Perspektiven von Faserverbundtechnologien in effusiv gekühlten Raketenbrennkammern

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1 Bauweisen- und Faserkeramik-Kolloquium 2010, 26. Oktober, DLR-Stuttgart Perspektiven von Faserverbundtechnologien in effusiv gekühlten Raketenbrennkammern DLR-ST, Institut für Bauweisen- und Konstruktionsforschung M. Ortelt*, H. Hald, A. Herbertz, M. Selzer, M. Kuhn, H. Elsäßer, I. Müller Folie 1

2 Inhalt 1. Typische Werkstoffe und Bauweisen in kryogenen Raketenantrieben am vergleichenden Beispiel Vulcain-1 2. Technologieansatz zu faserkeramischen Raketenantrieben im DLR 3. Systemtechnische Randbedingungen 4. Numerische Grundlagensimulationen 5. Experimentelle Untersuchungen 6. Umsetzung einer integralen Faserverbundbrennkammer im DLR 7. Zusammenfassung 8. Ausblick Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 2

3 1. Grenzbereiche für Werkstoffe in kryogenen Raketenantrieben NARloy-Z Nickel Metallische Vulcain 2 - Schubkammer der kryogenen Ariane 5 Unterstufe Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 3

4 1. Grenzbereiche für Werkstoffe in kryogenen Raketenantrieben Eigenschaften typischer metallischer und keramischer Werkstoffkandidaten Innenliner Tragmantel AvA-Z-ISC C/C NARloy-Z CFK Nickel Faser 99,9% Al 2 O 3 C (HTA) HTA Matrix 93% Al 2 O 3 7% 8YSZ C Legierung CuAgZr 96,5 / 3 / 0,5 Epoxy Ni Zugfestigkeit MPa (multitrop) 192 (RT) 122 (800 K) ~ 650 ~ (1000 K) Druckfestigkeit MPa - > 80 ~ 800 (planar) E-Modul MPa (planar) (RT) (quer) 90 (800 K) Wärmeausdehnung /K 8 ~ 0 17,2 Wärmeleitfähigkeit W / mk Daueranwendungstemperatur C 1250 < 900 ~ oxidativ H2 > 2000 inert Dichte kg/dm 3 ~ 2,7 1,3 9,3 1,8 8,9 DLR-KSK Vulcain 1 Vulcain 1 DLR-KSK Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 4

5 2. Technologieansatz zu faserkeramischen Raketenantrieben im DLR CFK-Außenmantel Poröser C/C-Liner (Innenmantel) Kühlkanäle Effusionsgekühlte Raketenbrennkammer Brennkammer Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 5

6 2. Technologieansatz zu faserkeramischen Raketenantrieben im DLR Technologieverwandte Projektvernetzungen KSK (im nationalen Forschungsnetzwerk Propulsion 2010) Keramische Brennraumkomponente in Verbindung mit API-Metallkopf Ziel: Prinzipielle Funktionalitätsdemonstration (ROF 5,5 / p = 80 bar) am Europäischen Forschungs- u. Technologieprüfstand P8 ATLLAS (EU-Projekt) Untersuchungen von transpirativ gekühlten Faserkeramiken in Raketenbrennkammern innerhalb einer Kerosin-Sauerstoff-Umgebung SHEFEX / IMENS Aktive CMC-Kühlung im Re-Entry Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 6

7 2. Technologieansatz zu faserkeramischen Raketenantrieben im DLR Aspekte zur Triebwerks-Performance Effusionskühlung Zusatzeintrag LH2 GH 2 Reservoir Kühlmassenstrom m P R T R r a Heißgasstrom p T c c r 0 Brennkammer Thermoelemente Spezifischer Impuls F t b m mittlerer Schub Brenndauer Treibstoffmasse Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 7

8 3. Systemtechnische Randbedingungen Heißgas-Chemie Reaktionen (T > 2500 K) Bestandteile Emission 2H 2 + O 2 2H 2 O + 483,96 kj (1) 436 kj + H 2 2H (Initiation) (2) Dissoziation aus (2) führt zu Kettenreaktionsmechanismus Reaktionskette 70 kj + H + O 2 HO + O (3a) 8 kj + O + H 2 HO + H (3b) (2x) HO + H 2 H 2 O + H + 63 kj (3c) H 2 + O 2 2H 2 O + 2H + 48 kj (3) Mögliche Stoppreaktion verzweigter Radikalketten 2H + O 2 H 2 O kj (4) H 2 O (64%) OH (7%) H 2 (21%) H (5,5%) O (1,1%) HO 2 (0,004 ) H 2 O 2 (0,001 ) breitbandig aktiv inaktiv diskret aktiv gering vorhanden Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 8

9 3. Systemtechnische Randbedingungen Heißgas-Temperaturen Temperaturen in Abhängigkeit von Mischungsverhältnis und Druck (8,0 stöch.) Systemaspekte bei Effusionskühlung I SP Kompensation des I SP -Verlusts durch höheren p cc möglich Lokale Einflüsse der Effusionskühlungs nach TEHORA: Im injektornahen Bereich Im Halsbereich Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 9

