Orion / ESM - Raumschiff

Hallo Jörg,

du bringst da ein bischen was durcheinander:

Bei der Berechnung der "Endbeschleunigung" zur zeit der Stufentrennung bezieht sich Waldi mit 29000 nicht auf eine (Orbit)-Geschwindigkeit. Vielmehr hat er versucht den Schub in Tonnen umzurechnen. Dabei ergibt sich aber:
29MN = 29 000 000N

Das entspricht nach F=ma mit a~=10m/ss:
29 000 000N / 10m/ss = 2 900 000 kg = 2 900 t Schub

Also liegt da noch ein Rechenfehler vor, oder habe ich jetzt etwas übersehen?

Außerdem sind die Booster zu diesem Zeitpunkt leer, also keine Treibstoffmasse mehr. Wo hast du dein Daten (728 000 kg Treibstoff) für die Oberstufe her? Ich kenne nur 135 000 kg aus Wikipedia.

Uii ... gleich 3 Mal konter ...

Ich glaube es wird Zeit für einen Raketentheorie Thread.  

Btw, wir haben einen ARES-Thread ... Hier sollte es nur um die Nutzlast, Orion, gehen.

Hallo Jörg,
du bringst da ein bischen was durcheinander:

Ja!  
Ich konnte mir diese hohen g-Kräfte einfach nicht vorstellen.
Rein gefühlsmäßig dachte ich mir: Beim Shuttle sind´s doch auch nur 3g und da laufen zwei Booster und drei SSMEs.
Aber im Vergleich zum Shuttle ist die Ares I mit dem CEV ja ein Leichtgewicht!

Heute habe ich´s in Ruhe nachgerechnet:
Waldi hat völlig recht - da wirken tatsächlich über 8g!

Außerdem sind die Booster zu diesem Zeitpunkt leer, also keine Treibstoffmasse mehr.

Klar.

Wo hast du dein Daten (728 000 kg Treibstoff) für die Oberstufe her? Ich kenne nur 135 000 kg aus Wikipedia.

Mangelhafte/fehlende Recherche!!
Ist sonst nicht meine Art...

Ich habe die Angaben zur Treibstoffmasse der Oberstufe auf die Schnelle nicht gefunden.
Die NASA ist auf ihrer Seite recht sparsam mit konkreten Angaben zu Ares.
Aber es hieß ja immer, bei Ares I wird der Shuttle ET auf einen Shuttle Booster gestellt und oben drauf kommt Orion.
Also habe ich kurzer Hand die Werte des ET genommen - was natürlich ein fataler Fehler war!

In dieser .pdf sind die Werte versteckt:
Propelland Load: 138 t,
Interstage:  4,1 t,
Avionics Mass:  2,5 t.

Ich bitte offiziel um Entschuldigung für meinen schlecht recherchierten und von Emotionen geleiteten Beitrag #572.
Aber das führte zumindest dazu, daß wir uns alle nochmal genauer damit beschäftigt haben.  
Ich jedenfalls habe einiges dazu gelernt!

Raumschiff Orion ist leicht.

...Raumschiff Orion ist leicht....

Nö - ORION 8 ist schwer...

... und aus handelsüblichen erprobten Komponenten "gezimmert" .

Übrigens wurde bei der Saturn V um hohe G Lasten zu vermeiden, das mittlere Triebwerk in der ersten Stufe nach 135 Sekunden vorzeitig abgeschaltet. Bei der zweiten Stufe ebenfalls das mittlere Triebwerk. Bei Ares I geht das nicht, schließlich hat Ares I nur ein Triebwerk pro Stufe.

... und aus handelsüblichen erprobten Komponenten "gezimmert" .

... Bügeleisen, Duschköpfe..  

Welche g-Kräfte wirken denn auf Orion kurz vor dem SRB- Burnout?
Hat jemand die 5-Segment-SRB-Masse?

Welche g-Kräfte wirken denn auf Orion kurz vor dem SRB- Burnout? Hat jemand die 5-Segment-SRB-Masse?

