摘要：本项目旨在设计并制作一个小型探空模型火箭，这种小型可回收探空模型火箭的设计方案，可用于气象火箭，生物实验火箭，物理实验火箭，微重力实验火箭，观赏火箭等探空领域任务，具有简单易操作、可重复使用等特点。自主运用科学、工程和技术方面的知识完成设计并测试验证。

关键词：可回收复用；低成本；探空模型火箭；

一.研究背景

小型探空模型火箭的意义与目的体现在以下几个方面：

1.1  低成本

小型探空模型火箭相比传统的大型火箭，制造和运行成本较低。

1.2  可重复使用

可回收性是这类火箭的一个重要特点。火箭在发射升空后，可以实现组件的回收再利用，从而降低每次发射任务的成本。

1.3  灵活性

小型探空模型火箭通常体积较小、重量较轻，这使得它们在发射场地需求、发射窗口以及运输方面具有较高的灵活性。

1.4  探空科研任务

小型探空模型火箭可以进行近地层以及高空大气层的探测，为气象观测、地球物理学、天文学等领域提供数据支持。同时，这类火箭也可以携带实验器材进行各种科学实验。

总结起来，小型探空模型火箭有助于推动航天技术的创新与发展，降低探空成本，并为科学研究提供相应的数据。

二.设计过程

  小型低成本可回收复用探空模型火箭研发流程图

2.1  箭翼气动选择

  火箭箭翼径向布置的种类

十字型与×字型

优点：各向都能产生最大机动过载，且任何方向产生升力都具有快速响应特性，大大简化了控制系统的设计。

缺点：在大攻角情况下，涡流将引起大的滚动干扰。

由于火箭发射时间短，需要短时间内迅速做出机动动作。并对箭翼气动效率要求较高。因此经过论证，我们选择十字形箭翼沿弹身径向布置的方案。

openrocket 火箭尾翼外形设计

2.2  箭体气动外形设计仿真及制造

我们发现在有风的天气 ，即使发射时导向杆使模型火箭弹体完全与地面垂直，发射后的模型火箭仍会沿曲线轨道上升。这是因为吹在火箭尾翼上的风，会使火箭像风标一样 ，箭头逐渐朝迎风方向偏转，从而降低模型火箭的飞行高度。对于长机身、大尾翼的模型火箭，这种现象更为明显。

具有方向稳定性的模型火箭在飞行中，由于其重心在压力中心前 ，因此始终有减小其飞行迎角的恢复力距。

如果这个恢复力距过大，模型火箭在达到零迎角状态后不会立即停止，而继续偏向另一负迎角方向，然后再次向零迎角方向摆动。如此反复，模型火箭会出现摇摆震荡飞行状态。如图所示：

火箭飞行时摇摆不定

我们综合考虑模型火箭的稳定性和阻尼特性 ，同步通过OpenRocket模拟仿真。不断修正的外形 ，快速得出并比较了不同火箭外形风圧中心位置 ，最终将其重心控制在风圧中心前 1-2个弹体直径处 。设置尾翼，但不宜过大；且模型火箭的弹体长度大致为其直径的12倍左右。

根据弹体长 、重心靠前 、重量大的模型火箭由于阻尼大摆动频率慢 ，衰减快；弹体短，重心靠后，重量小尾翼大的模型火箭由于阻尼小摆动频率高 ，衰减慢的结论。并设计出了火箭的气动外形。

同时我们查阅资料，为了减小火箭飞行时阻力，我们将火箭整流罩设计为抛物线整流罩，抛物线整流罩是利于减少空气阻力和发射过程中的脉动压力，更好地发挥整流罩“整流”的作用，提升运载能力，为保障火箭成功发射。

