不知各位大神有没有感觉到，最近火箭版一改数年来的沉寂，突然出现了爆发式的增长。虽然规模不如2012-13年那一段时间的大，但是质量上大大的提高了。但是对于一些问题大家似乎还是迷茫的，很多人似乎并不知道如何选择自己的方案。本帖就班门弄斧一下，“综述”一波选择技术路线的问题。

本文延续以前的方法：主贴中编辑正文，回复中讨论互动与补充资料。

本文的内容分为以下几个部分：火箭用途所需特性分析，固体/液体/固液/脉喷/电推技术特性分析，固体火箭推进剂技术特性分析，液体和固液火箭推进剂技术特性分析，固体火箭常用材料技术特性分析，液体火箭发动机涡轮泵供给方式对比冲影响的分析。

本文工程可能浩大，不定几年能写完（可能明天就完工，可能得写一辈子，大概率中考前能完工）。

文笔不好敬请谅解，我尽量用最简练的语言把问题讲清楚，修辞啥的能省就省吧。

镇楼图，也是我电脑壁纸（话说谁知道来源）：

 一、火箭用途所需特性分析

现在看，业余火箭比较可能的用途（除了装B和听响）有人工降雨作业、“东风”快递、科学实验、航拍或观测。

首先简单分析一下人工降雨作业。人工降雨作业对于火箭的基本要求：发射高度4Km+，运力超过100g，火箭拥有完善的回收复用或高空自毁装置；加分项：有飞行状态参数输出，可以控制药剂起爆时间点。火箭对发动机的要求：高反应速度，推进剂占比超过60%，比冲150s以上（经计算，燃料质量200g，箭体总质量600g，比冲150，空气阻力系数0.25时可以有刚过六千的射高），可重复性好；加分项：可多次点火，可精准控制总冲，可以大幅节流（精准定点在何处施放降雨剂）。

然后是用火箭投送少量急需的物资。其对火箭的基本要求：发射高度6Km+，运力超过200g，配备有完善的定点回收系统；加分项：VTVL，起飞过载小。火箭对发动机的要求：推力可变，比冲200s以上（经计算，燃料质量200g，箭体总质量1000g，比冲150，空气阻力系数0.25，直径35mm时可以有刚过5500的射高）；加分项：多次点火，精准推力控制，高反应速度。

最后是科学实验、观测、航拍类。其对于火箭的基本要求：射高6Km+，不然热气球无人机能很方便达到的高度用火箭没意，运力超过100g，起飞过载可控（不一定小，但一定要可估计），火箭自旋状态可控，完善的回收复用；加分项：飞行状态输出，制导。对发动机的要求：推进剂占比超过60%，比冲150s以上（计算同人工降雨），可重复性好；加分项：可多次点火，可精准控制总冲，可以大幅节流。

二、固体/液体/固液/脉喷/电推技术特性分析

1、固机

固机的优点主要有：高反应速度，低结构质量（对于业余界），控制简单，推力大，制造简单（可以直接使用管材）等。

其缺点有：牵扯到较多的火炸药管制品，易被不法利用，可控性和可重复性不好，工作时间短，推力不可控，不能多次点火，控制推力方向相对更难，比冲偏低，烟迹过于明显（似乎不是大问题），燃料成本高，大药柱浇筑困难。

业余界成果：国内已经有数个110mm发动机试车和上箭应用，高比冲AP推进剂技术已经开始在有条件的人群中推广，低成本中等比冲的推进剂（AN、KP）已经有了初步的研发成果，低端固机已经“是个人就会做”了。国际上已经有了用固机打过卡门线的计划，200mm级发动机似已成熟（参考QU8K）。

成本估算：100s左右的推进剂15元/Kg，200s左右的推进剂40-50元/Kg，250s左右的推进剂100元+/Kg，50mm管子大约几十元一米，喷管堵头加工总成本在一百+元左右。

