Navigation

Raumcon-Seiten

Benutzer im Chat: 12

15. November 2019, 23:57:15
Raumcon
Willkommen Gast. Bitte einloggen oder registrieren. Haben Sie Ihre Aktivierungs E-Mail übersehen?

Einloggen mit Benutzername, Passwort und Sitzungslänge
Neuigkeiten: Unser Unterforum für Rezensionen zu Büchern aus der Astronomie und Raumfahrt
   Erweiterte Suche

Autor Thema: Projekt SLM Raketentriebwerk  (Gelesen 54336 mal)

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Projekt SLM Raketentriebwerk
« am: 08. Februar 2014, 22:36:26 »
Hallo Raumfahrtexperten,
ich mache mal einen neuen Threat auf, da ich ein paar Fragen zu Raketentriebwerken habe.
Ich plane zusammen mit einem Freund ein kleines Triebwerk zu konstruieren. Ziel ist ein Schub von 20N.
Da es uns zu aufwändig ist ein pumpensystem zu entwickeln planen wir als Treibstoff Ein Gas wie Propan oder Butan und den Sauerstoff in Druckbehälter wie Co2 Kartuschen für Paintball Pistolen oder "Wasseraufsprudler" zu speichern. Das soll dann nur über Ventile gesteuert in die Brennkammer "gefördert" werden. Als Maximaldruck in der Brennkammer gebe ich mal 30bar vor.
Nun zu meinen Fragen: Wie kann ich Berechnen wie groß das Brennkammervolumen sein muss, wenn ich z.B. den Volumenstrom oder zumindest den Massenstrom habe und wie groß muss dann der Austrittsdurchmesser sein (der Brennkammer)?

Wir planen auch das ganze zu fertigen, da haben wir die Möglichkeit einen selektiven Laserschmelzprozess zu nutzen, wodurch wir Kühlkanäle und Treibstoffleitungen direkt in die Triebwerkswand integrieren können.

Für Antworten bin ich euch dankbar, mir würde auch eine gute Buchempfehlung weiterhelfen.
Ich hoffe ich kann eure Hilfe dann später mit einem spektakulären Video zurückzahlen ;)

Noch als Info, ich studiere Maschinenbau im Master, habe also von Strömungsmaschinen und Thermodynamik schon ein bischen was mitbekommen.

Gruß

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #1 am: 08. Februar 2014, 23:06:22 »
Hallo Willi, auf Kühlkanäle würde ich am Anfang erstmal verzichten. Besser nur kurze Brennzeiten ( < 5 Sekunden) und Brennkammer aus einer wärmebeständigen Element/Legierung wie Molybdän machen. Bei 20N Schub sind die Materialkosten zu vernachlässigen.

Einfach eine BK mit Düse und zwei Zuleitungen für Brennstoff und Oxidator. Dann brauchst du noch einen Zünder. Die Treibstoffe müssen mit einem höheren Druck gefördert werden, als in der BK vorliegt, sonst fließen die Verbrennungsprodukte wieder die Leitung hinauf und das Triebwerk wird stark instabil.

Außerdem würde ich beide Treibstoffe erstmal nur gasförmig einsetzen und nicht flüssig. Das ist deutlich unkomplizierter. Da kannst du beide Treibstoffe bereits unter Druck in ner Stahlflasche kaufen und musst nur noch die Leitung aufmachen. Z.b. Methan und Sauerstoff, jeweils in einer 200bar Flasche. Dann am besten mit einem Druckminderer beide Stoffe auf denselben Druck bringen von 40-50 bar. Dann kannst du in der BK 30 bar haben.

Performance des Triebwerks kannst du mit NASA CEA Code rechnen. Kostenlos von der NASA Homepage:
http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/

Funktionsweise dieses Programmes musst du dir selber beibringen, ist aber nicht so schwer.
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #2 am: 09. Februar 2014, 09:30:15 »
Hallo Tobi,
Danke für den Link, den werde ich mir mal angucken.
So wie du das beschreibst mit dem Treibstoff und Oxidator haben wir uns das auch gedacht. Als Werkstoff haben wir erstmal nur 1.4404 Edelstahl zur Verfügung, deshalb wollten wir die Kühlkanäle integrieren und einen extra Wasserkreislauf dafür einplanen. Außerdem ist der SLM Prozess mein Steckenpferd und man kann so ein stark integriertes Bauteil gut als Demonstrationsobjekt verwenden, ;) deshalb denke ich bei der Konstruktion meist so kompliziert wie möglich ;D Aber wir sind ja zu zweit, da wird das dann noch zurechtgestutzt.
Gruß

