Untersuchung eines thermischen Lichtbogentriebwerksystems für die Lunar Mission BW1

Abstract

Die Verwendung von thermischen Lichtbogentriebwerksystemen in der 1 bis 2 kW-Klasse mit Hydrazin als Treibstoff zur Lageregelung auf geostationären Satelliten ist heutzutage Stand der Technik. In der vorliegenden Dissertation wird ein thermisches Lichtbogentriebwerksystem mit Ammoniak als Treibstoff für die Anwendung als eines der Haupttriebwerke der universitären Kleinsatellitenmission Lunar Mission BW1 des Instituts für Raumfahrtsysteme der Universität Stuttgart untersucht und charakterisiert. Hierzu wird eine experimentelle Optimierung des Triebwerks hinsichtlich der Missionsanforderungen durchgeführt und die Erosion der Triebwerksdüse, die einen lebensdauerbegrenzenden Faktor darstellt, für unterschiedliche Düsenmaterialien ermittelt. Mit Hilfe einer Thermalanalyse des gesamten Triebwerks wird der Temperaturverlauf innerhalb der Düse bestimmt. Ergebnisse dieser Untersuchung zeigen, dass nur eines der Düsenmaterialien die thermischen Belastungen über eine Betriebsdauer größer als 30 Stunden aushält. Es konnte nachgewiesen werden, dass die durch Erosion bedingte geometrische Veränderung der Düse im Bereich des engsten Querschnitts sich für dieses Material nicht signifikant auf das Betriebsverhalten des Triebwerks auswirkt. Dabei steigt die Triebwerksleistung während der ersten Betriebsstunden um 14 % an und läuft nach 15 Stunden in eine Sättigung. Für die Treibstoffförderung an Bord des Satelliten wird ein neues Konzept entwickelt. Randbedingung hierfür ist insbesondere ein robustes System niedriger Komplexität, um die Ausfallwahrscheinlichkeit gering zu halten, da ein Versagen der Treibstoffförderung unweigerlich einen Komplettausfall des Triebwerksystems bewirkt. Die Treibstoffförderung wird mittels einer Druckförderung in einem Leitungssystem realisiert. Die Regelung des Massenstroms erfolgt dabei über den bleibenden Druckverlust, der durch das Durchströmen einer Blende entsteht. Im Rahmen dieser Arbeit wird ein Labormodell der Treibstoffförderung aufgebaut und funktionellen Experimenten unter Vakuumbedingungen unterzogen. Die Ergebnisse zeigen, dass der Massenstrom in dem für den Triebwerksbetrieb erforderlichen Bereich zuverlässig regelbar ist. Eines der wesentlichen Bauteile des Treibstofffördersystems, der Verdampfer, wird im Rahmen dieser Arbeit konzeptioniert. Es werden verschiedene Konzepte zur Realisierung des Phasenübergangs von flüssigem Ammoniak in den überhitzten Dampf untersucht und evaluiert. Ergebnis dieser Experimente ist, dass ein Mikrokanalverdampfer als am besten geeignet für die vorliegende Anwendung beurteilt wird. Als vorbereitende Maßnahme für die weitere Entwicklung des Triebwerks wird die Untersuchung des Ammoniakplasmas mittels Emissionsspektroskopie durchgeführt. Dadurch können Aussagen über die Zusammensetzung, die Elektronendichte und den Ionisationsgrad des Plasmas getroffen werden. Diese Methode der Plasmacharakterisierung hat sich als geeignet für das untersuchte Triebwerk erwiesen und erlaubt Aussagen über die spezifische Leitfähigkeit des Ammoniakplasmas. Abschließend wird in System- und Missionsbetrachtungen ein Vergleich zu anderen Triebwerksystemen durchgeführt und die Bedeutung der Verwendung für die Lunar Mission BW1 untersucht. Die Verwendung eines anderen elektrischen Triebwerksystems ist aus missionstechnischer Sicht möglich, bringt allerdings sowohl Nachteile bezüglich der Kosten, da in diesem Fall Xenon statt Ammoniak als Treibstoff verwendet wird, als auch der Missionsdauer, da das Vergleichstriebwerk ein deutlich niedrigeres Schubniveau besitzt. Die Weiterentwicklung des Triebwerksystems hin zu einem flugfähigen Modell erscheint als der nächste konsequente Schritt.

The use of thermal arcjets as attitude control thruster for geostationary satellites is nowadays state-of-the-art. The power level of these thrusters is between 1 and 2 kW using hydrazine as propellant. The subject of this thesis is the development and investigation of a thermal arcjet thruster used as one of the main propulsion systems for the Lunar Mission BW1 of the Institute of Space Systems, Universität Stuttgart. Therefore, an experimental optimization of the thruster with regard to the mission requirements is accomplished. Particularly, the investigation of nozzle erosion effects for different nozzle materials is carried out, as this is one of the life limiting factors. By use of a thermal analysis of the thruster the temperature distribution inside the nozzle is determined. Results of the experimental investigations are, that only one nozzle material sustains the thermal loads during a thruster operation time of 30 hours. However, the geometrical changes in nozzle throat diameter due to erosion do not effect thruster performance significantly. The electric power of the thruster increases by 14 % over the first 15 hours of operation and after that it stays constant. To get an appropriate propellant feed system for use onboard the satellite, providing gaseous ammonia to the thruster, a new concept is developed. Requirements for the propellant feed system are robustness and a low complexity to minimize the failure probability as the failure of the propellant feed system will lead to a failure of the complete thruster system. The feeding is realized by the pressure difference between the tank and the nozzle exit. Mass flow regulation is conducted by use of a flow aperture and the pressure loss over the flow aperture. Experiments with the laboratory model of the propellent feed system are conducted under vacuum conditions. The main result is that the mass flow is adjustable in the required range. As one of the main propellant feed system parts is the vaporizer different concepts for vaporizing the ammonia are investigated. The most suitable concept is found to be a micro channel vaporizer. The investigation of the ammonia plasma by using emission spectroscopic devices allows the determination of the electron density, the species inside the plasma an the ionization degree. This is done in preparation for further development of the thruster. By use of the experimental data gained the specific conductivity of the ammonia plasma is calculated. Finally, some considerations about mission design using other thruster types instead of the thermal arcjet thruster are presented, resulting in the conclusion that Lunar Mission BW1 is also possible by using another electric propulsion system, but the disadvantage of this concept would be the increase in cost, because the alternative thruster system uses Xenon as propellant as well as an increase in mission duration due to the lower thrust level of the alternative thruster. Further development of the thruster system to get a flight ready system will be one of the next steps.