10 4. Numerische Grundlagensimulationen Prozess Sickerströmungs-Tool auf Basis von elementaren Entropiegleichungen C/C Lavalsegment Transiente Druck- und Temperaturverteilung im C/C-Liner Konturauslegung für Kühlmittelverteilerkanäle (PANDAS) Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 10

11 4. Numerische Grundlagensimulationen Struktur Belastung am C/C Innenliner Max. Brennkammerdruck: 80 bar Max. Wanddruckverlust: 100 bar Wandstärke: 10 mm Innendurchmesser: 80 mm Druckfestigkeit: >80 MPa Max. Druckspannung: 56 MPa Sicherheitsfaktor: 1,4 Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 11

12 4. Numerische Grundlagensimulationen Struktur Tragmantelanalysen CFK Tragmantelauslegung CFK/Metall-Bolzeninterface Integrale Brennkammerstruktur ST5 Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 12

13 5. Experimentelle Untersuchungen Optische Wandtemperaturmessung Planck sches Strahlungsgesetz I s (λ,t) = 2πhc 2 / [λ 5 (e hc/κtλ -1)] [W / m 2 nm sr] Wien sches Verschiebungsgesetz λ max = 2, / T [m K] Stefan-Boltzmann Gesetz I s (T) = σ T 4 [W / m 2 ] DLR-ST / IRS Uni Stuttgart Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 13

14 5. Experimentelle Untersuchungen Optische Wandtemperaturmessung an Mikrobrennkammersegmenten aus C/C Absorption 1,0 0,1 0,01 T = 1400 K p = 12 bar 0,001 H 2 O OH CO NO O , nm Prozessbedingungen: ROF: 6,5 Kühlmassenanteil: ~2 % H 2 O Emission Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 14

15 5. Experimentelle Untersuchungen Materialeigenschaften von C/C als geeignetem Referenzwerkstoff C/C Standard Configuration Forchheimer-Equation Fibre HTA ε % Matrix JK60 ρ 1.3 g/cm 3 1. Pyrolysis 900 C k d m 2 2. Pyrolysis 1650 C k f /m Basiseigenschaften p L p v k k f d p in 2 2 p out p in v 2 Einlussgrößen beim Kühlmitteldurchfluss 2 Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 15

16 5. Experimentelle Untersuchungen Materialeigenschaften von C/C als geeignetem Referenzwerkstoff 15 Porosity 12,5 10 Raw Material 1. Postpyrolysis Endpyrolysis 7,5 5 2, Number of Raw Ring Stufige Materialzyklierung zur Permeabiltitätseinstellung Permeabiltätsvariation: k d : m 2 k d : m 2 k f : /m k f : /m Standard 1 x nachzykliert Permeabilität ungünstig hoch! Passender Diffusionswiederstand! Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 16

17 5. Experimentelle Untersuchungen Perpendicular planar 0 / /-45 Durchströmmessungen sample flow direction 3 Charakteristische Durchströmungsrichtungen Permeabilitätsmessungen Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 17

18 5. Experimentelle Untersuchungen Physikalische Werkstoffeigenschaften potenzieller CMC-Klassen Wärmeleitfähigkeiten C/C WPS Oxidkeramik Wärmeeitfähigkeit, W/(m K) parallel parallel H senkrecht Vac senkrecht senkrecht H Temperatur, C 1,40 1,35 1,30 1,25 1,20 1,15 1,10 1,05 1,00 0,95 0,90 0,85 0,80 0,75 0,70 0,65 0,60 0,55 0,50 0,45 0,40 0,35 0,30 0,25 0,20 parallel parallel H parallel Vac senkrecht senkrecht Senkrecht Vakuum Temperatur, C Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 18

19 5. Experimentelle Untersuchungen Grundlagentests an Raketenprüfständen Mikrobrennkammertests am M3-Prüfstand des DLR Lampoldshausen (GOX/GH2) mm Kammer bar; LOX/LH2 P8-Setup (2004/2005) Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 19

20 5. Experimentelle Untersuchungen P8-Tests 80 mm Brennkammer bar Brenndauer s Kühlmassenanteil: < 4,5 % 70 bars Test, 13. Jan C/C-Segment eingesetzt Länge: 50 mm zylindrisch 65 bar Test, 24. März 2005 Durchgängiger C/C-Liner Länge: 100 mm zylindrisch, 80 mm Laval Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 20

21 5. Experimentelle Untersuchungen Komponententests (KSK-KT) am P8 bei 90 bar Brennkammerdruck (Nov. 2008) Fünf C/C-Ringsegmente, Kammerdurchmesser 50 mm in Kombination mit API50 (DLR-RA) Separate Versorgungs- und Messeinrichtungen pro Segment Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 21

