ardea 1 rocket development1_26042013.pdf

Vývoj rakety Ardea 1

Csaba Boros

SOSA – Slovenská organizácia pre

vesmírne aktivity

wallpaperdev.com

PROJECT

ARDEA

Amateur Rocket

Development Adventure

aneb

„Dobrodružství při vývoji amatérských

raket “

Csaba Boros KNP2013 Pardubice 2

Obsah

• Úvod

• Vize, koncept

• Základní konfigurace rakety

• Pohon

• Pozemní zkoušky

• Závěr


Úvod

• Cílem projektu Ardea je postavit a vypustit raketový prostředek pro vynesení 2kg užitečného zatížení do výšky 120 km

• Projekt je náročný jak na lidské zdroje, tak na splnění technických požadavků a finanční prostředky

• Další krok k úspěšné realizaci daného projektu – podpora SOSA (Slovak Organization for Space Activities) – projekt Ardea je druhý nejdůležitější projekt po první slovenské družici – SkCube

• Raketa Ardea 1 bude prvním krokem pro uskutečnění daného cíle


Vize, koncept

• Použití již odzkoušených dílů a sestav z předešlého výzkumu, resp. vývoje ( VÚPCH Pardubice, RM - Demonstrátor)

• Ardea 1 bude technologický demonstrátor, tzn., dostup rakety bude méně důležitý a spíše bude právě požadován s ohledem možností vypouštění z našeho území ( což bude levnější, než střelby v zahraničí). Nižší dostup rakety bude vyžadovat méně speciálních prostředků pro sledování letu.

• Pozdější verze rakety Ardea 1 umožní použití jednoduššího systému řízení letu.


ARDEA 1-2 (2012)


ARDEA 1 ARDEA 1A,B

ARDEA 2

ARDEA 2A

ARDEA 2B

ARDEA 2C

Základní konfigurace rakety

• Stavba rakety samotné s uvážením dostupných technologií s využitím výsledků pozemních zkoušek

• Dálkové plnění rakety s N2O, vývoj systémů pro vypuštění rakety a stavba vypouštěcího zařízení

• Odzkoušení hybridního raketového motoru v letové konfiguraci, s uvážením setrvačných sil (v dynamickém režimu)

• Zabezpečení dostatečného objemu pro užitečné zatížení o maximální hmotnosti cca 2kg a pokus o standartizaci přístrojového vybavení, respektive vývoj elektronického zařízení pro zběr, resp. vysílání telemetrických údajů z přístrojů s uvážením specifických podmínek při raketovém letu ( přetížení, vibrace, event. zvýšená teplota)

• Ověření koncepce daného návratového zařízení • Sledování a vyhodnocení trajektorie letu s porovnáním naměřených

dat a předběžných výpočtů


Požadavky – fáze I.

Vývoj konstrukce rakety A - 1


Problematické uchycení motorové části rakety s nadrží pro okysličovadlo i stabilizátorů ( pevnostní hledisko )

Nevyhovující minimální objem nádrže s okysličovadlem (delší nádrž při daném průměru by velmi zvýšila štíhlost rakety)

Vyšší aerodynamický odpor na přechodu nádrže k motorové části

Nižší objem padákového prostoru a užitečného zatížení

Spalovací komory, nádrž okysličovadla a stabilizátory tvoří prakticky jeden kompaktní celek

Nádrž okysličovadla má 2x větší objem ( cca 24 litrů )

Nosná část rakety i hlavice mají vlastní padákový systém s vyšším objemem

Hlavice rakety bude standartizována, podobná bude použita i pro let do 120 km výšky

Základní charakteristiky rakety A – 1(a)


Základní technické parametry rakety: A – 1 A – 1a (fáze II.) • max. vzletová hmotnost 50 kg 65 kg

• max. délka 4,3 m 4,3 m • max. průměr 0,16 m 0,16 m • střední tah motorů 4x1 kN 4x0,2 kN • doba funkce 5 s 30 s • hmotnost pohonných hmot 10 kg 20 kg • hybridní kombinace vosk/N2O PE/N2O (neřízená) (řízená)

ARDEA X (2016 - ?) s aktivními prvky řízení letu (Polaris)


Nádrž s N2O

Centrální rozvod

okysličovadla

4 spalovací komory

Osa Z

Otočná výstupní část

trysky (kolem osi

rovnoběžné s osou Z)

Elektromechanické

ovládání výchylky

trysek pomocí

servomotoroů

( rotující závitové

tyče a pákový

systém)

Plnící hrdlo

pro N2O a He

Spalovací

komora

Otočná tryska

Kluzné kombinované

ložisko

Ardea 1a (stabilizátory nejsou

znázorněny)

