projekt akira

12 Pages·2017·2.47 MB·German

FORSCHUNG AN SYSTEMEN UND TECHNOLOGIEN FÜR
WIEDERVERWENDBARE RAUMTRANSPORTSYSTEME IM DLR-
PROJEKT AKIRA
A. Kopp, M. Sippel, S. Stappert, N. Darkow, J. Gerstmann,
DLR Institut für Raumfahrtsysteme, Bremen

S. Krause
DLR Institut für Flugsystemtechnik, Braunschweig

D. Stefaniak, M. Beerhorst
DLR Institut für Faserverbundleichtbau und Adaptronik, Braunschweig, Stade

T. Thiele, A. Gülhan, R. Kronen
DLR Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik, Köln

K. Schnepper, L. E. Briese
DLR Institut für Systemdynamik und Regelungstechnik, Oberpfaffenhofen

J. Riccius
DLR Institut für Raumfahrtantriebe, Lampoldshausen

Zusammenfassung
In 2017 wurde im DLR das multidisziplinäre Forschungsprojekt AKIRA gestartet. In AKIRA werden Systeme
und Technologien für wiederverwendbare Raumtransportsysteme theoretisch und experimentell untersucht
und weiterentwickelt. Dieses Papier gibt einen Überblick über das Projekt und die dahinter stehende Motiva-
tion. Weiterhin werden die einzelnen Teilarbeitsfelder des Projekts vorgestellt, und ihre jeweiligen Ziele sowie
der aktuell erreichte Stand diskutiert.

