CFK-Modul spart Gewicht beim Raketendesign

„Ambitioniert“ mag eine untertriebene Charakterisierung sein, wenn es um die Ziele der Raumfahrtindustrie geht, die Kosten des Weltraumtransports zu senken. Ein typisches Beispiel dafür ist die US-amerikanische National Atmospheric and Space Administration (NASA, Washington, DC), dass eines ihrer Ziele darin besteht, die Kosten für das Einbringen einer Nutzlast in die Erdumlaufbahn von heute 10.000 US-Dollar pro Pfund innerhalb von 25 . auf Hunderte von Dollar pro Pfund zu senken Jahre und Dutzende von Dollar pro Pfund innerhalb von 40 Jahren. Auch jenseits des Atlantiks sind die Ziele hoch:So hat die Europäische Weltraumorganisation (ESA, Paris, Frankreich) beispielsweise ihre Absicht für die Ariane 6 angekündigt Rakete, um die Nutzlastkosten pro Kilogramm des SpaceX (Hawthorne, CA, USA) zu erreichen oder zu übertreffen Falcon 9 , schätzungsweise weniger als 7.500 USD/kg für die geosynchrone Transferbahn (wo sich die meisten Satelliten befinden) und weniger als 3.000 USD/kg für die niedrige Erdumlaufbahn.

Es sollte daher nicht überraschen, dass zahlreiche Organisationen der Raumfahrtindustrie den strukturellen Leichtbau von Raketen vorantreiben oder dass Verbundwerkstoffe bei solchen Bemühungen zur Schau gestellt werden. Der Erfolg bei diesen Bemühungen hängt zunächst davon ab, Wege zu finden, um Leichtbauziele zu erreichen und gleichzeitig die Standards zu erfüllen, die bereits für grundlegende Metallkomponenten festgelegt wurden, einschließlich der Teilegeometrie und thermomechanischen Eigenschaften.

Glücklicherweise haben solche Einschränkungen den Lehrstuhl für Carbon Composites der Technischen Universität München (TUM, München, Deutschland) nicht davon abgehalten, frühe Schätzungen einer möglichen Gewichtsreduktion von 30 % des wissenschaftlichen Nutzlastmoduls einer Forschungsrakete zu übertreffen. Tatsächlich erreichte das erste derartige kohlenstofffaserverstärkte Polymer (CFK)-Modul, das die TUM im Rahmen des Rocket Experiments for University Students (REXUS)-Programms konzipiert und gebaut hat, eine Gewichtsreduktion von über 40 %, berichtet Ralf Engelhardt, wissenschaftlicher Mitarbeiter am Lehrstuhl von Carbon Composites. Durch diese Gewichtsreduzierung ergeben sich zahlreiche Kosteneinsparungsoptionen für die Mission:höhere Nutzlasten, höhere Apogäume oder geringerer Kraftstoffverbrauch.

Entwerfen innerhalb von Randbedingungen

Das Raketenmodul der TUM umfasst eine Sektion der Forschungsrakete REXUS, die vom Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR, Köln, Deutschland), der Schwedischen Nationalen Raumfahrtbehörde (SNSA, Stockholm, Schweden) und der ESA gefördert wird und universitäre Projekte in ganz Europa fördert . REXUS-Forschungsraketen werden zweimal jährlich gestartet, um universitäre Experimente während des suborbitalen Fluges zu ermöglichen. Sie fliegen bis zu einer maximalen Höhe von 80-100 km, mit einer maximalen vertikalen Geschwindigkeit von etwa 1.200 m/s und einer maximalen Beschleunigung von etwa 20 G. Die Basisstruktur der wissenschaftlichen Nutzlastmodule besteht aus Aluminium mit einem Außendurchmesser von 356 mm und einer Länge von 300 mm. Das TUM CFK-Modul wurde für REXUS Mission 23 entwickelt, für das der aktuelle Starttermin voraussichtlich Anfang 2019 ist.

Während das REXUS-Programm in der Regel universitäre Wissenschaftsprojekte unterstützt, die innerhalb durchgeführt werden den wissenschaftlichen Nutzlastmodulen ist das TUM-Projekt insofern einzigartig, als das Thema des Experiments das Verbundmodul ist selbst — seine Konstruktion, Herstellung, Leistung und Flugqualifikation. „Unser primäres Ziel war es, Aluminium durch CFK zu ersetzen, was nicht die typische Mission ist“, betont Engelhardt.

