Swiss Propulsion Laboratory SPL
H.U. Ammann; B. Berger
Weststr. 69, CH-4900 Langenthal, Schweiz
http://www.spl.ch , info@spl.ch


SPL Raketentriebwerke aus der Schweiz


"Die Träume von gestern sind die Hoffnungen von
heute und die Realitäten von morgen."
Robert H. Goddard, Raumfahrtpionier

Die Raumfahrt ist zur teuer, selbst eiserne Befürworter der Raumfahrt sind heute dieser Meinung. In den sechziger Jahren wurden mit Beträgen mit denen heute gerade einmal eine Oberstufe entwickelt wird, ganze Flotten von zuverlässigen Trägerraketen entwickelt. Technologisch gesehen ist nicht einzusehen, weshalb ein kleines Raketentriebwerk 1000x teurer sein soll, als der Motor eines Mittelklassewagens. Ein preisgünstiger Zugang zum Weltraum für Wissenschaft und Wirtschaft sehen wir als Schlüsselelement für den Fortbestand einer innovativen, wettbewerbsfähigen Gesellschaft.

Das „Swiss Propulsion Laboratory SPL“


„Nichts sieht hinterher so einfach aus wie eine verwirklichte Utopie“
Wernher von Braun

In der Schweiz gab es bis dato praktisch keinerlei Aktivitäten auf dem Gebiet der zivilen Raketenantriebe. Dies war einer der vielen Gründe, weshalb 1998 3 Ingenieure das Swiss Propulsion Laboratory SPL gründeten. Heute umfasst das Kernteam mehr als doppelt so viele Mitarbeiter, zudem arbeiten permanent 2-4 Studenten an, von SPL initiierten und betreuten, Projekten. 
SPL hat sich zum Ziel gesetzt, kostengünstige und zuverlässige Antriebskomponenten für kleinere und mittlere Raketen zu entwickeln und zu testen. Dazu gehören Brennkammern, Einspritzsysteme, Zündsysteme, kryogene Ventile, Tanks, Gasbedrückungsysteme usw. sowie komplexe Testeinrichtungen für Raketentriebwerke. Dieses Ziel wird in enger Zusammenarbeit mit anderen Firmen, Hochschulen und Universitäten verfolgt.

Das Programm gipfelt in der Endwicklung von Raketen der X-Bow Familie.

Projekte


"Real rockets have tanks"
Sue McMurray

SPL’s längerfristige Projekte sind die Trägerraketen der X-Bow Familie:

Die Familie der X-Bow Trägerraketen


X
-Bow I

X-Bow ist abgeleitet von "crossbow (dt. Armbrust), früher ein weitverbretetes Symbol auf Schweizer Qualitätsprodukten.
In diesem ersten Projekt wird die Technologie, welche für den Transport von Nutzlasten in eine erdnahe Umlaufbahn (LEO) notwendig ist, erarbeitet und getestet. Es handelt sich dabei um eine einstufige Rakete, welche Nutzlasten von 25kg in eine Höhe von > 100km transportieren kann (suborbital). Angetrieben wird sie von einem Kerosin/Flüssigsauerstoff (LOX) Triebwerk mit ca. 8-10 kN Schub. Die gewonnenen Erfahrungen bei der Entwicklung dieses Systems sind Grundvoraussetzungen für die folgenden Projektschritte. Die Förderung  des Treibstoffes erfolgt mit Druckgas (Tridyne-Gasgemisch).  Das Kerosin/LOX Triebwerk ist schwenkbar gelagert (Schubvektorsteuerung).


X
-Bow II

Entwicklung und Bau einer zweistufigen, suborbitalen Rakete mit einem Startgewicht von ~1'500 kg. Beide Stufen werden von steuerbaren Kerosin/LOX Triebwerken angetrieben. X-BOW II ist zusätzlich rollstabilisiert. Die Förderung des Treibstoffes erfolgt ebenfalls mit einem Druckgassystem.


X
-Bow III

Entwicklung und Bau einer dreistufigen Rakete mit einem Startgewicht von ~10'000 kg welche kleinere Nutzlasten ~20 kg in einen erdnahen Orbit befördern kann. Die Treibstoffzufuhr der ersten Stufe erfolgt mit einer Turbopumpe. Die oberen Stufen basieren im Wesentlichen auf X-BOW I & II.

