Jeg er loebet ud for ord der kan beskrive den begejstring jeg foeler for det her projekt, - der er naesten ikke en dag hvor jeg ikke checker bloggen, saa jeg holder meget at de "smaa bider" af gangen tak.

Det er ikke det at jeg har tvivlet paa noget tidspunkt, men paa grund at Peters gode evne til at kommunikere, saa er det helt tydeligt for mig, -fremkommer naermest simpelt, hvordan maskinen kommer til at virke i hver enkel detalje. Kan ikke vente til de foerste tegninger kommer, - og selvfoelgelig ogsaa lige faar den TM65 hoejtryks burn test overstaaet...

Det gav ogsaa et ret godt space-fix, - blodtrykket er vist stadig hoejt, at foelge Dragon blive koblet til ISS, - saa ogsaa lige et tilykke til SpaceX!

Mvh Bjorn

Nu har jeg lige været til afprøvningen af TM65, og havde jeg egentlig indstillet mig på at der ville gå et stykke tid inden der igen var noget at læse her på bloggen, med det vælter jo frem med planer og idéer - jeg tager sgu hatten af for jer.
Det er med spænding jeg hver dag (!) kigger ind på ing.dk for at se hvad der er af nyt fra CS. Jeg kan bare ikke lade være...
Det er spændende at læse, det er velskrevet, det får en til at tænke...
Ja, jeg er også et stolt medlem af CSS.
P.S. Husk lige de der klistermærker til næste arrangement - det vil pynte på min bil...

Jeg vil nødig lyde negativ, men jeg er ikke helt glad for udsigten til standardiserede interfaces mellem moduler. Det er en god ide hvis man masseproducerer, men har CS nogensinde bygget to identiske raketter?

CS' force er at kunne håndbygge til opgaven, ikke til en arbitrær specifikation - altså undgå al ISO-9000 bull-shitet.

Hvis der først kommer standarder for interface går der lynhurtigt ESA/NASA i det hele, og det er vist ikke hvad CS ønsker. Jeg tror mere på "clean sheet" løsninger med den størrelse CS har.

CS' force er at kunne håndbygge til opgaven, ikke til en arbitrær specifikation - altså undgå al ISO-9000 bull-shitet.

Tror du kan være ganske rolig - med det jeg har set fra dem indtil nu, så føler jeg mig ret sikker på at de ikke ender med at lide ISO døden.
De pæne snitflader er gode til at gøre det overskueligt her i starten. De skal nok ende med at blive lidt mere komplekse hen ad vejen...

Har jeg forstået konceptet rigtigt?
4 stk komplette 65 motorer som kan gimbles individuelt?Ikke kun dyssen?
Er Vanes så helt død? med 4 motorer ville det ellers være meget simpelt at montere en(1) vane i hver motor og på den måde lave det KISS. at gimble 4 stk motorer lyder ikke KISS.

Jet Vanes er et nødvendigt onde til en hybridmotor, en væskemotor kan bare gimbles hvilket er mere effektivt og nemmere.

Ha ha, nej, det er bare sprogbruget. En gang brugte jeg ordet "produktivitet" i HAB og flere gik ned med hjerteflimmer...

Det er ganske som HEAT og handler om hvordan man spiser en elefant. Det gør man et stykke af gangen.

F.eks. kan Mads faldskærm og Søren Faldskærm allerede nu se helt klart hvad de skal med en G-11, og overveje hvorden de tre skærme skal bo i et 160 cm diameter modul med en given længde. Det var så 1. modul...

VST i Lem kan give et tilbud på den rå tank, uden dingenoter, og det kan sættes i gang når vi føler os klar.

Plads til montage kan overvejes ( tror fint vi kan gøre det i HAB)

Men ISO standarder bla bla det kan i hygge jer med på jobbet.

Peter Madsen

F.eks. kan Mads faldskærm og Søren Faldskærm allerede nu se helt klart hvad de skal med en G-11, og overveje hvorden de tre skærme skal bo i et 160 cm diameter modul med en given længde.

Helt enig. I sådanne frivillige ting er det vigtigt at få splittet opgaven op i nogle bidder hvor hver gruppe kender sin plads og kan optimere egen opgave. Det giver energi at have tillid til at det man laver kan bruges sammen med "de andre", uden at man skal koordinere alting hele tiden.

Snitfladen mellem CS og CSS er et andet eksempel, hvor vi kun meget sjældent er i tvivl om hvor en given opgave hører hjemme.
CSS kan dog ikke være i en 1.6 meter fairing (længere).

Mange hilsner

Martin Højriis

En af de vilde ting ved dette projekt (og der er mange) er at vi som bloglæsere kan få indblik i hele design/problemknuser/opfinder delen af rumprojektet. Der er faktisk lidt som at få lov til at kigge von Braun og Koroljov over skuldrene i 60'erne. Bare i mindre skala sæ'fø'li' ;-)
Set ud fra et teknologihistorisk synspunkt er det uhyrre interessant at følge opture, fremgang og blindgyder på dette ambitiøse teknologiske projekt. Mest af alt fordi I har taget en teknologi som var(er) en udpræget eliteteknologi (og derfor som regel krævede hele stater i ryggen); og gjort den til hverdagsteknologi med eget svejseapperat, kulfibertanke fra svenske busser og gaspatroner fra Sodastream. Det er übercool, og lige meget hvor tekniske disse blogindlæg bliver, er det fantastisk at følge med i.
Og så lige et spørgsmål... hvad siger GUIDO til 4 stk. brølende TM65 der skal gimblestyre hele stakken? Spørgsmålet går mest på... hvor stort er det tekniske spring fra vanes til gimble dyser/motorer?

/NAH

men før vi sætter noget af dette i gang vil jeg ganske enkelt se et ordentligt højtryks burn fra TM65. Det tror jeg ikke jeg er ene om at ønske.

Os' mig... os' mig (læser hopper op og ned mens det udtales)

Man skal som bekendt ikke skyde bjørnen før man ved om skindet er kunstigt.

Hermed nomineret som dagens PM citat :-)

Phew, det er da godt nok noget af en kanon du er ved at beskrive der Peter. Hvis den kommer bare i nærheden af at blive til virkelighed, så har CS godt nok gennembrudt endnu en lydmur for entreprenør virksomhed her i "lille Danmark".

Hvis i skal have et hydraulisk gimble system til de 4 stk raket motorer vil det måske være en god ide at bruge en hydraulisk akkumulator i stedet for at drive gimble systemet rent elektrisk, så er det kun hydraulik ventilerne som skal styres elektrisk.
En hydraulisk akkumulator er en tank med en nitrogen fyldt blære inden i.
I videoen nedenfor kommer en bil ud at flyve med 241 bars hydraulik tryk gemt i akkumulator tanke. En 70Hk motor kører i 10 min for at lagre energien.
http://www.youtube.com/watch?feature=playe...

Akkumulatorerne kan fås op til 690 bars tryk og i forskellige størrelser. De har et højt energi indhold også ift vægt.
http://www.hydac.com/de-en/products/hydrau...
vælg "Accumulator Technology. Product Catalogue"

Man kunne også drive en alkohol pumpe med de hydrauliske akkumulerings tanke og så kun tryk sætte LOX'en ( => halveret N20 tryktank og væsentlig mindre batterier).
Måske sådan en her:
http://www.acepumps.com/en/index.php?/site...
Se 850 Max series.

Det vil være i tråd med CS ånd, at anvende standard industri komponenter (og det er stadig en tryksat raket.)

Hvis man senere skulle gå endnu videre:
Hydac har også nogle stempel akkumulatorer som kan presse andre væsker end hydraulik olie. (LOX ?)

Tak for en spændende blog.

En af de vilde ting ved dette projekt (og der er mange) er at vi som bloglæsere kan få indblik i hele design/problemknuser/opfinder delen af rumprojektet. Der er faktisk lidt som at få lov til at kigge von Braun og Koroljov over skuldrene i 60'erne. Bare i mindre skala sæ'fø'li' ;-) Set ud fra et teknologihistorisk synspunkt er det uhyrre interessant at følge opture, fremgang og blindgyder på dette ambitiøse teknologiske projekt. Mest af alt fordi I har taget en teknologi som var(er) en udpræget eliteteknologi (og derfor som regel krævede hele stater i ryggen); og gjort den til hverdagsteknologi med eget svejseapperat, kulfibertanke fra svenske busser og gaspatroner fra Sodastream. Det er übercool, og lige meget hvor tekniske disse blogindlæg bliver, er det fantastisk at følge med i.

Helt enig. Det er lidt ligesom at "være med" i det ultimative Maker project. Hamrende spændende og engagerende.....

at gimble 4 stk motorer lyder ikke KISS.

Så vidt jeg har forstået, skal hver af de 4 motorer 'kun' dreje omkring sin radiale akse. Det må vel give samme styrings logik som 4 vanes i én motor.

Det må være en udfordring at gimble motorerne med de føderør de har.
Hvordan løses det?

[quote]at gimble 4 stk motorer lyder ikke KISS.