Das Modul besteht aus einer zylindrischen CFK-Schale – 356 mm Durchmesser und 300 mm Länge, wie das Original-Aluminium – und zwei radial-axialen (Radax) Lasteingangsringen aus thermoplastischem Verbundwerkstoff, einem männlichen und einem weiblichen, die eine Schraubverbindung zu benachbarten Modulen bieten . Das CFK-Design wurde entwickelt, um spezifische geometrische und thermomechanische Eigenschaftsanforderungen zu erfüllen, die erforderlich sind, da das Modul gemäß den Standards der Rakete funktionieren muss. Aus diesem Grund war die Geometrie des Moduls vordefiniert, inklusive einer Anforderung an die Wandstärke der Aluminiumversion. Außerdem musste das Modul die gleiche Steifigkeit wie die Aluminiumversion erreichen. Die am wenigsten flexiblen Modulmerkmale sind die Geometrie und die mechanischen Eigenschaften der Lastaufnahmeringe des Moduls, die ihre Position und Integrität relativ zu den Modulen beibehalten müssen, an denen sie befestigt sind.

Das TUM-Modul besteht aus einem Kohlefaser/Polyetheretherketon (PEEK)-Material, das aufgrund seiner hohen mechanischen und thermischen Leistungsfähigkeit sowie seiner höheren spezifischen Festigkeit und Steifigkeit im Vergleich zu Aluminium ausgewählt wurde. In der Endmontage wird eine Korkschicht zur Wärmedämmung auf die Schale geklebt. Neben der erwarteten Gewichtsreduktion von 30 % verfolgte die TUM auch einen effizienten Fertigungsansatz. Das ursprüngliche Design umfasst ein Fertigungskonzept, bei dem die Radax-Ringe aus langfaserigem Thermoplast (LFT)-Granulat pressgeformt, entformt und für die Integration vorbereitet werden; dann wird das gesamte Modul mit thermoplastischer automatisierter Faserplatzierung mit in-situ-Konsolidierung (TP-AFP) ausgelegt.

Da das Modul selbst als primäres „Experiment“ diente, hatte die TUM natürlich die Möglichkeit, benötigte Geräte für sekundäre Experimente innerhalb des Moduls zu laden. Das Team entschied sich, die Temperaturen innerhalb der Verbundstruktur mit eingebetteten faseroptischen Sensoren (FOS) zu messen. Engelhardt erklärt, dass FOS Thermoelementen vorgezogen wurden, weil ihr dünner Durchmesser und ihre faserige Form zu einer minimalen Verringerung der mechanischen Leistung der CFK-Schale führen und weil optische Signale nicht anfällig für Störungen in den elektromagnetischen Feldern sind, auf die die Rakete trifft. Vier FOS – insbesondere Kapsel-Faser-Bragg-Gitter-Sensoren (FBG) – werden während der TP-AFP-Fertigung an verschiedenen Positionen und Tiefen innerhalb des Laminats eingebettet und später mit einem Messsystem innerhalb des Moduls verbunden, das die Sensoren betreibt. Das Messsystem sammelt und verwaltet die Daten und stellt einen Downlink zur Bodenstation bereit.

Zweistufiger Herstellungsprozess

Zur Herstellung des Moduls formt das TUM-Team zunächst die Ringe. Victrex plc (Lancashire, UK) PEEK 450CA30 LFT-Granulat (enthält Kohlefasern in Längen von 2-3 mm) wird in ringförmige Formen pressgeformt. Die Presse wird auf 390˚C erhitzt, mit steigender Kraft (50-200 kN) verdichtet, dann abgekühlt und bei 100˚C entformt.

Die Schale wird aus Teijin (Tokio, Japan) Tenax unidirektionalem Kohlefaser/PEEK-Prepreg-Band auf TP-AFP-Geräten der AFPT GmbH (Doerth, Deutschland) hergestellt. Das TP-AFP-Verfahren ermöglicht die in-situ-Konsolidierung des thermoplastischen Bandes bei Raumtemperatur auf den CFK-Lasteintragsringen. Es ist keine Konsolidierung im Autoklaven erforderlich, und die Konsolidierung auf den zuvor hergestellten Ringen macht zusätzliche mechanische Befestigungselemente oder Klebstoffe überflüssig. Mit dem Ergebnis dieses zweistufigen Prozesses ist Engelhardt zufrieden. „Das ist eine neue Kombination“, bemerkt er. „Die In-situ-Konsolidierung mit thermoplastischem Klebeband ist immer eine Herausforderung, aber hier haben wir das Klebeband erfolgreich auf dicken, monolithischen Ringen platziert.“

Engelhardt freut sich auch über die FOS-Integration, die eine neue technische Herausforderung darstellte. Die TUM hatte Erfahrung mit dem Einsatz von FOS in reinem Harz, aber nicht in einem Verbundlaminat und nicht mit einem thermoplastischen AFP-Verfahren. Das Team stellte sich dieser Herausforderung und erreichte flugqualifizierende Leistungen.

