rumfart på den anden måde cs banner bloghoved

At designe en rumraket - Trin 1/3

Nå, kære læsere,

I lyset af HEAT 2X's triste bortgang har jeg valgt at droppe mit sidste indlæg 'Isterninger i Helvede' i kølesystemføljetonen om TM65LE motoren. Det virker ikke formålstjenligt at bruge tid, kræfter og spalteplads på at beskrive et design, som ikke længere eksisterer og ikke vil genopstå; specielt under de givne omstændigheder, hvor kølesystemet aldrig kom i spil. Dog tør jeg godt love, at vi vender tilbage til de køletekniske udfordringer i fremtiden, nu hvor vi er begyndt at designe en ny generation af motorer.

Men hvad så nu? Hvor står vi egentlig efter det forsinkede Sankt Hans bål? Er CS slået hjem i Ludo?

Ingenlunde!

Som mange nok vil have bemærket, har vi i CS sideløbende med aktiviteterne omkring den statiske test af HEAT 2X brugt en del energi på en række strategiske overvejelser og initiativer; heriblandt implementeringen af en mere systematisk tilgang til hele design- og udviklingsprocessen. Formålet har været ganske enkelt: Det handlede om at få CS tilbage på det rette, realistiske og realiserbare spor både teknisk, finansielt og organisatorisk. Allerede nu tør jeg godt konkludere, at operationen er lykkedes, og patienten lever i bedste velgående. Der skal i denne sammenhæng lyde en stor cadeau til CS' utrættelige bestyrelse, som har leveret en noget nær overmenneskelig indsats for at skabe rammerne om foreningens fremtidige virke.

Og hvad så fremadrettet på den rakettekniske front? Hvad er egentlig planen på såvel kort som langt sigt? I realiteten er dette jo kvintessensen af CS: Hvordan tænker vi at løse opgaven i praksis? Dette spørgsmål rummer så ekstremt mange facetter og tekniske overvejelser, at jeg vil tillade mig at bruge de næste par blogindlæg fra min hånd til at komme rundt om emnet i detaljen. Jeg håber, I vil bære over med mig...

Iterativt systemdesign

Den iterative designproces for CS' nye system til bemandet suborbital rumfart blev startet i sommers med bare to spørgsmål. To spørgsmål som i større grad end alle andre kommer til at bestemme foreningens kurs fremover. Disse spørgsmål er:

1) Hvad er den minimale kapselstørrelse, hvormed missionen kan gennemføres sikkert?

2) Hvor stor en raket kræver det at løfte denne kapsel over Karman-linjen på en måde, som gør det muligt at bringe passageren levende ned igen?

Der er ikke plads til undskyldninger her. Hele basis for systemtankegangen er, at vi først stiller og forsøger at besvare de to spørgsmål på papir, før vi skærer i metal. Vi kan ganske enkelt ikke unddrage os, fordi det igen ville betyde, at vi designer i blinde uden at kunne være 100 % sikre på, at en given konfiguration af raket/kapsel-systemet er tilstrækkelig. Den slags har det med at lede til overdimensionerede, realitetsudfordrede designs. Og som de fleste, der har interesse for rumfart, nok har en fornemmelse af, betyder vægt alt i den her branche. Mindre kapsel = mindre raket = mindre motor = mindre problemer = større chance for succes.

På den anden side lurer faren for at underdimensionere. Intet ville jo være mere ærgerligt end at stå med det færdige system og konstatere, at vi kun kan nå 95 km, selv når vi presser designet til det yderste. Det handler altså om at få besvaret de to spørgsmål korrekt, og margin for fejl er allerede nu mindre, end man måske lige kunne foranlediges til at tro. Det er ikke sådan, at vi om 2 år uden videre vil kunne barbere 50 kg af kapslen eller hælde yderligere 500 kg brændstof på tanken, uden at det får alvorlige konsekvenser for andre dele af systemet.

Samtidigt er det nødvendigt at være helt klar i spyttet omkring det bemandede aspekt. Bemandet rumfart kræver to ting rent raketteknisk: Pålidelighed og reproducerbarhed. Vi skal altid være parate til at ofre performance for at opnå de to ting, og dimensioneringen af systemet skal derfor have margin på dette indledende stade.

Illustration: CS

Venstre: Tidlig design sketch af Tycho Brahe kapslen [Tegning: Kristian Von Bengtson] Højre: Flightimplementation af Tycho Brahe designet. [Foto: Thomas Pedersen]

For at besvare det første af de to spørgsmål i den iterative proces har vi taget det naturlige udgangspunkt i personen, som det hele handler om, nemlig astronauten. Som Niels Foldager og Thomas Pedersen på så fornem vis har gjort rede for i tidligere blogindlæg, dikterer de humane faktorer rigtig mange aspekter af kapseldesignet. Flyvningen behøver ikke være en behagelig fornøjelsestur, men den skal naturligvis kunne overleves. 'Better is the enemy of good enough' bør være en rygmarvsreaktion her. Den første iteration af systemet viser, at vi vil kunne klare kapselopgaven indenfor fysiske rammer på 2,5 m cylindrisk længde og 300 kg vægt. Dette indbefatter astronauten samt de supportsystemer, han har behov for i alle missionens faser. I princippet opfyldte Tycho Brahe kapseldesignet til HEAT 1X næsten disse krav. Dog dikterer de fysiologiske faktorer også, at den nye kapselstruktur tillader astronauten at befinde sig i siddende position med mulighed for at trække benene op under sig ("cannon ball"-stilling). Samtidigt er vi nødt til at tilgodese behovet for termisk og akustisk isolering på kapslens inderside, samt nogle minimumskrav til dynamisk/statisk stabilitet under reentry. Disse aspekter medfører altså et krav om en vis minimumsdiameter af kapslen, hvilket forhindrer os i at operere i Ø637 diameteren fra Tycho Brahe.

Reelt set har det betydet, at vi har haft kig på specielt to større diametre, nemlig Ø796 samt Ø955. Disse er så blevet holdt op mod det oprindelige Ø637 design. Hvad det gav os, kigger vi på lidt senere. Ø796 og Ø955 målene er i øvrigt ikke grebet ud af den blå luft, men svarer til cylindere, der kan formes ud af hhv. 2,5-m og 3-m plader, ligesom HEAT 1X/2X formedes af 2-m plade. Dermed ikke sagt at vi ikke kan gøre brug af andre diametre, men målene giver nogle meget belejlige, diskrete størrelser at regne på i den videre dimensionering.

Men hvor stiller kapslens dimensioner os så i forhold til spørgsmål nummer 2 i den iterative proces? Hvor stor skal raketten og dermed raketmotoren egentlig være? Og hvordan besvarer man dette spørgsmål i praksis? Ja, i vores moderne tidsalder vil den første naturlige inklination nok være at spørge Google, men lige i denne sammenhæng er det faktisk ikke en specielt god idé. Vi render nemlig hurtigt ind i en nøglepointe fra et af mine tidligere blogindlæg: Der er ikke nogen, der har løst præcis denne opgave før!

Jovist, data fra forskellige sounding rockets, Spaceship One, Mercury-programmet og deslige kan graves frem, og det er muligt at finde estimater på, hvor stor deltaV der kræves. Problemet er bare at den information på ingen måde er repræsentativ for vores opgave. Ved at bruge sådanne data i dimensioneringen af vores raket risikerer vi faktisk at inkorporere nogle antagelser, som er uforlignelige med vores konkrete missionsprofil, og endda vores astronauts sikkerhed og velbefindende. Dårlig idé....

Der er derfor kun én metode, der rigtigt dur. Vi må hanke op i vores indre polytekniker, byde alle de mange variable parametre i et kapsel/raketsystem op til dans, stille os på skuldrene af giganter som Newton, Bernoulli, Pascal, Boyle, Karman, Thomson, Prandtl med flere og så ellers regne os frem til svarene...

Indledende fægtninger

Så hvordan gribes sådan en dimensioneringsopgave egentlig an fra bunden, hvis man skal gøre det rigtigt? Det er faktisk et meget interessant spørgsmål, som jeg synes det kunne være sjovt at gå igennem her. So here goes:

Som udgangspunkt handler det i høj grad om at få modellerne for de eksterne påvirkninger på plads, og vi skal bruge et par stykker for at kunne lave beregningerne nøjagtigt.

Tyngdefeltsmodel

Det første, vi skal have fat i, er en model for Jordens tyngdefelt. Det forholder sig sådan, at Jorden jo hverken er helt rund eller specielt homogen, hvorimod tyngdefeltet er konservativt, hvilket betyder at tyngdeaccelerationen varierer med højde og længde/breddegrad. Tyngdekraftens påvirkning vil derfor ændre sig i takt med, at raketten forsøger at klatre ud af Jordens tyngdekraftsbrønd. Effekten er ikke enorm, men kan ikke negligeres, hvis vi skal opnå tilstrækkelig fidelitet i beregningen. Vi benytter WGS84-modellens harmoniske ekspansion af tyngdefeltspotentialet over midten af vores skydeområde (ESD139), hvilket giver følgende variation i acceleration versus højde:

Venstre: Jordens tyngdefeltsmodel som målt af GRACE og CHAMP-satellitterne [Figur: GFZ-Potsdam] Højre: Lokal tyngdefeltsvariation som funktion af flyvehøjde over midten af ESD139 skydeområdet.

Atmosfæremodel

Vi skal også bruge en atmosfæremodel, og denne skal være ret detaljeret for at de aerodynamiske kræfter på raketten kan beregnes nøjagtigt. Sædvanligvis vil udgangspunktet for en beregning som denne kunne baseres på en udvidet version af 1976 US Standard Atmosphere modellen med følgende parameterisation:

Parametervariation versus flyvehøjde for atmosfæremodellen knyttet til beregningerne.

Aerodynamisk model

Ok, atmosfæremodellen er naturligvis ikke meget bevendt, såfremt vi ikke også har en aerodynamisk model af raketten at holde den op imod. Da vi på dette punkt i beregningsforløbet stadig har rakettens diameter som variabel, er vi altså nødt til at vælge en matematisk beskrivelse af rakettens aerodynamiske egenskaber, der er uafhængig af dens diameter. Det gør vi i praksis ved at arbejde med dragkoefficienten Cd. Mange husker måske følgende relation for et objekts luftmodstand Fd i forhold til dets hastighed v fra fysikundervisningen:

[latex]F_d=\frac{1}{2}\rho \cdot A \cdot C_d \cdot v^2 \; [N][/latex]

hvor ρ angiver luftens densitet, Cd objektets dragkoefficient og A objektets referenceareal. Det er en rigtig fin og rimeligt nøjagtig relation for et flow-regime, der involverer relativt lave hastigheder (< Mach 0,5) i lav højde (< 10 km). Problemet er bare, at vores raket forhåbentlig ikke påtænker at opholde sig i det regime særligt længe. Vi skulle jo gerne både højt og hurtigt ud over stepperne. Når vi kommer ud af det regime begynder relationen at falde fra hinanden, hvis vi ikke gør noget. Luften bliver tyndere, der bliver længere mellem molekylerne, og vi begynder i stadigt stigende grad at se stærkt ulineære fænomener såsom kompressibilitet, shockfronter, temperaturstigninger og andre grimme ting, som vores simple relation er rigtig dårlig til at beskrive effekterne af.

Det er et problem, vi ganske enkelt er nødt til at adressere. Et dårligt, ukvalificeret gæt på det her punkt kan uden videre betyde, at vi skyder en faktor 2 eller mere ved siden af på, hvor stort dynamisk tryk vi vil møde. I sidste ende kan det altså blive den altdominerende fejlkilde i vores dimensionering af systemet og resultere i et design, der nemt kan ramme 10-20 km under 100-km målet, eller i værste fald bryde op og slå astronauten ihjel, fordi vi har undervurderet den termomekaniske kraftpåvirkning.