Offline roger50

  • Raumcon Berater
  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 8166
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #3 am: 10. Februar 2014, 00:04:42 »
Hallo Drohne Willi,

wahrscheinlich kennst Du diesen Bericht schon, von einer Klasse, die ebenfalls ein Flüssigkeitstriebwerk gebaut und getestet haben. Vielleicht enthält es interessante Aspekte für Euch:

http://www.raketenmodellbau.org/repository/archive/110750?view=true

Ansonsten viel Erfolg bei Eurer Arbeit, ich drücke die Daumen. Laßt uns an Eurem Fortschritt teilhaben.

Gruß
roger50

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #4 am: 10. Februar 2014, 22:33:56 »
Hallo Roger50,
nein, die Facharbeit kannte ich noch nicht, hat mir aber jetzt schon weitergeholfen. Danke dafür :)

Zu der Thermodynamik der Verbrennung habe ich mit dem von Tobi geposteten Link ein paar Werte heraus bekommen.
Verwenden wollen wir als Treibstoff Methan und als Oxidator Sauerstoff. Propan ist als Treibstoff rausgeflogen, da er bei Raumtemperatur einen Dampfdruck von 8,3bar hat und somit nicht ohne Pumpe in eine 30bar Brennkammer befördert werden kann. (Jedenfalls nicht ohne zusätzlichen Aufwand).
Bei der Verbrennung ergeben sich folgende interessante Parameter:
Brennkammertemperatur: 3500K
Austrittstemperatur: 2690K
Austrittsgeschwindigkeit: 2700m/s
Interessant ist, dass bei einem höheren Treibstoffanteil als aus stöchiometrischer Sicht erforderlich wäre (nennt man glaube ich fettes Gemisch) ein höherer spezifischer Impuls erreicht werden kann. Dies scheint daran zu liegen, dass eine Vielzahl an verschiedenen Reaktionsprodukten entsteht. Bei einem stöchiometrisch optimalen Verhältnis ist massemäßig das häufigste austretende Gas Sauerstoff :-\  Wie das Programm da wohl drauf kommt, sowas kann man doch eigentlich nur experimentell ermitteln?
Bei der Geometrie sind wir noch nicht besonders weit, ich habe den Brennkammeraustrittsdurchmesser für 20N Schub als 35mm errechnet, ich hoffe aber dass ich da einen Fehler gemacht habe, denn das würde unsere Fertigungskapazität übersteigen, da haben wir einen maximalen Durchmesser von 50mm zu Verfügung und der ist eigentlich für den Austrittsdurchmesser reserviert:( Sollte ich richtig gerechnet haben müssen wir evtl. Abstriche im Schub machen :'(

Soweit Gruß Eibe

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #5 am: 10. Februar 2014, 22:47:25 »
Also ich habe es kurz überschlagen und komme auf 2,4 mm für den Halsdurchmesser und 5,3mm für den Düsenenddurchmesser.

Ich sehe also kein Problem. ;)

Schub = Cf * At * pc

Cf~1.5
At Halsfläche
pc BK-Druck =3 MPa
Schub = 20N

Damit folgt: At=4.4 mm^2
Und damit d_Hals=2.4mm

Expansionverhältnis ungefähr 5
Und damit Düsenenddurchmesser 2.4*Wurzel(5)=5.4mm

Darf ich fragen, was eure minimale Auflösung beim SLM ist? Denn bei der Größe, sind die Kühlkanäle eventuell schon unter einem Millimeter breit.
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline Kryo

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 990
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #6 am: 11. Februar 2014, 08:08:54 »
Zitat
Interessant ist, dass bei einem höheren Treibstoffanteil als aus stöchiometrischer Sicht erforderlich wäre (nennt man glaube ich fettes Gemisch) ein höherer spezifischer Impuls erreicht werden kann. Dies scheint daran zu liegen, dass eine Vielzahl an verschiedenen Reaktionsprodukten entsteht. Bei einem stöchiometrisch optimalen Verhältnis ist massemäßig das häufigste austretende Gas Sauerstoff :-\  Wie das Programm da wohl drauf kommt, sowas kann man doch eigentlich nur experimentell ermitteln?

bei fetten Gemischen ist das durchschnittliche Molekulargewicht kleiner.
Schau dir die grundlegenden Formeln für Raketentriebwerke an und du  wirst erkennen, dass die Austrittsgeschwindigkeit sowohl eine Funktion der Temperatur und umgekehrt proportional des Molekulargewichts ist.
Daraus folgt, dass das Optimum für den spezifischen Impuls nicht bei der höchsten Temperatur (stöchiometrisch) sondern bei fast allen Treibstoffkombinationen im fetten Bereich liegt, weil dort das Molekulargewicht des ausströmenden Gemischs kleiner wird.

