Raumcon
Raumfahrt => Konzepte und Perspektiven: Raumfahrt => Thema gestartet von: klausd am 13. Dezember 2012, 16:24:53
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Boeing hat einen Tank, 2.4 Meter im Durchmesser, aus Verbundwerkstoffen gefertigt. Der größte Tank seiner Art, der je produziert wurde. War die Schwierigkeit in der Produktion solcher Tanks noch einer der Gründe für das Scheitern der Venture Star, hat man nun einige Fortschritte gemacht. Gelungen ist die Produktion, weil man auf einen Druckofen verzichten konnte. Stattdessen nutze man "novel automated fiber placement technique". In Kürze möchte man den Tank ersten Tests unterziehen und Ihn mit flüssigen Wasserstoff betanken. Auf diesen Ergebnissen soll dann eine Tank mit 5.5 Metern im Durchmesser konstruiert werden, der 2014 einsatzbereit sein soll.
Extrem leichte Tanks können dazu führen, das Verhältnis von Startmasse und ausgesetzter Nutzlast einer Rakete stark zu verbessern. Zur Zeit landen ca. 2-3% der Startmasse einer Rakete im Orbit. Eine höhere Effektivität könnte auch dazu genutzt werden, um Technologien für die Wiederverwendbarkeit zu integrieren, bei gegenüber aktuellen Raketen gleichbleibender Effektivität. Die Frage bleibt natürlich, was sind die Kosten für die Produktion eines solchen Tanks.
(https://images.raumfahrer.net/up027680.jpg)
Quelle: http://www.parabolicarc.com/2012/12/13/boeing-develops-game-changing-composite-propellant-tank/#more-44758 (http://www.parabolicarc.com/2012/12/13/boeing-develops-game-changing-composite-propellant-tank/#more-44758)
Gruß, Klaus
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@Kosten: Künstlich habe ich ja einen Bericht gelesen, daß die Autoindustrie gerade Gelder in die Entwicklung neuer Fertigungstechnologien steckt, um die Kosten für Karbonfasern bis 2025 ungefähr auf die von Aluminium zu drücken.
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Du meinst das BMW Werk in den USA? http://www.handelsblatt.com/unternehmen/industrie/elektroautos-bmw-und-sgl-eroeffnen-karbonwerk-in-washington/4567224.html (http://www.handelsblatt.com/unternehmen/industrie/elektroautos-bmw-und-sgl-eroeffnen-karbonwerk-in-washington/4567224.html)
Da geht es aber nicht um große, sperrige Teile. Sondern um kleinere, mit einem Ofen verarbeitete Teile. Genau das geht ja nicht so dolle mit den Tanks.
Gruß, Klaus
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Danke fürs posten, das sind ja großartige Neuigkeiten!
Die Kosten eines Tankes z.B. bei der Venture Star wäre doch egal, wenn er 100-e Male wiederverwendet würde.
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Ich finds sehr schade, dass quasi nichts über das genaue Verfahren bekannt ist (oder nur hier im Forum noch nicht?). So lässt sich wohl nur schlecht realistisch einschätzen, wie teuer das wirklich ist.
Spontan würde ich aber vermuten, dass diese Technik relativ günstig sein sollte - mit das teuerste Element der Fertigung ist nunmal der Autoklav, und wenn man komplett auf den verzichten kann, sollte das auch die Kosten spürbar senken.
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Also laut Boeing ist die Technik schon realtiv "alt". In einem Jahresabschlussbericht von 2001 wird schon darauf verwiesen, das sie anwendung findet. Aber eben Hauptsächlich im Militäsektor (Drohnen), was erklären würde warum man so wenig darüber findet.
Quelle:
http://search-www.boeing.com/search?q=nov+automated+fiber+placement&site=www_boeing&spell=1&client=www_boeing&proxystylesheet=www_boeing&output=xml_no_dtd&sort=date%3AD%3AL%3Ad1&entqr=0&oe=UTF-8&ie=UTF-8&ud=1 (http://search-www.boeing.com/search?q=nov+automated+fiber+placement&site=www_boeing&spell=1&client=www_boeing&proxystylesheet=www_boeing&output=xml_no_dtd&sort=date%3AD%3AL%3Ad1&entqr=0&oe=UTF-8&ie=UTF-8&ud=1)
Da den Anual Report und dann auf Seite 29 (im pfd) oder 27 (Wenn ihr in ausgedruckt habt).
