rumfart på den anden måde cs banner bloghoved

At designe en rumraket - Trin 2/3

Kære Læsere,

Velkommen tilbage fra kaffemaskinen. Jeg håber, I igen er klar til at kigge nærmere på dimensioneringen af vores rumraket.

Vi har en del, vi skal igennem denne gang, så jeg vil tillade mig at fortsætte, hvor vi slap uden for meget omsvøb; nemlig med selve beregningsmodellen og resultaterne af dimensioneringsopgaven. Indledningsvist er det dog nødvendigt at introducere de nøgleparametre, som vi dimensionerer systemet efter, og som benyttes til at vurdere om en konkret konfiguration er tilstrækkelig.

  • Apogee: Det giver næsten sig selv, men det er naturligvis et krav, at en given konfiguration af systemet kan flytte vores kapsel til en højde større end 100 km. Tilsvarende ønsker vi dog ikke at gå meget højere end 120 km af hensyn til reentryhastigheden, så vi skal helst ramme dette interval uden at spilde for megen masse på ballast.
  • GLOW: Et raketteknisk fagterm, der forkorter "Gross Lift-Off Weight" og angiver den samlede vægt, som vi skal have til at løfte sig fra rampen. Dvs. astronaut, kapsel, airframe, faldskærme, ballast, brændstof osv.; altså startvægten af systemet. Det er den parameter, der bestemmer størrelsesbehovet for motorens initiale trykkraft for en given TTWR, hvilket er en dimensioneringsmæssig nøgleparameter.
  • TTWR: Thrust-To-Weight-Ratio er den anden parameter, der relaterer sig til forholdet mellem stakkens samlede masse og motorens trykkraft på et givent tidspunkt. Det er den, vi piller ved for at sikre rimelig G-påvirkning af astronauten og fornuftig belastning af rakettens airframe. Samtidigt benytter vi initialværdien TTWR0 til at opnå en startacceleration, som sikrer en acceptabel minimumshastighed, når raketten forlader rampen, hvorved vi også reducerer belastningen på guidancesystemet i denne meget kritiske fase.
  • Max-Q: Betegner det maksimale, dynamiske tryk på rakettens airframe, som opstår, når kombinationen af fartøjets hastighed og luftens densitet antager sin maksimale værdi for en given flightprofil. Strukturelt skal airframen dimensioneres til at håndtere denne påvirkning med en acceptabel sikkerhedsmargin.
  • L/D Ratio (LDR): Er kort for "Length/Diameter Ratio" og angiver forholdet mellem rakettens længde og diameter. Dette er måske én af de vigtigste, indirekte parametre i et raketdesign overhovedet, da den relaterer sig både til designets dynamiske stabilitetsmargin og hvor kompliceret en fysisk model af raketten, man har behov for i guidancesammenhæng.
  • Isp Efficiency: Er en inputparameter, der fortæller, hvor stor en %-del af den teoretisk opnåelige Isp for en given brændstofkombination man forventer at kunne realisere i et givet motordesign. Bemærk at det i praksis er umuligt at nå 100% pga. de latente tabsmekanismer i en raketmotor. De bedst performende designs når dog i størrelsesordnen 94-98% med stor pålidelighed. I CS-sammenhæng er vi imidlertid nødt til at være realistiske og konservative i vores dimensionering mht. de materialer og fabrikationsmetoder, vi har til rådighed, samt med hvilke tolerancer, vi kan producere store motorer. Summasummarum er barren sat konservativt lavt til 80%, hvilket, som vi skal se senere, er tilstrækkeligt til at løse opgaven indenfor de udstukne rammer. Det levner os dog en rimelig margin for forbedringer af det samlede design, dersom vi skulle være i stand til pålideligt at realisere en højere effektivitet.

Allerede nu vil I måske sidde med en fornemmelse af, at der er tale om et enormt antal variable parametre og kombinationsmuligheder og derved et voldsomt stort løsningsrum. Dog er mange inputs til beregningsmodellen indbyrdes afhængige. Hvis jeg eksempelvis har en Ø800-raket, vil en dyse exit-diameter på Ø1500 måske ikke være optimal for flyvning i den lavere atmosfære af såvel aerodynamiske som termodynamiske årsager. Det faktum kan vi udnytte til at etablere nogle problemafgrænsninger, som letter beregningsbyrden en smule, ved at luge ud i de urealistiske kombinationsmuligheder.

Derudover har vi nogle rent rakettekniske begrænsninger mht. hvad der rent faktisk gør et konkret design praktisk realiserbart samt stabilt og robust overfor forstyrrelser. I raketspeak vil man sige, at designet er 'feasible', dersom det rent faktisk kan flyves, eller 'unfeasible', hvis der er tale om en syg høne, der kun kan flyve på papiret. Lad mig i den sammenhæng vende tilbage til LDR-parameteren for et øjeblik og forklare, hvorfor netop den agerer et af de primære kriterier for at opnå et 'feasible' design. LDR knytter sig nemlig til begreberne dynamisk stabilitet og mekaniske resonanser.

En rakets dynamisk stabilitet er et udtryk for, hvorledes den under fri flyvning reagerer på en forstyrrelse. Det kunne være en påvirkning i form af et kraftigt vindstød, en transient i motorens forbrænding, et asymmetrisk shock omkring Mach 1 eller noget helt fjerde. I sådan en situation er det de dynamiske stabilitetsegenskaber, der afgør hvordan raketten reagerer på forstyrrelsen.

Den dynamiske stabilitet rummer i sig selv to aspekter; nemlig det, der kaldes det korrigerende moment og det dæmpende moment. Førstnævnte er et udtryk for den kraft, der søger at bringe raketten tilbage mod en angle-of-attack (AOA) på 0, hvilket vil sige, at rakettens næse peger i bevægelsesretningen. Momentet leveres primært af rakettens finner, men også næsekeglen og alle andre elementer, der 'stikker ud' på raketten, bidrager enten positivt eller negativt. Det korrigerende moment er stærkt hastigheds- og AOA-afhængigt, men også den instantane placering af rakettens Cg og Cp (center-of-gravity, center-of-pressure) er væsentlig. Derfor varierer størrelsen af momentet heftigt under flyvningen, hvis AOA ikke er 0. Det dæmpende moment er det korrigerende moments mindre aggressive lillebror, som forsøger at forhindre sin storebror i at skubbe raketten tilbage mod 0 grader AOA alt for hurtigt. Udfordringen er bare, at det dæmpende moment er stærkt afhængigt af rakettens længde qua dens inertimoment, hvorfor LDR direkte siger noget om, hvorvidt storebror eller lillebror er ved at vinde kampen med et meget langsomt, overdæmpet respons eller et hurtigt, underdæmpet respons på en forstyrrelse til følge.

Der kan til en vis grad arbejdes med finnernes størrelse, rakettens massefordeling og næsekeglens udformning for at opnå det ønskede respons ved små AOA-afvigelser, men hvis raketten har en meget stor LDR rammes vi tillige af et andet problem, nemlig strukturens mekaniske resonanser. Pludselig kan vi ikke længere betragte vores raket som et stift legeme, og så er fanden altså løs i amatørraket-laksegade!

Hvorfor nu det? Jo, lad mig komme med et illustrativt eksempel: Forestil jer at I holder et sugerør (rakettens airframe) på højkant med to fingre på midten. Nu sætter I en god klump modellervoks på hver ende af sugerøret (svarende til en tung kapsel i toppen og en tung motor i bunden) og bevæger hånden sideværts i ryk. Hvad sker der så? Jo, hvis sugerøret er kort (LDR er lav), sker der ikke specielt meget. Sugerør og modellervoks agerer som et stift legeme. Men hvis sugerøret er langt (LDR høj for samme godstykkelse), vil I opleve, at røret udbøjer en smule, når det accelereres. Gentager I øvelsen med fingrene placeret et andet sted på sugerøret (svarende til at den forstyrrende krafts angrebspunkt flyttes), vil I opleve endnu et andet respons. Altså har vi nu skabt et system, der ikke længere har egenskaber som et stift legeme, og tilsyneladende har forskelligt respons afhængigt af hvor kræfternes angrebspunkt er.

Raketmæssigt er det et problem, der tackles på daglig basis i professionelle sammenhænge, men det er hverken nemt eller trivielt. Langt fra. Konkret er udfordringen, at raketten bærer et sæt sensorer (typisk gyroskoper) som bruges til at beregne flyveretningen mange gange i sekundet. Hvis man må opgive betragtningen om det stive legeme, er det pludseligt meget væsentligt, hvor de gyroskoper er placeret i raketten. Hvis eksempelvis guidancesystemet reagerer på en ekstern forstyrrelse og kommanderer en korrektion i én retning, kan man pludselig befinde sig i en situation, hvor rakettens næse har en AOA i en retning, gyroskopet mener vi bevæger os i en anden retning og motorens thrustvektor er i en helt tredje retning. Skævvridningerne er typisk små, men uden eksterne referencepunkter er den introducerede fejl desværre integrerende. I den situation kan man guidancemæssigt meget hurtigt gøre ondt værre, hvis ikke man på forhånd ved hvordan raketten reagerer strukturelt. Og forhåndsviden er en rasende dyr ting i raketsammenhæng.

Illustration: CS

Figur 1: Den primære laterale mekaniske mode i en ikke-stiv raket illustreret. (Figure: R.E. Hanna)

Årsagen er, at i den situation er rakettens opførsel afhængig af alle mulige parametre udover de rent strukturelle, såsom tankenes fyldningsgrad og tryk, evt. sloshing, rakettens egenhastighed, rotationsrate og flowregime, turbopumpernes spin-hastighed og inerti, AOA osv osv. Det kan hurtigt blive meget grimt, og i praksis må man ty til det, der kaldes feed-forward regulering, hvor man regulerer på basis af en ret detaljeret model af alle de her parametre. Det kræver et intimt kendskab til rakettens egenskaber og dens flightprofil, som det ofte tager mandeår at opnå for et givet design. Her bør man dog have in mente, at professionelt SKAL problemet løses, da man død-og-pine er nødt til at kommandere minimum én stor pitchmanøvre, hvis man gerne vil sende noget i kredsløb med en rimelig nøjagtighed. I CS-sammenhæng er vi heldigere: Vi ønsker ikke at foretage nogen større manøvrer, men udelukkende at lave en langsom korrektion af forstyrrelser for at holde banen vertikal og lateralhastigheden på nul.

