Quelle: DLR.

Nach dem erfolgreichen Test des neuartigen Hybridraketentriebwerks „AHRES-B“ im Frühjahr 2019 hat nun das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) am 17. Juni und 7. Juli 2021 zwei weitere erfolgreiche Tests mit der deutlich größeren Variante VISERION durchgeführt. Die Versuchsvorbereitungen und die Inbetriebnahme erfolgten durch ein Team der Abteilung Raumfahrzeuge des Instituts für Aerodynamik und Strömungstechnik am Prüfstand für Hybridraketentriebwerke am Standort Trauen.

Die Versuchsergebnisse der aktuellen Tests zeigen ganz klar: Das in den DLR-Projekten AHRES und ATEK entstandene und nun im DLR-Querschnittsprojekt Simulation Based Certification (SimBaCon) getestete Triebwerk VISERION ist weit effizienter als die bisherigen Hybridraketentriebwerke. Für die Forschenden des Instituts für Aerodynamik und Strömungstechnik ein besonderer Grund zur Freude, denn Hybridraketentriebwerke sind nicht nur grundsätzlich günstiger und sicherer als herkömmliche Raketenantriebe, VISERION ist zudem deutlich effizienter als alle seine Vorgänger.

„Die aktuellen Tests haben gezeigt, dass die technologische Entwicklung von Hybridraketentriebwerken jetzt für den praktischen Einsatz weit genug fortgeschritten ist, beispielsweise für den Einsatz in Höhenforschungsraketen“, erläutert Dr.-Ing Thino Eggers, Leiter der Abteilung Raumfahrzeuge vom DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik.

Was sind Hybridraketentriebwerke?

Hybridraketentriebwerke sind Kombinationen aus Feststoff- und Flüssigtriebwerken und vereinen die besten Eigenschaften beider Triebwerkstypen. Der für die Verbrennung nötige flüssige Sauerstoff-Träger – in diesem Fall hochkonzentriertes Wasserstoffperoxid – und der feste Brennstoff HTPB (Hydroxyl-terminiertes Polybutadien) liegen in VISERION in verschiedenen Aggregatzuständen vor und reagieren erst bei hohen Temperaturen und Drücken in der Brennkammer miteinander.

Die Vorteile: Dadurch besteht während der Lagerung und des Betriebs keine Explosionsgefahr. Darüber hinaus sind die verwendeten Stoffe ungiftig und nicht umweltgefährdend.

Kompakter, leichter und sicherer

Im Gegensatz zu anderen Oxidator-Brennstoff-Kombinationen von Hybridtriebwerken hat die Nutzung von Wasserstoffperoxid als Oxidator einige wesentliche Vorteile: Die Verwendung ermöglicht merklich kompaktere Triebwerke als beispielsweise bei Verwendung von flüssigem Sauerstoff. Der flache Verlauf des spezifischen Impulses erlaubt eine bessere Regelbarkeit und die einfache Zündung durch Katalyse erspart einen Zünder als zusätzliches Bauteil. Die deutlich niedrigere Brennkammertemperatur und die dadurch geringeren strukturellen Anforderungen bewirken ebenfalls eine Gewichtsersparnis der Thermalschutzsysteme. Weiterhin ist das hier verwendete Wasserstoffperoxid, zum Beispiel im Vergleich zu üblicherweise verwendetem flüssigem Sauerstoff, einfacher zu handhaben und zu lagern.

Bei den Testläufen an der Versuchsanlage am DLR-Standort Trauen gelangte das katalytisch zersetzte Wasserstoffperoxid mit etwa 650 Grad Celsius in die Brennkammer. Die freiwerdende Wärme wurde in Bewegungsenergie – in einen Schub von etwa 12.000 Newton – umgewandelt. Dabei nutzte VISERION den Brennstoff über eine Zeit von 27 Sekunden nahezu vollständig aus und erzielte, ähnlich wie AHRES-B, eine deutlich erhöhte Abbrandrate im Vergleich zu früheren Hybridraketentriebwerken.

Letztere ist wichtig für den Entwurf eines effizienten und kompakten Triebwerks und wurde auch bei VISERION durch eine innovative, verwundene „Finnengeometrie“ realisiert.

Wegbereiter für effiziente und flexible Höhenforschungsraketen

Der für den Test genutzte Prüfstand in Trauen verfügt über zahlreiche moderne Mess- und Steuerungseinrichtungen und ermöglicht den sicheren Versuchsbetrieb von Hybridraketentriebwerken. Die Infrastruktur für den sicheren, umweltschonenden Umgang mit großen Mengen Wasserstoffperoxid ist deutschlandweit einzigartig.