Zuverlässigkeit, geringen Wartungsbedarf und niedrige
1. EINFÜHRUNG Masse auszeichnen.
Seit Beginn des Raumfahrtzeitalters sind die hohen Daneben ist vor allem die Frage der Auswahl der Fahr-
Raumtransportkosten der limitierende Faktor, welcher zeugkonfiguration und des Operationskonzeptes von
einer umfassenden Nutzung des Weltraums durch den fundamentaler Bedeutung. Hier wurden in den vergange-
Menschen entgegensteht. Ein wesentlicher Grund für die nen Jahrzehnten zahlreiche, z. T. unterschiedlichste Kon-
hohen Raumtransportkosten ist die fehlende Wiederver- zepte vorgestellt und untersucht. Der Entwurfsraum ist
wendbarkeit. Von wenigen Ausnahmen abgesehenen, groß und komplex. Trade-Offs umfassen beispielsweise
waren alle bisherigen Raumtransportsysteme als Expen- das Antriebssystem (Raketen versus Kombinationsan-
dable Launch Vehicles (ELV) ausgelegt und wurden nur trieb), die Treibstoffauswahl oder auch die Start- und
für eine einzige Mission verwendet. Folglich muss für jede Landemethode. Für Letzteres werden typischerweise
Raumtransportmission ein neuer Träger gefertigt werden. vertikaler Start und Landung (VTVL), Horizontaler Start
Es ist offensichtlich, dass die Verwendung eines Trans- und Landung (HTHL), oder eine Kombination aus vertika-
portsystems für nur eine einzige Mission notwendiger- lem Start und horizontaler Landung (VTHL) vorgeschla-
weise zu sehr hohen Transportkosten führt. Folgerichtig gen. Die Antwort auf die Frage, welche Fahrzeugdesigns
wird bereits seit Jahrzehnten an alternativen Konzepten und Operationskonzepte überlegen sind, ist keinesfalls
für wiederverwendbare Trägersysteme (Reusable Launch offensichtlich. Dazu müssen insbesondere Operations-
Vehicle – RLV) geforscht. Jedoch sind die Herausforde- und Überholungs-Kosten abgeschätzt werden, sowie
rungen welche die Entwicklung und Operation eines RLV Faktoren wie Robustheit, Flexibilität oder Verfügbarkeit
betreffen enorm, und wie etwa das teilweise wiederver- vergleichend bewertet werden können. Da jedoch in der
wendbare Space Shuttle demonstrierte, nicht automatisch Raumfahrt nur wenig Erfahrung bezüglich RLV vorhanden
mit einer Reduzierung der spezifischen Transportkosten ist, muss mit erheblichen Unsicherheiten in der Konzept-
verbunden. Eine wesentliche Herausforderung stellt ins- bewertung gerechnet werden.
besondere die Entwicklung von Komponenten wie etwa
Raketentriebwerken oder Thermalschutzsystemen (Ther-
Für die Realisierung von wirtschaftlich erfolgreichen RLV
mal Protection System - TPS) dar, welche einerseits wie-
sind sowohl die Identifizierung geeigneter Systemdesigns
derverwendbar sind, sich gleichzeitig jedoch durch hohe
und Rückführmethoden, als auch die Entwicklung von Die AKIRA Projektstruktur ist in BILD 1 gezeigt und um-
wiederverwendbaren und dabei zuverlässigen, wartungs- fasst 5 Technologiesäulen, die in 5 Hauptarbeitspakete
armen und leichtgewichtigen Subsystemen entscheidend. aufgegliedert sind. Das Arbeitspaket (AP) 2000 umfasst
Hierbei ist die Systemebene in vielen Fällen untrennbar die systematische Untersuchung und vergleichende Be-
mit der Technologieentwicklung auf Subsystemebene wertung von RLV-Rückkehroptionen und den dazugehöri-
verbunden. Aufbauend auf diesen Überlegungen wird das gen Konfigurationen (AP 2100). Daneben werden in AP
DLR-Projekt AKIRA (Ausgewählte Kritische Technologien 2200 zwei RLV-Referenzkonfigurationen definiert. Diese
und Integrierte Systemuntersuchungen für RLV Anwen- liefern die Randbedingungen für die technischen Arbeiten
dungen) ausgewählte Technologien die von hoher und in den übrigen AP’s. In AP 3000 soll die Rückkehrmetho-
potentiell entscheidender Bedeutung für zukünftige RLV de des „In-Air-Capturing“ im Subscale Flugversuch de-
sind sowohl auf System- als auch auf Subsystemebene monstriert werden. AP 3400 führt begleitende Flugsimula-
untersuchen. Dazu sollen RLV Aktivitäten an verschiede- tionen zum Upscaling der Flugkampagnen auf reale RLV-
nen DLR-Instituten gebündelt und auf eine gemeinsame Konfigurationen durch, und unterstützt die Systemunter-
Basis gestellt werden. Das Hauptziel des Projektes ist es, suchungen in AP 2000. AP 4000 befasst sich mit wieder-
die Entwicklung von wiederverwendbaren Raumtransport- verwendbaren Kryoisolierungen. Diese werden in den
systemen in Europa wesentlich voran zu treiben, und AP’s 4100-4300 analytisch, numerisch und experimentell
wichtige Beiträge für die hierfür benötigten Technologie- untersucht. In die Isolierungen sollen auch Structural-
entwicklungen zu liefern. Systemseitig sollen über syste- Health-Monitoring Systeme (SHM) integriert und getestet
matische Vergleichsstudien verschiedene RLV Konzepte werden. Dies wird in den AP’s 4400-4500 bearbeitet. Ein
bewertet und gegenübergestellt werden. Subsystemseitig weiteres Arbeitsfeld umfasst Strukturen für RLV. In
sollen über theoretische und experimentelle Arbeiten die AP 5100 werden RLV-spezifische Strukturkonzepte unter-
jeweils kritischen Fragestellungen herausgearbeitet wer- sucht, insbesondere Flügel-Rumpf Anbindungen. AP 5200
den, Lösungsstrategien entwickelt, und die Technology untersucht die neuartige Thin-Ply CFK Technologie (CFK
Readiness Levels (TRL) der jeweiligen Technologien – Kohlefaserverstärkte Kunststoffe), und ihre Anwendbar-
angehoben werden. keit für RLV-Strukturen auf theoretischer und experimen-
teller Basis. AP 5300 wiederum deckt die Anbindung von
(Hochtemperatur-) TPS, Kryoisolierung und Strukturen
2. ÜBERSICHT PROJEKT AKIRA
theoretisch und experimentell ab. In AP 6000 schließlich
werden wiederverwendbare Brennkammertechnologien
Das Projekt AKIRA deckt eine hohe Bandbreite von RLV-
untersucht.
relevanten Themenstellungen ab. Jeder Themenbereich
kann daher nur mit begrenzten Ressourcen behandelt
AP1000
werden. Der wesentliche Vorteil des Projektes ist dabei Projektleitung
jedoch die Bündelung und enge Integration der unter-
RY-SRT
schiedlichen Aktivitäten, und die Ausrichtung der Arbeiten
auf gemeinsame Referenzkonfigurationen und Referenz- AP2000 AP3000 AP4000 AP5000 AP6000
Systemanalyse Flugsimulation Wiederverwendb. Strukturen Triebwerke
missionen. Auf diese Weise können die RLV- und Flugexperiment Kryoisolierung
Forschungsaktivitäten zielgerichteter erfolgen, und Wider- RY FT, SR RY, AS FA, BT RA
sprüche zwischen Einzeldisziplinen frühzeitig aufgedeckt AP2100 AP3100 AP4100 AP5100 AP6100
und aufgelöst werden. Für AKIRA ist eine Kern-Laufzeit Rückkehroptionen Entwicklung einer Konzeptionierung Strukturkonzepte TMF-Tests
Koppeleinheit und Entwurf für RLV
von 3 Jahren vorgesehen, mit einer Erweiterung auf 4 RY-SRT FT-ULF RY-TAS FA-FLB RA-RAK
Jahre für ausgewählte Arbeitspakete. Das Gesamtvolu- AP2200 AP3200 AP4200 AP5200 AP6200
men des Projekts beläuft sich auf rund 6,2 Millionen €. Die Referenz- Formationsflug Experimentelle Thin-Plyfür RLV Validierung der
Konfigurationen Untersuchungen FA- Material-Modelle
beteiligten DLR-Institute und Abteilungen sind: RY-SRT FT-ULF RY-TAS FLB/STM/MFW RA-RAK
AP3300 AP4300 AP5300 AP6300
• Institut für Raumfahrtsysteme (RY), Abteilungen Flug- Numerische Integration TPS- Lebensdauer
Demonstration Modellbildung Struktur-Isolier. Optimierung
Systemanalyse Raumtransport (RY-SRT), FT-ULF RY-TAS BT-RSI RA-RAK
Transport- und Antriebssysteme (RY-TAS),
AP3400 AP4400
Flugdynamik von SHM-Sensoren &
• Institut für Flugsystemtechnik (FT); Abteilung RLV Implementierung
SR-RFS AS-HYP
Unbemannte Luftfahrzeuge (FT-ULF),
AP4500
• Institut für Faserverbundleichtbau und Adaptronik SHM-Analyse &
Schadensidentifik.
(FA), Abteilungen Faserverbundleichtbau (FLB), AS-HYP
Multifunktionswerkstoffe (MFW), Strukturmecha-
BILD 1. AKIRA Projektstruktur
nik (STM),
Die Ziele der einzelnen Arbeitspakete müssen – soweit
• Institut für Raumfahrtantriebe (RA), Abteilung
möglich – quantifizierbar und verifizierbar in Form von Key
Raketenantriebe (RA-RAK),
Performance Indicators (KPI) formuliert werden. Für die
• Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik Arbeiten auf Subsystemebene wurden die in TAB 1 ge-
(AS), Abteilung Über- und Hyperschalltechnolo- zeigten KPI’s als Projektziele festgelegt. Der Fokus liegt
gien (AS-HYP), auf Technologiedemonstrationen und Erhöhung der TRL.
Daneben wurden KPI definiert welche die Masse bzw.
• Institut für Bauweisen und Strukturtechnologie Leistung eines Transportsystems betreffen. Einige der
(BT), Abteilung Raumfahrtsystemintegration (BT- KPI’s sind dabei als Minimalziele zu verstehen. Im Pro-
RSI), jektverlauf soll durchaus versucht werden für solche KPI’s
noch bessere Ergebnisse zu erzielen als die in der Tabel-
• Institut für Systemdynamik und Regelungstechnik
le gelisteten.
(SR), Abteilung Raumfahrt-Systemdynamik (SR-
RFS).
RLV – Technologie Ziel - KPI • Konzept ähnlich Airbus „Adeline“ (Bergung und
In-Air-Capturing Erhöhung des TRL von 2-3 (ist) Wiederverwendung der Triebwerke und Avionik),
auf 4; Nachweis von mind. 2
• HTHL Stufen wie Aurora (siehe Abschnitt 3.2).
erfolgreich und reproduzierbar
durchgeführten Koppelversu-
Neben der technischen Auslegung und Analyse der ein-
chen
zelnen Optionen soll eine Einschätzung der operationellen
Wiederverwendbare Erhöhung des TRL von 1-2 (ist)
Vor- und Nachteile, sowie eine Kostenrechnung der ein-
Kryoisolierungen auf 4; Nachweis der Lebens-
zelnen Rückkehroptionen durchgeführt werden. Letztere
dauer für 50 bis 100 repräsenta-
ist endscheidend für die Konzeptbewertung, ist aber auf-
tive Lastzyklen
grund der mangelnden Erfahrung mit RLV im praktischen
Konzept zur Flügel Erhöhung Strukturmasse zu
Einsatz notwendigerweise mit hohen Unsicherheiten be-
– Rumpf Anbindung nicht temperaturbelasteten
lastet. Das Ziel für dieses AP ist schließlich die Erstellung
Flugvehikeln max. 10%
einer umfassenden Bewertungsmatrix für verschiedene
Health-monitoring Detektionszuverlässigkeit mind.
RLV- und Rückkehroptionen.
System für Kryo- 60%; Erreichung TRL 4
Isolierungen
3.1.2. Status und erste Ergebnisse
Thin-Ply – CFK Einsparung von Strukturmasse
Technologie mind. 10% im Vergleich zu
konventionellem CFK Bisher sind die ballistische VTVL Methode sowie geflügel-
TPS-Struktur- Erhöhung des TRL von ca. 3 te VTHL Stufen mit Flyback oder In-Air Capturing einge-
Isolierungs- (ist) auf 5; Erhöhung der Ge- hend auf technischer Ebene untersucht worden. Dazu
Anbindung samtsystemmasse max. 10% wurden zunächst Nachrechnungen der SpaceX Methode
gegenüber idealisierter Betrach- durchgeführt, um anhand tatsächlich geflogener und ge-
tung der Einzelkomponenten landeter Stufen eine zuverlässige Aussage hinsichtlich
der Performanceverluste treffen zu können. BILD 2 zeigt,
Raketenbrenn- Nachweis der Lebensdauer für
dass die Nutzlastverluste der Falcon 9 im RLV-Betrieb
kammern mindestens 20 repräsentative
gegenüber ELV im Bereich von 35% - 64% liegen, wobei
Belastungszyklen
höhere Nutzlastverluste bei einer RTLS (Return to Launch
TAB 1. Key Performance Indikatoren
Site) Landung zu beobachten sind. Diese hohen Nutzlast-
3. AKTIVITÄTEN IM AKIRA PROJEKT verluste sind ein wesentlicher Nachteil der SpaceX Me-
thode. Ein Vorteil ist jedoch die hohe Flexibilität, da je
Nachfolgend werden die einzelnen Teilarbeitsgebiete des nach Nutzlast entweder ein RTLS-, eine Schiffslandung
Projekts diskutiert, wobei sowohl die jeweiligen Ziele, als (ASDS – Autonomous Spaceport Drone Ship) oder ein
auch der aktuelle Stand aufgezeigt werden. Betrieb als ELV möglich sind.
3.1. Vergleich von Rückkehroptionen 60
Ein systematischer Vergleich von RLV-Rückkehroptionen 50 ELV
ist von entscheidender Bedeutung, um eine fundierte
RLV
EOipntsioicnhetn inh idniseic hVtolicr-h uPnedr foNramcahnteciele, dBeert riveebr scuhnide deWniertn- asse [t]40 -56%
m
schaftlichkeit zu erlangen. Dies ist wesentlich für die Iden- ast30
tifizierung von RLV-Konzepten, welche die Kosten im utzl
Vergleich zu ELVs deutlich zu senken vermögen. Max. N20 -32% -64%
-58%
3.1.1. Geplante Arbeiten und Ziele
10 -35%
In AKIRA werden zunächst verschiedene Rückkehrme-
0
thoden auf technischer Ebene definiert und untersucht. F9 LEO ASDS F9 GTO ASDS F9 LEO RTLS F Heavy LEO F Heavy GTO
Hierdurch sollen die Auswirkungen hinsichtlich Perfor-
F Heavy: Core LandungaufASDS,RTLS für Booster
mance, Strukturmasse, benötigter RLV-Hardware, etc.
verstanden werden. Dabei wird stets von einer RLV- BILD 2. Berechneter Nutzlastverlust RLV versus ELV
Erststufe und einer ELV-Oberstufe ausgegangen. Folgen- für Falcon 9 und Falcon 9 Heavy
de Rückkehroptionen sind dabei Gegenstand einer einge-
henden Analyse: Weiterhin wurden geflügelte Stufen (VTHL) bei verschie-
denen Separationsmachzahlen (Mach 6, Mach 9 und
• Ballistisches VTVL mit Abbremsung über Trieb- Mach 12) untersucht und mit entsprechenden VTVL Trä-
werke (Space-X Methode), gern mit ähnlicher Separationsmachzahl und Nutzlast bei
Landung auf einem Schiff verglichen. BILD 3 zeigt die
• VTVL mit Verwendung aerodynamischer Hilfsflä- Massenaufteilung einer VTVL LOX/LH2 Stufe im Ver-
chen (vergrößerte Finnen, kleiner Flügel), gleich zu einer LOX/LH2 VTHL Flyback-Stufe. Die Ge-
samtmasse der ballistischen Stufe fällt kleiner aus als die
• VTHL geflügelte Stufen mit entweder selbststän-
der geflügelten Stufe. Letztere benötigt weniger Rück-
digem Rückflug (Flyback) über Turbotriebwerke,
kehrtreibstoff als die VTVL Stufe, weist dafür aber eine
oder In-Air Capturing per Schleppflugzeug (siehe
höhere Leermasse auf. Geflügelte Stufen benötigen ten-
Abschnitt 3.2),
denziell mehr an „RLV-Equipment“ (Flügel, Kontrollflä-
chen, ggf. Turbotriebwerke, Thermalschutz, etc.), was
tendenziell zu einer höheren Leermasse führt. Es ist da- Aufstiegs-, als auch der Abstiegsbahn (BILD 5). Die drei
her auch zu erwarten, dass eine vergleichsweise komple- ersten Punkte befinden sich auf der Aufstiegsbahn kurz
xe geflügelte Stufe höhere Entwicklungskosten aufweisen vor Separation der Boosterstufe, die übrigen sind Flug-
wird, jedoch operationelle und Performance-Vorteile bie- punkte der Abstiegsbahn. Die Analyse für die Flugpunkte
ten kann. 4 – 6 wurde unter Annahme voll laminarer Grenzschicht
gemacht, für die anderen Punkte wurde voll turbulente
Trockenmasse Oberstufe Grenzschicht angenommen. Die Zeit wird ab dem Start
Treibstoff Oberstufe gezählt, Flugpunkte mit Machzahlen kleiner als 5 werden
Trockenmasse Erststufe nicht betrachtet.
700
Treibstoff Erststufe/Abstieg
Treibstoff Erststufe/Aufstieg
600
500
e [t]
Mass 400
300
200
100

