Impulsanalyse beim luftatmenden gepulsten laser-thermischen Antrieb mit parabolischer Reflektordüse für Raumfahrtanwendungen

Abstract

Die vorliegende Arbeit behandelt experimentelle Untersuchungen zum laser-thermischen Antrieb für Raumfahrtanwendungen. Sie wurden am CO2-Hochenergielaser des Instituts für Technische Physik des DLR in Stuttgart durchgeführt. Im Mittelpunkt steht eine reflektierende parabolische Düse („Lightcraft“), in der durch fokussierte Laserstrahlung ein Luftdurchbruch gezündet wird. Der durch die laser-gestützte Detonation hervorgerufene Impulsübertrag auf die Reflektorwand ermöglicht für leichte Flugkörper (ca. 30 g) im repetierenden Betrieb des ortsfesten Lasers gepulste Freiflüge, die durch die Höhe der Laborhalle (ca. 8 m) begrenzt sind. Hintergrund dieser Arbeit ist das langfristige Anwendungsziel als einfache Antriebstechnologie für den kostengünstigen Transport von Nanosatelliten in den unteren Erdorbit mit deutlich verringertem Treibstoffbedarf und reduzierter struktureller Masse durch den Einsatz einer erdgestützten Laserquelle als stationärer Energieversorgung. Auf der Basis des hydrodynamischen Punktexplosionsmodells wurden Optimierungen der Lightcraftgeometrie hinsichtlich des Impulsübertrags abgeleitet. Einzelpulsexperimente zeigen anstelle der erwarteten Impulsverstärkung durch proportionale Skalierung der Düsengeometrie auf den halben Strahldurchmesser eine Verdopplung des Impulsübertrages bei doppelter Düsenlänge. Die Abweichungen erfordern die Berücksichtigung der Wechselwirkung zwischen Laserstrahlung und Plasma, die anhand der Näherung der Absorptionseffizienz skizziert ist. Durch Skalierung der Düse auf wenige Zentimeter Durchmesser wurde eine lasergetriebene Bewegung bei niedrigen Pulsenergien in künstlicher Schwerelosigkeit realisiert. In experimentellen Untersuchungen zur laser-induzierten Ablation an flachen Proben von Polyoxymethylen (POM) sowie POM-Zylindern für den Einsatz im Lightcraft anstelle des Zündstifts wurde die impulsverstärkende Wirkung im Hinblick auf Detonation und Verbrennung charakterisiert und hinsichtlich des zugrunde liegenden Ablationsmodells bewertet. Profilometrische Analysen ablatierter Zylinder dienten zur Validierung von Raytracing-Modellen. Viele Experimente dieser Arbeit widmen sich der Dynamik des Freiflugs mittels stereoskopischer Hochgeschwindigkeitsanalysen. Die Erhöhung der Reproduzierbarkeit von Detonationsprozess und Impulsübertrag durch einen Zündstift auf der Symmetrieachse des Lightcrafts wurde in gepulsten Freiflügen nachgewiesen. Zur Modellierung der Impulskomponenten wurde daher mittels Raytracing die Energiedichteverteilung auf dem Zündstift zu Pulsbeginn in Abhängigkeit von der relativen Lage des Lightcrafts zum Laserstrahl berechnet. Zwar konnte die starke Abhängigkeit der Impulskomponenten vom Neigungswinkel sowie der schwächere Einfluss des Lateralversatzes experimentell belegt werden, jedoch deuten Abweichungen zwischen Modell und Experiment auf die hier vernachlässigte Bedeutung des weiteren Prozessverlaufs der Detonation hin. In Schwebeexperimenten mit angepasster Laserleistung wurde die Abhängigkeit der Flugstabilität von der Lage zum Laserstrahl untersucht. Eine strahlbezogene Selbststabilisierung des Lightcrafts wird zwar durch den Einsatz des Zündstiftes begünstigt, findet jedoch nur in Ansätzen statt. Die Trajektorien von Lateralversatz und Neigung zeigen mit ihrem spiralförmigen Verlauf das begrenzte Wirken rücktreibender Seit- bzw. Drehimpulse. Mit der starken Abhängigkeit dieser Impulskomponenten vom Neigungswinkel verhindert die Kopplung zwischen Seit- und Kippbewegung eine Stabilisierung der Flugbahn. Modellierungen für den gepulsten Flug zeigen hinsichtlich der maximalen Flugdauer einen Schmetterlings-Effekt in den Startparametern, der durch eine dynamische Regelung kompensiert werden muss. Die experimentelle Validierung einer Schubvektorsteuerung durch Verlagerung des Detonationszentrums mittels Verkippung des Zünd- bzw. Treibstoffstifts in der Brennebene gegen die Symmetrieachse des Lightcrafts ergab entgegen ursprünglichen Erwartungen eine Verschiebung der Detonation auf die gegenüberliegende Seite des Stiftes. Dies steht offensichtlich im Zusammenhang mit der Ausbreitung und Verstärkung der lasergestützten Detonationswelle in diesem Bereich. Eine erfolgreiche Stabilisierung des gepulsten Freifluges mittels der vorgeschlagenen Schubvektorsteuerung erscheint vor dem Hintergrund der experimentellen Ergebnisse und entsprechenden Modellrechnungen nicht möglich, da lediglich eine leichte Modifizierung der Impulskomponenten, nicht jedoch eine wesentliche Beeinflussung oder Entkopplung möglich ist. Daher ist für eine technologische Weiterentwicklung ohne Spinstabilisierung eine strukturelle Veränderung des Flugkörpers, z.B. durch die physikalische Trennung von fokussierender Optik und Expansionsdüse erforderlich, wenngleich die Entwicklung gepulster Laserquellen ausreichend hoher Leistung (ca. 1 MW/kg Nutzlast) die ungeklärte Schlüsselfrage für erdgestützte Laserantriebe darstellt und daher weltraumgestützte Anwendungen nahelegt.

