Projekt SLM Raketentriebwerk

Ich dachte entweder an Druckluft, Stickstoff oder CO2. Muss ich mal sehen, Druckluft wird es wohl nicht, da der Typ im Paintballshop zu große Bammel hat mir das zu befüllen

Hallo, habe hier nicht alles genau gelesen, aber Druckluft bis ca.250bar wird auf beim Tauchen verwendet. Tauchbasis oder Tauchladen in der Nähe?
Vierer

Bammel vor Druckluft ist wohl auch begründet. Zumindest in einem Treibstofftank.
Da wäre die Suche nach N oder Ar wohl doch besser.

Hallo,
danke für eure Eingaben, ich muss jetzt erst nochmal über die Kühlung nachdenken (rechnen) um mich da qualifiziert zu zu äußern

Bammel vor Druckluft ist wohl auch begründet. Zumindest in einem Treibstofftank.

Ja sehe ich mittlerweile auch so, je mehr ich darüber nachdenke desto entsetzter bin ich auch darüber wie ich auf so eine Idee kommen konnte. Sauerstoff und Treibstoff in einem Tank

Gruß Eibe

Ja sehe ich mittlerweile auch so, je mehr ich darüber nachdenke desto entsetzter bin ich auch darüber wie ich auf so eine Idee kommen konnte. Sauerstoff und Treibstoff in einem Tank

Das spart einen Tank und damit Gewicht.   

In der ECSS-E-ST-32-02 habe ich einen Burst-Faktor von 4.0 für "Pressure Components" gefunden. Das Bezieht sich m.M.n. aber nicht auf Tanks ("Pressure Vessels"), sondern hier nur auf Leitungen und Anschlüsse mit D<38mm.

Ergänzung:
Was ich eigentlich sagen will:
Ich bezweifle nicht, dass es einen Sicherheitsfaktor 4 bei Gasflaschen o.ä. gibt. Dies kann für den Industriebereich gelten (kenne ich nicht), als auch für Raumfahrtanwendungen am Boden oder im Fluggerät.
Die pauschale Aussage von Sicherheitsfaktor 4 "in der Raumfahrt" halte ich aber für falsch. Mag es in bestimmten Bereichen geben, aber garantiert nicht überall. Speziell bei fliegendem Gerät (Oberstufe, Satellit) kann man sich das gar nicht leisten, weil alles viel zu schwer werden würde! Hier geht es eher um einen Sicherheitsfaktor 2, wie auch nach ECSS gefordert.
Sorry, falls OT...

Egal ob OT oder nicht, hier die Sachlage für Ariane Antriebe:
Maßgebend ist die CNES-Voschrift für die Sicherheit beim Bodenbetrieb, z.B. in Kourou, A5-SG-1-X-0001-CNES, issue 2 revision 2, Kapitel 3-D-5, für Fluid-Systeme und Druckbehälter:

-  Der Sicherheitsfaktor  J ist definiert als  Berstdruck/Betriebsdruck.
-  Es wird eine gefärdete Zone definiert, deren Zutritt kontrolliert wird.
-  Es wird unterschieden zwischen statischer Phase (bedrückt, kein Ein- oder Ausströmen) und dynamischer Phase (ein- oder Ausströmen unter Druck)

J < 2:  statisch und dynamisch:  Zutritt verboten
2 < J < 3:  Statisch:  Zutritt nur erlaubt für Aktitviäten in der Zone (auch Aktivitäten, die vom Drucksystem unabhängig sind);  dynamisch:  Zutritt nur für mit dem Betrieb des Drucksystems notwendige Spezialisten
3 < J < 4:   Statisch:  keine Zutrittsbeschränkung;  dynamisch: Zutritt nur erlaubt für Aktitviäten in der Zone (auch Aktivitäten, die vom Drucksystem unabhängig sind)
4 < J  statisch und dynamisch:  keine Zutrittsbeschränkungen.

@Drohne Willi
Das ist natürlich nicht automatisch anwendbar für den Betrieb eines privat gebauten Triebwerks. Aber wenn Du dass in Kourou testen würdest, müsstests Du genau nachweisen, was Du wie erfüllst.

Wo soll Dein Triebwerk eigentlich getestet werden ?

Achso, das heißt, wenn in Korou der Betriebsdruck großer ist als 1/4 Berstdruck, dann darf niemand in die Nähe der Rakete. (Also mehr eine Betriebsinterne Vorschrift).

