世舟二号模型火箭

太空承载了中国人对星辰大海的无尽想象和无尽探索。当北斗列阵，神舟飞驰，天舟往返，天宫建成之时，我想:我爱上了航天。

从两三年前的玩火烧药。到去科创论坛看文献，去软件设计发动机，出成品，再到出火箭“尽管没有航电”

总的来说，在制造业余火箭的时候是先制造发动机，再制作箭体的。

那么第一步就是选择燃料，我选择的是kn系列燃料，后期我都是采用的KNSB(硝酸钾-山梨糖醇)。

资料:

KNSB是一种以硝酸钾和山梨醇为主要成分的固体火箭燃料，一般用于DIY小型火箭。具有比冲高、自燃温度高等优点。燃烧产物: 二氧化碳一氧化碳水氢气氧气氮气碳酸钾氢氧化钾。
基本信息
中文名称
硝酸钾-山梨醇燃料
外文名称
KNSB
标准配方
KN65% SB(山梨醇)35%
理论比冲
164s
实际特征速度
914m/s
KNSB的所有数据
标准配方: KN(硝酸钾)65% SB(山梨醇)35%
燃烧产物: 二氧化碳一氧化碳水氢气氧气氮气碳酸钾氢氧化钾
理论比冲: 164s
理论特征速度: 938m/s
实际特征速度: 914m/s
理论燃烧温度: 1327摄氏度
实际燃烧温度: 1247摄氏度
理论密度: 1.841g/cm^3
熔铸密度: 1.82g/cm^3
推力系数: 1.468
自燃温度: 大于300摄氏度
KNSB标准配方的燃烧常数和压力指数
压力范围 a n
Mpa Mpa mm/s
0.101 to 0.807 10.708 0.625
0.807 to 1.503 8.763 -0.314
1.503 to 3.792 7.852 -0.013
3.792 to 7.033 3.907 0.535
7.033 to 10.67 9.653 0.064

第二步，我制作的发动机使用的是PVC或者ppr管做外壳,他们能够承受的标准压强大概为2MPa(在小型发动机里面，这个压强毋庸置疑是充足的)

第三步，结合管材，燃料,和我的一些测试结果等实际实际情况，我的第一台发动机的参数:

喷喉直径:4mm

药柱直径:21mm

药柱长度:65mm

喷管侵蚀:0.7mm/s(喷管在发动机工作中受燃气冲刷每秒损失的厚度)

喷管扩张比:1(拉瓦尔喷管出口面积与喷管喉部面积的比值,由于我是直喷,无收敛和扩张段,故取为1)

附软件计算图:

实践

发动机部分:截取一段长度为90mm的PVC管,用砂纸把封口打磨平整,然后用电钻将喷口周围的管材上打四个洞(起加固作用,防止高温燃气冲走喷头),另一端也打四个孔(固定堵头)

打完孔后，将调制好的环氧树脂(我用的是环氧树脂E51,该款环氧树脂抗冲刷能力较强)倒入PVC管中(大概13mm深),等待八个小时。

接着,再将喷口中心打一个5mm的洞，尽量平滑光整。

接下来制作燃料:

下面计算一下所需燃料的质量m=pv=3.14×1.05^×6.5×1.8≈40g(单位为g,cm或cm^3,没有减去中空体积，是因为在熔铸燃料时会有损失，以填补损失的部分)根据燃料比例65:35,可得到KN用26g,DX用14g.将KN完全碾磨成粉状备用.炉灶加热铁碗中的山梨醇到完全融化,停止加热,将KN粉末倒入容器中迅速搅拌均匀.然后将粘稠混合物倒入发动机中,由于过于粘稠,部分粘在容器壁上的燃料只能刮下来塞到发动机里边,趁燃料没有完全凝固,用5mm粗度的十字螺丝刀钻出燃料的中空.注意中空必须要直,同心圆.至于螺丝刀的粗度是根据喷管直径来的.

等待半个小时之后,将堵漏王水泥混合好浇筑(之前5mm的中心孔末端也就是与堵头交界处已经用一点燃料堵住了，所以不怕影响下面的燃料，而且堵漏王干的很快)再等半个小时，就可以封装了。

如图所示:(当然,最好还是尽快试车/发射)

到临时试车场地试车:

video_20221223_173741_edit.mp4 点击下载 ‎

显而易见，这一次非常成功。

推力达到了设计推力30N

上图可见已经达到最大分度值3kg

发动机初级阶段，圆满成功。

箭体部分:火箭发动机做完了,至于火箭箭体...

