06 Fakultät Luft- und Raumfahrttechnik und Geodäsie
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Item Open Access Entwicklung und Schaffung eines in-situ Feuchtemessgerätes für den Mars im Zusammenhang mit der ESA Marsmission ExoMars(2012) Koncz, Alexander; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)Im Rahmen der vorliegenden Dissertation wurden mehrere Sensoren zur Detektion des atmosphärischen Wassergehaltes entwickelt und für ihren Einsatz auf dem Mars im Zuge der ESA ExoMars Mission optimiert und teilweise qualifiziert. Die Arbeiten am als MiniHUM bezeichneten Instrument umfassten sowohl die Charakterisierung und Entwicklung eines coulometrischen Sensorsystems als auch den Test und die Auswahl von kommerziell erhältlichen kapazitiven Polymerfeuchtesensoren. Zudem wurde ein Sensor zur Detektion der Phasenumwandlungstemperatur qualitativ untersucht. In der vorliegenden Arbeit standen insbesondere die wissenschaftlichen Problem- und Fragestellungen des coulometrischen Sensors im Fokus. Durch eine Veränderung von Sensorbeschichtung, Sensorlayout und Betriebsart ist es während der Dissertation gelungen, dessen Reproduzierbarkeit, Genauigkeit und Langzeitstabilität bei Unterdruck und Tieftemperaturen, aber auch unter Normalbedingungen signifikant zu erhöhen und die Standzeiten deutlich zu verlängern. Die gefundenen Ergebnisse und Technologien konnten als Spin-off im Projekt HUMITRACE in Zusammenarbeit mit einem KMU dazu verwendet werden, eine neue Generation von industriellen Spurenfeuchtetransmittern bis zur Marktreife zu entwickeln. Ein weiterer Schwerpunkt dieser Arbeit war die Erstellung und experimentelle Validierung eines numerischen CFD-Modells, mit dem die Wasserdampfdiffusion durch die am coulometrischen Sensor verwendete permeable Membran und die Auswirkungen der elektrolytischen Aufspaltung des Wassers am Sensor simuliert werden können. Somit wird es möglich, den Sensor in komplexe Simulationen einzubinden und so beispielsweise die Auswirkungen von Landeraufbauten, Airbag und unterschiedlichen thermischen Umgebungen auf das Sensorsignal zu untersuchen. Neben den coulometrischen Sensoren wurden auch zwei kommerzielle kapazitive Polymerfeuchtesensoren sowohl unter Marsbedingungen als auch im Thermalzyklustest geprüft und charakterisiert. Die verwendeten Modelle zeigten trotz der extremen Bedingungen eine stabile Kennlinie und bewiesen, dass die Sensoren in Umgebungen einsetzbar sind, welche deutlich von dem Messbereich abweichen, für den sie entwickelt wurden. Zusätzlich zu den Entwicklungsarbeiten wurde im Zuge der ExoMars Mission ein erster Prototyp des MiniHUM Instrumentes konstruiert und gebaut. Zusammen mit der für ein Raumfahrtprojekt nötigen Dokumentation nach ECSS Standard, mit deren Hilfe der Nachweis geführt wurde, dass das Instrument den raumfahrttechnischen Anforderungen entspricht und alle Management-, Produkt- und Qualitätssicherungsmaßgaben eingehalten wurden, konnte in einem Gutachten der ESA ein Technologiereifegrad von 5 erreicht werden.Item Open Access Experimentelle Untersuchungen zur Abgasstrahl-Wechselwirkung von zwei Kleintriebwerken unter weltraumähnlichen Hochvakuumbedingungen(2012) Holz, André; Schlechtriem, Stefan (Prof. Dr.)Die Abgasstrahl-Wechselwirkung von zwei Kleintriebwerken wird in der Hochvakuum-Umgebung der Simulationsanlage für Treibstrahlen in Göttingen (STG) untersucht. Um wesentliche Parameter bei der Erzeugung der Abgasstrahlen und ihrer Wechselwirkung, wie Ruhedruck p0, Ruhetemperatur T0 und Düsenabstand Dy, systematisch verändern zu können, wird die Strömung durch zwei mit Stickstoff betriebene Kaltgastriebwerke erzeugt. Zur Strömungsvermessung dient die Patterson-Sonde, mit der in verdünnten Strömungen ein Teilchenfluss bestimmt wird. Sie werden mittels eines extra konstruierten und gebauten