htg und arbeitschwerpunkte in der raumfahrttechnologie
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2. Raumfahrttechnologietage , 2003DLR, Köln –Porz 4.- 5. November 2003
HTG – Hyperschall Technologie Göttingen Max-Planck-Str. 19 , 37191 Katlenburg-Lindau, Germany
HTG und Arbeitschwerpunkte in der RaumfahrttechnologieG. Koppenwallner HTG
2. Raumfahrttechnologietage, 2003DLR Köln Porz
Inhalt
Experimentelle Arbeitschwerpunkte• Industrielle Verfahrenstechnik• Windkanäle • Instrumentierung für WiedereintrittskörperNumerische Methoden für Orbital- und Wiedereintrittstechnologie• RAMSES• ANGARA • SCARAB
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HTG allgemeine Information
• Firmenform: Personengesellschaft• Gewerbliche Aufgabe werden von HST GmbH wahrgenommen• Anzahl der Mitarbeiter: 7
• Erfahrungshintergrund.• Experimentelle und theoretische Aero-Thermodynamik
• Wichtigste Kunden.• DLR, ESA mit ESOC, ESTEC, ESA-Paris; CNES, ASI
Astrium, Friedrichshafen, OHB• Verfahrenstechnische Industrie
Meß- ,Verpackung-, Spinn- Automoblitechnik
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Aerodynamik für die VerfahrenstechnikÜberschallströmung aus Mach 3 Texturierdüse
•In der Überschalldüse wird der Faserstrang zunächst beschleunigt.
•Nach Düsenaustritt erfolgt in den Verdichungstössen durch Abbremsung in Texturierung
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Windkanäle
• Windkanäle sind für Ausbildung, Forschung und Entwicklung - trotz der Fortschritte in der Numerik- noch immer ein unentbehrliches Hilfsmittel.
• HTG hat speziell für die Hochschulbedürfnisse einen Mach 9 WindkanalTYP HHK Luwiegrohr) im Programm.Bisher installierte Anlagen: HTG ; ZARM; TU Dresden; TU Delft
• LeistungsdatenMach 9Ruhedruck 10 – 100 barMeßstreckendurchmesser 25 cm Meßzeit 100 ms, Schußfrequenz bis 20/StundeBetriebsgase: Luft, CO2, CF4Integrale Anlage mit 15 kW Installationsleistung
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Der HHK eine integrierte Anlage mit gestaffelten Speicherrohr
Installierte Anlagen: HTG, Uni Bremen, TU Dresden; TU Delft
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Instrumentierung für WiedereintrittskörperAbgeschlossene Projekte und laufende Arbeiten
• BREMSAT Frei molekulares Luftdaten System (H > 100 km)1994
• EXPRESS RAFLEX 1 Luftdatensystem mit Druck- und Wärmeflußsensoren1995 für gesamten Wiedereintritt
Wieder gefunden 1 Jahr nach dem W-E in Ghana
• MIRKA RAFLEX 2 Luftdatensystem mit kombinierten Druck- und 1997 Wärmeflußsensoren
Erfolgreicher Flug• IRDT Instrumentierung mit verkleinertem RAFLEX 3 für Druck, Wärmefluß
2001 IRDT Start nicht erfolgreich
• 2003 Miniaturisierung von RAFLEX im Rahmen LET SME der ESA;• EXPERT Planung von Mini - RAFLEX und von Slip Flow Sensoren für EXPERT
Derzeit überwiegend HTG finanziert;
• Innerhalb des DLR abgestimmte deutsche Beteiligung notwendig.
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MIRKA flight data during re-entryPressure measurement during re-entry
-50
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
500
1150 1200 1250 1300 1350 1400 1450 1500time [s]
pro
be
pre
ssu
re [
mb
ar]
PR2
PR6
PR8
PR5
PR4
PR3
PR1
PR1, PR2 - SDSPR3, PR4 - KFA1PR5, PR6 - KFA2PR7, PR8 - KFA3 max. pressure
max. decelaration b
parachute-deployment 4
5
6
7
8
9
10
-6 -5 -4 -3 -2 -1 0slip angle [°]
ang
le o
f at
tack
[°]
t = 1310 - 1316s
ìî
Angle of attack versus. slip angle,t = 1310-1316s
Pressure records with 4 RAFLEX probes
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Instrumentierung für WiedereintrittskörperIRDT- Kapsel mit RAFLEX 3
1:10 Modell im HHK zur Bestimmung der Sondenfunktion
IRDT Kapsel mit eingefaltetenSchirm
RAFLEX 3 Kombinierte Druck-Wärmeflußsondemax. Bel. 1200 kW/m^2
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Numerische Methoden für Orbital- und Wiedereintrittstechnologie
Folgende Programmsysteme wurden mit Unterstützung durch ESA entwickelt
• RAMSES Rarefied Aerodynamic Modelling System for Earth Satellites.
• ANGARA Analysis of Non Gravitational Accelerations due to Radiation and Aerodynamics
• SCARAB Space Craft Atmospheric Re-entry and Aero-thermal Break upSCARAB ist das innerhalb der ESA akzeptierte Analysesystem zum Nachweis des Bodenrisikos von abstürzenden Satelliten und Raumfahrzeugen.
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RAMSES, Rarefied Aerodynamic Modelling System for Earth Satellites
RAMSES, Rarefied Aerodynamic Modelling System for Earth SatellitesIntegrated software system for design analysis with
• Geometric and physical modelling of SC
• Analysis modules Integral method with shadow analysis ( Free Mol. Flow)Test Particle Monte Carlo method ( Free Mol. Flow)Rarefied local bridging method (Free Mol. transitional, continuum flow)
• Detailed treatment of gas surface interactionMaxwell-, Schaaf Chambre-, Nocilla model
• Post processing modules ( Modules result and approximations)
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ANGARA, (Analysis of Non-Gravitational Accelerations due to Radiation and Aerodynamics)
• ANGARA determines non-gravitational forces and moments for orbiting satellites in real atmospheric and radiation environment.
• Geometric modeling aerodynamic analysis is based on RAMSES. • Interactive definition of SC geometry with gas kinetic and optical surface properties
• ANGARA uses a 2-Phase approach.• Phase 1: The SC is defined. For a matrix of reference conditions normalized
aerodynamic and radiation pressure forces are calculated and stored.
• Phase 2 :Results are denormalized according to the actual atmosphere and radiation environment encountered at particular orbit position and SC orientation.
• Aerodynamic and radiation forces/moments acting on the SC along the orbit are determined. With orbit generator and steering modes for SC orientation.
• Radiation environment: • Direct solar radiation flux as function of season with earth full and semi shadow.
Earth Albedo re-radiation • Earth infrared radiation as function of geographic position and time, based on IR
maps and ERBE data.
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SCARAB (Space Craft Atmospheric Re-entry Aerothermal
Break Up)
• Multidisziplinäres Programmsystem zur Analyse der Zerstörung vonSatelliten beim Absturz in die Erdatmosphäre mit Verfolgung der Bruchstücke bis zum Verglühen bzw. Einschlag am Boden.
• Bestimmung des Einschlagbereich und des resultierenden Schadensrisikos.
• SCARAB wurde von HTG seit 1996 im Rahmen von ESOC Aufträgen mit Einbeziehung von Russischen Partner entwickelt und verbessert.
• SCARAB ist neben dem ORSAT Verfahren der NASA das akzepierteAnalyseprogramm für das Bodenrisiko durch abstürzende Satelliten.
• Vergleichsrechnungen zwischen dem NASA ORSAT und dem europäischen SCARAB dienten zur Überprüfung der Ergebnisse und Modellierungsansätze.
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Die Fähigkeiten von SCARAB
1. Modellierung des Fahrzeuges in Bezug auf die folgenden EigenschaftenGeometrie; Materialien Masse und TrägheitsmomenteFestigkeit; Thermische Eigenschaften der Bauteile.
2. Berechnungsmodule für die aero-thermodynamischen Fluglasten:Aerodynamische Kräfte, Momente, Druck- Wärmeübergangsverteilung
3. Berechnungsmodule für Fahrzeugverhalten unter den äußeren Einwirkungen.Flugdynamik mit 6 Freiheitsgraden und Flugbahn.Strukturbelastung unter den einwirkenden Kräften.Thermische Erwärmung infolge der äußeren Wärmebelastung.
4. Zerstörungsanalyse infolge Schmelzens oder mechanischen Bruch.Schmelzen wird auf Panelebene verfolgt-Änderung von Form- und Masse wird in der Aero- und Flugdynamik berücksichtigt . Freigabe von inneren BauteilenFragmentierung infolge Durchschmelzen und BruchVollständige Zerstörung von Fragmente durch Zerschmelzen
5. Verfolgung der Bruchstücke bis zum Boden und Ermittlung des Bodenrisikos.
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SCARAB Anwendungen
• Offizielle Vergleichsrechnungen innerhalb IADC zwischen dem NASA Code ORSAT und dem ESA/HTG Code SCARAB.
• ‘ATV- Re-entry Destruction Analysis’ für ESTEC/ESA
• ROSAT; Zerstörungsanalyse des Zerodurspiegels und des kompletten ROSAT Materialtests im LBK !!!)
• Ariane 5 Kryogene Hauptstufe und Oberstufe mit VEB/ EPS für ESA
• ,Beppo SAX Re-entry Analysis‘ für ASI, Italien
• TERRASAR Absturzanalyse für Astrium Friedrichshafen
• SCARAB-ORSAT Vergleichsrechnungen Rahmen eines MoU zwischen DLR und NASA.
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Anwendungsbeispiel BEPPO- SAX
• Italian X-ray astronomy satellite of about 1400 kg
• Launched April 30, 1996 in a circular 600 km orbit with 3.9° inclination
• Re-entry destruction analysis conducted in 2002
• Orbital data (Sept. 2002)Ø Semi major axis: 6819,741 kmØ Eccentricity: 0,000464Ø Inclination: 3,956°Ø RAAN: 141,407°Ø Argument of perigee: 190,525°Ø True anomaly: 169,591°
• SC decayed this year.
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Beppo SAXSpacecraft Hierarchy & Subsystem Levels
• Spacecraft SubsystemsØ Structure Subsystem (STS)Ø Thermal Control Subsystem (TCS)Ø Electrical Power Subsystem (EPS)Ø On-Board Data Handling Subsystem
(OBDH)Ø Telemetry Tracking and Command
Subsystem (TT&C)Ø Attitude and Orbit Control
Subsystem (AOCS)Ø Reaction Control Subsystem (RCS)Ø Solar Array Subsystem (SAS)Ø Body-Mounted Solar Panel
Subsystem (BMSP)Ø Harness Subsystem
• Scientific PayloadØ High Pressure Gas Scintillation
Proportional Counter (HP-GSPC)Ø Phoswich Detector System (PDS)Ø Wide Field Camera (WFC)Ø Medium Energy Concentrator
Spectrometer (MECS)Ø Low Energy Concentrator
Spectrometer (LECS)
• MiscellaneousØ Balance (Dummy) Masses
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Complete Satellite
• Primitives: 859• Volume Panels: 72.854• Surface Panels: 177.708• Materials:
HC-AA5052, HC-AA5052-C,AA7075, AA2024, A316, Copper, Inconel718, Hydrazine(N2H4), Helium,Invar, TiAl6V4, CFRP
• Real Mass: 1385,63 kg• Model Mass: 1385,419 kg• Difference: -0,211 kg (-0,02 %)
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Structure Subsystem (STS)
• Primitives: 209• Volume Panels: 11.726• Surface Panels: 31.336• Materials: HC-AA5052, HC-AA5052-
C, AA2024, TiAl6V4, CFRP• Real Mass: 245,81 kg• Model Mass: 232,869 kg• Difference: -12,941 kg (-5,26 %)
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Reaction Control Subsystem (RCS)
• Primitives: 173• Volume Panels: 22.880• Surface Panels: 52.188• Materials: TiAl6V4, A316,
Inconel718, AA7075, Hydrazine (N2H4), Helium
• Real Mass: 48,56 kg• Model Mass: 40,988 kg• Difference: -7,572 kg
(-15,59 %)
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Maximum Temperature andMass of the Main Object xx.1
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Hauptfragment 0.1 nach 1687 sTemperature [K]
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Hauptfragment
Hauptfragment 10.1nach 1783 s Hauptfragment 30.1
nach 1952 s
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BEPPO SAX Re-entry -Event Overview
71 fragmentationlevels
85 fragmentations 1 tank bursting 87 demise events 42 ground impacts
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Ground Impact Fragments
• 42 fragments survive the re-entry and reach the ground (numbered from left to right):1. BMSP Bracket (A316), 0,204 kg, 0,003 m²2. Battery (AA7075), 14,927 kg, 0,083 m²3. HP-GSPC (AA7075, TiAl6V4), 71,683 kg, 0,250 m²4. HP-GSPC Support (TiAl6V4), 0,699 kg, 0,014 m²5. Power Distribution Unit (AA7075), 6,270 kg, 0,084 m²6. Tank (TiAl6V4), 5,524 kg, 0,160 m²7. Power Protection and Distribution Unit (AA7075), 5,774 kg, 0,084 m²
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Fragment Dispersion(Mean Impact Points)
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Notwendige Arbeiten zur Verbesserung derZerstörungsanalyse beim Wiedereintritt
Materialtests
• Gezielte Materialtests unter Wiedereintrittsbedingungen• Notwendigkeit von Materialtests ergab sich zunächst beim Projekt ROSAT. • Zerstörungsmechanismus und die Materialdaten der Glaskeramik Zerodur im
waren nicht bekannt• Deshalb wurde im LBK der DLR der Zerstörungsmechanismus von ZERODUR,
INVAR, KUPFER, ALU und Kohlefaser- Epoxy Laminat untersucht. • Epoxy Laminat zeigte infolge der nicht unerwarteten Ablation die höchste
Beständigkeit. • Derzeitige Problematik• NASA ORSAT Code modelliert Kohlefaser –Epoxy mit Oxydations- Wärme
infolge Verbrennung• Unser SCARAB Code berücksichtigt zusätzlichen Wärmeschutz infolge Ablation• Im Satellitenbau werden immer mehr Honeycomb- Strukturen mit CFRP-
Panelen eingesetzt. ( Tarrasar; Sylda for Ariane 5 ESC )• Analyse der Zerstörung und des Bodenrisikos ist ohne Klärung des Verhaltens
von CFRP Strukturen mit großer Unsicherheit behaftet.• Bodentest sind notwendig!!!
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Notwendige Arbeiten zur Verbesserung derZerstörungsanalyse beim Wiedereintritt
Aero- Thermodynamik von Bauelementen
• Satelliten und Bauteile von Satelliten sind Körper ohne aerodynamische Formgebung und unter beliebiger Anströmrichtung.
• Typische Komponenten sind:• Hohle Zylinder, Quader, Schienen mit diversen Querschnitt. Platten• Für diese Körper existiert nur eine begrenzte experimentelle Datenbasis
mit der die aerothermischen Berechnungsverfahren überprüft werden können.
• Notwendig ist deshalb:• Experimentelle Untersuchung von aerodynamisch ‚mißgestalteten‘
Körpern. z.B. Hohlzylinder unter allen Anstellwinkel
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Zusammenfassung FolgerungThematik Weltraumschrott, Bodenrisiko
Auf dem DEBRIS Sektor ist in Deutschland- im Vergleich zu den übrigen ESA Ländern- eine umfassende Kompetenz angesiedelt. Diese beinhaltet:• Debris Modellierung • Debris Beobachtung• Schadensmechanismus und Debris Schutz• Risikoabschätzung am BodenKompetenz wurde während der letzten 15 - 10 Jahre aufgebaut durch: • Nationale Förderung • Förderung durch ESOC/ESA Darmstadt.• Das DLR sollte im Zusammenspiel mit ESOC/ESA Darmstadt diese Kompetenz
weiterentwickeln.• Nationale DEBRIS Aktivitäten sind angesiedelt bei Hochschulinstituten, KMU.
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