Leer 104 Tonnen, voll 734 Tonnen.

Der 5 Segment Booster wird da http://www.geocities.com/launchreport/ares1.html
so geschätzt

GLOW (tonnes) 734 t
Propellant Mass (tonnes) 630 t
Dry Mass (tonnes) 104 t
Diameter (meters) 3.71 m
Height (meters) (to top of frustum) 53 m
Liftoff Thrust (vac. tonnes)  1,587-1,632 t (sources vary)
Average Thrust (vac. tonnes) 1,245 t
Specific Impulse (sea level/vacuum, seconds) 237s/268.8 sec
http://www.geocities.com/launchreport/ares1.html

Aus Nasa Unterlagen:
"The first stage burns for approximately 125.8 sec."..."Mach 5.9"
"The first stage will produce roughly 1,600 tonnes of thrust at liftoff
and will average 1,245 tonnes of thrust during its roughly 130 second burn. Approximately 630 tonnes of polybutadiene acrylonitride (PBAN)
solid propellant will be consumed during the burn."

Nasa gab für Ares V die Verwendung des gleichen Boosters so an:
Mass: 731k kg (1.6M lbm)  
Thrust: 15.8M N (3.5M lbm)
Burn Duration: 126 sec
Height: 53 m (174 ft)
Diameter: 3.7 m (12 ft)
"Ares I SRB design will be utilized for Ares V"

Gruß   Thomas

Also 5,8g ?

Kleine Rechung zur den G Kräften eine PicoSekunde vor der Boosterabtrennung:

Beschleunigung=Kraft/Masse

Leermasse Booster ca. 100 Tonnen
Masse zweite Stufe Ares I +Orion= ca. 150 Tonnen+ 30 Tonnen=180 Tonnen
Boosterschub=14.5 MN

=14.5 MN/(280 Tonnen)=14.500.000 N/280.000kg=51m/s^2=5,2 G

Also 5,8g ?

Und schon seitz zsammen, was die Rechnung für einen Booster angeht.

Wie Nasa das: "will experience an estimated maximum of
3.25-3.5 times the force of gravity during the Ares 1’s launch" (Pressekonferenz am 03.08.2006 über neue Ares I Details)
halten will, ist mir nicht ganz klar. Vielleicht rechnen wir zu leicht?

Gruß   Thomas

Vielleicht rechnen wir zu leicht?

Möglich.
Aber die Beschleunigung ist Kraft durch Masse.
Das teilen wir nochmal durch die Erdanziehungskraft 9,81 m/s2 und erhalten die g-Kraft.

Vielleicht wirken aber noch andere Faktoren?
Die Erdbeschleunigung könnte in 60 km Höhe nicht mehr so groß sein.

Außerdem wirkt der Luftwiderstand der Antriebskraft entgegen - aber in 50-60 km Höhe wird das wohl auch nicht mehr so dolle sein. Oder?

Ich habe mich schonmal getäuscht...! :-/

Hi,

kann es sein, dass bei der Rechnung einfach darauf vergessen wird, dass der Schub der SRBs nicht konstant ist?

https://images.raumfahrer.net/up019758.jpg

Ich bin zwar alles andere als ein Spezialist was Feststofftriebwerke betrifft, aber beim SRB ist es doch so, dass der Booster von innen nach außen brennt, d.h. der Treibstoff wird im Laufe der Zeit von innen nach außen abnehmen und damit sich im Prinzip die Oberfläche des verbrennenden Treibstoffes (wie ein Kreis der größer wird) erhöhen (und damit der Schub), wenn die Booster einfach von außen nach innen mit dem Treibstoff gleichmäßig gefüllt werden. Beim Shuttle ist dies aber nicht einfach eine Röhre mit einem Loch in der Mitte, sondern sternförmig. Damit müsste sich (davon ausgehend, dass der Treibstoff überall mit der gleichen Geschwindigkeit abbrennt) die Oberfläche mit der Zeit verringern und damit auch der Schub zurück gehen. Eventuell plant die Nasa bei der ARES ebenfalls eine ähnliche Anordnung des Treibstoffes um damit den Schub über den gesamten Aufstieg des SRBs zu "regulieren"?

