ARDEA Jak dál? Projekt suborbitální rakety. Ing. Csaba Boros, PhD. Bence Nagy. Kosmonautika a raketová technika - Valmez /25/2017

Rozměr: px

Začít zobrazení ze stránky:

Download "ARDEA Jak dál? Projekt suborbitální rakety. Ing. Csaba Boros, PhD. Bence Nagy. Kosmonautika a raketová technika - Valmez /25/2017"

Alexandra Křížová
před 5 lety
Počet zobrazení:

1 Projekt suborbitální rakety ARDEA Jak dál? Ing. Csaba Boros, PhD. Bence Nagy 11/25/ 1

2 Obsah Úvodem současný trh sondážních raket máme šanci vytvořit trh nový? ARDEA III projekt suborbitální rakety Koncept Lze vypustit vlastní družici vlastní raketou? Co jsme udělali a co potřebujeme udělat Kde to budeme vypouštět? 11/25/ 2

3 Význam raketové sondáže Je to jediný prostředek pro dosažení výšek nad 50km(balóny) až do 160km(družice) Levnější postup pro testování různých přístrojů v kosmických podmínkách(v porovnání s družicemi) Možnost synoptického pozorování vyšších vrstev atmosféry Země, eventuelně kosmického počasí Možnost provádění různých fizikálních a biologických experimentů Vývoj a tvorba různých materiálů, krystalů v podmínkách beztížného stavu Možnost měření aerodynamických charakteristik při vysokých(hypersonických) rychlostí letu Astronomické pozorování(levnější než družice), lze poměrně rychle reagovat na určité nebeské jevy, úkazy Pozorování Země při přírodních katastrofách apod. Edukační účely, filmování, fotografování 11/25/ 3

4 Současné sondážní rakety Vyznačují se nosností od zhruba 36kg(SpaceLoft) do 700kg(Maxus) Dosahovaná výška letu od km Trend vývoje v dané oblasti ukazuje růst hmotnosti užitečného zatížení na úkor frekvence startů momentálně je to zhruba 60 startů za rok na celém světě Docela dlouhé čekací lhůty na start např. u raket Texus se čeká průměrně 3,5 roku na start(je víc dodavatelů užitečného zatížení) Cena za dopravení 1 kg užitečného nákladu se pohybuje v rozmezí až U.S.dolarů 11/25/ 4

5 SpaceLoft 118km/36kg Rexus 95km/100kg Příklad sondážních raket minitexus 140km/160kg Texus(Skylark) 260km/260kg Texus(VSB30) 260km/260kg 11/25/ Celk. hmotnost = 0,5t 1t 2t 2,5t 5

6 SpaceLoft nosnost rakety 11/25/ 6

7 SpaceLoft rozložení užitečného zatížení a průběh letu 11/25/ 7

8 Průběh zrychlení v závislosti na čase SpaceLoft Rexus Texus SpaceLoft max.16g Rexus max.19g Texus max.12g 11/25/ 8

9 Lze vytvořit nový trh pro sondáž? Podmínky: Bezpečný, levný nosný prostředek částečně, nebo plně znovupoužitelný se širokým rozsahem využití Aplikace řízení letu rakety po celou dobu letu snižuje se úroveň zrychlení a zlepšuje se přesnost dopadu použitých částí rakety Upřednostnění vysoce pohyblivé, mobilní raketové základny, místo současných těžkých a rozměrných vypouštěcích ramp a věží Pohonné hmoty musí být bezpečné, výhodou budou standartní technické plyny a látky, běžně dostupné v cílových oblastech Rizikový kapitál vývoj daného prostředku představuje investici se spornou návratností Politické vlivy zákaz exportu tzv. dual-use technologií, ITAR, terorizmus - vypouštěcí základna musí ležet na odlehlých oblastech, levný provoz - enviromentální zátěž, ochrana zdrojů, přírodní rezervace 11/25/ 9

