Успехи иностранных ракетолюбителей II

На мой взглад очень любопытное фото (screen shot с видео): выложил сегодня Raul Martinez: пороховая шашка его мотора 54 мм вытолкнув парашют, продолжает самостоятельный полёт, а ракета с раскрывающимся парашютом следует к земле.

Красиво, как будто вторая ступень пошла ;^))

Здорово, красиво однако пошла. Меня лично очень радует когда ракета оставляет за собой шлейф... особенно на голубом безоблачном небе.

К сожалению это след не от ракеты, а от недогоревшей шашки, вышедшей из мотора в самостоятельный полёт. Читай внимательнее топики, радостный наш...

Успешные испытания алюминиевого двигателя на кислород-керосине с регенеративным охлаждением. Два прогона по 30 секунд!

http://www.watzlavick.com/robert/rocket/index.html

http://www.watzlavick.com/robert/rocket/regenChamber/tests/index.html

Впечатляет.

Но где-то у него в расчётах подстава. При тяге в 45 кГ и отношении окислитель/горючее 1,8 альфа в районе 0,5
расход горючего должен быть где-то 100 г/с, и он утверждает, что этого достаточно для охлаждения? при теплоёмкости керосина примерно 1,6 кдж/кг*градус? Пусть керосин у него подогревается на 250 градусов, это значит, у него в стенку идёт 40 кВт при мощности движка 460 кВт. Это 8,6%, цифра, характерная для движка типа нашего, т.е. однотонника, а у него в 20 раз меньше, значит, относительная площадь стенки в 4,5 раза больше.

Имхо, у него получилось комбинированное ёмкостно-проточное охлаждение...

Имхо, у него получилось комбинированное ёмкостно-проточное охлаждение...

 

Ты хочешь сказать, что за 30 секунд алюминиевый двигатель не достиг равновесной температуры?

Мало того, что не достиг, но ещё и поглотил в 4.5 раза больше тепла, чем керосин?

Ты хочешь сказать, что за 30 секунд алюминиевый двигатель не достиг равновесной температуры?

Мало того, что не достиг, но ещё и поглотил в 4.5 раза больше тепла, чем керосин?

 

А ты видел, какой формы у него каналы охлаждения, и как они соотносятся с остальной стенкой? А ты видел его же собственный температурный анализ? Там даже нет заметного понижения температуры у стенок канала относительно наружной стенки.

Впечатляет.

Но где-то у него в расчётах подстава. ..... у него в стенку идёт 40 кВт при мощности движка 460 кВт. Это 8,6%
Имхо, у него получилось комбинированное ёмкостно-проточное охлаждение...

 

Андрей, а почему Вы считаете, что ВСЯ тепловая мощность ЖРД идет в стенку камеры? Ведь большая часть выноситься самими газами, часть (лучистая) отражается от зеркальной(такой она должна быть, по крайней мере) стенки КС - IMHO 8-10% как раз та часть тепла которая и пойдет на нагрев стенки КС.
Нет?

Ник

А ты видел, какой формы у него каналы охлаждения, и как они соотносятся с остальной стенкой?

 

Видел.

> А ты видел его же собственный температурный анализ?

Я в этом не понимаю.

А на мой вопрос можешь ответить?

Видел.

> А ты видел его же собственный температурный анализ?

Я в этом не понимаю.

А на мой вопрос можешь ответить?

 

Нет, не в 4,5 раза. У него другое давление, другой состав газа, но при сравнимом УИ потоки в стенку в пропорции к тяге и площади должны быть сравнимы. Теперь давай посчитаем вот что. Если у него 100 грамм керосина в секунду, и испытание 30 секунд, то это тепло восприняли 3 килограмма керосина. Я нигде не обсчитался? Литр алюминия тоже весит 3 килограмма, нагрев алюминия больше, чем нагрев керосина (иначе керосин не мог бы охлаждать алюминий), теплоёмкость алюминия в два раза меньше теплоёмкости керосина, значит, накопленное в его камере тепло минимум сравнимо с тем, что получил керосин. Я прикинул количество материала в его камере - получается, её вес около двух килограммов, даже без форсуночной головки.