„Der Funktionsnachweis ist ein wesentlicher Meilenstein auf dem Weg zu einer flugfähigen Brennkammer in Leichtbauweise mit einer tragenden Struktur aus Kohlefaserverbundwerkstoffen (CFK). Die flugfähige Variante wird unter dem Namen VISERION+ weiterentwickelt und kann als Hybrid-Oberstufe für zukünftige Höhenforschungsexperimente dienen“, ergänzt Eggers.

Forschung zu Hybridraketentriebwerken im DLR

Die Entwicklung und die Betreuung der Fertigung des VISERION-Triebwerks wurden am DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik in Braunschweig durchgeführt. Die finanzielle Grundlage für den Bau von VISERION kam aus der Unterstützung der Investitions- und Förderbank des Landes Niedersachsen (NBank). Personell werden die Aktivitäten zu VISERION seit Januar 2021 auch durch das neu gegründete Kompetenzzentrum für Reaktionsschnelle Satellitenverbringung der DLR Sicherheitsforschung unterstützt, das ein besonderes Interesse an alternativen, einfach aufgebauten Oberstufen zur Beförderung von Satelliten hat.

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Quelle: DLR.

Für die Forscher ein besonderer Grund zur Freude, denn Hybridraketentriebwerke sind nicht nur grundsätzlich günstiger und sicherer als herkömmliche Raketenantriebe, AHRES-B ist zudem deutlich effektiver als alle seine Vorgänger. Der aktuelle Test hat gezeigt: Die technologische Entwicklung von Hybridraketentriebwerken ist jetzt weit genug fortgeschritten, um eingesetzt zu werden, beispielsweise auf Höhenforschungsraketen.

Der Vorteil: Hybridraketentriebwerke sind Kombinationen aus Feststoff- und Flüssigtriebwerken und vereinen die besten Eigenschaften beider Triebwerkstypen. Der flüssige Sauerstoff-Träger – in diesem Fall hochkonzentriertes Wasserstoffperoxid – und der feste Brennstoff HTPB (Hydroxyl-terminiertes Polybutadien) sind in AHRES-B zunächst getrennt und treffen erst in der Brennkammer aufeinander. Dadurch besteht während der Lagerung und des Betriebs keine Explosionsgefahr. Darüber hinaus sind die verwendeten Stoffe ungiftig und nicht umweltgefährdend.

Beim Testlauf in Trauen gelangte das katalytisch zersetzte Wasserstoffperoxid mit etwa 650 °C in den Brennstoffblock. Die frei werdende Wärme wurde in Bewegungsenergie – in einen Schub von etwa 2700 Newton – umgewandelt. Dabei nutzte AHRES-B den Brennstoff über eine Zeit von 21 Sekunden vollständig aus und erzielte im Vergleich zu Vorversuchen eine Verdopplung der Abbrandrate. Die hohe Abbrandrate ist wichtig für den Entwurf eines effizienten und kompakten Triebwerks. Möglich machte dies eine innovative, verwundene „Finnengeometrie“.

Die Versuchsergebnisse des Validierungstests zeigen ganz klar: Das in den DLR-Projekten AHRES und ATEK entstandene und nun im DLR-Querschnittsprojekt Simulation Based Certification (SimBaCon) getestete Triebwerk AHRES-B ist weit effizienter als die bisherigen Hybridraketentriebwerke.

Die Entwicklung und die Betreuung der Fertigung des AHRES-B-Triebwerks wurden am DLR-Institut für Aerodynamik und Strömungstechnik in Braunschweig durchgeführt. Die Versuchsvorbereitungen und die Inbetriebnahme erfolgten durch ein Team der Abteilung Raumfahrzeuge am institutseigenen Prüfstand für Hybridraketentriebwerke im Standort Trauen. Dieser Prüfstand verfügt über zahlreiche moderne Mess- und Steuerungseinrichtungen und ermöglicht den sicheren Versuchsbetrieb von Hybridraketentriebwerken. Deutschlandweit einzigartig ist die Infrastruktur für den sicheren, umweltschonenden Umgang mit großen Mengen Wasserstoffperoxids.

Die Versuche dienen der Validierung der Entwurfssoftware AHRES, die im Querschnittsprojekt SimBaCon weiterentwickelt und überprüft wird. AHRES soll in ihrer Endversion einen Entwurf von Hybrid- und Feststofftriebwerken in Großausführung innerhalb von 100 Tagen erlauben. Durch den beschriebenen Versuch wurde belegt, dass die Software ausgezeichnet funktioniert. Da die zugrundeliegenden numerischen Ansätze für Großtriebwerke ausgerichtet sind, wird nun in einer nächsten Versuchsphase das bereits im Bau befindliche Triebwerk „VISERION“ getestet, das über 30 Sekunden einen Schub von bis zu 15000 Newton erlaubt. Der Bau von VISERION erfolgt mit Unterstützung der Investitions- und Förderbank des Landes Niedersachsen (Nbank).

