Fortschrittliches CFK-Modul reduziert Raketengewicht, steigert Startereffizienz

„Ehrgeizig“ mag noch untertrieben sein für die Ziele der Raumfahrtindustrie zur Senkung der Kosten für Weltraumtransport. Ein Beispiel: Die US-Luft- und Raumfahrtbehörde NASA (Washington, DC) berichtet, eines ihrer Ziele sei, die Kosten für das Bringen einer Nutzlast in den Erdorbit von heute 10.000 $/lb auf hunderte Dollar pro Pfund innerhalb von 25 Jahren und auf zig Dollar pro Pfund innerhalb von 40 Jahren zu senken. Jenseits des Atlantiks sind die Ziele ebenfalls hoch: Die Europäische Weltraumorganisation ESA (Paris, Frankreich) hat beispielsweise die Absicht erklärt, dass die Ariane 6 Rakete die Nutzlastkosten pro Kilogramm der SpaceX (Hawthorne, CA, USA) Falcon 9 erreichen oder unterbieten soll, geschätzt auf unter 7.500 $/kg für geosynchronen Transferorbit (wo die meisten Satelliten residieren) und unter 3.000 $/kg für niedrige Erdorbit.

Keine Überraschung also, dass struktureller Raketen-Leichtbau von zahlreichen Raumfahrtorganisationen verfolgt wird, und Composite-Materialien in solchen Bemühungen präsent sind. Erfolg hängt zunächst davon ab, Wege zu finden, Leichtbauziele zu erreichen, während Standards für metallische Baseline-Komponenten eingehalten werden, einschließlich Teilegeometrie und thermomechanischer Eigenschaften.

Erfreulicherweise haben solche Constraints den Lehrstuhl für Carbon Composites der Technischen Universität München (TUM, München, Deutschland) nicht davon abgehalten, frühe Schätzungen einer möglichen 30%-Gewichtsreduktion eines Forschungsraketen-Nutzlastmoduls zu übertreffen. Tatsächlich erreichte das erste derartige Carbonfaser-verstärkte Polymer (CFK) Modul, das TUM unter dem Rocket Experiments for University Students (REXUS) Programm entwarf und baute, eine Gewichtsreduktion von über 40 %, berichtet Ralf Engelhardt, wissenschaftlicher Mitarbeiter am Lehrstuhl für Carbon Composites. Solche Gewichtsreduktion eröffnet zahlreiche Kosteneinsparoptionen für die Mission: schwerere Nutzlasten, höhere Apogäen oder reduzierter Treibstoffverbrauch.

Design innerhalb von Randbedingungen

TUMs Raketenmodul umfasst eine Sektion der REXUS-Forschungsrakete, finanziert vom Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR, Köln, Deutschland), der Schwedischen Nationalen Raumfahrtagentur (SNSA, Stockholm, Schweden) und der ESA, und fördert Universitätsprojekte quer durch Europa. REXUS-Forschungsraketen starten zweimal jährlich, um Universitätsexperimente während suborbitaler Flüge zu ermöglichen. Sie fliegen auf max. 80–100 km Höhe, max. vertikale Geschwindigkeit ca. 1.200 m/s, max. Beschleunigung ca. 20G. Die Baseline-Struktur der Nutzlastmodule ist Aluminium, Außendurchmesser 356 mm, Länge 300 mm. Das TUM-CFK-Modul wurde für REXUS Mission 23 designed, aktueller erwarteter Starttermin Anfang 2019.

Während das REXUS-Programm typischerweise Uni-Wissenschaftsprojekte innerhalb der Nutzlastmodule unterstützt, ist das TUM-Projekt einzigartig, da das Experimentsthema der Composite-Modul selbst ist – dessen Design, Fertigung, Performance und Flugqualifizierung. „Unser primäres Ziel war, Aluminium durch CFK zu ersetzen, was nicht die typische Mission ist“, betont Engelhardt.