Zwei-Düsen-Gestells eingestellt. Grundlage für die Beurteilung der Wechselwirkung ist der Abgasstrahl der Einzeldüse, bei dem p0, T0 und die Reynolds-Zahl Re variiert wurden (Basis-Parameter sind T0 =300 K, p0 = 1660 mbar und Re = 1457). Als wichtige Vorarbeit für die Untersuchung der Wechselwirkung konnte gezeigt werden, dass die Struktur des Abgasstrahls unempfindlich gegenüber kleinen Schwankungen der Ruhegrößen ist. Hieraus folgt, dass im Falle von zwei aktiven Triebwerken, Veränderungen am Abgasstrahl ausschließlich auf der Wechselwirkung basieren. Des Weiteren ist die Vermessung des angularen Dichteverlaufs durchgeführt worden, da er die Grundlage für die Berechnung der Wechselwirkungs-Knudsenzahl KnP bildet. Zur Charakterisierung der Wechselwirkung stromab der Düsenaustrittsebene wird die Anwendbarkeit der bereits existierenden Kennzahl KnP erweitert. Zudem wird besonders auf signifikante Eigenschaften des Strömungsfeldes, wie beispielsweise den Abstand der Wechselwirkungs-Stöße und seine Veränderung bei variablem Düsenabstand, eingegangen. Messungen in der Rückströmung zeigen, dass diese Wechselwirkung anders strukturiert ist als diejenige stromab der Düsenaustrittsebene. Es sind in diesem Gebiet keine Wechselwirkungs-Stöße vorhanden. Über weite Bereiche weisen die normierten Flussverteilungen eine Unabhängigkeit von p0 auf. Die Verteilung von Linien gleichen Flusses der Rückströmung ist Ellipsen-ähnlich. Diese Ellipsen-ähnliche Struktur bleibt bei einer Variation des Düsenabstandes erhalten, wobei mit geeignet gewählter Normierung eine Selbstähnlichkeit bis zum Düsenabstand Dy = 10DE vorliegt. Hierbei ist DE der Düsenaustritts-Durchmesser. Auf dieser Basis ist die Rückströmung quantitativ beschrieben worden. Die Messergebnisse sind geeignet, auf die Entstehungsmechanismen der Rückströmung schließen zu lassen. Obwohl die Patterson-Sonde hier nur eingeschränkte Aussagen erlaubt, kann aus der kombinierten Auswertung verschiedener Profile der Entstehungsmechanismus plausibel erklärt werden. Neben der strömungsphysikalischen Untersuchung ist in dieser Arbeit Wert auf die raumfahrttechnische Nutzbarkeit der Ergebnisse gelegt worden. Eine Übertragung der Ergebnisse auf Triebwerke mit Verbrennung soll auf Basis der Ähnlichkeitstheorie gemäß eines Konzeptes stattfinden, das im Rahmen dieser Arbeit entwickelt worden ist. Des Weiteren ist der durch die Rückströmung hervorgerufene Schubgewinn abgeschätzt und die Verstärkung von Wärmelasten auf eine Raumfahrzeugstruktur stromauf der Düsenaustrittsebene berechnet worden.Item Open Access Mars and Venus entry simulation capabilities of IRS plasma wind tunnel PWK3(2012) Herdrich, Georg; Marynowski, Thomas; Dropmann, Michael; Fasoulas, StefanosAn assessment is made for the inductively driven plasma wind tunnel PWK3 with the goal to derive relevant mass specific enthalpies for typical Mars and Venus atmospheric entry missions. For this purpose an integral method has been used which links the plasma power to the radial distribution of total pressure and fully catalytic heat flux in the plasma jet on basis of a relation from Marvin and Pope. Rebuilding the enthalpies with this relation allows for the derivation of a gas specific proportionality factor. This factor enables the derivation of the mass specific enthalpies at the centre line and the radial profiles for the respective condition are not necessarily required any more. Correspondingly a review of reference CO2 plasma conditions obtained in past investigations at IRS leads to the identification of an operational envelope in terms of the mass specific enthalpies which are from an energy consideration the prerequisite for the creation of similarities with respect to the real atmospheric entry maneuvers. The analysis shows that PWK3 is capable to cover the full range of mass specific enthalpies that are required for typical Mars and Venus atmospheric entry scenarios.Item Open Access Mission design and technology for a Titan Aerobot Balloon System (TABS)(2012) Esper, Jaime; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)An alternative implementation to a Titan aerobot mission is presented that uses tried (by similarity) and relatively low-risk methods for designing and deploying a Hydrogen-filled balloon in Titan’s atmosphere. This is a departure from the current consensus approach of using a Montgolfier (hot air) balloon for in-situ exploration. It was demonstrated that this mission implementation is not only feasible, but also presents a risk advantage in the deployment (the most critical part of operations) of this system, without the need for a complicated scheme of lines and ties that can snatch or rupture the material. With on-board Hydrogen, and an auxiliary tank for replenishment during a six-month mission, the Titan Aerobot Balloon System (TABS) is capable of gathering up to 892 Mbits of data per day, that includes optical, spectroscopy, and atmospheric remote and in-situ sensing. This data is transmitted directly to Earth with a steerable 1-meter parabolic dish antenna. During the course of formulating mission enablers, a new Thermal Protection System (TPS) material was also designed, manufactured, and tested at the Institut für Raumfahrtsysteme of the Universität Stuttgart. This new carbon/Phenolic ablator was successfully demonstrated at the IRS’ Plasma Wind tunnel. Two out of three sample types proved to be viable ablators, with no sign of delamination, and with thermal properties that enable high-speed entry not only in Titan’s atmosphere, but also for Earth re-entry and planetary sample return missions. TABS entry vehicle is 628 kg with a total floating mass including gondola and buoyant system of 242 kg (both numbers include a 30% contingency). TABS can be launched in a Space X Falcon 9 rocket, with a 30% performance margin (on top of the 30% contingency). There is enough mass and volume reserve left in the launch vehicle for co-manifested spacecraft, so international cooperation is not only built-into TABS, the flight can also accommodate the addition of separate contributions with the potential for individual partner cost-sharing and savings.Item Open Access Raumfahrtrelevante Plasmen und deren anwendungsbezogene Klassifizierung(2012) Herdrich, Georg; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)Für natürliche und technische Plasmen, deren Charakterisierung von wissenschaftlicher bzw. raumfahrttechnischer Relevanz ist, wurden zunächst die wichtigsten plasmaphysikalischen Parameter eingeführt. Darüber hinaus wurden diese Plasmen auf der Basis von Literaturen aber auch der Datenbasis am IRS eingeordnet. Zu diesem Zweck wurde aus der gängigen Darstellung von Plasmen in Te(ne) Diagrammen ein Plasmaabakus entwickelt, welcher es erlaubt Parameter wie beispielsweise die Elektronenanzahldichte ne, die Elektronentemperatur Te, die Debyelänge, die Landaulänge, die Plasmafrequenz und den Coulomblogarithmus direkt abzulesen. Anhand der aus der Literatur bekannten Energietypen lässt sich das so entstandene Diagramm in Bereiche einteilen, aus denen sich unmittelbar Randbedingungen für die Beschreibung der Plasmen ermitteln lassen (z.B. ideale Plasmen). Darüber hinaus lassen sich über den Abakus Transportkoeffizienten wie die elektrische Leitfähigkeit σ der Plasmen ableiten. Das Resultat ist ein graphisch basierter Plasmaabakus, anhand dessen sich wichtige Parameter zur Beurteilung bedeutsamer Eigenschaften der Plasmen beispielsweise für die Modellierung (z.B. Knudsenregime) sowie zur messtechnischen Erfassung (z.B. Langmuir-Sonden) ableiten lassen. Im 4. Kapitel werden die wichtigsten natürlichen Plasmen