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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 3
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 4
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.
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 5
ARDEA 1-2 (2012)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 6
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 7
Požadavky – fáze I.
Vývoj konstrukce rakety A - 1
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 8
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)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 9
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)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 10
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 11
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 12
• 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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 13
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]
Směšovací poměr O/P [ - ]
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 14
Určení zahrazení Z
20
40
60
80
100
120
140
4 5 6 7
Zah
raze
ni [
- ]
Směšovací poměr O/P [ - ]
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 15
Určení hodnoty škrcení C
0,5
1
1,5
2
2,5
4 5 6 7
Skrc
en
i C
[ -
]
Směšovací poměr O/P [ - ]
v=0,45
v=0,4857
v=0,5
v=0,55
Závislost počátečního škrcení na směšovacím poměru O/P pro různé exponenty ν
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 16
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 ]
Směšovací poměr O/P [ - ]
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 17
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]
Směšovací poměr O/P [ - ]
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 18
G0= mok. / Ak
mok. – průtok
okysličovadla
Destrukce hybridního motoru rakety Peregrine kvůli nestabilitám při hoření(2)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 19
Hmotová rychlost okysličovadla pro
okamžitý průřez kanálu voskového paliva
HRM Peregrine (zkoušky)(2)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 20
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.
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 21
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 22
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 23
Zkušenosti z předešlých střeleb(3)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 24
Apollo – tepelný štít velitelského modulu(4)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 25
• více než 300 000
buněk muselo být plněno ručně
• Náročné časově, i na
kvalifikovanou pracovní sílu
Principiální schéma struktury tepelného štítu ( Apollo )(5)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 26
Struktura výztuží tepelného štítu kosmické
lodi Orion(5)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 27
Zkušební sestavy jednotlivých podsestav
tepelného štítu lodě Orion(5)
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 28
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 29
Skladba náplně tuhého paliva
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 30
Schéma spalovací komory HRM
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 31
Není znázorněna ocelova
spalovací komora s izolací (z
fenolformaldehydové pryskyřice a
celulózy )
Celkový pohled na sestavu 4 komor pro A - 1
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 32
Zážeh motorů
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 33
Sestava horních stupňů nosné rakety Jupiter - C
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 34
• 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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 35
„ Noc výzkumníků “ – Bratislava, Stará Tržnica 2012
Instalace zážehového HRM na posouvatelný vozík pro pozemní testy
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 36
Sestava nádrže okysličovadla bez vnější vrstvy z uhlíkového kompozitu
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 37
Víka N2O letové nádrže
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 38
Spodní víko
Horní víko
Dvě možné konfigurace hlavního plnícího ventilu N2O a He
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 39
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 40
Návratové zařízení hlavice
sondážní rakety Orion (USA)
Tahový rám pro pozemní zkoušky RM
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 41
Předběžné pneumo-hydraulické schéma pro dálkové plnění, spuštění HRM a start rakety
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 42
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
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 43
Konec
Děkuji za pozornost !
Csaba Boros KNP2013 Pardubice 44