Så vidt jeg har forstået, skal hver af de 4 motorer 'kun' dreje omkring sin radiale akse. Det må vel give samme styrings logik som 4 vanes i én motor.[/quote]

Det er (indtil videre) helt korrekt. På den måde bliver hele styregeometrien nøjagtigt som med 4 vanes.

mvh Flemming R

Det må være en udfordring at gimble motorerne med de føderør de har. Hvordan løses det?

Med fleksible slanger i stedet for faste rør.

mvh Flemming R

Jeg har en kulsyreflaske fra Sodastream som jeg vist aldrig får brug for. Sig til næste gang I kommer til Lindø (eller Odense), så tager jeg den med.

Alternativt kunne man tage en detour fra CPH når der skal flyves på ferie ... det burde man måske gøre i stedet :)

Nu er det selvfølgelig ikke alle detaljer der er på plads. Men hvor giver det mening at boosterens flyde-balloner skal bo?

Med en Jet Vane er motoren fastgjort oppe omkring ved toppen af brændkammeret og kræfterne overføres her til stellet.Når Vanes aktiveres overføres kræfterne her oppe.Hvis hele motoren skal Gimbles vil kræfterne skulle overføres via en form for kardan`isk ophæng.Vil dette ikke give nogle belastnings og design ulemper i forhold til Vanes.
Vanes er simple at fremstille, og montere. Et stk i hver motor, forskudt 90 grader, I grove træk skal der bruges:4 dobbelt action actuatore, enten elektriske eller hydrauliske, og 8 bronze bøsninger , 4 aksler og 4 stk rorflader.
Ingen fleksible slanger og komplicerede ophæng.
Vægtmæssigt må det også være en væsentlig lettere konstruktion.

Hvis alt brændstoffet er brugt burde der ikke bære behov for flyde-balloner da de tomme tankes displacement burde holde den oven vande...

Som du ved kommer alting an på alting. Jet vanes er den nemmest praktisable løsning for en solid eller en hybrid. Derfor har vi valgt dem til SAPPHIRE og afprøvet det med held. Jetvanes kan, i princippet, styre om alle tre akser.

Hvis de slår ud to og to for man pitch og yaw manøvrer, og man kan sågar lave roll ved at lade dem "sno" altså at to modstående vanes drejer hver sin vej.

Det er meget svært at lave en gimblet dyse på en solid eller en hybrid fordi det er et hot gas flow man skal bøje. Tank og brændkammer er integreret i et i de to typer.

I væskeraketten kan vi nøjes med at bøje vores fuel og ox rør, og det er meget nemt, særligt hvis det kun er om en akse. Det kan vi nøjes med hvis vi har fire motorer.

Det fleksible rør vi bruger er en rustfri belg, beviklet med rustfrie tråde. Det er samme slags vi tanker med.

Alt der skal op og ned fra motorerne går gennem de belge, og det er faktisk ikke ret svært når vi snakker en akset drejning.

GUIDOs opgave er omtrent den samme, denne store raket laver bare sine fejl meget sløvere, og styresystemet kan derfor være tilsvarende sløvt.

På den anden side vejer vi 14 - 15 tons ved liftoff og har kun 26 ton kraft, så accerationen bliver lav - langsommere end V2, så i de første sekunder har vi kun motorerne at leve af.

Det har amatører, der bruger COTS komponenter bevist at de kan magte før.

Om vi kan er en anden sag, og i mit perspektiv er det "the number one challenge" i alt dette.

Kraftveje...

Det modul der holder motorerne indeholder også de hold down punkter vi bruger til statisk test, og under opstart. Det samme modul rummer hydraulikken og angrebspunkter for de hydrauliske cylendre. Det er meget integreret og meget lige til - vi transmitterer ikke kræfter ret langt i dette system.

Test...

Først kører vi TM65 total igennem for at få styr på tryksætning, sving, thrutling etc. i VTC.

Så bygger vi flightudgaven TORDENSKJIOLD II i fire eksemplarer.

Hver motor afprøves uden gimbel i VTC, i et 15 - 20 sek burn.

Så monteres de afprøvede motorer i motor modulet, og dette på den store tank. Det samlede system anbringes ( ifølge Hr. Madsens fantasifulde planer ) så ved enden af B&W´s gamle panmax byggedok.

Denne ende simulerer hækken af en entrapanørpram som SB5018. Selve start rampen er en unit der hænger ud over hækken på prammen ( og tilsvarende ud over enden af B&W dokken. )

Den er sådan set bare en stor flammedeflektor, hold down mekanisme og diverse pipelines for væsker og gasser.

Motordreve pumper, sørger for kølevand nok på deflektoren som tages fra og returner ned af deflektoren til dokken - ditto på prammen.

I dette setup kan vi tage en fuld test med 260 kN, i 144 sekunder, og med fuld huk på gimble hydralikken.

Efter denne test kan systemet komme på sin pram, og til rundt regnet en femhundrede krone pr sømil flyttes til egnet launch site.

Flamme deflektor og hold down system kan svejses direkte på prammen. Post flight skæres det af og der slibes efter som normalt. Ved en fejl går vores LOX i havet. Det modvirker iltsvind. Ethanolen er heller ikke et stort problem i sådan en situation. Slet ikke sammenlignet med HC fuel, som laver alle mulige slags ulykker. Derfor er netop ethanol valgt.

SB5018 er langt mere søstærk, kombineret med en passende slæber, end noget vi nogen side har bygget, vil bygge eller kan bygge. Det gør vejrvinduet for transport meget større end vi er vandt til.

Det spiller ikke den store rolle om det er SB5018, en anden pram, og en anden slæber. Bare den er stor - resten afgøres af markedskrafter. Det håber jeg egentligt de husker hos SB, for det er jo ikke anderledes and opsætning af møller eller andet offshore arbejde. Dog ville jeg elske hvis de var lige så begejstrede og seje som vores venner fra f.eks. AirLiquide, Blue Water eller Lindø Industripark. Ikke at de skal sponse det, men bare være begejstrede og gøre deres bedste. Dres navn kommer jo viden om ved at være med.

Det vi skal sørge for er blot at rakettens ophæng er meget stærkt. Husk at under transporten vejer den kun 2,9 ton - både fuel og ox loades først i launch området fra tanke som kan stå 50 meter væk på samme platform under liftoff.

Om det kan gøres ved jeg ikke, men der ligger en plan. Det er efter min bedste overbevisning plausibelt.

Om gud, CS og ikke mindst CSS vil.

Peter Madsen

Om det kan gøres ved jeg ikke, men der ligger en plan. Det er efter min bedste overbevisning plausibelt.

Altså, nu hvor alle oprindelige planer om Madsen-i-irummet-på-en-lille-hybridraket og de innovative ideer bliver erstattet med mere traditionelle (væk er aerospike, acryl kuppel, siddende launch), så er det måske på tide at gentænke det hele. Det har I sikkert allerede gjort og det er bare mig der er bagud.

Men fire gange TM65? Jeg ville seriøst overveje en "TM130". Der er ikke byggeteknisk den store forskel på TM65 og en TM130. Og så lige tilføje to SRB'er. Det er voldsomt meget mere kompliceret end den oprindelige HEAT, men det er 4xTM65 sandelig også. Hele projektet bliver mere og mere konservativt (og sikkert mere realistisk) men så kan man lige så skele de hvad de andre gør. Rumfærgen og Ariane 5 klarer sig med en hovedmotor og to SRB'er. Det er der nok tænkt en del over.

Falcon-9 launchen forleden viste sårbarheden med mange motorer. Når man har ni motorer er der ni gange flere dele der kan fejle.

Why not use a bigger engine and 2 SRB ? It's a good idea.

See Michael Eriksen :

Men fire gange TM65? Jeg ville seriøst overveje en "TM130". Der er ikke byggeteknisk den store forskel på TM65 og en TM130. Og så lige tilføje to SRB'er. Det er voldsomt meget mere kompliceret end den oprindelige HEAT, men det er 4xTM65 sandelig også. Hele projektet bliver mere og mere konservativt (og sikkert mere realistisk) men så kan man lige så skele de hvad de andre gør. Rumfærgen og Ariane 5 klarer sig med en hovedmotor og to SRB'er. Det er der nok tænkt en del over.

[quote]Why not use a bigger engine and 2 SRB ? It's a good idea.

Because using solid rocket fuel is tricky (not just because it can explode, which is a problem even for the professionals), but because it is considered an explosive by the authorities, and thus not legal for amateurs to handle.

Liquid fueled or hybrid fueled rockets do not come under the government regulations regarding explosives or fireworks and can thus be used without a whole truckload of permissions/paperwork (something to be awoided for obvious reasons).

Bruno svarede på engelsk, så jeg fik lyst til at køre mit seneste indlæg gennem Google Translate. Det blev ret underholdende:

The whole project is becoming more and more conservative (and probably more realistic) but then you might as squint of what the others do. Space Shuttle and Ariane 5 is doing with a diesel engine and two SRB'er. It's probably going a part of.

He, he - en diesel TM65 - så mangler der bare en gearkasse og et TIR skilt :-)

Liquid fueled or hybrid fueled rockets do not come under the government regulations regarding explosives or fireworks and can thus be used without a whole truckload of permissions/paperwork (something to be awoided for obvious reasons).

I hear what you say, but I'm not convinced about the "truck load of paperwork". Any small paint shop, a supermarket or auto part dealer (T. Hansen) have these permissions to sell tons of fireworks.