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Der interessante Punkt ist doch, dass da flüssiger Wasserstoff in den Tank soll. Soviel ich weiß, ist doch bei Faserverbund der unterschiedliche Wärmeausdehnungskoeffizient von Faser und Matrix ein Problem. Bei diesem Tank muss er nahezu gleich sein sonst würde sich der Tank bei Abkühlung auf 20 Kelvin !! selbst zerlegen aufgrund interner Spannungen im Material.
Es kennt sich nicht zufällig hier jemand damit näher aus?
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Der interessante Punkt ist doch, dass da flüssiger Wasserstoff in den Tank soll. Soviel ich weiß, ist doch bei Faserverbund der unterschiedliche Wärmeausdehnungskoeffizient von Faser und Matrix ein Problem. Bei diesem Tank muss er nahezu gleich sein sonst würde sich der Tank bei Abkühlung auf 20 Kelvin !! selbst zerlegen aufgrund interner Spannungen im Material.
Es kennt sich nicht zufällig hier jemand damit näher aus?
Mit Acetam und -40 Grad gebe es keine Probleme. Bei unveränderten Abmessungen des Tanks erhalten wir eine grössere Nutzlast als mit H2.
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hier steht aber nirgends was von Acetam, sondern er wird zu Testzwecken mit LH2 befüllt...
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Dies bedeutet aber nicht, dass man in diesem Thema "Tanks aus Verbundwerkstoffen" ein derartiges Konzept nicht diskutieren darf. Die Verwendung flüssigen Wasserstoffs schafft ja auch viele Probleme, die man ohne diese tiefen Temperaturen gar nicht hätte.
In einem anderen Thema hat Gast-N geschrieben, dass in Russland an Raketenkomponenten aus Verbundwerkstoffen gearbeitet wird.
P.S. Das war hier (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=11391.msg243840#msg243840).
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Kann man Acetam nicht in einem Plastiktank lagern? der ist evt noch leichter, sicher jedoch billiger und -40°C hält sowas schon aus.
NH3 und CxHy werden kaum reagieren, vorallem bei Temperaturen unter 0°C. (Bei >500°C möglicherweise, aber ich glaube die dissozieren eher)
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Mit Acetam und -40 Grad gebe es keine Probleme. Bei unveränderten Abmessungen des Tanks erhalten wir eine grössere Nutzlast als mit H2.
Das bedeutet Russland will dieses Problem durch einen neuen Treibstoff umgehen um trotzdem Kohlefaserstrukturen als Tank einsetzen zu können. Ist auch ein Weg, klar. Aber damit Verbunden sind doch neue Triebwerke. Und dann wirds doch wieder richtig teuer. Zumindest dürfte eine neue Triebwerksentwicklung auch für Russland ein erhebliches Investment bedeuten.
Hätten die USA das Problem mit dem Wärmeausdehnungskoeffizienten des Materials gelöst, könnten quasi alle aktuellen Raketen davon profitieren. Nicht nur Neuentwicklungen mit neuen Treibstoffen / Triebwerken.
Gruß, Klaus
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Für "normale" Treibstoffe ist das Problem an sich ja schon gelöst (zur Erinnerung, die dritte Stufe der Proton-M wird aus Verbundwerkstoffen gefertigt). Es gibt somit in diesem Bereich zwei Themengebiete:
-Fertigungstechniken, solche Strukturen günstig herzustellen
-Für superkalte Treibstoffe (also klassisch Wasserstoff) geeignete Strukturen.
Stand heute geeignet ist die Technik aber schon für alles außer eben Wasserstoff!
Soviel ich weiß, ist doch bei Faserverbund der unterschiedliche Wärmeausdehnungskoeffizient von Faser und Matrix ein Problem.
Zumindest bei GFK weiß ich, dass durchaus unterschiedliche "Matrixmaterialen" existieren. Von daher könnte ich mir vorstellen, dass bei diesem Tank ein spezielles Material verwendet wurde, dass diesen Unterschied hinreichend verkleinert.
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Kann man Acetam nicht in einem Plastiktank lagern? der ist evt noch leichter, sicher jedoch billiger und -40°C hält sowas schon aus.
Plastik hat eine schlechte Festigkeit.
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Mit Acetam und -40 Grad gebe es keine Probleme. Bei unveränderten Abmessungen des Tanks erhalten wir eine grössere Nutzlast als mit H2.