适用场合：绝大多数探空和人工降雨用途，在1000米以下的射高中有着不可撼动的地位，即使在过卡门线甚至入轨的任务中，固机也有足够的希望作为主力。

2、液机

优点：高比冲（轻松200s以上），不牵扯管制，可以多次点火与精准推力控制，做大难度比固机更低，燃料选择多样且成本低。

缺点：反应速度差，不适合用于小火箭；需要强大的设计能力，需要强加工能力支持，需要突破低温流体的贮存技术，强酸的防护，各种玄学强致癌物的防护；泵、冷却、阀门都是坑。

业余界成果：在国内，液机设计已经完善，对于有背景有水平的人而言液机已经有了大幅推广的可能，液氧/氧化氮/过氧化氢三套体系都已经有成功案例，单组元液机成功地发射过两次；一部分人已经开始尝试液机的白菜化。国外的液机似已经发展成熟，可以随随便便造了。

成本估算：推进剂成本普遍在10-50元每千克这一区间，并能获得300s+的比冲，但是发动机的制造是个无底大坑。

适用场合：对于高高度大质量的火箭，液机是在合适不过的了，甚至对于人工降雨这种低射高用途，液机也有背水一战的可能性。液机的回收复用性能远比固机好（这里指的是可以高空反推减速甚至干脆向spacex那样反推回收）。卫星上也少不了液机。

3、固液

优点：相对高的比冲，不牵扯管制，供给上比液机略简单，跟固机在各方面一脉相承，冷却设计简单，加工要求稍低，可以多次点火与精准推力控制，做大难度比固机稍低，燃料选择多样且成本低。

缺点：基本就是液机缺点占全了，外加固机的大药柱浇筑困难。

业余界成果：国内过氧化氢和液氧体系的固液混合发动机已经测试成功，设计软件初步完成，有过一次实效发射（失败）。

剩余部分类液机，从略。

4、脉喷

优点：比冲高（不需要带氧化剂，直接导致比冲可以把其他类发动机打出翔来），制造相对简单，不需要处理各种危险的氧化剂，文献资料充足。

缺点：推力变化大，震动严重，部分器件损耗严重；推重比太小；不能高空工作。

业余界成果：依稀记得见过有人把脉喷竖起来打上天过。在航模车模领域已经应用非常广泛。

5、电推

电推主要分三类，电热，电磁和静电。前一类同液机，后两类的特征是推力小，极高的比冲和良好的控制性能且不能在大气力工作。这一类业余界未有研究的，我们可能会进行尝试。

经网友提醒，再补充一下冲压发动机

优点：比冲高（类脉喷），结构相对简单，推力大质量小，设计制造相对简单

缺点：点着火容易搞好难，需要高速启动。

三、固体火箭推进剂技术特性分析

1、BP

优点：历史悠久，参考资料多，制造安全，火焰感度相对较高（易点火），配方多样且可以根据自己的需求改配以获得不同的性能。

缺点：工艺离散型太大，不方便搞大，各种一致性不好，比冲垃圾。

业余界成果：应用于20mm火箭的工艺已经成熟，用作点火药也有比较充分的实验验证。

成本：15元每千克左右.

用途：窜天猴，开伞，各种点火

2、KNSU/KNDX

优点：参考资料多，制造安全，火焰感度相对较高（易点火），原料来源广泛廉价且毒性低，仿真软件多，高燃速。

缺点：需要加热至较高温度，易吸潮，工艺离散太大，各种一致性不好，比冲凑合。

业余界成果：已有多枚50mm级的发动机测试成功，工艺基本成熟。

成本：10-15元每千克左右

用途：50mm以下的火箭（大了估计浇筑会很难受），窜天猴（或许可以粉压），各种点火与开伞

3、KNSB

优点：参考资料多，制造安全，火焰感度相对较高（易点火），原料毒性低，仿真软件多，高燃速，可以水浴加热制造。

缺点：成本稍高，原料购买偏困难。

业余界成果：已有多枚50mm级的发动机测试成功，工艺基本成熟。

成本：15-20元每千克左右

用途：同KNDX，但是可以搞的直径更大一点

4、RNX

优点：制造安全，不吸湿，可以制造大直径的发动机，固化时间长，可以很方便地做成各种形状，燃速慢（可以在无法制造大直径药柱的情况下搞大总冲），工艺一致性好

缺点：死重太大，燃速慢的邪乎（480喷燃比下都升不起压力来），催化剂带来的二相流导致比冲损失，数据不全（至今没有测量其燃速-压强数据的），树脂气味难闻而且会沾得到处都是（洗手液可以轻松解决掉大部分树脂），点火偏难（我常用硝糖粉末点火）

