Skip to content

ROCKET_DESIGN_README.md

Latest commit

 

History

History
119 lines (86 loc) · 4.32 KB

ROCKET_DESIGN_README.md

File metadata and controls

119 lines (86 loc) · 4.32 KB

火箭外觀與引擎完整設計生成器

rocket_design_generator.py 可依規格生成火箭外觀幾何與引擎完整設計，並匯出 JSON / SVG。

功能摘要

模組 內容
外觀 鼻錐（Von Kármán / 圓錐 / 橢圓 / Sears-Haack）、多段箭體、梯形尾翼
引擎 燃燒室壓力、喉部/出口面積、膨脹比、推力、比衝、質量流率、噴管輪廓
匯出 外觀 → exterior.json、exterior.svg；引擎 → engine.json

使用方式

快速執行範例

# 自儲存庫根目錄
python scripts/run_design_example.py
# 或（已 pip install -e .）
python -m rocket_program.rocket_design_example

會在 rocket_design_output/ 產生：

  • exterior.json：外觀輪廓點與規格
  • exterior.svg：2D 側視圖
  • engine.json：引擎參數與噴管輪廓

程式呼叫

from rocket_design_generator import (
    NoseConeSpec, BodyStageSpec, FinSpec, RocketExteriorSpec,
    EngineDesignSpec, generate_full_rocket_design,
)

# 外觀
nose = NoseConeSpec(type="von_karman", length_m=2.0, base_radius_m=0.5)
body = [BodyStageSpec(4.0, 0.5, "第一級"), BodyStageSpec(3.0, 0.5, "第二級")]
fins = FinSpec(count=4, root_chord_m=0.8, tip_chord_m=0.3, span_m=0.4, sweep_deg=35.0, position_from_tail_m=0.2)
exterior_spec = RocketExteriorSpec(nose=nose, body_stages=body, fins=fins)

# 引擎
engine_spec = EngineDesignSpec(
    propellant_id="LOX_RP1",
    thrust_vac_N=800_000.0,
    chamber_pressure_Pa=2.0e6,
    expansion_ratio=25.0,
    burn_time_s=180.0,
)

# 一鍵生成並寫入目錄
result = generate_full_rocket_design(exterior_spec, engine_spec, output_dir="my_rocket")
print(result["summary"])

外觀規格說明

  • NoseConeSpec

    • type: "von_karman" | "conical" | "elliptical" | "sears_haack"
    • length_m, base_radius_m：長度與底部半徑（m）
    • von_karman_n：僅 Von Kármán 時使用，預設 0.75

  • BodyStageSpec

    • length_m, radius_m：該段圓柱長度與半徑（m）

  • FinSpec

    • count：尾翼片數
    • root_chord_m, tip_chord_m, span_m：根弦、梢弦、展長（m）
    • sweep_deg：前緣後掠角（度）
    • position_from_tail_m：前緣根部距箭尾距離（m）

引擎規格與推進劑

  • EngineDesignSpec
    • propellant_id：見下表
    • thrust_vac_N：真空推力（N）
    • chamber_pressure_Pa：燃燒室壓力（Pa）
    • expansion_ratio：A_e / A_t
    • burn_time_s：可選，燃燒時間（s），用於計算推進劑質量
    • nozzle_efficiency, C_d：噴管效率與流量係數
propellant_id 說明
LOX_LH2 液氧/液氫
LOX_RP1 液氧/煤油
NTO_UDMH 四氧化二氮/UDMH
Solid_HTPB HTPB 固體

輸出欄位摘要

  • exterior.json：total_length_m, max_radius_m, profile.x_m / profile.r_m，尾翼多邊形、規格摘要。
  • engine.json：F_vac_N, F_sea_N, I_sp_vac_s, I_sp_sea_s, mdot_kg_s, p_c_Pa, T_c_K, A_t_m2, A_e_m2, D_t_m, D_e_m, expansion_ratio, M_exit, p_e_Pa, v_e_m_s, c_star_m_s, C_F_vac，以及 nozzle_contour.x_m / r_m。

依賴：von_karman_tsien_theory（鼻錐輪廓）、aerospace_sim.EngineeringFormulas（可選，推力係數）。

NASA CEA / RocketCEA（可選）

若安裝 RocketCEA（pip install rocketcea），引擎設計與系統驅動會自動採用 NASA CEA 化學平衡計算燃燒室溫度、比熱比、氣體常數與特徵速度，用於：

  • rocket_design_generator.generate_engine_design：依 propellant_id、chamber_pressure_Pa、expansion_ratio 查 CEA，取得 T_c、γ、R 後再算喉部/出口與噴管輪廓。
  • rocket_system_driver.run_full_design：依 RocketSystemConfig.propellant_id 與燃燒室壓力、膨脹比取得 CEA 結果，傳入推進與熱分析模組。

對應關係（本專案 → RocketCEA）：LOX_RP1→LOX/RP1、LOX_LH2→LOX/LH2、NTO_UDMH→N2O4/UDMH、N2O4_MMH→N2O4/MMH、LOX_CH4→LOX/CH4。未安裝 RocketCEA 或無對應推進劑時，沿用內建 PROPELLANT_DB 與等熵公式。