Das bedeutet Russland will dieses Problem durch einen neuen Treibstoff umgehen um trotzdem Kohlefaserstrukturen als Tank einsetzen zu können. Ist auch ein Weg, klar. Aber damit Verbunden sind doch neue Triebwerke. Und dann wirds doch wieder richtig teuer. Zumindest dürfte eine neue Triebwerksentwicklung auch für Russland ein erhebliches Investment bedeuten.
Hätten die USA das Problem mit dem Wärmeausdehnungskoeffizienten des Materials gelöst, könnten quasi alle aktuellen Raketen davon profitieren. Nicht nur Neuentwicklungen mit neuen Treibstoffen / Triebwerken.
Gruß, Klaus
Für Acetam kommen keine neue Triebwerke zum Einsatz, sondern die bestehenden werden ohne grossen Aufwand umgerüstet!
Die Regel gilt zumindest für Triebwerke bis 10 Tonnen Schub und danach kommt ein 100 Tonner zum Einsatz, der etwas mehr Arbeit zum umrüsten verlangt.
Selbst das umrüsten des RD-171 ist möglich und werde als einer der übernächsten Schritte anvisiert.
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Die einfache Umrüstung gilt aber nur für LOX / Kerosin - Triebwerke oder auch für UDMH oder sogar Wasserstoff Triebwerke?
Gruß, Klaus
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Die einfache Umrüstung gilt aber nur für LOX / Kerosin - Triebwerke oder auch für UDMH oder sogar Wasserstoff Triebwerke?
Basis sollen Kerosintriebwerke sein (zunächst das RD-161 als RD-161AC). Und bei der großen Bandbreite an russischen Kerosintriebwerken lassen sich damit auch alle nötigen Leistungsklassen abdecken - vom kleinen Oberstufentriebwerk bis zum großen Erststufentriebwerk.
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Die einfache Umrüstung gilt aber nur für LOX / Kerosin - Triebwerke oder auch für UDMH oder sogar Wasserstoff Triebwerke?
Gruß, Klaus
Das umrüsten von H2 Triebwerken macht wegen der Dichte absolut keinen Sinn.
Es wäre aber sehr interessant Triebwerke für RB mit sehr hohen Entspannungsverhältnis zu entwickeln, dadurch erhalten wir Impulse von mehr als 400s. Daten die ich habe, sprechen von 415-430s, aber das ist noch weite Zukunft.
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RB?
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RB=Beschleunigungsblock/Oberstufe
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Kann man Acetam nicht in einem Plastiktank lagern? der ist evt noch leichter, sicher jedoch billiger und -40°C hält sowas schon aus.
Plastik hat eine schlechte Festigkeit.
Plastik ist aber nicht gleich Plastik*... Das beste Plastik wird schon eine gute Festigkeit haben. Und die Ausgangsstoffe für solche Polymere sind meist billig.
*Hätte wohl Kunststoff schreiben sollen ;)
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RB?
RB = Разгонный блок
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спасибо
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Der NASA/Boeing Tank wurde erfolgreich mit flüssigem Wasserstoff gestestet. Er ist 30% leichter als andere Alutanks und 25% günstiger:
http://www.nasa.gov/press/2013/july/nasa-tests-game-changing-composite-cryogenic-fuel-tank/ (http://www.nasa.gov/press/2013/july/nasa-tests-game-changing-composite-cryogenic-fuel-tank/)
ws
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Könnte die H2-Variante der Ariane 6 plötzlich wieder sehr interessant machen.
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Wenn man die Ariane 5 Startstufe umrüstet (Leergewicht 14,1t, davon Triebwerk 2,1t) gewinnt man satte 3,5t Nutzlast! :o
Was Ariane 6 angeht, wäre schon schön, wenn den Entscheidern doch noch ein Gehirn wächst. ;D
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Der NASA/Boeing Tank wurde erfolgreich mit flüssigem Wasserstoff gestestet. Er ist 30% leichter als andere Alutanks und 25% günstiger:
http://www.nasa.gov/press/2013/july/nasa-tests-game-changing-composite-cryogenic-fuel-tank/ (http://www.nasa.gov/press/2013/july/nasa-tests-game-changing-composite-cryogenic-fuel-tank/)
ws
Ist ja großartig!!