Das Modul besteht aus einem zylindrischen CFK-Schalen – 356 mm Durchmesser, 300 mm lang, wie das originale Aluminium – und zwei thermoplastischen Composite radial-axialen (radax) Last-Eingangsringen, einem männlichen und einem weiblichen, die Bolzenverbindung zu angrenzenden Modulen herstellen. Das CFK-Design wurde erstellt, um spezifische geometrische und thermomechanische Eigenschaftsanforderungen zu erfüllen, nötig weil das Modul gemäß Standards performen muss, die mit dem Rest der Rakete konsistent sind. Deswegen war Modulgeometrie vordefiniert, inkl. Anforderung, Wandstärke der Aluminiumversion zu matchen. Das Modul musste auch gleiche Steifigkeit wie Aluminiumversion erreichen. Die unflexibelsten Modulmerkmale sind Geometrie und mechanische Eigenschaften der Last-Eingangsringe, die Position und Integrität relativ zu den angebundenen Modulen wahren müssen.

Das TUM-Modul besteht aus Carbonfaser/Polyetheretherketon (PEEK) Material, gewählt für hohe mechanische und thermische Performance, sowie höhere spezifische Festigkeit und Steifigkeit vs. Aluminium. In der Endmontage wird eine Korkschicht klebend an die Schale angebunden für thermische Isolation. Neben erwarteter 30%-Gewichtsreduktion verfolgte TUM auch effizienten Fertigungsansatz. Das initiale Design beinhaltet Fertigungskonzept, in dem die Radax-Ringe aus Langfaser-Thermoplast (LFT) Granulat pressgeformt, entformt und für Integration vorbereitet werden; dann wird das vollständige Modul mittels Thermoplast-Automated-Fiber-Placement mit In-situ-Konsolidierung (TP-AFP) gelegt.

Natürlich bot das Modul als primäres „Experiment“ Gelegenheit, Ausrüstung für Sekundärexperimente innen zu platzieren. Das Team wählte Messung interner Temperaturen der Composite-Struktur mittels eingebetteter Faseroptischer Sensoren (FOS). Engelhardt erklärt, FOS wurden gegenüber Thermoelementen gewählt, weil ihr dünner Durchmesser und faserige Form minimale Reduktion der CFK-Schalen-Mechanik bewirken, und optische Signale nicht anfällig für Störungen in elektromagnetischen Feldern sind, denen die Rakete ausgesetzt ist. Vier FOS – spezifisch gekapselte Faser-Bragg-Gitter (FBG) Sensoren – werden während TP-AFP-Fertigung an verschiedenen Positionen und Tiefen im Laminat eingebettet und später mit Messsystem im Modul verbunden, das Sensoren betreibt. Messsystem sammelt und managt Daten und stellt Downlink zur Bodenstation her.

Zweischritt-Fertigungsprozess

Zur Modulfertigung formt das TUM-Team zuerst die Ringe. Victrex plc (Lancashire, UK) PEEK 450CA30 LFT-Granulat (Carbonfaserlängen 2–3 mm) wird in ringförmige Formen pressgeformt. Presse wird auf 390 °C erhitzt, bei steigenden Kräften (50–200 kN) kompaktiert, dann auf 100 °C gekühlt und entformt.

Die Schale wird aus Teijin (Tokio, Japan) Tenax UD-Carbonfaser/PEEK-Pregtape auf TP-AFP-Ausrüstung von AFPT GmbH (Dörth, Deutschland) gefertigt. Der TP-AFP-Prozess ermöglicht In-situ-Konsolidierung des Thermoplastbands bei Raumtemperatur auf die CFK-Last-Eingangsringe. Keine Autoklavkonsolidierung nötig, und Konsolidierung auf den zuvor gefertigten Ringen eliminiert zusätzliche mechanische Befestiger oder Klebstoffe. Engelhardt ist mit Ergebnis dieses Zweischrittprozesses zufrieden. „Das ist eine neue Kombination“, merkt er an. „In-situ-Konsolidierung mit Thermoplastband ist immer herausfordernd, aber hier gelang es erfolgreich, Band auf dicke, monolithische Ringe zu legen.“

Engelhardt ist auch mit FOS-Integration zufrieden, die neue technische Herausforderung war. TUM hatte Erfahrung mit FOS in Neat-Harz, aber nicht in Composite-Laminat und nicht mit Thermoplast-AFP-Prozess. Team meisterte diese Herausforderung und erreichte Flugqualifikationsperformance.