Så hvad gør vi her? Hvordan kan vi med udgangspunkt i vores simple relation regne på og sammenligne forskellige størrelse raketter og samtidigt inkludere alle disse stærkt ulineære fænomener? Svaret ligger i den undseelige Cd-parameter. Det elegante trick er nemlig, at Cd i princippet er afkoblet fra A for mindre variationer i arealet.

Dragkoefficienten Cd dikteres stort set udelukkende af rakettens form og flow-regimet i hvilket raketten bevæger sig. Vi kan derfor indføre alle ulineære aspekter udover variationen i ρ (luftens densitet) igennem Cd. Det kræver dog, at vi specificerer rakettens primære geometri og så ellers hiver den store regnestok op af lommen. Så ja, uden adgang til en supersonisk vindtunnel er numerisk CFD (Computational Fluid Dynamics) uden sammenligning den nemmeste måde at komme i mål på indenfor det her område. For at skåne jeres allerede tunge øjne, kære læsere, så vil jeg dog i denne omgang undlade en ~5000 linjer lang beskrivelse af, hvordan de 3-ugers CFD-arbejde udføres og i stedet blot præsentere resultatet.

Venstre: CFD beregning af dragkoefficient Cd versus Mach-tal for CS' rumraketgeometri. Højre: Overflade og lokale flow Mach-variationer ved Mach 3.5. Bemærk hvordan Von Karman geometriens store effektivitet ved disse hastigheder bevirker relativt små hastighedstab i lokal-flowet, svarende til mindre aerodynamiske tab og reduceret friktionsopvarmning af raketten.

Som det fremgår af ovenstående figur er Cd for rakettens geometri stærkt variabel henover det interval af Mach-tal, hvor vi forventer at flyve den. Peakværdien er dog under 0,5, hvilket er rigtigt pænt, og den opmærksomme læser vil måske allerede have bemærket, at det skyldes et interessant geometrisk aspekt ifht. CS' tidligere, større raketdesigns. Dette design har rent faktisk en temmelig spids næsekegle!

Hvis jeg skal knytte en kommentar til det, så var idéen med plexiglasdomen på HEAT 1X charmerende, sjov og givetvis tiltalende på et æstetisk plan, men en uhyre hæmsko fra en teknisk/aerodynamisk synsvinkel. Nu er jeg så (u)heldig at være en af de ingeniører, som ikke er begavet med kunstnerisk sans, så denne feature forsvinder med et pennestrøg i forhold til en teknisk optimal løsning for vores flight-profil. Og så må vores kære astronaut altså nøjes med et vindue – sorry.

Sig derfor goddag til en såkaldt LD Haack-næsekegle, bedre kendt som en von Karman-geometri; opkaldt efter dens fader Theodore von Karman. Von Karman-næsen har nær-optimale egenskaber i det transsoniske/dyb-supersoniske område, og omend den er halvsvær rent formgivningsmæssigt (kræver en del glasfiberarbejde i stor skala), så er det nok den pt. lavest hængende frugt rent designmæssigt. Sammenlignet med plexiglasdomen er der nemlig et nær to-cifret antal højdekilometer at hente for vores tiltænkte flight-profil.

Eksempel på von Karman-næsekegle-geometri i Ø955.

Derudover og i betragtning af hvor kritiske rakettens aerodynamiske egenskaber er, når man ønsker at opnå et raketdesign, som er pålideligt og robust at håndtere rent guidancemæssigt og samtidig tolerant overfor forstyrrelser (vindstød, vibrationer, asymmetriske shockfronter osv.), så er næsekeglen langt den sikreste vej at gå. Prisen, vi skal betale for denne løsning (med raketter får man jo som bekendt intet gratis), er, at vi i CS skal lære at konstruere store emner i glasfiber. Det skal nok blive interessant. Måske er der nogle kloge, erfarne hoveder blandt læserskaren her på bloggen, der kan byde ind med gode forslag og viden på det område.

Brændstof- og forbrændingsmodel

Det næste vitale input til beregningerne er brændstof/forbrændingsmodellen. Som tidligere nævnt har vi taget såvel motorteknologien, dens power cycle (hvordan brændstoffet fødes ind i motoren) og brændstofvalget op til moden genovervejelse. Brændstoftypen har derfor også ageret variabel i disse beregninger. Teknologimæssigt har valget dog ikke været svært. Pga. den nødvendige størrelse udelukkes brugen af faststofmotorer til boosteren. Det sker af hensyn til såvel legaliteter som kompleksiteten ved at udvikle og håndtere et fleksibelt brændstof i den skala. Det er på ingen måde trivielt. Hybrider og tribrider kan ligeledes dømmes ude pga. de latente stabilitets-issues, der opstår i stor skala. Det levner os ikke mange andre realistiske muligheder end bipropellanter på enten gas eller flydende form. Det er såmænd også svært nok...

Mht. power cycle, så er det et emne vi i motorgruppen har vendt flittigt, og konsensus er klar: For at mindske udviklingsprocessens risikoprofil skal raketten dimensioneres således, at missionen kan gennemføres med trykfødning under en eller anden form. Dermed ikke sagt at boosteren ikke engang i fremtiden vil kunne opgraderes til en pumpet topologi, men vi kan ikke tillade os at lægge udvikling og teknologimodning af en amatørbygget turbopumpe ind som en nødvendig milepæl for at kunne komme i mål. Endsige for overhovedet at kunne teste rumraketten. Det vil være det samme som at acceptere en betragtelig udviklingsrisiko med pt. ukendt tidshorisont og ukvantificerbart omfang, hvilket jeg tror vil være nok til at give de fleste med projektledelseserfaring instantan hovedpine.

Vi er altså død-og-pine nødt til at holde øjet på bolden her og være realistiske. For en raket i den skala, vi snakker om, er en turbopumpet løsning et prima eksempel på at skyde gråspurve med kanoner, og med det bemandede aspekt in mente, vil vi bytte den løsning væk for øget pålidelighed. Vi har dog inkluderet pumpe-optionen i beregningerne for at kunne tage beslutningen på et oplyst grundlag, og vi vil senere se konkret på, hvad en pumpet løsning bringer til bordet.

Personligt er jeg ikke i tvivl om, at CS kan udvikle en turbopumpe, og jeg vil egentlig gerne bakke op om at gøre forsøget som nogle af de første i amatørregi. Men i praksis er det at kontrollere den i alle driftsfaser og opnå konsistent og forudsigelig performance hver gang en kæmpe opgave. Samtidig skal man også gøre sig det klart, at antallet af fejlscenarier i et cryogent, pumpet system er betragteligt større end et tilsvarende trykfødet system. Med tanke på hvor mange andre komplekse facetter systemet rummer, kan vi derfor ikke lade denne opgave blive den primære designdriver for vores mission, og er derfor nødt til at holde det som et – meget interessant -sideprojekt. 'Better is the enemy of good enough' - Husk det nu ...

På brændstofsiden har vi imidlertid et par optioner, som CS realistisk ville kunne binde an med indenfor vores operationelle rammer og med de krav til pålidelighed og reproducerbarhed, som missionen forudsætter. Den første er den velkendte LOX/ethanol/H2O-kombination. Sekundært LOX/petroleum og tertiært LOX/methan. Alle tre nævnte kombinationer har individuelle styrker og svagheder, som bedst illustreres ved at nærstudere deres parametervariationer ved forskellige kammertryk og blandingsforhold. Lad os kigge på dem enkeltvis:

LOX/ethanol/H2O-blandingen, som den kendes fra CS' tidligere biprop-forsøg, har på papiret mange dejlige karakteristika. Tilgængelighed, renlighed og høj køleeffektivitet er bare nogle af dem. Kigger man på kurverne, vil man dog bemærke, at for et O/F blandingsforhold på 1,3 og et kammertryk på 15 Bar nås kun 1600 m/s i karakteristisk hastighed samt et lidt vel tungt flow ud af dysen på 23 g/mol gas. Dette giver anledning til den halv-pauvre teoretiske Isp på 213 s. Når man kigger på Isp-kurven nederst, bør man samtidigt bide mærke i, at der kan tabes betydelig performance ved selv relativt små ændringer i O/F-forholdet og samtidigt øges performance kun langsomt i takt med kammertrykket. Performance står og falder derfor i høj grad med fødesystemets evne til at holde O/F-forholdet konstant under burnet. Det er en af konsekvenserne ved det store vandindhold i ethanolen. Effekten kan reduceres en smule ved at sænke H2O andelen med mindsket køleeffektivitet og højere forbrændingstemperatur til følge.

Derudover er det velkendt at LOX/ethanol/H2O kræver en MEGET veldesignet injektor for at reducere den specifikke længde af brændkammeret. Alternativt ender man med nogle meget lange og tunge motorer, hvilket er en hæmsko i termisk/kølemæssig sammenhæng.

LOX/petroleum er den kombination, som siden 1960'erne har afløst LOX/ethanol/H2O og domineret professionel rumfart i raketsammenhænge lige siden. Kombinationen har mange styrker, især for højtryksmotorer, men vinder også på, at petroleum har omtrent samme densitet som ethanol/H2O. LOX/petroleum kan nemlig operere i et O/F-blandingsforhold på 1,8 versus LOX/ethanol/H2O's O/F på 1,3 for samme forbrændingstemperatur. Det betyder, at vi skal slæbe forholdsmæssigt mere LOX med for at omsætte samme volumen af fuel. Da LOX har højere densitet end petroleum får vi altså netto en bedre udnyttelse af rakettens tankvolumen. At vi samtidigt opnår bedre Isp qua højere karakteristisk hastighed og lettere udstødningsprodukter hjælper også lidt på sagen. Det er noget der batter, også selvom vi taler om en lavtryksmotor ved 15 Bar.

Træerne vokser imidlertid ikke ind i himlen og petroleum har nogle 'issues'. Det første er, at petroleum ikke bare er petroleum. Afhængigt af hvor du måtte befinde dig på kloden, tilsættes petroleum additiver for de mest mærkelige ting, og mange af disse additiver giver problemer i raketmotorsammenhæng. Det er naturligvis muligt at skaffe forskellige typer jet-brændstof, som er kraftigt oprenset, men selv her er man nødt til at bruge en del energi på at forstå egenskaberne af det, man rent faktisk fyrer med. Et andet aspekt er petroleums begrænsede kølekapacitet, som kan afstedkomme problemer i regenerativt kølede motordesigns. Man kan opleve, at petroleum'en ved for høj varmeflux udskiller et klistret sammenkog af svovl, alkener og aromater, som gradvist obstruerer kølekanalen, hvilket til sidst kan ende destruktivt for motoren under drift. Raketteknisk er fagtermet for den reaktion 'coking', og noget man kæmper med næb og klør for at undgå.

Sidst men ikke mindst har vi LOX/methan-kombinationen, der i stadigt stigende grad ses at vinde indpas i moderne rumfart. Holder vi temperaturen fast ved et kammertryk på 15 Bar, kan man af graferne se, hvordan det teoretisk er muligt at vinde ca. 85 m/s højere karakteristisk hastighed end for LOX/petroleum samt et dejligt let exit-flow på 17,8 g/mol ved et O/F-forhold på 2,4. Det afstedkommer så en Isp, der kan klemmes op i nærheden af 240 s, hvilket er helt pænt for en lavtryksmotor som denne. En hæmsko er dog, at methan på flydende form har en irriterende lav densitet (423 kg/m^3 ved 111 K), hvilket for en stor dels vedkommende negerer de andre positive effekter.

LOX/methan har dog yderligere en spidsfindighed at byde ind med. I modsætning til de to foregående brændstofkombinationer er både oxidationsmiddel og fuel her cryogene, og omend det besværliggør de praktiske aspekter, har det én kæmpe fordel. Man kan nemlig køre motoren trykfødet med nær konstant kammertryk helt uden brug af trykgas!

Hvad sagde manden lige!?!?!

