Wiedereintrittsmissionen - IRS

Transcription

Raumfahrt aus
Leidenschaft
21. November 2006
Dr.-Ing. M. H. Gräßlin
Wiedereintrittsmissionen
–
das Projekt CERMIT am IRS
• Probleme beim Wiedereintritt
Institut für
Raumfahrtsysteme
Universität Stuttgart
Missions- & Systemanalyse
• Wiedereintrittsmissionen
• Forschung am IRS
• Das Projekt CERMIT
Eintritt/Rückkehr – eine Schlüsseltechnologie
für den Raumtransport
!
ISS und LEO
– Rücktransport von Menschen und Experimenten zur Erde
– Reperaturmissionen (bemannt) z.B. Shuttle "Hubble Space Telescope
!
Interplanetare Erforschung
– Untersuchung anderer Himmelskörper vor Ort (Galileo " Jupiter ;
Huygens" Saturnmond Titan; Mars Pathfinder, MER, Beagle, Viking, … "
Mars)
– Rückführung von interplanetaren Materialproben (Kometenschweif, Staub)
zur Untersuchung auf der Erde (Stardust, Genesis, Hayabusa, …)
– Rückführung der Mondastronauten im Apollo-Programm
!
moderne Trägersysteme mit wiederverwendbaren Stufen
– geflügelte hyperschallschnelle Erststufen (Ma 7 oder Ma 15)
– wiederverwendbare Oberstufen (z.B. Shuttle Orbiter)
1
Wiedereintrittsmissionen – Raumfahrt aus Leidenschaft - 21. November 2006
Huygens: Landung auf Titan 2005
Rückkehr vom Mond
Shuttle Orbiter im Landeanflug
2
Technische Problemstellung beim
Wiedereintritt eines Raumfahrzeuges
!
!
!
!
!
3
Abbremsung durch aerodynamische Kräfte
Thermische Aufheizung des Fahrzeuges (Thermallast,
Thermalschutzsystem)
Flug in verschiedenen Strömungs- und Geschwindigkeitsbereichen
(Hyperschall, Überschall, Unterschall: Flugstabilität, Steuerbarkeit)
Gleitflug über große Strecke (gezielter Anflug des Landepunktes aus
10000km Entfernung; Flugplanung, Navigation und Lenkung)
Ausfall des Funkkontakts zum Fahrzeug (“Black-Out”)
Problemstellungen des Rückkehrfluges
!
Raumfahrzeug mit mindestens “Orbitaler Geschwindigkeit”
– sog. 1. Kosmische Geschwindigkeit: 7,9km/s oder 28400km/h
– kein Treibstoffvorrat zur Abbremsung um 7,9km/s
– Ausnutzung der Erdatmosphäre " Abbremsung durch Luftwiderstand
!
Folge: extreme thermische Aufheizung
Energiebilanz:
Kinetische Energie:
Ekin =
1 2
mv
2
Shuttle Orbiter : v = 7600m / s
m = 100 to.
⇒ Ekin = 2,89 ⋅1012 J
oder ekin = 28,9MJ / kg
Verdampfungswärmen: (0°C " Schmelze " Gasphase)
4
Metall(Titan) :
ca. 9
MJ/kg (1670°C/3287°C)
Grafit:
ca. 66,7 MJ/kg (4300°C)
Wasser:
ca. 2,7 MJ/kg (100°C)
Kinetische Energie
PKW
2150 kg | 250 km/h
5,2 MJ
= 2 Liter H2O
LKW
40 to. | 80 km/h
Airbus A380
Shuttle Orbiter
400 to. | 800 km/h 100 to. | 27360 km/h
9,2 MJ
= 3,75 Liter H2O
9.876 MJ
= 3800 Liter H2O
1 Schwimmbad (mit
50m Bahn)
2 Maß
5 Sprudelflaschen
1,2 mT TNT
5
2.888.000 MJ
=
1.110.000 Liter H2O
2,2mT TNT
422 Sprudelkisten
2,36 T TNT
oder 123.000
Sprudelkisten
0,69 kT TNT
… wenn die kineitsiche Energie unkontrolliert
in Wärme umgewandelt wird …
6
STS Absturz 1.2.2003
7
STS Absturz 1.2.2003
40% der Struktur wiedergefunden
8
Gezielter Absturz
der Raumstation
MIR (März 2001)
9
Ursachen der Aufheizung
!