Inwieweit wird diese Bauweise in SLS übernommen? Sind die Ingeneure so flexibel, dass sie die Pläne einfach umzeichnen können, oder kommen solche Tanks erst beim Nachfolger des SLS zum Einsatz? ???
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Wenn man die Ariane 5 Startstufe umrüstet (Leergewicht 14,1t, davon Triebwerk 2,1t) gewinnt man satte 3,5t Nutzlast! :o
Was Ariane 6 angeht, wäre schon schön, wenn den Entscheidern doch noch ein Gehirn wächst. ;D
öh glaube das ist falsch gerechnet^^
das würde erst mal 3,5t weniger Strukturmasse der Unterstufe bedeuten. Das bedeutet nicht gleichermaßen 3,5t mehr Nutzlast. Es bedeutet eher 3,5t mehr Oberstufe. Wieviel mehr Nutzlast das dann bedeutet, das müsste man ausrechnen. Läuft vielleicht auf 1 t raus oder so, geschätzt
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Gut, auch wenn es keine 3,5t sind sollte es doch deutlich mehr als eine Tonne Gewinn sein. Die EPS L10 hat 11,2t, davon 10t Treibstoff, und bringt 21t Nutzlast in den LEO. Ganz grob vereinfacht ist das ein Verhältnis von 1:2 - eine Tonne mehr Sprit 2 Tonnen mehr Nutzlast?
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ich bin nicht vom LEO ausgegangen, den wird Ariane vermutlich eh bald nicht mehr anfliegen oder nur selten^^
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Ich schon. Da haben wir den Salat. ;D
In den GTO ist es derzeit die ESC-A. 19,2t, davon 14,6t Treibstoff, Nutzlast GTO 9,6t. Machen wir es wieder vereinfacht - Verhältnis 1,5:1. Gut 2t mehr Treibstoff sollte knapp 1,5t mehr Nutzlast ergeben. Das ist doch was. :)
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Hallo zusammen und ein paar Fragen:
Wasserstoff ist doch schwer zu lagern weil es diffundiert?
Hat Verbundwerkstoff dagegen bessere Eigenschaften als die Alulegierungen?
Und wenn ja wären damit die Treibstoffdepots im Orbit denkbar?
Grüsse und einen schönen Samstag Abend
rhlu
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Wasserstoff kann man damit auch nicht ewig halten.
Bisher war das Problem glaub ich die Wärmedehnung. Kohlefaser hat einen Wärmeausdehnungskoeffizienten von quasi null, die Matrix aber einen deutlich größeren. Die Matrix zieht sich bei Abkühlung also zusammen, die Faser bleibt steif => es kommt zur Delamination. Boeing muss das Problem irgendwie gelöst haben. Vermutlich durch eine geschickte Wahl von Matrix und Faser.
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Die Erststufe der A5 ist ja schon sehr leicht. Bei der A6 wird der Schub nur unten übertragen, das heisst die Stufe dürfte wohl schwerer werden. Die Delta IV Erststufe wiegt z.B. 21.4t (ohne Triebwerk). D.h. so ein Tank könnte für eine H2-Ariane schon einiges rausholen, damit dürfte man die Rakete insgesamt etwas downscalen für eine gegebene Anforderung. Z.B. bräuchte man wohl kein 2500kn SC Triebwerk. Allerdings profitiert natürlich auch die Feststoff-Variante von einer leichteren Oberstufe.
Also bei der A5 ME Erststufe wären das 3.6t Gewinn, das bringt dann ca. 1/3 mehr Nutzlast, d.h. 1.2t.
Bei der Oberstufe wärens 1.71t ((6250-550)*0.3).
D.h. zusammen rund 2.91t.
Mit 30%, anderorts hiess es 40% leichter, damit wärens dann 1.6+2.28 = 3.88t.
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Bei XCOR hat man einen neuen Verbundwerkstoff entwickelt, Namens Fluoropolymer Composite Material (Nonburnite®).
Dieser soll eine weit aus höre Lebenszeit haben und damit eine wirtschaftliche Wiederverwendung ermöglichen.
hier ein Link zum Artikel.
http://www.xcor.com/composites/ (http://www.xcor.com/composites/)
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Da steht nichts dabei, dass es leichter ist als bisherige Tank-Materialien... Und das würde in keiner Werbung fehlen. Vermutlich ist es also gleich schwer, oder sogar schwerer.