T Hansen does not store fireworks in the amounts necessary for an SRB.

Why not use a bigger engine and 2 SRB ? It's a good idea. See Michael Eriksen : [quote]Men fire gange TM65? Jeg ville seriøst overveje en "TM130". Der er ikke byggeteknisk den store forskel på TM65 og en TM130. Og så lige tilføje to SRB'er. Det er voldsomt meget mere kompliceret end den oprindelige HEAT, men det er 4xTM65 sandelig også. Hele projektet bliver mere og mere konservativt (og sikkert mere realistisk) men så kan man lige så skele de hvad de andre gør. Rumfærgen og Ariane 5 klarer sig med en hovedmotor og to SRB'er. Det er der nok tænkt en del over.

[/quote]

Hi Bruno Balmes

Sometimes when I need CS update I go to your fantastisch rocket site!

http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t110...

Come an join a test-engine-day in Copenhagen - I can truly recommend :)

Best Regards

Bill - CSS

Falcon-9 launchen forleden viste sårbarheden med mange motorer. Når man har ni motorer er der ni gange flere dele der kan fejle.

Teknisk set virker det som [b]EN[/b] motor, da der kun er 1 reguleringssystem, så det er da simpelt nok.
Som Peter siger er det kun 1 system der skal tjekkes ud, og ikke 4 systemer, der skal tjekkes ud.

En-akset gimple på hver dyse er også simplere.

HEAT havde et problem med svingninger - et problem de ikke kunne være sikre på at løse. ESA har f.eks. ikke løst det problem, og det er ikke CS mål at lave forskning.

Med LES raket er det også mere sikkert.

Cigar-rumskibet havde det også med at blive ustabilt efter separation af boosteren, hvorimod kapselen har en velkendt form, der gør den meget stabil.

T Hansen does not store fireworks in the amounts necessary for an SRB.

Really? They have several 40 foot containers at each site - with regulated safety distance by the fire department. I can't guess the mass of the fireworks, but most Danes remember the firework disaster in Seest (Kolding) some years ago and that was just two or three containers going off and that destroyed half a suburb. Regulations isn't that strict.

CS should have little trouble getting a similar permission.

Micheal Eriksen:

Jeg vil nødig lyde negativ, men jeg er ikke helt glad for udsigten til standardiserede interfaces mellem moduler.

Ingen taler om standardiserede interfaces, men modulær opbygning.
Ovenfor blev nævnte (CS-)standardiserede flanger. De og den modulære opbygning fungerer godt.

Ingen taler om standardiserede interfaces, men modulær opbygning. Ovenfor blev nævnte (CS-)standardiserede *flanger*. De og den modulære opbygning fungerer godt.

Det er også ganske udmærket hvis man masseproducerer. Men har CS nogensinde bygget to identiske raketter? CS' styrke er det feed-back system der er ved hver test. Man kikker på måledata, tænker sig om og finder ud af hvad der kan forbedres. På dette niveau er standarder kun en klods om benet. Ellers omgår man i hvert fald ordet "standard" temmelig lemfældigt. At bruge den samme flange to gange på sammen raket er ikke en standard i min bog.

Yes, really. You might see severel 40' containers, but the amount of firework inside each is fairly low - air takes up a lot of space. The containers has pathways for the salesmen and some even arrange the firework on shelves. You cannot, for that reason, compare the containers in Seest (which was packed) with the containers at fireworks outlets.

The regulations are quite strict - because of the accident in Seest. CS is placed optimal with concern to the safety distance, but the amount of explosives needed for an SRB could pose a large problem. I don't know if you are living in Denmark, but not so long ago, something looking like a bomb was found on Rømø. It couldn't have been more than a 2000-pound bomb, but the police evacuated everybody within a radius of 1.4 km - and even closed down the airspace above. Two SRBs, fully 'pumped', owned and controlled by amateurs, who's only succesful launch was aborted not long after take-off, that close to the biggest airport in Denmark? - I predict problems with every single authority.

Yes, really. You might see severel 40' containers, but the amount of firework inside each is fairly low - air takes up a lot of space. The containers has pathways for the salesmen and some even arrange the firework on shelves. You cannot, for that reason, compare the containers in Seest (which was packed) with the containers at fireworks outlets.

The regulations are quite strict - because of the accident in Seest. CS is placed optimal with concern to the safety distance, but the amount of explosives needed for an SRB could pose a large problem. I don't know if you are living in Denmark, but not so long ago, something looking like a bomb was found on Rømø. It couldn't have been more than a 2000-pound bomb, but the police evacuated everybody within a radius of 1.4 km - and even closed down the airspace above. Two SRBs, fully 'pumped', owned and controlled by amateurs, who's only succesful launch was aborted not long after take-off, that close to the biggest airport in Denmark? - I predict problems with every single authority.

Kære læsere,

Der forgår ikke længere produktion af fyrværkeri i DK. Der findes ikke nogen model for hvordan man kan opnå tilladelse til at være fyrværkeriproducent i Dk. Ja, justits ministeren kan naturligvis yde dispensation, men det kan han til alt. Det betyder ikke man får det.

Er SRBere en enkel teknologi? Nej Nej Nej. Det tog meget længere at udvikle solid end væske, og det kræver en langt mere avanceret fabrik. Det kræver utilgængelige kemikalier, det er lukket land, og vi kan end ikke drømme om at gøre det på ton basis.

Slå det ud af hovedet !

Juraen i det er en ting. Men det er ganske enkelt for teknologisk vanskeligt at bygge solid raketter i stor, moderne skala.

Små KN03 / sukker motorer har ikke noget med sagen at gøre.

Hvis vi skulle ind over nogle strap-on boostere ville det være f.eks. N20 hybrider - men det er helt og aldeles unødvendigt.

Prøv at se hvor Space X endte efter en "no bull shit" rationel analyse af hvad der dur.

Prøv lige at se hvor de er endt.

H2/O2 motorer og solid SRBere stinker af goverment og for mange penge, millitære B interesser og andet dødvægt og vraggods.

Hvorfor mon Ariane 5 har to SRBere der til forveksling ligner Frankrigs ICBM missiler? Man holder sin missil kompetence i live ved at give dem en luns space arbejde.

Tro ikke det er fordi det er teknisk økonomisk optimalt.

Alle disse politiske og militære hensyn er vi som civile og private gudskelov fri af.

SRB nej tak. Det er ikke bare noget jeg slynger ud - jeg har virkelig arbejdet meget med solid - og lært at det skal gøres ordentligt eller slet ikke. Det betyder ammoniumperchlorat som ikke er til at skaffe. Det er en meget vanskelig teknologi. Store faststofraketter er langt vanskeligere at bygge end store væskeraketter.

Peter Madsen

Prøv at se hvor Space X endte efter en "no bull shit" rationel analyse af hvad der dur. Prøv lige at se hvor de er endt. H2/O2 motorer og solid SRBere stinker af goverment og for mange penge, millitære B interesser og andet dødvægt og vraggods. Hvorfor mon Ariane 5 har to SRBere der til forveksling ligner Frankrigs ICBM missiler? Man holder sin missil kompetence i live ved at give dem en luns space arbejde.

Ja hvor er SpaceX endt? Hvad blev der af 500$/pound til LEO? Den seneste og de kommende er til 130 mio $/kg. Jeg vil godt give dem lidt kredit i en opstartsfase, men efter ti raketter vil jeg se 500 $/pound.

Det er muligt at du ikke kan lide SRB'er men der har aldrig fejlet en på hverken rumfærgen eller Ariane-5 (Challenger ulykken var ikke SRB'ens skyld). Og det dækker flere hundrede SBR'er.

Den seneste og de kommende er til 130 mio $/kg.

Arh, det var lige at presse citronen. 130.000 $/kg. Stadig et stykke fra 500 $/pound.

Jeg kan godt lide SRBere, men anfører at det at lave dem ordentligt, så de dur i stor skala er højteknologi. Meget mere end en væskemotor som primært er VVS. Derfor er de ikke en god, endsige mulig, vej for os.

Enig i et Space X konvergerer mod så mange andre...

Peter Madsen

Enig i et Space X konvergerer mod så mange andre...

Lige som CS :-) Men ja, jeg kan godt se hvorfor I ikke har lyst til at sprede jer ud i faststofraketter også selvom det er effektivt, men så jeg synes bedre om en to-trins raket a la en TM130 end en firmotors TM65

Ja hvor er SpaceX endt?

De er endt oppe ved ISS, helt uden brug af SRB's, er det nu forkert eller hvad?

Hvad blev der af 500$/pound til LEO? Den seneste og de kommende er til 130 mio $/kg. Jeg vil godt give dem lidt kredit i en opstartsfase, men efter ti raketter vil jeg se 500 $/pound.

Vil det sige at du ser SpaceX som en fiasko indtil de levere 500$/pund i LEO? I så fald skal du nok forberede dig på at blive skuffet over dem i meget lang tid.

Det er muligt at du ikke kan lide SRB'er men der har aldrig fejlet en på hverken rumfærgen eller Ariane-5 (Challenger ulykken var ikke SRB'ens skyld). Og det dækker flere hundrede SBR'er.