Jamen, det er faktisk rigtigt. I et dual-cryogent system behøver man ikke nødvendigvis aktiv tryksætning. I den situation gør man brug af et princip, der kaldes VaPak (Vapor Pressurization), som beror på at lade damptrykket i tankens ullage-volumen mættes ved afkogning fra væskefasen indtil der indtræder en ligevægtstilstand.

VaPak for en LOX tank. Y-aksen indikerer tanktryk med reference til starttrykket og X-aksen angiver EMF (Expended Mass Fraction) altså hvor stor en andel af tankens indhold er blevet udtømt. [Figur: Holder Consulting Group]

Når tankens hovedventil åbnes, trykkes væskefasen ud af tanken, hvilket betyder, at de mættede dampe i ullagen ekspanderer, og deres tryk falder med tab af ligevægt til følge. Resultatet er instantan kogning af væskefasen, hvilket igen tryksætter gasfasen indtil ligevægt indtræder. I kontinuert form kan man opnå en trykprofil som vist ovenfor. Det er altså muligt at få hele 96 % af massen i tanken ud med et trykfald på kun 28 % af initialtrykket! Ahhh, the joys of thermodynamics...

Princippet kendes også fra den klassiske butan-lighter og er i virkeligheden meget elegant omend udfordrende at implementere cryogent i praksis pga. tekniske/termisk hensyn. Derudover er der en udfordring på den operationelle side, hvor man mister evnen til at skyde på kommando, idet raketten først kan affyres når gasfasetrykket i tanken har nået niveau af egen kraft. Det skal dog understreges, at der intet er til hinder for at benytte LOX/methan i et klassisk trykfødet eller pumpet setup.

Det var brændstoffet. For en god ordens skyld har vi igen udført de dimensionerende beregninger med alle tre brændstofkombinationer for at blive klogere på hele vores løsningsrum, før vi lægger os fast på det endelige design. Mere om det senere.

Dysemodel

Vi skal også have fat i en model for dysen og dennes ekspansionsforhold. Den model er nødvendig for at kunne kompensere for ændringer i dysens effektivitet og ekspansionen af flowet ud igennem den, som funktion af omgivelsernes faldende tryk i takt med, at raketten bevæger sig opad. Heldigvis begrænser modelinputtet sig her til de rent termodynamiske relationer for en ekspanderende dyse, som vi har diskuteret i tidligere blogindlæg, hvilket gør det trivielt at lave denne kompensation.

Kapselmodel

Sidst men ikke mindst agerer kapselkonfigurationen også input for beregningerne, hvilket var årsagen til, at denne udgjorde det første spørgsmål i iterationsprocessen. Nu, hvor vi kender målsætninger for længde, vægt og form baseret på de fysiologiske, aerodynamiske og stabilitetsmæssige faktorer, er vi klædt på til at gå på jagt efter diameteren, som er én af de ukendte og meget kritiske parametre, vi søger for hele systemet. Som udgangspunkt fastholdes samme diameter på kapsel som på booster for at minimere de aerodynamiske tab, lokale shockfænomener samt potentielle problemer med diskret friktionsopvarmning.

Så, med inputmodellerne på plads skal vi nu have sat det hele sammen med fysikken. Jeg vil anbefale en tur til kaffe/Faxe-Kondi-maskinen for en re-fill, og så fortsætter vi, hvor vi slap med trin 2 i næste indlæg. På gensyn!

Emner : Raketter
Jonas B. Bjarnø er seniorforsker indenfor rumfartsteknologi og raketudvikler. Han er et af flere medlemmer af Copenhagen Suborbitals, der skriver på denne blog.
sortSortér kommentarer
  • Ældste først
  • Nyeste først
  • Bedste først

SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!! SKØNT!!

  • 17
  • 1

Det er faktastisk at CS har kunnet samle så megen faglig og teknisk kunnen. Det der indtil for nylig gjorde en forkel mellem 1960'ernes Apollo og dagens CS var den billige adgang til måleudstyr. Highspeedkameraer og diverse elektroniske prober og datalogning har været brugt til at bringe det maksimale ud af hver test.

Det er godt at se, at den billige regnekraft nu også i endnu højere grad bliver brugt i designfasen. Numerisk CFD (Computational Fluid Dynamics) var helt sikkert ikke noget man bare lige gjorde i 1960'erne.

Fysik og materialeforståelsen er nok nogenlunde den samme. Der er givetvis næsten lige langt mellem de virkeligt kloge hoveder, men vidensdelingen er boostet gevaldigt med internettets udbreddelse.

Tak for en god blog. Jeg ser fremad sammen med et nyt CS der for alvor vil udnytte forskellen mellem dagens teknologiske muligheder og de muligheder der med enorm kapital og vilje i ryggen startede rumkapløbet i 1960'erne.

  • 18
  • 0

Godt at få taget trykket, Jonas:-) Endnu en milepæl i CS's blog historie - og dramaturgien har du også styr på, men den cliffhanger du afslutter med...

Lægmanden hér er nysgerrig:

"Mindre kapsel = mindre raket = mindre motor = mindre problemer = større chance for succes"

Hvorfor er "mindre" reglen så dogmatisk? Hvis CS nu ville sende GammelSmølf over 100 km, kan man så overhovedet kunne sende en raket med Ø 12 cm derop? Hvad er konsekvensen af 100 cm istedet for 80 cm? Hvordan giver en mindre motor, i den skala vi taler om, mindre problemer - kan der ikke være en gevinst i produktionen, ved at arbejde med større materialer/emner?

Med et stort smil, Jonas

  • 3
  • 0

Få eks. Tuco i Faaborg til at fræse en cone i skum til jer. Hvis den spartles og coates rigtigt kan den bruges til at støbe en "rigtig" cone udenpå. Den kan afformes med trykluft så "formen" kan bruges igen og igen. Skal det gå hurtigt med mange cones laver man det første aftryk om til en perfekt form man kan støbe indeni. Så slipper man for finish på overfladen. Alt efter hvad behovet er, altså...

Hvilke temperaturer udsættes conen for?

Konge-blog at gå til køjs på iøvrigt :-)

  • 10
  • 0

Hej Jonas,

Ja, helt så stringent skal det nok ikke læses, men med et design ála den gamle Super Loki Dart kunne vi nok smølfe den :-)

Pointen er, at for det relativt snævre løsningsrum vi arbejder i, med en minimumsløsning for bemandet rumfart, der er størrelse og vægt altafgørende. Jeg skal nok gå meget mere i detaljer næste gang med konsekvenserne af at vælge den ene eller anden diameter, og hvilke designparametre der påvirkes. Man kan godt overraskes af hvor megen forskel 20cm kan gøre.

Mht. motoren, så er der i et lavtryksdesign en verden til forskel om vi taler 100kN eller 130kN pga. tilvæksten i termisk/mekanisk belastning. Derudover står den smule der vindes produktionsmæssigt ved at få et lidt større emne at arbejde med, på ingen måde mål med den øgede risiko for akustisk forbrændingsinstabilitet i et større kammer, samt den forværrede situation kølemæssigt. Som motorfolket ynder at udtrykke det: "Big is beautiful, small is smart".

Jeg håber det kastede lidt lys over det, ellers må du endelig sige til.

Mvh Jonas

  • 15
  • 0

Tak, Rocket Man - det hjalp på forståelsen. Nu vil jeg smølfe i seng, og drømme om methan i metermål.

Godnat, SpørgeSmølf

  • 4
  • 0

Mange interessante detaljer og godt arbejde. Føler mig dog lidt som på en rundvisning hos Faxe, hvornår får vi en smagsprøve! Det bliver spændende om i kan vælge et design fra alle disse muligheder, og så ride ud over stepperne med alle de tuer der vil dukke op.

  • 4
  • 0

Ville saamaend bare tilslutte mig haeppe koret, - for hold da kaeft en go' blog! Jeg tror lige at du rykkede graensen et par hakker op for hvor go' en teknik basker kan vaere... Yderst velskrevet, let laeselig, spaendene, informativ, m.m. - kunne ikke stoppe med at laese, selvom jeg havde travlt og skulle afsted paa arbejde...

Tak Jonas!

Mvh Bjorn

  • 9
  • 0

Another wonderful informative blog from you Jonas. As a practioner of over engineering myself im comfortable with the notion of achieving the goal of a 100km flight within the resources available to amateurs. In my mind a fully reliable reusable turbo pump is the 'holy grail' of other possibilities and I hope the side project your talking about gains alot of attention!

  • 2
  • 0

Jeg mindedes en råkold februar for nogle år tilbage hvor CS opererede med LOX som selvtryksættende. En af de erfaringer man gjorde sig der var at den energi der skulle bruges til at tryksætte LOX, skal komme fra omgivelserne. Og når det er frostgrader på refshaleøen, så koger LOX meget langsomt.

Det kan give nogle ret interessante operationelle udfordringer, hvis i er nødt til at tanke LOX i ekstra god tid for at give tanktrykket tid til at opbygges på passende vis.

Resultatet er instantan kogning af væskefasen, hvilket igen tryksætter gasfasen indtil ligevægt indtræder.

Hvorfor er det at denne øvelse kun er muligt i en dobbelt-kryogen raket?

  • 4
  • 0

Jeg har læst hele bloggen og kaffekoppen er stadig helt fuld!

  • men er jeg den eneste der også gerne ville læse de 5000 linjer om cfd simuleringen???
  • 4
  • 0

Jonas Bjarnø:

Eksempel på von Karman-næsekegle-geometri i Ø955.

På eksemplet ser det ud til at radius er 955 mm og diameteren dermed det dobbelte. Er det mig som tager fejl

Flot blog i øvrigt. Men jeg kommer til at trykke opdater mange gange i timen den næste uges tid, eller hvor længe der nu går, i håb om at se næste version eller at der er kommet interessante kommentarer. Det er hverken godt for mit ægteskab eller det jeg i øvrigt skal nå...det kunne i godt lige tage med som relevant betragtning i jeres system design.

Tommy Schouw:

Hvorfor er det at denne øvelse kun er muligt i en dobbelt-kryogen raket?

Jeg læste det også som om det var enten eller, men jeg tror der menes at de begge skal være kryogene hvis man helt skal undgå tryksætning. Både oxidizer og fuel skal jo ud i en vis fart så med mindre de begge har den egenskab skal man alligevel tryksætte "halvdelen" af systemet.

Niels Foldager:

Det har jeg også altid sagt.

En letkøbt betragtning - det var noget kvinder sagde en gang for at være søde, men nu er vi voksne og ved bedre.

  • 5
  • 0

God blog Jonas, og godt skrevet! Den sætter masser af tanker i gang. Jeg læser den som at du præsenterer de realistiske options, og snævrer feltet ind, men ingen konklusioner endnu (kommer senere?). I den forbindelse synes jeg der er et par vigtige parametre at tage med ind i valget, som du ikke kommer meget ind på, måske fordi de allerede ligger i baggrunden (?).

Den første er: Hvad er vi gode til og hvad er vi dårlige til. Den anden er: Hvad er billigt/nemt og hvad er dyrt/besværligt.

Man arbejder jo med det man har, og i et successprojekt skal man jo helst spille max. på sine styrker, og så vidt muligt undgå sine svagheder, og også helst arbejde med ting der er billige og/eller nemme, og undgå ting der er dyre og/eller besværlige (for ikke at nævne, farlige).

Og med de briller på var der en enkelt ting der slog mig. Jeg synes det var interessant at du bragte methan løsningen på banen, og det virker som om at den har nogen attraktive properties, mht. hele tryk problematikken.

Men.... når jeg helt uvidenskabeligt skuer tilbage over de historiske lekter og udfald i CS udviklingshistorien, og tænker på hvad jeg (på afstand) opfatter som CS' styrker og svagheder, og hvad som konsekvent har lykkedes ret godt, og hvad som konsekvent har drillet eller givet problemer, så slår det mig, at et "dobbelt-cryogen" system, med LOX+Methan, vil udfordre en af de aspekter der har drillet. Nemligt det med at få max. styr på tryk, cryogenteknologi, rør og ventiler.

