里面记录了整个基础模型火箭的制作和研究，希望对大家有帮助。

本项目总体比较成功，答辩后由专家评为优秀项目。

由于是高中生项目，不足之处请大家多多包涵，谢谢。

由于有个人信息，请大家不要转载或引用，复制文档内容或使用文档需征得本人许可。

以下是论文正文，由于图片等文件单独上传较慢，如需阅读请从附件中查看。

固体火箭发动机的研发与模型火箭制作和研究

指导教师：申大山

李一乐 石怀瑾 谭乐然 李泽慧

摘要：本研究以模型火箭系统工程设计为切入点，通过模块化开发策略完成了包含推进系统、控制系统、回收系统及地面支持设备的全系统构建。项目团队成功研发基于KNSB糖燃料的固体火箭发动机，实现实际发射应用，并完成了RAP-669型高氯酸盐复合推进剂发动机的地面试车，验证其推力稳定性与可靠性。在航电系统开发中，整合了9轴IMU模块、气压计模块，通过Arduino平台实现了飞行姿态实时监测与数据存储，创新采用双冗余开伞机制，通过气压高度触发与角度阈值判定相结合的复合开伞逻辑，成功达成150米级飞行高度下的箭体回收，验证了系统设计的可靠性与工程可行性。本研究成果为中小型模型火箭研发提供了低成本技术解决方案，在航天科普教育领域具有实践推广价值。

关键词：模型火箭 固体燃料发动机 硝酸盐复合推进剂 高氯酸盐复合推进剂

1 研究背景

1.1序言

在航天技术日益大众化的背景下，模型火箭作为低成本工程实践的理想载体，为科研验证、科普教育及创新竞赛提供了重要平台。然而，当前模型火箭设计普遍面临制造成本高、系统整合复杂度大等问题。商用解决方案多依赖标准化组件，其功能固化且扩展性受限，难以满足定制化实验需求。同时，传统箭体材料与结构设计常陷入成本与强度的矛盾，而复杂的回收机制在有限预算下往往难以兼顾可靠性与易维护性。

本研究以“模块化、低成本、高适配”为核心理念，针对上述痛点提出系统性解决方案。在箭体结构设计中，摒弃传统轻量化复合材料方案，转而采用功能分区与工业级材料整合策略：将箭体划分为头锥、开伞仓、电池仓、航电仓及发动机仓五大模块，通过PVC管材主体框架与3D打印定制化结构件实现刚性连接。其中，PVC管材凭借低成本、易加工、抗形变特性，为箭体提供基础支撑；3D打印构件由于设计空间大，不受标准件约束，则用于模块连接和器件固定（如发动机隔热板、气压传感器固定件），确保各模块间稳定工作和相互配合。此设计不仅大幅降低制造成本，还通过模块化分区显著提升系统可维护性——例如，开伞仓可独立拆卸以优化装填流程，发动机内部固定螺丝可同时辅助发动机与舰体的固定。

在推进系统研发中，项目团队聚焦燃料配比与燃烧可控性，成功试制基于KNSB糖燃料的固体发动机，并通过RAP-669型高氯酸盐复合推进剂的地面试车验证其推力曲线稳定性，以及证明。航电系统创新整合9轴IMU与气压计模块，基于Arduino平台构建实时姿态监测架构，实现微型设备在过载工况下的正常运行。回收系统采用“气压高度-箭体倾角-升空时间”三阈值冗余逻辑，通过开伞舱内的硝化棉开伞装置，实现伞绳释放与气囊展开的精准时序控制，在150米级飞行任务中成功开伞。

本研究的工程价值在于构建了一套可快速复制的技术框架：通过PVC与3D打印的混合制造模式，将单枚火箭制造成本压缩至碳纤维方案的30%以下；模块化分区设计使得箭体可针对不同任务需求（如载荷搭载、航程调整）进行重构；地面支持设备兼容多尺寸发动机测试，形成从设计迭代到飞行验证的完整闭环。项目成果已通过九次试车及全系统飞行测试，验证了其工程可行性，为中小学航天科普、业余火箭竞赛及微型实验平台搭建提供了兼具经济性与易制作的参考范本。

