总述

项目时间自2022年至2024年8月，以理论研究为主，因为高中学业紧张。实际制作的时间段大约是高考结束后的24年6月至8月这段时间。

火箭外径57mm，全长780mm，装药直径46mm，内孔直径14mm

燃料使用KNSB，发动机实测总冲320.81N*s，装药量约334g，实测比冲95.8s

火箭总重1302g，装药质量1636g，静裕度系数7.1%

预计射高1040m，实际射高410.17m，此处出现较大偏移的原因我会在后面分析，也是该次任务的最大问题所在。最终的横向跨距约为350m~400m

降落伞直径70mm，没能正常展开，这是我后续需要讨论的问题，也是这次任务存在的另一问题。

此任务的第三个问题是初次试车的炸机，不过已经完成了事故分析，新制作的一批发动机避免了该问题继续发生。

考虑到这只是本人第二次进行SRAD模型火箭发射（第一次的CHX-1为四凯的COTS预制火箭），出现以上种种问题还请各位包涵。另外，鄙人认为在目前进行的小型火箭发射中出现一些问题比无任何问题更好，因为这给予了更多改进的空间，也暴露出了潜在的问题，同时也是学习的机会。比如有的问题可能在试车的时候十次中才发生一次，但它在试车中发生了并且被我们修复了，那就值得庆幸我们排除了飞行中10%的失败几率。

下面是根据时间顺序进行的项目叙述，可能可以作为新人的火箭制作流程的参考

项目叙述

在2022年8月初，也就是本人高一升高二的暑假，我进行了CHX-2火箭的发射。在这之后，我进行了CHX-3火箭的总体设计和3D打印、车床加工。在此特别感谢@ERIC20041219 免费帮助设计了火箭发动机以及进行了冯-卡门曲线头锥一些参数及设计的编程。

先写在最前面，火箭的总体设计流程为：

目标需求分析（射多高，什么燃料，实现什么功能，多少级，有多少预算）

→总体设计（有哪些部件，每个舱室预估长度，大致重量，各舱室材料和加工方法，压心重心的初步确定）(OpenRocket）

→发动机设计（质量，总冲，安全系数，理论推力曲线）（Openmotor, Solidworks, etc.）

→航电设计与制作（这一块可以和前后的一些步骤并行）

→其余舱室的设计（Solidworks）

→流体仿真（ANSYS Fluent, etc.）

→燃料实验及内弹道发动机试车（可选）

→发动机试车（实际推力曲线，实际总冲，实际比冲，保证结构强度符合要求）

→火箭箭体加工

→航电和开伞系统实验（这一块也同样可以并行）

→总装（此时再进行实际重心的测定，然后决定是否需要在头锥中加上一些配重以提高静稳定裕度）

以下是发动机的设计图

↑喷管

扩张比8.163，喉部面积38.484mm²，初始喷燃比222，最大喷燃比353，平均喷燃比308.57，估算比冲110s，实际比冲96s

↓堵头（向上下用内螺纹连接）

下图：最早的RNX高喷燃比机设计截面图，后弃用。取消了前后裙板，在连接处加了螺纹，在堵头上部和喷管下部向外加厚了1mm进行尾翼组限位   

下图中为发动机外的尾翼套筒。将堵头或喷管旋下来即可置入该套筒，再旋进即可固定。

下图为总体设计图（软件：openrocket）

从左到右分别为：头锥，伞舱（包含降落伞、活塞、开伞药、开伞点火器），航电舱（见后文），隔热载荷舱（本来是中空用于隔热和增加火箭长径比，之后向其中加入了一张明信片和高度计作为有效载荷），发动机，尾翼套筒。

之后的两年时间我主要致力于进行火箭相关理论知识的学习以及课内学业以期在未来进入具有航空航天专业的大学。项目的重启大约是在高三高考前的2~4个月，此时准备高考间隙把项目研究当作课余的休闲。不过这些都停留在理论层面。

在科创发表过两篇文章，因为那时候刚刚进行研究没多久，所以题目写得很谨慎（）

个人对于重心、压心确定的浅陋理解 - 科创网

火箭重心压心对火箭飞行的影响（鄙见） - 科创网

在24年的6月份高考结束后开始进行实际的研究。在六月底确认设计并进行了火箭发动机的加工，金工加工直接用我家的，之前有向火箭爱好者接单发在kc应该能看到。不过现在不接了，因为总有中二觉得他们的发动机带上材料几十块就能加工出来，且不说设计对于加工上来说非常不合理，总之非常消耗本人时间精力。