Det er muligt jeg tager fejl, men det virker på mig som om, at hvis man vil tage LOX+Methan seriøst ombord, så skal man også have en seriøs "cryogen fætter" ombord i projektet. Eller sagt på en anden måde - have gjort en tidligere svaghed (?) til en klar styrke.

Men spændende er det sgu, og jeg glæder mig meget til de næste kapitler i udviklingsarbejdet.

  • 5
  • 0

På eksemplet ser det ud til at radius er 955 mm og diameteren dermed det dobbelte. Er det mig som tager fejl

Hej Mikkel,

Du har fuldstændig ret, den var smuttet i mit script. Jeg har tilladt mig at opdatere figuren så den nu er retvisende. Tak for hjælpen!

Jeg læste det også som om det var enten eller, men jeg tror der menes at de begge skal være kryogene hvis man helt skal undgå tryksætning.

Præcis! Man vinder ikke så meget ved kun at køre VaPak i oxidizer tanken, da man så alligevel skal involvere et tryksætningssystem til fueltanken. Et sådant setup gør det faktisk næsten sværere at holde O/F-forholdet konstant i et trykfødet system, medmindre man regulerer aktivt på trykket i fueltanken.

Mvh Jonas

  • 2
  • 0

How heavy would the oxidizer and fuel tanks need to be at the wall thickness required? Also as proven with the last test simply welding needs to be top notch. As a rule if we would be fabricating/welding anything that is pressure sensitive we would increase the thickness of the base metal knowing that the welded joint is the most vulnerable. I do wonder if pressure vessels can be strengthened by laminating with carbon fibre for example if they contain cryogenic liquids?

  • 1
  • 0

Tak for en god og omhyggelig gennemgang, ikke desto mindre rejser det et par spørgsmål, som jeg håber der er tid til at besvare:

I lyset af HEAT 2X's triste bortgang har jeg valgt at droppe mit sidste indlæg 'Isterninger i Helvede' i kølesystemføljetonen om TM65LE motoren. Det virker ikke formålstjenligt at bruge tid, kræfter og spalteplads på at beskrive et design, som ikke længere eksisterer og ikke vil genopstå;

Var det så det, der kunne uddrages af HEAT 2X og TM65LE motoren? Det er trods alt det bedste af 1 år CS virke og man kunne ønske der kunne uddrages en læring.

Reelt set har det betydet, at vi har haft kig på specielt to større diametre, nemlig Ø796 samt Ø955. Disse er så blevet holdt op mod det oprindelige Ø637 design. Hvad det gav os, kigger vi på lidt senere. Ø796 og Ø955 målene er i øvrigt ikke grebet ud af den blå luft, men svarer til cylindere, der kan formes ud af hhv. 2,5-m og 3-m plader

Det virker pudsigt at være så fokuseret på fuld udnyttelse af plade, både stål og aluminium er billigt. Endvidere er der chance for revner i pladekanten og generelt er det god stil at skære 10-20 mm af. Samtidig snakkes der meget om diameter i forhold til areal, men ikke i forhold til vægt. En tank med en given volumen vil altid have et optimalt L/D forhold. Er vægt ikke væsentlig i forhold til areal?

.... hvordan de 3-ugers CFD-arbejde udføres og i stedet blot præsentere resultatet.

Umiddelbart virker den viste model ikke specielt kompliceret, er der noget jeg ikke ser? Modellen for en omstrømningsmotor er vel 10-20 gange så kompliceret, hvordan skal man komme igennem det? På figuren for CFD præsentationen er nævnt Free-Field og Surface; hvad er det?

Pga. den nødvendige størrelse udelukkes brugen af faststofmotorer til boosteren. Det sker af hensyn til såvel legaliteter som kompleksiteten ved at udvikle og håndtere et fleksibelt brændstof i den skala. Det er på ingen måde trivielt. Hybrider og tribrider kan ligeledes dømmes ude pga. de latente stabilitets-issues, der opstår i stor skala.

Det var ikke mange ord, der skulle til, at dræbe faststof og hybrider som koncept. Jeg håber, der ligger en dybere analyse bag, som I gerne må dele. Umiddelbart virker det som en lidt hastig konklusion.

Ref de 3 farvelagte "3D" kurver (måske skulle I sætte figur numre på); hvad er det vi ser. Er det udførte forsøg, tabeldata, beregningsdata, kort sagt hvor kommer de data fra?

  • 3
  • 3

@Lars Bjerregaard

I den forbindelse synes jeg der er et par vigtige parametre at tage med ind i valget, som du ikke kommer så meget ind på, måske fordi de allerede ligger i baggrunden (?).

Den første er: Hvad er vi gode til og hvad er vi dårlige til. Den anden er: Hvad er billigt/nemt og hvad er dyrt/besværligt.

Jeg er meget enig i betragtningen, der ingen grund til bygge den bedste raket, hvis den raket man rent faktisk kan bygge er god nok.

Jonas B. Bjarnø er faktisk inde over samme tankegang mht turbopumpe, hvor kendt teknologi bliver valgt.

Organisatorisk er udtrykket "hvad er vi dårlige til" den unævnelige. Det er indlysende at CS har kompetancegab, men det er bestemt ikke ligegyldigt hvordan det bliver sagt eller især hvem, der siger det. Her er Alexandru Csetes udmelding dejlig forfriskende:

Man kan også vælge at arbejde på at forbedre det man er dårlig til.

  • 5
  • 0

Om størrelse/optimeringsgrad: Jeg har på fornemmelsen at I skal designe med en god tolerance for vægtforøgelser i systemet. Bare fordi man sætter en max. vægt for kapslen er det da ikke sikkert at det bliver overholdt i den sidste ende. Hvis I står med en superoptimeret motor der lige præcis kan klare opgaven er det ikke godt hvis vægtbudgettet bliver overskredet. Og husk at vægtforøgelser ALTID sker med en god begrundelse... En af grundene til branden fornylig var vel også trange arbejdsrum under montagen, så det går ikke at lave det hele for småt.

Om valg af drivmiddel/køling: Vælg det der giver størst tolerance overfor variationer i fremstilling, tryk variationer i drivmiddel og så videre. Og det udelukker vel petroleum med det samme, for det er ikke let at undgå problemer med koks i maskineriet... Men med LNG (flydende methan) er det vel ikke let at lave en omstrømningskøling? Jeg synes nu at alkohol var et godt valg, men på den anden side er det vel ikke så svært at få gode kommentarer fra folk i USA om LNG. Morpheus, Masten og også det hedengangne Armadillo bruger LNG.

Om tryksætning: Jeg kan ikke rigtig få bemærkningerne om VaPak til at passe med de hidtidige erfaringer med helium i tryktanken. Dengang tabte man fødetrykket meget hurtigt, og det blev forklaret med en adiabatisk ekspansion af helium- gassen. Ville det være anderledes med udelukkende LOX i tanken? Eller gælder din kurve kun hvis der tilføres noget varme? Det er selvfølgelig anderledes med lattergas, men der er vi jo ikke mere.

Ellers tak for en tanke- inspirerende blog. Og jeg skulle måske sige, at jeg ikke har noget imod små ablativt kølede LOX - LNG motorer. Men så kan I vist ligesågodt gå det fulde skridt og lave en ordentlig gimbal i stedet for strålerorene... Det gør amerikanerne jo med stor succes.

  • 1
  • 0

Først tak for noget af det bedste tekniske blog-indlæg jeg længe har set :)

Jeg vil gerne vide hvilke tanker folk i CS har gjort sig vedrørende køling af raket motoren?

Der er nævnt regenerativ køling, men har ablativ køling være oppe at vende? Hvis det er blevet fravalgt, så hvorfor?

  • 1
  • 0

Der er nævnt regenerativ køling, men har ablativ køling være oppe at vende? Hvis det er blevet fravalgt, så hvorfor?

Det har det bestemt. I sin endelige udgave skal motoren køre 150 sekunder eller så. Hvis regressionsraten er 1 mm/s går det hen og bliver et meget tykt lag, hvilket kan være vanskeligt at fremstille, men det vil også gøre at dysen ændre sin form meget under drift.

Dernæst, når de statiske tests skal finde sted er der et ønske om at kunne lave flere korte tests i løbet af en test dag. Her vil man gerne have at dysen er ens ved hver test.

På den vis er der lidt udfordringer med en ablativt kølet dyse. Der er dog også store udfordringer i den omstrømningskølede naturligvis.

  • 3
  • 0

Som en tilføjelse til bl.a. Thomas' svar ovenfor gøres opmærksom på, at nærværende blog kun er den første af 3.

  • 3
  • 1

SpaceX arbejder på at skifte fra LP til metan: http://en.wikipedia.org/wiki/Raptor_(rocke...

Der går dog nok noget tid før at CS kopierer SpaceX's planer om en "full flow staged combustion cycle".

For mig virker det som et logisk valg. Om man har en eller to kryogen væsker gør nok ikke det store. Til gengæld kan man undgå et system til tryksætning.

Et alternativt design uden kryogen teknologi bliver forsøgt at naboen. Det store skridt må være om man vælger helt at undgå kryogen eller ej.

  • 1
  • 0

Skal det gå hurtigt med mange cones laver man det første aftryk om til en perfekt form man kan støbe indeni. Så slipper man for finish på overfladen. Alt efter hvad behovet er, altså...

Hvilke temperaturer udsættes conen for?

Hej Axel,

Rigtigt spændende forslag. Vi har diskuteret muligheden for at støbe næsekeglen i to halve, men din metode gør det vel i princippet muligt at lave den som et emne med nær perfekt overflade-finish. Det ville være to rigtigt gode egenskaber at have, både med hensyn til at minimere drag, men også til at håndtere det rimeligt voldsomme dynamiske tryk der kommer til at stå på næsekeglen. Spændende!

Jeg vil forvente at vi temperaturmæssigt vil peake under 550grader celcius på næsekeglen, men det vil være en kortvarig påvirkning.

Mvh Jonas

  • 2
  • 0

Baldur Norddahl:

Det store skridt må være om man vælger helt at undgå kryogen eller ej.

Vi holder fast i LOX.

  • 0
  • 0

Hvorfor er der kun een sætning om begrundelsen for fravalget af hybrid? Er dette valg ikke stort og kompliceret?

  • 2
  • 0

Hvad med en kombination af ablativ og passiv køling?

Man bygger en motor der kan nøjes med passiv køling, så længe trykket på fuel og oxydizer er tilpas lavt.

På brændkammerets/dysens inderside placeres et ablativt materiale. Dog skal materialet ikke være så tykt at det kan holde til hele brændtiden. Det skal cirka være brændt op når trykket i tankene er faldt så tilpas meget, at motoren nu kan klare sig med sin passive køling.

Fordele: * I slipper for et voldsomt tykt lag ablativt materiale. * I slipper for omstrømningskøling.

løsningen giver god mening i kraft af at i har valgt at holde jer til en pressure feed down motor.

  • 0
  • 0

Ikke i vores øjne - der er ingen der har fået en stor hybrid til at køre stabilt professionelt som Jonas skriver. Der er ingen grund til at tro vi kan det. Derfor er vejen frem for CS at lave bi prop væskemotorer - de er rigeligt udfordringer her.

/Morten

  • 4
  • 0

Jeg vil forvente at vi temperaturmæssigt vil peake under 550grader celcius på næsekeglen, men det vil være en kortvarig påvirkning.

Hej Jonas,

Den beskrevne metode med fremstilling af emne, støbning af form og derefter støbning af aftryk med overflade identisk med emnet, er almindeligt anvendt mange steder indenfor GRP industrien. Metoden med at fræse en såkaldt plug, i skum, er relativt ny og kommet efter at CNC-maskiner der kan håndtere store emner, er blevet til at betale. Ofte fræser man eks. en plug af et helt bådskrog og bruger det som skabelon - Det er meget nemmere og hurtigere end først at bygge et skrog i træ/laminat og derefter lave formen udfra det.