当前，航天创新正从专业化向大众化加速转型。本研究通过材料选择与舰体结构的创新，证明低成本工业材料在模型火箭中的可行性，其模块化架构更为技术普惠化提供了实施路径。这不仅是对模型火箭设计方法的革新，更是对“航天不应局限于高精尖实验室”这一理念的实践回应，为未来全民航天创新生态的培育注入新动能。

1.2技术背景

模型火箭发动机的研制核心难点集中于推进剂配方优化与发动机结构设计。当前主流发动机类型包括固体、液体及固液混合发动机，其技术特性对比如下：

发动机类型 核心优势 技术瓶颈 适用场景

液体发动机 推力可调、比冲高 系统复杂（需泵阀/散热）且质量大 专业级高精度运载

固液混合发动机 结构简化、氧化剂易控 燃烧稳定性差、推力波动大、资料少 中等复杂度实验平台

固体发动机 结构相对简单、推力大、易实现 燃速调节受限、材料耐热要求高 业余模型/低成本发射

基于模型火箭的低成本、易维护需求，固体火箭发动机因无需燃料泵与复杂散热系统，成为研究首选。其推进剂选择需兼顾能量密度、安全性及工艺可行性，主要方案如下：

（1） 高锰酸钾+白糖：常用作科普视频吸引眼球的内容，固相产物多，不利于重复使用。

（2） 黑火药：一种古老的推进剂，由于缺少大型压铸设备，药柱一致性差

（3） 硝酸盐复合推进剂：原料易获取，稳定性较高，配制难度相对较小。

（4） 高氯酸盐复合推进剂：原料不易获取，但推力及比冲均远高于前三类推进剂，是现代固体火箭推进剂的首选。

（5） 双基推进剂：由于涉及硝化甘油等爆炸物，无法开展研究。

此次研究中我们重点研制了硝酸盐复合推进剂和高氯酸盐复合推进剂，并进行了黑火药的可行性探究。在发动机制作方面，我们采用了成熟可靠的拉瓦尔喷管、堵头、发动机壳体的结构设计，兼备强度和重量的铝管作为壳体，耐高温且耐冲刷的不锈钢喷口和堵头，低成本绝热性高的pvc管作为隔热层，以及高强度螺丝作为连接件。

关于航电方面，我们使用体积小重量轻的arduino nano作为主控，并使用自研的整合pcb板将传感器、存储器、供电、指示灯等连为一体。

箭体使用pvc管+3d打印件结合的结构，降低了加工难度和成本，模块化的设计方便组装和检查工作的进行。

1.3总述：

由于模型火箭作为一个系统，内部的模块及外部工具的支撑较为繁多，为方便叙述，使用思维导图形式表现。

以下是模型火箭各个组件：

2 模型火箭推进剂和发动机的制作与研究

2.1推进剂研究及配制

2.1.1黑火药

起初受到科创网上abc发表的有关微型火箭技术的文章的启发，打算使用黑火药这种原料易得的燃料作为推进剂。并采用以下配方：

 硝酸钾75%

 碳粉20%

 硫磺5%

 花生油（粘合剂） 8滴/克

在实际操作后，发现制作黑火药需要消耗大量时间研磨和混合（一个半小时起步），且每批成品质量参差不一，花生油作为粘合剂强度不高，且缺少压铸设备。最终导致黑火药颗粒大，混合不均匀，不易点燃且产生大量固相产物，导致无法上机使用。

2.1.2硝酸盐复合推进剂

2.1.2.1KNSU（硝酸钾蔗糖）

这种推进剂推力较大且极易点燃，对混合及加工的工艺要求较低。但其为粉末状，在装机时需要压铸使药柱成形，且药柱机械强度低，容易在工作时碎裂发生爆燃，为了安全起见，仅进行了开放燃烧，未进行上机测试。

2.1.2.2KNSB（硝酸钾山梨糖醇）

这种推进剂相比于KNSU最大的优势是可以采用熔融浇筑的方法，无需压铸设备，工艺较为简单且药柱一致性好。虽然相比于KNSU推力略有下降，但其拥有较高的安全性使之成为更广泛应用的推进剂。

制作流程:

(1) 按照65%硝酸钾和35%山梨糖醇称重，如要增加燃速可适当添加三氧化二铁。

(2) 100℃加热山梨糖醇，待到变得无色透明没有气泡冒出，说明结晶水蒸出完全。

(3) 将硝酸钾放入120℃烘干箱中烘干半小时，随后研磨过50目筛。

(4) 将硝酸钾少量多次加入山梨糖醇中并不断搅拌，全部加入后再搅拌5分钟。

(5) 浇筑至准备好的牛皮纸筒内，插入涂好脱模水的聚四氟乙烯棒，冷却固化。

以下是最终定型时的药柱参数（单位：mm）：

长度90 外径28 内径5

装药量90g 设计最大推力80N 总冲90N/s

以下是仿真结果：

在试车过程中，实测最大推力55N，以下是试车照片：

在试车过程中会产生大量烟雾，火焰相对不清晰，燃烧时间大约2s。

推力曲线：

总冲约51Ns，计算得比冲约为65s，低于KNSB正常水平（由于药柱存放较久，受潮导致推力下降）。

2.1.3高氯酸盐复合推进剂

2.1.3.1 推进剂

这种推进剂被广泛应用于固体火箭发动机，例如NASA航天飞机的助推器，中国长征11号运载火箭都采用这种推进剂。这种推进剂具有推力大、比冲高等优良特性。但同时对发动机壳体强度及耐温设计要求较高，且原料高氯酸氨为管制药品，不易获得。

采用rap-669配方，原料如下：

球高氯酸铵75%

E51环氧树脂 14%

593 固化剂 4%

669稀释剂 6%

CuO 1%

采用球ap的目的是增加流动性，便于浇筑，同时减少气泡和空腔的产生，提高药柱密度，并增强安全性。还原剂采用环氧树脂而不是铝粉是为了提高药柱机械强度，同时无需额外添加粘合剂，同时原料易得，燃烧稳定。CuO作为催化剂可以使用PbO2代替，但使用CuO能产生蓝色尾焰，且无毒无害，故选用CuO催化。

在开放燃烧实验中，rap-669产生的火焰明亮且稳定，且未产生烟雾，固相产物极少。在试车中，尾焰极长（大于50cm），最大推力超过180N（装药30g）。

2.1.3.2 电解制高氯酸氨

利用PbO2电极生产高氯酸盐文献中建议采用浓度较高的氯酸盐（NaClO3），然而由于相关药品限制，故采用直接由氯化物生产高氯酸盐的串联生产法。该生产方式是一种一锅煮的生产方式，生产时建议采用中性偏碱性的电解条件，利用电解过程中天然产生的碱性环境即可。为了防止氯酸根被重新还原的副反应发生，故采用表面积较小的阴极进行实验，以获取更高的产率。由于氯酸盐到高氯酸盐的反应速率不高，建议采用加热反应体系或者给反应体系保温，通过电解加热反应体系亦是一个可行的方案。加热的电解条件并不容易做到，建议在电解一定时间后加热反应体系使氯酸盐加速歧化，提高反应效率最长的电解时间高达300+h，初次生产时由于用于连接电源与电极板的不锈钢夹被腐蚀，进行了多次更换，但其所引入的杂质离子严重污染了反应体系，但均可以通过沉淀过滤等方式去除。 然而这一现象导致了杂质离子的引入，可能会严重影响电极的正常使用，甚至腐蚀电极板。在一次生产中就曾出现过不锈钢夹中的Cr杂质被引入体系中腐蚀了电极板的现象（如图1）。

图1

初步推测发生了以下反应：体系中的Cr(III)离子在阳极处被氧化为Cr(VI)后，接触镀层破损处的钛金属后发生氧化还原反应，被还原至Cr(III)进入下一步循环。此外体系中高浓度的氯离子和氯的含氧酸根也有可能参与该反应。故生产时应注意将氯气导出后重新导入体系或者，避免与外部电器接触，造成生产和其他不必要的损失。

生产高氯酸盐需要进行下一纯化，将电解的溶液加热以获取更高的产率，尽可能贴近溶液沸点。加热总计6h。然后向其中加入盐酸，加热至沸腾，搅动反应体系使氯气及其他氯氧化物析出，同时尽可能浓缩溶液。冷却后向其中加入KNO3或者NH4NO3，加入硝酸盐主要是防止NaCl的析出污染产物。过滤，保留白色晶体，洗涤，这里使用纯净水即可。在120℃下干燥，获得目标产物。