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Autor: Thomas Weyrauch. Quelle: Aerojet Rocketdyne, Hawaii Blog, ORS, Spaceflight Now, Universität Hawaii, USAF.

Super Strypi setzt sich aus drei Stufen zusammen, in denen unterschiedlich große Feststoffmotore mit feststehenden Ausströmdüsen zum Einsatz kommen. Alle Motore sind Erzeugnisse von Aerojet Rocketdyne aus den USA. Als Treibstoff kommt in ihnen Hydroxyl-terminiertes Polybutadien (HTPB) zum Einsatz.

Die erste Stufe besitzt einen LEO-46 genannten Motor mit einer Masse von etwas über 22 Tonnen, die zweite Stufe hat ein LEO-7 genanntes Aggregat mit einer Masse von etwa 3,5 Tonnen, und in der dritten Stufe wurde ein LEO-1 genannter Antrieb mit einer Masse von etwa 710 Kilogramm verbaut.

Nach erfolgreichen Tests und angelaufener Produktion soll Super Strypi Startkosten im Bereich zwischen 15 und 16 Millionen US-Dollar ermöglichen und den Transport von Nutzlasten mit einer Gesamtmasse um 300 Kilogramm erlauben. Von Hawaii aus könnten es etwa 275 Kilogramm für eine sonnensynchrone Bahn 400 Kilometer über der Erde sein, bei Start an der US-Ostküste in einen solchen Orbit sogar 320 Kilogramm.

Aerojet Rocketdyne verspricht sich eigenen Angaben zufolge deutlich gesenkte Kosten für den Transport von kleinen Erdsatelliten und von Monaten auf Wochen reduzierten Zeiten für die Vorbereitung entsprechender Starts. Dafür habe man beim Entwurf der Rakete auf ein komplexes und teures Flugführungssystem verzichtet (und versuchte, einfachere Lösungen zu nutzen).

Die Entwicklung der Rakete ist ein Projekt einer Abteilung des US-Verteidigungsministeriums, die bei der Umsetzung mit den US-amerikanischen Sandia-Laboratorien (Sandia National Laboratories), dem Labor für Raumflug Hawaii (Hawaii Space Flight Laboratory, HSFL), dem pazifischen Raketentestgelände (Pacific Missile Range Facility, PMRF) und dem US-amerikanischen Luft- und Raumfahrtkonzern Aerojet Rocketdyne zusammen gearbeitet hat.

Auf der Luftwaffenbasis Kirtland in Neumexiko arbeitet seit dem 21. Mai 2007 das Operationally Responsive Space Office (ORS Office, ORS), dessen Aufgabe es entsprechend seiner Bezeichnung ist, für neu entstandene Anforderungen möglichst rasch nutzbare Lösungen im Bereich militärischer und die nationale Sicherheit der USA betreffender Raumfahrtanwendungen zur Verfügung zu stellen.

Das ORS-4-Projekt, in dessen Rahmen Entwicklung und Test der aktuell als experimentell bezeichneten Rakete Super Strypi erfolgte, wurde nach Informationen aus den USA bis dato mit über 35 Millionen US-Dollar an staatlichen Mitteln gefördert.

Der Start der etwas über 19 Meter langen Rakete erfolgte von der vollständig neu aufgebauten Rampe LP-41 des PMRF an einer Kokole Point genannten Position am Küstenstreifen Barking Sands im Südwesten der Insel Kauai.

Nach dem Verlassen der Startschiene des rund 40 Meter langen Richtgestells – welche der Führung bei geringer Geschwindigkeit und fehlender aerodynamischer Stabilisierung dient – um 4:45 Uhr MEZ (17:45 Uhr Ortszeit Hawaii) am 4. November 2015 gewann die Rakete rasch an Höhe. In einer Videoübertragung, die die Universität Hawaii bereitstellte und vom Branchendienst Spaceflight Now im Internet gezeigt wurde, wurde jedoch recht schnell erkennbar, dass der Flug sich nicht so vollzog, wie er geplant war.

Durch mit einer gewissen Anstellung am Heck angebrachte Finnen war die Rakete zur Stabilisierung wie vorgesehen in Rotation um ihre Rollachse versetzt worden. Dies war aus Telemetrie-Animationen in den präsentierten Livebildern unschwer abzulesen.

Bilder einer im oberen Drittel der Rakete montierten Kamera zeigten, dass sich im Blickfeld der Kamera nach wenigen Sekunden Flug ein von links nach rechts verlaufender Spalt in der Raketenwand oberhalb einer Reihe von Nieten oder Ähnlichem zeigte.

