Aufgrund ihrer Fähigkeit, sich an wechselnde Umgebungsdrücke anzupassen, ist die Aerospikedüse eines von mehreren Düsenkonzepten, welches die Effizienz von weitgehend technologisch ausgereiften chemischen Raumfahrtantrieben weiter steigern kann. Darüber hinaus kann die Höhenadaptivität der Düsenart eine wichtige Voraussetzung für Landungsszenarien oder Probenrückführungsmissionen auf Planeten und Monden mit dichter Atmosphäre sein. Um den technologischen Reifegrad der Aerospikedüse zu erhöhen, wurde im Rahmen dieser Arbeit ein additiv gefertigtes Aerospikedemonstratortriebwerk entwickelt und getestet. Als Treibstoffe kommen Kerosin und der als nachhaltig klassifizierte Treibstoff Wasserstoffperoxid zum Einsatz. Beide lagerfähigen Treibstoffe erlauben prinzipiell den Einsatz in Missionsszenarien außerhalb der Erdatmosphäre.
In diesem Zusammenhang wird die Auslegung des Demonstrators vorgestellt. Das Triebwerk ist für einen Schub von 6 kN bei einem Brennkammerdruck von 2,0 MPa ausgelegt und wird aus der Nickelbasis-Superlegierung Inconel® 718 im selektiven Laserschmelzverfahren (LPBF) hergestellt. Es wird ein gestuftes Konzept verwendet, bei dem Wasserstoffperoxid durch einen Katalysator zersetzt und die Verbrennung durch Selbstzündung von Kerosin eingeleitet wird. Die Konfiguration der Zersetzungskammer wird als austauschbare Unterbaugruppe konzipiert und besteht aus einem Parallelinjektor, einem Gehäuse und einer Verteilerplatte. Somit können mehrere Katalysatorzusammensetzungen während der experimentellen Validierung getestet werden. Der Kerosininjektor nutzt das Konzept der transversalen Injektion, bei dem der Treibstoff orthogonal zum zersetzten Wasserstoffperoxid eingespritzt wird. Die beiden Hauptkomponenten des Triebwerks, der Zentralkörper Spike und die Brennkammeraußenwand Shroud, werden additiv gefertigt und enthalten Kühlkanäle für ein Wasserkühlsystem.
Die Arbeit erläutert neben der Konstruktion Herausforderungen und Lösungsansätze, welche während der Fertigung des Demonstrators aufgetreten sind. Hierbei ist vor allem die konsequente Optimierung des belichteten Querschnitts zu nennen. Abschließend werden die Resultate der experimentellen Demonstratorvalidierung zusammengefasst. Zuerst wurde dazu das Triebwerk nur in Hinblick auf Druckverlust und Dichtigkeit der Kühlung validiert. Anschließend fand eine Heißgastestkampagne im Einstoffbetrieb statt, bei dem der Demonstrator über 2,7 s seine Funktionstüchtigkeit nachweisen konnte. Da signifikante Leckagen festgestellt wurden, musste die Testkampagne anschließend abgebrochen werden, um Reparaturversuche zu unternehmen.
| Identifer | oai:union.ndltd.org:DRESDEN/oai:qucosa:de:qucosa:90532 |
| Date | 26 March 2024 |
| Creators | Dorau, Tim |
| Contributors | Tajmar, Martin, Apel, Uwe, Technische Universität Dresden |
| Source Sets | Hochschulschriftenserver (HSSS) der SLUB Dresden |
| Language | German |
| Detected Language | German |
| Type | info:eu-repo/semantics/publishedVersion, doc-type:doctoralThesis, info:eu-repo/semantics/doctoralThesis, doc-type:Text |
| Rights | info:eu-repo/semantics/openAccess |
| Relation | info:eu-repo/grantAgreement/European Space Agency/General Support Technology Program (GSTP)/4000130551/20/NL/MG//Aerospike Breadboard Rocket Engine/ASPIRER |
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