Pohon – hybridní raketový motor

Zákon hoření TP


u = aG0ν

Exponent hmotové rychlosti

okysličovadla pro daný průřez kanálu

tuhého paliva (ν ~ 0 1)

Hmotová rychlost okysličovadla

pro daný průřez kanálu tuhého paliva

(G0 ~ 10 1000 kgm-2s-1)

Konstanta pro dané

tuhé palivo

Rychlost hoření TP

Návrh tuhého paliva


• prostorové omezení – daná pohonná jednotka sestává ze

4 spalovacích komor ( z leteckých neřízených raket s RM

na TPH typ S-5) – max. průměr TP je 50mm, max. délkou zrna 465 mm

• Další kritérium je použít co nejvíc daného tuhého paliva ohledem na

relativně vysokou hmotnost dané rakety

(poměr hmotnosti paliva a konstrukce)

• Pracovní charakteristiky daného motoru musí zabezpečit relativně

stabilní hoření, bez větších tlakových pulzací

• Zabezpečit co nejvyšší počáteční tah na úkor doby funkce motoru

Hlavní požadavky

Určení počátečního průměru kanálu dk pro TP(1)

10

15

20

25

30

4 5 6 7

Po

čáte

ční p

rům

ěr

kan

álu

dk

TP [

mm

]

Směšovací poměr O/P [ - ]

Závislost počátečního průměru kanálu dk tuhého paliva na směšovacím poměru O/P pro různé exponenty ν

v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55


Určení potřebné délky L pro dané TP

100

150

200

250

300

350

400

4 5 6 7

Dé

lka

náp

lně

TP

[m

m]


Závislost potřebné délky tuhého paliva na směšovacím poměru O/P pro různé exponenty ν

v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55


Určení zahrazení Z

20

40

60

80

100

120

140

4 5 6 7

Zah

raze

ni [

- ]


v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55

Závislost počátečního zahrazení kanálu tuhého paliva na směšovacím poměru O/P pro různé

exponenty ν


Určení hodnoty škrcení C

0,5

1

1,5

2

2,5

4 5 6 7

Skrc

en

i C

[ -

]


v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55

Závislost počátečního škrcení na směšovacím poměru O/P pro různé exponenty ν


C = dk / dkrit.

Charakteristická délka spalovací komory L*

0

0,1

0,2

0,3

0,4

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

1

4 5 6 7

Ldo

t [

m ]


v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55

Závislost stabilitního kritéria L* na směšovacím poměru O/P pro různé exponenty ν


L* = (dk2 / dkrit.

2 ) L

Určení hmotové rychlosti N2O pro daný průřez kanálu

500

700

900

1100

1300

1500

1700

1900

2100

4 5 6 7

Hm

oto

vá r

ych

lost

N2

O [

kg/m

2s]


Závislost hmotové rychlosti N2O na daný průřez kanálu tuhého paliva na směšovacím poměru O/P pro různé

exponenty ν

v=0,45

v=0,4857

v=0,5

v=0,55


G0= mok. / Ak

mok. – průtok

okysličovadla

Destrukce hybridního motoru rakety Peregrine kvůli nestabilitám při hoření(2)


Hmotová rychlost okysličovadla pro

okamžitý průřez kanálu voskového paliva

HRM Peregrine (zkoušky)(2)


Důležitost určení přesné hodnoty exponentu ν

700

800

900

1000

1100

0 1 2 3 4 5

Tah

mo

toru

[N

]

Doba činnosti t [s]

Průběh tahu v závislosti na čase t pro různé ν pro O/Popt. = 4 = konst.


700

800

900

1000

1100

0 1 2 3 4 5

Doba činnosti t [s]

Průběh tahu v závislosti na čase t pro různé ν pro O/Popt. = 7 = konst.

ν=0,45

ν=0,4857

ν=0,55

ν=0,45

ν=0,4857

ν=0,5

ν=0,55

ν=0,5

Příklad optimalizace počátečního tvaru tuhého paliva

0

0,5

1

1,5

2

2,5

0

0,5

1

1,5

2

2,5

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22

Ho

dn

oty

r, R

[cm

]

Délka tuhého paliva L [cm]

Geometrie tuhého paliva ν = 0,45 pro O/P = 7 = konst.

R


Voskové palivo HPH - 12

r

Směr vstřikování okysličovadla

Sumarizace poznatků

• Daný geometrický prostor není až tak ideální pro použití vosku, jakožto

tuhého paliva ( spíš daným rychlehořícím palivám vyhovuje kratší náplň s

větším průměrem), ale použije se kvůli nutnosti odzkoušení dané

koncepce pro větší HRM o průměru cca 160 mm.