0
BILD 4. SL 7 bei Separation der Oberstufe vom Boos-
LOX/LH2 VTVL LOX/LH2 VTHL ter (unten)

BILD 3. Treibstoff - und Leermassen einer VTVL und 0.3 80
einer VTHL Stufe mit einer Nutzlastleistung Wärmestrom 75
voonns m75a0ch0z kagh li nv odne n1 2G TO und einer Separati- m**2 ]0.25 HMAöoahAceh 667050 deg ]
3Ik3no.. 22nd..fi1 ieg.su eRramGeti foeAenprPeel nanw ndzetekredfoi neAninerf ribzgt.we uDietriieae nvtsiee our snlniceedhfnei eZr ndi eednlieee RRaLnVd bReedfeinrgeunnz-- Staupunktwärmestrom [ MW/0000..01..1255 122334455505050505 Höhe [ km ], Mach [ -], AoA [
gen für die Arbeiten in den übrigen AP’s. Gleichzeitig 10
werden die Ergebnisse der Arbeiten aus den anderen AP 5
0 0
während des Projektverlaufs sukzessive an die Referenz- 0 100 200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100
konfigurationen zurückgegeben, um eine Bewertung der Zeit [ s ]
Technologien auf Systemebene zu ermöglichen. Bei den BILD 5. Flugbedingungen entlang der RLV-Referenz-
beiden ausgewählten Konfigurationen handelt es sich um Aufstiegs- und Abstiegsbahn sowie empirische
zwei geflügelte Fahrzeuge die aktuell im DLR untersucht Abschätzung des Staupunktwärmestroms
werden.
3.2.2.2. Referenzkonfiguration Aurora-R2
3.2.2. Status und erste Ergebnisse
Aurora-R2 ist ein vergleichsweise neues HTHL-Konzept,
das in Teilen auf dem Hopper-Ansatz aus den FESTIP-
3.2.2.1. Referenzkonfiguration SL 7-3 Booster und ASTRA-Studien aufbaut [1]. Aurora-R2 basiert auf der
Überlegung, dass für ein wirtschaftlich effizientes RLV:
Der SpaceLiner 7-3 Booster (SLB) ist die erste Stufe des
zweistufigen, wiederverwendbaren Transportsystems • der RLV-Anteil des Transportsystems maximiert
SpaceLiner (BILD 4). Die erreichte Nutzlast in den GTO werden muss; dies erfordert eine hohe Stu-
mit einer lagerfähigen Oberstufe in der Nutzlastbucht fungsmachzahl um die nicht-wiederverwendbare
beträgt über 8 t. Die Startmasse des Boosters beträgt Oberstufe zu minimieren, sowie einen Verzicht
1476,3 t, bei einer Trockenmasse von 197,4 t. Der Boos- auf Abwurf-Fairings und Interstages,
ter verwendet eine LOX/LH2 Treibstoffkombination mit
• eine signifikante Reduzierung der Operationskos-
einer Integraltank-Architektur.
ten bei gleichzeitiger Erhöhung von Robustheit
und Flexibilität ermöglicht werden muss; dies
Für die weiteren Arbeiten in den AKIRA APs 4000 und
kann über „Flugzeugähnliche“ Operationen er-
5300 sind die mechanischen und thermischen Lasten
reicht werden, und führt auf ein horizontal star-
entlang der Referenzflugbahn an sieben ausgewählten
tendes und landendes Konzept.
Stellen auf der SLB 7-3-Geometrie im Bereich der Tanks
und als Referenz im Nasenstaupunkt bestimmt worden. Die Fahrzeuggeometrie und die innere Architektur sind in
Dies erfolgt für 22 ausgewählte Flugpunkte sowohl auf der BILD 6 gezeigt. Das Fahrzeug basiert auf einer Nurflüg-
lerkonfiguration, welche hohe aerodynamische Gleitzah- schwerfälligen Tanker, welcher den Trichter schleppt. Der
len und eine Reduzierung von Strukturgewichts- und Klient übernimmt die Aufgabe der Annäherung um etwai-
Wärmelasten ermöglicht. Eine LOX/Kerosin (RP-1) Treib- ge Bewegungsänderungen der Betankungseinrichtung,
stoffkombination wurde gewählt. Dies ermöglicht die in- etwa durch Störungen, auszugleichen, während der Tan-
tegrale Lagerung von Kerosin in den Tragflügeln, und soll ker einen möglichst statischen Flugzustand einhält. Beim
weiterhin zu einer Reduzierung der Operationskosten IAC besteht eine zusätzliche Herausforderung darin, ei-
gegenüber LH2 oder Methan führen. Als Raketenantrieb nen Kontakt zwischen zwei schwerfälligen Luftfahrzeugen
werden zwei russische RD-191/193 Triebwerke vorgese- herzustellen.
hen. Weiterhin ist das Fahrzeug mit zwei Turbo-
Triebwerken für Rückflug und Überführungsflüge ausge-
3.3.1. Geplante Arbeiten und Ziele
stattet. Oberstufe und Nutzlast sind in einer Nutzlastbucht
im Fahrzeugheck untergebracht. Eine ausführlichere
Bisherige Arbeiten im DLR beschränkten sich überwie-
Beschreibung des Konzepts ist in Ref. [2] zu finden. Die
gend auf die Untersuchung der prinzipiellen Funktionalität
Startmasse beträgt 454.6 t inklusive Oberstufe und Nutz-
des IAC im Rahmen von Simulationen [7]. Nun wird als
last. Für einen polaren 1200 km Kreisorbit wurde eine
nächstes Ziel verfolgt, den Nachweis des Einfangens im
Nutzlast von 5.2 t errechnet, und 7.2 t für einen 450 km
Flugversuch, zunächst noch im Labormaßstab, zu de-
äquatorialen Kreisorbit.
monstrieren. Um eine Annäherung von Koppeleinheit (KE)
und Klient zu ermöglichen, soll die KE in der vorgestellten
Arbeit nicht als passiv geschleppte Einheit, sondern als
eine eigenständig und präzise zu manövrierende Kompo-
LOX-Tanks
Turbo-TW nente umgesetzt werden. Zielstellung dieser Modifikation
ist es, die eingeschränkte Manövrierbarkeit von Schlepper
und Trägerstufe zu kompensieren. Dazu soll die KE mit
einer eigenständigen Flugregelung und aerodynamischen
Steuerflächen ausgerüstet werden, welche eine Positio-
Kerosin-Tanks nierung der KE relativ zur Trägerstufe erlauben.
Nutzlastbucht