Das ganze hat mich auch stutzig gemacht, weil wir im Studium im Rahmen der Druckgeräterichtlinie einen Druckbehälter ausgelegt haben und nur mit einem Sicherheitsfaktor von 1,5 gerechnet haben. Allerdings ist das nur der Grundfaktor, zusätzliche Sicherheiten für Fertigungstoleranzen, Korrosion und Materialschwächung bei höherer Temperatur kamen on top.

Naja so einfach ist es nicht. Die Satelliten werden auch vor dem Start mit Helium betankt bei mehreren hundert Bar! Die werden so auch auf die Rakete gesetzt und der Sicherheitsfaktor ist da nicht 4, das wäre viel zu schwer.

Hallo alle zusammen,
so ich habe mich jetzt für Leitungen entscheiden können Die Hähne, die ich letztes Mal noch gezeigt habe sind rausgeflogen, weil passende Hähne so viel gekostet haben wie passende Reduziernippel... So sieht das jetzt aus:

Bei den Hähnen habe ich mir gedacht, dass ich da für eine Fernsteuerbarkeit Schrittmotoren anbaue, aber das Drehmoment um die zu öffnen ist schon recht hoch. Muss ich mal nachmessen und evtl. über Getriebe nachdenken.
Und hier noch eine Leitung im Detail:

Die Manometer sind für Versuche am Boden, in der Flugversion werden die durch einen einfachen Winkel ersetzt, denke ich
Und hier noch eine Aufnahme vom Triebwerk:

Da ist jetzt die Zündkerze kontaktiert. Für die Schläuche muss ich noch die Gewinde schneiden und dann sollte das laufen Ein kleines Problem ist noch die Steifigkeit der Schläuche, der jetzige ist noch recht flexibel, aber nur bis 22bar ausgelegt. Ich habe noch einen bis 100bar, aber da werden die Servos Probleme mit haben. Ich muss mal sehen, wie weit das Triebwerk überhaupt geschwenkt werden muss für die Regelung, wenn das nur wenige Grad sind könnte das reichen mit den Schläuchen.
Das nächste Problem ist das Gewicht, das sind knapp über drei Kilo. Da komme ich also mit dem 20N Motörchen nicht weit... also mehr Schub Bei der nächsten Triebwerksgeneration mache ich mir dann auch mal wieder Gedanken zu der Kühlung usw. und kann dann was dazu schreiben.
Aber eins nach dem Anderen...

Gruß Eibe

Die Spannung steigt !

Welche?

Die elektrische vermute ich mal nicht, die mechanische schon eher. Und dann gibt es auch noch die (emotionale) Anspannung.

Ja die Spannung steigt, ich habe mir heute die Flaschen mit Druckluft füllen lassen, um Montag (wenn die Gewinde geschnitten sind) alles unter Druck setzen zu können. Dann steigt zumindest schonmal die mechanische Spannung. Die elektrische steigt hoffentlich auch Montag, wenn ich einen Spannungsregler im Briefkasten habe, dann kann ich die Servos über meine Fernsteuerung bewegen. Bis das der Bordcomputer übernimmt . Den werde aber wohl nicht ich programmieren, da muss ich nächste Woche auch noch eine wichtige Konferenz zu abhalten

Gruß Eibe

Sind die "knapp über 3 kg" mit leeren Flaschen oder vollen Flaschen gemessen? Bezüglich der zu steifen Schläuche schau dir mal die Schläuche von Miflex ( http://www.miflex.com/en/prodotti.htm ) an. Die haben welche mit einem Betriebsdruck von 35bar und einem Berstdruck von über 150bar. Ich verwende die bei meiner Taucherausrüstung unter anderem mit reinem Sauerstoff (allerdings mit anderen O-Ringen). Die Beständigkeit gegenüber Propan/Butan schaut anscheinend auch nicht schlecht aus.

200-  300 bar
http://www.gasetechnik24.com/de/Schlaeuche-Kupferboegen
metall auch für sauerstoff
kunststoff für andere ausser sauerstoff

Hallo,
danke euch beiden für die Links, das sind aber auch ordentliche Preise, solange ich da noch nicht drauf angewiesen bin möchte ich da lieber erstmal drauf verichten (ich musste die Kostensteigerungen in der Raumfahrt leider in der eigenen Tasche erfahren )

Komme ich nun zu einer traurigen Nachricht, heute wurde der Spannungsbogen überzogen, der mechanische :'(. Mir ist beim Gewindeschneiden einer der Leitungsstücke vom Triebwerk abgebrochen Und das aus reiner Dummheit, weil ich das nicht ordentlich eingespannt habe 

Mit etwas ratlosen Grüßen Eibe

Obwohl, ich habe da ja noch nen Freund mit nem Schweißgerät, den werde ich mal fragen....