其中电解槽为自主设计，预留滑槽并设有挡板，具备精细控制极间距的能力，同时盖板阻挡氯气溢出。

2.1.4试车记录

10月10日 进行KNSU开放燃烧测试，证明硝酸钾方案的可行性。

10月24日 进行黑火药开放燃烧，决定放弃黑火药

12月8日 进行首次KNSB试车（18mm内径、长50mm PVC管直喷口），试车成功，获得推力。

12月18日 进行改进型发动机KNSB试车（喷口改为拉瓦尔喷口（3d打印）效率更高 pvc换为内径28mm 堵头采用堵漏王替代粘土+502），堵头飞出，观测到最大推力10N

12月26日 再次进行KNSB试车（改用3d打印堵头），点火后喷口侵蚀严重（5mm→16mm），堵头漏气，测得最大推力25N。

3月13日 进行KNSB试车（换用金属喷口和堵头），堵头飞出，测出最大推力60N。

3月19日 KNSB试车，pvc管烧红烧化，证明加大药量后pvc管无法承受巨大的压力和温度，喷口喷出，3d打印件压碎，推力最大50N。

4月3日 KNSB试车（换用1.5mm厚铝管，实现塑料机到金属机的飞跃），测得推力30N，首次实现高装药量成功试车。

4月10日 进行RAP-669的开放燃烧。

4月24日 进行RAP-669试车，推力180N，试车非常成功，同时证明了发动机和试车台的可靠性。

5月5日 优化试车台，进行KNSB试车，画出推力曲线。

2.1.5总结

推进剂 黑火药 KNSB Rap-669

制作工艺 压铸 熔融浇筑 常温浇筑（真空脱泡）

优势 原料易得 一致性好，安全 推力大，比冲高，无烟尘，火焰明显

劣势 一致性差，风险高 产生大量烟雾 原料极难获取

2.2固体火箭发动机

2.2.1拉瓦尔喷口

拉瓦尔喷口是火箭发动机极为常用的喷口，其两端较宽，中间收紧，收敛段使亚音速气流加速到音速，并在扩张段继续加速达到超音速。其中喷口扩张比为喷口最重要参数，它决定了喷口是否能达到较高效率。经过查阅资料，获得了计算喷口扩张比的公式：