Mht. de relativt høje (i forhold til armeret hærdeplast) temperaturer har jeg kun prøvet at arbejde med noget pre-preg carbonvæv jeg fik hjem fra US for nogle år tilbage. Det havde dog den bagside at emnet skulle bages ved 225 grader C for at hærde - Ikke nemt med en nosecone i den størrelse. Og jeg husker ikke eksakt hvad den maksimale temperatur emnet efterfølgende kunne tåle - Men det var i omegnen af 300 grader C. Som jeg husker det var carbon-vævet designet til opstøbning af bl.a. ablative lag og armering af dyser i raketmotorer. Det var nu ikke det jeg brugte det til :-)

Måske der sidder nogle epoxy-folk der har adgang til epoxier der er laminerings-egnede og har de rette egenskaber mht. temperatur.

Ellers skal man overveje et eller andet materiale på ydersiden af conen til at beskytte laminatet mod varmen.

  • 1
  • 0

Hvorfor er der kun een sætning om begrundelsen for fravalget af hybrid? Er dette valg ikke stort og kompliceret?

Det er et helt validt spørgsmål du stiller: hvorfor valgte CS væske i stedet for en af de to andre muligheder.

Selvom bloggen i sig selv er lang, denne sågar i tre dele, så er der altid en række emner der grænser tæt op til, som i sig selv kunne give stof til endnu en blog af samme længde som den nærværende.

Kort fortalt så er resonnementet som følger:

  • Faststof er juridisk indviklet/umuligt pga. nærheden til militære raketter, og faststrof kræver en processteknisk kunnen og et støberi anlæg udover det sædvanlige for ikke at give raketter med for stor risiko for kammersprængning pga. støbefejl eller blandefejl.

  • Hybrider i den store skala der er nødvendigt til bemandet rumfart har en dårlig historik ude i den store verden. Det aldrig rigtigt lykkedes at tæmme bl.a. vibrationer i hybrider i den størrelse. Et valg af hybrid ville derfor være et valg af at CS skulle betræde teknologiudvinlingens snørklede sti, i stedet for at holde sig til at simplificere allerede kendte løsninger. Hybrider har desuden den ulempe at man skal støbe ny grain mellem hver prøvestandstest. Det giver flere arbejdstimer og længere interval mellem statiske tests.

  • Så er der væske tilbage. Det har virket for rigtigt mange igennem rigtigt mange år. Så der er mange konstruktioner at søge inspiration i. Når man har en motor der kan holde et anstændigt antal sekunder i en prøvestand, kan man teste igen og igen på samme motor alene ved at påfylde nyt brændstof og nyt oxidationsmiddel. Det gør at man kan gennemføre sine tests på kortere tid og med færre mandetimer. Vi regner med at skulle teste rigtigt meget, så det er en meget stor gevinst.

  • 10
  • 0

....for en utrolig præcis og brugbar sammenfatning af hybrid / væske diskussionen. Vi er nok en del der var nysgerrrige på ræsonnementet, og her var det så.

Det burde findes i plakatform i toppen af hver blog!!:-)

VH Jonas

  • 5
  • 0

Og jeg må rette mig selv: Mastens motor bruger tydeligvis en eller anden form for køling - det ses f.eks på denne video: http://youtu.be/DhuEFCvUOoI Omkring 1:30 ses selve dysen hvor der tydeligvis er en rørføring der sluttes til nær bunden. Hvordan de så kontrollerer methanens overgang fra flydende til gas og hvordan de undgår hotspots vides ikke...

Mastens motorer er små - Scimitar er 1200 lbf, og de bruger også et noget andet formsprog end TM-65: http://masten.aero/2012/10/introducing-sci...

Det er noget med et rør udvendigt og drejet aluminium indvendigt.

  • 0
  • 0

Tilføjelse: Med energetisk oxidiser kan man godt opnå stabilt burn i en stor hybrid. Det vil altså sige enten peroxid eller lattergas (det sidste bruges f.eks i Virgins flyver).

Så PM kan godt have fat i noget rigtigt alligevel

  • 4
  • 0

Og HTP peroxid bruges i Bloodhound's hybrid. Hvor meget de har testet ved jeg ikke.

  • 0
  • 0

Nosecone'n bør laves som en støbt i negativ form, altså:

først laves en Positiv perfekt glat udgave, evt drejet op i et eller andet metal. Den coates så i et jævnt lag slip-voks, og sprøjtes over med GEL-cote, dernæst støbes der grov glasfiber på den, og evt stivere. Kan også laves så formen kan skilles. Efter hærdning skilles Negativ formen, fra positiv (modelen). Nu kan selve nosecone'n støbes/lægges op, slip-voks i negativ form, GEL-cote og fin-glasfiber/epoxy og gradvist til grovere fibre evt med monterings flanger osv fast gjort i glasfiberen.

  • 0
  • 0

Eftersom det nok er ydersiden af nose conen som er vigtigst (for at få en glat overflade og dermed mindst mulig aerodynamisk tab) vil det give mest mening at lave en positive form, hvori conen fremstilles. For at gøre det muligt rent praktisk at placere fibrene i formen, vil jeg foreslå at lave den i to halvdele. Her tænker jeg specifikt på, at det vil være meget svært at sikre fibrene bliver placeret ordenligt i spidsen af conen. Efterfølgende samles de to halvdele, hvor overgangen kan laves på flere forskellige måder. Evt. kan det hele lægges op i to halvdele, og derefter samles med passende overlap af fibrene, inden matrixen hærdes – se et eksempel i nedenstående youtube video. Dette er dog en ret avanceret fremstilligsproces, og kan gøres væsentlig simplere.

Når temperaturen er så høj (peak ved 550 grader celsius jvf. Jonas), så dur polymerer ikke som matrix-materiale (f.eks. epoxy). Jeg har kun erfaring med epoxy og glas-/kulfiber, hvilket er helt fint så længe temperaturen er under ca. 200 grader celsius, selvfølgelig afhængig af den anvendte resin. Efter hvad jeg har kunnet finde i gamle lærebøger og lidt søgning på nettet, skal i have fat i en polyimide, og ser ud til det b.la. er løsningen i prof verdenen: http://spinoff.nasa.gov/Spinoff2009/t_3.html http://spinoff.nasa.gov/Spinoff2008/ip_5.html

For at gøre oplægs-processen nemmest, og produktionen reproducerbar ved relative få styktal, vil det være nemmest at købe prepreg glas-/kulfiber, hvor fibrene er pre-imprægneret med matrix-materialet. Dermed sikres den samme fiberprocent hver gang, og der betydeligt lettere at styre fiber-retningen når der anvendes prepreg. Efter alle fibermåtter er blevet placeret, pakkes formen ind i b.la. en tyk plasticdug og der påføres vakuum - dette sikre at alle måtter bliver presset sammen, samt fjerner luftbobler (se igen nedenstående youtube-video). Luftbobler vil i en komponent tiltænkt rummet, kunne give anledning til et stort lokalt tryk, og dermed delaminering - hvilket bestemt ikke ønskes.

Oplægning og anvendelse af komposit kan ses i nedenstående video: http://youtu.be/PGGiuaQwcd8 Er en video fra Koenigsegg, som vist nok lavede sædepolstringen til Tycho Brahe kapslen, så i kunne evt., måske gennem KvB, prøve at kontakte dem og høre om de vil give jer lidt fif. Måske har de noget gammel prepreg, som i kan få/købe billigt, til at øve på og lave en prototype af. Prepreg har en holdbarhedsdato da matrix-materialet løbende hærder (det går meget langsomt), hvorfor det oftest opbevares i en fryser.

  • 3
  • 0

Nå, kunne ikke få lov at rette i det tidligere indlæg, men har to tilføjelser:

  • Ser ud til at matrix-materialet i skal have fat i heddet RP-46. jvf. linket til NASA Spinoff
  • For opnå fuld styrke og temperatur-resistens af kompositten, skal hele conen nok bages, højst sandsynlig ved en høj temperature. Dette vil fremstå helt specifikt på databladet for matrix-materialet eller prepreg.
  • 2
  • 0

Når tankens hovedventil åbnes, trykkes væskefasen ud af tanken, hvilket betyder, at de mættede dampe i ullagen ekspanderer, og deres tryk falder med tab af ligevægt til følge. Resultatet er instantan kogning af væskefasen, hvilket igen tryksætter gasfasen indtil ligevægt indtræder. I kontinuert form kan man opnå en trykprofil som vist ovenfor. Det er altså muligt at få hele 96 % af massen i tanken ud med et trykfald på kun 28 % af initialtrykket! Ahhh, the joys of thermodynamics...

Utrolig interessant. For mange år siden foreslog jeg netop tryksætning med fordampet LOX ud fra den filosofi, at da fordampningsvarme = fortætningsvarme, ville GOX jo ikke kunne fortætte, da den frigivne varme ville fordampe en tilsvarende mængde. Derfor ville trykket kun falde lineært med tankvolumen.

Da jeg luftede idéen her på ing.dk, fik jeg imidlertid at vide, at princippet ikke duede, da ilt ikke opfører sig som en idealgas; men nu fortæller du så, at det faktisk virker endnu bedre, end jeg havde kunnet drømme om, idet trykket kun falder 28% - uanset hvor lille et volumen man har til GOX (over LOX'en), så man kan spare et stort, ekstra tankvolumen til GOX, og uanset om man ikke tilfører varme - f.eks. fra dysen - og producerer ekstra GOX på den måde. Er det rigtigt forstået?

Princippet kendes også fra den klassiske butan-lighter og er i virkeligheden meget elegant omend udfordrende at implementere cryogent i praksis pga. tekniske/termisk hensyn. Derudover er der en udfordring på den operationelle side, hvor man mister evnen til at skyde på kommando, idet raketten først kan affyres når gasfasetrykket i tanken har nået niveau af egen kraft.

Det problem havde/har jeg løsningen på, da man simpelthen kan bruge havvand, som man pumper gennem en varmespiral i LOX tanken. Østersøen indeholder jo al den energi, som man har brug for. Man skal bare sørge for, at varmeledningsevnen i rørene er så tilpas dårlig og/eller flowet af havvand er så tilpas højt, at man kan have -183 grader C på den ene side af rørene og mere end 0 grader C på den anden. En mulighed kunne være rør i rustfrit stål, der har en dårlig varmeledningsevne, eller man kan varme fra ydersiden af tanken (ved mit 4-motor princip) og have en tynd isolation imellem. Da jeg i sin tid luftede idéen, troede nogle, at havvandet skulle med på turen; men det skal det selvfølgelig ikke :-)

  • 0
  • 0

Nosecone'n bør laves som en støbt i negativ form, altså:

Ja, det kommer an på. Hvis overfladen skal være glat som en barnerumpe, så er man ude i negativ form. Her skal man lave det i 2 halvdele som Peter Guldbrand Fritsen nævner, eller evt 3 dele med spidsen for sig. Hvis man accepterer lidt rynker er det nemmere at bygge noseconen på positiv form i et stykke.

Under alle omstændigheder bør man vælge kulfiber fremfor glasfiber, af den simple årsag som Alexandru Csete

Det er faktisk muligheden for at lære nye ting og blive bedre til andre, der er den primære motivationsfaktor for mange CS'ere.

Det er meget mere spændende at kunne noget med kulfiber, når man først kan teknikken åbner en hel ny verden sig. Det er en kompetance CS simpelthen skal få inhouse, det vil give udtrykket B.C. en hel ny mening.

Det kræver selvfølgelig udstyr: Værnemidler, ruller, sakse, slibemaskiner, men af store ting er det kun en professionel vakuum pumpe. Varmeovn for hærdning kan kan midlertidig bygges af noget Rio-et og støbebats. varmelegemer og styring bør kunne lånes. Det kunne være fint med en impregnator, med de begrænsede mængder vi snakker om bør "hånd og magt" kunne gøre tricket.