Für die Durchführung des IAC ist es vorgesehen, dass
BILD 6. Aurora-R2 in perspektivischer Ansicht (links),
sowohl die zurückzuführende Raketenstufe, wie auch das
innere Architektur (rechts)
Schleppflugzeug unbemannt sind. Das Einfangen muss
daher automatisiert erfolgen. Die Manipulation der KE
3.3. In-Air-Capturing
bzgl. der Trägerstufe setzt die Kenntnis der Position der
KE relativ zur Trägerstufe voraus. Die Positionsschätzung
Unter dem so genannten „In-Air-Capturing“ (IAC) wird ein
kann etwa mit GNSS (Global Navigation Satellite System)
patentiertes Verfahren zum Bergen und zur Rückführung
oder bildgebenden Sensoren geschehen, deren Ergeb-
von wiederverwendbaren Stufen eines mehrstufigen
nisse als Eingangsgrößen für die Flugreglung der KE
Raumtransportsystems verstanden [3]-[5]. Die geflügelte
dienen. Die Annäherung der KE an die Trägerstufe ist auf
Stufe soll noch in der Luft von einem Transportflugzeug
Grund der GNSS-Ungenauigkeit nur für die Grobpositio-
eingefangen und anschließend in einem schleppenden
nierung einsetzbar. Für die Feinpositionierung der KE zur
Gleitflug zum Landeplatz gezogen werden (BILD 7). Dort
Trägerstufe müssen voraussichtlich bildgebende Senso-
wird die Stufe ausgeklinkt und führt selbständig ihre Lan-
ren genutzt werden. Für eine erste Erprobung des IAC-
dung aus. Das IAC-Verfahren erlaubt erhebliche Einspa-
Ansatzes sollen die benötigten Verfahren und Hardware-
rungen bei der Inertmasse der wiederverwendbaren Stufe,
komponenten in einem „subscale“ Versuch mittels kleine-
die umso höher ausfallen, je höher die Separationsmach-
rer unbemannter Luftfahrzeuge entwickelt und validiert
zahl gewählt ist [6].
werden.
3.3.2. Status und erste Ergebnisse
In der aktuellen Phase steht der Aufbau der benötigen
unbemannten Luftfahrzeuge im Fokus. Der Schlepper, ein

Hochdecker mit 2,8 m Spannweite, sowie eine Pusher-
BILD 7. Konzeptskizze für das In-Air-Capturing mittels Konfiguration mit 3,2 m Spannweite, welche die Träger-
Liquid Fly-Back Booster und Boeing 747 stufe imitiert [8], wurden modifiziert und mit einem Autopi-
loten ausgerüstet um eine automatisierte Flugpfadpla-
Die Trägerstufe verfügt nach dem Wiedereintritt lediglich
nung zu ermöglichen. Neben der Bereitstellung der benö-
über eine limitierte Steuerbarkeit und keinen Eigenantrieb
tigten Luftfahrzeuge stehen die Konzeptionierung und der
und weist daher die Manövrierfähigkeiten eines passiven
Aufbau der KE im Zentrum der Arbeiten. Die aktuelle
Gleiters mit begrenzten Flugeigenschaften und hoher
Ausbaustufe der KE zeigt BILD 8.
Massenträgheit auf. Als Fangflugzeug kämen umgebaute
Transportflugzeuge in Frage, welche über den nötigen
Leistungsüberschuss zum Schleppen der Trägerstufe Neben den Hardwarearbeiten an den Luftfahrzeugen
verfügen. Das Szenario geht daher von einem verhältnis- erfolgte die Reglerentwicklung für die KE, um diese einer-
mäßig trägen Flugzeug großer Masse aus. Eine ver- seits mit einer Rollstabilisierung auszurüsten, und ande-
gleichbare Zielstellung, der Aufbau einer reversiblen Ver- rerseits das unabhängige Manipulieren bzgl. der Träger-
bindung zwischen Luftfahrzeugen während des Fluges, stufe zu ermöglichen. Die Validierung der Hard- und Soft-
liegt ebenfalls bei Luft-zu-Luft-Betankungsvorgängen vor. warearbeiten an der KE erfolgten in bodengebundenen
Bei dem Sonde-Trichter-Verfahren nähert sich ein meist Fahr- und Flugversuchen, wobei die KE von einem KFZ
agiles, zu betankendes Luftfahrzeug (Klient) einem oder dem Schlepper gezogen wurde. Die Ergebnisse der
Versuche zeigen, dass die KE mittels manueller Steuer- Modellen für die Trajektorienoptimierung, Starrkörpersi-
eingaben sowohl horizontal als auch vertikal präzise wie- mulation und Reglerauslegung sollen Modelle abgeleitet
derholbar ausgelenkt werden kann. Es wurden Auslen- werden, die strukturelastische Effekte vereinfacht berück-
kungen der KE von ca. +/-3 m bei ca. 120 km/h Flugge- sichtigen. Diese Modelle können im Vorentwurf für
schwindigkeit dokumentiert. Diese Auslenkungen sind bei Trimmbarkeits- und Regelbarkeitsanalysen eingesetzt
der Größe der verwendeten Luftfahrzeuge ein beträchtli- werden. Die erweiterten 3-DoF und 6-DoF Modelle be-
cher Wert und zeigen das Potenzial des Konzepts. Vertie- rücksichtigen strukturelastische Effekte mit hinreichender
fende Ausführungen zur Konzeptionierung, Umsetzung Genauigkeit und sind effizient genug auszuwerten, um
und Validierung der KE und des hier vorgestellten IAC auch eine Reglerauslegung und Bewertung frühzeitig im
Ansatzes zeigt die Arbeit von Cain et al. [9]. Gesamtentwurf zu ermöglichen, und so zur Optimierung
des Entwurfes beizutragen. Die Vorgehensweise bei der
Modellierung von Trägersystemen unterschiedlicher De-
tailstufe und Genauigkeit wird schematisch in BILD 9
gezeigt.