Eintrittschgeschwindigkeit:
– vielfache Schallgeschwindigkeit ~ Ma 20
– Hyperschall
!
heftiger Verdichtungsstoß (bekannt als „Überschallknall“)
– Aufstauen (Verdichten) der Luft vor dem Fahrzeug
– Verdichtung der Luft auf den 4,7 millionenfachen Druck
– Verdichtung = Erwärmung # Temperatur im Stoß 20000K
κ
κ −1
κ
p0  T0 
 κ −1
 κ −1
=   = 1 +
⋅ Ma 2 
Druck :
2
p T 


p0
= 4782969
Ma = 20; κ = 1, 4
p
T0
κ −1
= 1+
⋅ Ma 2
Temperatur :
2
T
T0
= 81
Ma = 20; κ = 1, 4
# Hitzemauer
T
10
?
Fahrzeugaufheizung
durch Verdichtungsstoss vor dem Fahrzeug
20000 K
Überschall bzw. Hyperschallströmung
• Verdichtungsstoss vor dem Fahrzeug (abgehobener Stoss)
• Stosstemperatur T0 > 10000 K
• “Abkühlung” durch physikalisch/chemische Effekte (Dissoziation,
Ionisation) in der Strömung, sowie in der Strömungsgrenzschicht
" Oberflächentemperatur ca. 1500K bis über 2000K
11
Warum es keine Hitzemauer gibt
Nicht nur das Fahrzeug erwärmt sich, sonder Energie geht auch in die
umgebende Luft (Erwärmung, Dissoziation), durch die das Fahrzeug sich
bewegt und es wird Energie in Form von Strahlung (und bei ablativen
Materialen für die Phasenumwandlung fest-flüssig-gasförmig) abgegeben
ng
u
eiz ug
h
f
e
Au hr z %
F a - 50
10
Str
ahl
ung
$
Aufheizung der
umgebenden Luft
abhängig von Geometrie,
Oberflächenmaterial und
Strömungsbedingungen
!
Auf Grund der hohen Oberflächentemperatur wird Wärmeenergie über
Strahlung abgegeben
Stefan − Boltzmann : Q! = εσ T 4 − T 4
(
12
0
)
Einfluss der Fahrzeuggeometrie
Stoßabstand bei
stumpfen Körperformen
größer
# geringere
Oberflächenbelastung
# großer Nasenradius
13
Wärmebelastung beim Eintritt
Fahrzeug
Wärmefluss
und -dauer
Shuttle Orbiter
Apollo Rückkehr (Mond)
Sojuz Kapsel (ISS)
Stardust (interpl., ball.)
Vergleichsgröße Herdplatte
0,5 MW/m²
3 MW/m²
1,5 MW/m²
12 MW/m²
0,08 MW/m²
Oberflächentemperatur
(15 min.)
( 1 min.)
(20 s)
(60 s)
"
"
"
"
1600 K
2500 K
2200 K
3500 K
besonders kritische (heiße) Stellen:
!
!
!
!
!
Fahrzeugnase (Ausbildung möglichst stumpf!)
stumpf!)
Flü
Flügelvorderkanten (auch Seitenleitwerk)
Seitenleitwerk)
Fahrzeugunterseite
unstetige Oberflä
Oberflächen (Steuerklappen)
Steuerklappen)
Messsonden oder Antennen in der Strö
Strömung
nicht möglich
X-38
14
Beispiel X-38
©Fertig/Infed,
Fertig/Infed, IRS
15
Kühlungsmechanismen
!
!
aktive Kühlung – nicht anwendbar
Kapazitivkühlung
– Wärmesenke, hohe Masse
– nur bei geringen Lasten anwendbar
!
Ablationskühlung (Ablator)
– Oberflächenmaterial verdampft (Massenverlust)
– Kühlung durch verbrauchte latente Wärme (Phasenübergänge),
gleichzeitig Isolation
– eignet sich für sehr hohe Wärmelasten (~Materialdicke)
!