网络上的部分设计的简要方法:火箭箭体长度是发动机外径的14倍长.火箭的锥形整流罩长度是发动机外径的3倍.机翼的长度是发动机外径的2倍,三片速度快,四篇比较稳定.这里有配重的问题,要保持质心在压心前面,因此在火箭头部要加入少量重物使火箭重心前移.最后按上导向管去发射就好.

第一次试射:

后期不过飞了十多米，整个过程都明显可见其飞行轨迹严重偏离垂直理想轨道

当时我认为是推力不足。

第二次试射:

这次偏离更加严重。

第三次试射

这次明显有好转，但后期还是严重偏离轨道。

现在看来当时我似乎是忽略了质心和重心，以及配重的问题

查阅相关文件资料（基本的飞行稳定性要求、火箭飞行稳定性）我们可以知道，对于模型火箭而言，由于一般不依靠调节及操纵系统控制火箭的飞行状态，所以所有型号的模型火箭都必须具备气动稳定性，也就是说，经过稳定性设计后的模型火箭，必须具备仅仅依靠由模型火箭在飞行中自身所产生的气动力及其力距，就可以自行克服或是平衡由于干扰力所导致的不良影响。

那么，需如何设计才能够达到这一目的呢？很简单，只要设法满足无论在任何飞行条件和状态下，火箭的重心始终位于其气动压力中心前的一定位置的条件就可以了！

那么，对于常规模型火箭而言，多大程度的稳定性是必须的和适当的呢？经过试验和严格的理论计算表明，模型火箭的压力中心位于其重心后面的位置距离，应大于或至少等于其自身弹体的半径长度，才有可能满足气动稳定的基本必要条件，如果模型火箭在设计，制作及最后的发射调试过程中，发现未能满足这一条件，则可以确定这一模型火箭是不稳定的，必须立即停止其试验活动。而这种满足模型火箭正常飞行所必须的最小气动稳定性，又称为安全稳定性。

对于一枚在设计上完全不稳定的模型火箭，它会在离开发射架进入空中后，立刻做不规则的翻滚运动而无法正常升空，这类模型火箭通常可达到的高度仅为10米以下，通常的不规则飞行速度平均为10~15公里/小时。然而，偶尔也会有意外的情况发生，一些原本不稳定的模型火箭，在消耗掉一部分燃料后，其重心位置会前移，而导致其压力中心与重心的相对位置发生本质性的变化，在经过连续几个翻滚过后，在随机位置和状态下，模型火箭由不稳定转变为稳定，有可能会突然间笔直地加速射向地面，对地面的人员和物品构成严重威胁。因此，发射不稳定的模型火箭是非常危险的，必须完全禁止。

模型火箭的气动稳定性能，★可以通过改变其压力中心与重心之间的相对位置的距离大小，进行必要的调节。其方法有两种：

一是增大模型火箭鼻锥的重量（配重），使火箭的重心位置前移；

二是增大尾翼面积，可以有效地使压力中心后移，从而提高模型火箭的气动稳定性。

这两种方法各有利弊，在具体使用上也要注意其负面影响，即在鼻锥加配重的同时，也会增大火箭的总体重量，使模型火箭的飞行品质随之下降；而第二种方法在有些情况下是不适用的，如仿真型模型火箭，其尾翼的面积是不能更改的，另外，增大尾翼后，对于侧风的影响会变得较为敏感，其有效升空高度就会低于同级别而尾翼较小的模型火箭。

因此需要指出的是，模型火箭的稳定性设计，是一个优化设计的问题，根据理论计算和大量的实验验证及设计经验，建议模型火箭重心位置超前其压力中心的距离，在设计上优化取值为满足安全稳定性距离的两倍，即火箭弹体的直径（口径）长度。

至此，我们所讨论的内容仅限于模型火箭的静稳定特征，除此之外，模型火箭的稳定特性，还包括动稳定特征。

模型火箭的动稳定，主要取决于其自身结构的惯性力矩（结构质量与其到重心距离的乘积），模型火箭动稳定特征包括：在运动过程中，火箭的恢复力及恢复力矩的大小，自由摆动的范围和频率，以及摆动经阻尼作用后的消失时间等。

试验结果表明，细长型的模型火箭比同级别而结构粗短的模型火箭，具有更好的动稳定性，这是因为细长型的模型火箭结构的惯性力矩大于后者，所以，更不易受到乱气流扰动的影响，即使受到扰动，其摆动的频率和幅度也要小得多，摆动经阻尼作用后的消失时间也较短，即火箭的飞行轨迹较为平直和稳定。

我这才知道我之前的模型火箭是根本不可能飞上天的。

于是我选择了方法一:增大模型火箭鼻锥的重量（配重），使火箭的重心位置前移，以改变我现在的窘境。

如图所示(是的，我没有整流罩，直接用这个,诚然，会影响火箭的气动结构扰乱气流)