Schließlich enthält das Modul eine separate Schottwand, die als Montageplatte für Messgeräte dient. Die Stirnwand wird aus einem flachen Organoblech aus dem gleichen Kohlefaser-/PEEK-Material wie der Zylinder des Moduls thermogeformt.

Entwurf bis zur Qualifikation

Um die Flugqualifikation zu erreichen, hat die TUM dieses Projekt durch einen kompletten Test-, Simulations- und Evaluierungsprozess vorangetrieben. Zunächst wurden Materialien auf Couponebene bei Raumtemperatur und einer maximalen Betriebstemperatur von 135 °C charakterisiert. Unterkomponententests trugen dazu bei, eine akzeptable interlaminare Scherleistung der Grenzfläche zwischen Ringen und Hülle sowie eine angemessene Auszugsfestigkeit der Befestigungselemente sicherzustellen, die zum Verbinden der Raketenmodule verwendet wurden. Daten aus ersten Tests lieferten Input für Simulation und Design.

Die Finite-Elemente-Strukturanalyse half dem Team, den Laminataufbau zu optimieren. Das Ergebnis für den Zylinder ist ein 34-lagiges symmetrisches Layup (0˚/±15˚/±45˚/90˚). Nach der Herstellung des Moduls führte die TUM umfangreiche Tests durch. Um die Flugqualifikationsbelastungen zu erfüllen, wurde das Modul Vibrationstests von 0-300 Hz bei einem Frequenzniveau von 0,083 g ² . unterzogen /Hz. Es wurde auch einem Biegetest unterzogen, der eine erfolgreiche Leistung unter der Qualifikationslast von 14 kNm zeigte.

Weitere Verbesserungen folgen

Die Mission REXUS 23 war ursprünglich für März 2018 geplant, wurde jedoch aufgrund von Schwierigkeiten während einer früheren REXUS-Mission verschoben. Der Start ist nun für Ende Februar oder Anfang März 2019 in Kiruna, Schweden, geplant. Das TUM-Team nutzte die zusätzliche Zeit, um im vergangenen Herbst ein zweites Modul aufzubauen und zu testen/qualifizieren. In dieser neuen Einheit ließ das Team die Ringe, anstatt die Lastaufnahmeringe presszuformen, von Elekem Ltd. (Lancashire, UK) im Schleuderguss gießen. Die Rohstoffe seien die gleichen, sagt Engelhardt, und das Originalmodul mit den gepressten Ringen erfülle alle Flugqualifikationen. Aber das neue Modul bringt die Ringleistung von einem akzeptablen Niveau näher an ein ideales Niveau. „Der Pressformprozess muss noch optimiert werden“, sagt Engelhardt, „aber er ist sehr vielversprechend.“

Ein zukünftiges Ziel, berichtet Engelhardt, und der Grund, warum die TUM in Zukunft wieder auf das Pressformen zurückgreifen wird, ist, die Ringe aus Schrott aus dem AFP-Verfahren herzustellen. „Wir nehmen Ausschnitte und Materialreste von einer Rolle, zerkleinern sie und verwenden diese kleinen Stücke dann, um die Ringe zu pressen“, erklärt er. Aufgrund der begrenzten Daten- und Erfahrungswerte zu diesem Recyclingprozess konnte die TUM diesen nicht im Rahmen der Zeit- und Budgetbeschränkungen ihrer Mission 23-Arbeit umsetzen. Die Hoffnung besteht darin, die Ringe aus recyceltem Material für einen Weltraumflug in naher Zukunft zu bauen und zu qualifizieren.

Nach Abschluss der Mission wird die TUM anhand der FOS-Daten ein detaillierteres Bild der thermischen Belastungen des Moduls während des Fluges erstellen. Dieses Wissen kann zu Änderungen der Materialwahl sowie der Modulkonstruktion und -dimensionierung führen. „Auf Basis früherer Messungen wurden thermische Simulationen durchgeführt, aber wir werden bald konkrete Daten haben“, betont Engelhardt. „Wir werden möglicherweise feststellen, dass wir die Glasübergangstemperatur von PEEK (T_g .) nicht haben müssen ) von 143˚C“, erläutert er. „Ein niedrigeres T_g bedeutet, dass wir möglicherweise ein billigeres Polymer verwenden könnten.“

Sowohl ein kostengünstigeres Polymer als auch die Verwendung recycelter Materialien werden zum Gesamtziel der Raumfahrtindustrie beitragen, die Kosten des Weltraumtransports um Größenordnungen zu senken. Aber der größte Beitrag der REXUS-Bemühungen der TUM ist zweifellos die bereits erreichte Gewichtsreduktion von 40 %.