Konstruktion einer keramischen Sub-Scale Raketenbrennkammer für die Kopplung verschiedener Kühlmethoden (Bachelorarbeit)

Kurzfassung

Aufgrund der hohen thermischen Belastungen und der dafür erforderlichen Kühlung wird die Lebensdauer von Raketenbrennkammern durch Ermüdungsrissbildung in der Struktur stark begrenzt. Daher betreibt das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt schon seit 1990 intensive Forschungen im Bereich der faserkeramischen Verbundwerkstoffe und dem Einsatz der Transpirationskühlung in keramischen Raketenbrennkammern. Darauf aufbauend werden im Sonderforschungsbereich Transregio 40 innovative Kühlmethoden für Raketenbrennkammern grundlegend untersucht und Messungen unter moderaten Wärmelasten in Heißgasversuchen unternommen. Diese dienen dazu bessere Modellbeschreibungen für die Kühlverfahren zu erlangen und sollen in einem Sub-Scale Experiment validiert werden. Für dieses Experiment wurde die hier vorgestellte Raketenschubkammer konstruiert, welche für einen verbrennunsgfreien Heißgasversuch am Prüfstand des Instituts für Thermodynamik der Luft- und Raumfahrt sowie einen Verbrennungsversuch am M3-Raketenprüfstand ausgelegt sein soll. Für die Konstruktion der Schubkammer wurden Bauweisen von Raketenschubkammern erarbeitet und als Grundlage für diese verwendet. Dabei wurde neben einer genauen Betrachtung der zentralen Bauteile, die üblichen Kühlmethoden mit einer ausführlichen Erklärung der Transpirationskühlung beschrieben. Diese wurde in früheren Kampagnen des DLR in Kombination mit Keramiken in Raketenschubkammern untersucht und erfolgreich getestet. Der Stand der Forschung des DLR in diesem Bereich wird ebenfalls gezeigt, da an die Erfahrungen des DLR im Bereich der keramischen Schubkammern in dieser Arbeit angeknüpft wurde. Für die Auslegung der Brennkammer wurden die 1-D Methoden zur Berechnung erläutert und die Funktionsweise des Rocket Propulsion Analysis Tool (RPA) erklärt. Darauf aufbauend konnte die thermodynamische Auslegung der Brennkammer erstellt werden, unter Bezug der Betriebsbedingungen am Heißgasprüfstand (HTF) des ITLR und M3- Raketenprüfstandes. Dabei wurden zuerst Eckdaten der Brennkammer mit 1-D Methoden bestimmt, bevor die genaue Kontur mit RPA dimensioniert wurde. Dafür wurde eine Skalierung von einem virtuellen Schubkammerdemonstrator übernommen. Die gesamte Schubkammer besitzt einen segmentierten Aufbau, wodurch die Kopplung verschiedener Kühlmethoden möglich ist. Ebenfalls ist durch die segmentweise Gestaltung der Schubkammer eine hohe Flexibilität vorhanden und es können bis zu vier unterschiedliche Werkstoffe gleichzeitig untersucht werden. Durch die Konstruktion zweier unterschiedlicher Flansche ist die Montage an den HTF-Kanal und M3-Prüfstand gewährleistet.