Т.е. ты всё-таки хочешь сказать, что за 30 секунд тепловое равновесие так и не наступило? И если бы двигатель работал бы дальше, то обязательно бы наступил момент расплавления?

Т.е. ты всё-таки хочешь сказать, что за 30 секунд тепловое равновесие так и не наступило? И если бы двигатель работал бы дальше, то обязательно бы наступил момент расплавления?

 

Да.
Эрозия критики началась бы точно, потому что по его собственному температурному анализу у него там было 1065 по фаренгейту (больше 560 по цельсию), а этот анализ он делал, исходя из "усредненной" температуры керосина в каналах охлаждения. Дело в том, что у него эти каналы проходятся последовательно, и, соответственно, будет самый горячий и самый холодный, с разницей температур керосина на 160 градусов цельсия (по его данным)

Интересно, какие будут комментарии на AROCKET. Не хочешь ему написать?

Интересно, какие будут комментарии на AROCKET. Не хочешь ему написать?

 

А смысл? Любая моя критика будет восприниматься, как "зелен виноград"
В том числе, отчасти, и мною самим.

Вот доделаем стенд, прольём наше поделие, можно будет и покритиковать...

Андрей, а почему Вы считаете, что ВСЯ тепловая мощность ЖРД идет в стенку камеры? Ведь большая часть выноситься самими газами, часть (лучистая) отражается от зеркальной(такой она должна быть, по крайней мере) стенки КС - IMHO 8-10% как раз та часть тепла которая и пойдет на нагрев стенки КС.
Нет?

Ник

 

Кто сказал, что вся? Речь обычно и идёт о 6-10%, но это для двигателей большего размера, чем этот. Я ж говорю, по расчёту, 8% - это то, что характерно для однотонного движка. А зеркальность помогает не очень - во всём диапазоне (а в основном это ИК) коэффициент отражения не превышает обычно 0,6, и хватает двух-трёх переотражений, чтоб поглотилось 80% лучистой энергии. К тому же, конвективный теплопоток в 4-6 раз превышает лучистый.

Андрей, а ты прав оказался!

Товарищ пишет, что термодатчики показали, что температура корпуса повышалась в течение всех 30 секунд.

The reason I did a 10-pass tube is that I didn't feel comfortable
drilling long holes with a small diameter. By running all the fuel
through each hole, it worked out to 0.14 inch diameter holes. Once I
got everything aligned properly on the mill, the drilling went pretty
quick. The downside is the huge pressure drop (200 psi) but since I
have margin for cooling, I should be able to cut that down somewhat next
time and go with slightly larger holes.

The temperature rise in any one tube between the top and bottom was only
predicted to be about 24 degF (245 degF expected total temperature
rise). I did a more complete thermal analysis of all 10 tubes at a
fixed chamber station to see what the variation in temperature would be
from the coldest tube vs. the hottest tube. I was worried about
asymmetric thermally induced stresses causing the chamber to buckle. In
fact, my predictions had the stress in the inner walls of the chamber
just above the yield point at temperature. However, one of the stress
guys at work asked "Where is the material going to go if it yields?" It
is loaded from the inside by the chamber pressure and it is essentially
symmetrical so even if it gets soft, it should stay put.

I put two thermocouples in the walls at the hottest part and the coldest
part of the cooling jacket but I never saw more than 25 degF difference.
The total fuel temp rise was about 175 deg. None of the temperatures
completely leveled off - they approached an asymptote and should have
leveled off by 30 seconds but I'm guessing that since the thrust was
low, it never reached a steady state. I'll post the data plots tonight.

The challenge is going to be to try and back out what the gas-side heat
transfer coefficient since the engine was somewhat off-design.

Кармак баловался аналогичными алюминиевыми камерами с довольно толстыми стенками и редкими каналами. Безуспешно - все прогорали.

Вот что пишет Кармак:

When I looked at the pictures you posted when you were machining
this, I thought to myself "that is going to melt for sure". I
watched the videos, and it clearly didn't melt. I wondered if the
combustion was just really bad, but I looked at your design and tests
and everything looked pretty good. I looked at the chamber drawing
and I was again wondering how the heck it didn't melt with those big
cross drilled passages. I finally saw your discussion about it being
a single tube, and it made perfect sense. That is a really good idea
for small regen engines.

