SMART Rockets @ DLRK 2014SMART Rockets @ DLRK 2014

In der vergangenen Woche fand der 63. Deutsche Luft- und Raumfahrtkongress in Augsburg statt. Unter dem diesjährigen Motto „Luft- und Raumfahrt – Antrieb zu neuen Horizonten“ waren auch zwei Sessions zum STERN-Programm des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt Teil des Veranstaltungsprogramms. Natürlich durfte da auch das SMART Rockets-Team der TU Dresden nicht fehlen und war gleich mit 2 Beiträgen vertreten. Während sich der erste die Fortschritte der Triebwerksentwicklung und insbesondere die in der letzten Zeit durchgeführten Testkampagnen vorstellte, präsentierte der zweite Beitrag den aktuellen Stand des Subsystemdesigns.

Die Titel finden sich unter Veröffentlichungen und werden demnächst auf der Kongress-Homepage zu finden sein.Last week the „63. Deutsche Luft- und Raumfahrkongress“ took place in Augsburg. Under the motto „Aerospace – Drive to new Horizons“ two sessions about the DLR STERN-Programme were also part of the congress programme. Of course it was a must for the SMART Rockets-Team of  the TU Dresden to be part of the event. The two contributions deal with the progress in engine development and the latest test activities as well as with the current state of subsystem design.

The articles can be found under Publications and will soon be accessible on the Congress-Homepage.

Video vom LOX-DurchflusstestVideo of LOX Flow Rate Test

Hier ist die versprochene Zeitrafferaufnahme des bei unserer letzten Testkampagne durchgeführten LOX-Durchflusstests. Zu sehen ist der finale Aufbau, die gesamte Betankung, das Vorkühlen und der eigentliche Test.

As promised, here is the time-lapse video of the latest LOX flow rate test, which was conducted during our test campaign at the end of July. You can see the final preparations, the whole fuelling process, the pre-cooling and the test itself.

Video vom TeststandsaufbauVideo of Test Bench Installation

Bei unserer Testkampagne Ende Juli entstand folgende Zeitrafferaufnahme des Aufbaus unseres mobilen Raketenbrennkammerprüfstandes. In den kommenden Tagen wird ein weiteres Video zu unserem ersten LOX-Durchflusstest folgen, also seid gespannt!

The following video of the installation of our fully mobile rocket engine test bench was shot during out latest test campaign in July. We will upload another video of our first LOX flow test in the very next days, so stay tuned!

SMART Rockets – Offene VerbrennungSMART Rockets – Open Combustion

In den letzten Tagen des Julis und Anfang August war es nun endlich soweit. Wir konnten nach ersten Durchflusstests mit flüssigem Sauerstoff nun endlich die ersten Zündversuche wagen. Dafür haben wir unseren Teststand mit Schubgerüst und Injektorplatte in unser Testgelände in einen ehemaligen Militärbunker nahe Großenhain transportiert. Eine kleine Auswahl an Videoaufnahmen könnt ihr in folgendem Video sehen:

Zu weiteren Tests später mehr…Within the last days of july and the beginning of august we were able to conduct first combustion tests after the final qualification of our test bench with flow tests and liquid oxygen. The tests were realized in a shelter of a former military base near Dresden. A selection of the open combustion results can be seen in the following video:

Further results are upcoming…

SMART Rockets – Erster kryogener Durchflusstest des InjektorsSMART Rockets – first kryogenic fluid-flow test at injector

Am 28.Mai 2014 gegen 17:00 Uhr haben wir am Institut für Luft- und Raumfahrttechnik erstmals einen Durchflusstest mit flüssigem Stickstoff (LN2) durch unseren Testinjektor durchgeführt.  Bereits Ende letzten Jahres hatten wir unseren Teststand und dessen Funktion erfolgreich mit LN2 erprobt, hatten aber auch einige Verbesserungsansätze gefunden. So haben wir z.B. einen Corioliskraftsensor zur Messung des kryogenen Massendurchsatzes eingebaut. Weiterhin wird ein fernsteuerbares Ablasssystem für beide Tanks integriert.

Nachdem wir nun mit dem Sensoreinbau den Massedurchsatz für kryogene Flüssigkeiten messen konnten, war es an der Zeit den Injektor zu prüfen. Dafür haben wir zwei Testabläufe durchgeführt. Zum einen fuhren wir einen Test mit einer Tankbedrückung von etwa 5 bar Überdruck, da der Auslegungspunkt für den Injektor mit 5 bar Druckdifferenz bemessen wurde. Zum anderen haben wir einen Test mit etwa 20 bar Überdruck im Tank durchgeführt. Zu sehen sind die Tests in den folgenden beiden Videos.

Aus beiden Videos ist wieder viel zu lernen. An erster Stelle ist zu erkennen, dass die Messstrecke beim 5 bar Test erst nach knapp einer Minute durchgekühlt ist und Kryogen liefert. Eine Vorkühlung ist von daher unerlässlich. Somit heißt es insbesondere an der Rakete die Leitungen für Flüssigsauerstoff (LOX) möglichst kurz zu halten. Weiterhin ist zu erkennen, dass der LN2-Kegel sich während des gesamten Tests verändert und wächst. Es ist davon auszugehen, dass sich keine vollständig stationären Bedingungen einstellen werden, zumal der Fluidstrom pulsiert. Dies führen wir auf lokale Verdampfungen des LN2 zurück, da sich dieses auf der Siedelinie befindet. Recht stabil ist der Fluidstrom hingegen beim 20 bar Test. Hier wurde das Ventil kurz nach dem Bedrücken geöffnet und somit der Stickstoff als tiefkalteFlüssigkeit durch ein vorgekühltes System geschickt. Dadurch kam es zu wesentlich weniger Verdampfungserscheinungen.

Eine Auswertung der Messergebnisse hat folgende Ergebnisse gebracht: Der erste Test mit der 5 bar Druckdifferenz konnte leider nicht den geforderten Massestrom von102 g/serbringen, sondern lediglich 41 g/s. Dies führen wir, wie schon erwähnt, auf die lokalen Verdampfungen zurück, die a) eine Erhöhung des Leitungswiderstandes bewirken als auch b) die Fluidzusammensetzung verändern. Das Gemisch aus flüssiger und gasförmiger Phase hatte eine wesentlich kleinere Dichte und der Sensor misst direkt u.a. den Massestrom.
Wie bereits erwähnt, lag das Kryogen bei 20 bar als unterkühlte Flüssigkeit vor. Hier konnte mit Hilfe des Corioliskraft-Sensors eine Dichte von 0,75 g/cm^3 gemessen werden. Dieser Flüssigkeitszustand würde dann beim Triebwerkstest oder Raketenstart vorliegen. Eine kombinierte Auswertung beider Messreihen ergab dann schließlich einen Massestrom von etwa 91 g/s LN2 bzw. 112 g/s LOX als Flüssigkeit bei 20 bar Überdruck und 5 bar Druckdifferenz am Injektor.On 28th mai 2014 we performed for the first time a fluid-flow test with liquid nitrogen through the injector. So we were able to verificate the general designlast and latest improvements like the implementation of a coriolis-force-sensor for mass output and remote controlled outled.

For verification of the theoretical data and comparrison between the simulations and reality, two test at different pressure were performed.

From both videos much input could be get. At first place it is identifiable, that only after nearly a minute the pipes are cooled down enough to let liquid oxygen pass: Pre-cooling is essential and pipes have to be as short as possible. On the hand the sprying cone varied its shape: Because of unavoidable evaporation the process isn`t going to be static in any case. This effect could be minimized by the mentioned precooling and higher pressure, as shown in the second video.

SMART Rockets – Erfolgreicher ZündsystemtestSMART Rockets – Successful ignition system test

Am 27. Mai 2014 gegen 14 Uhr war es in Großenhain nun endlich soweit. Wir haben den ersten Brennversuch unternommen. Dabei handelte es sich noch nicht um ein Raketentriebwerk sondern um einen Pilotflammenbrenner für eben dieses. Dieses Zündsystem, basierend auf einem Propan-Sauerstoff-Brenner, soll als zweite Zündsystemstufe neben einer pyrotechnischen Kartusche für die Rakete dienen.

Der Brenner für die Pilotflamme besitzt eine Vermischungskammer mit tangentialen Eintrittsbohrungen für die Brennstoffe. Dabei werden Propan und Sauerstoff durch den auftretenden Drall miteinander sehr homogen vermischt und somit das zündfähige Gemisch erzeugt. Die initiale Zündung erfolgt durch eine Zündkerze, welche für Modellautos mit Verbrennungsmotor vorgesehen sind. Als Brennkammer wurden sowohl eine Keramik (MARCOR ®) als auch einfacher Edelstahl verwendet und getestet, wie auch in dem folgenden Video zu sehen ist.

