Diskussion:Vulcain (Raketentriebwerk)

message: meine "generelle Diskussion des Artikels" vom September 2006 nehme ich jetzt mal aus der Diskussionsseite heraus, weil sie sich auf eine Version des Artikels bezieht, wie er heute nicht mehr gegeben ist. Den Abschnitt über technische Daten lass ich nochmal drin, muss mir den Artikel erst nochmal genau anschauen
--CaptainFuture 10:39, 3. Feb. 2010 (CET)
replies: text: Ich tue das mal lieber wieder rein weil man ausser z.B. persönlichen Angriffen nichts von einer Diskussionsseite löschen sollte. Falls was erledigt ist und die ganze Diskussionsseite schon unübersichtlich lang ist kann man ja ein Archiv anlegen und das dann archivieren, aber das wäre hier übertrieben, soviel steht hier ja nicht drinn.--Herbrenner1984 (Diskussion) 20:46, 31. Aug. 2013 (CEST)
thread_title:  Modifikation der Diskussionsseite 

message: === Allgemeine Bemerkungen ===
Nachfolgend schreibe ich meine Anmerkungen zu diesem Artikel in der Reihenfolge wie sie mir zu dem Artikel aufgefallen sind. Ich bin seit mehr als 20 Jahren in Entwicklung und Produktion der Schubkammer des VULCAIN Triebwerkes (Kardan, Einspritzkopf, Brennkammer und Düse) tätig, insbesondere war ich in der Entwicklung der VULCAIN 2 Schubkammer der verantwortliche Entwicklungsprojektleiter.
Ich stelle meine Anmerkungen simpel zur Diskussion, was wir daraus machen, werden wir dann sehen, ich bin selbst nicht der sicherste Schreiber
=== VULCAIN 1 und VULCAIN 2 ===
Die Bezeichnung VULCAIN 1 ist so eigentlich nicht ganz korrekt. Es gab (und gibt) ein Vulcain Triebwerk, das in den Jahren 1984 bis 1995 entwickelt wurde. Bereits seit Anfang der 90er Jahre wurde die Weiterentwicklung des VULCAIN Triebwerkes zu einer MarkII (wie sie damals genannt wurde) Version diskutiert. Dieser Name ging dann später in VULCAIN 2 über, ohne das es jemals eigentlich ein VULCAIN 1 Triebwerk gegeben hätte. Heute wird manchmal (oder auch öfter)retroaktiv deshalb von VULCAIN 1 gesprochen (selbst in Faltblättern beteiligter Firmen) was aber falsch ist. Richtig ist VULCAIN und sein Derivat (leistungsgesteigert)VULCAIN 2
=== Nebenstromverfahren ===
VULCAIN arbeitet nach dem klassischem Nebenstromverfahren, d.h. die Treibgase der Pumpenturbinen, welche der Gasgenerator erzeugt, werden nach Durchströmen der Trubinen in zwei Abgasexpansionsrohren parallel zum Hauptjet enspannt und ausgeblasen (die beiden Tüten die auf dem Bild von VULCAIN neben der Düse zu sehen sind.
Bei VULCAIN 2 hingegen werden die Abgase in die Düse zur Leistungsteigerung und zur Kühlung des unteren Düsenteils eingeblasen. Auf dem Foto des VULCAIN 2 sieht man sehr schön auf der Düse den Ring, der die beiden Turbinenabgasströme sammelt und in die Düse einbläst.
Insofern arbeitet VULCAIN 2 eigentlich nicht als klassisches Nebenstromverfahren, sondern als Nebenstrommotor mit Abgaswiedereinblasung (klingt im Englischen mit Turbine Exhaust Gas Reinjection irgendwie professioneller)
=== Versagen der Brennkammer von VULCAIN 2 ===
Dieses ist definitiv falsch. Versagt hat bei jenem Erstflug der ARIANE 5 ECA (die allerdings damals noch ARIANE 5 E hiess), die Düse. Ich kopiere hier mal meinen Diskussionsbeitrag von Anfang 2003 aus astronomie.de über das tatsächliche Fehlerszenario, welches heute noch gültig ist.
"Komme erst heute dazu, diesen thread zu lesen und zu kommentieren.