Det perspektiv simplificerer reguleringen betragteligt, men kun hvis vi kan gøre brug af modellen med raketten som et stift legeme. Altså skal vi have rakettens LDR ned i et acceptabelt leje for en given diameter, sikre en rimeligt stor stivhed i strukturen samt forhindre sloshing af oxidizer og fuel. Det er helt essentielt.

For vores dimensionering af rumraketten har det store implikationer. Det betyder, at vi ikke bare kan forlænge en raket med en given diameter og hælde ekstra brændstof på for at nå 100 km uden at komme i problemer. Det er selvfølgelig muligt at lave en stivere raket med diverse krumspring såsom større godstykkelse, interne struts, dobbeltvæggede honeycombpaneler osv., men realistisk set og for en amatørbygget raket giver LDR og rakettens dynamiske respons rigtig god mening som dimensioneringsparametre. De sikrer i hvert fald, at vi forbliver i den tekniske komfortzone, hvor vi VED, at vi kan komme i mål guidance- og stabilitetsmæssigt med nær first-principle-metoder.

Hvor stor skal LDR så være? Ja, her er der vanen tro et par tommelfingerregler. En LDR i regionen 8 til 15 giver typisk det bedste udgangspunkt. Under 8 begynder at koste på det dæmpende moment med det resultatet, at raketten bliver meget 'livlig' med øgede guidancekrav til følge. 15-20 kan gå, men er den region, hvor man skal til at kigge alvorligt på en mere detaljeret model af rakettens dynamik. Over 20 er der som udgangspunkt ingen vej uden om de mere avancerede modeller, da raketten reagerer meget beredvilligt på eksterne forstyrrelser, og det ville nok være en god idé at have en stor pakke Valium med til launch day. Væsentligt over 20 er det måske en god idé supplere Valiumen med store mængder alkohol og eventuelt en pagt med de højere magter der involverer noget med nogle førstefødte...

Nå, tilbage til sagen. Vi skal nu have etableret en model af fysikken, der er på spil i vores beregninger; dvs. selve raketstakken bestående af kapsel og booster med de rette materialeparametre, tankvægtykkelser, massefordelinger etc. samt den differentialligning, der udtrykker rakettens egenbevægelse i vores Sputnik-centrerede koordinatsystem:

[latex] \frac{dv}{dt} = \frac{1}{M}\left(\left(P_e - P_a\right)A_e+\frac{dm}{dt}V_e - F_D\right)-g_0 \cdot sin \theta[/latex]

hvor v angiver rakettens hastighedstilvækst over tidsrummet dt. Selve ligningen ser forjættende simpel ud taget i betragtning hvor kompliceret et problem den beskriver. Husk dog på at de enkelte delelementer rummer alle de modeller vi har diskuteret i tidligere blogindlæg her og her, og derved i sig selv udgør differentialligninger. Det betyder, at vi direkte formulerer og løser hele beregningsproblemet som et sæt koblede differentialligninger, der kan tackles numerisk.

Så, ikke mere udenomssnak. Nu er vi nået til selve beregningsarbejdet. Vi lægger fra land med at kigge på Ø637-formatets kapabiliteter bærende vores 300-kg kapsel og en von Karman-næsekegle. Det handler om at fastslå, hvorvidt vores CS-astronaut kan nå rummet i det raketformat med en given brændstofkombination, mængde og power cycle, når vi samtidig skal tage hensyn til alle de førnævnte nøgleparametre for en 'rigtig' raket. Mellem hver udregning justeres på én inputparameter med det formål at se, hvordan de andre parametre udvikler sig for at holde apogee lige over 100 km. Af hensyn til længden af dette indlæg har jeg i det følgende udvalgt, hvad jeg opfatter som de mest interessante delresultater. Hav derfor in mente at der er blevet gennemregnet godt 400 forskellige konfigurationer af raketten, så der udelades altså en del mellemregninger her for at øge læsbarheden.

Figur 2: Ø637 konfiguration med LOX/Ethanol/H2O i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Kig godt på det første delresultat herover. Rakettens geometri er vist skematisk med næsekeglen øverst. Derefter følger kapslen (med statiske finner), avionicssektionen, fueltanken, interstage, LOX-tanken og motorsektionen (med finner). Dernæst har vi plots af en række nøgleparametres udvikling henover flyvningen. Bemærk at udregningen af nogle af de dynamiske parametre såsom eksempelvis heating rate stoppes ved burnout af motoren, hvorfor de altid viser 0 når motoren ikke kører. Den gule boks til højre viser desuden en række af de mest kritiske outputs fra beregningen, herunder LDR, GLOW og den påkrævede liftoff thrust.

I den viste konfiguration opererer raketten i ullage blow-down mode med LOX/ethanol/H2O kombinationen som vi kender den fra HEAT 2X. Man kan trimme lidt frem og tilbage på inputparametrene, men vi kan ikke ændre væsentligt på udfaldet her. For at nå 100 km i denne konfiguration skal vi altså op på 2500 kg brændstof, når vi tager alle effekter med i beregningen, hvilket resulterer i et fuldstændigt urealistisk LDR. En 20-m raket i Ø637 vil være så følsom overfor AOA, at der skal en exceptionelt god prediktiv regulator til at styre den, og selv da vil enhver flyvning blive held-baseret, hvis man ikke har meget snævre vejrkriterier for launch. Den går ikke. Udfra det perspektiv at vores projekt skal ende med 'path of least resistance' for en bemandet flyvning til 100km, er det er alt for usikker en konfiguration.

Er der så andre optioner i Ø637? Vi kunne jo prøve at kigge på LOX/petroleum kombinationen i stedet:

Figur 3: Ø637 konfiguration med LOX/Petroleum i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Hm, ja som tallene tydeligt viser, hjælper det os desværre ikke stort. Rakettens LDR sænkes ganske vist lidt pga. ændringen i blandingsforhold imellem LOX og fuel, men vi udnytter stadig brændstoffet alt for dårligt. Som kammertrykkurven viser, bliver der igen tale om et meget langstrakt burn ved lavt kammertryk, idet vi her dimensionerer efter en lav startacceleration for at kunne øge GLOW. Resultatet for LOX/methan i blow-down ender i et endnu dårligere LDR end LOX/petroleum pga. methans lave densitet. En sidste option for Ø637 kunne selvfølgelig være at hive den helt store kanin op af hatten i form af en turbopumpe:

Figur 4: Ø637 konfiguration med LOX/Petroleum og turbopumpe. (Figur: CS)

Ok, selv med turbopumpen ombord og den massefordel det giver på tanksiden kan vi altså ikke presse LDR under 20. Derudover giver turbopumpen også en meget aggressiv flightprofil med store aerodynamiske tab til følge samt en betragtelig varmepåvirkning. Kammertrykket kunne givetvis sænkes og der kunne vindes noget af det tabte tilbage, men konfigurationen bliver aldrig rigtig en 'feasible' kandidat. Altså kan vi nu også fra raketteknisk hold definitivt udelukke Ø637 formatet. Overvejelser vedr. de humanfysiologisk sikkerhedsmæssige aspekter nåede iøvrigt frem til samme resultat ("Humane udfordringer - Afsnit 2").

Hvad så nu? Ja, den næste, vi havde på listen var Ø796, så lad os kigge nærmere på den:

Figur 5: Ø796 konfiguration med LOX/Ethanol/H2O i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Først i ullage blow-down mode med LOX/ethanol/H2O, hvor vi med det samme bemærker at GLOW er steget til 4,3 ton og motorens initialthrust qua dette er røget helt op på 106 kN. På den positive front afstedkommer det dog, at LDR er faldet til 21, så vi nærmer os.

Lad os prøve med petroleum:

Figur 6: Ø796 konfiguration med LOX/Petroleum i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Hælder vi i stedet petroleum på fueltanken kan vi få GLOW under 4 ton og motoren under 100KN, men LDR er stadig så langt fra komfort-zonen at vi ikke kommer i mål med blow-down metoden i Ø796. Ikke engang hvis vi indvandt noget ullagevolumen og kørte VaPak mode med methan i stedet. Altså skal vi tilbage til turbopumpen for at afgøre, om Ø796 formatet overhovedet har en chance:

Figur 7: Ø796 konfiguration med LOX/Petroleum og turbopumpe. (Figur: CS)

Turbopumpen gør vanen tro mirakler ved GLOW, og omend LDR stadig er lidt til den høje side, så er 67 kN på motoren altså væsentligt nemmere at realisere. Pumpen medfører dog igen en stor belastning på varmeflux og dynamisk tryk, så kammertrykket kunne med fordel sænkes en smule. Så konklusionen mht. Ø796 bliver, at formatet er plausibelt, men teknisk meget krævende at realisere, fordi der ikke rigtig er nogen form for margin i designet; selv når det baseres på en turbopumpet topologi. Rimelig margin kan faktisk kun realiseres ved at køre pumpet og samtidig opnå en Isp effektivitet på mere end 95% . For en konservativ ingeniørtype som mig selv er det alt for stor en risiko at acceptere på dette tidlige udviklingsstade, så vi må nødvendigvis sende Ø796 ud i mørket og gå højere op.

Næste levende billede er således Ø955 formatet:

Figur 8: Ø955 konfiguration med LOX/Ethanol/H2O i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Ok, Ø955 med LOX/Ethanol/H2O i ullage blow-down er faktisk en rigtig interessant konfiguration, for det er første gang vi ser et design, der rent faktisk kan løse opgaven i sin basale form, uden at en af nøgleparametrene render helt i skoven. LDR er som den pumpede variant af Ø796 lidt til den tunge side, og GLOW/initialthrust ligeså, men det er plausibelt.