BILD 8. Isometrische Ansicht der Koppeleinheit
BILD 9. Vorgehensweise bei der Modellierung von
3.4. Flugdynamische Untersuchungen für RLV
Mehrkörpersystemen unterschiedlicher Detail-
stufe und Genauigkeit
Aufgrund der hohen Komplexität von RLV und der Tatsa-
che, dass Steuer- und Regelbarkeit designkritisch sein Die 3-DoF Modelle der Entwurfsumgebung ermöglichen
können, sind flugdynamische Untersuchungen bereits ab die mehrzielige Trajektorienoptimierung mit MOPS
der Vorentwurfsphase von großem Interesse. Innerhalb TrajOpt sowohl für einzelne Flugphasen als auch für die
des Projekts AKIRA sollen flugdynamische Untersuchun- gesamte Mission. Dies beinhaltet insbesondere die Opti-
gen für RLV-Konfigurationen (siehe Abschnitt 3.1 und mierung mehrerer Zielfunktionale zum Beispiel für Trade-
3.2), sowie für das Hochskalieren der IAC-Flugversuche Off Studien von verschiedenen Zielen (Pareto Optimie-
auf reale RLV (siehe Abschnitt 3.3) durchgeführt werden. rung), und die Optimierung verzweigter Trajektorien für
die gleichzeitige Optimierung des Aufstiegs, der Nutzlast
sowie der Rückkehr der Unterstufe eines RLV.
3.4.1. Geplante Arbeiten und Ziele
3.4.2. Status und erste Ergebnisse
Für die flugdynamischen Untersuchungen werden leis-
tungsfähige Entwurfsumgebungen weiterentwickelt, die es
erlauben, komplexe RLV Systeme unter Berücksichtigung Von der Entwurfsumgebung sind bereits die folgenden
von strukturelastischen Effekten zu modellieren, zu simu- Komponenten und Funktionen fertiggestellt und verfügbar:
lieren und zu optimieren. Der besondere Fokus liegt dabei
• Modelica-basierte 3-DoF und 6-DoF Modelle für RLV,
auf der Modellierung von flexiblen und massenvariablen
Mehrkörpersystemen, sowie der Rückführung von Träger- • Kopplung von 3-DoF Modellen mit der MATLAB ba-
systemkomponenten nach der Separation. Für die Model-
sierten Optimierungsumgebung MOPS und dem darin
lierung von Mehrkörpersystemen wird die objektorientierte
enthaltenen Paket „TrajOpt“ zur Trajektorienoptimie-
Modellierungssprache Modelica verwendet. Ausgehend
rung.
von bestehenden Modelica Bibliotheken werden projekt-
und anwendungsspezifische Bibliotheken erstellt. In die- Die Verwendung von Modelica-basierten Modellen in
sem Rahmen wurde die DLR Environment Library [10] zur MATLAB wird über den Export der 3-DoF Modelle als FMI
Modellierung des „Environment“ inklusive Gravitations- Unit (Functional Mockup Interface) und das Einbinden der
und Atmosphärenmodellen sowie Kinematikmodellen FMI innerhalb von „TrajOpt“ und MOPS ermöglicht. Diese
entwickelt. Kopplung der Modelica-basierten 3-DoF Modelle mit der
Trajektorienoptimierung ist verwendet worden, um eine
Der Funktionsumfang der Entwurfsumgebung soll 3-DoF, Referenzmission für die RLV Referenzkonfiguration Auro-
4-DoF und 6-DoF Modelle (DoF – Degree of Freedom) zur ra-R2 (siehe Abschnitt 3.2) zu optimieren. Die Referenz-
Modellierung und Simulation von Flugmanövern und mission führt in eine 1200 km Kreisbahn mit 90° Inklinati-
strukturdynamischen Effekten umfassen. Alle Flugphasen on. Startort ist Kourou und Ziel für die Landung sind die
vom Aufstieg bis Rückführung des Trägersystems sollen Bermuda Inseln. Die Konfiguration hat eine Gesamtstart-
untersucht werden können. Das schließt Steuerbarkeits- masse ohne Nutzlast von 449447 kg. Es wird eine Nutz-
und Regelbarkeitsanalysen, sowie die detaillierte Ausle- last von ca. 5400 kg erreicht. Damit konnte die Nutzlast
gung des Flugregelungssystems ein. Von den auf einem gegenüber der bisherigen Referenztrajektorie um rund
einheitlichen Datensatz basierenden 3-DoF und 6-DoF 250 kg (5%) gesteigert werden (vergleiche Ref. [2]). Die
Aufstiegs- und die Wiedereintrittsbahn wurden dabei Proben von den ausgewählten Konzepten angefertigt und
simultan als verzweigte Trajektorien optimiert. Es wurden anschließend mit Hilfe von thermischen Zyklustests auf
keine Vorgaben für eine gewünschte Höhe oder Ge- ihre Eigenschaften als wiederverwendbare Kryoisolierung
schwindigkeit der Rückkehrstufe am Ende gemacht, wes- untersucht. Abschließend wird ein Demonstrator gefertigt,
halb die Bahnparameter am Ende der Trajektorie eine in welchem dann auch das gewählte TPS- und SHM-
Höhe von rund 35 km bei einer Geschwindigkeit von ca. System integriert wird (siehe Abschnitt 3.6 und 3.9). Mit
Mach 4.3 aufweisen. BILD 10 zeigt eine 3-D Ansicht der diesem Demonstrator soll die ganze Wirkungskette von
optimierten Trajektorie. Hochtemperatur-TPS über Kryoisolierung und SHM bis
hin zur Struktur integriert getestet werden. Zur Charakteri-
sierung der für Wiederverwendbarkeit relevanten Eigen-
schaften sind hierfür wiederum zyklische Tests mit multip-
len Lastzyklen vorgesehen.
3.5.2. Status und erste Ergebnisse
In der Literatur lassen sich umfangreiche Arbeiten zu
wiederverwendbaren Kryoisolierungen vor allem für den
Luftfahrtbereich finden [11]-[18]. Einen Trade-Off mögli-
cher Isolierungsansätze für wiederverwendbare Träger-
systeme mit Berücksichtigung eines Thermalschutzsys-
tems wird in der Arbeit von Sumin et. al [11] vorgestellt.
Sumin et. al kommen in ihrer Studie zu dem Ergebnis,