Vielleicht sind ein paar Informationen aus erster Hand mal ganz nützlich.
Zu meiner Person, ich bin im Raumfahrtgeschäft tätig und zwar bei astrium im Bereiche der Trägerantriebsentwicklung. In meinen Verantwortungsbereich fiel und fällt die Entwicklung der Schubkammer für das bereits zitierte VULCAIN II Triebwerk, welche die Hauptkomponente dieses Triebwerkes ist.
Die Schubkammer, für die astrium als verantwortliche Entwicklungsfirma steht, besteht aus dem Kardan (besser gimbal joint), dem Einspritzkopf, der Brennkammer und der Düse.
Zwei dieser Einzelkomponenten sind weiter an Unterauftragnehmer vergeben, der gimbal joint an die Firma MAN Technologie in heute Augsburg (vormals Karlsfeld bei München) und die Düse (genauer gesagt Düsenverlängerung) an die Firma VOLVO AERO CORPORATION in Trollhättan Schweden.
Der Versagensmechanismus bei dem Fluge 517, dem Erstflug der weiterentwickelten sogenannten ARIANE 5 E (wobei das E für Evolution steht) ist tatsächlich dem VULCAIN II Triebwerk zuzuordnen, hier genauer gesagt der Düse, und wiederum noch genauer dem aktiven Kühlkreislauf, der sich im oberen Teil der Düse befindet (der untere Teil, als "simple" Blechschürze ist filmgekühlt durch die Wiedereinblasung der Turbinenabgase).
Infolge (wie an einer Stelle richigerweise erwähnt) thermischer Deformationen der Düse (thermal stresses wegen starker Temperaturdifferenzen zwischen innerer Heissgaswand und äusseren Versteifungselementen) ist es zu einem starken Anstieg des Wärmeüberganges auf der Düseninnenseite gekommen, welches die Röhrchen, aus denen der obere strukturelle Teil der Düse besteht, thermisch überlastete, diese dann durchbrannte, und durch den dadurch bedingten Kühlmitelverlust, letztendlich zum Verlust mechanischer Festigkeit und zum Ausbeulen und teilweisem Abriss der Düse vom Triebwerk führte. Der Launcher war nach diesem Versagen wegen starker Schubabweichung nicht mehr steuerbar was dann zum Verlust der Mission führte.
Es bleibt festzuhalten, dass das gesamte Triebwerk (mit Ausnahme der Düse natürlich) bis zum Zeitpunkt der Sprengung (rund 270 sec nach dem Versagen) nominal funktionierte (Brennkammerdruck im nominellen Bereich).
Als Recovery Massnahme ist ein Redesign der äusseren Versteifungselemente der Düse vorgesehen nebst einer Erhöhung des Kühlmitteldurchsatzes, welches die thermischen Verformungen minimiert. Nach dem vorliegenden Zeitplan wird diese Modifiation ab Sommer 2003 qualifiziert und der Erstflug dieses Launchers mit modifizierter Düse in der zweiten Jahreshälfte (spätherbst) stattfinden.
Und warum ich erst heute dazu komme diesen thread zu kommentieren? Seit dem 11.12. (dummerweise ausgerechnet der Geburtstag meiner Frau) habe ich jeden Tag der nicht Sonn oder Feiertag war (teilweise auch diese) gearbeitet.
--------------------
Ceterum censeo lucem quid radiat caelum esse delendam 
Gruss und klaren Himmel 
Rolf Nicolay "
dieser Diskussionsbeitrag drückte die zum damaligen Zeitpunkt auch politisch bedingte Zeitplanung von nur einem Jahr bis zum Wiederflug aus, letztendlich dauert das sogenannte Flight Recovery Programm von Anfang 2003 bis im wesentlichen zum Fluge am 12. Februar 2005 und ist in manchen Aspekten bis heute noch nicht komplett beendet.
Weitere Kommentare werden folgen, aber mir wird es jetzt zu spät
--CaptainFuture 21:43, 21. Sep 2006 (CEST)
thread_title:  Generelle Diskussion des Artikels 