Michael, du ved sikkert ligeså godt som vi andre hvilken komponent der svigtede ved Challenger. At påstå det ikke var en SRB-komponent er noget vås.

Det er også helt ligegyldigt hvilken track record prof SRB'er kan udvise. Det er svært at udvikle solids i stor størrelse, vi har været der for en del år siden. Desuden er det ikke lovligt efter gældende dansk lov. Vi ville i givet fald skulle ligge inde med et par ton ammonium perchlorat, det opnår vi stensikkert aldrig nogen sinde tilladelse til. Vi ønsker det næppe heller for vores egen skyld.

2-3 hybrid booster.CS kender og mestre fremstillingen af hybrid motorer.

Michael, du ved sikkert ligeså godt som vi andre hvilken komponent der svigtede ved Challenger. At påstå det ikke var en SRB-komponent er noget vås.

Nu fordrejer du mine ord. Der er pokker til forskel på selve SRB og en "SRB-komponent". SRB'en hverken eksploderede, gennembrændte eller fejlede på anden måde. Den fløj lystigt videre efter katastrofen. Det var den mekaniske befæstelse der svigtede og det kan man ikke klandre selve SRB'en for.

Vil det sige at du ser SpaceX som en fiasko indtil de levere 500$/pund i LEO? I så fald skal du nok forberede dig på at blive skuffet over dem i meget lang tid

Det er ikke mig der har pralet med 500 $/pound. NASA kunne gøre det billigere selv end SpaceX gør nu, så de har noget at bevise.

Det er ikke mig der har pralet med 500 $/pound. NASA kunne gøre det billigere selv end SpaceX gør nu, så de har noget at bevise.

Med en statskontrakt er det jo ikke sikkert det er et mål at gøre det billigere. US bureaukrati er for viderekomne.

Uanset hvad man måtte mene så er det en stadig opmuntrende fornøjelse at skive her på sitet. At smide sådan et luftkastel i en sky af alkohol og spritånde, og bare blive klappet på skuldrende...er godt nok dejligt :o)

Der falder mange visdomsord herinde og Michael Eriksen er storleverandør.

Sjovt - for man har ingen ide om hvad der gemmer sig for en person bag de forskellige navne.

Alle vores andre projekter i CS er jo også startet som varm luft og siden kondenseret ud som stål, aluminium, lox og ild. De plejer at gå den vej. Men få er blevet så positivt modtaget som dette. At smide den på netop som ekkoet fra sidste test dør ud er måske også godt.

Måske fordi man kan se enden på en proces.

"This is not the end. It is not even the beginning of the end. But it might be the end of the beginning"

Som Winston C. engang sagde.

Næste gang en reporter kommer ud i HAB kan vi måske endelig sige: her er den, raketten. Ikke et forstudie. Ikke en, der en dag kan danne basis for noget viden, der danner basis for et nyt projekt...

Men "den" flyvende maskine vi faktisk vi skyde et menneske ud i rummet med. "Den"

Peter Madsen

Som pt. bygger latrice tårn mellem TYCHO og BIG LES.

Michael Eriksen,

du tager ganske enkelt fejl.

The commission's report cited [b]the cause of the disaster as a the failure of an “O-ring” seal in the solid-fuel rocket[/b] on the Space Shuttle Challenger's right side. The faulty design of the seal coupled with the unusually cold weather, let hot gases to leak through the joint. Booster rocket flames were able to pass through the failed seal enlarging the small hole. These flames then burned through the Space Shuttle Challenger's external fuel tank and through one of the supports that attached the booster to the side of the tank. That booster broke loose and collided with the tank, piercing the tank's side. Liquid hydrogen and liquid oxygen fuels from the tank and booster mixed and ignited, causing the Space Shuttle Challenger to tear apart. The commission not only found fault with a failed sealant ring but also with the officials at the National Aeronautics and Space Administration (NASA) who allowed the shuttle launch to take place despite concerns voiced by NASA engineers.

Kilde: http://space.about.com/cs/challenger/a/cha...

http://upload.wikimedia.org/wikipedia/comm...

Se også: http://en.wikipedia.org/wiki/Space_Shuttle...

Michael Eriksen, du tager ganske enkelt fejl.

Jeg er stædig og fastholder at problemet lå i fastgørelsen til hovedmotoren. Faststofraketten fejle ikke i sig selv. Det fremgår også af teksten og de alm. tilgængelige videoer hvor man tyder ser SRB'en flyve videre i - ja, "god stil" er måske et upassende udtryk - men højre SRB havde ikke dårligere performance end venstre have i sekunderne efter katastrofen.

Men det er muligvis en disput om profetens skæg om hvilken del der præcis fejlede.

Fordi den kunne flyve videre betyder ikke at den var uden fejl !

Orbiteren og den store tank var bygget til at klare 5g, hvor SMB'erne strukturelt var meget stærkere og kunne derved klare højere g påvirkninger.

SMB'ens pakninger mellem 2 sektioner var problemet, hvilket nogle af Thiokol's egne folk gjorde opmærksom på FØR launch.
De blev desværre ikke hørt.

Resultatet var en gennembrænding hvilket gav en kraftig skærebrænder ind mod hovedtanken og ophænget mellem denne og SMB'en.

Du påstår altså, at dette bagerste ophæng var årsagen til ulykken, da den ikke kunne håndtere påvirkningen af skærebrænderen !?
Var det indenfor ophængets designspecs? Var det den reelle årsag ?

Ja ja, vær du bare stædig...

Challengerulykken havde selvfølgelig en teknisk årsag, men den virkelige årsag var menneskelig, en slags moralske forfald i organisationen. Alle tror at der er nogen andre som tager sig af det her problem. En risiko alle organisationer løber også CS.

SMB'ens pakninger mellem 2 sektioner var problemet...

Jeg er villig til at tage min stædighed op til revurdering hvis du kan pege på en kilde der identificerer den famøse O-ring som siddende internt i SRB'en. Det ville dog være en meget mærkelig konstruktion, men der laves jo mærkelige ting.

Michael:

Jeg er stædig og fastholder at problemet lå i fastgørelsen til hovedmotoren. Faststofraketten fejle ikke i sig selv.

Hm. Jeg vidste ikke at ATK havde lobbyister i Danmark. Men det har de jo så mange steder, javel.

Jeg er villig til at tage min stædighed op til revurdering hvis du kan pege på en kilde der identificerer den famøse O-ring

Hvad med nobelprismodtager Feynman der sad i undersøgelseskommisionen der blev nedsat efter ulykken:
http://youtu.be/8qAi_9quzUY

Og vi venter.

Hvad med nobelprismodtager Feynman der sad i undersøgelseskommisionen der blev nedsat efter ulykken: http://youtu.be/8qAi_9quzUY Og vi venter.

Men Faynman siger NETOP det modsatte - at O-ringen var for uelastisk ved den aktuelle temperatur og der derfor lækkede O2 ud af hovedtanken. SRB'en bruger absolut ikke O2 så lækken kan kun komme fra befæstelsen.

Later review of launch film showed that at T+0.678, strong puffs of dark gray smoke were emitted from the right-hand SRB near the aft strut that attaches the booster to the ET. The last smoke puff occurred at about T+2.733. The last view of smoke around the strut was at T+3.375. It was later determined that these smoke puffs were caused by the opening and closing of the aft field joint of the right-hand SRB. The booster's casing had ballooned under the stress of ignition. As a result of this ballooning, the metal parts of the casing bent away from each other, opening a gap through which hot gases—above 5,000 °F (2,760 °C)—leaked. This had occurred in previous launches, but each time the primary O-ring had shifted out of its groove and formed a seal. Although the SRB was not designed to function this way, it appeared to work well enough, and Morton-Thiokol changed the design specs to accommodate this process, known as extrusion.

While extrusion was taking place, hot gases leaked past (a process called "blow-by"), damaging the O-rings until a seal was made. Investigations by Morton-Thiokol engineers determined that the amount of damage to the O-rings was directly related to the time it took for extrusion to occur, and that cold weather, by causing the O-rings to harden, lengthened the time of extrusion. (The redesigned SRB field joint used subsequent to the Challenger accident uses an additional interlocking mortise and tang with a third O-ring, mitigating blow-by.)

On the morning of the disaster, the primary O-ring had become so hard due to the cold that it could not seal in time. The secondary O-ring was not in its seated position due to the metal bending. There was now no barrier to the gases, and both O-rings were vaporized across 70 degrees of arc. However, aluminum oxides from the burned solid propellant sealed the damaged joint, temporarily replacing the O-ring seal before actual flame rushed through the joint.

Se endvidere: http://www.tcd.ie/Economics/staff/frainj/m...

Her skematisk vist hvordan at SRB er samlet med oringe

Fra http://space.about.com/cs/challenger/a/cha...

The commission's report cited the cause of the disaster as a the failure of an “O-ring” seal in the solid-fuel rocket on the Space Shuttle Challenger's right side. The faulty design of the seal coupled with the unusually cold weather, let hot gases to leak through the joint. Booster rocket flames were able to pass through the failed seal enlarging the small hole. These flames then burned through the Space Shuttle Challenger's external fuel tank and through one of the supports that attached the booster to the side of the tank. That booster broke loose and collided with the tank, piercing the tank's side. Liquid hydrogen and liquid oxygen fuels from the tank and booster mixed and ignited, causing the Space Shuttle Challenger to tear apart.

"O-ring uelastisk" Jeps! P.g.a kulde. "SRB bruger ikke O2". Correct! "O2 ud af hovedtank" Ja. "læk fra befæstelsen" Nej! SRB har defekt O-ring og brændgasser fra SRB passerer den defekte SRB O-ring og brænder direkte hul i hovedtanken som eksploderer. Der findes flere videoer hvor man ser en flamme komme ud fra den defekte O-ring.

Men Faynman siger NETOP det modsatte - at O-ringen var for uelastisk ved den aktuelle temperatur og der derfor lækkede O2 ud af hovedtanken.

Mon ikke du skulle tage at se videoen i linken? Det er jo "amalek61" der i captionen til videoen siger at der lækkes O2. Ikke Feynman.

I øvrigt er hele SRB - boostersnakken jo helt hen i vejret. Det er vel to år siden at Peter i et af sine bedre blogs gjorde rede for at raketten netop ikke skulle være en faststof- raket. Og de tre gode argumenter var så vidt jeg husker sikkerhed, myndighedskrav og fremstillingsproblemer. Når de så går til en fuld væske - motor, så er et yderligere argument testbarhed. Jeg har ikke hørt et eneste argument for faststof der bare kommer i nærheden af at modbevise disse argumenter.

Så hvorfor faen skulle CS så gå over til at bruge faststof - boostere????
Eller for den sags skyld hybrid boostere? Hvad er fordelen? Hvad bliver lettere at lave?

Den plan Peter har skitseret ovenfor er solid. Der kan være noget man er uenig i - jeg kan f.eks se nogle problemer med at sikre at alle fire kamre er tændt før der trykkes på speederen. Men det må de jo se at finde ud af igennem forløbet, ikke?

Vi skulle jo gerne foreslå noget der gør tingene lettere, og ikke det modsatte, vel?

http://space.about.com/cs/chal...htm: The commission's report cited the cause of the disaster as a the failure of an “O-ring” seal in the solid-fuel rocket on the Space Shuttle Challenger's right side. The faulty design of the seal coupled with the unusually cold weather, let hot gases to leak through the joint. Booster rocket flames were able to pass through the failed seal enlarging the small hole. These flames then burned through the Space Shuttle Challenger's external fuel tank and through one of the supports that attached the booster to the side of the tank. That booster broke loose and collided with the tank, piercing the tank's side. Liquid hydrogen and liquid oxygen fuels from the tank and booster mixed and ignited, causing the Space Shuttle Challenger to tear apart.

Rent vås fra ende til anden. Hvem i alverden ville udsætte en "gummi" O-ring for forbrændingsgasser i en SRB, utæt eller ej. En O-ring har INTET at gøre internt i en faststofraket. Den ville ikke holde fem sekunder. Feynman er meget tættere på en plausibel forklaring.

Den plan Peter har skitseret ovenfor er solid. Der kan være noget man er uenig i - jeg kan f.eks se nogle problemer med at sikre at alle fire kamre er tændt før der trykkes på speederen. Men det må de jo se at finde ud af igennem forløbet, ikke? Vi skulle jo gerne foreslå noget der gør tingene lettere, og ikke det modsatte, vel?

Absolut, men dette er et debatforum og vi debattere. Designbeslutningerne er alene CS', men de lægger op til debat og så må det være rimeligt at komme med sine forslag. 95% af alle forslag er helt i hegnet, 4% er "jaeh, joeh" og 1% er værd at tænke nøjere over. Men det er vel også hele formålet med bloggen? Og sommetider skal man revurdere ens grundlag. Det kan godt være det for tre-fire år siden var totalt umuligt for CS at få lov til at lave faststofraketter, men i dag har de oparbejdet en troværdighed der gør det mere sandsynligt. Dermed ikke sagt let og heller ikke at CS overhovedet ønsker det. Men det er hele formålet med en debat at debattere.

12000 liter fuel giver så vidt jeg kan regne ud ca 90 sekuders burn med en acc der starter på lidt under 1 g og stiger til omkring 6-7 g efterhånden som raketten løber tør! Hvad giver det i kilometer i timen... 10 - 12.000?

så kan peter vidst godt kalde sig danmarks hurtigeste mand.

Godt nok en imponerende maskine - noget mere seriøs end heat, omend cigar kapselen var mere kreativ.

Hvad med at fjerne et par ton fuel, og så i stedent for kapslen en heat, en havt osv. Er i så ikke ved at være deroppe?

Rent vås fra ende til anden. Hvem i alverden ville udsætte en "gummi" O-ring for forbrændingsgasser i en SRB, utæt eller ej. En O-ring har INTET at gøre internt i en faststofraket. Den ville ikke holde fem sekunder. Feynman er meget tættere på en plausibel forklaring.

Jeg er ikke helt sikker på, at jeg forstår.

Challengers SRB'er havde 2 gummiringe i hver sektionssamling. Om de sad "internt" i raketten er vel et definitionsspørgsmål.
Så længe ringene holdt tæt, var der ingen risiko for, at varme gasser kom i nærheden af dem.
Men pga kulden holdt én af dem de IKKE tæt, da trykket steg i SRB'en, og sektionerne udvidede sig. Da der først var åbent for gennemsivning, var gummiringens (og dermed Challengers) skæbne beseglet.

Hvis man har set videoen af branden på PEPCON i 1988, kan man forstå, hvis danske mydigheder måske ikke ville have lyst til at give tillladelse til at CS roder med fast raketbrændstof i nærheden af hovedstaden - eller nogensomhelst andre steder i landet for den sags skyld.

Peter Lykke og Tommy J. skylder stadig en forklaring på hvor den O-ring skulle sidde i en ikke-kryogen SRB med 3,7 meter diameter og kunne blive udsat for katastrofalt lave temperaturer (2 grader C lufttemperatur helt præcist). SRB'er er ikke just kolde af natur.

Læs http://www.tcd.ie/Economics/staff/frainj/m...

se fig 3 hvor selve samlingen er vist som et snit,

Det var et erkendt problem som blev observeret inden den første flyvning .
I 1977, skriver NASA i et internt notat at der skal lave en design ændring.
men som sagt læs denne rapport , se fig 3 og erkend at denne gang var dine fakta ikke helt korrekte, meget usædvanligt faktisk.8))

I Tommy J.s første link er der en figur 3 (side 947, siderne starter ukke fra 1) der har titlen Solid Rocket moter Cross-section, Tang, Clevis and O-rings. Af den tegning fremgår det tydeligt, hvor de famøse O-ringe sad i SRB'en.

Challengers SRB'er havde 2 gummiringe i hver sektionssamling. Om de sad "internt" i raketten er vel et definitionsspørgsmål. Så længe ringene holdt tæt, var der ingen risiko for, at varme gasser kom i nærheden af dem. Men pga kulden holdt én af dem de IKKE tæt, da trykket steg i SRB'en, og sektionerne udvidede sig. Da der først var åbent for gennemsivning, var gummiringens (og dermed Challengers) skæbne beseglet.

Jeg har meget svært ved at acceptere man skulle finde på at bruge O-ringe på over tre meter i diameter under disse omstændigheder (tryk, temperatur). Selv i et banalt kemilaboratorium er man allerede ved en tiendel af denne diameter skiftet til kobberpakninger med flanger med forskudt knivsæg og krydsbespænder med momentnøgle. Ingen skal bilde mig ind rumfærgen afhang af 3+ meter elastomer ("gummi") O-ringe.

Ingen skal bilde mig ind rumfærgen afhang af 3+ meter elastomer ("gummi") O-ringe.

Jamen så behøver vi jo ikke diskutere dét emne mere ;-)

I Tommy J.s første link er der en figur 3 (side 947...

Den må jeg tilstå at jeg overså. Jeg må bide i græsset, men kors hvor er det dog en møjkonstruktion. Jeg er helt paf. Den ville aldrig slippe gennem et middelmådigt dansk ingeniørfirma. Jeg er totalt målløs lige nu.

Læs og forstå, NASA var allerede klar over problemerne næsten 4 år før den første flyvning.
Hvis du ikke tror på hvad flere reporter og tegninger viser, så må du jo tro hvad du vil.Det ligner ellers ikke dig, du plejer at læse og modargumenter eller erkende at det der stod var korrekt. Statistisk var der ca 13% mulighed for et katastrofalt udfald ved enhver Launch under de lave temperaturer.

her er lidt til at pege i retning af at det godt kunne passe...

http://eng-web.engineering.cornell.edu/Eng...

Det skyldtes at det var usædvanligt koldt i Florida den dag, hvilket ingeniørerne ikke var uvidende om. Tragedien nævnes i relation til statistik, som et eksempel at undgå.

med venlig hilsen
Lennart

Helt enig , Fatter ikke at de ikke ændrede konstruktionen men i stedet ændrede specifikationerne 8()

Rumfærgens SRB er samlet af syv segmenter. Essentielt metalcylindre. I samlingen mellem hver cylinder sidder tre o-ringe og før challenger sad der 2. Samlingen er desuden forsejlet med varmeresistent fugemasse.

http://en.wikipedia.org/wiki/File:Space_Sh...

Challenger exploderede fordi en af o-ringene mellem disse segmenter fejlede. Jeg ved ikke hvor Michael får det med oxygenlæk fra. Det har intet på sig.

http://en.wikipedia.org/wiki/STS-8

1. september 1983 viste post-flight inspektion af SRB at o-ringen visse steder var eroderet til kun 5 millimeters tykkelse, svarende til yderligere 14 sekunders brændtid.

Jeg ved ikke hvor Michael får det med oxygenlæk fra. Det har intet på sig

Den er for så vidt god nok, det var bruddet på LOX tanken der sendte Challenger i døden. Spørgsmålet har været hvordan lækken opstod. Jeg var tidligere af den faste overbevisning at et montagepunkt af SRB'en fejlede, men er jeg ved at absorbere at nogen har lavet en ubeskrivelig idiotisk konstruktion med guderne må vide hvor mange 3+ meter O-ringe. Jeg er stadig helt rystet over nogen kan levere så dårligt ingeniørarbejde. Jeg fatter det virkelig ikke.

...

Thanks Bill Selmer Jensen.
I try everyday to update this forum about CS...

Hi Bruno Balmes Sometimes when I need CS update I go to your fantastisch rocket site! http://www.forum-conquete-spat...tals Come an join a test-engine-day in Copenhagen - I can truly recommend :) Best Regards Bill - CSS

So, Peter Madsen want not use 2 SRB. No problemo. It was just an idea.
Conclusion : The problem (SRB) are the autority danish and technical complexity.

Jeg var tidligere af den faste overbevisning at et montagepunkt af SRB'en fejlede, men er jeg ved at absorbere at nogen har lavet en ubeskrivelig idiotisk konstruktion med guderne må vide hvor mange 3+ meter O-ringe. Jeg er stadig helt rystet over nogen kan levere så dårligt ingeniørarbejde. Jeg fatter det virkelig ikke.

Shuttlens SRB var de største faststofmotorer, man nogensinde havde lavet - og endnu i dag de største, der har fløjet.
Man var vel nødt til at støbe dem i sektioner og derefter føje dem sammen.
Den valgte løsning gik godt, indtil en for lav temperatur i forening med en sløvet sikkerhedsstruktur fik åbenbaret svaghedspunktet.

Shuttlens SRB var de største faststofmotorer, man nogensinde havde lavet - og endnu i dag de største, der har fløjet. Man var vel nødt til at støbe dem i sektioner og derefter føje dem sammen. Den valgte løsning gik godt, indtil en for lav temperatur i forening med en sløvet sikkerhedsstruktur fik åbenbaret svaghedspunktet.

Ingen anstændig ingeniør ville kunne forsvare en meget varm, højt tryksat motor at hænge i 14 mega O-ringe (21 efter Challenger). Alene at være afhængig af 3+ meter elastomer O-ringe er så fagligt dårligt arbejde at det er ubegribeligt.

CS kommer (efter min mening) aldrig til at bruge en SRB.

For det første er en SRB meget ulovlig at fremstill, da flere af ingredienserne er underlagt regler der kræver fyrværker certifikat.

For det andet er det unødvendigt at benytte SRB. Tænk istedet på russernes R-7, med 4 ydre klynger af raketmotorer og en central klynge. Ved at lade de yderste klynger fungere som boostere, kan man gemme den centrale klynge og benytte den som 2. trin. CS mestre efter min mening allerede det meste af den teknologi der kræves for at fremstillle en R-7 lignende raket.

For det tredje, så husk at SRB er meget farlige at fremstille. Går der ild i skidtet ved et uheld, er det næsten umuligt at slukke igen. Tænk bare på hvad en enkelt lille gnist fra lidt statisk elektricitet vil kunne gøre.

Hvis CS endelig skal bruge strapon boostere. Så bør det være en aktivt styrede HEAT derivat.

JN

Michael Eriksen:

Jeg er stadig helt rystet over nogen kan levere så dårligt ingeniørarbejde. Jeg fatter det virkelig ikke.

Hvordan ville du have konstrueret en booster af den størrelse?

Og hvad ville du bruge i stedet for de O-ringe SRB bruger i dag?

Jeg er stadig helt rystet over nogen kan levere så dårligt ingeniørarbejde. Jeg fatter det virkelig ikke.

Enhver, der overhovedet laver noget, laver fejl somme tider. Det er kun hvis man har råstyrken til at erkende disse fejl, at man kan gøre fremskridt. Så du er på rette vej...

Bare for illustrationens skyld en video med post - mortem af ulykken, oprindeligt sendt på National Geographic Channel: http://youtu.be/tf6kQzrfz90
Så vidt jeg ved er det en korrekt beskrivelse af forløbet.

Hvordan ville du have konstrueret en booster af den størrelse? Og hvad ville du bruge i stedet for de O-ringe SRB bruger i dag?

Oprindeligt ville NASA have genbrugelige væskeboostere, men pengeproblemer gjorde at man endte på faststof. Urban legend er at de blev indført på en weekend efter et sparedirektiv fra det hvide hus hvor der skulle svares om mandagen... Så det rigtige svar på spørgsmålet er at der ikke burde have været segmenterede boostere på den raket.

Rumfærgen var fuld af den slags ting, og i bagklogskabens krystalklare lys burde den være standset efter januar 1986. Indlæringen af erfaringer bliver åbenbart sværere jo størrre organisationen er.

Det ironiske er at rumfærgen blev valgt i konkurrence med "Big Dumb Booster" - konceptet som der var en 5-6 forskellige forslag til på det tidspunkt. Både shuttelen og BDB blev udviklet for at minimere de enorme udgifter fra Apollo, men det var altså shuttlen der blev valgt. Oberstløjtnant London som I henviser til, har mange af sine "minimum cost design" (MCD) ideer fælles med BDB - tanken fra dengang.

Nogen der er interesseret så kan man på Dunnspace finde en artikelserie af Arthur Schnitt der beskrev disse ideer så tidligt som 1966

Oprindeligt ville NASA have genbrugelige væskeboostere, men pengeproblemer gjorde at man endte på faststof.

"Pengeproblemer" er jo ikke nogen ligegyldig faktor for nogen som helst. Der er heller ikke nogen indikation på, at valget var dårligt. Væskeboostere forulykker også. I mange tilfælde benytter man kombinationer.

Men bortset fra det, besvarer bagrunden for SRBs ikke mit spørgsmål til Michael om, hvordan han ville have konstrueret dem.

Nu fordrejer du mine ord. Der er pokker til forskel på selve SRB og en "SRB-komponent". SRB'en hverken eksploderede, gennembrændte eller fejlede på anden måde.

Jeg fordrejer ingenting Michael. Feltsamlingen er en nødvendig og integreret del af SRB'ens design. Ergo var det SRB'en der svigtede da samlingen brændte igennem. Hvis du stadig ikke er overbevist vil jeg foreslå dig at læse lidt i kommisionsrapporten over Challenger-forliset:
http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/missio...

Men bortset fra det, besvarer bagrunden for SRBs ikke mit spørgsmål til Michael om, hvordan han ville have konstrueret dem.

Der vil jeg gerne hjælpe: Der var ingen anden måde når man ser på de givne omstændigheder. Med fabrikken i Utah - dejligt langt væk fra Florida - skulle boosteren transporteres i segmenter pr. jernbane. Du kender selvfølgelig denne historie:
http://www.astrodigital.org/space/stshorse...

Man kunne jo selvfølgelig have gjort som franskmændene, men der skulle jo bruges en hel del trykkraft. Eller en ny fabrik i Florida hvilket nok ikke var politisk muligt.

Jeg mener forøvrigt ikke at O- ringene var bestemt for nogen belastning overhovedet. Tætningen mellem segmenterne skulle sikres med "putty" i labyrinten som det vises i Tommy's link. Men selv højteknologi har jo tolerancer og her er O- ringe jo gode. Først senere fandt man ud af at der var "termiske incidents" og der blev opfundet et mål for gennembrændingen af O- ringene. Summa summarum: Det blev pludselig acceptabelt at O-ringene skulle pludselig optage en termisk last...

Og forøvrigt: Løsningen på Challenger- problemet var at tilføje en ekstra O-ring samt IKKE at launche i frostvejr. Hvad siger det om en organisation der går med til sådan noget?

En anden urban legend var at astronauterne kaldte den "The glass rocket"...

Principielt er der intet udover logistikken der forhindrer selv meget store monolitiske faststofmotorer uden feltsamlinger (se eksempelvis Aerojets gamle AJ-260 http://www.astronautix.com/engines/aj2602.htm eller Vega's P80), men man må give Michael ret i at det segmenterede design på Thiokol's SRB'er unægteligt har sine skavanker. Det er bare ikke specielt hyggeligt at kigge på 14m^2 eksponerede flader af PBAN mens man stacker :-S.
Det skal dog så understreges at når først stacking er afsluttet og nozzlecoveret påsat til transport mod rampen, så er der som sådan ikke sikkerhedsbekymringer ud over lynnedslag. I den kontekst er SRB-baserede manratede designs såmænd lige så sikre som væskeraketter, blot væsentligt nemmere at håndtere. Enhver der nogensinde har siddet med en Atlas V prelaunch chekliste og sammenlignet den med den tilsvarende for en Minotaur IV vil forstå den pointe :-)

Personligt er jeg dog meste spændt på at høre hvilke tanker CS gør sig om guidancesystemet til en 4-motors væskeraket. Det er afgjort ikke så simpelt som det lyder. En ting er at man først skal konstruere 4 ens motorer hvis performance ligger inden for et par % af hinanden, men det er også nødvendigt at inkludere den termiske kobling motorerne imellem i designbetragtningerne, for slet ikke at tale om inteferens og blowback-issues. Motorerne vil jo ligge indenfor hinandens Prandtl-Meyer grænse, hvilket kan give en del praktiske problemer i forhold til gimbal og sensorsetuppet.