 
Ein paar Details zur X-Bow I Rakete:
Die X-Bow I ist eine einstufige Höhenforschungsrakete, konstruiert um kleinere Nutzlasten von 25 kg in Höhen bis zu 100 km zu transportieren (suborbital). Ihre Startmasse beträgt ca. 250 kg, angetrieben durch ein LOX/Kerosin Triebwerk mit 8 kN Schub. Die Brennstoffzufuhr erfolgt über ein Druckgas System. Die Länge beträgt 4 m, der Durchmesser ist 0.36 m. Das Triebwerk ist schwenkbar (Schubvektorsteuerung). Die Rollstabilisierung (Drehung um die Längsachse) erfolgt aerodynamisch. Klicken Sie auf das Bild um mehr über das Innenleben der X-Bow I zu erfahren (PDF Dokument).
 
Die X-Bow Raketen sind erklärtes Ziel von SPL, stellen jedoch die längerfristigen Bemühungen dar. Zur Zeit konzentriert sich SPL vor allem auf die Erarbeitung des Know-Hows und der Entwicklung einzelner Antriebskomponenten. Im Folgenden wird auf einige ausgewählte Projekte der letzten Jahre eingegangen.
 
Raketenantriebe mit flüssigen Treibstoffen


"There's no such thing as too much thrust"
Dick Rutan

Warum flüssige Treibstoffe?
Obwohl SPL auch Versuche mit sog. Feststoffmotoren unternommen hat, besteht die Kernaktivität in der Entwicklung von Antriebssystemen mit flüssigen Treibstoffen. Flüssige Treibstoffe wie Kerosin, Alkohol und flüssiger Sauerstoff sind nicht nur preiswert, sie sind zudem auch umweltfreundlich. Was bei den meisten festen Treibstoffen nicht der Fall ist. So produzieren beispielsweise die Feststoffbooster des Space Shuttle und der Ariane 5 bei jedem Start viele Tonnen von Salzsäure. Flüssigraketentriebwerke sind wesentlich einfacher zu regeln und erlauben eine wiederholte Zündung, was eine wichtige Voraussetzungen für das Einbringen von Nutzlasten in eine definierte Umlaufbahn ist. Raketen mit flüssigen Treibstoffen sind zudem einfach zu transportieren ,da sie vom Prinzip her Maschinen mit leeren Tanks darstellen. Dieser Aspekt ist wichtig, wenn die Transporte grenzüberschreitend erfolgen sollen. Dies ist in Europa der Regelfall, da so gut wie keine Startanlagen für Raketen existieren. Feststoffmotoren gelten als extreme Gefahrengüter, ein Transport eines fertigen grossen Motors über öffentlichem Grund scheitert daher schon zu Beginn an der Bürokratie und den Bewillgungsverfahren. Flüssigraketen werden bequem am Startplatz betankt (oder enttankt). Flüssigtriebwerke erlauben vorgängige Tests bevor die Montage in die Rakete erfolgt. Feststoff- und Hybridantriebe sind demgegenüber Unikate und nach einem Test verbraucht. Hier sind nur noch statistische Aussagen zur Zuverlässigkeit möglich. Betrachtet man Raketen als komplette Systeme (Handling ect...) so sind die an sich in der Herstellung aufwändigeren Flüssigraketen nicht teurer im Vergleich zu Feststoffraketen.
SPL plant keine Versuche mit hybriden (ein Teil des Treibstoffes fest, der Andere flüssig) Motoren. SPL ist der Ansicht, dass hybride Raketenmotoren vor allem die Nachteile der Flüssigtriebwerke und der Feststoffmotoren miteinander kombinieren.

Zündsysteme
Die Entwicklung von Raketentriebwerken beginnt in der Regel bei den Zündeinrichtungen der Antriebe. Erratisches Zündverhalten kann unter Umständen zur Zerstörung des Triebwerkes und dessen Umgebung führen. SPL hat deshalb viel Zeit in die Entwicklung zuverlässiger Zündsysteme investiert. Die Zünder sind an sich kleine Raketentriebwerke und werden in unserem Fall meistens mit gasförmigen Komponenten betrieben und mittels Hochspannung gezündet.