Men i stedet for at ringe til Koenigsegg for lidt fif, så skal I finde et menneske, som har arbejdet med emnet og få denne person lokket i CS folden. Jeg er overbevist om at der er masser af uforløst Epoxy/Carbon viden og entusiasme ude i provinsen. Det er ikke nok

  • 0
  • 0

Selvom bloggen i sig selv er lang, denne sågar i tre dele, så er der altid en række emner der grænser tæt op til, som i sig selv kunne give stof til endnu en blog af samme længde som den nærværende.

Kort fortalt så er resonnementet som følger:

Selv de bedste blogs giver anledning til spørgsmål, eller måske er det netop de bedste blogs, der giver anledning til spørgsmål; hmm. Uanset, så er det fint at I giver jer tid til at uddybe, og det behøver ikke være kort.

Faststof er juridisk indviklet/umuligt pga. nærheden til militære raketter,

Hvilken jura er det?

Så er der væske tilbage.

Her blev H2O2 droppet uden et ord til forklaring. CS har faktisk opbygget en viden, som man vælger ikke at gøre brug af. Hvad er begrundelsen her?

  • 1
  • 0

Da jeg luftede idéen her på ing.dk, fik jeg imidlertid at vide, at princippet ikke duede, da ilt ikke opfører sig som en idealgas; men nu fortæller du så, at det faktisk virker endnu bedre, end jeg havde kunnet drømme om, idet trykket kun falder 28% - uanset hvor lille et volumen man har til GOX (over LOX'en), så man kan spare et stort, ekstra tankvolumen til GOX, og uanset om man ikke tilfører varme - f.eks. fra dysen - og producerer ekstra GOX på den måde. Er det rigtigt forstået?

Hej Carsten,

Det er i princippet korrekt. Jeg har dog ladet mig fortælle af dem der har leget med konceptet i praksis, at man stadig har brug for ca. 5-10% ullagevolumen. Årsagen er åbenbart at der opstår et lille undesving i tanktrykket når hovedventilen åbnes, og da skal man have lidt ullage til at absorbere dette så man ikke introducerer en opstartstransient i motoren. Altså er Holders kurve nok lidt idealiseret ved lave EMF, men ellers holder metoden vand, og alt andet lige er det væsentligt bedre end at skulle bruge 30-40% ullagevolumen og nær-adiabatisk ekspansion.

Det problem havde/har jeg løsningen på, da man simpelthen kan bruge havvand, som man pumper gennem en varmespiral i LOX tanken.... En mulighed kunne være rør i rustfrit stål, der har en dårlig varmeledningsevne, eller man kan varme fra ydersiden af tanken (ved mit 4-motor princip) og have en tynd isolation imellem.

Havvand er faktisk en rigtig god idé i den sammenhæng, der kan man jo tale om at have et varmereservoir i termodynamisk sammenhæng :-) Jeg ville nok foretrække at holde det på ydersiden som du forslår, og så tilføje en aktiv overtryksregulator på tanken så man kan indstille GOX-trykket efter forgodtbefindende. Et eller andet sted er det faktisk en lidt elegant metode.

Mvh Jonas

  • 4
  • 0

Lige overfor CS ligger KMT nord der er ejet af min ven Paul.

http://www.kmtnord.dk/

Paul er simpelthen den dygtigste person jeg kender, når det handler om at fremstille emner af CFRP. Jeg ville bestemt købe en pose wienerbrød og kigge over til ham. Han ved ALT hvad I har brug for at vide (og en hel del mere forresten.......)

Han har forresten også en (kæmpe) stor fræser på værkstedet, der kan lave skumblokke på 3x5 meter med en hvilken som helst form, blot man kan tegne den i et CAD program.

  • 7
  • 0

Faststof er juridisk indviklet/umuligt pga. nærheden til militære raketter,

Hvilken jura er det?

Jeg skal prøve at give et kort svar, på trods af at det er et større område. Det er derfor langt fra fyldestgørende i detaljen, men skal ses som eksempler på graden af udfordringer.

"Bekendtgørelse af lov om våben og eksplosivstoffer" forbyder produktion af eksplosivstoffer og pyrotekniske artikler, uden særlig tilladelse.

Vi skulle i så fald søge at opnå en sådan tilladelse og det er ikke let. Det kræver de rette folk, de rette faciliteter, særligt til formålet byggede bygninger, den rette beliggenhed, tilladelser fra lokale myndigheder, en stribe sikkerhedskrav opfyldt i bygningerne oma.

Med tilladelsen i hånden, melder transport og opbevaring sig som næste problem kompleks. Man kan ikke bare putte sagerne i en bil og tage færgen til Bornholm, nu skal det pludseligt hele papirmøllen igennem med tilladelser til transporten, dialog med rederiet eller broen om tidspunkt og særlige foranstaltninger osv..

Vel ankommet til Nexø skal man så finde et godkendt anlæg til midlertidig opbevaring inden skuddagen, igen en større papirmølle og en række tilladelser.

Endeligt er mange af råmaterialerne på listen over "udgangsstoffer til bombe fabrikation", hvilket gør import og anskaffelse til et endnu et cirkus af papirnusseri, tilladelser, særtransporter, specielle opbevaringskrav osv.

Men hovedårsagen til fravalg af faststof er slet ikke det juridiske, men de produktionstekniske udfordringer og den deraf følgende risiko for katastrofale kammersprængninger.

Så er der væske tilbage.

Her blev H2O2 droppet uden et ord til forklaring. CS har faktisk opbygget en viden, som man vælger ikke at gøre brug af. Hvad er begrundelsen her?

Ethvert tilvalg er som bekendt også et fravalg af noget andet.

CS er i den gunstige position at have erfaring med både LOX og H2O2.

Vi har så valgt LOX og fravalgt H2O2 efter at have prøvet dem begge.

Ligesom ovenfor skal jeg ikke forsøge at klemme en hel teknikbasker ind på få linjer i en kommentar, men vil nøjes med nogle hovedtræk:

LOX er et kommercielt produkt. Det produceres lokalt de fleste steder på jorden hvor der er en basal industriel aktivitet. Det bruges til alt fra sygehuse til skærebrændere. Producenterne har indarbejdede procedurer for transport og opbevaring. Det gør at CS kan skaffe sig LOX nemt og billigt. Vi skal blot bestille den ønskede mængde til levering ved kajen, og betale regningen.

H2O2 i de høje koncentrationer bliver ikke rigtigt produceret industrielt i nævneværdig grad. Man skal følgeligt selv stå for sin egen produktion, sit eget lager og sin egen transport og sin egen oplagring ved skudområdet. Får man problemer med noget af dette, eller finder man en ekstern leverandør og denne lukker, så har man et problem.

Så er der arbejdssikkerheden. Med LOX slipper vi for hele risiko komplekset omkring produktionsanlæg og oplag, idet vi modtager det færdige produkt ved prøvestanden eller kajkanten.

Arbejdssikkerheden omkring håndtering af LOX vs. H2O2 ifbm. tankning af raketten og mens raketten står tanket er også forskellig. Ingen af dem er for børn. Begge kræver at alt personel har god indsigt i egenskaberne og de mulige fejlscenarier.

Endeligt er der mulighederne og begrænsningerne ifbm. selve raketflyvningen. Der er igen fordele og ulemper ved begge stoffer. I må bære over med at jeg ikke forsøger at give en to-linjers forklaring på dette. Det fordrer en hel teknikbasker eller flere.

Men H2O2 er jo ikke ude i glemslens kulde. CS kender nu til stoffets egenskaber og til håndtering af det, og kan tage det i brug på et senere tidspunkt til del projekter hvor det virker som det rette valg.

  • 7
  • 0

@ Jonas B. Bjarnø

Et eller andet sted er det faktisk en lidt elegant metode.

Ja. Er du sikker på, at du ikke fik aflivet de LOX hybrider lidt vel hurtigt?

Hvis man kan bringe oscillationerne under kontrol i f.eks. en lille ø50 cm motor vha. kinetisk energi og et tilsatsmateriale, som jeg bl.a. har foreslået i det kapselskrift, som jeg har sendt til bl.a. Mads Stenfatt, og som sikkert har cirkuleret i CS (ellers kan jeg maile dig den nyeste version opdateret med VaPak), kunne man få et rigtigt simpelt system med en ydeevne på højde med væskeraketter (ved PE eller PP), og hvis det foreslåede kapselsystem virker, var der måske oven i købet en chance for at få astronauten ned i live :-)

  • 0
  • 0

@Kristian Sørensen

Ethvert tilvalg er som bekendt også et fravalg af noget andet.

Jeg kan se, der er tænkt over tingene. Og jeg vil sige at jeg stor respekt for at man vælger en retning og så ser hvor det bringer én.

Endeligt er mange af råmaterialerne på listen over "udgangsstoffer til bombe fabrikation",

Jeg mener at vide, at London bomberne, dem i 2007, var baseret på H2O2. Når man tænker på, at hvor gale myndighederne har set sig på ammoniumnitrat efter Anders Brevik, så kunne koncentreret H2O2 pludselig befinde sig på en tilsvarende liste.

  • 1
  • 0

Det er i princippet korrekt. Jeg har dog ladet mig fortælle af dem der har leget med konceptet i praksis, at man stadig har brug for ca. 5-10% ullagevolumen

Det lyder vældig enkelt, bare slå op i damptabellen for henholdsvis O2 og CH4. Problemet er at sådanne tabeller er statiske, og det er situationen hvor der foregår løbende afkogning ikke. Man bør nok designe nogen solide test inden man overgiver sig til konceptet. Heldigvis behøver man ikke dumpe vædske, man kan bløde gas af, det vil give samme trykfald med tilhørende afkogning.

  • 2
  • 0

så kunne koncentreret H2O2 pludselig befinde sig på en tilsvarende liste.

http://www.justitsministeriet.dk/arbejdsom...

Det er allerede på listen, ovenikøbet som første punkt ;-)

CS har haft en dialog med myndighederne om emnet H2O2 produktion og opbevaring.

CS har diskuteret en konkret lager facilitet med myndighederne og fået tilkendegivelser af at det vil være muligt at få det godkendt som opbevarings facilitet.

Så ja det er muligt for små rumprojekter at få lov.

Men selvom det er opnåeligt, så er det stadigvæk et større juridisk, administrativt og praktisk bøvl at gå den vej. Man må afgøre med sig selv om det er besværet værd.

Mere læsestof om emnet, kan findes i "Bekendtgørelse om udgangsstoffer til eksplosivstoffer". Bemærk f.eks. de mange oplagte ingredienser til faststofboostere der er på listen: https://www.retsinformation.dk/Forms/R0710...

"Bekendtgørelse om eksplosivstoffer" er også god læsning. Man blive meget træt bare ved tanken om at benytte et raketbrændstof eller oxidationsmiddel der er indbefattet af de regler: https://www.retsinformation.dk/Forms/R0710...

En af hoved ideerne i CS er jo at finde "path of least resistance" til 100 km opad. Det indbefatter også at finde den juridiske "path of least resistance. Det vægter ret tungt i mange af de valg vi må træffe.

  • 7
  • 0

Det lyder vældig enkelt, bare slå op i damptabellen for henholdsvis O2 og CH4

Det er netop det jeg har rodet rundt ude på nettet efter - uden meget held. Har du et link?

Eller måske kan du besvare spørgsmåLET for brug af VaPak: Hvilket tryk ender man med hvis man har en lukket beholder ved 20 grader C, der er fyldt 90% med henholdsvis flydende O2 og flydende CH4?

Det går vel nogenlunde med CH4 jvf lighteren der ganske vist bruger butan, men bliver det ikke alt for højt tryk med O2?

  • 0
  • 0

Kristian: Hold bare fast i jeres planer for min skyld. Mine bemærkninger om energetiske oxidationsmidler til hybrider var kun for at korrigere en mindre fejl i dit indlæg.