Hallo "Willi" , wann gibt`s wieder was neues von deinem Projekt ?

Hallo PaddyPatrone,
tut mir leid, dass ich so spät antworte. In den letzten zwei, drei Monaten ist in dem Projekt garnichts passiert (war beschäftigt). Aber jetzt soll es wieder weiter gehen.
Zur Erinnerung: ich war eigentlich kurz vor fertig und dann ist mir beim Gewindeschneiden ein Treibstoffnippel abgebrochen:

Deshalb macht das Triebwerk gerade eine Reise durch die Weltgeschichte, auf der Suche nach jemandem, der das schweißen kann. Ich bin aber zuversichtlich jetzt jemanden gefunden zu haben...
Also das klärt sich hoffentlich in den nächsten Wochen.
Parallel dazu habe ich angefangen, an einer stärkeren Version des Triebwerks zu arbeiten, da wollte ich mir aber mit eurer Hilfe noch detailliertere Gedanken zu der Kühlung machen (dazu später)
Hier ein erster Eindruck:

Brennkammer und die Düse sind soweit fest in ihren Abmessungen, die Kavitäten sind erstmal nur so hingezeichnet. Und auch sonst fehlt noch einiges zu nem Triebwerk.
Soweit Gruß Eibe (ich hoffe ich kann in nächster Zeit wieder etwas mehr berichten)

Hallo zusammen,
jetzt will ich mich der Kühlung widmen.
Dabei sind denke ich zwei Fragen entscheidend:
Reicht die Kühlleistung aus, um ein Schmelzen der Brennkammerwand zu verhindern?
Und tritt der Treibstoff (Propan) flüssig oder gasförmig in die Brennkammer ein?
Erstmal habe ich über:
Wärmestrom=a*A*dT
berechnet, wie groß die von der Verbrennung abgegebene Leistung ist.
A, die Brennkammeroberfläche hat mir das CAD-Programm mit 2142mm² =0,002m²
Für dT habe ich 3280K eingesetzt (das NASA Programm vom Anfang des Threads hat mir für die Verbrennungstemperatur 3580K ausgegeben)
Bei a, dem Wärmeübergangskoeffizienten wirds jetzt undurchsichtig, den habe ich über
a=0,0013*B^-0,2*p^0,8*T^-0,53*v^0,8
berechnet. Die Formel stammt aus der Berechnung für Verbrennungsmotoren. Ich habe versucht alles so konservativ wie möglich einzusetzen und bin damit auf ein a von 3,06 W/(m²*K)gekommen. Damit wiederum komme ich auf eine Wärmeleistung von 21,5W.
Im Zusammenhang mit dem nächsten Ergebnis erscheint mir dieser Wert etwas klein, kann daher jemand etwas zu dem Wärmeübergangskoeffizienten sagen, ob der realistisch ist.
Dann habe ich die vom Propan aufgenommene Wärme betrachtet, mit einem Wert für c_p von 1,67KJ/(Kg*K)(Für Gas, für flüssig habe ich keinen Wert gefunden) und einem Massenstrom von 8,1g/s komme ich auf 13,5W/K.
Das heißt, die von der Brennkammer abgegebene Leistung würde zu einer Erwärmung des Treibstoffs von unter 2K führen.
Natürlich ist das nur eine ungenaue Abschätzung aber die Größenordnung wundert mich schon.
Mit verwunderten (erfreuten) Grüßen Eibe

jetzt will ich mich der Kühlung widmen.
...
Dann habe ich die vom Propan aufgenommene Wärme betrachtet, mit einem Wert für c_p von 1,67KJ/(Kg*K)(Für Gas, für flüssig habe ich keinen Wert gefunden) und einem Massenstrom von 8,1g/s komme ich auf 13,5W/K.
Das heißt, die von der Brennkammer abgegebene Leistung würde zu einer Erwärmung des Treibstoffs von unter 2K führen.
Natürlich ist das nur eine ungenaue Abschätzung aber die Größenordnung wundert mich schon.
Mit verwunderten (erfreuten) Grüßen Eibe

