能一小塊一小塊的翹下來

噴口收斂段與石墨轉角處,石墨的弧面被沖刷成平面了

菊花無處不在~

用砂紙清洗完之後,發現收斂段的金屬被沖刷了不少,出現了星孔形狀的凹陷
  

堵頭處,密封圈完好,表面略有沉積物

  

殼體內部完好,靠近堵頭處有沉積物

內部略有微量沉積物

清洗噴口收斂段的時候發現了很嚇人的一幕,由於沖刷嚴重,在噴吼處,金屬沉積到了石墨上,
形成了薄薄的一層金屬層,這層沉積物一直延續到擴展段轉角處

慘不忍睹的隔熱層…………歸其原因,是因為發動機內壁無法加工,只有73.5mm內徑,所以車去了不少PVC,導致最後的隔熱層厚度只有1mm

结语:此次发动机测试总体来说相当成功,但细节设计上仍有需要改进的地方

首先,从燃烧而言,此次发动机的工作压力较RNX常用的工作压力略低,这是由于设计时,喷燃比曲线设计留下的。
另外,在设计过程中没有中和材料原料规格的因素,因此出现了隔热层过薄的情况,在以后的大规格发动机中,将采用环氧树脂复合材料进行刷涂隔热
除此之外,在材质的选择上,45#已经难以胜任喷口这一零件,在以后的制造中,均将换成40Cr材质制造喷口,并进行热处理
在喷口收敛段和扩展段上,此次在收敛段采取了抛光处理,但由于时间因素,此项环节仍然没有做到最好,还是略有车加工时留下的细微刀纹,在以后的制造中,均采用200目,400目,800目,1200目,最后使用抛光砂纸进行全面打磨,以消除刀纹对气流的影响

最后来一张会会的邪恶点火器~

  

全文完。