Med petroleum ser det således ud:

Figur 9: Ø955 konfiguration med LOX/Petroleum i ullage blow-down mode. (Figur: CS)

Et skift til petroleum giver vanen tro et lille performance-boost på nøgleparametrene med et minimum af øget teknisk kompleksitet, og denne gang er det faktisk nok til at bringe LDR lige under 15. Initialthrusten ligger dog stadig over 108 kN pga. den høje GLOW, så designet, omend plausibelt, har ikke helt nok margin til at vi kan kalde det 'feasible' uden at have øget detaljeringsgraden i modellen først.

Kaster vi igen blikket på den pumpede udgave, så er svaret rimeligt entydigt: Her opnås den nødvendige performance på alle parametre med en relativt lille motor på 80 kN og et tilsvarende beskedent GLOW, men det dynamiske tryk ender på voldsomme 10 ton med en stor varmeflux til følge. Disse faktorer kan man designe sig ud af strukturelt, men det er ikke helt hensigtsmæssigt.

Figur 10: Ø955 konfiguration med LOX/Petroleum og turbopumpe. (Figur: CS)

Så hvad gør vi nu? Er vi virkelig nødt til at pumpe Ø955 for at komme ned i vores tekniske komfort-zone på alle nøgleparametre med lidt margin at give af? Eller skal vi vitterligt op i endnu større diametre for at få designet til at fungere? Hmmm... Jeg ringer til moster Oda (hende med SAAB dragraceren) og klager min nød.... Hun minder mig om, at der er et lille trick, vi ikke har gjort brug af endnu. Vi kalder det Dynamic Pressure Regulation (DPR).

Rationalet er, at det vi har behov for, egentlig kun er at øge kammertrykket et stykke tid for at opnå bedre udnyttelse af det brændstof, vi har ombord i raketten. Det er reelt, hvad man opnår med turbopumpen, altså at man kan opbevare sit brændstof ved relativt lavt tryk og så pumpe det ind i motoren med et konstant højere tryk. Men i og med, at Ø955 er tæt på målet alene i ullage blow-down mode, er turbopumpen faktisk overkill her. Vi skal egentlig bare have løftet kammertrykskurven en smule for at realisere den nødvendige margin, og her kommer DPR ind i billedet. DPR er nemlig en metode, der lader os emulere turbopumpen på et par punkter. Princippet er lidt en pendant til et man kender fra drag racing, hvor lattergas skydes ind i motoren for at øge iltindholdet i forbrændingen. Resultatet er en nærmest instantan forøgelse af motorens output - og ofte nogle fine stikflammer. Det er ikke fordi vi har tænkt os at tilsætte noget til forbrændingen her, men idéen med at have et separat højtrykssystem, som med en reguleret ventil kan øge forbrændingseffektiviteten, ligner til forveksling.

Med DPR tilføres rakettens tanksystem et højtrykssegment med en passende trykgas (eksempelvis helium eller nitrogen), samt to trykregulatorer; én til hver tank. Der opereres med en relativt lille tankullage på ca. 10 % i både LOX og fueltanken, og i takt med at tanken tømmes reguleres tanktrykket nu med et bidrag fra højtrykstanken. Det er altså nu muligt at fastholde eller generere en variabel thrustprofil i en del af burnet. I praksis får raketdesignet en gaspedal som engine controlleren kan trykke på for at generere en variabel og optimeret thrustprofil.

DPR har ikke den samme massegevinst som turbopumpen, idet vi stadig har brug for den store godstykkelse i LOX og fueltank, og fordi højtrykssegmentet selvfølgelig tilfører masse. Men når man laver udregningen viser det sig, at vægten af højtrykssystemet, regulatorer osv. lynhurtigt opvejes af den højere forbrændingseffektivitet i raketmotoren. DPR koster noget kompleksitet på tanksiden, men stadig væsentligt mindre end turbopumpen, og i praksis er der mestendels tale om en reguleringsteknisk opgave. Her har CS heldigvis allerede nogle kapaciteter at trække på, så teknologisk set er princippet væsentligt mindre risikabelt end alternativerne, og det tillader os at købe designmargin og fleksibilitet i flightprofilen uden at skulle give køb på specielt meget andet end GLOW. Hvis vi kigger på resultatet, hvor DPR er inkluderet, og raketten bærer en højtrykstank med 0.07m^3 helium ved 200 Bar som trykgas samt de tilhørende regulatorer og ventiler, så taler resultatet for sig selv:

Figur 11: Ø955 konfiguration med LOX/Ethanol/H2O og DPR. (Figur: CS)

I det viste scenarie har vi gjort det på den simplest tænkelige måde. DPR-systemet fastholder i virkeligheden bare tanktrykkene svarende til et kammertryk på 15 Bar, indtil vi løber tør for trykgas. Herefter går motoren over til en ullage-blowdown profil, som vi kender det fra tidligere. Men bemærk at vi nu på alle nøgleparametre ligger i det behagelige område, og vi har faktisk margin at give af på alle fronter!

Dette design er faktisk en ballon, man kan klemme en smule uden at den buler for meget i en anden retning, og det er præcis der vi skal være på det nuværende udviklingsstade. Det dynamiske tryk og heating rate kunne eksempelvis reduceres ved at lade DPR-systemet regulere tanktrykket lineært nedad, indtil trykgassen slipper op. Det er klart, at DPR-profilen er noget, der virkelig kan optimeres på, og noget, vi kommer til at skulle arbejde meget med, men metoden lader os faktisk komme i mål med kendte teknologier hele vejen rundt. Vi behøver i princippet ikke engang at skifte brændstof!

Efter mange overvejelser og beregninger er det her vi er landet: En Ø955-raket på knap 13 m og 4 ton med en 100 kN LOX/ethanol/H2O-motor og DPR-regulering, som rent faktisk KAN løfte vores astronaut og kapsel til 100 km med en fornuftig margin. Kapseldesignerne og humanfysiologen, som krævede mindst Ø800, er også glade, for nu bliver der god plads til både plysterninger og et inflight entertainment system i kabinen.

Tillad mig derfor uden yderligere omsvøb at overlade ordet til Carsten Brandts skarpe pen og introducere jer til raketten Spica og hendes endnu unavngivne kapsel. Copenhagen Suborbitals system til bemandet rumfart!

Spica (Illustration: Carsten Brandt)

Til dem der savner en ny desktopbaggrund, kan der hentes en udgave af billedet her.

Vi har nu gjort vores hjemmearbejde og afsluttet 1. design iteration. Alle kender derved de ydre specifikationer for det system, der skal skabes, men det er klart, at vi vil raffinere og detaljere designet som vi arbejder os fremad og får afprøvet implementationen af de enkelte undersystemer i praksis. Dog har vi med denne øvelse i systemdesign puttet et ret så betydeligt Es op i ærmet: Vi kan nu fortsætte udviklingen velvidende, at det reelt er muligt at udføre missionen indenfor det løsningsrum, vi har kridtet op. I mine øjne er det måske det mest væsentlige resultat af denne beregningstekniske eksercits, da det ikke alene betyder, at vi har fundet frem til et design, der kan løse opgaven, men også at dette design har margin på alle kritiske parametre til at absorbere endnu uerkendte tekniske udfordringer. Et fornuftigt udgangspunkt for enhver sund teknologiudviklingsprocess, ville jeg mene.

Så: CS go with throttle up!

Næste gang kigger vi nærmere på vores slagplan for udviklingen af Spica og hendes mange undersystemer. Derudover vil der også være detaljeret fokus på teknologiudviklingsprocessen for motoren. I den forbindelse tør jeg godt røbe, at vi allerede har taget første spån på arbejdet med den næste motor. Exciting times indeed!

På gensyn...

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

Formlen for dv/dt ses helt uformateret i visse, ældre browsere (f.eks. IE 8).

I så fald anbefales en nyere browser (F.eks. Chrome). Så bliver formlen mere overskuelig.

  • 0
  • 0

Tak for en god blog.

kan godt forstå at i på nuværende stadie kan være lidt betænkelige omkring pumpet udgave, omvendt virker det lidt mystisk at pumpen tilsyneladende kun magter at køre 100% ydelse? hvis man bygger pumpet må det det vel forventes at den kan styres inden for et interval. f.eks 50/70-100%.

DPR delen har der jo været snakket/blogget en del om, og forsøgt i det gamle CS, uden at komme helt i mål med en brugbar løsning.

Da DPR løsningen er central for det nye design, kan du så ikke lave en ekstra blog for denne del, så vi kan få flere detaljer omkring den praktiske løsningen.

Mvh Steven

  • 1
  • 0

Se det er lige præcist den slags beskrivelser der gør at jeg aldrig har været i tvivl om at jeg skal fortsætte med at støtte jer!

(også selv om min indre Von Braun gerne vil have en H2O2/KMnO4 turbopumpe, men 'han' må nøjes... :-)

Fortsåt endeligt med det fremragende arbejde.

Søren Koch

  • 9
  • 0

Jeg tror at den model de vil bruge her muligvis vil være en simpel elektronisk styret 'bang-bang' regulator i form af en ventil der enten er lukket eller åben. Når du har 10% ulage volumen at gøre godt med, vil trykpulser fra en sådan regulering kun i meget begrænset grad kunne ses i thrust (ulagevolumen virker som 'lavpas filter')

Søren Koch

  • 0
  • 0

Steven Lose:

Da DPR løsningen er central for det nye design, kan du så ikke lave en ekstra blog for denne del, så vi kan få flere detaljer omkring den praktiske løsningen.

Selvom vi har gjort os en del tanker om det, er det jo et emne, som ville være egnet til en debat. Så værs'go'.

  • 1
  • 0

Jeg tror at den model de vil bruge her muligvis vil være en simpel elektronisk styret 'bang-bang' regulator i form af en ventil der enten er lukket eller åben.