业余界成果：110mm级的已经有成功经历，工艺相对成熟并且已经推广。

成本：20元每千克左右

用途：20mm以上的发动机皆可使用，不过要做太大就不如APCP了，毕竟搞大之后同样总冲决定价格的更多的会是发动机外壳的尺寸而不是燃料。再就是各种点火。

5、AN无金属推进剂

优点：比冲高（200s），制造安全，成本低，不管制

缺点：在没人搞出能点着火的AN无金属推进剂之前，他是没有缺点的（手动滑稽）

业余界成果：连火都没点着，怕是想点着得牺牲比冲或者掺KN。不过我记得@HXKRRRR有一个配方能点着的，催化剂是亚铬酸铜

成本：20元每千克左右

6、AN含金属推进剂

优点：比冲高，制造相对安全，成本相对低

缺点：吸湿性太强，燃速慢的比RNX还邪乎，资料太少，由于种种原因不好伺候，活泼金属与其他材料的兼容性存疑

业余界成果：能点着火了，但是离着搞到哪怕窜天猴的水平还有一定距离

成本：20-30元每千克

7、RAP

优点：比冲高，环氧树脂比PU相对易得

缺点：固化产生大量气泡，生成胺类高氯酸盐，工艺可重复性不好，三天两头炸鸡

业余界成果：50mm的发动机应该是有人搞出来了，但至今没有人搞靠谱，早晚会被AN含金属推进剂代替。

成本：60-100元每千克，真空仓100元以上

8、AP-PU（包括AP-HTPB）

优点：比冲高，文献众多，燃速可调范围广，综合性能最佳，安全稳定

缺点：贵、涉及到的管制材料多，点火复杂困难，对发动机要求高

业余界成果：工艺已经成熟并且开始推广，75mm的有上过天。

成本：100多元每千克，真空仓100元以上，各种防护装备100元以上

9、能材推进剂

能材推进剂分为三类，第一类是单双基推进剂，第二类是掺固体能材的推进剂，第三类是含能粘接剂的能材。其实这么看，搞含能材料推进剂的意义不大，AN-PU推进剂掺入17%金属粉可以比不掺提升20多秒比冲，而掺入40%HMX（现有最强实用能材）也不过提升了9秒，不值不值。

10、硫（单质）系推进剂

优点：高的邪乎的密度（想方设法提到5.多不是梦），永远管制不全的原料（至少硫代硫酸钠就算管了也有门道能整（初中物理八上）），简单的制造工艺，壮丽的火焰（适合做烟花）

缺点：低比冲（不过也能过百，这导致其密度比冲直逼AN系，特殊用途尚有出路），燃速太快，资料太少，工艺玄学不稳定

业余界成果：@第七骑士团 成功进行了试车

用途：点火药，要求高密度比冲的场合，窜天猴

成本估计：硫磺十几元每千克，锌粉估计在30元左右

四、液体（包括固液）火箭推进剂技术特性分析

1、液氧+常温非自燃液态推进剂

优点：比冲高（轻松过200，合理优化奔着四百去），推进剂种类多（煤油汽油花生油酒精甘油柴油香蕉水都能烧）（但是只有煤油汽油酒精能实用），只处理一个低温液体还相对容易，无污染，毒性低

