葉俊良1,2,3, 謝宗翰1,2,3,*, 馬原懷2, 唐奕歆3, 吳柏縉1, 宋家興1
1逢甲大學航太與系統工程學系
2逢甲大學太空系統工程碩士學位學程
3逢甲大學機械與航空工程博士學位學程
*E-mail: thshieh@fcu.edu.tw
在2022年2月9日至2025年2月9日期間，團隊執行太空中心之「小型科研火箭研製(C)」研究計劃案。三年執行期間，一共進行了兩次火箭試射活動，第一次於2023年11月11至12日，發射縮小推力型的SHSR-Aero1火箭；第二次則是時隔一年，在2024年11月10到11日進行全推力型SHSR-Aero2火箭的發射。計畫前期為了測試階段性的研製方向具有可行性，SHSR-Aero1火箭做為團隊第一支自行設計的火箭之推力較低，總長僅約1.8公尺，採用氣態氮氧混合氣作為氧化劑，因此引擎推力在點火後變化較為劇烈。基於SHSR-Aero1火箭發射經驗進一步所設計的全推力型SHSR-Aero2火箭，團隊考量任務目標對整體系統設計進行了較為明顯的改動，因應目標高度，需延長火箭推力及其持續時間，因此不僅改為使用液態一氧化二氮(N2O)作為氧化劑，同時增加火箭攜帶之燃料與氧化劑的質量，因而需要更多對應的存儲空間，使得SHSR-Aero2火箭的總長達約3.5公尺。同時，因第二次任務的推力明顯增加，團隊架設適用於該推力範圍的火箭熱火測試實驗場域，包含了引擎地面測試平台、地面測試供流系統、地面測試系統控制介面。控制系統部分除了地面測試系統控制介面之外，團隊使用LabVIEW程式編寫試射火箭自動發射飛行控制與地面氧化劑灌注系統GUI控制介面，藉由此介面控制人員可以對SHSR-Aero2火箭發送倒數與點火信號，且經由SHSR-Aero2火箭所裝載之多層不同功能模組之酬載飛控系統量測到的飛行數據可於GUI介面中達到數據可視化。此外，為了確保研發之火箭的飛行安全性，使用開源OpenRocket軟體估算火箭飛行軌跡，藉由輸入實際地面測試所量測之推力數據，得出火箭離架速度、飛行時長等重要參數，並藉此進行落點分析，以規劃合適之墜落限制範圍，降低發射活動的風險。
關鍵詞：混合式火箭、一氧化二氮(N2O)、地面測試、發射活動、控制系統、灌注系統、多層模組酬載
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