sowie die diskutierten technischen Plasmen eingehend beschrieben. Dabei ist das Augenmerk auf deren Beschreibung an sich sowie die Bereitstellung von plasmarelevanten Daten auf der Grundlage von belastbaren Referenzen des IRS und anderen Forschungsinstitutionen ausgerichtet. Die damit geschaffene Datenbasis stellt dabei für einige der technischen Plasmasysteme wie z.B. den IMAX eine erstmalige Ableitung der Plasmaeigenschaften zur Verfügung und findet Eingang in den oben genannten Plasmaabakus, was die Grundlage für die Klassifizierung dieser Plasmen liefert. Weiterhin lassen sich somit gemeinsame Bereiche der Plasmen im Diagramm identifizieren, womit eine erste Analyse einer grundlegenden Ähnlichkeit, beispielsweise bestimmter technischer Plasmen mit entsprechenden natürlichen Plasmen durchgeführt werden kann. So führt dies auf Ähnlichkeiten im Sinne der oben diskutierten Plasmaparameter zwischen den induktiv beheizten Plasmen (IPG) und der Sonnenatmosphäre. Die im weiteren Verlauf untersuchte Elektrodynamik (Maxwellgleichungen) liefert die Grundlage für einige wichtige Dimensionsanalysen, aus denen sich grundlegende Kriterien sowohl für die Modellierung der Plasmen, als auch für das bessere Verständnis, gewinnen lassen. Beispiele hierfür sind die magnetische Reynoldszahl, um eine Aussage bezüglich der Kopplung zwischen elektromagnetischen Feldern und der Plasmaströmung zu machen, und der Parameter g zur Analyse der Signifikanz des Verschiebungsstromes. Damit sind diese Parameter nicht nur zum besseren Verständnis der jeweils betrachteten Plasmen von Bedeutung, sondern dienen als zusätzliche Information zur Beurteilung zu berücksichtigender Aspekte bei der Modellierung. Diese Betrachtungen wiederum finden Eingang in die Aufstellung von Plasmabeta und Stuartzahl, mit denen die magnetische Beeinflussung von Plasmen beurteilt werden kann. Darüber hinaus wurden Pinchkonfigurationen analysiert, die Voraussetzung zur Beschreibung der zwei, im Anschluss daran diskutierten, technischen Plasmasysteme IPG und IMAX sind. Alle durchgeführten Untersuchungen finden im Rahmen der Abhandlung zwar Anwendung für alle relevanten Plasmen des Kapitel 4, darüber hinaus werden aber die beiden oben genannten Plasmasysteme genauer betrachtet. So ist die algebraische Lösung für die eigenfeldbasierte Stabilisierung der induktionsbeheizten Plasmen des IRS nach Kenntnis des Autors originär und einmalig. Weiterhin hinaus wurde diese Stabilisierung durch eine Analyse experimenteller Daten bestätigt. Für das Plasmasystem IMAX konnte durch die Analysen der Referenzplasmabedingung gezeigt werden, dass hier eher eine Plasmaverpuffung vorliegt. Dies ist inbesondere in der geringen Gasdichte, welche sich aus dem kleinen Massenbit ergibt, begründet. Als Konsequenz ergibt sich eine verhältnismäßig hohe magnetische Reynoldszahl, was mehr oder weniger bedeutet, dass die MHD-Effekte, welche mit der untersuchten Plasmaentladung einhergehen, nicht signifikant sind. Allerdings vernachlässigt die Analyse die Elektrodenabtragung, welche aufgrund der Aluminiumablagerungen auf dem eingesetzten Kalorimeter signifikant sind. Abschließend führten die diskutierten Entwicklungen zusammen mit der umfangreichen Recherche auf neue Arbeitsthemen und –Gebiete, welche teilweise schon erfolgreich auf einer institutionellen Ebene implementiert wurden. Hierzu gehören das Kapselkonzept PHOEBUS, die VUV Spektroskopie sowie die experimentelle Darstellung natürlicher Plasmen in Zusammenarbeit mit der Baylor University.Item Open Access Missionsanalyse und Nutzlastauswahl des Kleinsatelliten Lunar Mission BW1(2012) Lachenmann, Michael; Röser, Hans-Peter (Prof. Dr. rer. nat.)Die am Institut für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart entwickelte Kleinsatellitenmission Lunar Mission BW1 soll als erster universitärer