Um da etwas abschätzen zu können müssten folgende Daten bekannt sein:

• Durchmesser Brennkammer,
• Durchmeser Düsenhals (engster Querschnitt)
• Durchmesser Düsenaustritt
• Länge Injektor zum Hals
• Länge Hals bis Düsenende
• Treibstoffmassenströme und -temperaturen
• Brennkammerdruck
• Kühlmittel-Massenstrom und Eintrittstemperatur
• Wanddicke und Wandmaterial
• Kühlkanal-Geometrie

Generell ist cp von flüssig Propan etwa 130-150% des cp vom Gas, hängt natürlich von Druck und Temperatur ab.
Die Aufheizung von 2 K ist m.E. vie zu niedrig, da würe ich ca. 2 Größenordnungen mehr erwarten.

Du musst die Kühlung so auslegen daß weder die Brennkammerwand zu heiß wird, noch das Kühlmittel innerhalb der Kühlung verdampft. Aus den dazu notwendigen Stömungsbedingungen ergibt sich dann der Druckverlust. Das kann bedeuten daß Du eine ziemlich hohen Eintrittsdruck brauchst.
Ich denke nicht daß Du das mit Hand berechnen kannst. Da braucht man ein Programm daß diese veränderlichen Wärmeübergänge entlang der Kontur/entlang des Kühlkanals berechnet.

Hallo Proton,
ich habe mich jetzt noch nicht weiter mit der Kühlung beschäftigt, was ich aber gefunden habe sind Literaturwerte für den Wärmeübergangskoeffizienten von 10-500 W/(m²*K), das führt zu einer Erwärmung des Treibstoffs von 5K - 260K. Ich gehe mal von ca. 200K aus (habe immer noch mit dem cp der Gasphase gerechnet), dann ist Verdampfung auf jeden Fall ein Problem über das man sich Gedanken machen sollte...

Da ich im Moment immer noch auf das Triebwerk warte habe ich mich um Beine für die Rakete gekümmert. Ich hab da jetzt schon so viel Zeit und Geld rein gesteckt, dass ich zu viel Schiss habe das einfach in den Himmel zu jagen. Deshalb, sollte das Gefährt irgendwann mal in der Lage sein abzuheben, soll es gefälligst auch wieder landen 

Hier ein Bild eines Fußes, die weißen Teile sind 3D gedruckt und das graue Metallteil ist lasergeschmolzen. In die Aluplatte habe ich Gewinde geschitten und so alles mit Schrauben verbunden. Als Größenvergleich: die Schrauben sind größe M2.
An den gedruckten Teilen habe ich dann CFK Rohre als Beine befestigt:

Die Rohre befestige ich dann an dem U-Profil der Rakete, dazu wohl die nächsten Tage mehr...
Gruß Eibe

Von welchem Gewicht gehst du für das fertige Vehikel denn aus ?

Gruß

Das wiegt jetzt ohne Treibstoff 3,3Kg und ist soweit fertig, was noch Gewicht im Falle einer Fernsteuerbarkeit bringen wird sind Motoren, um die Hähne zu öffnen oder fernsteuerbare Ventile.

Hallo zusammen,
durch die Aufregung um Philae habe ich ganz vergessen, dass ich ja noch was schreiben wollte...
Ich habe jetzt drei Beine hergestellt und auch alles zusammen gebaut:

Und noch eine Nahaufnahme der Verbindung Bein/U-Profil. Wie bei den Füßen ist das weiße Verbindungsstück 3D gedruckt. CFK bohren ist übrigens nicht besonders gut für Bohrer, der war schon nach vier Bohrungen stumpf

Das einzige Problem was ich jetzt noch habe ist die große Lücke zwischen den Beinen :

Mal sehen, wann ich da von einer Veränderung berichten kann...

Gruß

Hallo zusammen,
Der Vollständigkeit halber poste ich hier auch noch mal was von meinem Aerospikedesign, falls keiner mehr Tipps hat werde ich das so produzieren:


@ McFire, ich habe an den Montagestellen noch ein bißchen Material zugefügt, um dort Gewinde zu schneiden, um die Muttern einzusparen

Für das ältere Design habe ich jetzt auch jemanden gefunden, der mir das reparieren konnte:

Ist echt klasse geworden...

Gruß Eibe