BM1设计总方案

 

BM1项目介绍

v BM1火箭

v BM箭体设计

v 火箭控制草案

v 推进剂设计

v 火箭基本能量与效能计算

v 火箭个体经费预估

v 发射场控制中心安排

v 人员安排

v 安全措施

v 应急预案

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

BM1火箭

火箭组成：火箭分为三个部分：降落伞仓、载荷仓以及燃烧室。火箭拥有飞控系统，上载有电机测速计数传感器模块、角动量传感器、压力式传感器、信号发射器等。

飞行控制：火箭指挥芯片依据自动化控制程序对传感器发来的电信号进行分析控制电机改变尾翼的方向由此对火箭的飞行方向、角度进行调节并实时向地面天线发送飞行数据。

火箭返回：火箭返回时采用开伞减速的返回方式，多种保障措施，火箭进入自由落体时，压力式传感器检测高度降低将立刻发送电信号到达指挥芯片，如压力式传感器出现误差或故障未能使火箭开伞，那么测速仪将检测到速度偏差进行开伞，并且由于燃烧室推进剂燃烧完后火箭质心发生偏差，质心由火箭下方转移至火箭上方，角动量传感器检测到大于70°的转角后将立刻触发开伞系统。在极特殊的情况下即使火箭所有传感器失灵，程序临时出现意外以及指挥芯片损坏芯片或出现质量问题……地面观测站发现问题将第一时间触发手动开伞，信号将在3.33564095198152e-7秒到达火箭降落伞的备用应急点火装置，触发降落伞弹出，降落伞将在0.5秒内被弹出3秒内完全展开

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

BM1箭体设计

火箭整体：总长1.5m直径达10cm外壳厚度0.2cm

整流罩设计：整流罩采用3d打印制造，材料使用一般的3d打印用的碳纤维尼龙。整流罩呈流线形直接采用以太LYBing的设计

 

 

 

 

连接器设计：由紧固件连接详情请见实体模型但还在优化当中

载荷仓设计：处于模型优化设计当中

载荷仓与燃烧石连接处设计:由紧固件连接，详情请见3d模型

燃烧室设计:燃烧室采用PAN基碳纤维。碳纤维通常采用先驱体纺丝工艺制备。按照先驱体的不同，分为聚丙烯腈基碳纤维，沥青基碳纤维和人造丝碳纤维PAN抗拉强度/gpa3.5~8.0。弹性模型gpa/230~600，伸长率0.6~2.0。基碳纤维具有最高的强度和弹性模量。PAN碳纤维还具有纤维缺陷少，可编织性好，密度小（1.7~2.1g/cm2）每厘米耐疲劳，自润滑，耐磨损，吸能减震，尺寸稳定，导热性哈。导电性好等特性，相比PAN基碳纤维，沥青基碳纤维的强度和弹性模型没有优势。但仍需添加隔热层因市面上碳纤维都有加入树脂耐热度低。

发动机设计:材料采用PAN基碳纤维，设计采用拉瓦尔喷管。收缩管与扩张管的比例需计算机风洞试验模拟

尾翼设计：由步进电机按自动程序控制。

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

BM-1火箭控制草案

飞行控制：火箭指挥芯片依据编写的控制程序对传感器传来来的电信号进行分析自动控制电机改变栅栏舵所朝的方向由此对火箭的飞行方向、角度进行调节并通过自动化程序控制用信号天线将飞行数据以无线电的方式发回三个地面站接收。

火箭发射程序：详见附文

发射准备 在发射前五小时左右到达发射场，布置场内大同测控中心/大同一号测控地面站/古楼二号测控地面站/塔楼三号测控地面站/塔顶一号观测站/古楼二号观测站/塔楼三号观测站

