首先感谢科创基金。

一、研究背景

       液氧-乙醇是一种经典的火箭推进剂组合，早在第二次世界大战时，德国的V-2导弹就开始采用液氧-乙醇-水作为推进剂。液氧-乙醇的推进剂组合的氧燃比较低，乙醇（或乙醇水溶液）的比热容较高，有利于组织再生冷却、液膜冷却等，对发动机热防护较为友好。价廉，低毒，非常适合作为业余爱好者的液体火箭发动机推进剂。

       液氧-乙醇燃烧前后均几乎无毒性物质产生，属于环境友好型推进剂。

       在我们团队对于确定团队未来液体火箭发动机研发方向的论证中，得出液氧乙醇是对于业余爱好者们最合适的推进剂解决方案的结论。

（补充：偏二甲肼等常温推进剂和硝酸糠醇都是同一个原因，液氧乙醇组织再生冷却的难度较液氧煤油低很多。）

       使用RPA对30bar室压下，不同氧燃比的推进剂性能进行了计算，可以看出，随着氧燃比的增加，特征速度、比热比、燃气分子量的增加并不显著，燃气温度的增加最为显著，因此，液氧乙醇可以选择较低的氧燃比来保证发动机的热防护，有较大的作为小型深度变推力发动机推进剂的潜力。

      本项目主要目的是为未来的10kN级液氧乙醇发动机做技术积累。

二、研究目标

       通过更换推力室，获得在室压不变，氧燃比一定的不变的情况下，不同特征长度的燃烧效率；市售酚醛布棒的烧蚀速率；不同推力室材料容热冷却极限试验。

三、前期研究与准备工作

        前期自学了低温液体发动机的设计，设计制造试车了一台液氧甲烷发动机，但未能进行完善的试验，为了更加科学的设计发动机，决定开展本次试验。

四、可行性分析

1、烧蚀冷却是一种简单可靠的热防护方法，已有多年使用历史，通常被用于上面级姿控发动机和固体火箭发动机。

2、容热冷却是一种简单可靠的热防护方法，常用于上面级姿控发动机，缺点是不能长时间工作，两次工作之间要有足够的时间让推力室壁降温。

3、喷注器采用经典的直流互击喷注器。

4、燃烧室压力由毛细管引出后连接压力传感器测量。

5、发动机推力由轮辐式压力传感器测量。

6、推力室壁面味道由红外测温传感器测量。

7、发动机点火采用点火药包，简单可靠，例如苏联联盟号火箭一级发动机点火。

8、发动机主阀采用市售电磁阀，确保开关迅速。

9、市售酚醛布棒常被用于固体火箭发动机，有时也在液体火箭发动机中应用，但目前业余火箭界缺少相关数据。

翎客航天的容热冷却推力室

某运载火箭姿控发动机采用烧蚀冷却

五、研究计划

1、测定不同特征长度的燃烧效率：分别制造0.2m、0.5m、1.4m的容热冷却推力室，通过热试测定推力计算燃烧效率。（参考某姿控发动机的特征长度，仅有0.2m；参考其他公司的液氧乙醇再生冷却发动机，其特征长度仅有0.5m；参考论坛内表XXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXXX/s/hquhtj2k的液氧乙醇特征长度最小值为1.4m）

2、测定市售酚醛布棒的烧蚀速率：使用市售酚醛布棒制造推力室，热试，测量喉部尺寸变化与热试时间的关系。（由于市售酚醛布棒一般作为电器设备结构部件，没有考虑火箭发动机推力室的恶劣情况，相关厂家也没有这方面的标准，所以并不是很严谨，但试验数据可以用来大致预估设计时的厚度，还是有一定价值的）

3、不同推力室材料容热冷却极限：使用Ansys等有限元软件对推力室进行热分析，再进行试验验证。分别使用紫铜；GH4169高温合金；304不锈钢加工容热冷却推力室，分别测试工作到材料准许温度的工作时间。（如GH4169高温合金不超过650摄氏度）

六、试验装置

       冷流测试台，恒压挤压式推进剂供应系统型小型热试台。

七、项目日程（预估）

       首先完成小型热试台和冷流试验台的搭建。

       接下来做发动机全套设计、建模、仿真和加工，在2024年5月试验完毕，撰写试验报告。

八、研究成果的固定

        摄制加工、热试、冷试等过程的图片，视频并上传；上传仿真的相关数据（尚未进行）；将全部试验结果整理成试验报告后上传。

九、项目财务公开

         本项目将进行财务公开，欢迎科创论坛和广大坛友监督，项目结束后若有结余将退还科创基金，若资金不足本团队自行填补，当然也欢迎支持我们的人赞助。

十、项目风险

        本项目安全问题由本团队全权负责，科创论坛和科创基金不承担任何责任。

        试验将会在确保安全的环境下进行。

十一、受助声明

        将研究成果发布到其他公开网站时，会声明本项目由科创基金赞助。最后，再次感谢科创基金。