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #7 am: 11. Februar 2014, 18:46:46 »
Hallo Tobi, 
deine kurze Überschlagsrechnung leuchtet ein, auch wenn ich die Bedeutung von cf nicht ganz nachvollziehen kann.
Wie komme ich nun aber zu dem optimalen Durchmesser, mit dem idealen Gasgesetz komme ich auf ein d_Hals von 11,4mm :-\.
Ich poste mal die in meinen Augen wichtigsten Simulationsergebnisse.

                     CHAMBER          THROAT          EXIT
 P, BAR              30.000            17.413          1.0000
 T, K                  3504.97          3350.54        2689.90
 RHO, KG/CU M   2.3134 0        1.4251 0        1.0926-1
Ae/At                                      1.0000           5.6053
Isp, M/SEC                               1170.3           2723.2



Zur Einordnung habe ich mal diese Zeichnung gemacht. Chamber ist klar Ort 1 und Exit ist Ort 3. Throat sollte Ort 2 sein, an diesem Ort herrscht aber laut Simulation nur noch ein Druck von 17,4bar. Ich dachte bisher, dass hier mit den Werten der Brennkammer gestartet wird.
Kann man sich das so erklären, dass die Bedingungen von Chamber nur am linken Ende der Brennkammer herrschen und auf dem Weg zum Auslass die Gase schon so beschleunigt werden, dass die Parameter von Throat entstehen?

Hallo Kryo, das mit dem Molekulargewicht der Gase leuchtet auch ein. :)

Zum SLM Prozess: In meiner Bachelorarbeit habe ich Zugproben hergestellt, die hatten eine Dicke von 60µm. Der Eifelturm aus dem folgenden Bild ist wärend einer freien Stunde in meiner Bachelorarbeitszeit entstanden, da kann man ungefär die Auflösung erahnen. Ob das mit den Kühlkanälen so funktioniert muss man dann sehen, aber das ist ja gerade das spannende 8)

Quelle: http://lzh.de/de/abteilungen/werkstoffundprozesstechnik/oberflaechentechnik

Gruß Eibe

PS: Gibt es hier eigentlich einen Formeleditor oder wie stelle ich Berechnungen am anschaulichsten dar

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #8 am: 11. Februar 2014, 18:56:46 »
Im Hals sinkt der statische Druck, weil sich die Gase beschleunigen. Im engsten Querschnitt herrscht Mach 1. Allerdings sollte der Totaldruck und die Totaltemperatur gleich bleiben (im Idealfall).

http://en.wikipedia.org/wiki/Rocket_engine_nozzles

cf ist der Schubkoeffizient, den gibt NASA CEA auch aus. Der hängt vom Treibstoff, Düse und Druckverhältnissen ab. Der liegt zwischen 1,5 und 2,x und ist bei kleinen Expansionsverhältnissen (z.B. 5) so bei 1,5. Beim Vinci-Triebwerk ist er glaub ich ungefähr 2.

cf= F/(pc*At)
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #9 am: 11. Februar 2014, 23:08:39 »
Hallo Tobi,
danke für das Diagramm, so langsam wird die Ahnungslosigkeit in meinem Kopf verdrängt. Meine Durchmesser sind jetzt 2,4mm und 5,6mm, kanzschön klein für 20N :o
Jetzt fehlt mir noch die charakteristische Brennkammerlänge für Methan/Sauerstoff und ich habe für die Geometrie alles beisammen. Die habt ihr nicht zufällig in irgendeiner schlauen Tabelle stehen ::)

