Development and validation of a design model with remotely controllable steering gear for flight experiments on pulsed laser thermal propulsion

Kurzfassung

Ein Zukunftskonzept für Raketenantrieb ist der Laserantrieb. Die Idee eines Laserantriebes existiert seit den 70er Jahren als A. Kantrowitz die Idee entwickelte die Energie von hochenergetischem Laserlicht zu nutzen um von einer externen Quelle (z.B. am Erdboden) Schub in einer Luft atmenden Rakete zu erzeugen. An dieser Idee wurde seit dem weitergearbeitet, sowohl experimentell als auch konzeptionell. Der heutige Stand der Dinge ist, dass Flüge bereits realisiert worden sind, wenn auch nur vertikale Flüge von begrenzter Höhe, während die Anwendungskonzepte solcher Antriebe schon ausgereift sind. Den Forschergruppen mangelte es lange an geeigneten Lasern. Doch seit etwa 20 Jahren tut sich einiges, um solche Antrieb in ferner Zukunft anwenden zu können. Besonders interessant ist dieses Antriebskonzept im Hinblick auf die gegenwärtige Entwicklung in der Weltraumnutzung: Die Anzahl der Satelliten wächst; vor allem Dank kleiner Forschungssatelliten gebaut von einer Vielzahl von öffentlich und privaten Forschungseinrichtungen. Gerade für solch kleine Satelliten wie die „Nanosatelliten“, die gerade mal ein Gewicht von 1-10 kg aufbringen, könnte das Konzept des Laserantriebs geeignet sein. Eine Laserrakete bündelt mittels eines parabolischen Reflektors parallel ankommende Lichtstrahlen in einem Fokuspunkt. Die Intensität der elektromagnetischen Strahlung in diesem Punkt ist so hoch, dass die Temperatur der den Reflektor füllenden Luft derart ansteigt, dass sie in ein sogenanntes Plasma dissoziiert. Plasma ist ein Gasgemisch aus Ionen und Elektronen. Dabei kann der Laser gepulst oder konstant betrieben werden, wobei in dieser Arbeit mit einem gepulsten Laser gearbeitet wurde. Die Detonation verursacht eine Schockwelle, welche von den Wänden des parabolischen Reflektors in Richtung des ankommenden Laserlichts reflektiert wird. Die reflektierte Schockwelle überträgt einen Gegenimpuls auf die Laserrakete. Diese wird senkrecht nach oben beschleunigt. Durch Verwendung eines sogenannten Zündstifts, der entlang der Symmetrieachse des parabolischen Reflektors platziert wird, der der sonst räumlich schwankende Zündort stabilisiert werden. Durch Verwendung eines Festtreibstoffes, welcher auf den Zündstift geschraubt wird, kann zusätzlicher Schub erzeugt werden.Steuerungskonzepte für Laserraketen wurden bislang noch nicht experimentell ausgewertet. In dieser Diplomarbeit soll daher die Funktionalität eines der Konzepte erforscht werden. Das Konzept einer Schubvektorsteuerung basiert auf der Idee, durch gezieltes Verschieben des Zündortes weg von der Symmetrielinie des parabolischen Reflektors, eine asymmetrische Ausbreitung der Schockwelle und somit einen asymmetrischen Schubvektor und eine Drehung um den Schwerpunkt zu erzeugen. Die gezielte Verschiebung des Zündortes soll mittels Kippen des Zündstiftes um den Scheitel des parabolischen Reflektors erfolgen. Um das Konzept zu testen wurden parabolische Reflektoren, die am DLR bereits, sowohl mit als auch ohne Treibstoff, für vertikale Flüge verwendet wurden, mit schräggestellten Zündstiften verschiedener Winkel versehen. Im Rahmen dieser Arbeit wurden die Effekte auf Flugeigenschaften, wie die Impulse in vertikaler, horizontaler und rotatorischer Richtung und wie der Flug- und Drehwinkel untersucht. Dazu wurden drei verschiedene Treibstoffgrößen, drei verschiedene Zündstiftwinkel, drei verschieden Energiebereiche und vier verschiedene Frequenzbereiche getestet. Zusammenhänge zwischen den Vorgabeparametern und den Reaktionen des parabolischen Reflektors wurden untersucht und versucht zu entschlüsseln. Dabei wurde beobachtet, dass eine Steuerung zwar funktioniert, die Reaktionen aber teilweise unerwartet waren. Durch Verwendung eines Treibstoffes verkomplizieren sich die Impuls gebenden Vorgänge während des Beschleunigungsprozesses. Um in Zukunft ein experimentelles Arbeiten mit Variablen Treibstoffwinkeln zu ermöglichen, sollte ein Labormodell entwickelt werden, welches einen fernansteuerbaren Stellmechanismus and den parabolischen Reflektor koppelt und Raum für Testnutzlasten integriert. Diese Laserrakete musste verschiedene Bedingungen erfüllen, die eine Konstruktion nicht einfach machten. Durch die Begrenzte Leistung des Lasers, durfte eine bestimmte Masse nicht überschritten werden. Die geschätzte Grenze lag bei etwa 200 g, dabei wiegen die parabolischen Reflektoren die bislang eingesetzt worden sind bereits bei etwa 15–30 g. Nachdem die benötigten Komponenten grob definiert wurden, wurde eine umfangreiche Komponentenrecherche durchgeführt.Ergebnis dieser Recherche war, dass für die Komponenten für die Steuerung auf den Modellbau zurückgegriffen wird und die Flugkörper Hülle aus Plastik hergestellt werden muss. Alles musste dabei so ausgelegt werden, dass die enormen Belastungen bei der Beschleunigung der Rakete bei einem Laserpuls die Teile und Verbindungen nicht zerstören. Nach Fertigstellung und Lieferung aller konstruierten und bestellten Teile, wurde die Laserrakete auf Flugtauglichkeit, Funktionalität und Robustheit geprüft. Ergebnis der Testflüge ist, dass die Mechanik, die Elektronik und alle Verbindungen halten und funktionieren, was aufgrund der starken Schocks und der elektromagnetischen Strahlung nicht selbstverständlich ist. Beeindruckend ist auch die Lenkbarkeit. Trotz der geringen Flughöhe die nur durch das hohe Gewicht und die mangelnde Laserleistung erreicht werden konnte, ist eine eindeutige Steuerung sichtbar.