Ну, да, у Кармака ещё и скорость потока была недостаточная для эффективного теплосъёма, но, сдаётся мне, минуту работы и этот движок не выдержит.

Да и УИ 225 секунд, насколько я понимаю, пока не подтверждён.

Hi, let me introduce myself. My name is Bob from Robert's Rocket Project - Home. I'd like to answer some of your questions.

One correction - the temperatures from my thermal analysis were in degrees Rankine (degR = degF + 460). So, the maximum predicted temperature was not 1065 degF but 1065 degR (319 degC).

As you know, I did not get the expected results from the test. I expected an Isp of 216 seconds but I only got 152 seconds. I went back and re-analyzed the data from my uncooled chamber test and I realized that the Isp from that test was only 183 sec. So, both designs were underperforming but this new regen engine was worse that the uncooled engine. I suspect my new FOOF split triplet injector design is not as good as the FO impinging design I used last time:


vs.

Even though the chamber never reached equilibrium, I suspect it would have reached it between 45-60 seconds. I would have run it longer but the propellant tanks only hold enough fuel for about 30 seconds.

When looking at the heat transfer, remember that the carbon deposits from LOX/kerosene act as a very good insulator.

Feel free to ask any more questions, you can send them directly to me at rocketwatzlavick.com. However, I can't read Russian so I have to use Babelfish It took me a while to figure out how to log in and post a message.

Ну, да, у Кармака ещё и скорость потока была недостаточная для эффективного теплосъёма, но, сдаётся мне, минуту работы и этот движок не выдержит.

Да и УИ 225 секунд, насколько я понимаю, пока не подтверждён.

 

Hello, very nice and surprizing to see you here!

Sorry for misreading your temp value, but, you see, 319 C is enough for aluminium alloy erosion under these conditions so is your engine would perform delivering Isp = 215 sec it will surely being melt after 30 seconds of work. Your cooling passages cross-section to wall cross-section ratio is inadequate. Though aluminium has excellent heat transfer rate it is not sufficient using wery thick wall you do.

On the temperature analisys you provide there is virtually no "cold flags" around cooling passages, and it means that heat transfer by kerosene flow is comparable with heat capacity of alumina bulk. BTW, the specific heat capacity of kerosene is only twice of aluminium and weight of kerosene used in the test is also somewhat like the weight of the chamber and injector together, so it means that the heat accumulated by aliminium walls is comparable with the heat transfered by kerosene.

It can be one of the reasons why your cooled chamber performed worse than uncooled one. Anyway, you did a great job!

We're trying to build another engine but it's on the very early stages of constructions. We used British Bristol Siddley Gamma Mk.301 chamber as a prototype, scaled it down to some 2200 lbf of thrust (one metric ton) and removed catalist to simplify the design, relying on the chemical or pyrotechnical ignition instead. Also we used copper tubes instead of nickel ones and have to electroplate the inner surface. Because we're going to cool the first chamber by water, we do not think much about electroplating now.

You can see the photo of tubes here:

06.03.2006 / 10:40 Специалисты SpaceX продолжают разработку пилотируемого корабля Dragon

Специалисты компании Space Exploration Technologies Inc., более известной как SpaceX, продолжают разработку первого частного орбитального пилотируемого корабля. Проект носит наименование Dragon и рассчитан на реализацию через семь лет. Новый корабль должен будет нести экипаж из семи человек и иметь возможность совершать как автономные полеты, так и полеты к Международной космической станции.
До реализации проекта еще очень далеко, но уже начали вырисовываться общие черты будущего космического аппарата. Ниже приводятся рисунки Dragon в трех ракурсах из эскизного проекта. Подробности можно узнать на сайте компании SpaceX

Очередное огневое испытание двигателя твердотопливного ускорителя “шаттла”


9 марта с.г. на полигоне в штате Юта состоялось успешное огневое испытание двигателя твердотопливного ускорителя для корабля многоразового использования. Испытание длилось 123 с. Приблизительно столько же двигатель работает во время реального старта “шаттла”.

Народ испытывает литиевую карамель:

http://www.integrity.com/homes/brodwcjj/Lithium-nitrate.html