缺点：低温流体管控技术玄学，冷却困难，点火困难，可储存性能差

业余界成果：已有多次试车成功经历，最大的好像已经过了千牛级

成本：液氧4元左右一公斤，酒精十几元一公斤，汽油柴油7-8元一公斤

2、液氧+常温自燃液态推进剂（TEA、TEB、二乙基锌（或许是DEZ？））

优点：比冲高，接触自燃，只处理一个低温液体还相对容易

缺点：各种烷基金属根本搞不到，沾火就着的东西太危险，毒性较大

这个的用途比较特殊，主要用于各种非自燃推进剂的点火药

3、液氧+低温液态推进剂（LH2、LNG、CH4）

优点：比冲高（轻松过三百，LH2方案已经有实现465s的（应该指出这是真空比冲）），清洁环保不积碳，便于复用，原料相较煤油方案易得廉价（氢就算了）

缺点：低温流体管控技术玄学，冷却困难，点火困难，可储存性能差，虽然原料便宜，但是想把他们液化是极度昂贵的

这个想想就好，业余火箭不可能用上，哪天需要搞GTO任务在琢磨也不迟

4、用硝酸替代液氧作为氧化剂

基本上就是同样的燃料，液氧方案的拙劣山寨替代版（从比冲方面看），但是密度比冲、可储存性能、结构质量等方面看可能稍有优势

比液氧多的优点：两个组元均为常温，处理起来相对舒服；密度略高于液氧（1.6-1.14似乎不只能叫略高）；或许可以省下保温层的死重

比液氧多的缺点：管制（虽然可以用硝石明矾一块熬熬出来@浪里黑条），强腐蚀性，比冲偏低

成本：硝酸10元/500ml

5、硝酸+肼/胺类推进剂

优点：两个组元均为常温，可以自燃，各个组分均比较稳定，高比冲与高密度比冲

缺点：剧毒、强腐蚀性，发动机难以复用，管制

业余界成果：@地震带上的人 已有两次成功经历

成本：硝酸10元/500ml，肼类胺类应该是在50元每千克以下

6、高浓度过氧化氢作为氧化剂的推进剂系列

依然是液氧方案的拙劣替代方案，只不过也有它独特的优势

比其他氧化剂多出来的优点：常温可储、分解放热、管制相对较弱，有自制的可能性，比冲较高，可以作为单组元推进剂使用

比其他氧化剂多出来的缺点：易燃易爆，各种玄学爆炸，浓缩危险，有效含氧量偏低

业余界成果：@乖雪狼 已经搞上天了几次，@ehco已经有过多次试车经历，技术基本成熟

7、低浓度（<60%）过氧化氢方向

优点：成本低，常温可储，安全可靠，管制相对较弱，发动机工作温度低

缺点：比冲低（配合无水肼也不过200多秒），点火困难，可查的相关文献太少（以前有人做过，但是燃烧不稳定严重）

8、单组元肼推进剂

优点：易于土法制备，比冲相对较高，相对稳定（不想过氧化氢掉进粒灰去可能都是惊天动地大爆炸），文献资料丰富

缺点：毒性巨大，点火困难，催化剂昂贵等

成本：20元每千克左右（100%水合肼，对应肼含量64%，似乎并不能当单推用，不过想办法制备肼含量再高点的燃料应该也不难）

9、液氧-长链固态烷烃固液混合推进剂

优点：高燃速，只需要处理一路液体，原料来源广泛廉价且不受管制

缺点：难以完全燃烧，设计稍困难，混合比变化大，可能会发生爆轰

业余界成果：已经有点火试车的经历，但是爆轰问题至今似未解决

成本：石蜡15元每千克

10.液氧-塑料（PMMA、PE、PP、PU）

优点：只需要处理一路液体，药柱力学性能较好，安全不易爆轰，可以掺入氧化剂和金属粉提升能量

缺点：燃速慢，其余同9

业余界成果：已经有点火试车的经历，技术相对成熟，已经有了计算器

五、固体火箭常用材料技术特性分析

首先引入一个概念：比强度。其定义为

“比强度是材料的强度（断开时单位面积所受的力）除以其表观密度。又被称为强度－重量比。比强度的国际单位为N/m2/kg/m3或N·m/kg。”——锑度百科

可见，比强度越大，就意味着达到同样强度的质量越低。显而易见，用于火箭制造的材料应该选择比强度尽可能高的材料。与此同时，此材料的软化温度应尽量高，以保证在高温下不会发生大的强度下降。至于传热能力，就需要具体情况具体分析了。对于无冷却的发动机，应该是传热能力适当低，保证壳体不过热和失去强度的范围尽量小；而再生冷却的发动机又应该是传热能力越高越好。下面会分析几类常见的材料：PVC，PPR，酚醛树脂，45#钢，201,304,6061铝，6063铝，7075铝，紫铜，石墨，水泥，环氧树脂，分析的内容包括强度、比强度、熔点与软化温度、用途、用它制成一台内径50mm管长300mm的发动机壳体，耐压6.3Mpa，安全系数3时发动机外壳质量。（以上数据均来源网络）

