UNiversal ITerative HYbrid Rocket
Das Universal Iterative Hybrid Rocket (UNITY) Projekt ist das aktuelle Programm der Arbeitsgruppe Experimentalraketen.
Gemeinsam arbeiten wir dabei an einer Hybridrakete, die mit einer austauschbaren Payload und einem einstufigen Fallschirmsystem ausgestattet mobil gestartet werden soll. Im Kern steht dabei der iterative Entwicklungsprozess, bei dem in einer ersten Version ein sehr einfaches System entwickelt wird, auf welches schnell zurückgegriffen werden kann, um dann in den folgenden Schritten ausgefeiltere Lösungen zu finden.
Während des Projektes, wird zusätzlich zur Hybridrakete Hyperion die Feststoffrakete Phoebe entwickelt. Grundsätzlich kompatibel sollen hier Subsysteme wie Fallschirm und Elektronik bereits im Flug ohne die Elemente des Hybridantriebes getestet werden. Dieser wird parallel bei Triebwerkstests am Boden getestet. Mit einer digitalen Dokumentation und Reviews versuchen wir, dem Projekt dabei einen professionellen Rahmen zu geben. Die Entwicklung wird dabei nach drei Subsystemen unterschieden.
| Rakete | Datum | Anmerkungen |
|---|---|---|
| Phoebe Mk 1 | 29.10.2022 | Teilerfolg, Bergungssystem wurde aufgrund eines Elektronikfehlers nicht ausgelöst |
| Phoebe Mk 2 | 15.07.2023 | Start nicht möglich, Raketenmotor konnte nicht gezündet werden |
| Phoebe Mk 2 | 27.01.2024 | Start nicht möglich, Raketenmotor konnte nicht gezündet werden |
| Phoebe Mk 2 | 03.02.2024 | Erfolg, Bergungssystem wurde ausgelöst |
| Phoebe Mk 2 | 26.01.2025 | Erfolg, neue Elektronik wurde erfolgreich getestet |
| Phoebe Mk 2b | 24.01.2026 | Teilerfolg, nur Vorfallschirm hat aufgrund Elektronikversagens ausgelöst |
Phoebe Mk 1
Phoebe Mk 1 war die erste Rakete im UNITY Program und erprobte das Verbindungsring Design und die erste Version von ICARUS.
Aufgrund eines Fehlers in der PSUv1 (Power Supply Unit) schaltete sich die Rakete nach Start aus und es kam zum Absturz über einem Feld innerhalb des gesicherten Areals.
Die Spitze war mehrere Meter tief im Acker des Feldes und musste mithilfe eines Spatens geborgen werden. Sie war als einziges Segment schadenfrei.
Phoebe Mk 2
Phoebe Mk 2 war die zweite Rakete im UNITY Program und ein kompletter Neubau der Rakete, mit einem neuen Verbindungsring Design und Segmenten. Das einzige Segment von ihrem Vorgänger war die Spitze.
Phoebe Mk 2 ist zwei mal erfolgreich geflogen und hat sowohl Struktur als auch erste Iterationen der Elektronik verifiziert.
Provisorische Logger Boards, aufgebaut auf der PSUv2, haben zudem wichtige Daten über das Flugverhalten des Phoebe Modells geliefert.
Dank der modularen Natur der Elektronik konnten diese auf die bereits im ersten Flug von Mk 2 erprobte PSUv2 und Altimax Flugcomputer aufgebaut werden.
Phoebe Mk 2b
Phoebe Mk 2b war die Weiterentwicklung von Mk 2 und verifizierte die erste Stufe eines neuen zweistufigen Bergungssystems. Zudem flog sie teilweise neue Elektronik, einen neuen Flugcomputer und unseren ersten Flight Data Recorder.
Phoebe Mk 2b hatte nach ihrem Start erfolgreich den Vorfallschirm der ersten Stufe ausgeworfen, allerdings gab es aufgrund von unabhängigen Fehlern in beiden Flugcomputern keinen Auswurf des bereits in Mk 2 erprobten Fallschirmsystems.
Laut den Daten des Flight Data Recorders hat der Altimax zwar sowohl den Vorfallschirm, als auch den Hauptfallschirm aktiviert. Allerdings hat letzteres aufgrund der niedrigen Temperaturen am Startgelände vermutlich zu einem Brownout des FDR und Fallschirmsystems geführt, was den Auswurf des Hauptfallschirms verhinderte. Der CATS Vega hat aufgrund eines zu hoch gesetzten Launch Acceleration Thresholds und der verminderten Leistung des älteren Motors niemals den Start wahrgenommen und somit nie Auswurfsignale ausgelöst.
Die einzigen überlebenden Segmente sind die „Drouge Gun“ (erste Stufe des neuen Bergungssystems) und das alte Bergungssystem von Phoebe Mk 2. Die neue Elektronik wurde großteils zerstört was im Verlust der High Detail Flugdaten des dritten Flugcomputers (dem selbst entwickelten IFCv2), welcher passiv als Beobachter mitflog, resultierte. Der neue Flight Data Recorder und die Funkübertragungen von Phoebe Mk 2b sind die einzigen Datenquellen des Fluges.