• Počáteční směšovací poměr O/P nebude větší, jak 5

• Motor bude mít 2 stupně tahu – vosk (4s) a Epoxi/Al vrstva (1s)

• HRM bude pracovat s vysokými počátečními hodnotami

G0(~1000 1200 kgm-2s-1), proto se použije helium jakožto výtlačný plyn

( tlak v SK ~ 5MPa a v nádrži s N2O cca 7MPa) pro zamezení zpětného

průšlehu a použije se přední vložka z PE pro stabilizaci čela hoření.

• S ohledem na dané podmínky při letu bude nutné zpevnění voskového

TP


Zkušenosti z předešlých střeleb(3)


Apollo – tepelný štít velitelského modulu(4)


• více než 300 000

buněk muselo být plněno ručně

• Náročné časově, i na

kvalifikovanou pracovní sílu

Principiální schéma struktury tepelného štítu ( Apollo )(5)


Struktura výztuží tepelného štítu kosmické

lodi Orion(5)


Zkušební sestavy jednotlivých podsestav

tepelného štítu lodě Orion(5)


Strukturální zpevnění voskového zrna

• Plnění jednotlivých buněk pomocí již existujícího rotačního zařízení

• Tvar jednotlivých buněk umožňuje mechanické blokování voskového zrna v dané struktuře

• Velikost jednotlivých buněk je volena tak, aby při eventuelním uvolnění voskového segmentu nedošlo k ucpání výtokové trysky (hlavně ke konci činnosti pohonné jednotky)

• Příčné výztuhy budou napomáhat lepšímu promíchání složek


Skladba náplně tuhého paliva


Schéma spalovací komory HRM


Není znázorněna ocelova

spalovací komora s izolací (z

fenolformaldehydové pryskyřice a

celulózy )

Celkový pohled na sestavu 4 komor pro A - 1


Zážeh motorů


Sestava horních stupňů nosné rakety Jupiter - C


• Problém zažehnutí 11-ti spalovacích komor II. stupně rakety najednou

• původně uvažovali použití plynových trubic zavedených do jednotlivých

spalovacích komor RM na TPH, ale kvůli hmotnostím požadavkům raději použili

11x2 = 22 pyrotechnických zažehovačů ( 2x zálohováno )

Hybridní raketový motor (PMMA/O2) – Demonstrátor a zažehovač


„ Noc výzkumníků “ – Bratislava, Stará Tržnica 2012

Instalace zážehového HRM na posouvatelný vozík pro pozemní testy


Sestava nádrže okysličovadla bez vnější vrstvy z uhlíkového kompozitu


Víka N2O letové nádrže


Spodní víko

Horní víko

Dvě možné konfigurace hlavního plnícího ventilu N2O a He


a) b)

Ad a)

plnění N2O od spodní

části, plnění plynným

He od horního víka

nádrže pro N2O

Ad b)

plnění N2O a plynným

He od spodní části

letového tanku

Přístrojová hlavice s vlastním

návratovým zařízením


Návratové zařízení hlavice

sondážní rakety Orion (USA)

Tahový rám pro pozemní zkoušky RM


Předběžné pneumo-hydraulické schéma pro dálkové plnění, spuštění HRM a start rakety


Stavba hlavního

Ventilu M1 pro

aktivaci přívodu

N2O a N2

Literatura

1. L.G. Golovkov,: „Gibridnyje Raketnye Dvigateli“ – Voennoe Izdatelstvo

Ministerstva Oborony CCCP, Moskva 1976

2. G.Ziliac, B.S.Waxman, J.Dyer, M.A.Karabeyoglu and B.Cantwell,:

“Peregrine Hybrid Rocket Motor Ground Test Results“ – AIAA 2012-4017

3. C.Boros, P.Konecny,: “Development of Wax Fuel Grain for Hybrid Rocket

Motor“ - Advances in Military Technology Vol. 4, No. 2, December 2009

http://aimt.unob.cz/articles/09_02/09_02%20(1).pdf

4. Joshua R. Finkbeiner, Patrick H. Dunlap, Jr., and Bruce M. Steinetz,

Christopher C. Daniels, : „ Apollo Seals: A Basis for the Crew

Exploration Vehicle Seals“ - NASA/TM—2006-214372

5. Peter Zell, Ethiraj Venkatapathy, James Arnold,: „ THE BLOCK-

ABLATOR-IN-A-HONEYCOMB HEAT SHIELD ARCHITECTURE

OVERVIEW“ -

http://www.planetaryprobe.eu/IPPW7/proceedings/IPPW7%20Proceeding

s/Papers/SessionP2/p468.pdf


http://aimt.unob.cz/articles/09_02/09_02 (1).pdf

Konec

Děkuji za pozornost !


ardea 1 rocket development1_26042013.pdf

Documents