Ein Zündsystem betrieben mit Kerosin und gasförmigem Sauerstoff. Die sechs radialen Flammen sorgen für eine sofortige gleichförmige Zündung in der Raketenbrennkammer (welche man hier nicht sieht) Aktuelles Zündsystem welches mit Ethan/Sauerstoff bzw. Wasserstoff/Sauerstoff betrieben werden kann. Auf dem Bild sieht man wie die Flamme aus dem Einspritzkopf eines Triebwerkes mit 4 kN austritt. Der eigentliche Zünder befindet sich links und besteht aus einer Kupferlegierung.
 
 

Regenerativ gekühltes 2.5 kN Ethanol/LOX Triebwerk
In Zusammenarbeit der der Fachhochschule Nordwestschweiz FHNW wurde ein regenerativ gekühltes Raketentriebwerk mit 2.5 kN Schub entwickelt. Treibstoff ist LOX/Ethanol (Alkohol). Die Brennkammer wird mit dem Alkohol gekühlt. Bei diesem Konzept wurde bewusst ein low-cost Ansatz gewählt. So ist die Brennkammer vollständig aus Aluminium gefertigt und nicht aus teuren Kupferlegierungen.

Parts of the combustion chamber. click to enlarge...
Inner liner with nozzle insert. Clcik to enlarge...
Die Einzelteile des Triebwerkes. Es ist komplett zerlegbar und kann somit nach jedem Einsatz inspiziert werden. Besonders wichtig ist die Inspektion der Kühlkanäle welche bei anderen Konstruktionen nicht zugänglich sind. Klicken Sie auf das Bild um eine grössere Version zu sehen. Der innere Liner der Brennkammer mit den gefrästen Kühlkanälen. Der Düsenhals ist mit einem genaustens bearbeiteten Sattelstück umschlossen. Die Temperatur der Flüssigkeit in den Kühlkanälen kann mit kleinen Thermoelementen gemessen werden. Klicken Sie auf das Bild um eine grössere Version zu sehen.
Click on picture to start 4 minute movie (7 MB !!)
test stand. Click to enlarge ...

3,2,1.. Zündung!
Testlauf der Brennkammer mit reduziertem Kammerdruck. Hier wurde der Einspritzkopf nur teilweise mit Einspritzdüsen bestückt. Klicken Sie aufs Bild um einen Film des Testlaufes zu sehen (7.3 MB, Realmedia)
4 min hires Realmedia Film (7.3 Mb) .

4 min lowres Realmedia Film (2.6 Mb) .

Eine Übersicht des Testaufbaus. Man sieht links die gefrorene LOX Leitung. Das Triebwerk ist auf einem Messtisch montiert mit welchem der Schub gemessen werden kann. Klicken Sie auf das Bild um eine grössere Version zu sehen.
 

X-Bow I Triebwerk
Dieses Triebwerk kommt im X-Bow I zum Einsatz. Es liefert einen Schub von über 8kN und wird mit LOX/Kerosin betrieben. Es ist mit dem oben beschriebenen Zündsystem beliebig oft wieder startbar. Die schwenkbare Treibstoffzufuhr erlaubt ein Auslenken des Triebwerkes um +/- 10° (Schubvektorsteuerung). Die Flugbahn des X-Bow I kann also genau gesteuert werden. Dies kann für wissenschaftliche Experimente wichtig sein. Das Triebwerk weist eine thermische Leistung von 43 MW auf, also die Leistung eines mittleren Flusskraftwerkes!

Eckdaten des Triebwerkes:

Kammerdruck
Schub
Kammerdurchmesser
Düsenhals
Glockendüse,Expansionsverhältnis
Massenstrom
Schubvektorsteuerung

2 MPa (20 bar)
8 kN (Meereshöhe)
140 mm
56 mm
1:5.8
3.5 Kg/sec LOX/Kerosin
2 Achsen +/- 10°
 
Parts of the combustion chamber. click to enlarge...
Ein Ansichtsmodel des Triebwerkes. Der Einspritzkopf (Injektor) auf der rechten Seite ist schon voll einsatzbereit. Bei der rechtwinklig abgekröpften Leitung handelt es sich um die Kerosinzufuhr. Das LOX wird zentral zugeführt. Vom X-Bow I Triebwerk sind 2 Varianten geplant. Die erste kostengünstigere Variante verwendet eine ablativ gekühlte Brennkammer, die zweite Variante arbeitet mit einer regenerativ gekühlten Brennkammer. Auf dem Bild ist der innere Kupferliner einer solchen regenerativ gekühlten Variante sichtbar.

