科创航天KS-1Q实验载荷发射成功,已开始在轨试验

科新社16年11月10日电 11月10日7时42分科创航天的一颗2U小卫星(作实验载荷)KS-1Q由长征11号运载火箭成功送入预定轨道。据悉,这是国内第一颗民营航天机构的科研卫星,也是第一颗国内的“创客卫星”。科创论坛由此成为第一个发射卫星的国内科技社区。


KS-1Q是科创航天星座计划的先导试验星,采用KS-1卫星平台研制。该次任务将验证超小型太阳敏感器、U段测控应答机、光遥测发射机、惯性测量组件等关键技术。卫星还携带有一台广角相机。在接下来的一段时间里,卫星将发回大量空间数据和图像资料,为科创航天下一步的计划提供技术储备和信息参考。

科新社16年11月11日电 科创成都实验室于18时16分捕获ks1q实验载荷信号,信噪比良好,确认于18时20分过顶。在19时59分27秒再次确认卫星过顶。录制的IQ数据发送科创航天局实验室做进一步分析。据科创航天局11日晚间消息,目前解码进展顺利,已经获得卫星工作状态的有关数据,接下来将开始对卫星进行上行指令操作。
图:测控信标瀑布图(采用中频录制,信号为镜像)

科创航天局于16年11日23时公布了解码得到的部分测控数据。目前试验仓内部温度15摄氏度,电池电压7.4V,充电电流60mA,已发送了3670个数据包,相机镜头温度10度。
下面还将持续更新卫星遥测数据。

KS-1Q卫星平台拥有2年的预期寿命,如果各设备不出现问题,将有充足时间完成测试任务。

虎哥 –2016-11-12 20:27
最新消息,今日17时30分卫星过境时,广州站向卫星发送了上行指令。返回数据表明卫星收到了指令。通过上行指令短暂修改了下行信号的参数。从下行测控数据来看,星上电源紧张。目前已转为间断工作模式,UHF测控数据由10秒/次等间隔持续发送,改变为根据指令发送。
目前可证明星上接收机技术状态良好,但是可能是由于相邻有一持续发射源,造成底噪升高,需要较大的上行功率才能可靠接收。
图片是卫星部分遥测参数。

下图是广州站发送上行指令后,下行数据由间隔10s变更为间隔1s,成都站录得的瀑布图(镜像)。当时卫星接近远地点低仰角过境,成都站接收到的信号较弱。

虎哥 –2016-11-16 07:52

根据昨天的数据,星上两组蓄电池的电压很不平衡。可能是有一组太阳能电池出现故障,没有给对应的蓄电池充电,有可能是有东西遮挡了阳光,也可能是蓄电池及其充电电路有问题,待再收到监测数据后逐步判断。总之,缺了一部分电力,有些事就比较难做。
这个星是按照分离/三轴稳定设计的,电池余量小。自旋就损失一半多一些电力,如今还有一半电池不干活,实际只剩四分之一不到,比较捉急。当然第一次打星经验不足,上面有一大半设备是好的,也算不错了。

warmonkey –2016-11-16 15:31

现在是挂在火箭末级上面。姿态控制拖不动这么大的负载,只能跟着转圈。内部温度稳定在9-16度之间,电池温度很安全。相机视频压缩单元,散热板是直通外壳的,这个位置降到了10度。太阳帆板状态正常,两块帆板输出一致,且与太阳敏感器的数据吻合,先前认为的帆板损坏并不正确。由于自旋角度不利,导致太阳光照不足,电池充电量偏少,不足以维持卫星平台持续开机运行,估计会进入间歇工作模式。

虎哥 –2016-11-16 20:51

今天凌晨6点30分低仰角过境,没有收到信号,7时25分高仰角过境,收到若干个数据包。
数据分析表明,卫星的电源依然紧张,并未有任何恢复迹象,充电速度缓慢。其它参数正常,环境正常。
下午18时24分收到1个不完整的数据包。星上发射机功率较大,发射可能拖垮电源,导致数据发送不完全。为了逼近香农极限,采用了一些编码技术。最小的数据包如果接收不完全,无法部分恢复数据。
目前打算再抢救一下,在下次过境时刷机,改为定时完全停机,待充电到一定程度后再开。

