基于RocketPy的液氧甲烷不锈钢火箭陆地发射完整仿真系统
1. 总体设计
1.1 任务需求
有效载荷: 3颗气象遥感卫星，单颗重1吨
轨道: 600公里太阳同步轨道(SSO)或近地轨道(LEO)
总质量: 3100kg（含卫星适配器）
火箭类型: 两级液氧甲烷不锈钢可复用火箭
设计理念: 低成本、可重复使用、快速发射
1.2 总体参数
# 火箭基本参数 总起飞质量 ≈ 271,000 kg 总长度 ≈ 60 m 直径 ≈ 4.5 m 起飞推力 ≈ 3,500 kN 目标轨道: 600 km × 600 km, 倾角~97°2. 总体架构
2.1 系统架构图
液氧甲烷不锈钢火箭仿真系统 ├── 环境模块 (Environment) │ ├── 大气模型 │ ├── 地理信息 │ ├── 气象数据 │ └── 重力模型 ├── 火箭本体模块 (Rocket) │ ├── 一级火箭 │ │ ├── 液氧甲烷发动机×9 │ │ ├── 不锈钢箭体 │ │ ├── 栅格舵 │ │ └── 着陆腿 │ ├── 二级火箭 │ │ ├── 真空优化发动机×1 │ │ └── 碳纤维整流罩 │ └── 有效载荷 │ └── 卫星适配器 ├── 仿真引擎模块 (Flight) │ ├── 弹道计算 │ ├── 事件处理 │ ├── 制导算法 │ └── 气动加热 └── 分析评估模块 ├── 性能评估 ├── 可视化 └── 优化建议3. 模块组成
3.1 核心模块
Environment: 环境条件设置
Rocket: 火箭物理特性定义
SolidMotor/HybridMotor: 发动机模拟
Flight: 飞行仿真
Parachute: 回收系统
NoseCone/Tail: 气动部件
4. 完整源码实现
4.1 导入库与配置
#!/usr/bin/env python3 """ 液氧甲烷不锈钢火箭完整仿真系统 作者: 火箭仿真团队 日期: 2024 描述: 用于将3颗1吨气象卫星送入600km轨道的两级液氧甲烷火箭仿真 """ import numpy as np import matplotlib.pyplot as plt from datetime import datetime, timedelta import math import sys from rocketpy import ( Environment, SolidMotor, Rocket, Flight, CylindricalTank, Fluid, Parachute, Function, NoseCone, Tail, Fins, TrapezoidalFins ) from rocketpy.plots import ( flight_plots, rocket_plots, motor_plots, environment_plots, fluid_plots ) # 设置中文显示 plt.rcParams['font.sans-serif'] = ['SimHei', 'Microsoft YaHei', 'DejaVu Sans'] plt.rcParams['axes.unicode_minus'] = False class MethaneLOXRocket: """ 液氧甲烷不锈钢火箭类 实现两级液氧甲烷火箭的完整仿真 """ def __init__(self, config_file=None): """初始化火箭参数""" self.config = self._load_config(config_file) self.env = None self.rocket = None self.flight = None self.results = {} def _load_config(self, config_file): """加载配置文件或使用默认配置""" config = { # ====== 任务参数 ====== 'mission': { 'name': '甲烷先锋-1号', 'payload_mass': 3100, # kg, 3颗1吨卫星+适配器 'target_altitude': 600e3, # m, 600km轨道 'target_velocity': 7560, # m/s, 轨道速度 'target_inclination': 97.5, # 度, 太阳同步轨道倾角 }, # ====== 发射场参数 ====== 'launch_site': { 'name': '酒泉卫星发射中心', 'latitude': 40.96, # 度 'longitude': 100.28, # 度 'altitude': 1000, # m 'azimuth': 97.5, # 度, 发射方位角 'launch_date': datetime(2026, 6, 1, 10, 0, 0), }, # ====== 一级火箭参数 ====== 'stage1': { 'name': '星火-1A', 'material': '304不锈钢', 'diameter': 4.5, # m 'length': 35.0, # m 'dry_mass': 25000, # kg, 干质量 'propellant_mass': 200000, # kg, 推进剂质量 'engine_count': 9, # 发动机数量 'engine_type': '液氧甲烷', 'sl_thrust': 3.5e6, # N, 海平面推力(单台) 'vac_thrust': 4.0e6, # N, 真空推力(单台) 'sl_isp': 300, # s, 海平面比冲 'vac_isp': 350, # s, 真空比冲 'burn_time': 180, # s, 工作时间 'reusable': True, # 可重复使用 }, # ====== 二级火箭参数 ====== 'stage2': { 'name': '星火-1B', 'material': '碳纤维复合材料', 'diameter': 4.0, # m 'length': 15.0, # m 'dry_mass': 6000, # kg, 干质量 'propellant_mass': 40000, # kg, 推进剂质量 'engine_count': 1, # 发动机数量 'engine_type': '液氧甲烷真空优化', 'thrust': 800e3, # N, 真空推力 'isp': 380, # s, 真空比冲 'burn_time': 300, # s, 工作时间 'reusable': False, # 不可重复使用 }, # ====== 气动参数 ====== 'aerodynamics': { 'cd_power_off': 0.3, # 无动力阻力系数 'cd_power_on': 0.5, # 有动力阻力系数 'cp_position': 0.6, # 压心位置(相对长度) 'cn_alpha': 40.0, # 法向力系数导数 }, # ====== 整流罩参数 ====== 'fairing': { 'length': 12.0, # m 'radius': 2.0, # m 'mass': 2000, # kg 'jettison_altitude': 100e3, # m, 分离高度 }, # ====== 回收系统参数 ====== 'recovery': { 'parachute_drogue_diameter': 8.0, # m, 减速伞直径 'parachute_main_diameter': 35.0, # m, 主伞直径 'landing_legs': True, # 着陆腿 'grid_fins': True, # 栅格舵 }, # ====== 仿真参数 ====== 'simulation': { 'time_step': 0.1, # s, 时间步长 'max_time': 2000, # s, 最大仿真时间 'termination_altitude': 700e3, # m, 终止高度 'termination_velocity': 100, # m/s, 终止速度 } } return config def setup_environment(self): """设置发射环境""" print("=" * 60) print("步骤1: 设置发射环境") print("=" * 60) # 获取发射参数 launch_site = self.config['launch_site'] launch_date = launch_site['launch_date'] # 创建环境对象 self.env = Environment(latitude=launch_site['latitude'], longitude=launch_site['longitude'], elevation=launch_site['altitude']) # 设置日期和时间 self.env.set_date((launch_date.year, launch_date.month, launch_date.day, launch_date.hour, launch_date.minute, launch_date.second)) # 设置大气模型 self.env.set_atmospheric_model(type='standard_atmosphere') # 计算大气参数 self.env.calculate_aerodynamics()