Vi kigger nu på noget lidt smartere. Visse typer af kugleventiler tillader at man bruger dem til at regulere med, se fx Goscos Vari-V ventiler. De fås med forskellige åbningsprofiler (også custom made, hvis man vil have sit helt eget). http://goscovalves.com/sclass/variv/

  • 6
  • 0

Er sgu lidt ærgerlig over, I ikke længere ser jer i stand til at bygge en HEAT1600 med dertilhørende rumkapsel. Den var jeg helt og aldeles forelsket i.

Det smagte lidt af satellitter, flere trin, og et fremtidigt dansk rumprogram. Men det var nu også meget ansvar at ligge på jeres skuldre.

Håber i lykkes med en evt. mindre raket.

Ad Astra :-)

  • 5
  • 0

.....lyder der et højt glædesudbrud der får skræmmer badevingerne af alle ungerne i poolen!

Hvilket indlæg. Hvilken beslutning. Hvilken raket!

Du formår fandme at opbygge læsernes adrealinniveau undervejs, Jonas - formelfortællingen sker med dramaturgisk præcision.

Det er F A N T A T I S K at rammedesignet nu er på plads. Fuck alle mulige og umulige detaljespørgsmål og kritiske klogeåge kommentarer. Nu skal vi bare fejre at Det Nye CS's systemtænkning nu for alvor beviser at dette ER muligt.

For these about to rocket, we salute you!

VH Jonas

  • 14
  • 3

Hej Steven

kan godt forstå at i på nuværende stadie kan være lidt betænkelige omkring pumpet udgave, omvendt virker det lidt mystisk at pumpen tilsyneladende kun magter at køre 100% ydelse? hvis man bygger pumpet må det det vel forventes at den kan styres inden for et interval. f.eks 50/70-100%.

Du har fuldstændig ret i at en pumpe i sagens natur vil kunne styres, men det har to meget væsentlige komplikationer. Det første er latenstiden på pumpens reguleringsrespons. Grundet dens inerti kan den ikke skifte hastighed instantant, hvilket bevirker at rakettens guidancesystem faktisk er nødt til at kompensere ret betydeligt hvis pumpens omdrejningshastighed skal ændres.

Dernæst er der så motoren. At lave en raketmotor der kan køre stabilt over 50% throttle er ekstremt kompliceret. Injektoren er jo designet til at køre optimalt ved et givet trykfald og flowrate, så hvis man pludselig reducerer denne med 50% og forsøger at stabilisere den på det niveau kan man risikere at lave alskens ulykker. Det går som regel bedre i blow-down fordi man her laver en glidende transition igennem hele throttle-rangen fra 100% til ~20%, hvilket bevirker at man passerer områder med instabilitet rimeligt hurtigt.

Når man laver motorer der skal kunne throttles dybt benytter man typisk en injektortype der hedder en pintle, da denne har de bedste egenskaber over en stor flow-range. Men de er heller ikke trivielle at få til at fungere.

Da DPR løsningen er central for det nye design, kan du så ikke lave en ekstra blog for denne del, så vi kan få flere detaljer omkring den praktiske løsningen.

Der skal nok komme mange flere detaljer om DPR setuppet i næste indlæg. Jeg vil inkludere et diagram af testsetuppet til den kommende motor, som illustrerer den praktiske implementation.

Mvh Jonas

  • 8
  • 0

Med mange lækre detaljer. Jeg føler mig enig i konklusionen, så det er da positivt. ☺ jeg er nok ikke den eneste der har ventet med længsel på det næste kapitel i historien.

Jeg må dog også indrømme at jeg gerne så nogle flere opdateringer der håndterer nogle af de underområder der har ledt til de her resultater. Fx må man for at stille modellen op have en ide om tank materiale og dimensioner og afledt deraf også have nogen vurderinger på om CS kan svejse sådanne dimensioner, eller hvilken anden løsning der evt er valgt?

  • 1
  • 0

I har skitseret udvendig føring af brændstof og kabler. Har det hele tiden været meningen på den store version eller er det noget nyt og ses dette ofte gjort andre steder?

Der må være en stor temperaturfølsomhed ved udvendigt føring, sammenlignet med indvendig. Kan man helt set bort fra dette som et problem eller er det ligefrem en fordel og hvad betyder det for den passive stabilitet?

Edit: Det er i øvrigt en flot illustration. Er proportionerne korrekte i forhold til den valgte størrelse eller er det blot et kunstnerisk bud?

  • 4
  • 0

Tusind tak til Jonas for endnu en fremragende blog, med et indhold og i et sprog der ikke gøres bedre. Sammen med alle de andre gode blogs fra det nye CS nærer bloggen og den fine illustration troen på CS' mission. Vi glæder os til at følge jer videre på jeres enestående rejse.

PS. Hvad står Spica for?

  • 8
  • 0

Kapslen skal naturligvis hedde "Vertigo" givet ventetiden i den gyngende raket og den efterfølgende den hårde flight profil. ;-)

Og Jonas, tak for endnu en stinkende god blog! Dine skriverier er altid en fornøjelse at læse. :-)

Får I brug for "baffles" i jeres nye motor design? Hvilket materiale bygges motoren af? Drejes, støbes, 3D printes? Vil I køre et sideprojekt med at designe en turbopumpe for det tilfælde at I på et senere tidspunkt skulle få brug for det? Vil det være muligt med flere vinduer i kapslen?

Jeg er i rigtig glad for at CS vælger en meter modellen fordi det giver bedre plads til at arbejde på motorrummets rør (ref HEAT2X udfordringerne). Alt i alt en god beslutning!

Må dog medgive at jeg også er forelsket i 1.6 meter modellen. Kunne være blæret om CS en dag sendte noget blivende ud i rummet, for eksempel i form af den ide Herr Madsen i sine tider lancerede med at sende en sattelit helt væk fra jordens tyngdefelt. Men fokus er jo suborbitalt for nu og det er et spændende design I har præsenteret.

  • 1
  • 2

Spica er ikke en forkortelse, derfor kun et stort forbogstav. den astronomikyndige vil genkende navnet som den klareste stjerne i stjernebilledet Jomfruen.

  • 12
  • 0

God forklaring og rigtig godt udgangspunkt for navnet, Mads! Skulle CS en dag begive sig ud i en større raket er Betelgeuse og Rigel to bud på navne med tilsvarende udgangspunkt. Specielt når man tager Orion navnets betydning på den anden side af atlanten med i betragtning.

  • 2
  • 0

@Klaus Elmquist Nielsen:

Skvulpeplader i tanke? Ja.

Den første testmotor: Af stål. Forniklet for at undgå korroderede og dermed ru overflader og rustpartikler i injektoren.

Der skal drejes, plade/rørtrykkes, måske 3D-printes m.m.

Sideprojekt med turbopumpe: Ja.

Flere vinduer mulige: Ja. F.eks. til begge sider, som vinduer i passagerfly.

  • 5
  • 0

Får I brug for "baffles" i jeres nye motor design?

Hej Klaus,

Jeg gætter på at du her refererer til akustiske baffles på injektoren(?) I så fald er svaret ja7nej. Til den store 100KN motor vil vi givetvis få brug for dem. Her er injektoren af en sådan størrelse, at det bliver kritiske at få dæmpet akustiske svingninger. For den mindre testmotor vi arbejder på lige nu, skulle svaret meget gerne være nej. Injektoren er her mindre og udformet på en måde der gerne skulle øge resonansfrekvensen af kammeret til en niveau hvor det ikke længere er kritisk, således at vi skulle kunne slippe uden om baffles.

Baffles er lidt tricky at få implementeret korrekt, og afhænger meget af injektorgeometrien. Så designfilosofien er at vi, så vidt muligt, kun ønsker at skulle tæmme den tyr én gang i den store motor.

Mvh Jonas

  • 4
  • 0

Jeg synes i er noget selektive mht hvilke spørgsmål der svares på. Der er anden gang jeg direkte spørger om tank materialer og svejseteknik og anden gang der ikke svares. Svejsning af 2x gav udfordringer og de dimensioner Peter listede for materiale til 1600 tankene i pressure blow down modellen var jo væsentligt tykkere. Givet, i har formindsket diameter, så derfor vil jeg bare høre hvilke overvejelser der har været på det område. Jeg tror ikke det er trivielt.

  • 0
  • 0

@Steffen Pedersen:

10 mm alu eller ækvivalent i rustfast stål. I det mindste langsømme svejst professionelt.

  • 6
  • 0

Det er F A N T A T I S K at rammedesignet nu er på plads. Fuck alle mulige og umulige detaljespørgsmål og kritiske klogeåge kommentarer. Nu skal vi bare fejre at Det Nye CS's systemtænkning nu for alvor beviser at dette ER muligt.

Jeg håber det kun er badevinger og børn ved poolen der blev skræmt. Efter min bedste mening handler hele det her projekt også om at der skal være plads til at stille spørgsmål når man er i tvivt om noget eller komme med forslag hvis man mener noget kan gøres bedre. De fleste gange er det helt sikkert spørgeren der lærer noget, men nogle gange kan CS måske også samle nogle guldkorn eller blive mindet på at der er en ting de ikke lige har overvejet. På Jysk vil jeg bare stille konstatere at det vist er den bedste blog der er skrevet i CS historie. Den konstatering er jeg kommet til uden nogen i omgivelserne er blevet skræmt og på trods af den konstatering kommer der snart "kloge åge" spørgsmål/kommentarer fra min side. Så Jonas undskyld, men du kommer til at sige/tænke fuck nogle gange i fremtiden hvis du vælger at læse kommentarerne under CS blog ;-)

  • 5
  • 1

Fed artikel Jonas, takker!

Jamen med et navn som 'Spica' og en illustration fra Carsten Brandt kan det kun gå godt. Det booster (hø hø) i hvert fald humøret, og sætter smil på læben, og den er sgu smuk at se på. CS propaganda ministeriet har scoret endnu en sejr :-) Hvornår kommer plakaten til salg?