Die Kühlkanäle im Kupferliner werden mit einem elektrisch leitenden Wachs ausgegossen. Danach wird galvanisch eine dicke Schicht Nickel aufgetragen. Diese ist es auch, welche die mechanischen Belastungen aufzunehmen hat. Nach erfolgter Beschichtung wird das Wachs wieder ausgeschmolzen. Dies ist im Moment die am höchsten entwickelte Art Leichtgewicht-Brennkammern herzustellen. Die Triebwerke des Space-Shuttle und der Ariane 5 werden nach dem gleichen Verfahren hergestellt.

Die ersten Tests wurden mit einer nicht gekühlten dickwandigen Brennkammer durchgeführt. Diese übersteht selbst heftigste Verpuffungen und ist somit perfekt geeignet Zündsequenzen zu testen. Da die Kammer nicht gekühlt ist, sind nur kurze Brennzeiten von bis zu 3 Sekunden möglich.
 
Tridyne Gasbedrückungssystem
Bei Raketen mit flüssigen Treibstoffen muss dieser unter hohem Druck in die Brennkammer eingespritzt werden. Dies kann mittels Pumpen (zum Beispiel Turbopumpen) oder mittels Druckgasförderung geschehen. Bei letzterer werden die Treibstofftanks mit einem Gas (in der Regel Helium oder Stickstoff) bedrückt und der Treibstoff so in die Brennkammer eingespritzt. Dieses Gas muss also in speziellen Hochdruckbehältern in der Rakete mitgeführt werden. Während der Gasentnahme kühlt sich das Gas im Hochdruckbehälter ab, es verliert an spezifischem Volumen. Somit steigt der Gasverbrauch, was sowohl die Kosten wie auch das Gewicht erhöht.
Mit Tridyne kann man diesem Effekt entgegenwirken indem das Gas nach der Expansion wieder erwärmt wird. Bei Tridyne wird dem Arbeitsgas ein kleiner Prozentsatz Wasserstoff/Sauerstoff beigemischt welches dann in einem Katalysator zur Reaktion gebracht wird und somit das Gas erhitzt. Der H2/O2 Anteil ist so gering, dass er unter der Zündgrenze liegt, es benötigt den Katalysator um die Reaktion zu starten. Das Gasgemisch kann so vorgemischt sicher im Tank gelagert werden. Der Katalysator besteht aus porösen Pellets von ca. 2.mm Durchmesser die eine extrem grosse spezifische Oberfläche von ca. 200 m2/Gramm besitzen. Diese ist mit einem Edelmetall beschichtet, an dessen Oberfläche die Reaktion stattfindet. SPL hat ein Patent angemeldet, welches von diesem Prinzip gebrauch macht.
Katalysatorgehäuse gefüllt mit beschichteten Pellets. Das Gehäuse wurde in der Mitte von der Hitze bräunlich verfärbt (sog. Anlauffarbe). Die Eintritts- und Austrittstemperatur wird mit Thermoelemente gemessen. Ein Blick durch ein Mikroskop auf ein gespaltenes Pellet. An der Peripherie sieht man die Beschichtung mit dem aktiven Edelmetall. Unten befindet sich eine Millimeterskala
 
Turbopumpen
Gasgeförderte Raketenantriebe
sind eine gute Lösung für kleine und mittlere Raketen. Bei grösseren Systemen werden die Treibstofftanks zu schwer (sie müssen ja den ganzen Einspritzdruck aushalten). Hier können Turbopumpen ihre Vorteile ausspielen. Es handelt sich hier um Zentrifugalpumpen die durch Gasturbinen angetrieben werden. Speziell das Pumpen von kryogenen Flüssigkeiten stellt eine besondere Herausforderung dar. Turbopumpen sind daher wohl die anspruchvollsten Komponenten die heute in Raketen eingesetzt werden und können das Gesamtsystem wesentlich verteuern. Auch hier möchte SPL aber das Gegenteil beweisen und entwickelt in einem längerfristigen Projekt low-cost Turbopumpen. Hierzu wurde an der Fachhochschule Nordwestschweiz FHNW eine Testanlage für Gasturbinen entwickelt.