后记:KS-1Q在轨工作的第一个月,曾数次被国外无线电爱好者发现信号并录制下来,这些数据已经被解码汇总,用于分析在轨工作状态。
由于电源供应紧张,以及末级自旋导致的通信不稳定,KS-1Q未能下载完整的观测图片。为节约电源,卫星已经进入休眠模式。

原帖地址:https://kechuang.org/t/81006

UniTTC通用测控收发机


KCSA研制的通用测控收发机可在70MHz-6GHz范围内进行卫星测控操作,内置Intel至强处理器提供了极强的运算能力,使它可以进行复杂的信号编解码、收发和分析操作。该设备能够支持扩频、统一S波段、统一C波段、低速数传等测控模式。为方便系统调试,设备还内置了频谱仪,矢量信号分析仪、矢量射频信号源,卫星信道模拟器、信号录制/回放,信号离线分析等功能,特别适合用于卫星系统研发、测试、运行管理和维护。

射频接口
 标准收发频率:300MHz-3.8GHz
 扩展收发频率:70MHz-6GHz
 输入通道噪声系数:NF=3dB
 输出通道功率范围:-20dbm~+12dbm
 发射EVM:<5%
 可提供定制射频前端模组
扩频体制
 下行:1路遥测,1路测距,可选1路遥控监视;
 上行:1路遥控,1路测距,可选1路遥测模拟;
 数据接口:以太网或磁盘文件
 调制方式:BPSK、QPSK
 遥测/遥控、测距信号功率比:10db,步进0.1db
 扩频码速率范围:0-10.23Mcps
 支持的PN码:生成多项式和初始值可调。
 长PN码支持:多项式阶数2-32,长度小于2^24
 数据比特率范围:0-100kbps
 支持的数据编码:NRZ-L/M/S
 载波与PN码捕获:多普勒频移范围+-100kHz,变化率<2kHz/s
 捕获时间:  帧同步器:帧同步字1-64bit,帧长0-1048576字节可调
 数据发生器:填充字长度1-64bit可任意设置
 测距器:ESA标准的相干测距、非相干测距
统一测控体制
 USB、UCB、UXB支持
 通道数:4路遥测、1路遥控、1路测距,(可选1路遥测模拟、1路遥控模拟)
 载波捕获:捕获范围+-25MHz,捕获时间<1s,最大多普勒速率+-50kHz/s
 载波调制解调器:FM、PM模式可选,带宽1MHz,调制系数0-10。
 副载波调制解调器:4通道,码速率0-100kbps, FSK/BPSK/QPSK模式
 基带码型:NRZ-L/M/S
 帧同步器:帧同步字1-64bit,帧长0-1048576字节可调
 前向纠错:符合CCSDS标准的卷积码、RS编码、卷积+RS编码
 扰码和解扰:移位寄存器或者二进制码序列输入,长度小于2^24
 遥控操作模式:CCSDS标准COP-1
 测距器:最多8组测距音,频率任意设置,全自动捕获、解模糊
低速数传
 调制方式:MSK、GMSK、FSK、GFSK、4FSK、ASK、BPSK、QPSK、16QAM、AFSK
 支持码速率范围:0-10Mbps
 基带码型:NRZ-L/M/S
 帧同步器:帧同步字1-64bit,帧长0-1048576字节可调,相位模糊自适应
 前向纠错:符合CCSDS标准的卷积码支持(编码器、Viterbi译码器)、RS编码、卷积+RS编码
 帧格式支持:DGRAM(包头+长度+CRC),AX.25,CubeSat Space Protocol
 扰码和解扰:移位寄存器或者二进制码序列输入,长度小于2^24
 多普勒补偿:自动捕获载波,或者输入星历、测控站坐标进行自动补偿
 多普勒模拟器:输入星历、测控站坐标和时间,模拟真实的多普勒频移。
天线跟踪
 世界地图显示,星下点显示,测控范围显示。卫星在轨运行3D动画。
 根据星历(TLE文件)、测控站坐标和当前时间,控制天线指向目标。
 需配合KC5500控制器
录制和回放
 4块可更换SATA硬盘,支持RAID0/1/5/6/10模式。
 可在50MHz带宽下,录制长达100小时的IQ原始数据。
 回放功能可在录制的同时进行。
 可进行AWGN、瑞利信道模拟
监测和调试
 实时频谱仪:分析带宽20MHz
 频谱瀑布图:分析带宽50MHz
 矢量信号分析:星座图显示,分析带宽20MHz
 射频信号源:支持FM、AM、PM等调制模式
 射频信号离线分析、解调和解码工具
其他
 射频接口:SMA(F)。输入x1,输出x1,外部10MHz时钟输入x1
 网络接口:10/100/1000M自适应RJ45端口
 电源输入:220VAC,200W
 几何尺寸:21*21*25cm,质量:7kg
 环境温度:+10~+35`C(工作时),-30~+65`C(断电)
 海拔高度:小于3000m(工作时),9000m(断电)