Din gennemgang af de forskellige betragtninger og highligts fra regnearbejdet ser jo betryggende ud, sagt fra én der ingen ide har om raketparametre. Men godt at høre at det, i hvert fald på papiret, burde kunne lykkedes med et design, hvor der faktisk er lidt at give af i begge ender. Det kan jeg godt lide.

Hvis det måtte være tilladt at dryppe et enkelt hovsa i bæret, så skulle det være på valget af helium. Du nævner jo selv både helium og nitrogen som kandidater til højtryksgas, og var der ikke noget om, at helium er noget dyrt stads at arbejde med, og som har noget leveringstid? Har du prøvet at regne igennem med brug af nitrogen i stedet for, og faldt det til jorden?

Men, det ser sgu godt ud, og giver i hvert fald stor appetit på del 3/3. Bliver rigtigt dejligt at se jer komme i gang med at bygge og teste nogen af delsystemerne. Har i tænkt jer at holde fast i principperne fra konstruktionen af motoren til bæstet, eller foregriber jeg her næste del?

Og Flemming - kunne du ikke lande en teknikbasker på et tidspunkt, om arbejdet med næste version/generation af styresystemet, givet de nye parametre? Det ville være så fedt. Kunne i det hele taget voldsomt godt tænke mig noget mere på bloggen, om alt det spændende arbejde med elektronikken og softwaren i CS. Det er jo en stor og kritisk del af det hele, og ganske spændende læsning.

Og jeg skal nok lade være med at spørge hvornår den skal ud at flyve :-)

Back in black og Ad Astra!

  • 5
  • 0

Kære Benny, Henrik m.fl,

Jeg ville på ingen måde fornærme nogen - undskyld-) Det er netop spørgsmål og Klogeåge Kommentarer der gør denne "crowd sourcing" del af CS så fantastisk - ikke mindst jeres faglige indsigt og bidrag. Det er sjælen i projektet, og jeg følger den (som teknisk lægmand) begejstret.

Jeg ville blot, i min egen store glæde over nyhederne, opfordre til at vi først klappede højlydt, inden kritikken starter.

Forestil jer hvis vi sad i et lokale og så Jonas præsentere alt dette. Så ville den første reaktion være applaus. Det modsatte ville være upassende: Bedste præsentation i månedsvis, opfulgt af....tavshed > kritiske spørgsmål. Husk at Jonas og CS er frivillige - de fortjener publikums smittende glæde. Derefter krydret med debattørernes vigtige spørgsmål og idéer:-)

Med stort smil og fælleskabsfølelse, VH Jonas, nu ventende i lufthavn imens børn & kone shopper.....

  • 12
  • 0

Forestil jer hvis vi sad i et lokale og så Jonas præsentere alt dette. Så ville den første reaktion være applaus. Det modsatte ville være upassende: Bedste præsentation i månedsvis, opfulgt af....tavshed > kritiske spørgsmål. Husk at Jonas og CS er frivillige - de fortjener publikums smittende glæde. Derefter krydret med debattørernes vigtige spørgsmål og idéer:-)

Skriftsprog er svært. Kan jo konstatere at vi er enige og må understrege at "vist den bedste blog i CS historie" ikke bliver større på Jysk ;-) Ok måske når Carstens fine illustration skiftes ud med en selfie fra 100km med svævende plysterninger og udsigt ud mod nordeuropa ;-)

Go tur hjem til dig, børn, kone og badevinger :-)

  • 9
  • 0

Tænk hvad Ø=1075 kunne blive til.

Hej Kloge åge. Husk at øget diameter koster på godstykkelse (og dermed vægt) i tanke og tab til luftmodstand. Nå formoder du er klar over det og det bare er en lidt ironisk bemærkning om at det kunne være sjovt at se hvor meget det ville koste at gå en dimension op. Det kan jeg kun give dig ret i, men forstår også at bloggen kan blive meget lang hvis alle kombinationer skal vises. Noget der måske kunne være sjovt at se var hvor meget delta v man har på de forskellige muligheder og hvor meget man taber til tyngdekraft og luftmodstand.

Nu glemmer jeg ikke så nemt og Jonas lovede tidligere at vise effekt af vodka styrke, men da det ikke er med må jeg gætte på at det har marginal betydning ;-)

  • 2
  • 0

1: Hvilken vægt har i sat trykreguleringssystemets til i den valgte løsning? 2: Regner i med en fælles tryktank (også hvis der skal bruges helium) 3: Regner i med LOX temperatur = -183 Celsius ved launch? 4: Hvad skal 5kN motoren egentligt bruges til at vise? Test af nyt injektor design kunne være mit bud, men er der andre grunde til en "lille" motor? 5: Har i allerede nu ideer til hvordan dyse skal forbindes med yderdelen af motor for at undgå den implodering vi desværre har set et par gange? 6: 10mm alu. Det er vel stadigt et test tryk på 30 barg der satses på så godt 140MPa belastning på alu. Er den belastning valgt ud fra producent anbefaling? Forøvrigt et godt valg at få svejset langsømme ude i byen efter min mening.

Nå som skrevet "Exciting times indeed!"

  • 3
  • 0

Hvornår kan vi så forvente at se en affyring ? 2016 ? Der blev brugt rigtig lang tid på at bygge 2X, har i lavet nogle smart ting der gør at i hurtigere kan komme ud og flyve end 2016 ? Hvor meget får i svejset ude i byen ? det er der CS har haft de største problemer i gennem tiden!

  • 2
  • 0

Hvad er rationalet for at bygge ligge præcis en 5 kN intermediær motor?

  • 1
  • 0

Sideprojekt med turbopumpe: Ja.

Tusinde tak for svarene, Herr Foldager! Det glæder mig virkelig at I kører et sideprojekt med turbopumper. Måske der også kommer nogle testkørsler med dem en dag? :-) Ikke at jeg forventer at I ender op med et 'closed cycle' design, men hold op hvor kunne det være blæret (når designet når over 'stearinfasen')! :-)

  • 0
  • 0

Baffles er lidt tricky at få implementeret korrekt, og afhænger meget af injektorgeometrien. Så designfilosofien er at vi, så vidt muligt, kun ønsker at skulle tæmme den tyr én gang i den store motor.

Tak for svaret, Jonas! :-) Jeg glæder mig til at høre mere om jeres fremtidige motordesign herunder hvordan udfordringerne bliver taklet. Med dig ombord er der vel også lagt op til at de videnstunge udfordringer kan løses i CS regi sålænge den konkrete udformning ikke er for krævende at producere. Det er en stor styrke! :-)

  • 1
  • 0

Endnu en stemme til "Vertigo" herfra...

Vertigo er det socialrealistiske alternativ mens Rigel passer godt til Spica og tilmed associerer til det amerikanske kapselprojekt Orion.

Indtil nu har CS primært navngivet efter det russiske rumprogram (Sputnik, Vostok) så det kunne være en god start med amerikanske referencer i jeres nye design.

Eneste ulempe med Rigel er at det er Orions ene fod hvilket kunne associere til ikke at nå Orion til sokkeholderne eller være under fode på Orion. Men se positivt på sagen: det er et stjernegodt navn og CS smykker sig jo netop med "ad astra".

  • 1
  • 0

Hvis det måtte være tilladt at dryppe et enkelt hovsa i bæret, så skulle det være på valget af helium. Du nævner jo selv både helium og nitrogen som kandidater til højtryksgas, og var der ikke noget om, at helium er noget dyrt stads at arbejde med, og som har noget leveringstid? Har du prøvet at regne igennem med brug af nitrogen i stedet for, og faldt det til jorden?

Hej Lars,

Nitrogentryksætning er rent faktisk noget af det første vi har på tapeten i den kommende testserie. Helium er ganske rigtigt en ikke ubetragtelig udgift i større mængder, så der er et stort incitament for at kigge på alternativer. Planen er pt. at vi lægger fra land med helium for at etablere et kendt udgangspunkt. Derefter vil der blive varieret på parametre (herunder trykgassen) for at karakterisere motordesignet og hvilken ydelse vi kan realisere.Jeg skal nok udpensle det yderligere næste gang.

Rent teknisk har Nitrogen den udfordring at det gradvist opslæmmes i LOX'en, men med DPR metoden og et par andre fiksfakserier i selve tryksætningsmekanismen kan effekten på papiret minimeres i en grad der gør Nitrogen til at fornuftigt alternativ. Vi skal så bare have undersøgt via test om teknikken overlever rejsen fra papir til realitet. Det skal nok blive spændende!

Mvh Jonas

  • 8
  • 0

Kunne i det hele taget voldsomt godt tænke mig noget mere på bloggen, om alt det spændende arbejde med elektronikken og softwaren i CS.

Lars,

Der er ikke rigtig sket noget indenfor de områder, udover hvad f. eks. Bo og Steen har skrevet om. Vi afventer krav om hvad der skal bruges i forbindelse med den lille 5 kN testmotor samt definition af hvad der skal flyves i 2015.

Jeg tør godt love at der vil komme en del om både elektronik, radio og software når vi er kommet i gang med det arbejde.

  • 11
  • 0

Jeg synes i er noget selektive mht hvilke spørgsmål der svares på. Der er anden gang jeg direkte spørger om tank materialer og svejseteknik og anden gang der ikke svares.

Det er ikke ond vilje, men et bevidst valg.

Vi vil hellere skrive en række blogs der hver især går i dybden med et enkelt emne, end forsøge at svare på alt fra aerodynamik over navngivning til svejseteknik, supersonisk telemetri, turbopumper, pyroteknik, sea launch, financiering og grafisk formgivning i en og samme blog.

Det har den fordel at der kommer blogs der går mere i dybden så man får mere information, og som ulempe at man må væbne sig med tålmodighed indtil bloggen med lige det emne man venter på er skrevet og redigeret færdig.

Indtil da forsøger vi at svare kort og klart her i kommentarerne, med de begrænsninger der ligger i at give et to-linjers svar på spørgsmål ofte rører ved emner der er store eller komplekse nok til at fordre en hel blog.