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Boeing
Bei Boeing geht es nun munter weiter, es wurde ein größerer Tank mit 5,5m Durchmesser gefertigt. Dieser wird in naher Zukunft ausführlich getestet. Es kamen neuen Materialien und Fertigungslösungen zum Einsatz, so sollten keine Mikrorisse mehr entstehen können, womit H2 nicht mehr so leicht aus dem Tank heraus diffundieren dürfte.
These tanks promise a 30 percent weight reduction and 25 percent cost savings over the state of the art metallic tanks used today.
Man verspricht sich eine Gewichtseinsparung von rund 30% und eine Kosteneinsparung von ca. 25% zu herkömmlichen Leichtmetalltanks.
We used new composite materials and an integral design capable of withstanding launch vehicle loads.
Durch den Einsatz neuer Materialien und Designlösungen sollte der Tank die Belastungen eines Trägerstarts verkraften.
Video: http://bcove.me/egppncs6 (http://bcove.me/egppncs6)
(http://www.compositesmanufacturingblog.com/wp-content/uploads/2014/03/img_0505a.jpg)
Quellen:
http://www.boeing.com/boeing/Features/2014/03/corp_fuel_tanks_03_18_14.page (http://www.boeing.com/boeing/Features/2014/03/corp_fuel_tanks_03_18_14.page)
http://www.engineering.com/DesignerEdge/DesignerEdgeArticles/ArticleID/7394/NASA-Boeing-Partner-on-Composite-Rocket-Fuel-Tank.aspx (http://www.engineering.com/DesignerEdge/DesignerEdgeArticles/ArticleID/7394/NASA-Boeing-Partner-on-Composite-Rocket-Fuel-Tank.aspx)
XCOR
Da steht nichts dabei, dass es leichter ist als bisherige Tank-Materialien... Und das würde in keiner Werbung fehlen. Vermutlich ist es also gleich schwer, oder sogar schwerer.
Ist zwar was her aber was solls. Bezüglich des Nonburnite® steht in der XCOR Stellungnahme etwas von leichter, nur keine genauen Angaben. Hier Bitte.
These features, along with the high strength-to-weight ratio typical of composites, make it an enabling technology for building a lighter, cheaper, more robust, space infrastructure, and to do more with any given transportation system.
Hier noch ein Artikel von 2010.
http://www.parabolicarc.com/2010/12/12/nasa-sbir-contract-fund-xcor-composite-fuel-tank-development/ (http://www.parabolicarc.com/2010/12/12/nasa-sbir-contract-fund-xcor-composite-fuel-tank-development/)
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Wie ist denn das nun im Vergleich ?
AlMgxyz hat eine bestimmte Festigkeit und eine bestimme Wasserstoffdiffusionsrate.
CFK kann man dünner und damit leichter machen, ok. Aber die Diffusionsrate ist doch ungleich größer oder? Also muß man eine extra Beschichtung einbringen und erhöht das Gewicht wieder.
Oder hat man inzwischen CFK mit Zusätzen, die die Diffusion drastisch senken bei gleicher Festigkeit?
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Wie ist denn das nun im Vergleich ?
AlMgxyz hat eine bestimmte Festigkeit und eine bestimme Wasserstoffdiffusionsrate.
CFK kann man dünner und damit leichter machen, ok. Aber die Diffusionsrate ist doch ungleich größer oder? Also muß man eine extra Beschichtung einbringen und erhöht das Gewicht wieder.
Oder hat man inzwischen CFK mit Zusätzen, die die Diffusion drastisch senken bei gleicher Festigkeit?
... würde mich auch im Detail interessieren.
Allerdings muss man mit CFK den Tank nicht dünner machen, um leichter zu sein. Da reicht schon die geringere Dichte (ca. -33%)
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Die Diffusion würde mich ebenfalls interessieren. Und auch, ob das Material langzeitstabil ist. Solche Tanks könnten dann z.B. für MCT gut geeignet sein.
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Die Diffusion würde mich ebenfalls interessieren. Und auch, ob das Material langzeitstabil ist. Solche Tanks könnten dann z.B. für MCT gut geeignet sein.
Dazu diesen aktuellen Beitrag:
Bei XCOR hat man einen neuen Verbundwerkstoff entwickelt, Namens Fluoropolymer Composite Material (Nonburnite®).