Raketenantriebe mit festen Treibstoffen
Bei festen Treibstoffen sind Oxidator und Brennstoff nicht getrennt sondern zusammen in einem Kunststoffbinder eingeschlossen. Das ganze Gehäuse fungiert als Brennkammer und muss daher entsprechend isoliert werden und die Brennkammerdrücke aushalten. Daher weisen Feststoffmotoren in der Regel ein schlechteres Voll- / Leermasse Verhältnis auf. Auch ist ihr sprezifischer Impuls tiefer als bei Flüssigtriebwerken. Einmal hergestellt sind sie aber fast beliebig lange lagerbar, was sie vor allem für den militärischen Bereich ideal macht. SPL hat diverse Versuche mit festen Treibstoffen durchgeführt, welche mit dem Test des 12 kN "Tethis I" Motor abgeschlossen wurden. SPL konzentriert sich nun auf die Entwicklung von Flüssigantriebe und deren Komponenten. Das erarbeitete Know-How war aber sehr wichtig und hat SPL schon manche Türe zu industriellen und staatlichen Partnern geöffnet.


Zünder
Zünder für Feststoffmotoren müssen den Treibstoff innert Bruchteilen von Sekunden an der ganzen Oberfläche entzünden könne. Sie müssen daher innert kürzester Zeit grosse Energie- und Gasmengen freisetzen können. SPl hat zwei Typen von Zündern entwickelt, ein sog. pyrogener Zünder (siehe Beschreibung "Tethis-I Zünder") und einen neuartigen Zünder aus gesintertem Magnesium/Teflon-Pulver (siehe Beschreibung Tethis Motor).
 
12 kN Feststoffmotor "Tethis I"
Der "TETHIS-I" Raketenmotor ist ausgelegt für einen Gesamtimpuls von 17'000 Ns und einen maximalen Schub von 12 kN. Die Düse hat eine leichte Glockenform und ist an seiner engsten Stelle mit einem Graphit-Einsatz ausgestattet. Der Treibstoff ist aufgeteilt in vier Sektionen und hat eine Gesamtmasse von ca. 8 kg. In dieser Konfiguration kam eine Mischung aus Ammoniumperchlorat, Alu-Pulver, HTPB Binder usw. zum Einsatz.
Click to start a movie
Der Motor unter vollem Schub von 12 kN (1.2 Tonnen). Der maximale Schub war etwas grösser als erwartet und so kann man auf dem Video erkennen wie der 2.5 Tonnen schwere Sockel sich leicht hebt. Klicken Sie auf das Bild um einen Film zu starten (800 kB, benötigt Real-Player) Schubmessbank mit montiertem Tethis I Motor nach dem Testlauf. Die Einrichtung wird heute auch im Flüssigprogramm eingesetzt.
Eines der vier Treibstoffsegmente. Das Segment welches dem Zünder am nächsten war, enthielt zusätzlich CATOCENE, ein Katalysator welcher die Abrandgeschwindigkeit erhöht. Bild des eingesetzten Zünders bestehend aus gesintertem Magnesium- und Teflonpulver. Gemischt mit reaktiven Metallen wie Magnesium oder Aluminium verhält sich Teflon als leistungsfähiger Oxidator und ist alles andere als inert! Der Zünder brachte den Motor innert 30 ms auf den vollen Schub von 12 kN.

 

 

Infrastruktur


"Rocket science is rocket science, but rocket finance
is by far the hardest part of the equation."
Geoffrey V. Hughes, Rotary Rocket Co.


Allgemeines
Der Schubprüfstand und die weiteren Räumlichkeiten der SPL sind auf dem Gelände und in den Gebäudlichkeiten der ARO TECHNOLOGIES angesiedelt. Dadurch hat SPL Zugriff auf eine breite Palette an technischer Infrastruktur. Das fängt an bei modernsten CNC Fräs- und Drehmaschinen, umfasst auch sämtliche gängigen Einrichtungen und Schweissverfahren für die Metallbearbeitung und geht über Pneumatik und Hydraulik bis zu Elektrik und Elektronik. Das Ganze wird ergänzt durch ein umfangreiches Arsenal an Mess- Prüf- und Testeinrichtungen.