  • 9
  • 0

Hvornår kan vi så forvente at se en affyring ? 2016 ? Der blev brugt rigtig lang tid på at bygge 2X, har i lavet nogle smart ting der gør at i hurtigere kan komme ud og flyve end 2016 ?

Det er jo altid et godt spørgsmål. De afhænger jo bl.a. hvilke svagheder de statiske tests måtte afdække. Det dikterer jo hvor mange iterationer i teststanden der skal til før vi kan tage på vandet.

Mht. 2X så er det korrekt at der gik lang tid fra projektet blev startet op til første prøvestands test blev afviklet, men 2X lå stille i en stor del af den tid, fordi fokus skiftede til andre projekter i mellemtiden.

Et af design kravene til den nye motor er at der skal vælges fremgangsmåder der gør at testmotorerer kan bygges med et lavere antal arbejdstimer, så vi kan få testet mere og hyppigere end før. Det er et godt eksempel på et emne der er en selvstændig blog værdig.

  • 9
  • 0

Ang. Helium - Det er ikke prisen der trykker bunden ud - Der skal bruges ca 14000 l hvilket er 1½ dvs 2 industriflasker. Der er selvfølgelig dyrt, men udgør ca 5k kr - det er mange penge ja, men er det det der virker, så er det udgiften værd. Men derfor kan man jo godt teste nitrogen der koster ca 1/4 del for samme mængde :-)

/Morten

  • 1
  • 0

Lige et lille indspark mht. navngivning. Det har jo altid været en go' CS tradition at bruge nogle at rumfartens helte ved navngivning af materiel, og det har så mest været Russiske og Amerikanske navne, der jo er og var førende indenfor rumfart. Nu er det sådan at jeg synes vi har fået to danske rumhelte/pionerer, - Kristian og Peter.

Jeg foreslår derfor at det nye CS rumskib kaldes Kristian von Bengtson (KVB) og den nye CS motor Peter Madsen (PM).

Jeg ved godt det har været en svær skilsmisse, og alt det der, - men uden Kristian og Peter var der altså ingen CS, - og ingen dejlige blogs og eventyr jeg kan følge med i. Jeg synes derfor det ville være på sin plads at vise CS rødderne den respekt jeg synes de fortjener fra os alle.

PS: tak for endnu en utrolig go' blog Jonas!

Mvh Bjørn

  • 2
  • 0

Hvilken effekt har det hvis i opnår en ISP efficiency på mere eller mindre end de 80 %? Jeg kan forestille mig at 5 % fra eller til betyder rigtig meget.

  • 0
  • 0

Husk at øget diameter koster på godstykkelse (og dermed vægt) i tanke og tab til luftmodstand. Nå formoder du er klar over det og det bare er en lidt ironisk bemærkning om at det kunne være sjovt at se hvor meget det ville koste at gå en dimension op.

Ironisk? Overhovedet ikke. Man foretager en analyse med diamater, som variabel. Man øger diameter indtil det er godt nok. Hvorfor ikke finde optimum? Hvorfor ikke beregne en større diameter og finde der hvor kurven knækker. Det ville være forbandet hvis en større diameter var bedre, men man ikke fik det regnet igennem.

  • 4
  • 3

@Morten Bulskov

Ang. Helium - Det er ikke prisen der trykker bunden ud - Der skal bruges ca 14000 l hvilket er 1½ dvs 2 industriflasker.

Når man flytter gas fra en flaske over på tanken på raketten vil der være et tab. Hvis man også drukner Helium tanken i LOX tanken tabes også, som følge af temperaturen. Det kommer nok til, at koste 4 flasker inden man er færdig.

Der må være gode muligheder for at teste N2 som drivgas ifb de statiske motortest, der udføres fremover.

Et spændende forhold med N2 er, at det kan opbevares flydende, det kan være en fordel at have 10 l flydende N2 ved 20 barg fremfor 70 l ved 200 barg.

Hvis alt andet glipper. Det kommer under alle omstændigheder til at koster 2 regulatorer, en for hver tank, som er det dyre og kompliserede. Hvorfor ikke have to tryktanke, en med helium til LOX tanken og en med N2 til fueltanken.

  • 0
  • 0

Henrik Jensen:

Hvorfor ikke beregne en større diameter og finde der hvor kurven knækker. Det ville være forbandet hvis en større diameter var bedre, men man ikke fik det regnet igennem.

Jeg kan ikke se, det vil være "forbandet".

Vores filosofi er, at vi vil opfylde missionens mål: at bringe en person op over 100 km og sikkert ned igen.

Når vi har fundet en raket, der kan opfylde det mål med passende margin, kan en større raket umuligt være "bedre". Derimod vil den med sikkerhed blive meget dyrere, udviklingen henimod den nødvendigvis større motor længere, håndteringen og søoperationerne dyrere og vanskeligere.

  • 4
  • 2

Hej Jonas

Grundet dens inerti kan den ikke skifte hastighed instantant, hvilket bevirker at rakettens guidancesystem faktisk er nødt til at kompensere ret betydeligt hvis pumpens omdrejningshastighed skal ændres.

Kan du ikke forklare det lidt nærmere. Jeg er med på at der kommer en kraft påvirkning, men er guidance ikke ligeglad om det er et konstant vindtryk eller et moment fra pumpen? Guidance skal vel "bare" kunne yde et modtryk svarende til pumpen + den vindgrænse man har sat sig for.

Injektoren er jo designet til at køre optimalt ved et givet trykfald og flowrate, så hvis man pludselig reducerer denne med 50% og forsøger at stabilisere den på det niveau kan man risikere at lave alskens ulykker.

Ja, men er det ikke rigtigt forstået at motoren ender med at have en grænse for hvor langt den kan throttles ned, så hvis man holder sig over den - så er den i vinkel? Lidt som med testen af TM65, hvor den oscillerede i opstart, men rettede sig da kammertrykket kom op over en grænse? ( hukommelsen lidt vag her - 40% af nominel kammertryk? )

Mvh Steven

  • 0
  • 0

Benny Simonsen:

Hvilken vægt har i sat trykreguleringssystemets til i den valgte løsning?

Det er omkring vægten af et par kugleventiler med motorer, en 70 ltrs. tryktank (evt. beviklet) med indhold, VVS og elektronik.

Regner i med en fælles tryktank (også hvis der skal bruges helium)

Det er ikke afgjort endnu. Ej heller om det overhovedet bliver helium.

Regner i med LOX temperatur = -183 Celsius ved launch?

Formentlig.

Hvad skal 5kN motoren egentligt bruges til at vise? Test af nyt injektor design kunne være mit bud, men er der andre grunde til en "lille" motor?

Der er masser af grunde. I blog 3 vil 5-kN motoren være et centralt emne.

Overordnet kan man sige, at den skal bruges til at udvikle de ting, hvor 5 kN-motoren umiddelbart kan sidestilles med 100 kN-motoren. Det er f.eks. styrings-elektronik og software, diverse trykgas-alternativers opførsel, symfonien af sensorer og deres placeringer.

Den mindre motor kan fremstilles i flere eksemplarer, testes hyppigere og billigere, så det bliver farbart at køre gode testserier; f.eks. for at finde det optimale ethanol/H2O-forhold, studere kølingsforhold osv.

Dens injektorer bliver ikke de samme som i 100 kN-motoren, da det netop vil være noget af det, 100 kN-motoren skal have skræddersyet. Injektorerne i 5-kN-motoren vil blive de, der giver en god forbrænding at teste på i den størrelse motor.

Flyvninger med 5-kN motoren (Sapphire-størrelse) kan give os diverse erfaringer; herunder med gimbaled motor.

Men : Blog 3.

Har i allerede nu ideer til hvordan dyse skal forbindes med yderdelen af motor for at undgå den implodering vi desværre har set et par gange?

I detaljer, nej. Men materialevalg, sammføjningsteknik, spantning og kølemidlets flowforhold er vigtige.

10mm alu. Det er vel stadigt et test tryk på 30 barg der satses på så godt 140MPa belastning på alu. Er den belastning valgt ud fra producent anbefaling?

Materialevalg vil ske ud fra materiale specifikationer, træk- og tryk-tests.

  • 8
  • 0

Steffen Pedersen:

Hvad er rationalet for at bygge ligge præcis en 5 kN intermediær motor?

Den har en passende størrelse, som tillader os at studere og få erfaring med de basale forhold (trykgasser, regulering osv), så vi behersker disse helt, før vi konfronteres med den store og dennes inherente, mere eksotiske udfordringer (såsom avanceret injektorteknologi og svingninger).

5 kN giver også mulighed for at flyve en raket af rimelig størrelse til test og udvikling af relevante systemer (faldskærme, gimbalsystem, flight-elektronik, on-board og ground software).

  • 9
  • 0

Andreas Back Aaen:

Vil det virke at benytte en ballon inde i tanken, der pustes op med trykgas for at sikre at der ikke sker opblanding? Eller er temperaturforskellene så store, at det ikke er muligt at finde noget fornuftigt ballonmateriale?

Det er ikke så sandsynlig en løsning ved -183 C, hvor diverse kunsstoffer bliver som keramik.

Måske er der slet ikke noget problem. Vi tryksætter meget sent og har diffusor på tryk-gas inlet. (Flydedækning har vi ikke de bedste erfaringer med.) Tests will show.

  • 3
  • 0

I går var vi 4 CSere (Thomas Pedersen, Mejling, Bulskov og undertegnede) på skydeterræn Borris for at overvære Danish Space Challenge fyre raketter af. Når man skulle besvare spørgsmål her på sitet via sin irriterende mobil, var det noget forstyrrende, at de hele tiden skød raketter af. Men det var en god dag.

  • 12
  • 0

Mikkel Højbak:

Hvilken effekt har det hvis i opnår en ISP efficiency på mere eller mindre end de 80 %? Jeg kan forestille mig at 5 % fra eller til betyder rigtig meget.

Hvis vi får de 80% er det fint. Får vi højere ISP er det flot og absolut ikke et problem.