KS-1Q卫星

功能说明

KS-1Q是一颗多功能纳卫星,采用KS-1型卫星平台研制,安装了多种传感器。KS-1Q具有照片拍摄、视频拍摄、辐射剂量测量、在轨运动参数测量、数据存储转发、光遥测等功能。

星载相机采用了4mm短焦镜头,高灵敏度的1/2寸幅面CMOS传感器,分辨率2592×1944,弱光成像性能好,具有夜视能力。

基于KS-1Q可开展太空实景虚拟现实(VR)体验,星图拍摄,空间辐射测量,姿态测量/控制算法验证,短信息中继转发,卫星闪光观测,科普教学等多种应用。

星内的扩展插槽允许用户添加自行设计的硬件设备。星载计算机提供软件开发包,用户可自行开发应用软件。

星载计算机出厂已固化引导程序,可以进行多次远程软件升级。卫星平台基本的电源、通信和管理功能独立于星载计算机,升级被中断后可以随时重新开始。

结构组成

KS-1Q由以下功能组件构成:
 EPS_KS1电源管理器
内部功能:
 MPPT光伏升压
 电池充放电控制
 分离保险
 入轨保险
 电池保护
 电池加热
 负载开关
 负载防闩锁保护
 火工品驱动
 磁力矩驱动
 光遥测发送控制
 实时时钟(电子万年历)
 加速度测量
 电参数遥测

可管理的外设:
 2路太阳帆板输入
 18650锂电池2颗
 火工品/热刀驱动器1路
 8V负载开关2路
 磁力矩器输出3路。
TTC_V04 U/V测控收发机
 工作频率:发射430-440MHz,接收142-145 / 430-440MHz
 其他频段可定制。
 数据速率:下行20kbps,上行10kbps。高速下行1Mbps;
 占用带宽:上行/下行50kHz,高速下行2.5MHz;
 发射功率:0.1W-2W(+20 to +33dbm),4档调节;
 接收灵敏度:-110dbm;
 天线接口:2个50Ohm端口,收发任意切换;
 调制方式:GMSK调制,符合CCSDS标准;
 保护措施:工作电压、工作电流、功放温度保护;
 用户接口:双冗余CAN总线,2路UART,1路模拟量输入;
 数据协议:CAN/CSP协议,UART/CSP协议,串口透明传输
OBC_V01星载计算机
 主CPU: 32bit字长,性能200DMIPS,硬件浮点计算能力
 陀螺仪: 量程+-300deg/s,零偏<12deg/hr
 磁罗盘: 量程+-4gauss,分辨率0.5mgauss,RMS噪声3.2mgauss
 存储器: 32MB NorFlash,4GB SDCard
 通信接口:UART x3,CAN x1,I2C x1,模拟量x4,USB x1,
 脉冲输入x1,开关量输出x1,GPIO x11(复用)
 电源: 5-9V 60mA
GNSS_V00 卫星导航模块
 北斗/GPS/GLONASS三模式接收机
 轨道六要素在线测定能力
 接口:DC 3.3-5V,UART/NMEA协议
CAM_V00 星载相机
 镜头焦距:4mm
 图像分辨率:2592×1944
 数据格式:JPEG图片,H264视频
 接口:DC 5-12V,UART / ZModem协议
LED灯阵列
 输出亮度:>4500lm
 波长:520-535nm
 功耗:最大48W,平均10W
 调制方式:Manchester编码
太阳敏感器
 测量精度:2°
 接口:模拟量
内嵌式磁力矩器
 磁矩:XYZ每个轴0.02Am2
 接口:DC 5-20V 200mA@8V