Teststand für Triebwerke

Der Schubprüfstand verfügt über eine spezielle Schalldämpf-Einrichtung, die es erlaubt die extreme Geräuschentwicklung der Testläufe auf einen industrieüblichen Wert zu reduzieren. Ein Triebwerk mit 10 kN Schub erzeugt ca. 140 dB Schalldruck in einem Abstand von 50 m.
Der Abgasstrahl wird in einem Rohr von 1.75 m Durchmesser und 10 m Länge aufgefangen. Die heissen Gase werden durch Einspritzen von Wasser abgekühlt und gelangen nach dem Durchströmen von Schikanen ins Freie. Das Schalldämpferohr steckt in einem 12 m Stahlkontainer wobei die Zwischenräume mit 40 Tonen Sand gefüllt sind.
 
     
Das zu prüfende Triebwerk wird auf dem Tisch der Prüfbank aufgebaut und überträgt seinen Schub auf eine elektronische Kraftmesseinrichtung. Durch die besonders konstruierte Prüfbankmechanik wird eine praktisch reibungs- und hysteresefreie und damit äusserst präzise Erfassung der Schubkräfte ermöglicht. Eine eingebaute Kalibriervorrichtung sorgt für die dauernde Verlässlichkeit der Messresultate. Das Triebwerk feuert dabei in einen ausziebaren Tubus der wiederum im eigentlichen Schalldämpferrohr mündet.
Die Prüfbank sitzt auf einem massiven Sockel aus Stahl und Beton der seinerseits fest mit der 30 Tonen schweren Fundamentplatte der Prüfstandszelle verbunden ist. Die Gesamtmasse der Prüfstandszelle und der Schalldämpfeinrichtung beträgt gegen 100 Tonen.

Die momentane Ausbaustufe erlaubt das Messen von Triebwerken bis 30 kN. Durch Verlängerung des Schalldämpfsystems und Anpassungen an der Prüfbank kann der Testbereich bis auf ca. 120 kN erweitert werden.
 

 

Im orangen Container befindet sich die Schalldämpfeinrichtung. Der graue Container mit vorgelagertem Ventilator ist die eigentliche Testzelle. Im Hintergrund die Räumlichkeiten mit der Messdatenerfassung.

Während der eigentlichen Testphase dürfen sich keine Personen in der Testzelle aufhalten weshalb die Testanlage ferngesteuert wird. Die ganze Steuerung, Überwachung sowie die Messdatenerfassung befindet sich in einem für diesen Zweck ausgerüsteten Bürocontainer der in einem gewissen Abstand neben der Testzelle steht.

 

Partner
  • Ohne die Unterstützung von ARO Technologies wäre das Unternehmen SPL wohl nicht möglich. ARO Technologies gewährt SPL vollen Zugang zu ihren Werkstätten. Sämtliche Lokalitäten von SPL sind auf dem Gelände von ARO angesiedelt.
  • Australian Space Reserach Institute ASRI. SPL ist am Projekt Ausroc 2.5 als Berater und Lieferant diverser Komponenten beteiligt. ASRI stellt SPL seine Startanlagen in Woomera zur Verfügung.
  • Fachhochschule Nordwestschweiz FHNW. Mit FHNW wurden bereits diverse Facharbeiten durchgeführt. Die zerlegbare regenerativ gekühlte Brennkammer ist ein Beispiel. Im laufenden Semester entwickeln zwei Gruppen einen Teststand für Turbopumpen bzw. einen Stufentrennmechanismus für den X-Bow I.
  • TALIS-Institut. Mit TALIS ist eine Partnerschaft im Projekt "Enterprise" geplant.
  • Diverse andere industrielle und staatliche Partner.

Kontakt

WWW: www.spl.ch
allg. E-Mail: info@spl.ch
Adresse: Swiss Propulsion Laboratory
Weststr. 69
CH-4900 Langenthal
Schweiz
Telefon:
Fax:
+41 62 916 1030
+41 62 916 1035
Autoren: Hansulrich Ammann, huammann@aro.ch
Bruno Berger, bruno.berger@spl.ch
 
© SPL, 1.9.2004