Die Telemetrie-Animationen legten aber auch schnell nahe, dass es während der 76 Sekunden angesetzten Brennphase der ersten Stufe nicht mit rechten Dingen zuging. Telemetrie und Videobilder der Onbord-Kamera zeigten, wie das Heck in zunehmende Pendelbewegung geriet. Die in der Atmosphäre hinterlassene Abgasspur bildete eine Korkenzieher-spiralenartige Struktur aus.

Am Schluss der Brennphase und danach zeigte die Animation der Telemetriedaten eine heftige Rotation der Rakete, möglicherweise um den weit vorne liegenden Schwerpunkt. Am Ende der gezeigten Telemetrieanimations-Bewegtbilder war noch ein Einsatz von Kaltgas-Düsen des Lagekontrollsystems an der zweiten Raketenstufe zu sehen.

Die US-Luftwaffe (United States Airforce, USAF) veröffentlichte via Spaceflight Now eine kurze Mitteilung, in der gesagt wird, dass die experimentelle Rakete kurz nach dem Start versagt hat. Versagensgründe wurden nicht angegeben, was verständlich ist, da erst eine Analyse der Geschehnisse erfolgen muss.

An Bord der Rakete befindliche Klein- und Kleinstsatelliten, 13 an der Zahl, gingen verloren. Die schwerste Nutzlast war ein Satellit der Universität Hawaii namens HiakaSat mit einer Masse von rund 55 Kilogramm. Ursprünglich waren 80 Kilogramm vorgesehen, die dann nach Ansage durch das ORS auf zunächst 40 Kilogramm herabgesetzt werden mussten. Daher handelt es sich bei HiakaSat um eine Modifikation des Hawaiisat 1 alias HS1, dessen Struktur bei HiakaSat gewissermaßen halbiert wurde.

HiakaSat hätte als Technologiedemonstrator für eine kosten-effektive Satellitenplattform zur Überprüfung neuer Technologien dienen sollen. Der Satellit war außerdem mit einem bildgebenden Hyperspektralabtaster und zwei Farbkameras ausgestattet, die zur Erdbeobachtung gedacht waren. Ein Namensbestandteil des vollständigen Namens des Raumfahrzeugs, Hyperspectral Imaging Aeronautical Kinematic Analysis Satellite, bezieht sich auf die letztgenannte Aufgabe.

Der anvisierte Orbit für HiakaSat war ein annähernd sonnensynchroner in rund 450 Kilometern über der Erde mit einer Neigung von 97,3 Grad gegen den Äquator (475 – 525 km bei 94 Grad laut HSFL 2013). Dort wollte die Universität Hawaii den Satelliten für einen Zeitraum zwischen einem und zwei Jahren einsetzen. Das HSFL nannte 2013 eine Auslegungsbetriebsdauer von zwei Jahren.

Das ORS-4-Projekt hinkte der ursprünglichen Zeitplanung deutlich hinterher. Ein erster Super-Strypi-Start war ursprünglich einmal für das zweite Quartal 2012 vorgesehen. Probleme im Bereich der Zeitplanung und bei technischen Details führten jedoch immer wieder zu Verzögerungen.

Unklar ist, ob der Fehlstart in Zusammenhang mit einem zuvor identifizierten Problem mit der Konstruktion der ersten Stufe der Super Strypi steht. Der Jungfernflug wurde nach Feststellung des Problems zunächst auf 2016 verschoben. Das ORS hatte dann entschieden, dass man 2015 startet, weil man trotz eines höheren Risikos denke, die Stufe trotz des Problems sicher fliegen zu können. Ein Einverständnis der Nutzlasteigentümer hatte man offenbar eingeholt.

Bei einem Brenntest des LEO-46-Motors der ersten Stufe im Jahr 2014 hatte sich ein Isolationsproblem herauskristallisiert. Eine isolierende Beschichtung des Motorgehäuses war durchgebrannt. Der Motor der ersten Stufe der Rakete, die am 4. November 2015 versagte, wurde, obwohl exakt nach vorher festgelegten Spezifikationen hergestellt, im Hinblick auf das beim Test 2014 beobachtete Verhalten als anfällig eingeschätzt.

Eine Modifikation des Motors sei nicht möglich gewesen, obgleich neu zu produzierende Exemplare von vorne herein entsprechend anpassbar seien, berichtete der Hawaii Blog. Das ist nachvollziehbar, da man an innen-liegende Isolierschichten nicht heran kommt, wenn ein Feststoffmotor erst einmal mit Treibstoffmasse befüllt ist.

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• ORS-4 auf SPARK („Super Strypi“)

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