卫星测控站

KS卫星平台可使用KCSA研制的UHF频段固定式地面测控站。该测控站包括户外跟踪天线和和室内设备两个部分,可方便的安装在一般建筑物的楼顶。
 工作频率430-440MHz
 天线增益17dbi
 下行接收灵敏度-126dbm
 上行发射功率25w
 适用轨道高度:<1000km
 测控机尺寸:标准4U机箱
包含收发机,天线旋转器,电脑
 天线外包络:4mx4mx5m

机械尺寸

微波与卫星通信实验箱

主要特点

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本实验箱是基于软件定义无线电技术研制的卫星通信教学平台,由数字式卫星仿真器和多个用户站/关口站组成。通过高性能的GPP+FPGA平台,可进行各种制式的卫星通信全链路模拟和实物演示,在线产生和重现卫星信道的特征及参数变化。

精心设计的数字化用户站组件,的数字化用户站组件,与真实卫星无差别的转发器,可在教室中模拟一个完整的多用户数字卫星通信系统。令学生在课程中进行卫星通信系统的设计、调试和使用,在动手实践的过程中领会理论原理,体验真实的卫星通信系统的工作特性。

每个卫星转发器可允许100-200个用户站同时接入,并互相建立通信连接。学生在用户站可对前向纠错,基带调制/解调,上行功率等参数进行配置,优化通信质量和功率使用效率,并规避其他用户的干扰。教师可在关口站观察到学生对卫星转发器频宽和功率的占用情况,指导学生合理分配信道带宽、保护带宽、转发器功率,协助学生对系统资源进行合理调度。

该系统调试简单,工作稳定可靠,是一套理想的卫星通讯教学实验设备。

系统架构

主要教学资源配套

1. 线性转发实验(1个转发器)
2. 再生转发实验(至少2个转发器)
3. 频分多址多用户通信实验(1个转发器)
4. 带宽分配实践(必要带宽计算,带宽的申请和分配,频率隔离与极化隔离,保护带宽度的设计计算等)
5. 功率分配实践(功率回退值,功率分配和带宽、调制方式的关系等)
6. 干扰排查和消除(互调干扰、邻频干扰、旁瓣干扰。发射源监听和识别,发射源测向)
7. 卫星数字通信实验
8. 课程考试

a) 使用卫星互联网业务,从教师服务器下载内含转发器参数的资料包

b) 使用卫星语音电话,通过资料包指定的转发器与同学通话,约定进行视频通信的转发器参数。

c) 检查转发器工作状态,排查干扰情况并消除干扰。

d) 使用卫星视频通信,与同学交换学号和签名,完成一次通联。

e) 视频截图保存,通过卫星通信上传到教师服务器

KC901V矢量网络分析仪

KC901V 是一款通用射频多用表,主体功能是单端口矢量网络分析仪(VNA,S11),同时支持矢量的传输测试(S21 标量和简易矢量)、简易频谱仪、场强仪、射频信号源、音频信号源等功能。KC901V 具有专业实用性,并且,包括支持 4 小时连续工作的电池在内,体积仅 1 立方分米、重量仅 1 公斤,为用户带来全新的自由体验。