dass die sogenannte „Kompakt-Konfiguration“ und die
BILD 10. 3-D Ansicht der optimierten Trajektorie der „Stand-Off Konfiguration“ die geeignetsten Designvarian-
Referenzkonfiguration Aurora-R2 ten für ihr Anforderungsprofil sind. Beide Varianten sind in
BILD 11 dargestellt. In beiden Konzepten ist die Isolie-
3.5. Wiederverwendbare Kryoisolierung
rungsschicht direkt mit dem Tank verbunden, wobei der
Tank tragende Funktion hat. Bei der „Kompakt-
Die Isolierung kryogener Tanksysteme der heute im Ein-
Konfiguration“ ist das Thermalschutzsystem direkt mit der
satz befindlichen ELV hat als wesentliche Funktionen, die
Isolierung verbunden, bei der „Stand-Off-Konfiguration“
Eisbildung an der Startrampe zu verhindern und die Ab-
wird über Abstandshalter zwischen Isolierung und Ther-
dampfraten der kryogenen Treibstoffe zu begrenzen. Für
malschutzsystem ein Hohlraum erzeugt, welcher dann mit
den Einsatz in wiederverwendbaren Trägersystemen sind
Inertgas zu spülen ist.
typische Kryoisolierungen allerdings nicht ausgelegt.
Durch die Belastungen des Wiedereintritts ist darüber
Kernelement der beiden Isolierungskonzepte ist der Isolie-
hinaus ein TPS erforderlich. Aufgrund der zusätzlichen
rungsschaum, dessen Eigenschaften und Anbindung an
thermischen Lastwechsel infolge der Wiederverwendung
die metallische Struktur im ersten Schritt untersucht wer-
erhöhen sich daneben die Anforderungen an die Isolie-
den. Für die experimentellen Untersuchungen wurde ein
rung. Ziel in diesem AP ist es daher, ein Isolierungskon-
Versuchsstand mit Kaltkopf aufgebaut (siehe BILD 12).
zept für RLV zu entwickeln, und dessen Machbarkeit zu
demonstrieren.
Gegenwärtig finden am Kaltkopf-Versuchsstand erste
thermische Materialexperimente statt. Parallel dazu wurde
3.5.1. Geplante Arbeiten und Ziele
ein numerisches Modell für die Berechnung von Wärme-
strömen entwickelt und für die Analyse der Experimenter-
In der Vergangenheit wurden Untersuchungen zu Isolie- gebnisse und Systembetrachtungen eingesetzt.
rungskonzepten für RLV durchgeführt [11], deren Ergeb-
nisse den Ausgangspunkt für diese Studie darstellen. Im
A
ersten Schritt wird eine Anforderungsliste für die AKIRA A
Referenzmissionen (siehe Abschnitt 3.2) abgeleitet. Im
Anschluss werden dann potentielle Designvarianten erb- D D
arbeitet und bewertet. Eine zusätzliche Herausforderung B B
dabei ist, dass neben der Isolierungsaufgabe ein Ther-
malschutzsystem (siehe Abschnitt 3.9), sowie ebenfalls C C
eine verlässliche und effektive Methode der Lebensdau-
erüberwachung mittels geeigneter Sensorik zu integrieren
a) Isolierungskonzept b) Isolierungskonzept
ist (siehe Abschnitt 3.6). Ausgewählte Isolierungsmateria-
mit Kompakt Konfigu- mit Stand-Off Konfi-
lien und Strukturkonzepte sollen zunächst auf Probenlevel
ration guration
untersucht werden und hinsichtlich ihrer Eigenschaften
(A: TPS; B: Isolie- (A: TPS; B: Isolie-
bewertet werden. Neben den experimentellen Arbeiten
rung; C: Tankwand) rung; C: Tankwand;
wird eine numerische Modellentwicklung durchgeführt.
[11] D: Stand-Off) [11]
Das Ziel ist es, mit Hilfe der numerischen Simulation das
Gesamtsystem bestehend aus dem Treibstoff, der BILD 11. Isolierungs- und Anbindungskonzepte
Tankstruktur und der Isolierung gekoppelt berechnen und
letztendlich auch auslegen zu können. Experimentelles
Projektziel ist es, Isolierungskonzepte für wiederverwend-
bare Trägersysteme zu entwickeln und im Kryo-Labor die
technische Reife nachzuweisen. Hierfür werden vorerst
von Sensoranzahl und Position abschätzen. Des Weite-
ren lassen sich die Messdaten auch zur Verifizierung von
numerischen Strukturberechnungen verwenden, sodass
weitere Testfälle auch anhand von numerischen Berech-
nungen untersucht werden können, um damit die Anzahl
der aufwendigeren Experimente zu minimieren.
Gegen Ende des Projekts wird das finale Strukturüberwa-
chungskonzept in den im Projekt entwickelten und gebau-
ten Demonstrator integriert und während zyklischer Ther-
maltests eingesetzt (siehe Abschnitt 3.5).
3.6.2. Status und erste Ergebnisse