22 5. Experimentelle Untersuchungen Ergebnisse Komponententests (exemplarisch: Hotrun #3) Einzelkühlmassenanteile Propulsion KSK-KT 50 mm Hardware - P Hot Run 3 - Temperatures Versus Time Pressure [bar] Propulsion KSK-KT 50mm Hardware - P Hot Run 3 - Coolant Manifold Pressures & Chamber Pressure Versus Time Propulsion KSK-KT 50 mm Hardware - P Hot Run 3 - Coolant Mass Flow Ratio's Versus Time m1 P1 P2 P3 P4 P5 Pcc Temperature [K] Time [s] Mass Flow ratio [%] Time [s] MIN: 5.87 % m2 m3 m4 m5 mcoola Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 22

23 5. Experimentelle Untersuchungen Ergebnisse Komponententests KSK-KT Angriffsspuren im LOX-Post-Nachlauf Ca.-Länge: 50 mm Thermochemische und strömungsmechanische Wechselwirkungen Tiefe: bis zu 5 mm Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 23

24 5. Experimentelle Untersuchungen Untersuchung der Heißgasresistenz verschiedener CMC s am M3 C/C Heißgasatmosphäre mit hohem Wasserstoffanteil, d.h. Mischungsverhältnis von Oxidator und Brennstoff (ROF) < 2,2 30 mm Mikro- Versuchsbrennkammer mit diametralem Probenhalter AVA-Z-ISC Whipox nach Anströmung senkrecht zu Faserlagen bei 1800 K Temperaturspektrum 1350 K < T < 1800 K Whipox 1350 K < T < 2200 K AVA-Z 1350 K < T < 2700 K C/C 1350 K < T < 2700 K C/C-SiC Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 24

25 5. Experimentelle Untersuchungen Kerosintests mit Oxidkeramik am LFA-Prüfstand, TUM Testdaten (ROF ca. 3,3): 05s 10 bar 15s 10 bar 30s 10 bar 60s 10 bar 10s 20 bar 350 WPS-Tests DLR T01 Nr. 1-4 Temperaturvergleich 340 Aufnahme nach dem Ausbau Gelb = T01-3 Segment: ø = 1,5 inch; l = 95 mm 7 Einzelringe T [K] TC31 Rot = T01-2 Betriebsstoffe: Brennstoff: Oxidator: Kühlmedium: Kerosin GOX GN2 280 TC32 Grün = T TC Blau = T t [s] Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 25

26 5. Experimentelle Untersuchungen Strukturelle Vor-Test-Verifikationen am Tragmantel Belastungstests: Zugtests bis 26 t Ambient kryogen Innendruck bis 200 bar Photogrammetrische Dehnungsmessung Leckage-Tests: Zugtests 10-4 mbar l/s (6 bar He) Vielfache Messungen vor und nach Belastung Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 26

27 6. Umsetzung einer integralen Faserverbundbrennkammer im DLR Integrierter Faserverbund- Demonstrator KSK-ST5 (50 mm) 5 1 Oxidisches CMC* 2 Innenliner (C/C)* 3 C/C Düse* 4 C/C Düsenerweiterung** 5 Injektorflansch (Stahl) 6 CFK-Tragmantel 7 Düsenflansch (Stahl) * - Effusionsgekühlt ** - Strahlungsgekühlt Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 27

28 6. Umsetzung einer integralen Faserverbundbrennkammer im DLR Aufbau der integrierten Brennkammer C/C Innenliner-Verspannung CFK Metallflansche Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 28

29 6. Umsetzung einer integralen Faserverbundbrennkammer im DLR Montage ST5 Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 29

30 6. Umsetzung einer integralen Faserverbundbrennkammer im DLR P8 Heißgastests (LOX / LH2) - KSK-ST5-Kampagne zur Strukturverifikation (6 / 2010) Abschließender 120 s Test ohne Zeichen von Materialangriff Brennkammerdruck: 55 bar / Kühlmassenanteil: 13% / insges. 13 Kryozyklen Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 30

31 7. Zusammenfassung Systemtechnisches Potenzial für den Einsatz von CMC s in effusiv gekühlten Raketenbrennkammern ist vorhanden Das vom DLR gewählte, vereinfachte und entkoppelte Bauweisenkonzept erscheint betriebs-, lebensdauer- und kosteneffizient Die Faserverbundtechnologie sowohl beim Innenliner als auch beim Tragmantel besitzt strukturell und prozesstechnisch günstige Eigenschaften Die Werkstoffanpassung vor allem im Innenlinerbereich geht weiter Messtechnische Verfahren sollen verfeinert werden Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 31

32 8. Ausblick Aktuelle Fragestellungen Wo sind die thermischen und kühltechnischen Limits des CMC-Liners? Ist die Durchströmung ausreichend homogen? Lösungsansätze Aufbau eines Durchströmmessstands Oberflächen-Ausströmmessungen an Werkstoff- und Komponentenproben P6.1 Tests zu Materialfragen Dissertation zur Thermochemie am Innenliner Gekoppelte Strömungsanalyse Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 32

33 Vielen Dank für Ihre Aufmerksamkeit! Perspektiven von Faserverbundwerkstoffen in effusiv gekühlten Raketenantrieben - Folie 33