message: Dieses ist definitiv falsch. Versagt hat bei jenem Erstflug der ARIANE 5 ECA (die allerdings damals noch ARIANE 5 E hiess), die Düse. Ich kopiere hier mal meinen Diskussionsbeitrag von Anfang 2003 aus astronomie.de über das tatsächliche Fehlerszenario, welches heute noch gültig ist.
"Komme erst heute dazu, diesen thread zu lesen und zu kommentieren.
Vielleicht sind ein paar Informationen aus erster Hand mal ganz nützlich.
Zu meiner Person, ich bin im Raumfahrtgeschäft tätig und zwar bei astrium im Bereiche der Trägerantriebsentwicklung. In meinen Verantwortungsbereich fiel und fällt die Entwicklung der Schubkammer für das bereits zitierte VULCAIN II Triebwerk, welche die Hauptkomponente dieses Triebwerkes ist.
Die Schubkammer, für die astrium als verantwortliche Entwicklungsfirma steht, besteht aus dem Kardan (besser gimbal joint), dem Einspritzkopf, der Brennkammer und der Düse.
Zwei dieser Einzelkomponenten sind weiter an Unterauftragnehmer vergeben, der gimbal joint an die Firma MAN Technologie in heute Augsburg (vormals Karlsfeld bei München) und die Düse (genauer gesagt Düsenverlängerung) an die Firma VOLVO AERO CORPORATION in Trollhättan Schweden.
Der Versagensmechanismus bei dem Fluge 517, dem Erstflug der weiterentwickelten sogenannten ARIANE 5 E (wobei das E für Evolution steht) ist tatsächlich dem VULCAIN II Triebwerk zuzuordnen, hier genauer gesagt der Düse, und wiederum noch genauer dem aktiven Kühlkreislauf, der sich im oberen Teil der Düse befindet (der untere Teil, als "simple" Blechschürze ist filmgekühlt durch die Wiedereinblasung der Turbinenabgase).
Infolge (wie an einer Stelle richigerweise erwähnt) thermischer Deformationen der Düse (thermal stresses wegen starker Temperaturdifferenzen zwischen innerer Heissgaswand und äusseren Versteifungselementen) ist es zu einem starken Anstieg des Wärmeüberganges auf der Düseninnenseite gekommen, welches die Röhrchen, aus denen der obere strukturelle Teil der Düse besteht, thermisch überlastete, diese dann durchbrannte, und durch den dadurch bedingten Kühlmitelverlust, letztendlich zum Verlust mechanischer Festigkeit und zum Ausbeulen und teilweisem Abriss der Düse vom Triebwerk führte. Der Launcher war nach diesem Versagen wegen starker Schubabweichung nicht mehr steuerbar was dann zum Verlust der Mission führte.
Es bleibt festzuhalten, dass das gesamte Triebwerk (mit Ausnahme der Düse natürlich) bis zum Zeitpunkt der Sprengung (rund 270 sec nach dem Versagen) nominal funktionierte (Brennkammerdruck im nominellen Bereich).
Als Recovery Massnahme ist ein Redesign der äusseren Versteifungselemente der Düse vorgesehen nebst einer Erhöhung des Kühlmitteldurchsatzes, welches die thermischen Verformungen minimiert. Nach dem vorliegenden Zeitplan wird diese Modifiation ab Sommer 2003 qualifiziert und der Erstflug dieses Launchers mit modifizierter Düse in der zweiten Jahreshälfte (spätherbst) stattfinden.
Und warum ich erst heute dazu komme diesen thread zu kommentieren? Seit dem 11.12. (dummerweise ausgerechnet der Geburtstag meiner Frau) habe ich jeden Tag der nicht Sonn oder Feiertag war (teilweise auch diese) gearbeitet.
--------------------
Ceterum censeo lucem quid radiat caelum esse delendam 
Gruss und klaren Himmel 
Rolf Nicolay "
dieser Diskussionsbeitrag drückte die zum damaligen Zeitpunkt auch politisch bedingte Zeitplanung von nur einem Jahr bis zum Wiederflug aus, letztendlich dauert das sogenannte Flight Recovery Programm von Anfang 2003 bis im wesentlichen zum Fluge am 12. Februar 2005 und ist in manchen Aspekten bis heute noch nicht komplett beendet.
Weitere Kommentare werden folgen, aber mir wird es jetzt zu spät
--CaptainFuture 21:43, 21. Sep 2006 (CEST)
thread_title:  Versagen der Brennkammer von VULCAIN 2 