其中Ae/At为扩张比，k为比热容比，Pe为大气压强，Pc为燃烧室室压

经计算，在室压为2mpa时，扩张比为3.9，故将扩张比设为4。

设计图如下：

2.2.2铝合金壳体

采用6063t5铝合金 屈服强度110–145 MPa 抗拉强度145–186 MPa 壳体参数图

经计算，壳体设计安全系数达到5以上，安全性得到保证。

壳体攻丝是一项较为考验耐心和熟练度的工作，且一个发动机需要8个螺丝，工作量较大。

密封采用双层O型橡胶圈，通过合理设计喷口与堵头的凹槽，达到较为良好的密封效果。

2.2.3成品

发动机总重220g，可承受200N级推力，安全系数大于5。

在多次切割铝管和打孔中，逐渐提升工艺，最终采用3d打印模具的方法实现切面的平整和孔位的精准对齐。

发动机实物图

3 航电系统、舰体及其他工具开发

3.1航电系统

3.1.1 航电系统概述

航电系统基于Arduino Nano平台，通过自研的整合pcb板将传感器、存储器、供电、指示灯等连为一体，实现火箭姿态监测、数据记录、回收系统控制功能。

航电系统总体流程图

3.1.1.2 Arduino Nano主控板

Arduino Nano 是一款小型化微控制器开发板基于 ATmega328P芯片设计适合需要紧凑尺寸的嵌入式项目和原型开发。

选用原因：

紧凑便携，体积小巧，重量轻

兼容性强大，硬件和软件与 Arduino UNO 高度兼容，大部分 UNO 的库和代码可直接移植到 Nano 上运行

供电灵活，支持 USB 供电、Vin 引脚外部电源或 5V 引脚直接供电

3.1.2 姿态监测模块

火箭姿态监测通过ITG3205三轴 MEMS 陀螺仪与BMP280气压传感器实现。

3.1.2.2 BMP280气压传感器

BMP280 是一款高精度数字气压传感器，主要用于测量大气压力和温度，进而通过气压值估算海拔高度。它基于压阻效应和温度传感技术，结合数字信号处理实现高精度测量。

选用原因：

测量范围大，压力：300 hPa 至 1100 hPa（相当于海拔 -500m 至 +9000m）），温度：-40°C 至 +85°C

精度高：压力：±1 hPa（相当于海拔高度误差约 ±1m），温度：±1°C

低功耗：待机电流低至 0.1μA，适用于电池供电设备

3.1.2.3 ITG3205三轴 MEMS 陀螺仪

ITG3205 三轴 MEMS 陀螺仪广泛应用于姿态控制、运动追踪和稳定系统，可实现三轴角速度测量。

3.1.2.1 BMP280读数与离地高度的线性拟合

经实验测量，BMP280读数与离地高度在海拔较低时可近似看作线性关系，表达式如下所示：

H=0.072*(P0-P)

其中，H为离地高度，P为BMP280读数，P0为BMP280在地面上的读数

3.1.3 数据记录模块

数据记录通过Gravity: 串口数据记录器完成。

3.1.3.2 Gravity: 串口数据记录器

Gravity: 串口数据记录器可通过串口直接接收并存储传感器发送的数据。板载128MB Flash存储，不需要TF卡。自带USB功能，连接电脑即可读取存储的文件，不需要读卡器。

选用原因：

便捷数据存储，无需外接MicroSD卡或读卡器，支持TXT和CSV文件格式，适合结构化数据记录。

低功耗，工作电流约10mA~32mA，适合电池供电的户外设备

3.1.3.3 程序实现

初始化时，模块S引脚给低电平触发保存文件，记录内容包括BMP280测量值，时间与火箭姿态三轴数据。

3.3.4 整合板

本团队自主研发设计的航电系统集成控制板采用Type-C接口实现集中供电系统，通过优化配电架构为全系统提供稳定电源支持。控制板构建了数据通信总线，确保各子系统间可靠的数据交互。针对降落伞作动控制需求，采用NMOS管搭建信号调理电路，完成主控单元开伞指令的电平转换与功率驱动，最终安全可靠地触发电点火装置，并设有可视化状态指示灯。该控制板在20mm×37mm的紧凑空间内集成了供电管理、信号处理、执行驱动三大核心功能模块，通过双层PCB设计与高密度布局，实现了微小体积下的全航电系统整合，在有限空间内实现了完备的航电管控功能。

3.1.5 开伞检测

开伞检测采用“气压高度-箭体倾角-升空时间”三阈值冗余逻辑，提高回收系统可靠性。

开伞检测流程图

部分代码

3.4箭体模块化设计

箭体采用模块化架构，划分为头锥、开伞仓、电池仓、航电仓及发动机舱五大功能舱段。头锥为抛物线流线型设计，通过3D打印成型，开伞时利用火工装置弹射分离，由细线牵引与开伞仓保持连接，避免部件丢失；开伞仓、电池仓与航电仓基于PVC管材切割钻孔制成，通过3D打印件实现连接，兼具轻量化与灵活设计的特性；发动机舱采用耐高温3D打印模块，内部设计隔热腔体，有效阻隔燃烧室热量传递。全箭通过“工业级材料+定制化工艺”策略，以PVC与3D打印件组合替代碳纤维管，在保证功能完整性的同时，将制造成本降低，并支持舱段快速拆卸重组。

发射前合影

3.5回收模块

回收模块分为检测部分和开伞部分。检测部分多采用以下逻辑：

（1） 定时开伞

（2） 气压开伞

（3） 陀螺仪开伞

（4） 加速度开伞

由于气压随海拔线性变化，且气压传感器极为灵敏（灵敏度<0.1m），作为主要开伞逻辑，同时兼顾定时和陀螺仪开伞，确保稳定性。

开伞部分主要采用机械开伞和火药开伞两种。由于机械结构质量较大，且我们对火药较为熟悉，选择硝化棉火药开伞。硝化棉获得容易，且具有燃速极快，固相产物几乎没有，产气量大，燃温低，易点燃等优良特性，固作为开伞药。同时在降落伞和点火药中间放置亚克力小片，避免降落伞被灼烧。同时在开伞仓底部增加气密性设计（添加O型密封圈/引线处使用插销固定），提高了开伞稳定性。