Bisher wurden verschiedene Sensorarten auf deren An-
BILD 12. Versuchsaufbau mit Kaltkopf zur Untersu- wendbarkeit hin untersucht. Da zum jetzigen Zeitpunkt die
chung von Isolierungsproben Tankisolierung noch nicht abschließend definiert ist, wur-
de für erste Untersuchungen von einer Schaumisolierung
3.6. Health-Monitoring für Kryoisolierung (z. B. Polyurethan) ausgegangen. Aufgrund der einfachen
Handhabung und Verwendbarkeit bei kryogenen Tempe-
3.6.1. Geplante Arbeiten und Ziele raturen wurden Thermoelemente und faseroptische Tem-
peratursensoren innerhalb der Isolierung zur Vermessung
der Temperaturverteilung als Instrumentierungskonzept
Zur Beurteilung der Wiederverwendbarkeit eines kryoge-
ausgewählt. Eine Ablösung der Isolierung von der
nen Tanks ist die Zustandsüberwachung der Tankisolie-
Tankstruktur würde sich dann über eine Änderung der
rung ein wichtiger Punkt. Aus diesem Grund ist ein Teil
Temperaturverteilung bemerkbar machen.
des Projekts der Entwicklung und Implementierung eines
Health-Monitoring-Konzepts für die verwendete Kryoisolie-
rung zur frühzeitigen Beurteilung eventuell entstandener Nach Konstruktion und Fertigung des Teststands wurden
Schäden gewidmet. Dazu werden verschiedene Sensoren erste Versuche durchgeführt. Der Teststand besteht dabei
dahingehend untersucht, ob eine Schadensdetektion an aus einem Aluminiumbehälter mit den Abmessungen 200
der Isolierung mit Hilfe dieser Sensoren durchführbar ist x 200 x 35 mm und einem Fassungsvermögen von ca.
und ob diese Sensoren bei kryogenen Temperaturen einem Liter flüssigem Stickstoff. Für die umgebende Iso-
eingesetzt werden können. lierung wurde vorerst eine einfache Polystyrol-Isolierung
mit einer Dicke von 60 mm verwendet. Eine Fläche des
Behälters (200 x 200 mm) dient dabei als eigentliche
Sowohl für die möglichen Schäden als auch für die Aus-
Messfläche. Die ersten durchgeführten Tests dienten
wahl der Sensorik ist vor allem das letztendlich ausge-
dabei der Vermessung der Temperaturhomogenität der
wählte Isolierungskonzept ausschlaggebend (z. B. Po-
Messfläche über einen längeren Zeitraum anhand von
lyurethanschaum oder Vakuumisolierung). Bei Schäumen
vier im Behälter integrierten Thermoelementen. Eine Ho-
werden dabei Risse in der Isolierung selbst oder ein Ablö-
mogenität von ±1°C konnte dabei über einen ausreichend
sen der Isolierung von der Tankstruktur aufgrund der
langen Zeitraum sichergestellt werden. Bei weiteren Tests
auftretenden Temperaturzyklen betrachtet. Neben der
zeigte sich allerdings eine inhomogene Temperaturvertei-
Auswahl der Sensorik ist des Weiteren zu klären, ob eine
lung innerhalb der Isolierung, verursacht durch den ver-
Anbringung der Sensorik an der metallischen Tankstruktur
einfachten Testaufbau. Daher wird im nächsten Schritt
oder in der Thermalisolierung sinnvoller ist, um Schäden
eine Optimierung des Teststands vorgenommen, bevor
frühzeitig detektieren zu können. Um mittels der gemes-
Tests mit definierten Schadensfällen durchgeführt wer-
senen Sensordaten Schadstellen an der Tankisolierung
den.
zu identifizieren, können verschiedene Ansätze ange-
wandt werden. Hierzu zählen rein datenbasierte (statisti-
sche) Methoden und modellbasierte Ansätze. Im Rahmen 3.7. Strukturkonzepte für RLV
des Projekts soll hierbei ein modellbasierter Ansatz ver-
wendet werden, der anhand der Messdaten und eines Dieses AP befasst sich mit Strukturkonzepten und Bau-
physikalischen Modells der Tankisolierung den aktuellen weisen die für RLV typisch sind. Ein Schwerpunkt ist
Zustand der Isolierung mit Hilfe von Referenzdaten be- dabei die Anbindung eines Tragflügels an eine kryogene
stimmt. Das Modell soll dabei eine Lokalisierung und eine Integraltankstruktur.
Beurteilung des entstandenen Schadens ermöglichen,
sowie falls möglich eine Abschätzung der weiteren Scha-
3.7.1. Geplante Arbeiten und Ziele
densentwicklung.
Klassische Flügelkonzepte bei Flugzeugen, die einen
Für Tests unter Laborbedingungen mit der ausgewählten
durchgehenden Flügelmittelkasten haben, weisen meist
Isolierung wird ein vereinfachter Teststand unter Verwen-
nicht-zylindrische bedruckte Rumpfabschnitte im Flügel-
dung von flüssigem Stickstoff aufgebaut. Mit dessen Hilfe
Rumpf-Anschlussbereich auf. Bei zunehmenden Drücken
lassen sich definierte Schadenszustände in der Isolierung
und entsprechenden Wandstärken des Druckbehälters -
erzeugen, um mit der implementierten Sensorik Daten im
wie im Falle von Raketentanks - führt dies zu großen
Referenz- und Schadensfall aufzunehmen. Dadurch lässt
Spannungskonzentrationen im Übergang zwischen Flügel
sich auch die generelle Anwendbarkeit der ausgewählten
und Druckbehälter. Ebenso kann die hohe Temperaturdif-
Sensorik untersuchen und mittels verschiedener Sensor-
ferenz zwischen Flügel und kryogenem Tank thermische
verteilungen die Detektionsgenauigkeit in Abhängigkeit
Spannungen generieren, welche wiederum zu hohen variiert. Im Anschluss erfolgen eine Anpassung des FE-
Strukturmassen führen [19]. Die Durchführung des Trag- Modells und die nächste äußere Iteration. Nachdem die
flügels unter dem Tank würde diese Problematik auflösen, vom Nutzer vorgegebene maximale Anzahl äußerer Itera-
ist jedoch aus aerodynamischen Gründen oft nicht mög- tionen (NMax) erreicht ist, endet der Prozess. Das BILD 13
lich. Daher sind in diesem Fall alternative Anbindungs- zeigt eine schematische Darstellung des Ablaufs des
konzepte notwendig, wie beispielsweise den Behälter Sizing-Prozesses. Im Anschluss wird die Plausibilität der
umschließende Krafteinleitungsspante, und/oder Anbin- Ergebnisse geprüft.
dungskonzepte, die unbehinderte thermische Dehnung
von Komponenten relativ zueinander erlauben. Bauwei-
sen und Analysemodelle für den Vorentwurf klassischer
Flugzeugkonfigurationen können folglich nicht ohne weite-
res übernommen werden.
Die Entwicklung von Strukturberechnungsmodellen für
Flügel-Rumpf-Anbindungen von RLV soll in diesem AP
die vergleichende Bewertung verschiedener Konfiguratio-
nen und Anbindungskonzepte erlauben. Hauptziel ist es,
die Gesamtmasse von Struktur und Isolierung zu minimie-
ren.
3.7.2. Status und erste Ergebnisse