以下是当时加工的一些图片/视频

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没错，发动机是直接采用内螺纹和堵头/喷管固定的，这种方式有利有弊吧……总之以后的大型机基本都会使用侧边的定位销轴来进行固定，这会在后续文章的设计中说明。

在发动机中间有一段凹槽用来固定尾翼套筒，将尾翼一体化加工到套筒上是第一次实验，事实证明这是一种不错的创新化设计。

设计完成后进行了KNSB基的发动机试车。本来是打算使用RAP#669进行实验，但由于当时AP电解失败故改用KNSB，并且临时更改了喷口的设计并重新加工。

之后设计了开伞系统和航电。在此感谢@氢离子 提供的气压控制开伞模块。我们在火箭开伞上进行了双冗余的设计，在气压控制开伞的基础上，我们又加入了一个遥控开伞的模块，来确保一个开伞不成功的情况下可以使用遥控进行开伞。至于为什么不直接使用遥控开伞，这是因为也有测试气压开伞模块的意图在。在此之外，我们也在火箭上安装了BDS定位模块、高度计和一个控制稳定的舵机。这里的舵机同样也是@氢离子 设计加工的

在这之后进行了KNSB燃料的制备。为避免受潮，在当天进行了发动机试车。第一次试车是失败的，发动机工作一段时间后喷管和燃烧室壁连接处被拉断。如图所示

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发生试车事故后，我们迅速确定了事故的原因。如下图所示为连接处的断面

分析得出的原因为：我们在进行螺纹加工的时候再内壁上多车了一圈（这也属于正常的加工误差），这多车的一圈导致了几丝的厚度减少，而正是这几丝的厚度减少导致此处的实际最小厚度仅有不到一毫米，由此产生了断裂。我们的壁厚设计的安全系数取的比较低，主要重视轻量化。

于是我们重新进行了连接处的设计，在此处进行了结构加强。之后的两次试车不再出现问题。

如下为试车视频

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下图为推力曲线 下方的刻度单位为0.1s

此次试车台较为简略，我们会在下个项目进行更为精确的数据采集，并且进行内弹道发动机测试。

试车成功后已经是七月的末尾了，我在八月初开始进行开伞系统安装及测试。

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总装完成后我在8月11日进行了火箭的发射。届时请到了央视《航拍中国》的摄影师帮助我们进行拍摄，同时也叫来了许多高中时期就在关注我的火箭发射的朋友们共同观摩。

参与发射的成员在火箭上签名

如下为发射视频。此时可以看到的问题是射歪了以及出架速度不够

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一行人跟随无人机进行火箭的搜寻（视频来源是某位参与拍摄的同学）

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最后是参与成员的合影

本次飞行的偏角过大问题我们分析得出主要由以下两点引起：

1、尾翼变形。这是由于我们没有提前考虑到这一点来设计发射架，尾翼直接接触地面。加之当时的气温为42摄氏度，光固化树脂打印的尾翼受热有些许弯曲变形，导致了离架即歪的情况。之后并没有继续出现指向摄像方向的角加速度，我认为跟尾翼恢复、舵机控制等有关。

2、离架速度过低。其原因是在浇筑内孔时等待固化的时间不够长，导致发动机在运输过程中有部分燃料出现了向内塌陷的现象，降低了内孔的深度，从而降低了初始的燃喷比。这一情况我们会在后续的燃料制备中着重避免。

在此之外，我们的降落伞弹出但未能成功打开。经过回收后的分析，我们注意到似乎是伞绳的缠绕方式引起的。伞绳在缠绕时出现了主绳压在其中一条分支伞绳的上方。我们希望下次通过更加合理的伞绳缠绕可以避免此类情况的发生。也请有经验的网友给出指导意见。

之后，我接受了当地市报的采访和大学的采访，这也为之后我在大学中开展火箭科研奠定了一定的基础。

展望

目前我已在校内建立了自己的火箭科研社团组织并得到了教授的支持。我们通过正规渠道备案购买了粒度配级的球AP，将会于近期在CHX-3的基础上进行一台RAP#669燃料模型火箭的制作实验与发射，并且可能在寒假之后前往青海冷湖发射场进行更大固机的发射，相关细节暂不披露，有条件的话我会在本论坛更新研究进展。

这台RAP#669模型火箭暂定名称为HummingBird I（简称HB1号，中文名蜂鸟一号），我们届时将会在bilibili更新视频，还请各位捧场、轻喷

我非常欢迎大家与我进行学术交流，也可以就过程进行评价，若有任何不合适之处我可以在后续改进。如果需要进行交流也可以直接加我的QQ:2214405968。感谢您可以看到这里！

附一些流体仿真结果，感谢@浅水鱼 帮助进行流体仿真

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