Strahlungskühlung
–
–
–
–
16
Energieabstrahlung gemäß Stefan-Boltzmann Gesetz Q! = εσ (T 4 − T04 )
sehr heiße Oberfläche (begrenzt)
Hochtemperaturmaterial: Kohlenstoff/Silizium-Keramik
wieder verwendbar, teuer, schwerer und kompliziert (störanfällig)
Simulation der Wärmelasten im
Plasmawindkanal am IRS
Grundlagenuntersuchungen
• Reaktionsmechanismen
• Oberflächenreaktionen (Si, C, mit O, N)
• Ionisation, Dissoziation und Rekombination
Nachbildung der chemischen und thermischen
Verhältnisse an der Fahrzeugoberfläche
• Materialtests (Charakterisierung)
• Materialqualifizierung
Sensorentwicklung (optisch) zur Durchführung
von Messungen in einem Plasma und zur
Oberflächentemperaturbestimmung
17
Technische Problemstellung beim
Wiedereintritt eines Raumfahrzeuges
!
Abbremsung durch aerodynamische Kräfte
!
Thermische Aufheizung des Fahrzeuges (Thermallast,
Thermalschutzsystem)
!
!
!
18
Flug in verschiedenen Strömungs- und
Geschwindigkeitsbereichen (Hyperschall, Überschall,
Unterschall: Flugstabilität, Steuerbarkeit)
Gleitflug über große Strecke (gezielter Anflug des
Landepunktes aus 10000km Entfernung; Flugplanung,
Navigation und Lenkung)
Ausfall des Funkkontakts zum Fahrzeug (“Black-Out”)
19
atmo
s phä
risch
ver
er F
lug
Bremsmanö
Krei
sb
ahn
Flugbahn bis zum Atmosphärenrand
0
Abs
tie
gsba
hn
γE
E
Eintrittspunkt
h=120km
20
Zwei unterschiedliche Missionstypen
(abhängig vom Fahrzeug)
!
ballistischer Flug
–
–
–
–
!
nur aerod. Widerstand
kein Auftrieb " keine Steuermöglichkeit
hohe Fluglasten, geringe Landegenauigkeit, Fallschirmlandung
vergleichsweise einfaches System
auftriebsgestützter Flug (semi-ballistisch & Raumgleiter)
–
–
–
–
aerod. Auftriebs- und Widerstandkräfte " Steuermöglichkeit
geringere Fluglasten (bemannte Missionen), Ziellandung möglich
komplexes System
zusätzliche Probleme:
•
•
•
21
Flugstabilität
Steuerung, Navigation und Fluglageregelung (engl. GNC Guidance
Naviagtion Control)
zusätzliche Systemmassen für eventuelle Flügel+Thermalschutz,
Steuerklappen und deren Antrieb, Fahrwerk/Landesystem
Flugführung für verschiedene Missionsphasen
400 km
Deorbitmanöver: vkr-∆v
atm. Eintritt (ve, γe)
75 km
55 km
Hyperschallflugbereich Ma = 28 " 2
Sinkflug ohne
Geschwindigkeitsverzögerung
25 km
30-45 min.
22
5 min.
zunehmende Geschwindigkeitsverzögerung, Zunahme der
thermischer Last, geringe
Sinkgeschwindigkeit
15 min.
Zielanflug und Landung
Geschwindigkeitsabbau
und steilerer Sinkflug
5-10 min.
2-10 min.
Beispiele für Fahrzeuge (1961-heute)
!
ballistisch
IRDT
!
Mercury
!
Gemini
Vostok
Apollo
Stardust
Sojuz
geflügelt (Raumgleiter)
Shuttle Orbiter
Buran
X-38
23
Mirka
semi-ballistisch
Orbitalflug nicht realisiert
X-38
Buran
Shuttle
Auftriebskörper – Auftrieb ohne Flügel
24
X-38 Wiedereintrittstrajektorie
Russland
Europa
h= 120km
v= 7,6km/s
Asien
75km
7,6km/s
Flugstrecke horizontal:
ca. 12000 km
AFRIKA
Flugstrecke vertikal (Sinken):
ca. 120 km
Gesamtflugdauer:
ca . 30 min.