10 ARDEA III koncept sondážní/nosné rakety Bezpečnost hybridní raketový motor Rychlá instalace a poletová analýza dat Nízké hodnoty zrychlení Žádná rotace prostředku Kontrola polohy Přesné přistání Levný provoz Ekologie 11/25/ 10

11 ARDEA III Startovní hmotnost: kg Max. průměr : 305 mm Délka: 10m Provedení: 100kg*/130km 65kg*/190km 11/25/ Ad *) Hmotnost vědeckých přístrojů bude nižší 5 až 40 kg, zbytek(60kg) je servisní modul(avionika, baterie, návratový systém apod.) 11

12 Poměr hmotnosti PH k hmotnosti RM[- ] Hmotnostní charakteristiky chemických RM Celková hmotnost pohonné jednotky[kg] ,9 RM na TPH RM na KPH 0,8 0,7 0,6 0,5 Swenska Flygmotor Hyperion 1C HAST/Firebolt LEX Sandpiper Peregrine Hyperion 1A HySR SET-1 AMROC Dolphin RM na HPH 0,4 0,3 0,2 0,1 Ardea III. 0 11/25/ 12

13 Specifický impuls(ns/kg), Teplota hoření(k), Char. rychlost (m/s) Termochemické parametry pro HPH-12 při tlaku 7MPa a H=0 MSA 4000 Teplota hoření Tsk Specifický impuls Isp Směšovací poměr O/P Isp Tsk c* Charakteristická rychlost c* Isp = 2480 Ns/kg při O/P = 7 při účinnosti 95% bude Isp cca 2405 Ns/kg Pozn.: Pro první přiblížení bude uvažovaný tlak ve spal. komoře 5MPa a 2300Ns/kg 11/25/ 13

14 A III Hybridní raketový motor Požadavky Specifický impuls I SPmin. = 2300 Nskg -1 Průměrný tah F stř. = 18kN Doba funkce t = 40s Celkový impuls motoru I Σ = 720 kns Hmotnost PH m HPH = 315kg Hmotnost konstrukce motoru(+stab.) m k = 70kg Celková hmotnost boosteru m booster = 385kg Délka motoru L mot. = 6m Max. průměr motoru D mot. = 305mm(12 palců) 11/25/ 14

15 A III Hybridní raketový motor Požadavky Tlak ve spalovací komoře p sk = 5MPa Tlak v nádrži s N 2 O p ok. = 7MPa Tlak výtlačné směsi kyslíku p GOX = 30MPa 11/25/ 15

16 Axiální zrychlení (m/s2) Ardea III předběžné výkony Zrychlení Rychlost Startovní hmotnost M=445kg M=485kg Čas (s) Trajektorie Čas (s) Dolet (m) 11/25/ 16

17 Suborbitální raketa ARDEA III. Spalovací komora s voskem (palivo) Oxid dusný - okysličovadlo Užitečný náklad Směs kyslíku a dusíku hl. jako výtlačný plyn Raketový motor (na jedno použití) Přístup: Použití relativně levného vstřikovače Všechny nákladné části motoru(ventily a vysokotlaké nádoby), řízení, soustředit do hlavice rakety Nízké výrobní náklady pro RM 11/25/ Znovupoužitelná hlavice 17

hoření Vosk + přísady (rotačně odlévané)

18 ARDEA III - Spalovací komora Grafitová tryska Vnitřní izolace Menší HRM na bázi polymer/kyslík pro zážeh hlavního motoru, lepší rozprašování N2O a lepší stabilitu hoření Vosk + přísady (rotačně odlévané) Turbulizační clona pro vyšší efektivitu hoření N2O 11/25/ 18

19 ARDEA III - Návratová hlavice (vzletová konfigurace) Pitot-statická trubice Mix O2/N2 30MPa Přední TV kamera Elektronika řízení El.zdroj + ventily HRM na bázi polymer/kyslík Radiální trysky pro klopení a bočení(+menší trysky pro rotaci/chladný plyn) Otvírací mechanizmus Přední křídlo Užitečné zatížení A Zadní křídlo Řez A - A A Hlavní ventil Trysky pro rotaci Padákový prostor Užitečné zatížení Avionika 11/25/ 19

20 ARDEA III Návratová konfigurace Multifunkční řešení křídel: Strukturální část vysokotlaké tlakové nádoby s kyslíkovou směsí Brždění při návratu Řiditelný, klouzavý let na základnu 11/25/ 20

21 Lze vypustit družici vlastní raketou? 11/25/ 21

22 Nosná raketa Juno 1/družice Explorer 4 stupně Hmotnost rakety 29t Hmotnost družice 11kg Řízen pouze I. stupeň 11/25/ 22

23 Projekt NOTSNIK / Pilot 11/25/ 6 stupňů Hmotnost nosiče 950kg Hmotnost družice 1 kg Raketa neřízena 23

24 A III nosná raketa pro pikosatelity 11/25/ 24

25 Horní stupně - detail Časovače a baterie VI. stupeň Malý RM TPH pro cirkularizaci dráhy družice II. stupeň svazek 10-ti motorů na TPH zažehovány současně 11/25/ III. stupeň nasunut na špičku hlavice IV. stupeň V. stupeň Pikosatelit m=200gr. 25

26 Modulární vypouštěcí zařízení 11/25/ 26

27 A III. Modulární startovací zařízení (ISO kontajner) Transport: tahačem na železnici lodí Super Arcas 11/25/ Výhody: Menší ohrožení startovacího zařízení Možnost kvalitní tepelné izolace N2O tanku 27

28 A III. Modulární startovací zařízení Popis Otočný stůl pro hlavňový vypouštěcí systém Tlakové nádoby s N2O Vysokotlaké láhve s kyslíkovou směsí Elektro centrála Hlavice(4x) Refrigerační jednotka pro N2O Zásoba raketových motorů s izolací (4x) 11/25/ 28

29 Co jsme udělali a co potřebujeme udělat 11/25/ 29

30 Vývoj raket Ardea 11/25/ 30

31 Testování raketových motorů Testy HRM na bázi vosků jako paliva VÚPCH Pardubice - Semtín Nový raketový stend tah do 25kN 11/25/ 31

raketový stend a vypouštěcí rampa Testy raketových

32 Chystané aktivity Ardea 2 11/25/ Nová komplexní forma pro výrobu raketového motoru Mobilní raketový stend a vypouštěcí rampa Testy raketových motorů ve skutečné velikosti Letové zkoušky rakety Ardea 2 32

33 11/25/ 33

34 Vypuštění 11/25/ 34

35 Kde to budeme vypouštět? Kiruna, Švédsko Andoya, Nórsko El Arenosillo, Španělsko Polsko Sardinie USA max. impuls 890kNs/max. dostup 150km Pro základnu v Kiruně se rakety dělí do dvou kategorií: Kategorie A rakety nejsou vybaveny řídícím systémem, je doložena spolehlivost a je prokázáno, že rozptyl dopadu raket zodpovídá bezpečnostním kritériám základny Kategorie B raketa může být řízena, ale musí být vybavena dálkově ovládaným destrukčním systémem Další možnost je vypouštění z moře, nebo oceánů 11/25/ 35

36 Děkuji za Vaši pozornost! 11/25/ HU 36

Podobné dokumenty

Přispějí hybridní raketové motory (HRM) k dalšímu rozvoji kosmonautiky? prof. Ing. Jan Kusák, CSc.

Přispějí hybridní raketové motory (HRM) k dalšímu rozvoji kosmonautiky? prof. Ing. Jan Kusák, CSc. Obsah: 1. Úvod 2. Popis a princip funkce HRM 3. Základní vlastnosti HRM 4. Současný stav a možnosti uplatnění