-MB

Conclusion : The problem (SRB) are the autority danish and technical complexity.

And safety!

Løsningen på Challenger- problemet var at tilføje en ekstra O-ring samt IKKE at launche i frostvejr. Hvad siger det om en organisation der går med til sådan noget?

Det var ikke bare at tilføje en ekstra O-ring og undgå frost.

Samlingen blev helt redesignet. Ikke alene så der kunne indføres en O-ring mere, men også så formændringerne under drift-tryk opfører sig hensigtmæssigt overfor O-ringene. Dertil applicering af varme på samlingerne og forebyggelse af at vand kan løbe ned i dem. (Der var is i Challengers)

Man indførte også en ekstra trykprøvningsport, så man ikke, som tidligere, displacerede O-ringene under trykprøvning.

Siden har Shuttle-systemet fløjet cirka (130-25) x 6 = 630 af disse samlinger uden problemer.

Astronautkorpset accepterede i øvrigt de valgte tiltag.

Jeg ville selv have nævnt Aerojet´s giga motor. Dit indlæg for mig rigtigt meget til at spørge hvem du så er...

De fire motorer deler ventil og forsyningsystem. Det vil sige at det ikke er fire uafhængige maskiner der skal yde det samme, men i virkeligheden bare en stor motor med fire brændkamre. Hvis af en eller anden grund forysningssystemet ikke leverer hvad det skal, som i søndags - vil det påvike alle fire brændkamre lige meget. Andre forskelle, som f.eks. tolerancer i motorernes kølesystem og injektor er jo netop det vi har styresystemet til at udkompensere. Hvis en af dem yder nogle procent for lidt, vil de alle gimble således at deres fælles kraftvektor stadig er meget tæt på rakettens tyndepunkt og trykcenter.

Men intet er nemt...

Peter Madsen

MB:

Principielt er der intet udover logistikken der forhindrer selv meget store monolitiske faststofmotorer uden feltsamlinger

Jo. I tilfældet STS var der dét specielle, at man havde brug for 2 stk boostere, som skulle virke samtidigt og derfor have eksakt samme ydelse som funktion af tiden. Man støbte derfor højre-venstre-segmenterne parvis.

Det ville ikke være gangbart at støbe begge boostere i fuld størrelse på én gang. Kontrollen af støbningens kvalitet er også lettere på segmenter.

Vil det være praktisk med en test af Den store Booster med 4 af de mindre væske motorer i har afprøvet en del af :)

Nu har jeg surfet rundt på nettet for at forsøge at finde en simpel måde at monterer en gimble mellem motor og stel.Der er 2 måder: top mount og neck mount.
Det simple:
Ved en topmount monteres et kardanled mellem stellet og injektor pladen( Den skal forstærkes)/toppen af brændkammeret.Actuatorene monteres på siden af brændkammer/forstærkning og bunden af stellet/tanken(skal forstærkes)Alle kræfterne overføres via kardanled og actuator befæstninger.
Det komplicerede:
Der bygges et rørstel som motoren ophænges i med 2 udvendige drejepunkter. Dette rørstel ophænges i en "gaffel" der er fastgjort til bunden af stellet/tanken.Disse 4 gafler skal indbyrdes forstærkes så de fastholder deres respektive vinkeler i forhold til de andre motorer under drift.Actuatorene monteres på siden af rørstellet og bunden af stellet/tanken(skal forstærkes)Alle kræfterne overføres via de 2 udvendige drejepunkter på rørstellet.

Trust Vanes:
http://www.nasa.gov/centers/dryden/pdf/882...
Smart system fra den F18.Hele analysen er lidt langhåret og kræve tykke briller 8))

Måske man kunne

a) lade motoren køre i tomgang i længere tid for at varme op
b) ofre hardware på at trække mere varme ud af motoren til tryksætningsgassen.

Niels Jørgen Kruse:

a) lade motoren køre i tomgang i længere tid for at varme op b) ofre hardware på at trække mere varme ud af motoren til tryksætningsgassen.

Man kan indkalkulere, at man starter med kold gas og have det mere N2 med.

-MB:

Enhver der nogensinde har siddet med en Atlas V prelaunch chekliste og sammenlignet den med den tilsvarende for en Minotaur IV vil forstå den pointe :-)

Det her får præmien for den mest indforståede kommentar på ing nogensinde...

Men velkommen - folk heromkring vil altid gerne lære noget.

Det var ikke bare at tilføje en ekstra O-ring og undgå frost. Samlingen blev helt redesignet. Ikke alene så der kunne indføres en O-ring mere, men også så formændringerne under drift-tryk opfører sig hensigtmæssigt overfor O-ringene. Dertil applicering af varme på samlingerne og forebyggelse af at vand kan løbe ned i dem. (Der var is i Challengers) Man indførte også en ekstra trykprøvningsport, så man ikke, som tidligere, displacerede O-ringene under trykprøvning. Siden har Shuttle-systemet fløjet cirka (130-25) x 6 = 630 af disse samlinger uden problemer. Astronautkorpset accepterede i øvrigt de valgte tiltag.

To ting, Niels:
1. Jeg er ikke i tvivl om at det der blev gjort var effektivt, men det er og bliver symptombehandling på en generelt set usikker konstruktion. Hvis man havde opført en fabrik til usegmenterede SRB ' ere i Florida ville det have været noget andet. Men det var jo lidt hele projektets ånd: "Hvordan får vi det til at virke?"
2. Hvis du inddrager astronauter i dine overvejelser, og generelt set er åben om eventuelle risici, så kan du få dem til at flyve hvad som helst. Det er der utallige eksempler på, lige fra piloter på hangarskibe, testpiloter på Edwards, Kittingers store skridt og ALLE rumturene. At astronauterne godtog ændringerne er ikke så mærkeligt.

Fra COTS- demonstrationen:

To billeder, hver for sig er ligegyldige, men sat sammen fortæller en hel del:

http://boingboing.net/2012/05/26/spacex-mi...

Michaels bekymringer omkring anvendelse af elastomerer er fuldt ud korrekte. Det er derfor chokerende at de faktisk blev brugt. SRB må være blevet designet af nogen, der ikke forstod eller havde gennemtænkt de dynamiske belastninger og o-ringenes egenskaber.

Kilde med Feynmanns appendix til Rogers kommisionens rapport: http://www.ralentz.com/old/space/feynman-r...

"Forbandede amatører" har jeg lyst til at sige. Men det skal nok være "Forbandede professionelle, der kun gør det for penge".

Peter Lykke:

2. Hvis du inddrager astronauter i dine overvejelser, og generelt set er åben om eventuelle risici, så kan du få dem til at flyve hvad som helst.

Sådan var det i pionérdagene, men ikke mere. Astronauterne er meget sikkerhedsmindede. De erkender naturligvis branchens grundlæggene faremomenter, men (eller måske netop derfor) de går ikke på kompromis med faremomenter, der kan afhjælpes.

Igen: Man kan ikke støbe fuldskala SRBs parvis på en fuldt kontrolleret måde.

Michaels bekymringer omkring anvendelse af elastomerer er fuldt ud korrekte. Det er derfor chokerende at de faktisk blev brugt.

Det kan jeg altså ikke være enig i. Challenger viser naturligvis at løsningen ikke var implmenteret korrekt, men grundlæggende er der intet galt i at benytte O-ringe som pakninger i raketmotorer, det skal bare gøres rigtigt.

Challenger viser naturligvis at løsningen ikke var implmenteret korrekt, men grundlæggende er der intet galt i at benytte O-ringe som pakninger i raketmotorer, det skal bare gøres rigtigt.

I field joint'ene var o-ringene netop brugt på en måde der umiddelbart ser ok ud. Men det var en fuldstændig forkert måde. Når boosteren startede, gjorde trykket at mellemrummet i field-joint'et blev større. O-ringene skulle så blive tykkere for at udfylde mellemrummet. Og o-ringene skulle blive tykkere på milli-sekunder!
Feynmann forespurgte producenten af o-ringene om deres dynamiske egenskaber, og fik svaret: Sådan kan de ikke bruges.

Der er mere af historien i bogen "What Do You Care What Other People Think?", hvor der også er tegninger af joint'et.

Det afgørende er altså ikke at en konstruktør kan komme til at designe noget bras - det er måske ikke lige at forestille at den solide stålring der omgiver SRB'en kan blafre på den måde den gør unde launch.

Det afgørende er at det var kendt - som Lennart skriver ovenfor - at O- ringene blev belastet forkert. Og ændringer på samlingen blev ikke lavet før Challenger, på trods af en række "near misses".

Måske er der noget Titanic - tænkning involveret, jeg ved det ikke.

Måske er der noget Titanic - tænkning involveret, jeg ved det ikke.

Andre end mig der kommer til at tænke på "Starship Titanic" ? :-)

Sådan var det i pionérdagene, men ikke mere. Astronauterne er meget sikkerhedsmindede. De erkender naturligvis branchens grundlæggene faremomenter, men (eller måske netop derfor) de går ikke på kompromis med faremomenter, der kan afhjælpes.

Igen vil jeg sammenligne med Formel 1. Kørerne her får penge og prestige for at udføre et stykke "arbejde" der objektivt set er farligt. Kørerforeningen er meget aktiv for at fremme sikkerhed - f.eks var der en kørerboykot ved USA's GP for nogle år siden.

Men jeg tror ikke det ville være et problem at fylde sæderne i bilerne selv hvis der ikke blev udbetalt løn. Som Stirling Moss siger: Fare er en del af tiltrækningen.

Misforstå mig ikke: Jeg synes at sikkerhed er en god ting. Ligesom jeg mener at man bør kunne slukke for en raket på en anden måde end at flække den på langs med sprængsnor - som man skal med en SRB

Niels Foldager:

Man kan indkalkulere, at man starter med kold gas og have det mere N2 med.

Ja, det er den enkle løsning og N2 i LOX'en er vel ikke værre end vand i vodkaen. Problemet er hvis det ikke er reproducerbart og N2 indhold ved injektor ikke stiger jævnt.

En tanke falder mig ind: ren sprit bliver væsentlig mindre vandsugende ved tilsætning af en beskeden mængde vand. Forholder det sig også sådan med LOX og LN2?

Jeg tvivler. LN2 og LOX vil omdanne alt vand det kommer i kontakt med til is.

JN

Jeg tvivler. LN2 og LOX vil omdanne alt vand det kommer i kontakt med til is. JN

Jeg tror du misforstår det Niels Jørgen Kruse skriver:
Jeg forstår det han skriver som tilføjelse af ekstra nitrogen til LOX tanken.
Her er det ekstra nitrogen i form af er LN2, sådan at der ikke kondenseres/opløses så meget nitrogengas i LOXen
- hvis det altså virker på samme måde som ethanols mindre vandsugende egenskab, når der først er tilføjet lidt vand.

Egentligt er det nok bare nemmere at overdimensionere med tykkere rør, og have en meget større trykregulator, der kan give det nødvendige flow, sådan at man hurtigt kommer fra pre-stage til main-stage delen, hvor mortoren ikke brummer (ikke har oscillationer).

Det giver straks mere mening.

JN

Lars Tørnes Hansen:

...sådan at man hurtigt kommer fra pre-stage til main-stage delen, hvor mortoren ikke brummer (ikke har oscillationer).

Lige for at præcisere: Det er ikke varigheden af pre-stage (og dens brum), vi ønsker kortere. Der skal jo være tid til at evaluere den før næste skridt. Dimensionerne skal øges for at få hurtigere og mere tryk i main-stage.

Hvor meget tryk er der når motorne stadig kører i prestage, kan 4xTM65 bare sidde på rampen og brumme uden at flyve nogen steder?
Er der nogen problemer med at blive hængende i prestage i længere tid, indtil man er tilfreds med at alle motorne er tændt?

Hvor meget tryk er der når motorne stadig kører i prestage, kan 4xTM65 bare sidde på rampen og brumme uden at flyve nogen steder?

Det har været nævnt at implementere en hold down anordning a la Soyuz og Falcon.

Mange hilsner
Martin Højriis

Vi ved nu hvordan at TM65 injektor opfører sig op til 50 % last. Fra 50 % og opefter stiger stabiliteten pga. højere trykfald - så bekymringerne ligger altid i lav dellast.

Det vi vil gøre er, ganske som med TM65 at starte tændsats, og så åbne hovedventiler. For ikke at være i det dårlige instabile område ved lav kraft vil vi meget hurtigt efter åbne for trykgas og rampe op til 100 %. Hele vejen holder vi fast på raketten, så vi kan lukke ned hvis noget ser grimt ud.

Hvis alt kører slipper vi efter nogle sekunder ved 100 %

Soyuz har ikke helt sådan et system. Den holdes ikke aktivt nede men står på fire svingarme. Når den letter, frigøres de helt passivt. Det svarer til V2.

I sådan et system har man den egenskab at hvis der sker noget under ramp up, eller den ikke når fuld kraft - får man brug for en ny raket - evt. en ny astronaut.

Da vi gerne vi bruge samme hold down og rampe / flamme deflektor til både flyvning og test er en flyvning bare en statisk test vi slipper når vi kan se den går godt.

Meget konservativt, meget forsigtigt.

Peter Madsen

...- men I har brug for en flammegrav der kan tage varmen fra fire TM65 for fuld tryk nogle sekunder.

Og I skal også have en god - og hurtig - metode til at sikre at alle motorer er nominelle.

Ellers enig i at det er den rigtige måde.

...- men I har brug for en flammegrav der kan tage varmen fra fire TM65 for fuld tryk nogle sekunder.

Hvis rampen hänger ud over kanten af en stor pram, så er flammegraven vel havet selv. Og det holder nok lige til varmen et par sekunder, mon ikke? ;)

Åh, jo. Men ud over kanten?

Selve start rampen er en unit der hænger ud over hækken på prammen ( og tilsvarende ud over enden af B&W dokken. )

Som jeg forstår det på ovenstående betyder det at rampen (og dermed raketten) hænger ud over kanten, så at sige.
Det nævnes dog at der skal bruges en større flammedeflektor. Og jaeh, det ville da rigtigt nok være lidt trist at stikke ild til en lejet pram :)

Tommy Schouw Rasmussen:

Hvor meget tryk er der når motorne stadig kører i prestage, kan 4xTM65 bare sidde på rampen og brumme uden at flyve nogen steder? Er der nogen problemer med at blive hængende i prestage i længere tid, indtil man er tilfreds med at alle motorne er tændt?

Der er ikke nær tryk nok til at lette, og i principet kan man vente i pre-stage; men man bruger selvfølgelig drivmiddel. Det tager også kun et par sekunder at afgøre, om der er tænding. Dertil hold-down indtil main-stage er evalueret. Det sker ud fra trykkriterier.

Vil man ikke kunne spare noget N2 hvis man inden start på prestage lod LOX'en tryksætte sig selv til de 20 bar? Som det er nu lader man LOX koge ved 1 bar og så tryksætter man pludseligt til 20 bar. Derved vil man vel faktisk kondencere noget af det N2 man hælder på og dermed skulle bruge uforholdsvis meget.
Er det gjort fordi man ønsker LOX'en så kold som muligt inden den sendes gennem rør og ventiler eller?
Hvis man tryksætter inden prestage vil det selvfølgeligt kræve en ekstra lille LOX ventil med "lille" lysning til at sørge for den mængde man ønsker under prestage.
Det vil vel ud over formodentligt lavere N2 forbrug faktisk også give den fordel at man vil have noget bedre styr på mængden der kommer til kammeret i prestage.

Via VonB's Wired blog fandt jeg en referance til den her flotte "Artists Imperssion", som virkeligt saetter stoerelsen i perspektiv:

http://www.forum-conquete-spatiale.fr/t110...

Bloggen er desvaerre paa fransk, men via Google translate saa lyder som om fyren bare kedede sig lidt i weekenden!

mvh Bjorn

Herlig fortolkning! Jeg ville lave et konisk interstage - og putte 200 cm kapslen ovenpå i stedet for 160 cm kapslen og dermed spare udviklingstid! Plus at 200 cm kapslen så vidt jeg måle, faktisk godt kunne rumme sæder til 2 passagerer! Hvornår kommer 1000 kr. aktierne i CS Galactic?

Benny Simonsen:

Vil man ikke kunne spare noget N2 hvis man inden start på prestage lod LOX'en tryksætte sig selv til de 20 bar?

Jo. Men én omkostning vil være, at vi så (igen) får en periode, hvor vi skal vente på denne trykopbygning. Og derefter en tidsfaktor (stressfaktor) for at trykket ikke skal blive for højt inden launch. (HEAT-1X havde dog en kølespiral i LOX-tanken mhp. dette.)

Hvis man tryksætter inden prestage vil det selvfølgeligt kræve en ekstra lille LOX ventil med "lille" lysning til at sørge for den mængde man ønsker under prestage.

Det er mere VVS og endnu en ventil, som skal fjernstyres.
Men vigtigst: Så får vi ikke testet LOX-hovedventilen under prestage.

Det vil vel ud over formodentligt lavere N2 forbrug faktisk også give den fordel at man vil have noget bedre styr på mængden der kommer til kammeret i prestage.

Det er ikke så vigtigt, blot der kommer en nogenlunde blanding.

Til gengæld får vi mindre styr på mainstage: Ethanol og LOX gå ind i mainstage med forskellige tryk, da LOX er oppe i tryk, mens ethanol først får det ved mainstage start.

LOX damptrykket ved den givne temperatur ligger heller ikke sikkert ved det ønskede tanktryk, som ethanolen (og senere LOX) får.

Så: Nej.