Dieser soll eine weit aus höre Lebenszeit haben und damit eine wirtschaftliche Wiederverwendung ermöglichen.
hier ein Link zum Artikel.
http://www.xcor.com/composites/ (http://www.xcor.com/composites/)
Feuerresistent, isolierend, dicht, belastbar, leicht. Ja, sowas könnte interessant sein auch für MCT, besonders die Oberstufe. Frage ist, ermöglicht XCOR anderen die Nutzung zu akzeptablen Konditionen oder kann man etwas vergleichbares herstellen, ohne Patentrechte zu verletzen?
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R2 D2 :
Allerdings muss man mit CFK den Tank nicht dünner machen, um leichter zu sein. Da reicht schon die geringere Dichte (ca. -33%)
Das ist nur bedingt so anwendbar. Metall steckt eher mal starke Vibrationen und Resonanzen und Schläge weg, die reinen Festigkeitswerte von CFK sind nicht immer genügend. Also muß man mehr Material einsetzen oder an anderer Stelle strukturell mehr tun.
Das NonBurnite klingt ganz gut, aber zur "Schüttelfestigkeit" ist nicht soviel zu lesen und Wasserstoff wird nur ein einziges mal am Anfang erwähnt .... warten wirs ab.
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R2 D2 :
Allerdings muss man mit CFK den Tank nicht dünner machen, um leichter zu sein. Da reicht schon die geringere Dichte (ca. -33%)
Das ist nur bedingt so anwendbar. Metall steckt eher mal starke Vibrationen und Resonanzen und Schläge weg, die reinen Festigkeitswerte von CFK sind nicht immer genügend. Also muß man mehr Material einsetzen oder an anderer Stelle strukturell mehr tun.
Das NonBurnite klingt ganz gut, aber zur "Schüttelfestigkeit" ist nicht soviel zu lesen und Wasserstoff wird nur ein einziges mal am Anfang erwähnt .... warten wirs ab.
Ich weiß, dass man u.U. CFK dicker machen muss.
Aber Du hattest ja geschrieben:
CFK kann man dünner und damit leichter machen, ok.
Nur darauf habe ich mich bezogen...
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Ja, war nicht präzise genug ausgedrückt.
Na ja warten wirs ab. Wirklich beeindruckt bin ich dann von einem Wasserstofftank, der wenigstens 15% leichter ist ist als ein Metalltank und trotzdem stabil und diffusionsdicht. Denn macht mal los Jungs :)
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Meine Herren darf ich daran erinnern, dass es sich bei CFK um eine Gruppe von Werkstoffen handelt, welche über unterschiedliche Eigenschaften verfügen. Diese Eigenschaften leiten sich aus den Verwendeten Materialien, sowie der Herstellungsverfahren ab.
Die Tanks von Boeing sind für Wiederverwendung und lange Lagerzeiten von H2 ausgelegt.
Durch die Temperatur und den Druck bei befühlen von Tanks aus Metalllegierungen, entstehen Mikrorisse. Durch diese kann H2 leichter diffundieren.
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These tanks promise a 30 percent weight reduction and 25 percent cost savings over the state of the art metallic tanks used today.
Was wiegt denn so ein Standard-Oberstufentank etwa? Mir geht's da nur um einen groben Richt wert, damit ich einsortieren kann, ob wir hier über eine Gewichtseinsparung von 100kg oder eher 10to reden...
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Einen Standard-Oberstufentank gibt es nicht. Die sind schon recht unterschiedlich. ;)
Für Falcon 9 1.1 gibt es nur Schätzungen. Nach einer Schätzung soll die Oberstufe soll ca. 6t wiegen. Das Triebwerk vielleicht eine halbe Tonne. Also 5,5t für den Rest, hauptsächlich Tank.
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Um ein kleines Update zu dem neuen kryogenen Komposittank von Boeing zu geben, der ja bereits von Klausd zu Beginn des Threads vorgestellt wurde:
Der Tank kam am 26. März auf dem Redstone Army Airfield nahe Huntsville mit einer NASA Super Guppy an und wurde entladen, zu seinem Bestimmungsort am NASA Marshall Space Flight Center in Huntsville transportiert, ausgepackt, inspiziert sowie für die ausstehenden Tests vorbereitet.
(http://www11.pic-upload.de/04.06.14/r1hrwnmyvwhe.jpg) (http://www.pic-upload.de/view-23436553/Ankunft.jpg.html)
(http://www11.pic-upload.de/04.06.14/ko29aq1a58gx.jpg) (http://www.pic-upload.de/view-23436651/0fd0193.jpg.html)
Seitdem wurden alle Vorbereitungen für die ersten Tests abgeschlossen und der Tank wurde in den strukturellen Teststand verfrachtet.