25
x= 0 km
t= 0 min
2000 km
5 min
55km
3,5km/s
Australien
9000 km
20 min
Wiedereintrittsflug ist eine großräumige
Flugbewegung
26
Beispiele für Fahrzeuge (nahe Zukunft)
!
semi-ballistisch
KLIPPER
• Auftriebskörper "
• % geflügelt
CEV (Crew Exploration Vehicle)
• Kapsel ähnlich Apollo
Apollo
27
STATUS
& Wiedereintrittsmissionen sind Bestandteil moderner
Raumtransportszenarien und Kostentreiber (12% Missionsplanung)
& Eintrittstechnologie ist Schlüsseltechnologie für zukünfitge
Raumtransportsysteme
& Erfahrung in Europa ist gering
& bisherige Systeme sind teuer (Shuttle Orbiter) oder nicht
wiederverwendbar (Sojuz)
& Thermalschutzsystem ist schwer und wartungsintensiv (hohes
Sicherheitsrisiko, Kostenfaktor)
& Vorgänge beim Wiedereintritt noch nicht komplett verstanden
(chemische Wechselwirkung, Strömungsphänomene im
Hyperschall), d.h. Überdimensionierung der Systeme
# Forschungsbedarf in Theorie (Grundlagen) und
Praxis = Flugversuch dringend erforderlich
# u.a. Forschung am IRS …
28
Aktuelle Forschungsprojekte
(Europa)
!
ESA:
EXPERT Programm
–
–
–
–
!
DLR:
SHEFEX Programm
–
–
–
–
#
29
ballistische Fahrzeuge, passiv
Grundlegende Strömungsphänomene
Wandwechselwirkungen / Materialien
Flüge ab 2010 geplant
nicht orbital (niedrige Eintrittsgeschwindigkeit)
ballistisches Fahrzeug (SHEFEX 1, 2005)
semi-ballistisches Fahrzeug (SHEFEX 2, 200x)
facettierter Flugkörper, Materialtest und
Strömungsdiagnostik (Messsensoren)
kein Projekt für ein steuerbares Fahrzeug mit
orbitaler Eintrittsgeschwindigkeit zum Test von
Flugführungsalgorithmen und Steuerklappen
SHEFEX 1
Das Projekt CERMIT
Controlled Earth Reentry Mission to Improve Technology
!
!
!
Controlled " ein steuerbares Fahrzeug, d.h.
aerodynamische Auftriebseigenschaften
Improve Technology " Ziel ist es Technologien zu
testen und zu verifizieren
ausreichende Instrumentierung zum Sammeln von Flugdaten
# kein Demonstrator für ein zukünftiges Fahrzeug, sondern ein
Technologieträger ohne Randbedingungen bzgl. zukünftiger
Projekte
30
Das Projekt CERMIT
Forschungsaktivitäten am IRS
• Entwurf von Eintrittsfahrzeugen
• Aerodynamik (Zusammenarbeit DLR)
• Aerothermodynamik (URANUS Code)
• Plasmatechnologie und Thermalschutzsysteme
• Plasmawindkanaltests (Materialuntersuchung und
chemische Strömungsphänomene)
• Materialien und Beschichtungen (Zusammenarbeit DLR)
• Messtechnik für heiße Strömungen (Bordsensorik,
PYREX, PHLUX, …)
• Flugbahnentwurf (Trajektorie) und autonome
Flugführungsalgorithmen (Simulationstechnik, Bordrechner)
• Bodenstation zur Durchführung der Mission
31
Interdisziplinäre Problemstellungen
Flugstabilität
Bahn-& Flugmechanik
Missionsplanung
Flugführung
Lenkung
Lageregelung
Strukturmechanik
Navigation
Aerodynamik
Aero-Thermodynamik
32
hitzebeständige Materialien
„Thermalschutzsystem“
Anforderungskatalog
!
so klein wie möglich
– Startkosten bzw. Mitfluggelegenheit
– Systemkosten und Steuerkräfte
!
so groß wie nötig
– Nasenradius groß, geringe Thermallast
– genügend Auftrieb, geringe Fluglasten # A/W > 0,5
– Platz für Bordsysteme und Messinstrumente
!
so einfach und sicher wie möglich
– Kosten und Sicherheit
– Erfolgswahrscheinlichkeit
33
Der Fahrzeugentwurf:
Welches Fahrzeug für welche Mission?
34
Eigenschaften typischer Konfigurationen von
Wiedereintrittsfahrzeugen: vol. Effizienz
35
Wie könnte CERMIT aussehen ?