计时准备 发射前1小时火箭安装至发射塔，60分钟时开始倒计时（打开冷却风机）60秒通电，启动程序启动传感器打开栅栏舵

点火:30秒时解锁发射密钥，计时归零触发点火开关

起飞: 点火后起飞由各观测站目测发射

上升段:由栅栏舵控制飞行姿态

返回阶段:火箭返回时采用开伞减速的返回方式，多种保障措施，火箭进入自由落体时，压力式传感器将检测高度降低发送电信号到达指挥芯片，如压力式传感器出现误差或故障未能使火箭开伞，但是由于燃烧室推进剂燃烧完后火箭质心发生偏差，质心由火箭下方转移至火箭上方，角动量传感器检测到大于幅度的转角（35°）后依然会触发开伞系统。在特殊的情况下即使火箭传感器失灵，程序临时出现意外以及指挥芯片损坏芯片或出现质量问题……观测点地面站将第一时间发现问题触发拋伞系统，将在3.33564095198152e-7触发火箭整流罩分离，降落伞在0.5秒内弹出3秒内完全展开

危险事宜

整流罩分离破片坠落，推进剂因气泡发生轻爆炸，燃烧室过压爆炸，控制系统异常错误导航，风速过大偏航，风速风量风向突改导致程序控制错误导航。

措施:

躲入掩体规避

建立掩体远离发射点

封闭附近道路

改进开伞系统

改进推进剂工艺

采用更先进的材质

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

推进剂设计

BM1火箭推进剂采用KN-UX，使用硝酸钾KNO3（氧化剂）与葡萄糖C6H12O6（还原剂）

硝酸钾：氧化剂不可自燃。本身属强氧化剂，其氧化性远大于氧气，因此不会被氧气氧化，即不会在氧气中燃烧。但当［硝酸·钾］和强还原剂（如［硫］、［炭］、［磷］）混合后，在受到外界的一定作用后（如受热、摩擦）可能会发生较为剧烈的燃烧（此燃烧过程不需要外界提供氧气），严重的还可能发生爆炸。所属类别 :无机物硝酸钾是钾的硝酸盐，实验式KNO3(硝酸钾是离子化合物，并没有分子，所以没有分子量，只有式量)。外观为透明无色或白色粉末，无味，比重（水=1）为2.11。在水中的溶解度为13 g/100mL（因温度而异，温度越高溶解度越高，在化学物质之中，硝酸钾溶解度变化是相当明显的）。潮解性较硝酸钠为低，有冷却刺激盐味。溶于水，稍溶于乙醇。

中文名：硝酸钾

外文名：potassium nitrate

别名：硝石、盐硝、火硝

化学式：KNO3

相对分子质量：101.10

化学品类别：无机盐

管制类型：硝酸钾(*)(易制爆)

 储存：密封阴凉干燥保存

CAS号7757-79-1

熔点34℃

沸点400℃

相对密度2.109(水=1)

水溶液pH

室温下为7

葡萄糖：葡萄糖是己醛糖,化学式C6H12O6,分子量为180,白色晶体,易溶于水,味甜,熔点146℃,它的结构式：CH2OH—CHOH—CHOH—CHOH—CHOH—CHO

制备方式

真空烧注

真空系统在推进剂药浆中的应用

东莞市普诺克真空科技有限公司的真空系统在推进剂药浆中的应用进行真空浇注。推进剂药浆为粘弹性流体，复合粘度随推进剂品种、配方特点、频率范围不同而呈不同变化规律，复合模量、损耗模量和贮能模量随频率增加均呈上升趋势；损耗模量一般比相应贮能模量高约一个数量级；贮能模量存在数个衰减峰；衰减峰与损耗角正切峰成对映。普诺克分析了推进剂药浆适用期、推进剂特性。

进剂具有下列特性：

①比冲量高；

②密度大；

③燃烧产物的气体（或蒸气）分子量小，离解度小，无毒、无烟、无腐蚀性，不含有凝聚态物质；

④火焰温度不应过高，以免烧蚀喷管；⑤应有较宽的温度适应范围；

⑥点火容易，燃烧稳定，燃速可调范围大。

⑦物理化学安定性良好，能长期贮存；

⑧机械感度小，生产、加工、运输使用中安全可靠；

⑨经济成本低、原料来源丰富；

⑩若为固体推进剂，还应该有良好的力学性质，有较大的抗拉强度和延伸率。常用的推进剂主要有固体、液体两种，少量固液混合体也在试用。

 