Habs grad gefunden:

Zitat Wikipedia:

"The propellant is an 11-point star-shaped perforation in the forward motor segment and a double-truncated-cone perforation in each of the aft segments and aft closure. This configuration provides high thrust at ignition and then reduces the thrust by approximately a third 50 seconds after lift-off to avoid overstressing the vehicle during maximum dynamic pressure."

Hallo eumel,

die Beschleunigung wird in Vielfachen der Erdbeschleunigung auf dem Boden gemessen. Das die Gravitaionskraft in 60 km minimal kleiner ist, ist dabei für die gefühlte Beschleunigung in der Rakete egal. Die gefühlte Beschleunigung in der Rakete hängt nur vom Raketenschub ab, nicht jedoch von der Erdbeschleunigung. Wäre die Rakete im "Nichts" würde man diesselbe Beschleunigung fühlen.

Der Luftwiderstand dürfte in 60km auch minimal sein und somit keinen Effekt haben.

Tobi

So sehe ich das auch, Tobi.
Könnten wir noch was übersehen haben?


@becan:
Du hast recht, der Schub eines Triebwerkes ändert sich.
Beim Start in der Atmosphäre ist er anders als im Vakuum.
Bei einem Feststoff-Triebwerk ist er stark von der Oberfläche des Treibstoffes abhängig - und die wird wärend des Fluges ständig größer - also auch der Druck.
Mit der sternförmigen Formgebung kann man das in Grenzen beeinflussen. Sie dient der Oberflächenvergrößerung und schafft mehr Schub.
Beim Start braucht man etwas mehr Schub - zum Brennschluß hin lieber etwas weniger, damit die Belastung nicht zu groß wird.

Das ist aber bei der Angabe des maximalen Schubs bereits berücksichtigt.

Kurz vor Brennschluß ist der Schub am größten, weil dann die Oberfläche des Treibstoffs größer ist und  die Beschleunigung wird größer, weil die Masse des verbrannten Treibstoffs fehlt.
In diesem Moment ist die Belastung am größten.

Dann kann man durch eine entsprechende Oberflächenform den Schub des Boosters insbesondere kurz vor dem Ausbrennen so zu steuern, dass er das deutlich unter dem Durchschnittschub über die Brennzeit liegt.... und das würde das "Geheimnis" ausmachen.

Ich kenne eine Skizze, wo für einen SRB ein sternförmiger Querschnitt mit zehn Zacken für ganz oben im Booster angegeben wird, in der Mitte ein runder Querschnitt mit kleinem Durchmesser des treibstofffreien Bereiches und unten in der Nähe der Düse ein runder Querschnitt mit grossem Durchmesser des treibstofffreien Bereiches. Das würde insbesondere fürn den sternförmigen Querschnittsbereich bedeuten, dass dort am Anfang (und am Anfang brennen ja auch alle Oberflächen zusammen) eine sehr grosse Oberfläche brennt und Schub erzeugt. Durch das Abrennen ändert sich dann an jeder Stelle im Booster dauernd die Oberfläche, durch lokal unterschiedliche Gestaltung wäre der Verlauf des Gesamtverbrennungsgasausstosses über die Zeit hin zu steuern.

Möglicherweise ist einfach unser Schub zu gross. Ich denke, auch mit dem durchschnittlichen Schub von 1245 Tonnen sollten wir für den Moment vor der Boostertrennung nicht rechnen.

So würde es auch mit der Schubverlaufgrafik für die Shuttlestandartbooster zusammenpassen, die ein paar Beiträge weiter oben angegeben wurde.

Jetzt müsste man wissen, bei wieviel "Booster-Restschub" die Shuttlebooster abgetrennt werden.