整流罩3D建模图

光固化3D打印的整流罩

火箭箭体设计指标主要使用open rocket软件进行确定，如火箭的长度，宽度，有效载荷等基本信息外，我们还通过此平台进行对火箭的气动设计进行相应优化，确定相应参数后通过使用soildworks软件进行火箭外形的绘制。最后用ANSYS FLUENT软件进行空气动力学外流场的仿真分析，以此验证前面的设计。

主要部件及加工方式：

1) 整流罩（光固化）

2) 箭体（pc管)

3) 尾翼（光固化）

4) 伞舱（PLA）

5) 降落伞

6) 发动机

7) 航电模块（气压开伞模块，备用手动应急开伞模块）

8) 硝化纤维开伞装置

整流罩采用抛物线设计，3d打印制作：长160mm；

箭体采用亚克力管，规格：长510mm  外径：60mm 内径：56mm；

尾翼采用光固化3D打印；

降落伞采用尼龙布伞经：1m   伞绳为凯夫拉纤维绳。

OpenRocket整体仿真设计

长度：830mm

最大直径：60mm

总质量（含发动机）：1.5kg

openrocket软件建模火箭设计

ANSYS FLUENT软件空气动力学流迹曲线仿真

ANSYS FLUENT软件空气动力学外流场速度仿真

openrocket飞行仿真结果

SOLIDWORKS建模小型可回收探空火箭

小型可回收探空火箭模块功能示意图

3D打印火箭部件

小型可回收探空火箭实物图

2.2  发动机的设计仿真与制造（详见https://www.kechuang.org/t/87968）

首先进行喷口部分设计，拉瓦尔喷管是一种使气流从亚音速加速到超音速的收缩-扩张喷管，主要用途为产生超音速气流，如下图所示。对于燃烧室出口气流压强较大的航空发动机而言，经过收敛喷管流动后，喷管已经达到超临界状态，喷管出口压强仍然远大于外界压强，则可以考虑通过扩张喷管减少气体的不完全膨胀而导致的推力损失，实现对发动机性能的提升。喷口采用拉瓦尔喷管。

拉瓦尔喷管原理图

管体6061铝合金无缝管长200mm

内41mm   外45mm 厚2mm

喷口采用不锈钢304/45钢/酚醛电木

堵头采用铝合金6061/酚醛电木

喷喉直径10mm

收敛角90度  扩张角19.85度

喷口长40mm

堵头长25mm

隔热采用40毫米pvc

密封圈40mm  2mm线径

固定：螺丝m4*10 8孔/卡簧固定

拉瓦尔喷管的设计参数如图15所示

拉瓦尔喷管主要技术参数

拉瓦尔喷管主要技术参数：

1）设计推力：300N

2）出口马赫：2.7

3）出口压强：112Kpa

4）室内压强：3.5Mpa

使用 ANSYS FLUENT软件对喷口的超高音速气流进行流体力学仿真计算，对上文设计参数进行验证和优化。

ANSYS FLUENT软件发动机喷口内流场仿真速度云图

ANSYS FLUENT软件发动机喷口内流场仿真压力云图

喷口3D设计图

喷口仿真

喷然比计算

3   测试实验

3.1 发动机制造组装试车

 喷口，堵头由数控车床加工

 发动机装配

 推力采集卡

5月18日.mp4 点击下载 ‎ 

发动机试车

发动机推力曲线图

原理：固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质作为推进剂。 固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动火箭向前飞行。

3.2 发射测试

video_20230620_165403_edit.mp4 点击下载 ‎

video_20230620_203555_edit.mp4 点击下载 ‎

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 飞行测试

这个阶段我们完成了模型火箭的初步设计和制造。进行了发动机的安装测试以及数据和结果分析，以及发射测试。遗憾的是最终回收并不顺利，这个问题将在下一代的火箭中改进完善。

4   设计总结与展望

第一阶段；完成基本火箭设计掌握设计制造并实现百米级探空高度积累基础经验。

第二阶段；完成可控火箭的设计制造并首次开展科学载荷探空实验。

当前已完成第一阶段任务，正在进行第二阶段研制.......