Schließlich integriert das Modul ein separates Schottenelement, das als Montageplatte für Messgeräte dient. Der Schotten wird aus einem flachen Organoblech desselben Carbonfaser/PEEK-Materials wie der Modulzylinder in seine Kuppelform thermogeformt.

Design bis Qualifikation

Um Flugqualifikation zu erreichen, führte TUM das Projekt durch vollständigen Test-, Simulations- und Evaluationsprozess. Zuerst wurden Materialien auf Coupon-Ebene bei Raumtemperatur und maximaler Servicetemperatur 135 °C charakterisiert. Subkomponententests halfen, akzeptable Interlaminare-Scherleistung der Schnittstelle Ring-Schale sowie ausreichende Auszugsfestigkeit der Befestiger für Raketenmodulverbindung sicherzustellen. Daten aus Initialtests flossen in Simulation und Design ein.

Finite-Elemente-Strukturanalyse half dem Team, Laminat-Layup zu optimieren. Ergebnis für Zylinder: 34-lagiger symmetrischer Layup (0°/±15°/±45°/90°). Nach Modulfertigung führte TUM Vollskalentests durch. Für Flugqualifikationslasten durchlief Modul Vibrationstest 0–300 Hz bei 0,083 g²/Hz Frequenzpegel. Auch Biegetest, der erfolgreiche Performance unter Qualifikationslast von 14 kNm demonstrierte.

Weitere Verbesserungen kommen

REXUS 23 Mission war ursprünglich für März 2018 geplant, wurde wegen Schwierigkeiten bei vorheriger REXUS-Mission verschoben. Start nun für Ende Februar/Anfang März 2019 ab Kiruna, Schweden geplant. TUM-Team nutzte zusätzliche Zeit, indem es zweites Modul baute und diesen Herbst testete/qualifizierte. In dieser neuen Einheit wurden die Last-Eingangsringe statt Pressformen zentrifugal gegossen von Elekem Ltd. (Lancashire, UK). Rohmaterialien sind dieselben, sagt Engelhardt, und Originalmodul mit pressgeformten Ringen erfüllte alle Flugqualifikationen. Aber neues Modul bringt Ringperformance von akzeptablem Niveau näher an ideales Niveau. „Pressformprozess braucht noch Optimierung“, sagt Engelhardt, „aber er ist sehr vielversprechend.“

Zukünftiges Ziel, so Engelhardt, und Grund, warum TUM zu Pressformen zurückkehren wird: Ringe aus Schrottmaterial des AFP-Prozesses herstellen. „Wir nehmen Ausstanzungen und Materialreste auf Rolle, zerkleinern sie, nutzen diese kleinen Stücke zum Pressformen der Ringe“, erklärt er. Mit begrenzten Daten und Erfahrung zu diesem Recyclingprozess konnte TUM es innerhalb Zeit- und Budgetrestriktionen der Mission 23 nicht umsetzen. Hoffnung: Ringe aus recyceltem Material für nahen zukünftigen Raumflug bauen und qualifizieren.

Nach Missionsende wird TUM FOS-Daten nutzen, um detaillierteres Bild thermischer Lasten auf Modul während Flug zu entwickeln. Solches Wissen könnte Materialwahl sowie Moduldesign und -dimensionierung modifizieren. „Thermalsimulationen basierten auf Vorhermessungen, aber wir werden bald Echtzeitdaten haben“, weist Engelhardt hin. „Wir könnten finden, dass wir PEEKs Glasübergangstemperatur (Tg) von 143 °C nicht brauchen“, illustriert er. „Niedrigere Tg bedeutet, wir könnten günstigeres Polymer nutzen.“

Sowohl günstigeres Polymer als auch Recyclingmaterialnutzung tragen zum Gesamtziel der Raumfahrtindustrie bei, Weltraumtransportkosten um Größenordnungen zu senken. Aber der größte Beitrag von TUMs REXUS-Bemühung ist zweifellos die bereits erreichte 40%-Gewichtsreduktion.