Gruß   Thomas

...weil dann die Oberfläche des Treibstoffs größer ist und  die Beschleunigung wird größer,

Ja aber eben nicht bei abgebrannten ehemals sternförmigen Profilen. Da war die Oberfläche vorher grösser.

Gruß   Thomas

@eumel

aber wenn du dir die grafik ansiehst, die ich verlinkt habe, dann sieht man, dass zB. bei Flugsekunde 110 (16 Sekunden vor Brennschluss bzw. Abtrennung) der Schub in etwa 1.600.000 lbf, also in etwa 7.1 MN beträgt und anschließend immer mehr abnimmt. Bei den Berechnungen wurde ja der Maximalwert von 14.5 MN, der nur kurz nach dem Start erreicht wird, herangezogen, oder?

Ah, bei wiki steht´s ja:
"The separation sequence is initiated, commanding the thrust vector control actuators to the null position and putting the main propulsion system into a second-stage configuration (0.8 second from sequence initialization), which ensures the thrust of each SRB is less than 100,000 lbf (445 kN). Orbiter yaw attitude is held for four seconds, and SRB thrust drops to less than 60,000 lbf (267 kN).

The SRBs separate from the external tank within 30 milliseconds of the ordnance firing command."

Hinsichtlich des obersten Segmentes eines 5 Segment Ares Booosters gibt es interessante Bilder bei:
http://nasavideographer.blogspot.com/2008/04/utah-shoot-day-3-in-pits.html

Gruß   THomas

aber wenn du dir die grafik ansiehst, die ich verlinkt habe, dann sieht man, dass zB. bei Flugsekunde 110 (16 Sekunden vor Brennschluss bzw. Abtrennung) der Schub in etwa 1.600.000 lbf, also in etwa 7.1 MN beträgt und anschließend immer mehr abnimmt. Bei den Berechnungen wurde ja der Maximalwert von 14.5 MN, der nur kurz nach dem Start erreicht wird, herangezogen, oder?

Du hast Recht, becan!

Wir sind bei unseren Berechnungen einfach davon ausgegangen, daß der größte Schub kurz vor Brennschluß wirkt und haben für den Treibstoff schon die Masse von Null angenommen.


Wie diese Diagramm zeigt, und becan bereits schrieb, ist das nicht richtig.

Dann wird es für uns schwierig, die Belastungen für Orion zu berechnen, weil wir die Treibstoff-Masse bei den jeweiligen Schubleistungen nicht kennen. Die könnten wir höchstens schätzen.

Ich hab das jetzt mal abgeschätzt:

Annahmen:
* Der Brenn- bzw Schubverlauf ist beim 5-seg SRB der selbe wie beim 4er, d.h. die oben dargestellte Kurve mit dem Schub der Shuttle SRBs wird einfach auf 15.87 MN Startschub hochskaliert
* Massen:
  - Orion: 30t
  - Oberstufe: 150 t
  - SRB leer: 104 t
  - SRB Treibst.: 630 t
* Brennzeit ~ 126 s
* Die ausgestoßenen Masse zu einem bestimmten Zeitpunkt entspricht dem Schub des des SRB

Zuerst integriert man numerisch die hochskalierte Funktion, damit man die abgebrannte Masse und damit die Gesamtmasse zu einem bestimmten Zeitpunkt ermitteln kann, anschließend errechnet man mit dem jeweiligen Schub zu dem bestimmten Zeitpunkt die Beschleunigung.

Dabei komme ich auf folgenden Schubverlauf:


http://www.bilder-space.de/show.php?file=QKzCyTyX7ldbWJv.jpg

Maximalwert: 3.264 g bei Flugsekunde 100

Wie gesagt, es sind einige Annahmen getroffen worden, die nicht 100% der Realität entsprechen müssen (abbrennverhalten hochskalieren, Schub enspricht Masseausstoß), aber der Wert kommt ganz gut hin

Und um wieder zum Thema Orion zurückzukommen: die Kapsel und Insaßen halten das imho aus