Wie viele
Steuerklappen sind
notwendig?
Benötigen wir
Stabilisierungsflächen?
Wie spitz darf mein
Fahrzeug werden?
36
37
Fluglasten
und
Flugbahn
Aerodynamische Eigenschaften (Trimbarkeit)
GEOMETRIE
Aerodyn. Entwurfsprozess
Missionsszenario
!
Start: Mitfluggelegenheit
– Zielorbit ist eine Rückkehrbahn (Orbit mit Perigäum innerhalb der Atmosphäre)
!
keine Orbittransfermanöver durch CERMIT (Orbit – 120km)
– kein Antriebssystem erforderlich
– Betriebsdauer im Bereich von Stunden (nach Aussetzen erfolgt der Eintrittsflug
innerhalb eines halben Erdumlaufs) " Stromversorgung über Primärzellen (Batterien)
möglich
– Eintrittszustand durch Oberstufe der Rakete definiert, keine Sicherheitsvorschriften
für CERMIT-Manöver
– Eintrittspunkt so, dass Niedergang in unkritischer Region (Meere, Wüste oder
Steppe)
!
gesteuerter atmopshärischer Flug (120 km – 10km)
–
–
–
–
–
!
Landung (10 – 0km)
–
–
–
38
Einsatz von Steuerklappen (am Heck) und Lageregelungstriebwerke
möglichst niedrige Wärmelasten
Anflug eines festgelegten Zielgebietes
Flugdauer ca. 20 Minuten, Wegstrecke ca. 9000 km
Datensammlung, kein Funkkontakt während dem “Blackout”
Transschall (Über- nach Unterschall)
am Fallschirm über Land oder Wasser
alternative Möglichkeiten: harter Aufschlag / Wasserung
Flugexperimente
!
Flugführungssoftware
– autonome Lenkung
– genaue Navigation
– stabile Fluglage
!
Bordrechner
– moderne, schnelle Rechnerarchitektur (z.B. FPGA)
!
!
aerodynamisches Konzept
Flugdaten für
– Validierung von CFD und anderer Software Werkzeuge
– Modellverbesserung Hyperschallphänomene
!
Messsensorpakete
–
–
–
–
–
!
39
Turbulenzumschlag
Thermallasten
Klappenlasten
Plasmazusammensetzung
Beschleunigungslasten
Videoaufnahmen aus dem Fahrzeug heraus
Experimente (vorgesehen)
!
Der Flug
!
PYREX
– pyrometrische Messung der Thermalschutzsystemtemperatur
" Rückschlüsse auf Plasma vor dem Fahrzeug
– im Nasenbereich
– entlang der Fahrzeugunterseite zur Bestimmung des
Strömungsumschlagpunktes (wandert im Flugverlauf)
– auf Steuerklappe
!
Optische Kamera
– Beobachtung aus dem Heckbereich des Fahrzeuges:
“geschützte” Position (Beobachtung der Steuerklappen,
Plasmaströmung hinter dem Fahrzeug)
– nach der “heißen” Flugphase: in Flugrichtung
!
40
u.v.a.m.
Erstes Strukturkonzept
Struktur:
• tragende Struktur – Stringer/Spanten
(Al)
• Thermalschutz (Keramik: C/SiC)
Subsysteme:
• Steuerklappen
• Steuerklappenantrieb
• Lageregelungstriebwerke (Kaltgas,
Schub 1N,)min 6 Stck.)
• Treibstofftank + Leitungssystem
• Bordrechner
• Batterie
• Inertialplatform
• Messsensoren
• Fallschirmsystem
• Antennen (TM(/TC))
• Experimente
41
Zusammenfassung
# Forschungsbedarf in Theorie (Grundlagen) und
Praxis (Flugversuch) dringend erforderlich
# Wiedereintrittsprojekt CERMIT:
#gesteuerter
Eintrittskörper mit ausreichend
Messtechnik " wichtig sind reale Flugdaten zur
Validierung von Software und Modellen
#Flugversuch um Erfahrung zu sammeln
#Plattform zur Erprobung neuer Ansätze für GNC,
Bordrechner, Struktur, Thermalschutz, …
42
CERMIT
Controlled Earth Reentry Mission to Improve Technology
43

Wiedereintrittsmissionen - IRS

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