This thesis deals with experimental investigations on laser-thermal propulsion for space applications. They have been carried out at the CO2 high energy laser of the Institute of Technical Physics at the German Aerospace Centre in Stuttgart. The work focuses on a reflecting parabolic nozzle (“Lightcraft”) used in former research in which an air-breakdown is initiated by focused laser radiation. The impulse transfer on the reflector wall induced by the laser-supported detonation enables free flights of light-weight devices (ca. 30 g) in the repetitive mode of the stationary laser which are limited by the ceiling height of the laboratory hall (ca. 8 m). The background of this work is the long-term goal of a simple propulsion technology for the low-cost transport of nano-satellites to LEO with a considerably lower propellant consumption and reduced structural mass by means of an Earth-based laser as a stationary energy source. Based on the hydrodynamic point explosion model optimisations of the lightcraft geometry concerning the impulse coupling have been deduced. Single pulse experiments show instead of the expected impulse increase by proportional scaling of the nozzle geometry to half beam diameter a doubling of the coupled impulse at doubled nozzle length. The discrepancies demand for consideration of laser-plasma interaction which is outlined by approximation of the absorption efficiency. By scaling the nozzle down to a few centimetres, laser-driven motion was realised at low pulse energies in artificial weightlessness. In experimental investigations on laser-induced ablation at flat targets of polyoxymethylene (POM) as well as POM propellant rods for usage inside the lightcraft instead of the ignition pin the impulse enhancement was characterised with respect to detonation and combustion and validated with respect to the ablation model. Profilometric analysis of ablated rods served for validation of raytracing models. Many experiments of this thesis are dedicated to free flight dynamics using stereoscopic high speed analyses. The improved reproducibility of detonation process and impulse coupling by means of an ignition pin on the axis of symmetry was proven in pulsed free flights. Hence, for the modeling of impulse components, the fluence distribution on the ignition pin at the beginning of the laser pulse was calculated by means of raytracing depending on the relative position of the lightcraft to the laser beam. Though a strong dependency of the impulse components from the inclination angle and the weaker impact of the lateral offset could be proved experimentally, deviations between model and experiment indicate the importance of the further course of the detonation process which was neglected here. Flight stability depending on the position relative to the laser beam was examined in hovering experiments with adapted laser power. Beam-riding properties of the lightcraft are supported by the usage of the ignition pin, but are clearly limited. The trajectories of lateral offset and inclination show with their spiralled course the limited action of restoring lateral and angular impulses. With the strong dependency of these impulse components from the inclination angle, the coupling between lateral and angular motion prevents flight stabilisation. Model calculations for the pulsed flight show a butterfly-effect of the initial parameters at launch with respect to the maximum flight duration that has to be compensated by a dynamic control. The experimental validation of a thrust vector steering based on the shift of the centre of detonation by tilting the ignition pin or propellant rod, resp., showed, in contrast to prior expectations, a shift of the detonation to the opposite side of the rod. This might be associated with the expansion and enhancement of the laser-supported detonation wave in this region. With respect to the experimental data on the proposed thrust vector steering gear and the corresponding model results, a successful stabilisation of the pulsed free flight does not seem to be possible in this way, since only a slight modification of the impulse components, but not a significant manipulation or decoupling is possible. Hence, for a technological development without spin-stabilisation a structural change of the propulsion device is necessary, e.g., by physical separation of focusing optics and expansion nozzle, although the development of pulsed laser sources with adequate high power (ca. 1 MW/kg payload) remains the key question for Earth-based laser propulsion suggesting space-borne applications.