Risikoen for at få mindre ISP er én af grundende til, at vi har indtænkt en vis margin i designet (ø960 versus ø800), og at vi forventer, at der bliver tale om et udviklingsarbejde; ikke mindst mht. injektordesignet.

  • 4
  • 0

Jonas Bækby:

... for nu bliver der god plads til både plysterninger og et inflight entertainment system i kabinen

Sidstnævnte underholdningstiltag vil - takket være vores streaming-tjeneste - gøre det muligt for astronauten at følge en raketopsendelse - live!

  • 12
  • 0

Flyvninger med 5-kN motoren (Sapphire-størrelse) kan give os diverse erfaringer; herunder med gimbaled motor.

Og

5 kN giver også mulighed for at flyve en raket af rimelig størrelse til test og udvikling af relevante systemer (faldskærme, gimbalsystem, flight-elektronik, on-board og ground software).

Hov! Det lader jo nærmest til at I er besluttede på nu, at det skal være gimbaled thrust i stedet for vanes? Det giver måske bl.a. en større frihed i indkredsning af art og optimal sammensætning af fuel og variationer i trhrust? Det bliver spændende at se nærmere i kommende blogindlæg.

  • 2
  • 0

Ole Hansen:

Det lader jo nærmest til at I er besluttede på nu, at det skal være gimbaled thrust i stedet for vanes?

Hvis det er en drejbar motor (bi-prop med fleksible connections) med relativt kort brændkammer i forhold til en tilstrækkelig diameter airframe, foretrækker vi gimbal engine for vanes - med mindre eksperimenter viser noget andet.

  • 2
  • 0

Hvilken vægt har i sat trykreguleringssystemets til i den valgte løsning?

Det er omkring vægten af et par kugleventiler med motorer, en 70 ltrs. tryktank (evt. beviklet) med indhold, VVS og elektronik.

Hrm, jeg er lidt splittet her: På den ene side er det fremragende med et formelt grundlag at arbejde ud fra - på den anden side har jeg en snigende fornemmelse af deja- vu.

Korriger venligst min hullede hukommelse, men har CS i tidligere tider ikke allerede undersøgt DPR, selv om det blev kaldt noget andet dengang?

Jeg husker noget med nogle dykker - trykflasker der blev svejset sammen omkring en hjemmelavet regulator, et evigt kollapsende nitrogen - tryk ved kontakt med LOX, bang- bang styring og forskellige designs af aluminiums -eller korkflydere.

Vil nogen venligst opfriske min hukommelse. Eller alternativt forklare hvad der er ændret siden sidst?

Og jeg ved godt at DPR er sådan man gør i professionelle kredse. Det er bare at CS - eller dele af CS - dengang vurderede at det var lettere og bedre med peroxid - pumpen á la V2.

Og tak på forhånd... :)

  • 3
  • 0

Spica-1 kommer ikke til at flyve 2015 men forhåbentlig i 2016. I 2015 er det, som Foldager også er inde på, planen at flyve noget i Sapphire-størrelse baseret på 5 kN udviklinsmotoren. Og der er også nok af udfordringer at gribe fat i, fx skiftet fra jet vanes og til gimbal. Det kan gå hen og blive voldsomt spændende!

  • 9
  • 0

Hej Steven

Kan du ikke forklare det lidt nærmere. Jeg er med på at der kommer en kraft påvirkning, men er guidance ikke ligeglad om det er et konstant vindtryk eller et moment fra pumpen? Guidance skal vel "bare" kunne yde et modtryk svarende til pumpen + den vindgrænse man har sat sig for.

Jeg skal gerne prøve. Det er rigtigt set at guidance 'blot' skal udkompensere disse kræfter, og det kan også godt lade sig gøre. Man skal bare være helt klar i spyttet om at det koster margin på ens regulator, og margin på de forhold under hvilken raketten kan flyves. Alle andre parametre holdt lige betyder det at man har behov for et mere agressivt reguleringssystem, og det er ikke nødvendigvis hvad man ønsker af andre årsager.

Ja, men er det ikke rigtigt forstået at motoren ender med at have en grænse for hvor langt den kan throttles ned, så hvis man holder sig over den - så er den i vinkel? Lidt som med testen af TM65, hvor den oscillerede i opstart, men rettede sig da kammertrykket kom op over en grænse? ( hukommelsen lidt vag her - 40% af nominel kammertryk? )

Nu har jeg ikke gennemregnet TM65-casen, men der kan have været andre årsager til den instabilitet som sås der. Men helt generelt har du ret, de fleste motordesigns har en throttlerange hvor de kan køres stabilt. For en såkaldt fixed-pattern injektor som det vi taler om her (altså en uden bevægelige elementer), skal der dog sjældent throttles dybere end 25-30% før end det begynder at blive grimt performancemæssigt.

Mvh Jonas

  • 4
  • 0

Hej Peter,

Jeg husker noget med nogle dykker - trykflasker der blev svejset sammen omkring en hjemmelavet regulator, et evigt kollapsende nitrogen - tryk ved kontakt med LOX, bang- bang styring og forskellige designs af aluminiums -eller korkflydere.

Vil nogen venligst opfriske min hukommelse. Eller alternativt forklare hvad der er ændret siden sidst?

Jeg skal prøve at komme med en detaljeret forklaring i næste indlæg, men det beskrevne DPR-system har nogle meget væsentlige forskelle ifht. det tryksætningssystem CS har testet én gang tidligere. Vitalt er det dog at her er tale om et dynamisk system, hvor vi gerne skulle kunne generere en planlagt trykprofil med væsentligt mindre ripple end et bang-bang reguleret system ud fra en direkte 1. trins regulator.

Hvorvidt man mener at en pumpe er lettere og 'bedre' end DPR-løsningen er naturligvis en smagssag der kan stå for egen regning, men det væsentligste for mig er at vi har lagt os fast på en strategi der lader os nå målet uden at skulle have udviklingen af en robust kryogen turbopumpe som en nødvendige milepæl på vejen. 'Better is the enemy of good enough', 'Path of least resistance' og alt det der... DPR kræver dog stadig at man holder tungen lige i munden teknisk set, og der er nogle faldgruber. Måden vi kommer uden om dem på er test, test og atter test. 'Test as you fly, fly as you test', men mere om det næste gang.

Mvh Jonas

  • 6
  • 0

Upartisk? Den forstod jeg ikke helt?Jeg er blot interesseret i at få skudt nogle raketter af sted, på en sikker og kontrolleret måde.Kan jeg hjælpe CS gør jeg det,og det ved de godt.

  • 8
  • 0

I 2015 er det, som Foldager også er inde på, planen at flyve noget i Sapphire-størrelse baseret på 5 kN udviklinsmotoren. Og der er også nok af udfordringer at gribe fat i, fx skiftet fra jet vanes og til gimbal. Det kan gå hen og blive voldsomt spændende!

Det lyder vildt spændende! Jeg er særdeles spændt på hvor højt I planlægger at flyve og i særdeleshed i hvilken højde motoren planlægges at brænde ud. Selv om der ikke kysses på Karman linien i 2015 ville det være godt om der i det mindste kunne tages en svingom med jetstrømmen og dette gerne mens motoren kører.

Desuden, thumbs up for gimbal! CS bliver mere og mere pro-spaced på den minimalistiske måde og det kan jeg rigtigt godt lide jer for!

I forbindelse med 5kN motoren kunne det være interessant at høre hvornår de alvorlige udfordringer i et motordesign begynder at vise sig. Sagt med andre ord: Hvis man nu valgte en 10 kN eller 20 kN motor ville den så begynde at vise udfordringer som man egenlig helst ville vente med til 100 kN udgaven? Eller?

  • 2
  • 0

Jeg skal prøve at komme med en detaljeret forklaring i næste indlæg, men det beskrevne DPR-system har nogle meget væsentlige forskelle ifht. det tryksætningssystem CS har testet én gang tidligere. Vitalt er det dog at her er tale om et dynamisk system, hvor vi gerne skulle kunne generere en planlagt trykprofil med væsentligt mindre ripple end et bang-bang reguleret system ud fra en direkte 1. trins regulator.

OK, jeg venter i spænding.

Forøvrigt, efter hvad jeg husker gav bang- bang styring af føde- trykket IKKE anledning til nævneværdige rippler i tanktrykket, og da slet ikke nede på den varme side af injektoren. Der blev derimod anvendt betydeligt mere trykluft end planlagt.

Men vi får vel vente og se hvad I kommer op med - I mellemtiden kan jeg så stille et hypotetisk spørgsmål til kemikerne derude: Hvor meget peroxid skal crackes for at give tilstrækkelig varmemængde til at få LOX'en til at tryksætte sig selv? Jeg har genlæst kommentarerne fra den sidste blog

Hvis det volumen er tilstrækkeligt lavt (hvad jeg gætter på), så er det jo bare at lave en sikker og styrbar pumpemekanisme for at injicere peroxid. Og det skal I vel kunne alligevel for at kunne manøvrere kapslen.

  • 2
  • 0

Men vi får vel vente og se hvad I kommer op med - I mellemtiden kan jeg så stille et hypotetisk spørgsmål til kemikerne derude: Hvor meget peroxid skal crackes for at give tilstrækkelig varmemængde til at få LOX'en til at tryksætte sig selv? Jeg har genlæst kommentarerne fra den sidste blog

Hvis det volumen er tilstrækkeligt lavt (hvad jeg gætter på), så er det jo bare at lave en sikker og styrbar pumpemekanisme for at injicere peroxid. Og det skal I vel kunne alligevel for at kunne manøvrere kapslen.

En ting er at spalte stadset - noget andet er at faa brugt energien paa opvarmning og fordampning paa en maade der ikke blokerer roer og injektorer med isklumper. Den gode loesning er en varmeveksler men det er serioese energimaengder der skal omsaettes paa kort tid.