Plus at jeg har det lidt svært med at tro på VaPak... der må stikke noget under. Måske tiden, måske tilførsel af varme.

Sjovt nok nævnes auto - tryksætningen af CH4 i pressemeddelelsen hvor ULA og Blue Origin bekendtgør at de vil udvikle en afløser for Atlas 5' s russiske motorer. Det nævnes specifikt som en fordel, så den side af sagen er jeg villig til at tro på. Ingenting om autotryksætning af LOX er nævnt.

  • 2
  • 0

Havvand er faktisk en rigtig god idé i den sammenhæng, der kan man jo tale om at have et varmereservoir i termodynamisk sammenhæng :-) Jeg ville nok foretrække at holde det på ydersiden som du forslår, og så tilføje en aktiv overtryksregulator på tanken så man kan indstille GOX-trykket efter forgodtbefindende. Et eller andet sted er det faktisk en lidt elegant metode.

Hvor meget energi skal der da bruges? Er det ikke langt enklere bare at smide en dypkoger fra den nærmeste hvidevareforetning i tanken?

Det tager ikke lang tid at producere en betragtelig mængde damp hjemme i køkkenet, så i burde også kunne opbygge det nødvendige tryk på kort tid og med begrænset energi. Strømmen kan bare komme fra en 12V akkumulator (som ikke skal med på flyveturen).

  • 0
  • 0

CS har haft en dialog med myndighederne om emnet H2O2 produktion og opbevaring. ..... Men selvom det er opnåeligt, så er det stadigvæk et større juridisk, administrativt og praktisk bøvl at gå den vej. Man må afgøre med sig selv om det er besværet værd.

Udover bøvlet, så er det spørgsmålet om man vil ligge inde med et kemikalie, som eventuelt langfingrede galninge vil hente en mørk nat for efterfølgende, at bygge om til en bombe. Jeg ville ikke når der er et alternativ i form af LOX.

  • 1
  • 0

@Baldur Norddahl

Det tager ikke lang tid at producere en betragtelig mængde damp hjemme i køkkenet, så i burde også kunne opbygge det nødvendige tryk på kort tid og med begrænset energi.

Det er ikke nok at producere gas nok til at skabe et givet tryk, det er hele tankvolumen, der skal varmes op til den temperatur, der svarer til det tryk man ønsker.

Hvor meget energi skal der da bruges?

Et lille regneeksempel: Ønsket mængde 1000 kg O2 ved et tryk på 15 barg. O2 tages ombord ved 1 barg og -183 deg.C Ref http://encyclopedia.airliquide.com/images_... svarer 15 barg til -145 deg.C, dvs at 1000 kg O2 skal varmes 38 deg.C. Varmekapicitet for O2 er afhængig af temperatur og tryk, men lad os sige 0.9 kJ/(kg*K) Dvs 1000x38x0.9 = 34.200 kJ

Er det ikke langt enklere bare at smide en dypkoger fra den nærmeste hvidevareforetning i tanken?

Sådan en yder cirka 2 kW, hvilket er det samme som 2 kJ/s. Hvilket i tid er knap 5 timer.

Teoretisk skal det fungere, det er den praktiske gennemførelse, der er udfordringen. 2 tanke skal ramme korrekt temperatur samme tid. Miljø, vind, sol, regn etc spiller ind. Logistik. Hvilken temperatur får man O2 og Methan ved. Etc etc Jeg tænker at det kunne være en ide at lave lidt kryogen træning med N2, som opfører sig på samme måde som O2. Det er forholdsvis billigt og forholdsvis ufarligt. Dog bør man se filmen nitrogen the silent killer: https://www.youtube.com/watch?v=GfZ1V4dlNyw

  • 0
  • 0

VaPak: Den havde jeg ikke lige set komme. Jeg har ikke regnet på det, men det undrer mig faktisk at kurven er så liniær som den er vist. I starten er der jo masser af LOX der kan koge og dermed holde trykket oppe uden at temperaturen falder ret meget. Senere skal en meget mindre mængde LOX sørge for næsten samme afkogning og dermed vill jeg forvente at temperatur og dermed tryk ville falde meget hurtigere.

Giver VaPak nogle issues mht injektor design? Jeg tænker på at man har en væske der ligger lige på kogepunktet.

Hvis nu løsningen blev brugt på en LOX ethanol motor hvordan ville trykfaldet så passe med hensyn til ønsket neddrosling af motor? Vores astronaut vil jo nok foretrække at motoren yder lidt mindre når brændstoffet er ved at være brugt op.

Hvordan forløber ISP sig forventeligt undervejs når man tager hensyn til faldende kammertryk og faldende omgivelses tryk?

Måske har jeg ikke fanget det, men vil man designe dysen til optimal ekspansion ved sealevel?

Nu er der nogle fine diagrammer over O/F og kammertryk, men det kunne egentligt være spændende at se diagram over ISP som funktion af ethanol styrke.

Med hensyn til krav om lang brændkammer til ethanol hvad er der så lige der gør at det skal være længere end hvis det er RP-1? Har vandindholdet nogen indflydelse på den længde?

Hvordan laver og ikke mindst beregner man omstrømningskøling hvis hvis man går over til LNG? Jeg går ud fra at man så vil have en bifase i kølekappen. Det lyder langhåret. På samme måde hvordan designer man en injektor hvor det er et mix af damp og væske?

  • 0
  • 0

De 34.200 kJ som Henrik regner er så også hvad der kommer fri hvis sikkerhedspladen ryger som den gjorde 2 test tilbage. Så forsvinder trykket og lox fordamper mere eller mindre instantant indtil fordampningsvarmen har kølet resten af massen nok.

hvad der er i den voldsomme lox damp stråle vil fryse og måske blive smadret af de mekaniske påvirkninger fra strålen.

Værre er det , hvis det er en revne. Den vil måske blive flået helt op så hullet bliver meget større og så går det stærkt.

Det er ikke jordens undergang. 34 MJ er ca. En enkelt Liter diesel brændstof , så det er ikke en show stopper , men helt klart en failure mode som introduceres med VaPak

  • 0
  • 0

Henrik:

Jeg havde allerede fundet AirLiquide, men de kurver slutter jo ved -80 grader C. Ideen var jo at lade begge tanke afklimatisere til omgivelsestemperatur, således at der er en god varmebuffer at tage fordampningsvarmen fra. Det er vel den måde lighteren virker på, ikke? Det betyder selvfølgelig at tankene skal designes efter et andet tryk, og man skal operere med endnu en ubehagelig fejlmode...

Altså, hvad er trykket for våd damp ved 290 Kelvin for O2 og CH4?

  • 0
  • 1

@Peter Lykke

Ideen var jo at lade begge tanke afklimatisere til omgivelsestemperatur, således at der er en god varmebuffer at tage fordampningsvarmen fra.

Der er en uløselig sammenhæng mellem tryk og temperatur. Damptabellen giver kogepunktet som en funktion af trykket. O2 koger ved -183 deg.C og 1 barg. Ved at hæve trykket til 15 barg stiger kogepunktet -145 deg.C. Det lyder åndsvagt, men du vil så have en kogende væske, som kan overgå til gasform og kompensere for tomrummet idet man tømmer tanken.

Det er vel den måde lighteren virker på, ikke?

Med forbehold for "jeg tror nok", så er en lighter fyldt med butan, som har kogepunkt omkring frysepunktet. Hvilket passer meget godt et fornuftigt tryk ved 20 deg.C. Prøv at give din lighter en tur i fryseren, hvis jeg har ret kommer den først til live når den er varmet op igen.

  • 0
  • 0

@Peter Madsen

Faktisk har der været lavet ganske veldokumenterede CS forsøg med LOX selvtryksætning. Der findes målinger for trykket som funktion af tid ved en serie forsøg som førte til indførsel af helium tryksætning trods omkostningerne. De er distribuerede via mail listen.

Der skal tilføres megen energi til at understøtte fordampningen. Så magen at bare det at have en hedefalde er et problem, for den skal være enormt stor.

Jeg er lidt usikker hvad der menes her. Der er 2 situationer: 1) Opvarmning og tilhørende trykøgning før start. 2) Afdampning og tilhørende vedligehold af tryk efter start.

Situation 1 handler om at tilføre energi på en fornuftig og praktisk måde. F.eks en hedeflade der skal være enorm stor, med en temperatur differens på 150 deg og 6 mm aluplade (tanksiden på HEAT 2X) kan du overføre 30 kW/m2. Om det er enorm stort eller kræver enorm lang tid er ikke værd at diskutere, da det kan kvantificeres og en løsning kan prissættes.

Situation 2 her er du underlagt naturlovene, hvilket drejer sig om hysterese ifb afdampning og forholdet mellem varmekapacitet og fordampningsvarme.

Som jeg læser Peter Madsen indlæg er det kun situation 1, der er målt på.

  • 1
  • 0

Hej Benny,

Rigtigt gode spørgsmål, jeg kan forsøge at give et par svar på nogle af dem. En del af emnerne vil dog blive behandlet i kommende indlæg, så bær over med mig hvis jeg lige sparker dem til hjørne i denne ombæring.

Mht. VaPak, så hav in-mente at jeg ser det som en option i løsningsrummet, og derfor er den blevet taget med i beregningerne. VaPak er en teknik CS potentielt set kunne gøre brug af, men som med alle andre teknikker har den sine egne begrænsninger, og du bringer selv ganske korrekt nogle af dem på banen. Husk på at valget af brændstof i høj grad er et valg af hvilke fordele man gerne vil udnytte, og hvilke uhensigtsmæssigheder man mener at kunne leve/arbejde med.

Giver VaPak nogle issues mht injektor design? Jeg tænker på at man har en væske der ligger lige på kogepunktet.

Massere af issues, især når den fasetransitionerer i injektoren! Men den giver også nogle muligheder. En af de bedre er når man qua design opnår fasetransitionen før injektoren, og derfor kan gøre brug af en liquid-gas phase injektor (typisk en coaxial-jet eller swirler type). Her udnytter man hastighedsforskellen på gas og fluid til at opnå rigtig god atomisering i et meget lille udsnit af kammervolumnet. Det koster på den termiske front, men kan give fremragende injektion.

Hvordan forløber ISP sig forventeligt undervejs når man tager hensyn til faldende kammertryk og faldende omgivelses tryk?

Det afhænger meget af flightprofilen som jeg skal prøve at illustrere i næste indlæg, men for ren ullage blow-down vil man typisk se en langsomt stigende Isp. Hvis startacceleration er for lav, vil man typisk opleve et lille dyk i Isp før end man ser den langsomme stigning

Måske har jeg ikke fanget det, men vil man designe dysen til optimal ekspansion ved sealevel?

Det afhænger igen helt og holdent af hvad ens formål med flyvningen er. Som udgangspunkt plejer man at optimere ekspansionen til den flyvehøjde hvor man har lavest thrust-to-weight-ratio (TTWR) for et givent dynamisk tryk. For en orbital booster vil det typisk ligge et sted mellem 5000m-10000m, hvorimod det for en sounding rocket godt kan give mening at ekspandere til sea level, for at løfte størst mulig payload af rampen.

Nu er der nogle fine diagrammer over O/F og kammertryk, men det kunne egentligt være spændende at se diagram over ISP som funktion af ethanol styrke.

Det er noteret, jeg skal prøve at tage sådan en graf med i afsnit 3.

Med hensyn til krav om lang brændkammer til ethanol hvad er der så lige der gør at det skal være længere end hvis det er RP-1? Har vandindholdet nogen indflydelse på den længde?

Vandindholdet spiller kraftigt ind her, ligesom viskositet og injektortopologien. RP-1 fungerer eksempelvis rigtig godt i swirl-injektorer, og den større stay-time i kammeret man opnår med den form for injektor, gør at det også kunne være interessant at teste metoden med en mindre vandig form af LOX/Ethanol også.Jeg har ikke kendskab til at det har været prøvet før. Injektor-metoder er i det hele taget noget vi kommer til at diskutere rigtig meget fremover, det er jo her slaget skal slås når man designer større raketmotorer.