推进剂药浆适用期指混合工艺结束后或加人固化剂后的固体推进剂药浆可允许进行发动机浇注成工艺的时间。适用期内药浆要满足设计要求的可浇性和流平性，用药浆具有的可浇性时间和可流平时间中较短的时间作为适用期，配方的固化特性是影响适用期的主要因素。

 

真空系统是保证药柱无气孔、细密且具有杰出的力学功能和焚烧稳定性的重要技能。

 

真空浇注工艺的要点：

配料：严格按配料比例要求配料、计量准确。

温度：严格控制各工序温度。

脱气：务求脱气干净、彻底。

终混：务必在要求时间内完成。要求混料均匀，但时间不宜过长，否则 ，混合料粘度出现不预期增长，影响工艺完成。

固化：必须达到工艺规定的时间和温度。务必控制模具和混合物料的相对温度。

固化完成，不可剧烈降温，否则影响制品质量。

 

推进剂药柱需求构造完好，药柱的外表和内部不得有孔隙、裂纹和海绵状疏松安排，药柱与焚烧室前、后封头间的粘结界面不得有脱粘闪现，否则会影响发起机的内弹道特性，严峻时会致使发起机爆破。在真空条件下，采用真空系统在推进剂药浆中的应用是将推进剂药浆经过花板涣散成很多细药条，可以将推进剂药浆中混入的气体随时有效地排出，然后浇入焚烧室中，然后使制得药柱中的气孔减到起码程度。在浇注过程中，发起机壳体放在真空缸内，随浇注技能的进行，药浆在不断脱气，真空浇注进步了推进剂药柱的质量，操控真空度也有利于保证药柱质量的重现性。

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

机械的效率是对一个机械的重要性能指标，这里说明拉瓦尔喷管中的效率计算方法。

关键词

火箭效率计算方法

在任何机械的计算中，基本参数中总是会出现效率与这两项，虽然能量与效率并不能非常有效的帮助我们获得火箭的基本推力，但是它能帮助我们有效的评估此火箭发动机是否可用。

 

这里首先要明白效率与损失的区别，上一篇文章我简述了误差分析，但是效率表示有用功与总功的比值，在火箭喷管中表现为动能与燃烧获得化学能的比值。所以说，效率包括损失但不完全包括损失。

 

再说一下能量的问题，火箭主要依靠能量的转换来前进，它先是将储存的能量转化为射流动能，在从中获得反推力。这里给出一些重要的公式。

 

一：能量计算

 

1:Pjet=m‘v22/2=Fg0Is2/2=Fv2/2

 

Pjet:气体射流功率，单位瓦

 

m‘：发动机质量流量，单位千克每秒

 

v2：发动机平均排气速度，单位米每秒。（注意不是等效排气速度）

 

F：发动机推力，单位牛。

 

g0：海平面重力加速度，单位m/s2（是一个常数，不用考虑高度变化）

 

Is：比冲，单位秒

 

推导到后面是不是非常熟悉（推导全过程有需要的话在评论区说，我会在评论区介绍），就是喷射气体的功率除以2。

 

 

 

2：Pchem=m’Q

 

Pchem：火箭发动机输入功率，单位瓦

 

Q：单位质量化学反应产生的热量与此燃料质量的比值，可以理解为燃料热值，单位焦每千克

 

这个公式很好理解吧，热值乘上质量除以时间。

 

 

 

3：Pvehicle=Fu

 

Pvehicle:火箭发动机瞬时功率，单位焦

 

u：火箭速度，单位米每秒

 

这个公式就更不用说了，瞬时功率的基本公式。

 

二：效率计算

 

1：ηcomb=Q0/Q

 

ηcomb=燃烧效率，无单位

 

Q0：燃烧的实际放热，单位焦每千克

 

这个公式也不需要细说了吧，说一下它的大概值，它一般都很高，97%左右。

 

2:ηint=m’v22/2ηcombPchem

 

ηint：喷管内效率，无单位

 

这个量反应了输入能量转化为射流动能的能力，是火箭发动机中非常重要的一个参数。

 

3:ηp=Fu/Fu+[m’（c-u）2/2]

 

c：等效排气速度，单位米每秒

 

ηp：推进效率

 

这个公式反应了可以用于推进的动量与能源消耗。确定多少排气动能用于前进。