3.6辅助工具

3.6.1试车台

试车台采用激光切割亚克力板自主设计，集成力学测试与安全防护功能。发动机固定机构创新采用“四向卡位-旋转锁定”机制：主体框架开设中心圆形固定位，周向均布四个腰型孔，通过调整发动机安装角度（45°旋转）与紧固螺丝配合，形成冗余机械锁止，在试车中承受180N峰值推力冲击而无变形及移动，彻底杜绝发动机测试中意外脱出隐患。测力系统基于HX711高精度称重传感器与Arduino主控，实时采集推力数据，根据芯片引脚定义，将15脚与16脚短接，达到80Hz的采样率。安全防护方面，试车台整体封装于5mm厚亚克力防护罩内，兼顾防爆需求与试验可视性。为发动机推力曲线标定与可靠性验证提供了高性价比解决方案。

试车台图片

3.6.2远程点火

远程点火模块采用PT2262/PT2272编解码芯片与蜂鸟R1天线构建无线通信链路。发射端触发高电平信号后，接收端对应引脚输出驱动信号，初始设计通过电磁继电器控制点火引线导通。实际测试中发现芯片输出电流无法驱动继电器，导致点火失败。改进方案中，保留原通信架构，将继电器替换为FM2060A NMOS管作为电子开关，利用其低导通电阻（R<50mΩ）特性，直接由解码芯片引脚控制大电流通路，成功实现引燃电路可靠触发。经实测，系统在无遮挡环境下有效控制距离超过5米，点火响应延迟无感，单次点火功耗低于2W。该方案以不足30元成本达成商用级点火可靠性，为模型火箭安全远程发射提供了实用化解决方案。

3.6.3发射台

发射台主体由四根PVC管构成1.5米高滑轨，通过上下部3D打印固定件连接，并采用斜拉式支撑结构增强整体稳定性。上部3D打印件经五次迭代设计，使结构简约，并预留火箭尾翼活动空间及摄像头滑出位，在确保功能的前提下减少材料用量。底座由3D打印框架与亚克力板通过螺纹组装，结合水平校准装置，调平后发射台稳固无偏移，可承受发动机点火冲击。全结构兼顾轻量化与耐用性，满足模型火箭安全发射需求。

发射架图片

3.6.4药柱冷却固定台

固定台分为两个部分，分别固定药柱和形成中孔的聚四氟乙烯管，并且可以完美贴合和单独分开，使药柱冷却时中孔不变形。

4 发射总结

本次发射任务选址于北京市昌平区阳坊镇外围荒地，发射场半径300米内无人员活动，满足安全规范。发射架完成组装调试后，火箭点火升空，实测最大飞行高度150米，飞行过程中因气动稳定性不足（发动机过沉）导致姿态偏离（偏航角＞60°），触发开伞程序。由于开伞装置硝化棉装药过量，伞绳与头锥牵引绳承受瞬时过载断裂，箭体自由坠落至距发射点200米处，着陆冲击造成局部断裂，但主体结构保持完整。航电系统完整记录飞行全程的时间、气压及姿态数据，验证了核心功能可靠性；然而，外置摄像头因未设计防震锁紧结构，SD卡在过载下弹出，导致视频数据丢失。总体来说尽管有一些遗憾，这次火箭发射任务较为成功。

以下为详细数据：

火箭飞行中有数据记录时间共计11.19秒，在第2.24秒因为翻滚角过大开伞，数据记录最大飞行高度133.55米，根据数据拟合得到最大飞行高度147.72米。在开伞前，火箭绕纵轴旋转，且旋转速度逐渐增大；开伞后，火箭开始无规则旋转，分别绕横纵轴方向上做振动。

以下为火箭无推力段高度随时间变化的大致图像，因火箭做无规则转动的原因，此图像误差较大。（纵轴单位：米，横轴单位：10^-1秒）

以下为发射前组装火箭的图片。

以下为火箭残骸图片。

以下为火箭发射实拍图片。

致谢

感谢能源系统高研实验室为本研究提供的实验条件。

感谢化学高研实验室提供的通风橱。

感谢清华附中申大山老师的指导。

感谢清华附中李晟宇老师提供的快速3d打印条件及其他支持。

结题报告.pdf3.47MBPDF134次下载预览