根据主席WARMONKEY的指示，开发铝壳固机。铝壳固机拥有其他材料【玻璃钢除外】无可比拟的优点，质量轻，强度较大，材料价格经济同时也易于采购。喷嘴按照惯例采用不锈钢加工，堵头采用不锈钢加工。预定采用的是HTPB/AP装药，采用多根密实装填的方法，有利于增大燃烧面，加速燃料燃烧，由于采用多根药柱，所以我将会加入装药定位器。壳体采用2024铝合金加工，加工后预计重量668克，熔点500℃，设计压力峰值为10MPA。这是我的铝壳固机的设计目的。
        科创航天局也进行过铝壳固机的设计和实验。实验论证发动机制造了四台，其中一枚工作两次，对这次的实验科创航天做了分析，摘录如下
                      
                     YT-3发动机为内径50mm，壁厚2.55mm的铝合金管式发动机。两端承压结构用45号钢车制，采用径向螺栓连接，螺栓12颗均匀分布，螺栓规格4mm，丝扣长约2.5扣。
壳体铝合金标称牌号6061，T6。
破坏情况：
裂口在靠近头部一端最大，破坏最明显。查见螺栓连接处有明显滑动或形变。头部见铝管圆孔变形，沿轴向拉成椭圆。尾部（喷管）见喷管承压结构与铝管错动，向外到达螺栓活动极限位置，圆孔轻微变形。
头部承压结构，螺栓孔折弯，部分丝扣破坏或被拉光。
12.18试验发动机的大裂口明显呈不同的两层裂痕，一层光滑，另一层粗糙。另一侧裂口内显示显著瑕疵，瑕疵靠外为断裂痕，靠内为整齐界面，有氧化物附着。综合判断，两处应均为原有瑕疵。
10.17试验，裂口处未发现焊缝，但是裂口最大处有明显拉薄现象，有两处长30mm左右的Y字型断面呈刀口状，外侧有灼热氧化痕迹，内侧有高温形变痕迹，为最初破坏点。发动机爆炸后飞出，撞击发射架，在该处留下切痕，本应具金属光泽，但现已氧化变色，说明爆炸时温度很高，应为高温失稳破坏。两处最初破坏点的Y字形中点距离两端的分别为145mm和143mm，正好位于药柱分段接头处，证明上述判断正确。裂口两端为撕裂状，判断螺栓处系沿大裂口撕裂，不是最初破坏点。未破坏的部分，见一条内外侧均有的痕迹。

从断口情况看，该铝管的质量不佳，能否达到6061T6的标称强度，有待检验。
破坏情况：
裂口在靠近头部一端最大，破坏最明显。12.18试验，头部完全破坏；10.17试验，头部裂开，承压结构未飞出。两次试验，均在靠近头部的三分之一位置处破坏最大。
查见螺栓连接处有明显滑动或形变。头部见铝管圆孔变形，沿轴向拉成椭圆。尾部（喷管）见喷管承压结构与铝管错动，向外到达螺栓活动极限位置，圆孔轻微变形。
头部承压结构，螺栓孔折弯，部分丝扣破坏或被拉光。
12.18试验发动机的大裂口明显呈不同的两层裂痕，一层光滑，另一层粗糙。另一侧裂口内显示显著瑕疵，瑕疵靠外为断裂痕，靠内为整齐界面，有氧化物附着。综合判断，两处应均为原有瑕疵。
10.17试验，裂口处未发现焊缝，但是裂口最大处有明显拉薄现象，有两处长30mm左右的Y字型断面呈刀口状，外侧有灼热氧化痕迹，内侧有高温形变痕迹，为最初破坏点。发动机爆炸后飞出，撞击发射架，在该处留下切痕，本应具金属光泽，但现已氧化变色，说明爆炸时温度很高，应为高温失稳破坏。两处最初破坏点的Y字形中点距离两端的分别为145mm和143mm，正好位于药柱分段接头处，证明上述判断正确。裂口两端为撕裂状，判断螺栓处系沿大裂口撕裂，不是最初破坏点。未破坏的部分，见一条内外侧均有的痕迹。
  

        考虑到可能买到质次品，以及燃烧的不稳定性，所以我认为此次模拟的危险性较高。应与采用较厚的壁厚和较高的安全系数避免出现壳体被燃气撕裂的事故。由于申请人曾经试过制作CR40壳体的固体发动机并由于壳体的质量不佳导致火箭凌空爆炸，所有仪器均在爆炸中摧毁，经过回收部分壳体发现此发动机加工时加工方无意在壳体上留下刻痕导致刻痕产生削弱槽的原理。因此建议本次试验前的实物加工后应进行探伤，壳体和主要耐压部件应于寻找有资质的加工技术员加工，避免有不必要的损失。
        本人是中学生，资金有限，在制作发动机的时候遇到资金缺口，故此考虑向科创基金获得帮助，现申请科创A基金【科创风行动】申请1000元资助以用于材料采购以及加工，一年内还清此金额，并承诺对所有实验产生的后果承担全部责任