Hvordan laver og ikke mindst beregner man omstrømningskøling hvis hvis man går over til LNG? Jeg går ud fra at man så vil have en bifase i kølekappen. Det lyder langhåret. På samme måde hvordan designer man en injektor hvor det er et mix af damp og væske?

Det er ganske rigtigt langhåret! Man kan godt køle med gasfase, men man skal være uhyre opmærksom på hvor i kølekaviteten man har fasetransitionen. Der findes beregningsmodeller for den slags, men realiteterne er at de ikke er specielt præcise. I amatørsammenhæng ville metoden derfor nok være ret trial-and-error baseret, hvilket giver et betragteligt minus i karakterbogen til LOX/LNG rent udviklingsmæssigt.

Jeg håber det kunne give svar på et par spørgsmål (og sikkert også afføde et par nye).

Mvh Jonas

  • 1
  • 0

Damptabellen giver kogepunktet som en funktion af trykket. O2 koger ved -183 deg.C og 1 barg. Ved at hæve trykket til 15 barg stiger kogepunktet -145 deg.C.

Vi misforstår vist hinanden, så lad mig omformulere: Hvad skal man hæve trykket til for at opnå et kogepunkt på 20 grader C?

For O2 og CH4?

(Jeg tror ikke meget på at hæve temperaturen til det der lige er nødvendigt, for fordampningsvarmen vil snart gøre kål på dette overtryk)

  • 0
  • 0

Hvad skal man hæve trykket til for at opnå et kogepunkt på 20 grader C?

Det kan ikke lade sig gøre med LOX... Det har ikke et kogepunkt ved 20C uanset tryk..!

Det er som sagt fordi vi er over det kritiske punkt, så det optræder ikke som væske og gas i traditionel forstand...

Lidt ligesom du heller ikke kan smelte tøris ved atmosfærisk tryk (det går direkte til gasform). Der er det bare fordi vi er på den forkerte side af triple-punktet istedet.

  • 0
  • 0

Tak til Jesper og Peter. Det er godt at lære noget, og nogle gange er man nødt til at stille dumme spørgsmål.

Som jeg husker det, var tryksætning af LOX et problem der blev undersøgt i temmelig lang tid - uden egentlig at man fandt et godt resultat. Bortset fra turbopumpen, altså.

Farvel til VaPak?

  • 0
  • 0

@Peter Madsen

CS har udført forsøg i 2010 omkring selvtryk sætning af LOX.

Ved forsøget blev en 30 liters LOX tank påfyldt til 65 % fyldning og efterladt til passiv opvarmning fra omgivelserne. .........

Problemet opstår når man nu åbner for LOX flow. Det gjorde vi den gang og vi udtømte de 20 liter LOX på såden noget som 10 sek. Trykket kollapsede, og det samme gjorde vores oprindelige koncept, som netop var selvtryk sætning.

De eksakte data ligger i CS mail liste.

Det er fint, at man allerede har lavet forsøg, og jeg opfordrer CS til at offentligøre de eksakte data.

... er systemet stabilt med et tab på ca 1 kg / minut i HEAT 1X størrelse.

Et tab på 1 kg/minut svarer til knap 5 kW. Dvs at tryksætning ved naturlig opvarmning er ikke helt urealistisk. Et par blæsere, kaffe og tålmodighed kunne gøre tricket.

I situation 2 skal der tilføres meget store mængder varme for at holde trykket oppe ved fordampning af LOX.

Så meget at det kræver en urimeligt stor hedeflade, hvis ikke hedeflade belastningen skal bliver kritisk høj.

Jeg forstår ikke hvad der menes med hedeflade. Efter start må fordampningsenergien komme fra den masse, der i tanken. Med O2 15 barg og tihørende -145 deg.C kræves knap 10 kJ/l volumen, som skal kompenseres ved at vædske konverteres til gas. Man synes det burde fungere, men når test viser det modsatte bliver man skeptisk.

En fejlkilde kunne være at gas og vædskefasen ikke har samme starttemperatur. Man kunne bygge et kammer i tanken med åbning nedad, som en dykkerklokke, hvor gasfasen kunne stå. Herved vil den initiale ullagevolumen nødvendigvis have samme temperatur som vædskefasen. Efter start vil man have ekstra areal på skillefladen mellem gas og vædske.

  • 1
  • 0

Problemet opstår når man nu åbner for LOX flow. Det gjorde vi den gang og vi udtømte de 20 liter LOX på såden noget som 10 sek. Trykket kollapsede, og det samme gjorde vores oprindelige koncept, som netop var selvtryk sætning.

Var der ikke noget med, at der var en flydende og isolerende plade mellem LOX og GOX? En sådan vil effektivt forhindre VaPak systemet i at fungere.

En fejlkilde kunne være at gas og vædskefasen ikke har samme starttemperatur.

Det kan meget vel være årsagen; men det bør også kunne klares med en ventilatorvinge øverst i tanken, som rører rundt i GOX, så den kommer i kontakt med LOX og afgiver evt. overskudsvarme.

  • 0
  • 0

Trykket kollapsede, og det samme gjorde vores oprindelige koncept, som netop var selvtryk sætning.

Var der ikke noget med, at der var en flydende og isolerende plade mellem LOX og GOX? En sådan vil effektivt forhindre VaPak systemet i at fungere.

En fejlkilde kunne være at gas og vædskefasen ikke har samme starttemperatur.  

Det kan meget vel være årsagen; men det bør også kunne klares med en ventilatorvinge øverst i tanken,

Tjah .... CS, ref Peter Madsen, har udført forsøg, som lader til at være i modstrid med det man kan regne sig til. Det må være i CS' interesse (personlig er jeg nysgerrig), at finde data fra dette forsøg frem. Når vi ser forsøgsresultaterne vil det give mere mening, at filosofere over problemet og dets løsninger.

  • 0
  • 0

En fejlkilde kunne være at gas og vædskefasen ikke har samme starttemperatur. Man kunne bygge et kammer i tanken med åbning nedad, som en dykkerklokke, hvor gasfasen kunne stå. Herved vil den initiale ullagevolumen nødvendigvis have samme temperatur som vædskefasen. Efter start vil man have ekstra areal på skillefladen mellem gas og vædske.

Problemet med kollaps af trykket i GOX er ret sikkert ikke at gassen er koldere end vaedsken ved dennes kogepunkt ved det givne tryk i startsituationen. Det ville ikke rigtig give mening - hvordan ville den blive det - gassen ville fortaettes og ny gas ville fordampe.

Det store problem er at gassen udfoerer et arbejde som den ekspanderer og trykker GOX ud gennem injectoren. Det arbejde saenker gassens temperatur som dernaest udfaeldes og dette resulterer i tryk-kollaps. Gassen har en ret lille varmekapacitet saa energien til arbejdet med at presse LOX'en ud under tryk bliver noedt til at komme ved at saenke temperaturen af LOX'en ved yderligere fordampning.

Hvis raketten har 80cm diameter og medfoerer 2m^3 LOX skal der bruges ~4MJ paa at trykke LOX'en gennem dysen ved 20 bar. Derudover skal der fordampes 2000 liter ilt ved 20 bar ~56kg hvilket er ~12MJ.

Den specifikke varme for LOX er 1.7kJ/kg K saa starter vi med to tons vil det blive afkoelet ~4.7 grader. Det er meget paa meget kort tid og jeg har en skummel mistanke om at det er derfor trykket kollapser.

  • 0
  • 0

Problemet med kollaps af trykket i GOX er ret sikkert ikke at gassen er koldere end vaedsken ved dennes kogepunkt ved det givne tryk i startsituationen. Det ville ikke rigtig give mening - hvordan ville den blive det - gassen ville fortaettes og ny gas ville fordampe.

Gassen er helt sikkert ikke koldere end vædsken. En fejlkilde kan være, at gassen er varmere end vædsken. Hvilket ikke er usandsynligt idet energy inflowet er nogenlunde constant over hele tankens overflade, men da gas har lavere varmekapacitet end vædsken vil det medføre en tilsvarende øgning af temperature. Men denne betragtning bør kunne afklares af det forsøg CS, ref Peter Madsen, allerede har udført.

Den specifikke varme for LOX er 1.7kJ/kg K saa starter vi med to tons vil det blive afkoelet ~4.7 grader.

4.7 deg.C vil i runde tal svarer til 5 barg, hvilket næppe kan beskrives som et kollaps. Hvilket bringer frem til, at der må være en dynamik udover den rent quasistatiske. Men igen; det bør et forsøg kunne afklare, en god start kunne være at grave det, det allerede er udførte, forsøg op.

  • 1
  • 0

Gassen er helt sikkert ikke koldere end vædsken. En fejlkilde kan være, at gassen er varmere end vædsken. Hvilket ikke er usandsynligt idet energy inflowet er nogenlunde constant over hele tankens overflade, men da gas har lavere varmekapacitet end vædsken vil det medføre en tilsvarende øgning af temperature. Men denne betragtning bør kunne afklares af det forsøg CS, ref Peter Madsen, allerede har udført.

Hvis gassen er varmere end vaedsken vil det ikke vaere en fejlkilde men en bonus. Det vil saaledes vaere muligt for gassen at udfoere et arbejde - presse LOX ud - og blive koldere uden at behoeve at kondensere.

Naar gassen er paa kogepunktet vil den koeles ned naar den udfoerer et arbejde - blive underafkoelet og kondensere. Kollaps af tryk. Den kondenserede (kolde) LOX skal saa erstattes af frisk fordampet LOX.

Den specifikke varme for LOX er 1.7kJ/kg K saa starter vi med to tons vil det blive afkoelet ~4.7 grader.

4.7 deg.C vil i runde tal svarer til 5 barg, hvilket næppe kan beskrives som et kollaps. Hvilket bringer frem til, at der må være en dynamik udover den rent quasistatiske. Men igen; det bør et forsøg kunne afklare, en god start kunne være at grave det, det allerede er udførte, forsøg op.

Spoergsmaalet er ogsaa hvor hurtigt LOXen kan bringes til at fordampe. Hvis ikke der er tilstraekkeligt med urenheder i tanken er der ikke saa mange steder det kan begynde at boble fra. Et fint alu-gittter i tanken kunne muligvis hjaelpe.

  • 0
  • 0

Hvis gassen er varmere end vaedsken vil det ikke vaere en fejlkilde men en bonus.

Temperaturen på gas fasen er givet af trykket, forholdet mellem tryk og temperature findes i damptabellen. Hvis tankindholdet ikke er i ligevægt kan vædskefasen være koldere end gassen. Det er et ikke ukendt fænomen, bare se på en halvtom olietønde en tidlig morgen, hvor kondensen på tønden tydelig viser nieauet i tønden. Derfor er det ikke korrekt, at sige det er bonus at gassen er varmere end vædsken. Korrekt formuleret kan vædsken være koldere end gassen, den lavere temperatur dækker over en manglende energi, som man så ikke har til at fordampe vædske og vedligholde gastrykket.

Spoergsmaalet er ogsaa hvor hurtigt LOXen kan bringes til at fordampe. Hvis ikke der er tilstraekkeligt med urenheder i tanken er der ikke saa mange steder det kan begynde at boble fra. Et fint alu-gittter i tanken kunne muligvis hjaelpe

Det er akkurat spørgsmålet, jeg er samtidig enig i at korrekt udformet internals i tanken vil kunne have en positiv effekt. Om internals skal være et kammer, gitter, noget andet eller en kombination må praktiske test afgøre.

Men har CS data for det forsøg Peter Madsen refererer til? Eventuelt hvis Peter Madsen ligger inde med data. Det kunne være fint med nogen målinger på bordet?

  • 1
  • 0
Bidrag med din viden – log ind og deltag i debatten