Zu Beginn stand eine Sammlung und Kategorisierung BILD 13. Ablauf des Sizing-Prozesses
bereits gebauter oder projektierter Konfigurationen und
Anbindungskonzepte im Vordergrund. Luft- oder Raum- 3.8. Thin-Ply CFK für RLV
fahrzeuge in der Größenordnung der hier betrachteten
RLV-Konzepte mit integralen Tanks für kryogene Treib- 3.8.1. Geplante Arbeiten und Ziele
stoffe wurden bisher nicht realisiert. Entweder waren die
Tanks deutlich kleiner und wurden aufwändig in das Fahr-
Der Einsatz von dünneren Laminateinzelschichten in
zeug integriert (z. B. X-15 [20]) oder wurden extern vom
CFK-Strukturen, die Verwendung der sogenannten Thin-
RLV mitgeführt (z. B. Space Shuttle [21]). Die projektier-
Ply-Technologie, verspricht die Steigerung wesentlicher
ten Konzepte weisen oft eine Tiefdeckerkonfiguration auf,
mechanischer Materialkennwerte. So konnte gezeigt
bei der die tragende Struktur des Flügels unter den Tanks
werden, dass Mikrorisse erst bei höheren Dehnungen
hindurchläuft.
auftreten [23], höhere Druckfestigkeiten [24] und Zugfes-
tigkeiten [25] erreicht werden können, und der Schadens-
Aus den kategorisierten Konzepten wurden strukturelle fortschritt reduziert werden kann [26]. Andere Arbeiten
Konfigurationen für die Analysemodelle abgeleitet. Die haben hingegen aber auch aufgezeigt, dass die Kerbemp-
FE-Analysemodelle sind parametrisch aufgebaut und findlichkeit steigt bzw. die Zugfestigkeit einer Probe mit
bestehen aus einer oder mehreren Einheitszellen. Model- Bohrung („open-hole-tension“) aus Thin-Ply-Material ge-
liert werden die Tankstruktur sowie die Flügelstruktur im ringere Werte aufweist als mit herkömmlicher Materialdi-
Anschlussbereich. Der Einfluss der nicht modellierten cke [27].
Struktur wird über die Randbedingungen und die Schnitt-
lasten in den Anschlussbereichen berücksichtigt. Außer-
Ziel dieses AP ist die Bewertung des Struktur-
dem wird der Einfluss von Tankinnendruck, Temperatur-
Masseneinsparpotentials für ein RLV, wenn Thin-Ply-
lasten und Masselasten simuliert. Zur Reduzierung des
Material statt herkömmlichem CFK-Prepreg zum Einsatz
Berechnungsaufwands werden Symmetrien ausgenutzt.
kommt. Die Schwierigkeit besteht jedoch darin, dass die
Optionale Gitterversteifungen der Tankwand werden im
kritischen Auslegungskriterien für einzelne Bauteile eines
FE-Modell „verschmiert“ betrachtet. Folgende strukturelle
RLV auf Voranalyseniveau z. T. nur unzureichend be-
Konfigurationen sind bisher im Modell enthalten:
kannt sind bzw. definiert werden können. Demzufolge
kommen eine Vielzahl von Vergleichsparametern, wie
• Doppler im Anschlussbereich,
etwa Restfestigkeit nach Schlagschädigung, Druckfestig-
• Diskrete Spanten auf der Tankinnenseite oder keit unter Berücksichtigung von Herstellungsfehlern, oder
statische Festigkeit im Anschluss an ein dynamisches
Außenseite,
Lastspektrum in Frage. Zusätzlich müssten für die Bewer-
• Ein seitlich anschließender und ein durchlaufen- tung Austausch- und Reparaturszenarien mit entspre-
der unterer Träger der Flügelstruktur oder zwei chender Eintritts-Wahrscheinlichkeit berücksichtigt wer-
seitlich anschließende Träger. den.
Im Sizing-Prozess werden die FE-Daten und -Lasten an
3.8.2. Status und erste Ergebnisse
ein semi-analytisches Dimensionierungs-Programm (Hy-
perSizer, [22]) übergeben. Der Vorteil gegenüber einem
Zu Bauteilen mit herkömmlichen Prepregdicken liegen
reinen FE-Sizing ist die deutlich kürzere Berechnungszeit
sowohl in der Raum- als auch in der Luftfahrt ausreichend
aufgrund der Verwendung von semi-analytischen Metho-
Erfahrungen vor, so dass sich eine vergleichende Studie
den. Das Tool berechnet innerhalb eines internen iterati-
anbietet. Entsprechende Literaturstudien wurden durchge-
ven Prozesses unter Prüfung verschiedener Festigkeits-
führt, und sechs wesentliche Vergleichskriterien wurden
und Steifigkeitskriterien die leichtest mögliche Struktur.
Hierbei werden Wanddicken und Versteifer-Geometrien
festgelegt welche sich anhand von jeweils wenigen 3.9.2. Status und erste Ergebnisse
Kennwerten beschreiben lassen.
Bisher wurden über Literaturstudien verschiedene Anbin-
Die erste Kategorie bildet der Gewichtsvorteil der durch dungskonzepte identifiziert, sowie darüber hinaus neuarti-
die verringerte Mindestlaminatdicke bzw. die erhöhte ge Konzepte unter Verwendung von keramischen
Designfreiheit erzielt werden kann. Dieser wird anhand und/oder metallischen TPS entworfen. Eine integrierte
von Parameterstudien an repräsentativen Laminatkonfigu- Bewertungsmatrix befindet sich in der Definition, welche
rationen durchgeführt. Als weitere Kategorie werden die die Arbeiten dieses AP’s mit den Arbeiten zu Kryoisolie-
mechanischen Kennwerte des ungeschädigten Lamina- rung und Health Monitoring zusammenführt.
tes, wie Zug- und Druckfestigkeit aber auch der „open-
hole-tension“-Versuch herangezogen. Als zusätzliche
3.10. Raketen-Brennkammern für RLV
Kategorie wird diese um Festigkeiten unter Einfluss un-
vermeidlicher Fertigungsfehler wie z. B. Poren oder Ein-
schlüsse erweitert. Die vierte Kategorie bildet die Restfes- 3.10.1. Geplante Arbeiten und Ziele
tigkeit nach Schlagschädigung. Bei Faserverbunden ist es
ausreichend den kritischeren Drucklastfall zu berücksich- Ziel der Raketen-Brennkammer-bezogenen AKIRA-
tigen. Mit Hilfe der Schadensgröße, der Detektierbarkeit Arbeiten ist die Entwicklung einer Finite-Element-Analyse-
des Schadens und der resultierenden Restfestigkeit las- basierten Lebensdauer-Erhöhungs-Strategie für Raketen-
sen sich so Erkenntnisse über die Schadensempfindlich- Brennkammerwände und deren Anwendungs-Nachweis.
keit als auch über die Schadenstoleranz des Materialsys- Da zuverlässige Optimierungs-Resultate lediglich bei
tems ableiten. Die Reparierbarkeit von Thin-Ply- Verwendung eines validierten Finite-Element-Analyse-
Laminaten im Vergleich zu Laminaten mit herkömmlicher Verfahrens zu erwarten sind, wurden für das AKIRA-
Lagendicke, die fünfte Kategorie, lässt sich zu diesem Projekt folgende Arbeiten geplant:
frühen Entwicklungszeitpunkt zunächst nur stichprobenar-
tig bewerten. Als sechste Kategorie wurde der Ferti- • Design, Hardware-Fertigung, Test und Auswer-
gungsaufwand ausgewählt. Dabei ist zu ermitteln, ob der tung eines Brennkammerwand-bezogenen Expe-
Fertigungsaufwand mit der Lagenanzahl linear ansteigt riments, mit dessen Hilfe Validierungs-
oder mit dem dünneren Material inhärent Verfahrensgren- Messwerte höchster Güte erzeugt werden kön-
zen verknüpft sind, die den Unterschied unerwartet an- nen,
steigen lassen. Hier werden die mit Hilfe von automati-
• Nutzung der o. g. Messwerte zur Validierung ei-
schen Tape-Legeanlagen erreichbarer Raten bei ebenen
nes aktuellen Schädigungsparameter-basierten
und gekrümmten Bauteilbereichen als Kennwerte ver-
Finite-Element-Verfahrens zur Strukturanalyse
wendet.
der zyklischen Belastung von Brennkammerwän-
den,
3.9. Integration von Thermalschutz, Kryoisolie-
rung und Struktur • Anwendungs-Nachweis der o. g. Brennkammer-
Wand-Optimierungs-Strategie für eine vorgege-
bene Brennkammer-Referenz-Konfiguration.
3.9.1. Geplante Arbeiten und Ziele
3.10.2. Status und erste Ergebnisse
Ein weiterer Teilaspekt des Projekts ist die Integration von
Hochtemperatur-TPS, Primärstruktur und Tankisolierung.
Als erste Brennkammerwand-bezogene AKIRA-Aktivität
Insbesondere für RLV mit Integraltank-Konfiguration und
wurde das Design einer für aktiv-Kühlung vorgesehenen
extern aufgebrachter Kryoisolierung ist dies keine triviale
Validierungs-Hardware mit den in TAB 2 aufgelisteten
Aufgabe. Aufgrund der starken wechselseitigen Beein-
Geometrieparametern erstellt, die in den wesentlichen
flussung dieser Komponenten und der hohen Tempera-
Parametern mit einem Raketen-Brennkammer-Referenz-
turgradienten ist eine integrierte Betrachtung notwendig.
Design übereinstimmt [28].
Die Optimierung der Verbindungskonzepte zwischen den
drei Komponenten ist von hoher Bedeutung, da sie einen
Anschließend wurde die DLR-externe Fertigung der in
signifikanten Anteil der Gesamtmasse darstellen können.
BILD 14 gezeigten Validierungs-Hardware beauftragt.
Im Rahmen dieses AP werden verschiedene Konzepte AKIRA-Validierungs-Hardware Wert
zur Anbindung von TPS, Struktur und Kryoisolierung un- Geometrie-Parameter
tersucht, bewertet, und die Ergebnisse (insbesondere
Kühlkanalbreite 1,3 mm
Massen bzw. Flächengewichte) an die Referenzkonfigura-
Kühlkanalhöhe 9,0 mm
tionen zurückgegeben. Dies geschieht in enger Abstim-
Winkel zwischen benachbarten Kühlkanä- 1,0°
mung mit den Arbeiten zu Kryoisolierung (Abschnitt 3.5)
len
und Health Monitoring (Abschnitt 3.6). Weiterhin werden
Gesamtanzahl der Kühlkanäle 7
ausgewählte Konzepte für Laborversuche als Hardware
Dicke der thermisch belasteten Wand 1,0 mm
realisiert, um sie unter relevanten Lastbedingungen zu
Krümmungsradius der thermisch belaste- 130 mm
testen und die tatsächliche Performance zu messen. Auf
ten Wand
diese Weise werden die Ergebnisse der konzeptionellen
TAB 2. Geometrie-Parameter der AKIRA-Validierungs-
Arbeiten überprüft. Ein repräsentatives Konzept soll
Hardware
schließlich auf dem in AP 4000 (Abschnitt 3.5) zu definie-
renden Demonstrator installiert und mit diesem integriert
thermisch getestet werden.