(http://www11.pic-upload.de/05.06.14/kh5gzbb9gn9k.jpg) (http://www.pic-upload.de/view-23436694/Lowering.jpg.html)
Die ersten Versuche werden bei Raumtemperatur mit Stickstoff durchgeführt bzw. wurden schon begonnn, um dann in diesem Sommer auf flüssigen Wasserstoff umzusteigen. Über die orangenen metallenen Bereiche werden äußere Strukturbelastungen einstellbar sein, wie sie während eines Starts auftreten.
Noch ein paar Hintergrundinfos: Die Arbeiten und Tests erfolgen im Rahmen von NASAs CCTD Projekt (Composite Cryotank Technologies and Demonstration) innerhalb des GCD-Programms (Game Changing Development Program).
Ich persönlich finde es schön, dass die NASA nach dem Reinfall...den Problemen mit dem kryogenen Wasserstofftank aus Verbundmaterial beim X-33 die Flinte nicht ins Korn geworfen hat, sondern einfach eine weitere Reifung der Komposit(prozess)technologie abgewartet hat, um es nun erneut zu versuchen.
Die Verlockungen der in Aussicht gestellten Einsparungen sind halt einfach zu groß.... :)
Ausgelegt wurde der Tank von Boeing offensichtlich auf die Belastungen des etwas größeren SLS-Wasserstofftanks.
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Guten Morgen
Für die, die Venture Star nicht so im Fokus hatten...
http://de.wikipedia.org/wiki/Venture_Star (http://de.wikipedia.org/wiki/Venture_Star)
Eines der Probleme bei Venture Star war eben daß der Tank der bei Befüllung mit kryogenen Treibstoffen damals leider delaminiert ist. Also die Schichten hatten sich voneinander gelöst. Hier dürfte man nun weiter sein. Ein schönes Etappenziel.
Viel Grüße
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Allerdings muss man auch anmerken, dass das Design der Tanks (aus GFK-Material IM7/997-2) beim Venture-Star Prototypen etwas komplexer und weniger symmetrisch war, als der Tank, den die NASA aktuell testet.
(http://www11.pic-upload.de/05.06.14/ze51kabufpr4.gif) (http://www.pic-upload.de/view-23438106/x33technology.gif.html)
(http://www11.pic-upload.de/05.06.14/csgyjcncbyna.jpg) (http://www.pic-upload.de/view-23438109/360x450_q75.jpg.html)
Zu der Geschichte gibt es auch einen netten Artikel bei NSF:
http://www.nasaspaceflight.com/2006/01/x-33venturestar-what-really-happened/ (http://www.nasaspaceflight.com/2006/01/x-33venturestar-what-really-happened/)
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Ein Video (Anfang Juli) mit Bildern aus der Herstellung. Wenn ich den Program Manager von Boeing richtig verstanden habe, wird das Teil nicht in einem Autoklaven, sondern in einem herkömmlichen Ofen ausgehärtet, was die Investitionskosten (>50 Mio US-$) sparen soll. Ob das wirklich viel einspart? Wer einmal einen Autoklaven hat, kann ihn ja für alle möglichen Kompositteile verwenden und ein Ofen dieser Größe kostet auch Geld.
ws
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Gestern kam übrigens die Meldung (http://www.nasa.gov/press/2014/august/nasa-completes-successful-battery-of-tests-on-composite-cryotank/#.U_22gGOM2cg), dass die Testreihe mit flüssigem Wasserstoff nun erfolgreich abgeschlossen wurde. Damit wurde die Zielsetzung des Projekts erreicht.
Es dürfte spannend sein, wie stark ein erster Einsatz im SLS nun vorangetrieben werden wird.....wobei natürlich von 5m auf ca. 8,5m Durchmesser nochmals ein großer Sprung wäre. Zwar beinhaltet das 5m-Design bereits "high-risk features" eines 10m-Designs, aber die Frage bleibt trotzdem, ob bei soviel Erfolg nicht doch noch ein 10m-Tank in Auftrag gegeben werden wird.
Hier noch die Präsentation (von Ende 2011), in der auch ein 10m-Design erwähnt wurde:
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20120002943.pdf (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20120002943.pdf)