message: Diese Tabelle bedarf einer Überarbeitung, bezüglich der Daten selber und auch ihrer Konsistenz. Ich habe die augenblicklich nicht zur Hand, daher nur folgende allgemeine Bemerkungen
1.)Ausströmgeschwidigkeit und spezifischer Impuls 
im Vakuum ist doppelt gemoppelt. Der spezifische Impuls ist die Auströmgeschwindigkeit im Vakuum (zumindestens wenn man mit MKS Grössen rechnet) die einheit s für den spezifischen Impuls ist weltweit verbreitet und wird von allen (auch Insidern so benutzt) ist aber physikalisch nicht richtig
 
Der spezifische Impuls (Isp) ist definiert als der Quotient aus erzieltem Schub und zugehörigem Treibstoffmassendurschsatz durchs Triebwerk. In den alten Dimensionen folglich:
kilopond/(kilogramm/sekunde)    kP/(kg/s)
dann wurde einfach (Ingenieure sind so) kp = kg gesetzt, gekürzt und übrig blieb die Masseinheit Sekunde
Nach MKS sytem sind die Dimensionen
Newton/(kilogramm/sekunde)     N/(kg/s)
nach 1 N = 1kg * m/sec^2 folgt also
N/(kg/s)  = kgm/(sec^2*kg/sec)  =kgm/kgsec  = m/s
das heisst die Definition des Isp mit Schub/Massendurchsatz liefert im MKS Sytem letztlich die Dimension einer Geschwindigkeit, wird jedoch eigentlich immer in Ns/kg angegeben. Die Zahlenwerte für Auströmgeschwindigkeit im Vakuum (eigentlich nur für das ruhende Triebwerk) und den spezifischen Impuls sind jedoch gleich.
Der Umrechnungsfaktor zwischen Isp in Sekunden und Ns/kg ist übrigens exakt die Schwerebeschleunigung an der Erdoberfläche g = 9,80665 m/s^2 (folgt aus der Definition für kp und N.
2.) Brennkammerdruck
Der angegebene Brennkammerdruck des VULCAIN(1) mit 100bar  ist der Anfangs der Entwicklung definierte Auslegungspunkt. Schon während der Entwicklung wurde dieser auf 105 bar geändert, heute fliegt man das VULCAIN treibwerk (in der ARIANE 5 GS) mit ungefähr 110 bis 112  bar (je nach Mission)
Das zugehörige Triebwerksmischungsverhältnis weiss ich im Augenblick nicht, werde ich aber beibringen (wenn der Spezialist wieder aus dem Urlaub zurück ist)
3.) Spezifischer Impuls von VULCAIN 2
Die angegebenen 434 Sekunden sind der alte Spezifikationswert, der bis zum Erstflug Gültigkeit hatte. Im Rahmen des Flight Recovery Programms wurde die Düse (aus Gründen deren Darstellung die Diskussionsseite sprengen würde) gekürzt (daher stimmen auch die Maße nicht mehr ganz von VULCAIN 2), so daß der Isp von VULCAIN 2 heute bei etwa 429 bis 430 Sekunden liegt
4.) Durchmesser.
Die 1760 mm bei VULCAIN (1) ist der lichte Düsenaustrittsdurchmesser. Die bauliche Ausdehnung liegt bei etwa 1900 mm , nimmt man die Abgasrohre noch hinzu, deutlich mehr
--CaptainFuture 15:11, 22. Sep 2006 (CEST)
thread_title:  Technische Daten 

message: Das Niveau der Triebwerksartikel leidet stark an dem in jüngster Zeit betriebenen "Minimalismus" in Wikipedia.
Dadurch werden zu selten Quellen zitiert und es kommt zu groben Fehlern. Sämtliche Tirebswerksartikel sind so dünn und enthalten sowenig Information, das Sie quasi ohne Informationsverlust gelöscht werden könnten. Ein Foto und ein paar Zeilen Text ist einfach zuwenig.
Es fehlt:
* klareres Herausstellen besonderer Merkmale - sollte die Frage beantworten warum die Entwicklung notwendig war und nicht einfach ein anderes Triebwerk angepaßt wurde.
* Zeichnung und detailiertere Darstellung des Triebswerkaufbau
* authentische Quellenangaben als Referenz
* Übersichtlicher Vergleich der Triebwerke untereinander
Insgesamt ist die Kategorie: „Raketentriebwerk Raumfahrt" sehr dünn besetzt und gehört erheblich nachgebessert.Web108 09:49, 4. Apr. 2008 (CEST)
thread_title:  allg. Niveau und Querschnittszeichnung / graphische Größenvergleiche 

message: Zusammen mit Benutzer Artoo haben wir den Artikel zum Ariane-5-Raketentriebwerk Vulcain korrigiert, erweitert und sauber referenziert. Es ist kein allzu langer Artikel geworden, aber die wesentlichsten Merkmale sind enthalten. Als Erst- und Co-Autor stimme ich natürlich .
Viel Glück, Vulcain! :-)
--Seestaernli 13:58, 14. Aug. 2008 (CEST)
replies: text: Ohne viel Ahnung von der Materie zu besitzen, liest sich der Artikel flüssig und vor allem mit wenigen Fremdwörtern (ein extra Danke hierzu!!!). Viele Quellennachweise sind zwar nicht vorhanden, was bei dem kurzen Text auch nicht als nötig erscheint. Von daher gibt´s von mir ein . --Grüße aus Memmingen 13:02, 17. Aug. 2008 (CEST)
thread_title:  Lesenswert-Kandidatur August 2008 (gescheitert) 

message: Der Teil müsste auf dem Aktuellen stand gebracht werden. Bei Ariane 6 (Laut der Tabelle dort) soll anscheinend ein 2+ Eingesetzt werden. Dazu finde ich hier noch garnichts... --Calle Cool (Diskussion) 22:07, 7. Nov. 2015 (CET)
thread_title:  Geplante Weiterentwicklung 

message: Im Rahmen der Diskussion um die Ariane 6 sollte der Artikel um das Vulcain 2.1 Triebwerk ergänzt werden. Der erste Start ist ja bald.--Giftzwerg 88 (Diskussion) 21:16, 11. Mär. 2022 (CET)
thread_title:  Vulcain 2.1 fehlt