Gruß Eibe

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #10 am: 11. Februar 2014, 23:19:58 »
Wegen Brennkammerlänge weiß ich gerade nichts. Ich würde die einfach per Augenmaß abschätzen von anderen Flüssigtriebwerken. Wenn die Länge der BK nicht optimal ist, gibts kleine Impulsverluste. Bei einer starken Wasserkühlung vermute ich mal keine Probleme mit der Kühlung.
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #11 am: 11. Februar 2014, 23:37:16 »
Die charakteristische Brennkammerlänge soll so um einen Meter liegen, gerechnet mit einem Meter ergibt sich ein Brennkammervolumen von 4520mm^3. Für eine Kugel ergibt sich damit ein Durchmesser von 10,2mm. Wenn die Brennkammer zu klein ist findet ein Teil der Verbrennung in der Düse statt, aber was passiert wenn sie zu groß ist? Ich vermute es ist besser die Brennkammer zu groß als zu klein zu bauen :-\

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #12 am: 11. Februar 2014, 23:49:33 »
Lange BK bringt Reibungsverluste und Wärmeverluste.
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline DerSteff

  • Portal Redakteur
  • Newbie
  • *****
  • Beiträge: 38
  • Student an der FH Aachen FB6 im 2. Master Semester
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #13 am: 18. Februar 2014, 21:27:35 »
Du hast eine PM

Grüße aus der FH Aachen :)
Space, the final frontier.

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #14 am: 13. März 2014, 00:00:44 »
Hallo Leute,
ich bin gerade dabei die Komponenten für unser Triebwerk-/Raketenprojekt zusammenzusuchen. Gestern war ich dafür in einem Paintballshop und da wurden mir gebrauchte Faserverbundflaschen angeboten. Wisst ihr vielleicht ob es da chemisch Probleme mit Sauerstoff oder Methan geben könnte. Leider weiß ich nicht genau woraus die bestehen, ich habe im Netz schon Modelle mit Alu- und PE-Kern als Diffusionsbarriere gefunden (ich glaube ich muss da nochmal hin) ;).
Ein weiteres Problem ist, dass diese Flaschen eine Art Gummibeschichtung haben, welche sich nach der Schilderung des Verkäufers durch zu schnelles Ent- oder Beladen teilweise vom Kern abgelöst hat. Dies führt jetzt dazu, dass sich beim Befüllen an diesen Stellen Blasen bilden (habe ich selber nicht gesehen). Es muss also irgendwie Gas zwischen die Schichten gelangen und meiner Meinung nach kann das nur aus der Flasche kommen. Der Verkäufer hat mir aber versichert, dass sie weiterhin Druckfest sind.
Was meint ihr, kann man dem Ganzen trauen. Oder kennt von euch sogar jemand diese Flaschen und kann sagen wie das passieren kann :-\
Danke und Gruß Eibe

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #15 am: 13. März 2014, 19:49:30 »
Hallo,
ich war heute nochmal in dem Shop, jetzt habe ich den Deffekt der Flaschen auch verstanden. Die sind durch zu schnelles Befüllen zu heiß geworden und haben sich dadurch delaminiert. Druckfest sind sie zwar noch, aber sie lecken. Das ist also gestorben, ich lege mir ja keine leckenden Methanflaschen in die Wohnung ::) Muss ich erstmal weitersuchen, bis ich was bezahlbares gefunden habe...
Gruß Eibe

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #16 am: 27. März 2014, 20:31:44 »
Hallo,
so die letzte Klausur naht, und ich habe mir schonmal ein CAD Programm besorgt, jetzt kann es also langsam losgehen mit dem Triebwerksprojekt :D


Hier mal zwei Bilder des aktuellen Konstruktionsstands. Oben in die Brennkammer münden abwechselnd jeweils drei Leitungen Methan und Sauerstoff. Diese drei Leitungen müssen nun noch in einem "Block" zusammengeführt werden. In diesen Block schneide ich dann später ein Gewinde für die Treibstoffleitungen. Was auchnoch fehlt sind Montagepunkte zum späteren Anflanschen.
Das gesammte Triebwerk sollte ja wassergekühlt sein, da haben wir uns jetzt überlegt, dass das Wasser von oben kommend in einer zweiten Wand an der Brennkammer entlangfließt, dort verdampft und unten an der Austrittsdüse wieder austritt. Das haben wir aber alles noch nicht durchgerechnet und ich muss meine CAD-Fähigkeiten dafür auch noch etwas verbessern ;)
Was man bei dem ganzen Ding immer beachten muss sind die Dimensionen, die Methanleitungen haben z.B. einen Innendurchmesser von 0,5mm :o ein paar Stützstreben muss ich also wohl auchnoch einplanen, nicht das die noch abbrechen ;)
Am oberen Ende der Brennkammer befindet sich noch ein recht "großes" Loch, in das ein Gewinde für die Zündkerze gebohrt wird. Die kleinste Zündkerze die ich finden konnte hat ein Gewinde von 1/4":

Soweit also erstmal der Stand des Projekts.