Aus den Versuchen sind mehrere Erkenntnisse zu gewinnen. Zum Ersten ist diese Keramik nicht für dieses Zündsystem geeignet. Die Thermoshockbeständigkeit war nicht im ausreichenden Maße gegeben, wodurch es zu Rissen im Material kam. Gleichzeitig gab es an der Brennkammer sowohl bei den Eintrittsbohrungen als auch am Brennkammerausgang Anschmelzungen. Konstruktiv war aber auch zu erkennen, dass die Richtwirkung der Edelstahlbrennkammer bei der Keramik gefehlt hat. Dies zeigt sich deutlich in der weit divergierenden Flamme während des Versuchs. Diese Flammenausbreitung ist wohl der Drallvermischung zuzuschreiben. Bei Verwendung der Stahlbrennkammer ist Aufgrund der Länge des Auslasses eine größere Richtwirkung der Flamme zu erkennen und der Drall wirkt im Wesentlichen abgebaut. Gleichzeitig zeigte sich das Material als brauchbar obwohl dies auch in Form verschiedener Anlauffarben Spuren des Tests abbekommen hat.

Im weiteren Schritt werden Magnetventile montiert und die Fernsteuerung getestet, damit dieses Zündsystem als einsatzbereit eingestuft werden kann.On May 27th around 2 pm we conducted the first test of our ignition system. This ignition system shall ignite the upcoming combustion chamber and uses propane and oxygen gas as fuels. It is supposed to be the back up for a solid propellant cartouche, the main ignition system.

The burner for the pilot flame has a combustion chamber with tangential inlets for the fuels. Therefore, propane and oxygen are mixed homogeneously due to the swirl effect and produce the flammable mixture. The initial ignition is done by a spark plug used for RC cars. As a combustion chamber material a ceramic and stainless steel is used and tested. This can be seen in the following video.

The tests revealed a lot of insights. The first thing is that the ceramic material proofed not to be suitable as a chamber material. The thermo shock resistance was not sufficient, which resulted in material cracks. Furthermore, at the inlets and outlets are initial fused areas. Additionally, due to the construction, the directional function of the stainless steel chamber was absent. This can be seen from the divergent flame during the test. This flame spread is probably a result of the swirl injection. By using the stainless steel chamber, the flame is much more directed due to the length of the outlet. The induced angular momentum of the swirl injection seems to be depleted. Furthermore, the steel proved to be capable for the intended use, even though some heat tinting occurred.

In a further step solenoid valves will be added to the ignition system and a remote control realized, so that the ignition system is after a further test ready for operation.

SOMP Bake wieder aktiv

Mike Rupprecht (DK3WN) hat wieder Bakensignale von SOMP aufgezeichnet.

SOMP hat am 25.06. nach dem Laden des Akkus in einen passiven Modus gewechselt, um Energie zu sparen. In diesem Modus ist die Bake abgeschaltet.

Lt. den Bakendaten geht es SOMP gut. Die Energievorsorgung ist stabil, reicht aber – mit aktiver Bake – nicht für einen ausgeglichenen Energiehaushalt. Die Temperatur bewegt sich im nominalen Bereich.

 

SOMP stabilSOMP is active

SOMP arbeitet derzeit stabil, sein Zustand ist unverändert. Der Energiehaushalt ist nachwievor nicht ausgeglichen und der Akku damit leer. SOMP sendet die Bake regelmäßig und diese ist gut zu empfangen.

In den letzten Wochen haben sich die Überflüge von SOMP in den Nachtbereich verschoben und sich damit der Tag/Nacht Grenze angenährt. Vom 18.06. bis zum 1.07. befindet sich SOMP dauerhaft in der Sonne. Wir sind gespannt, ob der Akku dann wieder zum Leben erwacht.


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SOMP is backSOMP is back

SOMP sendet seit dem Wochenende wieder seine Bake. Vielen Dank an DL2KHU und DK3WN für die ersten Signale.
Die Ursache für die Funkpause liegt vermutlich in einem niedrigen Sonnenstand für den Satelliten in den letzten Tagen, wodurch nicht genug Energie erzeugt werden konnte.