htg und arbeitschwerpunkte in der raumfahrttechnologie

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

2. Raumfahrttechnologietage , 2003DLR, Köln – Porz 4.- 5. November 2003


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



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



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



Der HHK eine integrierte Anlage mit gestaffelten Speicherrohr

Installierte Anlagen: HTG, Uni Bremen, TU Dresden; TU Delft



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.



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



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



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.



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)



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.



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.



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.



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.



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.



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



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 %)



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 %)



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 %)



Maximum Temperature andMass of the Main Object xx.1



Hauptfragment 0.1 nach 1687 sTemperature [K]



Hauptfragment

Hauptfragment 10.1nach 1783 s Hauptfragment 30.1

nach 1952 s



BEPPO SAX Re-entry -Event Overview

71 fragmentationlevels

85 fragmentations 1 tank bursting 87 demise events 42 ground impacts



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



Fragment Dispersion(Mean Impact Points)



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!!!



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



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.

htg und arbeitschwerpunkte in der raumfahrttechnologie

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