Hvis stoerrelsesordenen er 16MJ for at fordampe den noedvendige maengde LOX og udfoere pumpearbejdet og motoren skal koere i 60 sekunder er effekten der skal afsaettes i LOX'en ca 1/4MW. En anden metode er en 400HK udenbordsmotor med skruen ned i LOX tanken.

  • 2
  • 0

Super spændende blogindlæg.

Jeg hæfter mig ved, at I overvejer at droppe jetvanes til fordel for gimbals, pga. af det performance-hit som jet-vanes har. Men denne beslutning kunne jeg godt tænke mig uddybet med følgende ekstra spørgsmål:

  1. Hvilken betydning har en ny gimballed dyse for den eksisterende kontrol-software, som blev benyttet til Sapphire? Skal den skrives om fra bunden, eller kan den omskrives forholdsvis let?

  2. Hvor hurtigt vil en gimballed dyse kunne regulere i forhold til jet-vanes? Hvad er dens responstid?

  3. Hvor vil I hente energi til at aktuere dysen? Medbragte batterier?

Umiddelbart var min første tanke da jeg læste idéen om gimballed nozzles, at det virker overkill - I har allerede softwaren til at styre jetvanes med, og systemet har bevist sig funktionelt. Hvorfor starte forfra på aktiv styring for at hente sølle 10% performance, som I kunne hente ved en simpel opskalering af rakettens propulsion?

  • 1
  • 0

Hej Tommy,

Jeg hæfter mig ved, at I overvejer at droppe jetvanes til fordel for gimbals, pga. af det performance-hit som jet-vanes har. Men denne beslutning kunne jeg godt tænke mig uddybet med følgende ekstra spørgsmål:

Det er korrekt at gimbal er inde i overvejelserne, og vi vil via test afgøre om det er en farbar vej. Jeg kan prøve at uddybe lidt.

Hvilken betydning har en ny gimballed dyse for den eksisterende kontrol-software, som blev benyttet til Sapphire? Skal den skrives om fra bunden, eller kan den omskrives forholdsvis let?

Det tilkommer naturligvis Nyboe at besvare dette, men som udgangspunkt kan du antage at det meste vil kunne genbruges. Alt hvad der relaterer sig til selve navigationssløjfen påvirkes ikke af aktuatormetoden. Alt hvad der relaterer sig til kontrol af vanes kan for en del genbruges til kontrol af en gimbal, men der skal naturligvis ændres ifht. nye aktuatorer og positionssensorer.

Hvor hurtigt vil en gimballed dyse kunne regulere i forhold til jet-vanes? Hvad er dens responstid?

En gimballed dyse vil naturligt have en langsommere transitionstid end en jet vane, men tilsvarende er det en langt større kraft man regulerer med. Derfor behøves et væsentligt mindre udslag med gimbal'en for at lave samme kraftpåvirkning som et stort udslag med jet vanen. Samlet set plejer den overvejelse at falde ud til gimbal'ens fordel medmindre vi taler meget store jet vanes

Hvor vil I hente energi til at aktuere dysen? Medbragte batterier?

Det er et af de aspekter der skal afgøres ved test. Men i første omgang vil vi nok kigge på batterier og elektromekaniske aktuatorer.

Umiddelbart var min første tanke da jeg læste idéen om gimballed nozzles, at det virker overkill - I har allerede softwaren til at styre jetvanes med, og systemet har bevist sig funktionelt. Hvorfor starte forfra på aktiv styring for at hente sølle 10% performance, som I kunne hente ved en simpel opskalering af rakettens propulsion?

Der er lidt mere i det end som så.Jet vanes koster ganske vist på performance, men hvad værre er, så ændres den styrekraft de leverer voldsomt henover burnet. Styrekraften er nemlig ikke kun funktion af motorens kammertryk, men også omgivelsernes tryk som falder med flyvehøjden. Det sidste er meget svært karakteriserbart, og kræver en del testflyvninger at få hold på. Med en gimbal har man altid en kendt styrekræft til rådighed når blot man måler kammertrykket og kender flyvehøjden. Begge disse informationer er tilgængelige ombord, hvilket betyder vi kommer ud over et problem som ellers ikke vil kunne testes på jorden. SIdst men ikke mindst, så fik vi aldrig afklaret om jet vane designet fra 2X ville kunne klare 90 sekunders burn. Da det termiske miljø i 100KN motorens udstødning er væsentligt værre end det ville have været på 2X, omgår vi altså endnu en potentiel faldgrube hvis vi kan få en gimbal til at fungere.

Det skal dog understreges at der er en joker ved brugen af gimbal, og det er den dårlige roll-control metoden afstedkommer. Hvis vi går den vej er vi derfor også nødt til at kigge på et alternativt roll-control system. Ø955 systemdesignet er derfor åbent for begge metoder (og har margin til begge løsninger), så vi kan lade eksperimentet råde når vi skal vælge den endelige løsning. Men meget mere om det i et kommende blogindlæg.

Jeg håber det kunne give et foreløbigt svar på nogle af spørgsmålene.

Mvh Jonas

  • 9
  • 0

Spørgsmålet går på hvad der sker hvis tankene med fuel eller oxidizer (eller begge) tømmes helt under rakettens burn og dermed i sidste fase ikke sender et konstant flow af flydende fuel/oxidizer ind i forbrændingskammeret, men først en spruttende blanding af væske og trykgas og senere ren trykgas (uanset om trykgassen er væskens egne dampe eller nitrogen/helium). Man kunne tænkte at det ville give en instabilitet i forbrændingen og måske en situation hvor fuel ophobes (enten i flydende form eller gasfase) og måske kan lede til eksplosion eller pulserende forbrænding. Det kunne måske skabe en impuls der påvirker rakettens retning i en situation hvor motoren er under udbrænding og aktiv styring derfor ikke kan kompensere, eller ligefrem skade raketten hvis det er meget slemt.

Det som jeg egentlig er nysgerrig efter er selvfølgelig om det overhovedet er en relevant problemstilling og om man i så fald stopper motoren før dette punkt indtræder (eller planlægger at stoppe den af andre årsager). Og hvis man vælger at stoppe raketten med tilbageværende fuel/oxidizer hvor meget skal man så efterlade i tankene for at sikre et kontrolleret stop? Og hvis raketten således skal nå det ønskede apogee med en rest af uforbrændt fuel/oxidizer er dette så i et omfang så man ligefrem skal indregne en overdimensionering raketten for at kompensere?

  • 1
  • 0

Har I en filosofi angående margin? Hvor lægges den? Hvor meget? Hvornår frigøres den til nødlidende undersystemer?

Plottet af højden for det valgte design går så vidt jeg kan se til nøjagtig 100km, så den er ikke gemt der. Er det længden (L/R) I vil forøge? Håber I på at Isp Efficiency bliver højere end 80%? Er der margin i de 300kg for kapslen? Regner I med at optimere andre parametre? Skulle jo helst ikke ikke ende for lavt eller lægge margin på margin og gøre tingene mere besværlige end nødvendigt.

Eller måske er det for tidligt at spørge?

Beklager de naive spørgsmål. Jeg har aldrig designet raketter, kun satellitter.

  • 1
  • 0

Har I en filosofi angående margin? Hvor lægges den? Hvor meget? Hvornår frigøres den til nødlidende undersystemer?

Beklager de naive spørgsmål. Jeg har aldrig designet raketter, kun satellitter.

Hej Jesper,

Der er skam ikke noget der hedder et naivt spørgsmål i denne sammenhæng. Hvis ikke man spørger får man jo intet at vide, så spørg endelig løs. Det du sætter fingeren på her er faktisk en af de helt store kunstarter/discipliner indenfor rumfart, nemlig estimation.

Det handler om at man allerede fra starten af designfasen er nødt til at komme med kvalificerede bud på alt fra omkostninger, manpower, ressourcer og fysiske specifikationer for overhovedet at kunne etablere en design baseline som holder vand. Det gælder iøvrigt såvel satellitter som raketter. Estimation er en metode til at håndtere de latente usikkerheder i de tidlige faser af store projekter, og værktøjet til at absorbere usikkerhederne er passende margins på de rette steder. Men som du selv påpeger er kunsten ikke at skyde hverken for meget over eller under.

Spica er lige nu i hvad man professionelt ville kalde preliminary design fasen. Dvs. indledende projektering, udvælgelse og aftestning af undersystemer og koncepter. Her opererer man normalt med ret store margins på de designkritiske parametre, gerne 20-25%.

På dette tidspunkt ligger den største usikkerhedsparameter for Spica i GLOW, hvilket jo også inkluderer kapslen, mens den mest designkritiske parameter ligger i LDR. Altså er designet dimensioneret med margin til at kunne absorbere en 25% forøgelse i GLOW indenfor det acceptable LDR interval og stadig nå 100km. GLOW inkluderer desuden i forvejen en standardallokering til ballast. I takt med at designet modnes vil denne margin reduceres, og det er min forventning at når vi når næste fase og begynder at skære metal til den første Spica i foråret vil margins kunne reduceres til ca. 15%. Jokeren er så bare at GLOW og motorens thrustniveau er afhængige variable. Det betyder altså at en variation i GLOW skal absorberes i motorens nominelle thrustniveau, den acceptable startacceleration og/eller Isp effektiviteten. Det er derfor meget vigtigt at vi får opbygget en rimelig høj fidelitet i designet før end motorkonstruktionen overhovedet påbegyndes. Til den ende kommer vi til at se en del strukturelle mockups og 3D modellering af Spica's dele i den nærmere fremtid.

Jeg håber det kunne afklare nogle af spørgsmålene, ellers sig endelig til.

Mvh Jonas

  • 3
  • 0

Hej,

Tak for svaret! Jeg er helt med på en margin af denne størrelse i denne fase. Ikke helt nok detaljer ovenfor til at se hvordan I håndterer tingene, men jeg formoder at I har gennemgået tingene nøje.

Har I for øvrigt planer om et PDR eller lignende ved afslutningen af denne fase? Kunne være interessant.

Jesper

PS. Jeg sender dig lige en email ved siden af.

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