Kleinsatellit aus eigener Kraft den Mond erreichen. Um dies zu ermöglichen, soll die ungefähr 1 m3 große Sonde mit einer Startmasse von unter 300 kg mit mehreren elektrischen Triebwerken ausgestattet werden. Am Mond angekommen, soll der Satellit mindestens sechs Monate den Mond umrunden und während dieser Zeit wissenschaftliche Daten sammeln und zur Erde übermitteln. Die vorliegende Arbeit liefert einen Beitrag zur Missionsanalyse zur Festlegung der Nutzlast einer Kleinsatellitenmission zum Mond im Allgemeinen und für Lunar Mission BW1 im Speziellen. Aufgrund ihrer stark begrenzten Ressourcen unterscheiden sich universitäre Kleinsatellitenmissionen in ihrer Entwicklungsphilosophie oft von kommerziellen und von Raumfahrtagenturen durchgeführten Satellitenmissionen. Dies führt letztlich dazu, dass ein Kleinsatellit nicht für eine bestimmte Nutzlast entwickelt wird, sondern die Nutzlast entsprechend passend zum Satellit ausgewählt beziehungsweise angepasst wird. Die Nutzlastauswahl wird dabei hauptsächlich von vier Parametern beeinflusst, die in dieser Arbeit untersucht wurden: der wissenschaftlichen Anwendung im Kontext bisheriger Mondmissionen, der Satellitentransferbahn und des Zielorbits, der Kommunikationsstrecke sowie des Beobachtungsszenarios. Anhand exemplarischer Nutzlasten, zu denen eine hochauflösende Kamera im sichtbaren Spektralbereich, eine Thermische-Infrarot-Kamera, ein Instrument zur Detektion von Lunar Transient Phenomena, sowie ein Staubdetektor gehören, werden diese Parameter verdeutlicht. Um Anforderungen an die Nutzlast und missionskritische Subsysteme definieren zu können, wurden verschiedene Niedrigschub-Transferbahnen auf ihre Zeit, Masse und Strahlungseintrag hin untersucht. Hier ergibt sich, je nach verwendeter Strategie, eine Flugdauer zwischen 150 Tagen und 1500 Tagen, wobei die schnelleren Bahnen einen höheren Treibstoffbedarf mit sich bringen (166 kg im Vergleich zu 111 kg). Dieser ist für Kleinsatelliten besonders zu beachten, was auch in den Untersuchungen zur bahndynamischen Lebensdauer berücksichtigt wurde. Die Simulationen hierfür verwenden ein Mondgravitationsmodell mit 100stem Grad und Ordnung, um einen geeigneten Zielorbit hinsichtlich hoher Bodenabdeckung, geringer Bahnschwankungen und langer Lebensdauer auszuwählen. Es wird gezeigt, dass eine Inklination von 84° einen besonders stabilen Orbit verspricht, der mit einer Höhentoleranz von weniger als 30 km keine Bahnmanöver benötigt und dadurch Treibstoffmasse eingespart und Beobachtungszeit gewonnen werden kann. Berechnungen zu den erwartenden Strahlungslasten während der kompletten Missionsdauer ermöglichen die Auswahl geeigneter, resistenter Komponenten und die Dimensionierung der benötigten Abschirmungen. Von abbildenden Instrumenten wird oft eine komplette Erfassung der Mondoberfläche erwartet. Dies ist auch das Ziel von Lunar Mission BW1. Die hierzu durchgeführten Simulationen berücksichtigen verschiedene Schwadbreiten und auch Betriebseinschränkungen, wie sie aufgrund der Satellitengeometrie und den Eigenschaften der untersuchten Nutzlasten auftreten. Eine Schwadbreite von 15 km ergab hierbei den besten Kompromiss zwischen Signal-zu-Rausch-Verhältnis, Bodenauflösung, Datenaufkommen, Kommunikationsdauer und Zeit. Um die anfallende Datenmenge zu verarbeiten und übermitteln zu können, müssen bei maximaler Ausnutzung der Kontaktmöglichkeiten zu einer Bodenstation, Datenraten von ungefähr 10 Mbit/s erreicht werden. Das Ka-Band scheint hierfür eine geeignete Wahl zu sein. Ebenfalls wurde die Größe des Massenspeichers an Bord untersucht, um ein Optimum zwischen notwendiger Kapazität und Systemgröße zu finden. Die Ergebnisse der Einzelkapitel werden abschließend zusammengefasst und zueinander in Kontext gesetzt, um eine realistische Datenbasis zur Nutzlastauswahl zu liefern.