主要特点

  • 最高测量频率达15GHz(配备对应的选件)
  • 1Hz 频率步进
  • 全数字中频
  • 可靠的准确度和稳定性
  • 强抗干扰能力
  • 丰富的功能和轻便的设计

主要功能

  • 传输测试(标量:调试滤波器,放大器,检验天线方向性,矢量:基本的相位变化趋势)
  • 反射测试(矢量:调试阻抗匹配,检查天馈系统质量)
  • 频谱显示和场强观测(检验电台发射性能,查找干扰源)
  • 单独输出某个频率点的信号

推荐应用

KC901V 主要用于检测、调试射频电路和天馈线系统。在大多数频段,也可进行场强测量、干扰查找等工作。

这款仪器轻便而功能强大,能够把以前通过庞大的实验室仪器才能完成的测量工作轻松的转移到现场进行。901V 是每个电子工程师都值得拥有的测试工具,也可作为专业通信工程、广播电视发射台技术人员的常备设备。

 

注 :1. OPT004选件对应最高测量频率:8GHz
2. OPT005选件对应最高测量频率:15GHz
3.指标如有变更,恕不另行通知!如需最新产品资料,请与我公司联系。

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

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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

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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

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

[招聘]绝对难得一见的项目:我们一起发射卫星

        宅在家里看星星的你,太不过瘾。
FASHION的玩儿法是,不如跟我去造星!
你也可以成为明星!
——科创航天卫星项目组

卫星项目组招聘中:
坐标:广州       简历往这儿砸 sa(at)kc.ac.cn

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随着电子技术的发展,重量小于10kg的人造卫星,已经可以部分或者完全取代大型卫星的功能。使用成熟的工业级电子产品,已经可以制造有商业价值的微小卫星。世界范围内,类似的公司有美国Planet labs、美国Clydespace,荷兰ISIS等。

科创航天卫星项目组专门从事卫星设计和空间应用技术开发,是国内最早开展微小卫星研制的民营企业之一。我们的合伙人包括中科红旗原副总裁黄思源先生,科创论坛坛长刘虎等,获得了共计数百万元的投资。现在公司运行的主要项目包含KS系列小卫星平台、空间电磁环境监测、空间光通信、卫星姿态控制、卫星动力装置。我们希望能够在2年内将第一颗自研的卫星送入轨道。

研制卫星与研制一般的电子产品过程是类似的,但是为了能耐受太空极端环境,会增加专门的防护措施,以及更加严格的质检流程。在研发的过程中,星载计算机、电源管理系统、遥测/安全处理器等子系统需要设计硬件架构、制作样机、编写软件。同时,需要制作很多个仿真程序,来模拟整个任务的流程,测试每个子系统和卫星整体的功能和可靠性。

参与过航天器研发的工程师,已经站在了工程学的尖端。今后面对其他的难题,不仅有更开阔的思路,更会多一分自信。

我们需要的攻城狮:
1、通信系统工程师
数字信号处理,软件无线电,通信网络仿真,信道编码,通信协议设计,天线设计
2、嵌入式软件工程师
ARM,C++,FPGA,HDL
3、嵌入式硬件工程师
模拟、数字和射频电路,PCB Layout,开关电源技术,信号完整性
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我们想要这样的小伙伴:
1、应用数学/物理
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5、仿真和测试
PS: 在以上任一方面有过相关研究经历即可

我们能给你的:
1、薪资+期权
20k/月+五险,可提供食宿
2、经验值
造过火箭,放过卫星。站在工程学的尖端,研发经验满级
3、平台
我们来自国内大的航天爱好者组织,
我们是国内早开展微小卫星研制的公司之一,
我们可以接触到航天技术的前沿,
我们紧跟民营航天的大潮,
来,跟我们一起踏上征服太空的旅程

加分项:
1、最好是狂热技术宅,有极客精神
2、可灵活切换高冷、逗比模式
3、长相特别过关,或善于卖萌(团队气氛调节剂)者强烈加分

科创航天 邮件地址sa(at)kc.ac.cn

 

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