Phoebe Mk 3
Hyperion
Hybridantrieb
Der für Hyperion verwendete Hybridantrieb wird durch die SG Antriebe entwickelt. Hybridantriebe verwenden einen festen Treibstoff und flüssigen Oxidator. Diese Bauweise ermöglicht es, einige positive Eigenschaften von Feststoffantrieben und Flüssigtriebwerken miteinander zu kombinieren. Somit sind Hybridantriebe einfacher im Aufbau als Flüssigtriebwerke, können aber je nach Treibstoffkombination eine ähnlich hohe Effizienz erreichen und sind im Gegensatz zu Feststoffantrieben regelbar und deutlich sicherer.
Details
Das entwickelte Hybridtriebwerk HYDRA 5 verwendet eine den festen Brennstoff HTPB (Hydroxyl-terminiertem Polybutadien) in Kombination mit dem flüssigem Oxidator Distickstoffmonoxid (Lachgas). Das fertige Triebwerk soll einen Schub von bis zu 1500 N produzieren und einen Totalimpuls von 12,5 kNs aufweisen.
Der komplette Hybridantrieb besteht aus Oxidatortank, Hauptventil und Brennkammer. Um ein möglichst leichtes Triebwerk zu bauen wird die Brennkammerhülle aus Kohlenstofffaserverstärkten Kunststoff (CFK) gefertigt. Als Struktur und Isolation im Inneren der Brennkammer wird Hartpapier verwendet. Für Triebwerkstests am DLR Standort Trauen wird eine Brennkammer aus Stahl verwendet, die einen schnellen Wechsel des Triebwerks und somit mehrere Tests hintereinander ermöglicht.
Nach einem ersten Brenntest des neuen Triebwerks beim DLR in Trauen wird aktuell an der zweiten Iteration des Triebwerks gearbeitet, die im Frühling 2023 getestet werden soll.
Elektroniksysteme
Die elektrischen Systemen inner- und außerhalb der Experimentalrakete werden durch die SG Elektronik bereitgestellt. Ganz im Zeichen des UNITY Projekts wird ein großer Wert auf die universelle Einsetzbarkeit und leichte Iterierbarkeit gelegt. Dieses Konzept spiegelt sich insbesondere im Stack-Aufbau der neuesten Elektronik wider.
Aufgaben wie Spannungsversorgung, der Flugcomputer oder das Senden von Telemetriedaten werden nicht von einer, sondern von mehreren dedizierten Platinen übernommen. Der Stack besteht aus standardisierten Platinen, die in beliebiger Konfiguration zusammengesteckt werden können. Die Kommunikation der Platinen und das Bereitstellen von Infrastruktur erfolgt hierbei über den ERIG Bus (ERBus). Dieser stellt das Herz der Rakete da. Dieser verteilt Spannung und Daten durch die gesamte Rakete und ermöglicht das leichte Hinzufügen neuer Komponenten. Die festgelegte Pinbelegung ist hierbei minimal und bietet Raum für Erweiterung und spezielle Nutzlasten.
Raketenstruktur und Bergungssystem
Entwicklung und Bau der Raketenstruktur und des Bergungssystems wird durch die SG Raketensysteme übernommen. Die Struktur der Rakete besteht aus einzelnen Segmenten. Diese bestehen aus selbst laminierten Kohle- oder Glasfaserrohren, in deren Enden Verbindungsringe eingeklebt werden. Diese dienen zur Verschraubung der einzelnen Segmente. Die gesamte Rakete besteht aus fünf bzw. sieben solcher Segmente mit verschiedenen Längen.
Aufbau
Ganz oben ist die Spitze. Sie sorgt durch ihre aerodynamische Form für möglichst geringen Luftwiderstand. Unter der Spitze befindet sich das Nutzlast-Segment, gefolgt vom Elektronik-Segment. Wenn die Elektronik den höchsten Punkt der Flugbahn erkannt hat, sendet es den Befehl zum Fallschirmauswurf an das darunter liegende Bergungs-Segment. Das Bergungssystem besteht aus zwei gleichen unabhängigen Auslösemechanismen, welche ober- und unterhalb der Kapsel des Fallschirms liegen und einer seitlichen Auswurfklappe. Ausgeworfen wird der Fallschirm durch mit Servomotoren gespannten Gummiringen. Diese sorgt für Redundanz und schützt somit vor mechanischen Versagen einer der Auslösemechanismen oder einem Fehlschlagen der Apogäums-Erkennung. Der zweite Mechanismus wird nach einer vor dem Start berechneten Zeit, wenige Sekunden nach dem Apogäum, ausgelöst. Das unterste Segment der Rakete ist das Antriebssegment mit seinen zwei Konfigurationen. Zum einen die Hybrid-Variante, diese ist noch einmal in Tank-Segment, Ventil-Segment und Triebwerk aufgeteilt. Zum anderen die Feststoff-Variante, welche verschiedene Größen von Feststoff-Raketenmotoren aufnehmen kann. An der Außenseite des Antriebssegments sind austauschbare Leitwerke zu finden, die je nach gewählter Konfiguration für die optimale Stabilität der Rakete sorgen