常用来造壳体的材料整整齐齐的分成了两队：304 6061 6063 7075这一类高性能的合金材料，但是加工偏困难；PVC，PPR，水泥这一类易加工低成本的材料，但是性能差。如此看来，性能最为优异的是304与6061（假货泛滥），所以我推荐大家买6061然后按照6063算，尽量多留余量。

在黑条指正了几个数据的错误之后，上述结论变了，变为7075铝以144g的壳体质量一骑绝尘，201,304,6061,6063基本持平，304略优于其余材料。令人惊讶的是6063似优于6061（？？）；PPR与PVC在不考虑隔热问题时也仅仅是金属材料的两倍，尚可使用。下面是几种性能极为优异的材料，其中TZM，TC4，45#，H13可以购得管材，但估计不便宜。计算算例为500mm直径2500mm长度工作压力18Mpa的巨型发动机。

又是一种铝合金一骑绝尘（7Y69，但是淘宝似买不到，而且这玩意得做好隔热），TC4，LC4，H13性能类似，再然后是可以用于特殊用途的TZM，45#最疵毛，但是也是非常优秀的了（关键在于买得到管材）。

综上，个人推荐50mm以下发动机推广使用PPR而不是什么花里胡哨的金属/复材，50-210区间6061/304/201性能是极为优异的，如果克克必争的话，H13有机会大展手脚，复材或者缠绕壳体也有应用空间，>210基本就是那几种高强度钢铝类。

六、液体火箭发动机涡轮泵供给方式对比冲影响的分析

黑条先前的帖子写的不错，我就不作重复建设了，连接粘过来自己看吧。XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/t/83750

我重点分析的是液氧煤油开式循环地面机上燃气发生器混合比对发动机实际比冲的影响。

先控制燃烧室压强不变，设定一下基本条件：

燃料为液氧-长链烷烃，混合比2.5，总推进剂流量1kg/s，外界压强一个大气压，泵出口压强7Mpa

燃气发生器压强3Mpa

循环方式为开式循环（燃气发生器循环），假设燃烧室效率为1（在忽略泵对燃料的消耗后比冲=计算值），泵机械效率1，涡轮机械效率达到外温293K时卡诺极限

使用cpropep平衡流模式计算

此泵需要每秒向燃烧室中压入1kg的液体，其功率相当于一秒内将一kg液体举高700m——

P泵=Gh/t=7000W

下面列举出液氧-煤油不同混合比时的燃温，燃烧热和最大能输出的机械能及其图像

然后计算比冲，燃气发生器混合比-实际比冲曲线如下。

整个计算表格如下

液机涡轮泵计算表1.xlsx 21.42KB XLSX 95次下载

由图表可见，在混合比0.5以上时，混合比对比冲的影响也就是几秒的样子，而温度却由2.5的3000多K降到0.5的1226K。所以我们在设计液氧煤油开式循环机时，燃气发生器的混合比取在0.5-1这一范围内比较合适。

七、再扯两句

对于一个初二学生而言，在5/6月写这么一篇文章是真心不容易，但是在各位的支持和帮助下，我最后还是写完了。希望这篇文章能够对大家有一定的帮助。

还应该做而没做的工作：

测定几种常见推进剂的燃速-压力曲线

对硫系低成本推进剂和氯酸盐系窜天猴推进剂的分析

碳纤维管，玻纤管，复合材料管的分析

开式循环机比冲与燃烧室压力关系的计算、电泵循环机相关计算

射电镜那个深坑还等着我填，期末考试还有17天了，以上四项工作有有心情的做了吧。完成上述四项工作任意一项的我个人视情况奖励0.5~2KCB，论坛估计也少不了相关奖励

154454496（邢珈凡）

2019年初夏