PS: Ich habe vor ab und zu von dem Projekt zu berichten, vielleicht passt der Threat dann besser in den Modellbauteil, oder sollte ich da einen neuen eröffnen :-\

Offline tobi

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 20281
  • EU-Optimist
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #17 am: 03. April 2014, 15:51:19 »
Ich bin gespannt wie es weitergeht. ;) Berichte also fleissig!  ;)
Jean-Yves Le Gall: "CNES: The Future of Space!", "Le CNES, The Place to Be!!!"

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #18 am: 03. April 2014, 23:20:08 »
Hallo Tobi,
wenn ich von Fortschritten berichten kann mache ich das gerne.(Meine letzte Klausur liegt jetzt hinter mir ;))
Das hier:

ist der jetzige Stand. So wie es aussieht sind wir aber von der Wasserkühlung wieder ab und wollen den Sauerstoffstrom jetzt durch die Brennkammerwand leiten. Ich muss den Entwurf also nochmal komplett überarbeiten... Mal sehen ob das in Kombination mit kurzen Brenndauern zur Kühlung ausreicht. Ein bischen Angst habe ich ja um die Zündkerze und um die oxidierende Wirkung des heißen Sauerstoffs. Aber Probieren geht über Studieren ;D
Gruß Eibe

Offline Kryo

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 990
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #19 am: 04. April 2014, 08:09:20 »
passt dabei aber auf, dass der Sauerstoff nicht in der Kühlung schon zu heiß wird. Das könnte katastrophal enden.

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #20 am: 04. April 2014, 17:30:29 »
Hallo Kryo,
was meinst du mit katastrophal, dass sich der Sauerstoff durch die Wand frisst und das Triebwerk platzt oder gibt es noch etwas was ich nicht bedenke? Wenn ja, wo liegt denn ungefähr die Temperatur bei der es gefährlich wird?
Gruß Eibe

Edit: OK, ich dachte es gibt bei Eisenwerkstoffen eine nahezu konstante Verzunderungstemperatur aber so wie es aussieht ist das doch stark von der Legierungszusammensetzung abhängig. Ich verwende 1.4404 Edelstahl, ich werde nächste Woche mal gucken, ob ich da was zu finden kann.

Offline Kryo

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 990
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #21 am: 04. April 2014, 18:23:58 »
Wie du selbst schon gesagt hast, die Gefahr einer Selbstzündung ist nicht zu unterschätzen!

McFire

  • Gast
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #22 am: 05. April 2014, 00:18:12 »
Ich komme jetzt partout nicht auf den Namen - jedenfalls verwendet z.B. Rotax einen Federstahl zum Zusammenhalten der Abschnitte des "Auspuffs", der seine Eigenschaften auch bei hohen Temperaturen behält.

Offline Drohne Willi

  • Full Member
  • ***
  • Beiträge: 211
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #23 am: 09. April 2014, 23:06:58 »
Hallo,
auch wenn noch nicht ganz geklärt ist, wie heiß der Sauerstoff jetzt wird habe ich mich mal an eine neue Zeichnung gemacht.
So sieht das jetzt aus:

Da man in dem obigen Bild nicht so viel erkennen kann noch zwei Schnittdarstellungen:

Das Methan soll von rechts durch den obigen Ring strömen und dann durch die Bohrungen in die Brennkammer gelangen. Der Sauerstoff soll von links kommend zuerst bis zum Boden des Triebwerks strömen und dann an der Brennkammerwand wieder nach oben. Da dann durch die Bohrungen in die Brennkammer...

Hier sieht man noch Querversteifungen alle 20° eine von denen verdeckt in der oberen Ansicht die Sauerstoffkanäle, deshalb sieht das oben nicht ganz symmetrisch aus.
Soweit das zweite Design, bis zur Fertigung fallen bestimmt noch ein paar Änderungen an ;), ich werde euch auf dem Laufenden halten.
Gruß Eibe

Offline PaddyPatrone

  • Gold Member
  • *****
  • Beiträge: 2115
Re: Projekt SLM Raketentriebwerk
« Antwort #24 am: 11. April 2014, 12:52:08 »
Hallo zusammen, interessantes Projekt! Wie ist die Fertigung des Triebwerks geplant ? Als Gussteil ?

Gruß Patrick

Tags: