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Eines der Ziele des TU Wien Space Teams ist es Luft- und Raumfahrt greifbarer und leichter zugänglich für die Allgemeinheit zu machen. Wir sind deshalb bemüht unsere Arbeit und Ergebnisse auch unter freien Lizenzen zu veröffentlichen: Code & Dokumente
Pressefotos in Druckqualität
Die Verwendung dieser Abbildungen für Zwecke der Berichterstattung über das TU Wien Space Team ist honorarfrei. Wir bitten Sie, bei Verwendung den Bildrechtevermerk jeweils anzugeben.
Pressefotos
Student Aerospace Module
Wir bieten die Lehrveranstaltung „Student Aerospace Module“ an der TU Wien an.
Student Aerospace Modul
Im Sinne einer noch engeren und langfristigen Zusammenarbeit mit der TU Wien bietet das TU Wien Space Team von nun an eine neue Möglichkeit einer Spezialisierung im Bereich der Luft- und Raumfahrttechnik an. Das im Jahr 2020 neu eingeführte Student Aerospace Modul kann von Studenten der Studiengänge Maschinenbau (E033245) und Maschinenbau-Wirtschaftsingenieurwesen (E033282) im Bachelor mit 7 ECTS als Berufsfeldorientierungsmodul oder im Master mit 14 ECTS als Vertiefungsmodul absolviert werden und umfasst sowohl theoretische als auch praktische Arbeit an einem realen Luft- und Raumfahrtprojekt.
Beide Module bestehen aus verpflichtenden Lehrveranstaltungen sowie solchen, die aus einer vorgeschrieben Liste an Lehrveranstaltungen ausgewählt werden können. Im Kern der beiden Module steht die neue Student Aerospace Projektarbeit, die in beiden Modulen zu absolvieren ist.
Die offizielle Beschreibung der Student Aerospace Module findet sich in den jeweiligen Studienplänen sowie auf TISS (Link).
Details: Student Aerospace Projektarbeit (307.502, 5 ECTS)
Die Projektarbeit ist in beiden Modulen verpflichtend zu absolvieren und wird von bis zu 3 Studenten pro Gruppe über ein Thema aus der Luft- und Raumfahrttechnik verfasst, das vom TU Wien Space Team als sinnvoll und relevant erachtet wird. Die Betreuung wird durch Mitarbeiter verschiedener Institute der TU Wien sichergestellt, dies führt jedoch auch zu einer eingeschränkten Anzahl der pro Semester möglichen Projektarbeiten. Falls Du Interesse hast ein Student Aeropace Projekt zu verfassen, dann kontaktiere bitte die zuständigen Tutoren.
Kontaktinformationen
Falls Du Fragen zum neuen Student Aerospace Modul hast oder ein Projekt verfassen möchtest, dann melde Dich gerne unter einer der folgenden E-Mail Adressen:
Allgemeine Informationen: studentaerospace@tuwien.ac.at
Zuständige Tutorin: alicia.wollendorfer@spaceteam.at
ABGESCHLOSSENE projekte
Lunar Lander
Lunar Lander
In Kooperation mit den Part-Time-Scientists(TM), haben wir im Zeitraum von Mai – Oktober 2014 ein Mondlandemodul für die GLXP-Challenge gebaut. Die Herausforderung bestand dabei darin eine Struktur zu bauen, die die enormen Kräfte beim Start der Trägerrakete (8.5-fache Erdbeschleunigung) aufnehmen kann. Bei der Landung am Mond muss der Restimpuls über die Beine gedämpft und abgeführt werden. Da Gewichtsoptimierung oberste Priorität hat, haben wir uns entschieden als Tragende Struktur ein Exoskelett aus Alu-Alu-Wabenkern Sandwichpanelen zu entwerfen. Dieses entlastet die Tanks (Hauptlast beim Start 500kg Treibstoff), kann sehr gut die Lasten aus den Beinen aufnehmen (Landegewicht ca. 300kg, max. Fallhöhe 5m bei 1/6 Erdbeschleunigung) und stellt gleichzeitig Flächen für Solarpaneele und Kühlung.
Grundstruktur
Der von uns Entworfene und gebaute 1:1 Prototyp hat in etwa die Abmaße eines Kleinwagens bei einem Gewicht von 65kg für Struktur und Beine. Die Grundfläche der Struktur misst 1,7m x 1,7m, die Diagonale von Bein zu Bein im Landezustand beträgt etwa 4m und die Gesamthöhe ca. 1,6m.
Video vom Zusammenbau der Grundstruktur (Body Assembly)
Beinstruktur und Dämpfungselemente
Auch die Beinstruktur ist eine Eigenentwicklung unseres Teams und wurde in einzelnen Arbeitsschritten ausgelegt, berechnet und schließlich gefertigt.
Anbau der Beine und Fertigstellung (Leg and Final Assembly)
Ausstellungsstück im Technischen Museum Wien
Im April 2017 wurde das Lunar Landing Modul (LLM) dem Technischen Museum Wien als Dauerleihgabe übergeben.
Als Bestandteil der dauerhaften Ausstellung ist es nun in der Luftfahrt-Abteilung zu sehen
Rocket Tracker T-REX
Rocket Tracker T-REX
Raketenstarts vollautomatisch und hochauflösend per Bilderkennung zu filmen ist unser Ziel. T-REX (Tracking Rocket EXperiments) wurde von WüSpace e.V. gegründet, seit 2019 arbeitet das Space Team gemeinsam mit WüSpace an dem Projekt.
Wie funktioniert der Raketentracker?
Das Kameragimbal wird auf eine Rakete am Launchpad gerichtet. Ein Bilderkennungsalgorithmus registriert laufend die Position der Rakete um das Gimbal nachzuregeln. Die zwei Achsen werden je nach Prototyp von Schrittmotoren bzw. bürstenlosen Gimbalmotoren gesteuert. Die Software läuft zur Zeit noch auf auf einem externen Laptop, in naher Zukunft wird sie auf einem Einplatinencomputer mit KI-Rechenkernen laufen.
Auf diversen Raketenstartevents wurden bereits mehrere Prototypen getestet, unter anderem im März 2020 in Straubing, im September in Manching oder im Oktober in Portugal im Rahmen des EuRoC-Events.
Das gewonnene Videomaterial ist nicht nur spektakulär anzusehen sondern kann vor allem für die Analyse von Raketenflügen genutzt werden. Besonders in Fällen, in denen ein Start nicht so verläuft, wie geplant, kann hochauflösendes Videomaterial Gold wert sein.
REXUS: Projekt Daedalus
REXUS: Projekt Daedalus
Das Space Team der TU Wien startet gemeinsam mit der Universität Würzburg ein ambitioniertes Projekt: Aus einer Rakete sollen Messgeräte abgeworfen werden, die ohne Fallschirm zur Erde zurückkehren.
Im Rahmen des REXUS/BEXUS Programms kooperiert das TU Wien Space Team mit einer Gruppe von Studierenden der Universität Würzburg:
Es ist eine gewagte Idee, und niemand weiß genau, ob sie funktionieren wird: Mit einer Rakete sollen röhrenförmige Messgeräte in eine Höhe von 75 Kilometern transportiert werden und dann ganz von selbst unversehrt zur Erde zurückkehren. Wenn sich diese Technologie bewährt, könnte sie in Zukunft ein interessantes neues Werkzeug für die meteorologische Forschung werden.
Die Grundidee
Die Grundidee für das neuartige Messgerät erinnert an Ahornsamen, die durch ihre langen Flügel ganz langsam und sanft zu Boden sinken.
Die röhrenförmigen Sonden, genannt Space Seeds, sind ebenfalls mit Flügeln ausgestattet, welche sich nach dem Auswurf aus der Rakete aufklappen und die Space Seeds wieder abbremsen.
Hier können Sie die Aufzeichnung der Projektpräsentation durch den Projektleiter Clemens Riegler finden, die im Rahmen des Space Events 2018 stattgefunden hat.
Der Beitrag des TU Wien Space Teams
An der TU Wien werden folgende Komponenten entwickelt: Der Onboard-Computer der Space Seeds sowie der Auswurfmechanismus.
Der Auswurfmechanismus
Im Rahmen des Daedalus-Projekts werden 3 Space Seeds gleichzeitig gestartet. Während des Starts und Steigflugs der REXUS-Rakete befinden sich diese in der Spitze (Nosecone).
Dabei werden die Space Seeds in drei GFK-Röhren beherbergt, wobei die Flügel beim Steigflug eingeklappt sind. Die drei Röhren sind gleichzeitig Teil des Auswurfmechanismus: Die Space Seeds sitzen auf einer vorgespannten Feder, welche mittels eines Stahlseils zurückgehalten wird. Spezielles Augenmerk wurde auf die Materialauswahl gelegt, um möglichst hohe Festigkeit bei geringem Gewicht zu erreichen.
Am Gipfelpunkt, welcher bei ca. 75km liegen wird, werden die Stahlseile mittels Pyro-Cutter getrennt und die Space Seeds ausgeworfen. MORABA(DLR)
Onboard-Computer FMS3D
Als Onboard-Computer wird eine adaptierte Version unseres Flight-Management-Systems 3 verwendet. Angepasst musste unter anderem die Stromversorgung werden, da aufgrund von regulativen Anforderungen NiMh-Akkus verwendet werden sollen. Da der Start im Winter im nördlichen Schweden stattfinden wird, werden die Akkus auf der Startrampe vorgewärmt um die volle Leistungsfähigkeit zu erreichen.
Als Funkmodule werden neben XBEE Shortrange Module zur Kommunikation zwischen den Seeds und dem On-Rocket-Computer innerhalb der Rakete auch Satellitenkommunikationsmodule von Iridium verwendet, welche die Ortskoordinaten nach der erfolgreichen Landung übertragen sollen.
REXUS/BEXUS
“REXUS/BEXUS” ist eine Kooperation des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt mit dem Swedish National Space Board und der ESA. Jedes Jahr werden im Rahmen von “REXUS” in Schweden zwei Raketen gestartet, die von Studierenden entwickelte Instrumente und Experimente in eine Höhe bis etwa 80 Kilometern transportiert.
Im Rahmen einer REXUS-Kampagne müssen spezifische Milestones erreicht und Tests in Labors des DLR, ZARM und SNSB absolviert werden. Hier eine Auswahl von Fotos im Rahmen dieser Events:
Launchkampagnen
März 2018
Der Start der Rakete REXUS23 inkl. den Space Seeds war ursprünglich im März 2018 in Kiruna geplant. Nach der Ankunft der Studierendenteams werden dabei wurden vor Ort die Experimente in die Raketen integriert und verschiedenste Tests durchgeführt. Diese sollen einerseits eine reibungsfreie Funktion garantieren sowie andererseits verhindern, dass andere Experimente oder der Raketenstart selbst beeinträchtig wird.
Nach einem fehlerhaften Start der Schwesterrakete REXUS24 wurde die Kampagne jedoch abgebrochen und der Start von REXUS23 um ein Jahr verschoben.
März 2019
Im März 2019 war es dann soweit: REXUS 23 wurde im Vorfeld der Kampagne für REXUS 25/26 am 4. März gestartet. Die drei Space Seeds wurden auf einer Höhe von ca. 75km ausgeworfen. Die Seeds hatten während des Sinkfluges durchgehend Funkkontakt und konnten am Tag darauf per Hubschrauber geborgen werden.
Folgendes Video zeigt den sequentiellen Auswurf der drei Space Seeds auf einer Höhe von ca. 75km.
Die Auswertung der aufgezeichneten Daten bestätigte schließlich: Die Space Seeds haben sich beim Auftreffen auf die dichtere unter Atmosphäre wie geplant stabilisiert und begannen zu rotieren. Diese Rotationsbewegung bremste die Seeds von ca. 800m/s auf 35km Höhe auf ca. 25m/s bei der Landung, welche die Seeds unbeschadet überlebt haben.
Die Space Seeds landeten alle innerhalb eines Radius von 1km, 33km von der Startrampe entfernt. Das nachfolgende Bild zeigt die Flugparabel der REXUS23-Payloadsection sowie die Flugbahn eines Space Seeds, welcher bereits ab 15km Höhe GPS-Verbindung hatte.
Zusammenfassung
Das Projekt Daedalus war aus unserer Sicht ein voller Erfolg. Ein paar Eckpunkte:
- Das TU Wien Space Team konnte das erste Mal am deutsch-schwedischen REXUS/BEXUS Programm teilnehmen.
- Mitglieder des Space Teams konnten bei zwei Launch-Kampagnen in Kiruna (Schweden) teilnehmen und v.a. internationale Kontakte knüpfen.
- Der Boardcomputer FMS, welcher bereits seit einigen Jahren in unseren Raketen Projekten wie STR und The Hound eingesetzt wird, konnte erfolgreich in diesem Szenario und bis auf eine Flughöhe von 75km getestet werden.
- Konferenzartikel ESA PAC Symposium 2019
DISCO One (Konzept)
DISCO One (Konzept)
CubeSats sind eine Schlüsseltechnologie, die den kosteneffizienten Einsatz vieler Anwendungen im Weltraum wie Erdbeobachtung, Kommunikation und Technologiedemonstration ermöglicht. Die meisten dieser Anwendungen benötigen eine ausgesprochen hohe Downlink Datenrate vom Satelliten zur Bodenstation. Diese hohen Raten erhöhen die Anforderungen an Raum, Gewicht und Leistung, was ein wertvolles Gut jeder CubeSat Mission darstellt. Darüber hinaus stellen die traditionelle (Amateur-)Funkfrequenzbänder eine starke Limitierung der Bandbreitenzuweisung auf, und in Kommunikationssystemen mit S-, X- und Ka-Band-Frequenzbereichen sind bereits Trends zur Nutzung kürzerer Wellenlängen wahrnehmbar.
Das folgende Konzept beruht darauf, dass die Kommunikationswellenlänge in Richtung optischer Frequenzen weiter reduziert wird, was effektiv zu einer optischen Free Space-Kommunikation für CubeSats führt. Optische Frequenzen ermöglichen minimierte Divergenzwinkel, und daher führen sie zu einer hohen Energieeffizienz, hohen Datenrate und keinen Problemen mit Frequenzzuweisungen und Bandbreitenbeschränkungen. Die besondere Anforderung dieses Konzepts bringt jedoch viele Herausforderungen für Satelliten dieser CubeSat Größe (1U) mit sich. Insbesondere die Zielgenauigkeit und die daraus resultierende Spezifikation für das ADCS, sowie die Notwendigkeit, Leistung für das Trägersignal (den Laserstrahl) bereitzustellen, haben die Nutzung dieser Technologie bis jetzt verhindert. Um diese Herausforderungen zu meistern, wurde bereits in den neunziger Jahren die reflektierende optische Free Space-Kommunikation vorgeschlagen. Dabei werden alle energieintensiven und komplexen Komponenten in der Bodenstation integriert.
Ein Hochleistungslaser in der Bodenstation verfolgt den vorbeifliegenden Satelliten mit Hilfe eines Teleskopsystems und liefert das Trägersignal für dieses Kommunikationskonzept. Ein Retro-Reflektor am Satelliten reflektiert das Licht direkt zurück zur Bodenstation. Ein am Retro-Reflektor angebrachter optischer Modulator moduliert das reflektierte Licht und ermöglicht so einen optischen Downlink. Diese Baugruppe aus Retro-Reflektor und Modulator wird modulierender Retro-Reflektor (MRR) genannt. Mit dieser Technologie werden Daten vom Satelliten zu einer Bodenstation, mit nur einem Bruchteil der Energie übertragen.
DISCO One implementiert dieses Konzept der reflexionsoptischen Kommunikation für CubeSats und strebt den Proof-of-Concept über eine In-Orbit-Demonstration mit einer einzigen Satelliteneinheit an. Das verwendete MRR-System basiert auf einfachen LCDs, die die Schlüsselkomponente des vorgeschlagenen Systems darstellen und Datenraten von bis zu 1 kbps versprechen. Das Hauptaugenmerk dieses Konzepts besteht darin, einen Systemüberblick zu schaffen und das Konzept des dieser Kommunikation vorzustellen. DISCO One konzentriert sich auf eine einfache, robuste und langlebige Implementierung des Satelliten sowie des optischen Kommunikationssystems. Da es auf einer 1U-CubeSat Plattform basiert, sind sowohl die verfügbare Energie als auch der verfügbare Raum erheblich begrenzt. Der vorgeschlagene Stromverbrauch des vollständigen Satelliten einschließlich der MRRs liegt im Durchschnitt unter 1 W, während das Kommunikationsmodul maximal 0,2 W verbraucht.
Zusammenfassend lässt sich sagen, dass das Ziel darin besteht, das Design eines kostengünstigen optischen Downlinks für Kleinsatelliten zu verifizieren, welches dann zu einem wiederverwendbaren System weiterentwickelt und z.B. von Universitäten und der Industrie genutzt werden kann, um die Datenverbindungsbudgets zu erhöhen und den Energiebedarf zukünftiger Satellitenmissionen zu senken.
Abbildung 1: Modell von DISCO One
DISCO One besteht aus den folgenden Subsystemen:
- ADCS – System zur Bestimmung und Steuerung der Fluglage
- EPS – Elektrische Stromversorgung
- COM – Kommunikationsmodul
- MRR – Modulierender Retroreflektor
- OBC – Bordcomputer
Leider blieb die Idee dieses CubeSats ein Konzept und wurde aufgrund von Problemen bei der Realisierung des MRR nie umgesetzt. Mit Ausnahme des MRR wurden alle anderen Subsystemkomponenten entwickelt.
Abbildung 2: Poster das bei der 34th Small Satellite Conference (www.smallsat.org) präsentiert wurde.
Pegasus
Pegasus
Der Satellit befindet sich seit mehreren Jahren im Orbit um die Erde, seine momentane Position und Messdaten lassen sich live hier einsehen!
Gemeinsam mit der FH Wiener Neustadt und der Space Tech Group (STG) entwickelte das TU Wien Space Team einen CubeSat für das Projekt – QB50. Bei diesem Projekt handelt es sich um eine internationale Kooperation bei der insgesamt 50 Microsatelliten mit Abmessungen von je 10 cm x 10 cm x 20cm in den Weltraum gebracht hätten werden sollen.
Unsere Hauptaufgabe in diesem Projekt waren die Entwicklung der Power Supply Unit (PSU) und des Boardcomputers (OBC). Die PSU stellt die Energieversorgung des Satelliten von der Solarzelle bis zum Verbraucher sicher. Im OBC laufen alle Daten aus den Sensoren und den Funkmodulen zusammen, ausserdem steuert seine Software die Lageregelung und die Microthruster. Bei einem Fehlerfall schaltet die PSU defekte Teilsysteme selbständig aus, um die Funktionsfähigkeit des restlichen Satelliten zu erhalten. Weiters wurden Module zur Anbindung der wissenschaftlichen Einheit und des GPS Modules implementiert. Das TU Wien Space Team entwickelte auch die Hardware und Software der Bodenplatte mit einem eigenen Kameramodul, das für Fotos aus dem All sorgt.
Diese Hardware wurde im Juni 2017 auf einer indischen Trägerrakete in ihren Orbit gebracht und liefert seitdem Daten aus dem Weltall. Aktuelle Messdaten sind jederzeit unter http://spacedatacenter.at/pegasus/ abrufbar.
Der Großteil der Hardware von PEGASUS wurde vom TU Space Team entwickelt und gefertigt:
- das Energiemanagementsystem, die Power Supply Unit (PSU)
- der OnBoard Computer (OBC)
- die Batteriehalterung inkl. Temperaturregelung
- Bottom Panel, das Kamerasystem und Service-Interface von PEGASUS
- die Adaptermodule zu GPS und Wissenschaftsmodul
GATE
GATE
Das GATE (Green Adjustable Testbed Engine) ist die erste Design-Iteration eines Hochleistung-Flüssigtriebwerk. Basierend auf dem Wissen dass wir uns während der Entwicklung von Systemen und Prototypen für µHoubolt angeeignet haben, entwerfen wir nun unser erstes Flüssigtriebwerk mit regelbarem Schub und das so groß wie noch keines unserer Triebwerkskonzepte bisher. Der Teststand TS03-24kN “Franz” ist ein zentraler Teil des Entwicklungsprozesses, da er uns erlaubt die bis zu 8kN Schub die durch die Verbrennung der Treibstoffe Ethanol und flüssigem Sauerstoff von GATE produziert werden handzuhaben.
TS-03-24kN „Franz“
TS03-24kN “Franz”
Um Triebwerke der Größenordnung der Suborbitalrakete Houbolt testen zu können, wurde ein großer Teststand entwickelt. Um auch für künftige Projekte genügend Kapazitäten zu bieten, ist der Teststand für einen maximalen Schub von 24kN ausgelegt, was ihn zum Größten jemals in Österreich betriebenen macht. Für maximale Flexibilität kann er nicht nur mit der für Houbolt vorgesehenen Treibstoffkombination von Ethanol/Lachgas betrieben werden, sondern mit allen gängigen Kombinationen wie etwa auch Ethanol/LOX (Flüssiger Sauerstoff). Für mehr Flexibilität was den Testort betrifft, ist das Gerüst auf einem schweren Anhänger montiert, was es uns ermöglicht Erweiterungs- und Wartungsarbeiten in unserer Werkstatt durchzuführen. Dies verringert die Anforderungen an den Testort immens.
Anfang Juni wurde mit dem GATE Triebwerk der erste Hot-Fire Test auf Franz durchgeführt – mit ausgezeichnetem Erfolg:
Systemaufbau
Der Teststand besteht aus vier Haupsektionen, welche durch Stahlblechwände voneinander abgetrennt sind. Diese Sektionierung schützt vor Ausbreitung von austretenden Fluiden und Bränden, etwaiger Wärmestrahlung im Brandfall und bedingt vor Trümmerflug.
In der vorderen Sektion (Sektion 1) findet sich das Testcompartment und etwaige gefährliche Substanzen/Systeme (Batterien für Pumpentests, Gaskartuschen für Torch-Igniter). Das Testcompartment und damit das Triebwerk sind in einem Winkel von etwa 30° nach unten geneigt, um im Falle einer Fehlzündung sicherzustellen, dass der ausgestoßene Treibstoff abfließt und sich nicht innerhalb des Triebwerks sammelt.
Die mittlere Sektion (Sektion 2) beherbergt den Oxidatortank. Dieser ist in Schräglage auf einem erhöhten Gerüst angeordnet, um einen möglichst kurzen Fließweg ohne starke Rohrbiegungen und Krümmungen sicherzustellen. Dies ist besonders wichtig zur Vermeidung von Kavitation. Im Betrieb ist der Tank auf vier Wägezellen gelagert, welche die Masse und damit den Massenstrom ins Triebwerk kontinuierlich messen. Zusätzlich finden sich in dieser Sektion Platz für zwei 200L Fässer mit Betriebs- und Löschwasser, welches bei Bedarf über Tauchpumpen dem Feuerlöschsystem zugeführt wird.
Sektionen 3 und 4 finden sich im hinteren Teil des Teststandes, Sektion 4 enthält den Treibstofftank, Sektion 3 beherbergt drei 50l Stickstoffflaschen für die Bedruckung von Treibstofftank und Oxidatortank sowie für die Versorgung der Stickstoffvernebler- und Purge-Systeme. Zusätzlich befinden sich dort Ventil- und Schaltpaneele für die Druckgasversorgung als auch das Elektronik- und Steuerungssystem.
Struktur
Um die auftretenden Lasten aufzunehmen benötigt der Teststand ein stabiles Grundgerüst, welches aus Stahl-Formrohren bestehen, die über Verbindungselemente miteinander verschraubt sind. Dies führt zu einem geringen Gewicht in Kombination mit guter Tragfähigkeit und geringen Kosten. Um den Anhänger beim Testlauf nicht zu überlasten, ist der Teststand in der Lage sich selbst zu tragen. Hierfür werden 6 Stützen angebracht, welche, im Boden verankert, die gesamte Testlast tragen können. Wenn notwendig kann der Anhänger vom Teststand entkoppelt und herausgezogen werden.
Tanks
Die Tanks für Brennstoff und Oxidator bestehen aus Edelstahl und besitzen Anschlüsse an der Ober- und Unterseite. Die Anschlüsse auf der Unterseite dienen dem Betanken und Entnehmen der Flüssigkeiten. Der Deckel beherbergt die notwendigen Anschlüsse für Sicherheitsventile und Druckgasversorgung.
Rohrleitungssystem
Das Rohrleitungssystem besteht hauptsächlich aus Komponenten der Firma Swagelok, welche sich durch hohe Dichtigkeit, Kompatibilität, sowie gute Druckbeständigkeit auszeichnen. Die Auslegung und Zusammenstellung des Systems wurde ebenso durch Swagelok unterstützt.
Zur Betätigung der Ventile wird großteils ein elektrisches System genutzt, hierfür wurde ein eigener Servoaufsatz für kommerzielle Ventile entwickelt. Für die beiden, relativ großen Hauptventile befindet sich ein pneumatisches System in Entwicklung. Die elektrischen Aktuatoren befindet sich schon seit längerer Zeit in Erprobung und haben sich beim Einsatz am bestehenden kleinen Teststand als verlässlich erwiesen.
Um die Modellierung und die Auslegung des Oxidatorsystems zu verifizieren, wurden die dementsprechenden Komponenten bereits beschafft und werden zur Zeit in den bestehenden kleinen Teststand integriert.
Um verlässliche Zündungen sicherzustellen wird ein sogenannter Torch-Igniter (Im Prinzip ein kleines, einfach zu zündendes Triebwerk, das in die Brennkammer des Haupttriebwerks hineinfeuert), der mit Wasserstoff und Sauerstoff betrieben wird, verbaut.
Das Oxidatorsystem kann bei Bedarf durch geringe Anpassungen am Hauptventil von Lachgas auf flüssigen Sauerstoff umgerüstet werden, um zukünftige Projekte zu unterstützen.
Elektronik
Als Steuerungseinheit für den Teststand wird eine Weiterentwicklung des aktuell am kleinen Teststand eingesetzten Systems verwendet. Dieses System ist in der Lage, den gesamten Testablauf von Betankung über Ventilsteuerung bis hin zum Aufzeichnen von hochauflösenden Messdaten automatisch zu steuern. Das System wird für die Anwendung von Lachgas adaptiert, zusätzlich kommt ein unabhängiges Watchdog-System zum Einsatz, welches die Funktionstüchtigkeit des Hauptsystems überwacht und weitere Funktionen zur Kontrolle des Oxidatortanks (Notentlüftung, Drucküberwachung) enthält.
Sicherheit
Bei der Entwicklung des Teststandes wurde großes Augenmerk auf die Sicherheit gelegt. Es wurde eine umfangreiche Sicherheitsanalyse des Systems, besonders im Bezug auf die involvierten Substanzen und drucktragenden Systeme, durchgeführt. Besonders der Oxidator Lachgas erfordert einige Maßnahmen um Zersetzungsreaktionen zu verhindern.
Trotz all dieser Maßnahmen werden alle Prozesse, die solch eine Reaktion begünstigen (Betankung, Testläufe, Entlüftung) ohne Anwesenheit von Personal, automatisiert oder ferngesteuert, durchgeführt. Für drucktragende Systeme werden ausschließlich geprüfte und für diesen Einsatzzweck zugelassene Komponenten verwendet und alle Druckbehälter sind mit Sicherheitssystemen ausgestattet. Zusätzlich zur räumlichen Trennung und Abschirmung der einzelnen Subsysteme soll ein Löschsystem das Brandrisiko senken.
TS-02-500N
TS02-500N
Der neue Teststand ist eine Weiterentwicklung von TS01-70N und dafür ausgelegt, Triebwerkstests mit Lachgas durchzuführen. Er unterscheidet sich von seinem Vorgänger hauptsächlich durch seine höhere strukturelle Stabilität und ein robusteres Fluid Management System. Somit erlaubt uns dieser Teststand das Testen und Entwickeln von flugfähigen Flüssigtriebwerken die in kleineren Raketen, wie etwa µHoubolt, eingesetzt werden können. Die Eckdaten des Teststands sind im Folgenden kurz zusammengefasst.
Eckdaten:
- Anordnung – Es handelt sich wie beim Vorgänger um einen Teststand mit vertikaler Triebwerksanordnung. Diese Konstruktionen besitzen gegenüber einer horizontalen Anordnungen den Vorteil, dass sich kein Treibstoff in der Brennkammer ansammeln kann. Die Wahrscheinlichkeit eines “hard starts”, welcher das Triebwerk oder den Teststand selbst beschädigen kann, wird dadurch reduziert.
- Gerüst – Die Grundstruktur besteht aus einer vierbeinigen Schraubkonstruktion aus rostfreiem Stahl
- Schub – Der Teststand ist in der momentanen Konfiguration für Triebwerke mit einem Schub von bis zu 500 N verwendbar.
- Treibstoffe:
- Brennstoff: Im Allgemeinen können (mit Ausnahme von Methan) sämtliche Kohlenwasserstoffe verwendet werden, die aktuellen Tests werden mit Ethanol durchgeführt
- Oxidator: Der Teststand ist vorrangig für die Verwendung von Lachgas konstruiert worden
Verrohrung und Komponenten:
- Piping – Die Verrohrung und alle kritischen Komponenten bestehen aus geeigneten Swagelok Produkten.
- Druckversorgung – Der Stickstoff für die Bedruckung der Treibstoffe wird in Gasflaschen zur Verfügung gestellt. Die Bedruckung wird über die Ansteuerung zweier monostabilen Magnetventile realisiert, damit die Bedruckung durch Kappung der Stromzufuhr jederzeit gestoppt werden kann.
- Ventilsteuerung – Die Ansteuerung der Kugelhähne erfolgt über selbst entwickelte Aufsätze für Servomotoren.
- Betankungssystem – Die Befüllung des Lachgastanks erfolgt mithilfe einer eigens konstruierten Tankvorrichtung, die Kontrolle der Temperatur und der notwendigen Druckdifferenz wird mithilfe eines Wärmetauschers gewährleistet.
- Zündung – Die Zündung erfolgt aktuell pyrotechnisch, auch eine elektrische Zündung mittels Lichtbogen wird implementiert.
- Schubmessung – Die Schubmessung erfolgt durch drei im Kreis angeordnete Wägezellen, um nicht nur den Schub, sondern auch einen potentiellen Schubvektor aufzeichnen zu können.
Eine vorläufige Version des für den neuen Teststand entworfenen Triebwerks LE-03 “Amalia” wurde bereits mit Ethanol und NitrOx erfolgreich getestet. Es befindet sich aber momentan noch in der Entwicklung.
TS-01-70N
TS01-70N
TS01-70N ist der erste Teststand des TU Wien Space Team der für die Entwicklung von kleinen Prototypentriebwerken designed wurde. Dieses Teststandprojekt hat für das Space Team die Ära der Flüssigtriebwerksentwicklung eröffnet und dank der bereitgestellten Testplattform haben wir unsere ersten Gehversuche mit Flüssigtriebwerken mit den Triebwerken “Thor” und “Proteus” unternehmen können. Thor arbeitet mit Ethanol als Brennstoff und Druckluft als Oxidator was ein günstiges, sicheres und einfach zu handhabendes Treibstoffgemisch ist – es ist zwar auch nicht besonders leistungsstark, aber für erste Tests war es optimal. Mit Proteus haben wir begonnen erstmals NitrOx, als mit Sauerstoff angereicherte Druckluft zu verwenden, was die Performance des Triebwerks bedeutend näher an das spätere Ziel, Lachgas, gebracht hat. Aufgrund der Limitationen des Teststandes hatten sowohl Thor als auch Proteus einen maximalen Schub von 70N, was bedeutend zu niedrig ist sinnvoll irgendeine Rakete zu starten, allerdings reicht es als Demonstration, dass das Space Team in der Lage ist, Maschinen in dieser Komplexität in Eigenregie zu entwerfen, zu bauen und vor allem, sicher zu betreiben. 2019 wurde TS01 außer Dienst gestellt und durch TS02-500N abgelöst.
Meilensteine
Dez. 2017: “Arbeitsgruppe Propulsion” führt erste Versuchsreihe zur Treibstoffzerstäubung durch.
März 2018: Nach dreimonatiger Bauzeit des Triebwerks LE-01 “Thor” wird der erste Cold Flow Test (ohne Zündung) durchgeführt, aus Sicherheitsgründen kommt zunächst ein Wasser/Druckluft Gemisch zum Einsatz. Mit Hilfe einer transparenten Gegendruckkammer kann das Strömungsverhalten bei realitätsnahen Bedingungen beobachtet und dokumentiert werden.
April 2018: Der erste Hotfire Test mit Ethanol/Druckluft wird durchgeführt. Danach wird Druckluft durch das stärker oxidierende NitrOx ersetzt.
März 2019: Das neue Triebwerk LE-02 “Proteus” wird in Dienst genommen. Das Triebwerk soll aufgrund seiner modularen Bauweise vor allem dazu dienen verschiedene Brennkammer- und Injektor-Designs zu testen.
Im weiteren Verlauf des Jahres 2019 wurde der Teststand verbessert und weiterentwickelt; die Sensorik wurde verbessert und eine Möglichkeit zur Schubvektormessung integriert. Letztere wurde über drei Kraftmesszellen realisiert an denen das Triebwerk aufgehängt ist und die während des Tests die auftretenden Kräfte aufzeichnen. Darüber hinaus wurden drei piezoelektrische Drucksensoren installiert, die den Brennstoff-, Oxidator- und Brennkammerdruck messen. Mit dieser Ausstattung erreichte das Space Team im Spätsommer 2019 die erste stabile Verbrennung.
µHoubolt
Micro-houbolt
Missionsziel und Anforderungen
Das Missionsziel lautet, eine möglichst einfache Flüssigrakete zu bauen, starten und erfolgreich zu bergen. Wir haben beschlossen an der EuRoC 2022 teilzunehmen, da diese nicht nur eine exzellente Startmöglichkeit bietet, sondern auch den Austausch mit anderen Studierendenteams. So wurden die Anforderungen an die EuRoC Regeln angepasst die wie folgt lauten:
- 3 km Flughöhe
- 1 kg Nutzlast
- Redundantes zweistufiges Bergungssystem
Eckdaten zur micro-Houbolt Mission
| Gesamtlänge | 200 | cm |
| Gesamtmasse | 12.1 | kg |
| Nutzlast | 1 | kg |
| Schub | 600 | N |
| Flughöhe | 3 | km |
| Maximale Geschwindigkeit | 225 | m/s |
| Maximale Beschleunigung | 4.6 | g |
Airframe
Der Airframe wurde auf Simplizität und möglichst geringes Gewicht optimiert. Deshalb besteht der gesamte Airframe im Grunde aus nur fünf Hauptbauteilen: Die Nosecone, das Körperrohr, der obere Trennmechanismus (genauer beschrieben im Abschnitt Bergungssystem), ein unteres Verbindungselement und die Fincan.
Die Nosecone wurde positiv auf einen 3D gedruckten Kern nass laminiert. Um das Gewicht der Nosecone zu minimieren, wurde der Kern aus ASA 3D gedruckt und nach dem Laminieren mit Aceton herausgelöst. Als Material wurde GFK gewählt, damit die Spitze für die darunterliegende Telemetrie funkdurchlässig ist.
Das CFK Körperrohr wurde extern angefertigt und hat einen Außendurchmesser von 123 mm und diverse Aussparungen für Betankungsanschlüsse und andere Verbindungen zum Bodenequipment.
Die Fincan wurde komplett in-house aus CFK gefertigt. Dazu wurde eine positive Form 3D gedruckt, davon wurde dann ein negativer Abdruck angefertigt, welcher wiederum als Form für die finale Fincan gedient hat. Die Fincan wurde aus vier Lagen Prepreg CFK gefertigt, mit einem Kern aus Rohacell.
Bergungssystem
Das Bergungssystem von µHoubolt wird von einem Clampband gebildet. Acht Klemmen, die an einem Federstahlband befestigt sind, verbinden die beiden Kuppler-Enden in Nosecone und Körperrohr. Die Enden des Clampbands werden mit einem Stück Aramid Schnur zusammengebunden und gegenüber mit einer Schraube tangential gespannt. Am Gipfelpunkt schneidet einer der beiden redundanten CYPRES Linecutter die Schnur – der Federstahl entspannt sich und löst die Klemmen. Nach der Separation beschleunigen vier Steinschleudergummies die Nosecone weg vom Rohr, der Drogue-Schirm entfaltet sich und bremst µHoubolt auf etwa 20 m/s. 250 m über dem Boden gibt ein weiterer Linecutter aus dem zweiten Set an redundanten Linecuttern den Hauptschirm frei, welcher vom Drogue aus dem Körperrohr gezogen wird, sich entfaltet und die Rakete auf etwa 6 m/s abbremst.
Treibstofftanks
Die Rakete hat zwei separate Treibstofftanks, einen für den Oxidator (Lachgas) und einen für den Brennstoff (Ethanol). Die Auslegung der Tanks wurde in Form einer Bachelorarbeit durchgeführt. Als Material wurde die Aluminiumlegierung EN AW 6082 T6 gewählt, da dieses Material gegenüber Lachgas chemisch resistent ist, über eine hohe spezifische Festigkeit verfügt und leicht schweißbar ist.
Anhand von Zugversuchen und FEM-Analysen wurde bestimmt, ob die Tankwände und Schweißnähte die Betriebsdrücke mit ausreichenden Sicherheiten aushalten.
Die Analyse kam zu dem Entschluss, dass die Schweißnähte die kritischen Stellen sind. Diese halten aber nicht nur dem Betriebsdruck von 50 bar stand, sondern auch dem Prüfdruck von 90 bar, mit einem Sicherheitsfaktor von 1,4.
Der Lachgastank hat ein Volumen von 2300 ml bei einem Arbeitsdruck von 50 bar und einem Leergewicht von 1170 g. Das Ethanol wird in einem Tank mit einem Volumen von 860 ml, einem Arbeitsdruck von 40 bar und einem Leergewicht von 680 g gelagert.
Druckfördersystem
Die Treibstoffe werden durch Stickstoffbedruckung von den Tanks in die Brennkammer befördert. Der Stickstoff wird in Hochdrucktanks gespeichert und mithilfe von mechanischen Druckminderern auf den nötigen Arbeitsdruck reguliert. Diese Methode ist um einiges simpler als andere Fördermethoden. Gerade in kleinen Raketen wie µHoubolt hat diese Vorgehensweise zusätzlich den Vorteil – obwohl robustere Treibstofftanks nötig sind – Gewicht zu sparen, da auf Komponenten wie Pumpen, Generatoren, Elektromotoren und dergleichen verzichtet werden kann.
Für µHoubolt werden Druckkomponenten aus dem Paintballbereich verwendet. Die benötigten Bauteile wie Tanks, Druckminderer sind in großer Auswahl kommerziell erhältlich, was einerseits Designzeit und Kosten reduziert, sowie ein gewisses Level an Sicherheit gewährleistet. Da diese Teile allerdings nicht für den Einsatz in Raketen gedacht sind, haben sie keine detaillierten Datenblätter. Deshalb musste erst evaluiert werden, ob die Komponenten den gewünschten Druck bei dem benötigten Massenstrom liefern können. Die Tests waren erfolgreich, was zeigt dass diese massenproduzierten Komponenten für unsere Zwecke verwendbar sind.
Triebwerk
Das Herzstück der Rakete ist unser eigens entwickeltes und gefertigtes Flüssigtriebwerk “Amalia”, welches einen Schub von ungefähr 600 N liefert. Da es das erste Triebwerk seiner Art ist, welches vom TU Wien Space Team verwendet wird, ist viel Aufwand ins Testen und Verifizieren geflossen, um einen reibungslosen Betrieb beim tatsächlichen Flug der Rakete zu gewährleisten. Um das zu ermöglichen, wurde der Teststand TS02 vom Team entwickelt.
Injektor & Ventile
Der Oxidator strömt durch Düsen von oben in die Mitte des Triebwerks. Die Düsen regulieren den Massenstrom und entkoppeln den Brennkammerdruck vom Druck in den Tanks. Der Brennstoff strömt seitlich durch ein kavitierendes Venturi, welches demselben Zweck dient. Die Treibstoffe werden durch einen Unlike-Doublet Impingement Injektor in die Brennkammer eingeführt. Die Strahle von Oxidator und Brennstoff prallen aufeinander, zerstäuben und durchmischen sich, um eine gleichmäßige Verbrennung zu erreichen.
Der Treibstofffluss wird durch zwei Kugelventile kontrolliert, die von elektrischen Servomotoren aktuiert werden – so kann die Startsequenz präzise in Software konfiguriert werden. Das Triebwerk enthält außerdem zwei redundante interne pyrotechnische Zündladungen. Dadurch ist es nicht nötig, einen Zünder von außen in die Brennkammer zu verlegen.
Brennkammer
Um zu verhindern, dass die Brennkammerwand durch die extreme Hitze der Verbrennung überhitzt und zerfällt, muss sie gekühlt werden. Dazu können viele verschiedene Kühlmethoden wie, Kapazitiv-, Film- und Ablativkühlung.
Die einfachste Kühlmethode ist die kapazitive Kühlung und funktioniert indem genügend thermische Masse um die Brennkammer platziert wird, sodass bei einer kurzen Brenndauer die Temperatur nicht oberhalb des Schmelzpunktes ansteigen kann. Diese Methode ist gut und einfach für erste Tests am Teststand, allerdings nicht geeignet für den Flug, da das Triebwerk ansonsten um einiges zu schwer für die Rakete wäre.
Für die ersten Tests war eine kapazitive Brennkammer sehr hilfreich, da sie relativ einfach gefertigt werden kann und beliebig oft wiederverwendet werden kann. Mit Hilfe dieser Brennkammer konnten wir sowohl das Injektor Design als auch das Zünder Konzept validieren.
Für die flugfähige Version der Rakete wurde die Methode der ablative Kühlung gewählt. Dazu wurde ein Liner aus Phenolharz getränkter Baumwolle, in Kombination mit einem Aluminium Casing. Ablative Kühlung funktioniert durch Beschichtung der Innenwände mit einem hitzeabsorbierenden Material, welches beim Brennen verdampft. So wird die Hitze weg von den Wänden transportiert und eine Schutzschicht erzeugt. Der ablative Brennkammer-Liner ist ein Verschleißteil, welches für eine einmalige Nutzung gedacht ist.
Avionik
Die Avionik von µHoubolt dient der Regulierung und Überwachung der Rakete. An vielen Stellen werden Daten durch eine Vielzahl an Sensoren gesammelt und für eine spätere Analyse gespeichert. “Avionik” ist ein Überbegriff des Systems, welches in unserem Fall in drei eigens entwickelte Submodule unterteilt ist:
- ECU (Engine Control Unit) – Beinhaltet verschiedene Sensoren, um das Flugprofil und die Triebwerkscharakteristik zu überprüfen. Sie ist dafür verantwortlich, die Ventile zu betätigen, die Zündung zu aktivieren und Temperaturen sowie Drücke zu überwachen.
- PMU (Power Management Unit) – Dient zur Stromversorgung der meisten Subsysteme und beinhaltet außerdem den “Safety Pin” welcher – bis er entfernt wird – das Triebwerk davor schützt, unbeabsichtigt gezündet zu werden.
- RCU (Radio Control Unit) – Ermöglicht die Kommunikation zwischen der Rakete und der Bodenstation während des Fluges. Zusätzlich ist ein GNSS-Empfänger verbaut, um die Position der Rakete festzustellen. Die Sensordaten von den anderen beiden Modulen, sowie die GNSS Daten werden zur Bodenstation gesendet, um sicherzustellen, dass die Rakete gefunden werden kann und im Fall eines nicht nominalen Flugverlaufes die Ursache herausgefunden werden kann.
Bodensysteme
Um eine Flüssigrakete zu starten, braucht es neben einer Startrampe noch viele weitere Systeme, wie etwa die Betankung. Um so flexibel wie möglich zu bleiben, befinden sich alle diese Systeme auf einem fahrbereiten Anhänger. Die Bodensysteme beinhalten die Startrampe, das Betankungssystem, ein eigenes Steuersystem, sowie die Verbindungen zur Rakete (Stromversorgung, Datenverbindung und Betankungsschläuche), welche automatisch getrennt und zurückgezogen werden können. Um die Sicherheit zu erhöhen, läuft die Oxidator- und Stickstoffbetankung komplett ferngesteuert. So wird die Gefährdung von Personen, die andernfalls vor Ort mit den Geräten interagieren müssten, reduziert. In die Startrampe ist außerdem eine Rückhaltevorrichtung integriert. Diese gibt die Rakete nur dann frei, wenn die Triebwerksleistung nach der Zündung ausreichend für einen sicheren Start ist.
Start in Straubing
Am 25.Juni erfolgte der Erstflug von µHoubolt in Straubing, Deutschland. Nach der relativ langen Anreise wurden die Startvorbereitungen gegen 14 Uhr begonnen. Die Vorbereitungen der Rakete und Bodensystem verliefen überwiegend problemlos. Innerhalb weniger Stunden war die gesamte Start-Infrastruktur (Startrampe, Betankungsanlage, Mission Control) aufgebaut und einsatzbereit. Da dort die maximale Flughöhe beschränkt ist, verringerten wir die Brenndauer auf 4s, um eine maximale Flughöhe von 1 km zu erreichen. Nach dem erfolgreichen Betanken der Rakete mit sowohl Brennstoff als auch Oxidator war die Rakete bereit ihren Erstflug anzutreten.
Das Zünden des Triebwerks funktionierte einwandfrei. Der Hold Down Mechanismus wurde ausgelöst und µHoubolt zog in den Himmel. Aufgrund des relativ starken Windes und der niedrigen Startgeschwindigkeit drehte sich die Rakete in den Wind. Dies führte zu einer hohen Horizontalgeschwindigkeit beim Apogäum, wodurch die Leine zum Vorschirm leider gerissen ist. 250m über dem Boden wurde der Hauptfallschirm ausgeworfen, dieser riss aufgrund der hohen Fallgeschwindigkeit ebenfalls. µHoubolt schlug in den guten bayerischen Boden ein. Trotz der Bruchlandung war der Start ein Erfolg, da das gesamte Antriebssystem vollständig funktioniert hat und nur der Fallschirm Schock stärker war als erwartet. Nichts desto trotz konnten wir aus diesem Fehler lernen und die gewonnenen Informationen für die nächste Iteration von µHoubolt nutzen.
EuRoC 2022
Nach der harten Landung in Straubing standen wir erstmal mit einer bei weitem nicht flugfähigen Rakete da. Unser Ziel an der EuRoC (European Rocketry Challenge) teilzunehmen wollten wir aber immer noch erreichen, also machten wir uns an die Arbeit und fertigten eine neue Rakete. Diesmal mit einigen Verbesserungen, die uns einen erfolgreichen Flug bescheren sollten. Nur wenige Bauteile konnten wiederverwendet und in der zweiten Version verbaut werden, dennoch hatten wir wenige Monate später erneut eine funktionstüchtige Rakete. Bevor wir allerdings tatsächlich teilnehmen konnten, mussten wir einen erfolgreichen Hotfire Test vorweisen. Diesen konnten wir am 30. September durchführen und waren somit startklar für die EuRoC 2022, welche in der Zeit vom 11. bis 18. Oktober stattfand. Einige Teammitglieder machten sich schon drei Tage vor Beginn der Veranstaltung mit dem Auto auf den Weg nach Portugal, um die Launchrail, die Bodensysteme und die Rakete nach Ponte de Sor zu transportieren. Der Rest des Teams reiste am 10. Oktober mit dem Flugzeug an und begann schon kurz nach der Ankunft mit den Vorbereitungen an der Rakete.
Am Tag darauf bauten wir unseren Messestand im Paddock auf. Hier war µHoubolt das Highlight der Ausstellung, da es die einzige Flüssigtreibstoffrakete war.
Den zweiten offiziellen EuRoC-Tag nutzten wir, um die Rakete so herzurichten, dass wir das FRR (Flight-Readiness-Review), welches am nächsten Tag stattfinden sollte, abhalten konnten.
Am 13. Oktober stand das FRR an, bei dem zwei Mitglieder der EuRoC Jury die Rakete genau unter die Lupe nahmen und entschieden, ob die Rakete die Vorgaben erfüllte, um an der Challenge teilzunehmen. Die Jury war beeindruckt von µHoubolt, bat uns aber bis zum Folgetag noch ein paar Dokumente nachzureichen.
Diese reichten wir am Tag darauf nach und konnten somit am nächsten Tag zur Launch Site fahren.
Am 15. Oktober machten wir uns sehr früh auf den Weg zur Launchsite, einer Basis des portugiesischen Militärs. Allerdings hatten wir einige kleinere technische Probleme, die uns leider dazu zwangen, den Start auf den darauf folgenden Tag zu verschieben.
Wir begannen erneut schon sehr früh mit den Vorbereitungen, um gleich im ersten Startfenster zu starten, allerdings spielte das Wetter nicht mit, es fing an zu regnen. Uns blieb nichts anderes übrig, als zu hoffen, dass sich das Wetter bis zum nächsten Startfenster bessert. Kurz vor 14 Uhr erhielten wir die Nachricht, dass wir im nächsten Zeitfenster starten können und begannen nun mit dem Betanken und den finalen Vorbereitungen.
Um 14:11 war es dann soweit, wir bekamen die Freigabe zu starten, koppelten unsere Betankung ab und starteten unseren Countdown. Die Rakete zündete nominal und begann ihren Aufstieg in den Wolken bedeckten Himmel auf ungefähr 2,2 Kilometer Höhe. Hinter der Wolkendecke, am Apogäum, löste der Flugcomputer das Bergungssystem aus und warf den Drogue Fallschirm aus. In einer Flughöhe von 250 Metern wurde der Hauptfallschirm ausgeworfen und die Rakete landete sanft auf einem kleinen Hügel in etwa 1,6 Kilometern Entfernung. Die Rakete sendete uns bis kurz vor der Landung durchgängig ihre GPS-Position, doch die Bergung wurde uns weiter erleichtert, da einer der vielen im Gebiet positionierten Feuerwehrmänner unsere Rakete beim Sinken beobachten konnte und genau sah, wo sie landete. Wir wurden von einem LKW des portugiesischen Militär abgeholt und konnten die Rakete in nur 20 Minuten zurück zur Launchsite bringen. Die Rakete war praktisch unversehrt, was uns auch die volle Punktzahl für das Recovery Scoring der Challenge brachte.
Mit unserer Teilnahme an der diesjährigen European Rocketry Challenge konnten wir den ersten erfolgreichen europäischen Flüssigraketen-Start eines Studierendenteams mit vollkommen gelungener Bergung durchführen. Dieser Erfolg wurde von Seiten der EuRoC mit dem Flight Award der Flüssigantrieb-3km-Klasse ausgezeichnet.
Sowohl alle anderen Teams, als auch Vertreter der Luft- und Raumfahrtindustrie zeigten großes Interesse, da wir nicht nur durch das deutlich komplexere Antriebssystem herausgestochen sind, sondern gleichzeitig auch zu den kleinsten Raketen gezählt haben.
Abschließend ist zu sagen, dass wir sehr Stolz auf diesen Erfolg sind und das Missionsziel für µHoubolt zur Gänze erfüllt haben.
Houbolt (Konzept)
Houbolt (Konzept)
Houbolt ist unser Ziel für die Zukunft; eine Flüssigtreibstoffrakete die das Weltall erreicht. Dieses Ziel haben wir als Teil der Base11 Space Challenge verfolgt, allerdings gehen wir mittlerweile unseren eigenen Weg und arbeiten an unserer ersten Flüssigtreibstoffrakete µHoubolt. Sobald µHoubolt und dessen Nachfolger die ersten erfolgreichen Flüge abgeschlossen haben werden wir dort weitermachen wo wir aufgehört haben und das Projekt Houbolt fortführen.
Mit dem Ziel ein Raketentriebwerk mit flüssigen Treibstoffen zu entwickeln und fertigen, sowie der begleitenden Technologie dazu, hat das Houbolt Raketenkonzept seinen Anfang genommen. Eine solche Triebwerkstechnologie von Grund auf zu entwickeln ist keine Kleinigkeit und hat eine Vielzahl an Teilprojekten die der Entwicklung von Prototypen, Modelle mit kleinerem Maßstab und Unterbaugruppen dediziert sind. Um das Verhalten der Technik zu validieren und alles von verschiedenen Bauteilgeometrien, Zündermischungen, Checklisten, Firm- und Software mit schnelleren Iterationszeiten und geringeren Kosten testen zu können, würde das Projekt µHoubolt – eine kleinere Rakete mit denselben Technologien und Systemen – ins Leben gerufen. Um all die Teile die in beide dieser Raketen bauen, testen und validieren zu können wurden die Teststände TS02-500N und TS03-24kN entwickelt und gebaut.
Base11 Space Challenge
Die Base11 Space Challenge ist ein nordamerikanischer Wettbewerb für Studententeams, dessen Ziel es ist, Studenten für die Raumfahrt zu begeistern um den Nachwuchs in diesem Bereich zu fördern. Um den Wettbewerb zu gewinnen muss man als erstes von 33 Teams und vor Ende 2021 eine einstufige Flüssigtreibstoffrakete bauen und erfolgreich in den Weltraum, also auf mindestens 100 km Höhe, fliegen lassen. Dem Gewinnerteam winkt ein Preisgeld von $1Mio., zusätzlich gibt es für mehrere Zwischenziele ebenfalls Preisgelder.
Spaceport Toronto X Vienna
Die Teilnahme an der Base11 Space Challenge ist Teams aus den USA und aus Kanada vorbehalten. Aus diesem Grund haben wir uns mit dem University of Toronto Aerospace Team (UTAT) zusammengeschlossen und nehmen unter dem gemeinsamen Namen Spaceport Toronto X Vienna, kurz TXV, an der Challenge teil. Gemeinsam wollen wir den Wettbewerb gewinnen und den Ausgangspunkt eines studentischen, transatlantischen Netzwerkes schaffen.
Die Zusammenarbeit zwischen den Teams gestaltet sich gut, da wir uns hervorragend ergänzen. Die Schwerpunkte in der Ausbildung sind ganz unterschiedlich gesetzt, sodass die Systeme problemlos aufgeteilt werden können. Gemeinsam können wir auf ein breites Spektrum an Know-How zurückgreifen, welches definitiv benötigt wird um ein derart umfangreiches Projekt umzusetzen. Die Zusammenarbeit erfolgt großteils via Internet, wir konnten unsere kanadischen Kollegen aber bei einem Safety-Meeting in Toronto und einer Hot-Fire-Demonstration in Texas auch schon persönlich kennenlernen. Die Kollaboration wurde seitdem auf gelegentliches Austauschen von akkumuliertem Wissen reduziert, da wir nicht mehr aktiv an der Base11 Space Challenge arbeiten – allerdings verfolgen wir weiterhin unsere Vision mit einer Flüssigtreibstoffrakete das All zu erreichen.
Houbolt
Jede Raumfahrtmission benötigt eine geeignete Trägerrakete. Unsere Rakete Houbolt, benannt nach NASA-Ingenieur John C. Houbolt, ist die ideale Kombination aus einfachem Design und innovativer Technologie. Wir stützen uns stark auf leichte Verbundwerkstoffe, die uns ein vergleichsweise kleines und damit sichereres Design ermöglichen. Die Anforderung an ein hoch effizientes und komplexes Raketentriebwerk soll dadurch gelockert werden, was zur Vereinfachung der benötigten Technologie und in weiterer Folge zu einer Reduzierung der Kosten und Entwicklungszeit führt. Mit einem Leergewicht von nur 125kg (410kg betankt), einer Länge von 8,5m sowie einem Durchmesser von 30cm ist unser Flugkörper klein und leicht hinsichtlich des angedachten Missionsprofils. Als Treibstoffe kommen Ethanol und druckverflüssigtes Lachgas zum Einsatz, deren Verbrennung die Rakete mit einem Schub von 8,5kN antreibt.
Als erstes Zwischenziel der Base11 Space Challenge wurde bis März 2019 ein Preliminary Design Report (PDR) verfasst, der unter Anderem eine genaue Beschreibung der Rakete und deren Subsysteme enthält. Im Folgenden werden diese kurz erklärt.
Aufbau von Houbolt
Recovery Bay
Die Recovery Bay enthält ein zweistufiges Bergungssystem, das eine sanfte Landung ermöglicht und die Rakete vollständig wiederverwendbar macht. Das hausintern entwickelte Federring-Trennsystem verspricht einen zuverlässigen Betrieb, sowohl in der Atmosphäre, als auch im Vakuum.
Payload Bay
Die Payload Bay kann bis zu 5 kg wissenschaftlicher Nutzlast aufnehmen, und bietet Stromversorgung und Montagepunkte für Experimente bei Schwerelosigkeit.
Upper Engineering Bay
Die “Upper Engineering Bay” enthält die Stickstoff-Drucktanks für die Oxidatorbedruckung sowie Avionik. Ein Cold-Gas-Thruster-System, zur Kontrolle der Rollrate, wird ebenfalls aus den Composite-Drucktanks gespeist und befindet sich auch in diesem Abschnitt.Treibstofftanks
Treibstofftanks
Die Nutzung von Typ IV Kohlefaser-Kunststoff-Verbund Tanks ermöglicht eine sehr leichte Konstruktion. Darüber hinaus ist die Kohlenstofffaser-Kunststoff-Struktur der Tanks in der Lage, eine zusätzliche Außenhülle vollständig zu ersetzen. Die Tanks sind in einer Tandemanordnung angeordnet.
Lower Engineering Bay
Die “Lower Engineering Bay” enthält Drucktanks für die Brennstoffbedruckung, Hauptventile, Anschlüsse für Befüllung und das Triebwerks-Gimbal sowie Avionik.
Subsysteme von Houbolt
Bergung
Der Hauptfallschirm ist ein Rundkappenfallschirm mit einem Loch im Mittelpunkt. Diese Form hat einen hohen Drag-Koeffizient, welcher uns erlaubt einen möglichst kleinen Fallschirm zu verwenden. Sowohl Hauptfallschirm als auch Bremsschirm sind beide in der Spitze verstaut. Zum Auswurf dieser wird die Spitze vom Hauptkörper der Rakete getrennt. Diese Trennung übernimmt ein eigens entwickelter Mechanismus, dem wir den Namen “Slingshot” gegeben haben. Eine Spannleine geht vom unteren Kuppler bis ganz oben in die Spitze. Der oberste Teil der Spitze kann abgeschraubt werden, womit man dann Zugang zu einer Schraube hat. Durch das Drehen dieser Schraube wird eine mit der Spannleine verbundene Scheibe nach oben gezogen, welches zum Anspannen der Leine führt. Dadurch ist die Spitze fest mit dem Hauptkörper verbunden. Wenn die Rakete den Gipfelpunkt ihres Flugs erreicht wird die Spannleine mit zwei redundanten pyrotechnischen Line Cuttern durchgeschnitten. Durch die Federn, die im Kuppler angebracht sind, wird die Spitze dann vom Hauptkörper getrennt, welches zum Auswurf des Fallschirms führt.
Avionik
Das Avionik-Subsystem beinhaltet alle elektronischen Komponenten der Rakete. Es steuert alle Funktionen, zeichnet Messdaten auf und kommuniziert mit dem Equipment am Boden. Das Subsystem ist modular aufgebaut und alle sicherheitskritischen Komponenten sind soweit wie möglich redundant (teilweise sogar unabhängig vom restlichen System funktional) ausgeführt. Für hohe Flexibilität und niedrigen Verkabelungsaufwand kommunizieren die einzelnen Module über zwei redundante Datenbusse und werden von zwei redundanten Versorgungsbussen versorgt. Die Integration von neuen und das Ausbauen von nicht mehr benötigten Modulen ist dadurch problemlos möglich.
Zu den Aufgaben der Avionik gehört unter anderem die Steuerung des Flugablaufes, die Steuerung des Triebwerks, die Regelung der Flugbahn, das Auslösen des Bergungssystems sowie die Überwachung aller Sensordaten, um den Flug gegebenenfalls sicher abbrechen zu können.
Die Avionik kommuniziert per Funk mit der Bodenstation (vor dem Start auch per Kabelverbindung), um die Steuerung der Flugvorbereitung (Betankung, Systemchecks), die Überwachung der Sensordaten und einen manuellen Abbruch des Fluges zu ermöglichen. Die Funkverbindung zu mehreren Bodenstationen wird im Flug genutzt um die Position der Rakete zu bestimmen.
Treibstofftanks
Die Tanks erfüllen neben der Aufgabe der Treibstoffspeicherung auch einen strukturellen Zweck. In Kombination mit den gewählten Leichtbaumaterialien ermöglicht dies eine sehr leichte Rakete. Beide Treibstofftanks werden als Typ IV Tank ausgeführt, hierbei handelt es sich um ein Kohlefaser-Kunststoff-Verbund in welchem sich ein dünner Kunststoffliner befindet. Der Lachgas-Tank wird oberhalb des Ethanol-Tank angeordnet, wodurch der Schwerpunkt etwas höher liegt. Da es sich bei den Tanks um strukturelle Bauteile, welche sich über den gesamten Querschnitt der Rakete erstrecken handelt, ist es nicht möglich, ohne weiteres Kabel und Leitungen außerhalb der Tanks ohne ordnungsgemäße Verkleidungen zu verlegen. Somit ist es erforderlich systemkritische externe Elektronik- und Treibstoffleitungen zu vermeiden, da die genauen aerodynamischen Bedingungen (insbesondere der Wärmeeintrag) unbekannt sind. Dies bedeutet, dass es erforderlich ist, alle notwendigen Leitungen durch die Tanks zu führen.
Beide Tanks verfügen über mehrere Sicherheitsmechanismen um einen kritischen Überdruck zu vermeiden.
Avionik-Kabelkanal
Es ist erforderlich, die obere und die untere Avionik zu verbinden. Aus diesem Grund wird ein Kabelkanal mit 6-7 mm Innendurchmesser installiert. Diese Leitung wird durch beide Treibstofftanks geführt. Um zu verhindern, dass sich statische Ladung in Bezug auf die Tankwände am Kanal ansammelt, besteht der Kanal aus (leicht) leitfähigem Material wie Kohlefaser oder Metall und ist elektrisch mit dem Tank verbunden.
Treibstoff-Förderung
Um die Komplexität möglichst gering zu halten, werden die Treibstoffe mittels Stickstoffbedruckung von den Tanks ins Triebwerk gedrückt. Dazu befinden sich in der Upper- bzw. Lower Engineering Bay Hochdruck-Stickstofftanks. Über Regelventile wird der Druck minimiert und in die Treibstofftanks geleitet. Als Alternative dazu werden elektrische Pumpen evaluiert. Diese sind zwar komplexer als die reine Druckförderung, würden aber die Masse der Rakete deutlich senken und die Stickstofftanks kleiner sowie die Betankung einfacher machen.
Triebwerk
Das Triebwerk von Houbolt wird in enger Zusammenarbeit zwischen UTAT und TUST entwickelt und vereint das Wissen beider Teams. Dieses, um einen eigens entwickelten Injektor herum gebaut, wird einen durchschnittlichen Schub von 8,5 kN liefern, und so Houbolt innerhalb von 58 Sekunden auf Mach 4,5 beschleunigen. Erste Erfahrungen mit einem kleinen Triebwerk werden bereits gesammelt, welche später ins Base11-Projekt einfließen werden.
Als Innovation in dem Projekt soll eine Brennkammer und Schubdüse aus “DragonScale” zum Einsatz kommen. Dies ist ein hitzebeständiger Kohlefaser-Metall-Verbundwerkstoff, der vom TU Wien Space Team gemeinsam mit dem Institut für Chemische Technologien und Analytik entwickelt wird. Kohlefasern behalten ihre außergewöhnlich hohe Festigkeit bei weit über 2000°C bei, sofern sie vor Oxidation geschützt sind. Diese Funktion übernimmt eine Matrix aus hochschmelzendem Metall, in die die Fasern eingebettet sind. Eine geeignete Kombination aus beiden Komponenten bringt ein Material hervor, das die hervorragenden Eigenschaften von Kohlefasern mit denen der metallischen Werkstoffe kombiniert. Zur Herstellung wird ein vorbehandeltes Kohlefasergewebe in die gewünschte Form gebracht und auf einem 3D-gedruckten Dorn fixiert. Über einen mehrstufigen Prozess wird das gewünschte Metall nun in einem galvanischen Bad zwischen die Fasern eingelagert, und ein stabiles Werkstück erzeugt. Mit dem Entfernen des Kerns und anschließender Nachbehandlung, ist die Herstellung der Komponente abgeschlossen.
Einige Prototypen auf Nickelbasis wurden bereits im Labor hergestellt. Erste Tests zeigen vielversprechende Ergebnisse bezüglich der gewünschten Materialeigenschaften. Ziel ist ein Hochtemperaturwerkstoff, der unter anderem für Brennkammern und Düsen von Raketentriebwerken benutzt werden kann.
Lageregelung
Die Lageregelung wird durch das Zusammenwirken von zwei unterschiedlichen Systemen gewährleistet.
Das Gimbal sorgt für Kontrolle und Stabilität der Flugbahn. Basierend auf dem Prinzip der kardanischen Ring-Aufhängung, werden zwei eigens gefertigte elektrische Aktuatoren derart angeordnet, dass sie entkoppelt die zwei Ringe ansteuern. So kann das Triebwerk in alle Richtungen geschwenkt werden wodurch Pitch und Yaw unabhängig voneinander gesteuert werden.
Zur Kontrolle der Rollrate braucht man noch ein weiteres System, die “Cold-Gas Thruster”. Dieses System setzt sich aus 4 kleinen Düsen zusammen, welche Stickstoff ausstoßen um ein Drehmoment auf die Rakete auszuüben. Da die Bedruckung der Treibstofftanks ebenfalls mit Stickstoff erfolgt, muss hierfür kein extra Tank mitgeführt werden.
Großer Teststand
Jede Rakete braucht ein Triebwerk und für unsere Mission auf 100 km, brauchen wir ein großes – das größte, das jemals in Österreich entworfen und gebaut wurde, um genau zu sein. Das Design eines solchen Triebwerks benötigt eine besonders sichere und zuverlässige Testumgebung. Aus diesem Grund arbeiten wir derzeit an der Entwicklung einer großen Testanlage. Dabei stellt Sicherheit einen entscheidenden Faktor im Design dar. Um sich schnell an neue Testszenarien anpassen zu können, haben wir einen mobilen Teststand entworfen, welcher uns ermöglicht immer den besten Standort für einen Test zu wählen. So können außerdem größere Vorbereitungen direkt in unserer Werkstatt, statt am Testgelände, vorgenommen werden. Die Plattform kann außerdem für eine Vielzahl unterschiedlicher Testszenarien, für sowohl Cold-Flow- als auch Hot-Fire-Tests, mit verschiedenen Antriebskonzepten, von Flüssigtreibstofftriebwerken zu Hybriden und selbst Feststoffantrieben, genutzt werden. Weiters können durch die Bereitstellung einer Testanlage weitere Luft- und Raumfahrtprojekte realisiert werden, wodurch besonders der Bildungssektor profitiert. Dies wird den europäischen Space Effort stärken, und die Entwicklung und das Testen größerer österreichischer Raketentriebwerke ermöglichen.
STR
Die STR-Raketenserie
Mit den Space Team Rockets (kurz: STR) begann einst die Erfolgsgeschichte des TU Wien Space Teams. Mit den Jahren wurden die Raketen größer und die Projekte ambitionierter, heute können wir auf dutzende Raketenstarts in Frankreich, Deutschland und Polen zurückblicken. Die nächste Edition der Rakete – STR-10 – wird im Frühjahr 2020 ihren ersten Start absolvieren.
C’Space
STR-Projekte starten traditionell bei C’Space – einem Event, das von der französischen Raumfahrtagentur CNES und dem dazu gehörigen Verein Planète-Sciences organisiert wird und jährlich Ende Juli im südfranzösischen Tarbes stattfindet. Auf dieser Veranstaltung treffen sich seit den 70er Jahren jährlich Studierende und Schüler aus Asien und Europa, um ihre Projekte zu präsentieren und ihre Fähigkeiten in die Praxis umzusetzen. Während des einwöchigen C’Space gibt es die Möglichkeit neben Experimentalraketen auch Miniraketen, Miniraketen in Verbindung mit Flugzeugmodellen, Atmosphärenballons und CanSats bestückt mit Experimenten zu starten.
STR-01
- Code Name: Origin
- Release Date: 08/2011
- Diameter: 89 mm
- Length: 2300 mm
- Mass: 5500 g
- Stages: Single
- Propulsion: CTI K570
- Separation: Mechanic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS 1.0
- Flights: 1
Bevor der Höhepunkt der Flugbahn erreicht werden konnte, öffnete sich der Fallschirm bei Maximalgeschwindigkeit. Er wurde zerstört und die Elektronik beschädigt. Nach einigen Sekunden Trudeln kam es zu einem harten Aufschlag. Überraschenderweise blieb die Struktur relativ intakt. Mit dieser Rakete konnte vieles über sicheres Raketendesign gelernt werden.
STR-02
STR-02 Hornet
366 Tage Vorbereitung für 3,5 Minuten Hochspannung!
Erfolg
Am Donnerstag den 30.08.2012 um 11:04 CET hob die zweite Experimentalrakete „made @ TU Wien“ in Südfrankreich bei Biscarrosse im Zuge des C’Space 2012 ab. Wie vorgesehen trennte sich am Apogäum die Spitzen- von der Leitwerksektion und erst ein kleiner Vorschirm und dann der Hauptfallschirm wurden freigegeben. Mit dem sanften Aufsetzen in ca. 1,2km Entfernung beendete “STR-02 Hornet” den Flug mit der Bewertung “VOL NOMINAL” und übermittelte unserem Leitstand via RF-Telemetrie die GPS-Koordinaten der Landestelle. Mit diesem tollen Erfolg wurden wir für die lange Vorbereitungszeit entlohnt. Das Projekt STR-02 „Hornet“ wurde in einem Zeitraum von 12 Monaten von 8 Studenten mit Hilfe von Sponsoren aus der Wirtschaft und diversen Instituten der TU Wien entwickelt und gebaut. Mit dem Wissen und den Erfahrungen aus dem Vorjahr und einem hervorragend zusammenarbeitenden Team konnten wir jetzt eine wesentlich komplexere und gleichzeitig zuverlässigere Rakete verwirklichen:
Eigenschaften
- Durchmesser 89mm
- Länge 2,6m
- Gewicht 5000g (ohne Motor)
- 54mm Motor (CTI K570)
- FMS 2.0 (Spitzen_Sektion)
- FMS 1.0 (Leitwerk_Sektion)
- Telemetrie, Leitstand
- Kommunikation über Opto-Koppler
- Rotations-Stabilisierung
- Mechanischer Trennmechanismus
- GoPro Kamera
- Start-Detektion über Jack
- Mini Kamera im Trennmechanismus
- Pitot-Rohr
- Radar
- Zweistufige Bergung
- Dehnungsanalyse am Leitwerk über DMS
Flugdaten
Gipfelhöhe ca. 1800m, maximale Geschwindikeit ca. 250m/s (Mach 0.74), maximale Beschleunigung ca. 123m/s², Aufstiegsdauer 16s, Trennzeitpunkt 14s, Flugzeit Gesamt 3,5min.
…post-flight-simulation mit OpenRocket
Entwicklung
Viele Entwicklungsstunden flossen in den Entwurf und Bau einer zuverlässigen Trennmechanik. Denn davon, ob sich am Scheitelpunkt der Flugbahn die Rohre trennen und der Fallschirm ausgeworfen wird, hängt sprichwörtlich das “Überleben” der Rakete ab. Bei der – ebenso essentiellen – Boardeletronik gelang es mit dem Flight Measurement System (FMS) 2.0 einen großen Schritt vorwärts zu machen. Neben einem wesentlich potenteren Rechenkern wurde sie für eine größere Anzahl von Sensoren ausgelegt und um Telemetrie und optische Signalgeber erweitert. Viel Energie und Arbeitszeit haben wir auch in das neue Leitwerk gesteckt, denn die Finnen haben dieses Mal einen aerodynamisch bikonvex geformten Querschnitt. Das im Vakuumverfahren hergestellte Faserverbundwerkstoffteil wurde in einer speziellen Vorrichtung auf XPS-Kerne laminiert, und in einem eigens dafür konstruierten Ofen warmgehärtet. Die Struktur des Körperrohres ist durch selbst entwickelte Universalverbinder (USBSS) modularisiert, sodass Sektionen im Bedarfsfall ausgetauscht oder auch erneuert werden können. Außerdem sichtbar, verbauten wir noch ein Pitot-Rohr zur Geschwindigkeitsmessung in der Raketenspitze (ebenfalls ein Vakuumlaminat) und eine Rotationsstabilisierung unterhalb der Elektroniksektion, welche mittels Canards (kleine Vorflügel) eine Stabilisierung der Rotation um die Vertikalachse ermöglichen sollte.
Rückschläge
Da alle Teammitglieder entweder Vollzeit Studieren oder schon Arbeiten und wir so nie genug Zeit für umfassende Tests hatten kam es klarerweise auch zu kleineren Rückschlägen. Etwa kam es zu einem Totalausfall der unteren – zum Glück nicht essentiellen – Bordelektronik(FMS1.0) da sich der Start unserer Rakete – währende sie schon auf der Startrampe stand – um mehr als eine Stunde verzögerte. So büßten wir die Messwerte der DMS und die richtig verzögerte Zweistufigkeit der Bergung ein. Vor allem bei der Elektronik zeigte sich auch, dass wir sehr darunter leiden, dass es in Österreich eigentlich keine Testmögichkeiten gibt. So konnten wir ohne Erfahrungswerte keinen hinreichend zuverlässigen Algorithmus für die Rotationsstabilisierung erstellen und beschränkten uns darauf die Canards während des Fluges kurz in beide Richtungen auszuschwenken um eben erste Messwert zu erhalten. Da wir von den Mitarbeitern der C’space zusätzlich zur Vorsicht gemahnt wurden, und sehr vorsichtig auslenkten ist der Effekt im Video kaum zu sehen. Zu guter Letzt, haben wir uns unabsichtlich beim finalen Zusammenbau an der Startrampe das Kabel zum Pitot-Differnzdruck-Sensor und zum Radar durchtrennt. Alles in allem keine Probleme die wir nicht mit dem Start von STR-02a im April ausbügeln können.
Reise
Wie im vergangene Jahr erfolge unsere Anreise nach Frankreich per Auto. Nach 20 stündiger Fahrt durch Österreich, Deutschland, die Schweiz und Frankreich kamen wir am Sonntag, den 26. August 2012 ziemlich geschlaucht aber top motiviert am Testgelände der DGA in Biscarosse an. Gleich bauten wir unseren Stand auf und nützten die Zeit bis Mitternacht um STR-02 startklar zu machen. Am darauffolgenden Tag bauten wir zum ersten Mal die gesamte Rakete zusammen und konnten sie als Gesamtsystem auf Herz und Niere testen. Dabei stellten wir schnell fest, dass auf Grund der Komplexität von STR-02 die Systemintegration einige Probleme machte und somit wurde nichts aus den geplanten stressfreien Tagen. Weitere zwei Tage intensiver Arbeit von sieben Uhr Morgens bis Mitternacht waren notwendig und der Erfolgsdruck war sehr groß, denn die Vorbereitungen eines ganzen Jahres standen auf dem Spiel. Durch Schlafmangel und Sehnsucht nach dem nahen Meeresstrand war das eine Nervenprobe für das ganze Team, die wir im Nachhinein betrachtet sehr gut gemeistert haben.
Abnahme
Bei der mechanischen Abnahme am Prüfstand konnte STR-02, wie auch schon der Vorgänger STR-01, seine Stärken zeigen. Die beim Kompressionstest aufgebrachte Last von 218 kg in vertikaler Richtung stellte kein Problem für die Struktur dar und auch alle anderen Teile bestanden die weiteren von dem Veranstalter geforderten Tests ohne Probleme. Bei der Bordelektronik zeigte sich, dass die diesjährigen Ziele zu hoch gesteckt waren. Die Sensoren, sowie die RF-Kommunikation und Datenspeicherung des FMS 2.0 arbeiten einwandfrei, jedoch wurde etwa der geplante Regler für die Rotationsstabilisierung auf Grund fehlender Messwerte und des zu geringen Testzeitraums nicht in Betrieb genommen. Durch harte Arbeit konnten wir STR-02 am Mittwoch, 29.09.2012 qualifizieren und die Rakete wurde für den am darauffolgenden Vormittag geplanten Start vorbereitet.
Start
Gegen 09:45 Uhr positionierten wir STR-02 „Hornet“ auf der Rampe und warteten gespannt auf den Start. Die Rakete hob nach einem Unterbrechungsfreien Countdown um 11:04 CET perfekt ab und stach mit 230m/s durch die tief hängenden Wolken in ca. 1km Höhe. Dieses Mal lief alles nach Plan, nach den vorausberechneten 15 Sekunden teilte sich die Rakete und der Fallschirm wurde ausgeworfen. Nach weiteren ca. 5 Minuten Flug landete STR-02 sanft etwa 1,2 km von Launchpad entfernt. Während des gesamten Fluges konnten wir sowohl Daten in Echtzeit übertragen als auch auf SD Karte speichern. Außerdem wurde von einer GO Pro HD Kamera ein OnBoard Video aufgezeichnet. Unser Flug wurde von der Mission Control als „VOL NOMINAL“ gewertet und konnte auch sicher geborgen werden. Nach Auswertung von Messdaten und Video können wir nun sagen, dass STR-02 „Hornet“ ein großer Erfolg war.
Am anschießenden – verdienten – Strandtag haben wir die nahegelegenen Dünen von Arcachon bewandert und wie bei der zwanzigstündigen Heimfahrt bereits über die zukünftigen Pläne des TU Wien Space Teams diskutiert. Im kommenden Jahr wird, neben der Teilnahme am C’Space 2013 mit STR-03, auch ein weiterer Flug von STR-02A im April in Leipzig angepeilt. Dabei sollen die oben bereits genannten Funktionen, wie Rotationsstabilisierung und zweistufige Bergung sowie die fehlenden Sensordaten nachgeholt werden.
Danksagung
Abschließend möchten sich das gesamte Team bei allen beteiligten Sponsoren, Professoren und Instituten sowie den Freunden des TU Wien Space Teams bedanken, denn ohne diese Unterstützung wären Projekte in dieser Größenordnung nicht möglich.
STR-03
- Code Name: Black Bird
- Release Date: 08/2013
- Diameter: 104 mm
- Length: 1650 mm
- Mass: 3700 g
- Stages: Single
- Propulsion: CTI K570
- Separation: Pneumatic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS 2.1
- Flights: 1
STR-03 Black Bird
Auf die harte Tour lernen
Schon als unsere STR-03 Black Bird die Startrampe verließ war sie verdammt eine ballistische Flugbahn zu verfolgen und mit ca. 540 km/h am Boden einzuschlagen. Zu dem Zeitpunkt wussten wir das natürlich noch nicht, aber 18 s später, als das Bergungssystem versuchte sich zu aktivieren, blieb der entsprechende Servo Motor stecken und konnte das Ventil für die CO2 Kapsel nicht öffnen, weshalb der Druck fehlte den Fallschirm nach außen zu drücken. Telemetriedaten zeigten, dass der Motor das Ventil nicht aufdrücken konnte. Daher konnte kein CO2 eingeleitet werden, weshalb ein Druckaufbau zum Absprengen der Spitze unmöglich war. Somit weder Bremsschirm noch Fallschirm und das Ende mit großem Knall war vorprogrammiert.
elektronik umbau auf den letzten Drücker
Wie konnte das passieren? Das Ventil war mehrere Male getestet worden und wir waren relativ zuversichtlich was den Auswurfmechanismus betraf. Allerdings entdeckten wir einen Fehler beim Aufbau und zwar, dass das Ventil sich wesentlich schwerer öffnen ließ, wenn es für länger als eine Stunde unter Druck (ca. 58 bar) gestanden war. Der Ventilball wurde anscheinend in das Teflon gepresst. Wir entschieden uns also für einen stärkeren Servo mit 120 Ncm statt 31 Ncm. Nun öffnete es sich jedes Mal ohne Probleme.
Im letzten Moment tauschten wir den ursprünglichen Treiber des Motors gegen einen OpenServo V2 basierten von Sparkfun. Der Vorteil war, dass dieser im Gegensatz zu handelsüblichen Positions- und Geschwindigkeitsdaten lieferte. Bei einem Ad-Hoc Test funktionierte alles, aber für den längeren Test blieb keine Zeit.
Wir wussten leider nicht, dass der auffrisierte Motor aus irgendeinem Grund nicht so viel Drehmoment hatte wie mit dem normalen Treiber. Unter Standardbedingungen war der Drehmomentverlust nicht wahrnehmbar, aber nach mehr als einer Stunde unter Druck, war es eben um genau so viel zu wenig. Und vom Aufbau bis zum Start verging weit mehr als eine Stunde.
Landezone
Wir versuchten den Ort des Einschlags mit den empfangenen GPS Daten abzuschätzen, aber leider war die Suchfläche relativ groß und in schwierigem Gelände. Da man sich während Starts nicht dort aufhalten durfte, war auch die Suchzeit sehr begrenzt. Zuletzt bleibt die Hoffnung, dass jemand die Rakete oder Einzelteile eines Tages findet und anhand unserer Aufkleber identifizieren kann…
zusammenfassung
Dies war keine einfach gelernte Lektion und ein Gerät am Jungfernflug zu verlieren ist sehr schlecht. Auf der anderen Seite gingen ca. 2/3 unserer Arbeit in die Herstellung von Werkzeug und Infrastruktur für STR-03. Die nächste Version – STR-03A – wird sehr viel besser sein und dabei leichter und schneller zu bauen. Zuletzt sei erwähnt, dass trotz allem die Missionsziele erreicht werden konnten. Die meisten angetsrebten Daten wurden telemetrisch empfangen. Sie werden noch analysiert und später präsentiert.
STR-03A
- Code Name: Phoenix
- Release Date: 08/2014
- Diameter: 104 mm
- Length: 1700 mm
- Mass: 3750 g
- Stages: Single
- Propulsion: i.a. CTI K570, AT I300T
- Separation: 2x Pneumatic
- Recovery: Dual
- Electronics: FMS 2.3
- Flights: 5
STR-03A Phoenix
Black Bird reloaded
Die Rakete STR-03A Phoenix ist eine Weiterentwicklung der STR-03 Black Bird, die wegen Schwierigkeiten bei der Ansteuerung eines Ventils bei Ihrem Erstflug im August 2013 anlässlich des C’Space in Südfrankreich verloren ging. Dank der während des Fluges laufend übermittelten Telemetriedaten konnte jedoch zumindest der Flugverlauf trotz des Verlusts der Rakete nachträglich analysiert werden. Dies lieferte uns eine wertvolle Grundlage für die Weiterentwicklung.
Erfolgreicher Erstflug in Biscarosse am C’Space 2014
STR-03A Phoenix absolvierte ihren Jungfernflug am 27. August 2014 erfolgreich. Sie trennte sich nach 18 Sekunden Flugzeit am Scheitelpunkt in knapp 3 Kilometern Höhe wie vorgesehen, um vom Fallschirm gebremst zur Erde zurückzugleiten. Dank der laufend zur selbstentwickelten Bodenstation übertragenen Telemetriedaten konnte die Rakete rasch 4 Kilometer vom Startpunkt entfernt lokalisiert und geborgen werden.
Weiterentwicklung der Raketentrennung
Äußerlich unterscheidet sich die verbesserte STR-03A kaum von ihrer Vorgängerin, Maße und Masse sind beinahe identisch. Auch ist sie für denselben Treibsatz CTI K570 mit einem maximalen Schub von 893 N ausgelegt (Gesamtimpuls 2063 Ns). Neben einer verbesserten Elektronik in Form eines weiterentwickelten FMS (Version 2.2) verfügt die STR-03A zusätzlich über einen neu entwickelten pneumatischen Trennmechanismus, der überdies komplett redundant vorhanden ist. Damit kann eine zuverlässige Trennung der Rakete am Scheitelpunkt und eine sichere Rückkehr zur Erdoberfläche gewährleistet werden. Obwohl der Trennmechanismus nun doppelt vorhanden ist, blieb die Masse fast unverändert.
STR-04
- Code Name: Strive
- Release Date: 08/2014
- Diameter: 104 mm
- Length: 2400 mm
- Mass: 5600 g
- Stages: Double
- Propulsion: CTI K570, AT I600 R
- Separation: 4x Pneumatic
- Recovery: Dual
- Electronics: 2x FMS 2.2
- Flights: 2
STR-04A
- Code Name: Strive
- Release Date: 05/2015
- Diameter: 104 mm
- Length: 1620 mm
- Mass: 3300 g (CTI J420) / 2800 g (AT I218R)
- Stages: Single
- Propulsion: AT I218R, CTI J420
- Separation: Pyrotechnic
- Recovery: Dual
- Electronics: 1x FMS 3.0
- Flights: 2
STR-Needle
- Code Name: Needle
- Release Date: 05/2015
- Diameter: 56 mm
- Length: 1230 mm
- Mass: ~ 1100 g
- Stages: Single
- Propulsion: i.a. CTI H87, AT I218 R, 3x Klima D9
- Separation: Pyrotechnic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS. 3.0 – 3.2
- Flights: 6
STR-Needle
STR-Needle ist unsere erste Rakete, die zum Großteil aus 3D-gedruckten Teilen besteht.
Mit einer Länge von 1.2 Metern ist Needle auch die kleinste Rakete der STR (Space Team Rocket) Serie.
STR-05
- Code Name: Fury
- Release Date: 06/2015
- Diameter: 102 mm
- Length: 1590 mm
- Mass: 3775 g
- Stages: Single
- Propulsion: CTI K570
- Separation: 2x Pneumatic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS 2.3
- Flights: 1
STR-05 Fury
Das nächste Modell der STR Serie ist STR-05 “Fury”. Sie feierte ihren Jungfernflug in Manching, Deutschland, und erreichte eine Flughöhe von 500 Metern mit einem AT I285R Motor.
Entwicklung und erstes Modell
Nach dem Erfolg von STR-04, die im Jahr 2014 zweistufig mit einem Dummy-Motor in der Oberstufe flog, sollte STR-05 unsere erste wirkliche zweistufige Rakete werden. Dafür waren viele Änderungen und Neuentwicklungen notwendig. Unter anderm wurde die Elektronikhalterung in mehrere Module aufgeteilt, um Umbauten und Anpassungen im Inneren der Rackete zu vereinfachen. Auch ein Zündsystem für die Oberstufe und dessen Software zur Bestimmung des Zündzeitpunktes mussten entwickelt werden.
Aufgrund von mehreren kurzfristigen Änderung waren wir gezwungen für den Airframe anstelle von kohlefaserverstärktem Kunststoff ein PVC-Rohr zu verwenden. Mit einer 2,74 Meter langen, zweistufigen Rakete reisten wir zur alljährlichen C’Space Competition nach Frankreich.
C’Space 2015 (Tarbes, Frankreich)
Bei der Competion in Frankreich bestand der PVC Aiframe der zweistufigen Rakete den Druchbiegungstest leider nicht. Aufgrund der knappen Zeit und der modularen Struktur der Rakete wurde die Entscheidung getroffen einstufig zu fliegen. “Fury” wurde innerhalb von 24 Stunden komplett umgebaut. Leider konnten in dieser kurzen Zeit aber nicht alle elektronischen Problem beseitigt werden. Schlussendlich löste auf der Startrampe das Fallschirmsystem frühzeitig aus. Da wir die Rakete nicht bei einem ballistischen Flug zerstören wollten, wurde der Jungfernflug von STR-05 auf ein späters Datum verschoben.
Raketenflugtage Manching
Einen Monat nach dem Startversuch bei C’Space besuchten Mitglieder des Spacteams die Raketenflugtage in Manching, Deutschland. Nachdem zwischenzeitlich die Softwareproblem beseitig wurden, fand der Jungfernflug von STR-05 “Fury” am 22. August 2015 statt. Es wurde eine Flughöhe von 500 Metern erreicht (mehr war leider augrund der Beschränkungen durch den Veranstalter nicht möglich).
STR-06 „Watney“
- Code Name: Watney
- Release Date: 05/2016
- Diameter: 102 mm
- Length: 1620 mm
- Mass: 5700 g (max.)
- Stages: Single
- Propulsion: I300-AT, K570
- Separation: 2x Pyroless recovery
- Recovery: Dual
- Electronics: FMS 3.2
- Flights: 2
STR-06 Watney
Seit der Gründung des TU Wien Space Teams im Jahr 2011 ist es Tradition jährlich eine Experimentalrakete für C’Space, eine von der französischen Raumfahrtagentur CNES und Planète Sciences organisierte Startkampagne in Frankreich, zu fertigen. STR-06 ist die Fortführung dieser erfolgreichen Serie von Experimentalraketen. Seit letztem Jahr wird die Entwicklung und Fertigung dieser Rakete vor allem von den Neuzugängen des Space Teams durchgeführt, um bestehendes Wissen von erfahrenen Mitgliedern weiterzugeben.
Zielsetzung
Die diesjährige Rakete besteht neben bewährten Komponenten auch aus neu entwickelten Bauteilen. Besonderes Augenmerk lag dabei auf dem Bergungssystem, wobei der bisher verwendete pyrotechnikfreie Auslösemechanismus vollständig umgestaltet wird. Für die Neuentwicklung dient das System von Troy Prideaux als Vorbild. Die Füllung der Druckkammer erfolgt jedoch mit flüssigem CO2 anstelle von Druckluft, um die Baugröße des Systems gering zu halten. Zudem soll eine zweistufige Bergung mit einem Chute Release von Jolly Logic realisiert werden.
Fertigung Airframe
Nach der Fertigung des Airframes bei Peak Technology im Februar wurden die aus PLA 3D-gedruckten Fincans auf das Körperrohr geklebt und anschließend mit GFK verstärkt. Die Spitze wurde ebenfalls aus PLA 3D-gedruckt und mit GFK verstärkt.
Erstflug und Roll-out
Bereits Anfang Mai war das Projekt STR-06 so weit fortgeschritten, dass unser Team in Leipzig den ersten erfolgreichen Testflug absolvieren konnte. Dies war ebenso einmalig in der Geschichte des TU Wien Space Teams, wie das Roll-out beim Space Event Mitte Mai.
Technische Abnahme in Paris
Sebastian Seisl und Andreas Bauernfeind reisten Ende Mai anlässlich der technischen Abnahme für C’Space 2016 nach Paris. Gemeinsam mit einem Mitarbeiter der veranstaltenden Organisation (Planète Sciences) wurde der derzeitige Projektfortschritt erhoben. Aufgrund des erfolgreichen Starts in Leipzig zwei Wochen zuvor konnten mit Hilfe eines Videos die einwandfreie Funktion der Rakete belegt werden.
Fertigung Pyroless Recvery Mechanismus
Doch an ausruhen war nicht zu denken, da nun die Konstruktion und Fertigung des neuen Pyroless Recovery Mechanismus anstand. Nach einigen Wochen harter Arbeit, etlichen Tests und Modifikationen am Prototypen konnten drei flugfähige Mechanismen rechtzeitig vor dem großen Event C´Space fertiggestellt werden. Es wurden zwei Mechanismen in der Rakete verbaut, wobei einer als Backup diente. Ein dritter Mechanismus wurde als Ersatzteil gefertigt, falls es bei Tests zu Beschädigungen kommen sollte. Trotz einiger Kinderkrankheiten erwies sich dieses System als äußerst zuverlässig.
C´Space 2016
Nach einem Softwareupdate der FMS (Flight Management System) und einer verbesserten, leichteren Elektronikhalterung stand einem Start in Frankreich nichts mehr im Wege. Die technische Abnahme gestaltete sich sehr aufwendig, doch auch diese Hürde wurde gemeistert.
Am Dienstag, den 26.07.2016 war der Tag X gekommen. Das Team bereitete die Rakete für den Start vor und ging an der Startrampe noch einmal die Checkliste durch. Der Flug verlief wie geplant, die Rakete stieg auf eine Höhe von 2830m. Das neu entwickelte Bergungssystem trennte die Rakete und der Drogue-Schirm bremste die Rakete ab. 150m über Grund öffnete der Chute Release den Hauptfallschirm und die Rakete landete sanft.
Manching 2016
Nach C´Space waren die neuen Ziele klar, der erste Überschallflug und der erste zweistufige Flug. In Manching war es dann soweit, und der erste zweistufige Flug wurde erfolgreich durchgeführt. Aufgrund der örtlichen Gegebenheiten war es aber noch nicht möglich, auch einen Überschallflug zu starten
Überschallflug
Kurz darauf fanden wir jedoch doch noch eine Möglichkeit, auch einen Überschallflug durchzuführen.
Resumée
Aufgrund der vielen erfolgreichen Flüge mit unterschiedlichen Anforderungen hat das TU Wien Space Team viele wichtige Erfahrungen machen können. “Watney” zählt zu den erfolgreichsten Projekten und ist definitiv ein Wegbereiter für künftige Projekte wie “The Hound”. Dies ist unter anderem auch der immer zuverlässigeren Elektronik zu verdanken.
STR-06 „Watney Supersonic“
- Code Name: Watney Supersonic
- Release Date: 08/2016
- Diameter: 102 mm
- Length: 1620 mm
- Mass: 3776 g
- Stages: Single
- Propulsion: H148R, K1100-AT
- Separation: Pyrotechnic charge
- Recovery: Dual
- Electronics: FMS 3.2
- Flights: 2
STR-06 „Watney 2-staged“
- Code Name: Watney 2-staged
- Release Date: 08/2016
- Diameter: 102 mm
- Length: 2470 mm
- Mass: 6655 g
- Stages: 2
- Propulsion: I600-AT (booster), Klima D9 (sustainer)
- Separation: Pyrotechnic charge (booster), 2x Pyroless recovery (sustainer)
- Recovery: Single (booster), Double (sustainer)
- Electronics: FMS 3.2
- Flights: 1
STR-07
- Code Name: Florent
- Release Date: 07/2017
- Diameter: 102 mm
- Length: 1940 mm
- Mass: 5636 g
- Stages: Single
- Propulsion: Pro75 L800-P
- Separation: 2x Pyroless recovery
- Recovery: Dual
- Electronics: FMS 3.2
- Flights: 1
STR-08
- Code Name: Coyote
- Release Date: 07/2018
- Diameter: 194 mm
- Length: 2440 mm
- Mass: 17790 g
- Stages: Single
- Propulsion: Pro75 L800-P
- Separation: Mechanic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS 3.2
- Flights: 1
STR-09
- Code Name: Asimov
- Release Date: 07/2019
- Diameter: 151 mm
- Length: 2230 mm
- Mass: 6600 g
- Stages: Single
- Propulsion: Pro54 K570-7
- Separation: Mechanic
- Recovery: Single
- Electronics: FMS 3.4
- Flights: 1
STR-10
- Code Name: Leonor
- Release Date: 10/2020
- Diameter: 104 mm
- Length: 1800 mm
- Mass: 4100 g
- Stages: Single
- Propulsion: Pro54 K445-7
- Separation: Clampband
- Recovery: single refeed
- Electronics: FMS 3.4
- Flights: 1
FIRST 19/20
FIRST Kampagne 2019/2020
Im WS 2019 ging das Projekt „First Introduction to Rockets and Space Team“ in die zweite Runde und konnte an die Erfolge des letzten Jahres anknüpfen. Mit 18 angemeldeten Teams zu je zwei bis vier Personen stieß man sogar auf noch wesentlich größeren Zuspruch als zuvor. In der Anfangsphase wurden wieder Vorträge über Raketengrundkenntnisse, Simulationen mit OpenRocket, 3D-CAD-Konstruktion und 3D-Drucken abgehalten, um den neuen Mitgliedern das nötige Know-How für den Bau und den Flug ihrer ersten eigenen Rakete beizubringen.
Am 13. und 17. Dezember fand das Preliminary Design Review (PDR) statt. Hier überprüften einige erfahrene Space Team Mitglieder den mechanischen Aufbau und die Simulationen der Raketen sowie die Launch-Checklisten. Alle angetretenen Teams waren gut vorbereitet und absolvierten das PDR erfolgreich. Damit war der Weg frei für den Bau der ersten Raketenkomponenten. Ca. zwei Wochen vor Semesterende, vom 14. bis 16. Jänner, wurden die finalen Designentscheidungen beim Critical Design Review (CDR) nochmals von langjährigen Space Team Mitgliedern geprüft. Zu diesem Zeitpunkt waren alle Komponenten entweder als 3D-Modell vorhanden oder sind bereits gefertigt worden. Wie erwartet schnitten die Teams wieder gut ab.
Der FIRST-Flugtag in Straubing, Deutschland, war als Tagesevent geplant, wodurch es logistisch nicht möglich war alle 16 übrig gebliebenen Teams teilnehmen zu lassen. Es wurden daher alternative Flugtage Ende Mai und Anfang September angeboten. Aufgrund der Corona-Krise mussten diese jedoch leider alle abgesagt werden. Somit konnten bisher nur jene vier Teams die bereits beim Flugtag am 1. März mitkamen ihre Rakete starten. Zur großen Freude aller Beteiligten waren alle Starts erfolgreich und die Raketen konnten sicher geborgen werden. Bis auf ein paar Kratzer oder eine bei der Landung abgebrochene Finne blieb alles heil. Zumindest für diese vier Teams wurde das Projekt also erfolgreich abgeschlossen. Manche der anderen Teams blieben auch während Corona motiviert und zuversichtlich und haben sich bereits zur nächsten FIRST Kampagne angemeldet, um doch noch ihre Raketen starten zu können. Auf unserem Blog gibts einen detailierteren Bericht vom Flugtag 2020 in Straubing!
FIRST 18/19
FIRST Kampagne 2018/2019
Nach dem Recruiting Event am 14. November 2018 wurde die allererste Edition des Projekts FIRST gestartet. Es fand sofort großen Zuspruch und acht Teams zu je drei bis vier Personen waren beim offiziellen Beginn – dem ersten Vortrag über Raketengrundkenntnisse – dabei. Auch die weiterführenden Workshops für OpenRocket, SolidWorks und 3D-Drucken waren sehr gut besucht.
Am 19. Dezember fand der Preliminary Design Review (PDR) statt. Hier wurden die Entwürfe für den mechanischen Aufbau sowie die Simulation der Rakete von drei langjährigen Space Team Mitgliedern begutachtet. Auch eine Startcheckliste für den Flugtag musste angefertigt werden. Alle Teams waren gut vorbereitet und absolvierten den PDR erfolgreich. Einige Wochen später, am 6. Februar 2019 stand der Critical Design Review (CDR) am Plan. Hier musste das finale Design präsentiert werden. Alle Komponenten mussten entweder als 3D-Modell vorliegen oder bereits gefertigt worden sein. Die neuen Mitglieder schnitten auch beim CDR wieder gut ab und mussten nur Kleinigkeiten nachbessern.
Die nächste Herausforderung war nun der tatsächliche Bau der Raketen. Wie üblich beim Space Team wurde im Angesicht des nahenden Flugtages vor allem in der letzten Woche fleißig zugeschnitten, 3D-gedruckt, geklebt, verschraubt, verkabelt und lackiert. Von den ursprünglich acht Teams schafften es sechs Teams rechtzeitig ihre Rakete fertigzustellen – eine beachtliche Leistung!
Der Flugtag fand am 2. März in Straubing statt. Trotz schlechten Wetters – es war ein stark bewölkter, kalter und windiger Tag – konnten fünf der sechs Teams ihre Raketen starten. Für einen detaillierteren Bericht zum Flugtag selbst schau doch auf unserem Blog nach. Das sechste Team, sowie jene Teams die nicht in Straubing teilnehmen konnten, sind weiterhin motiviert an der Arbeit und planen bei der nächsten Möglichkeit – voraussichtlich Ende Mai in Leipzig – ihren Flug zu absolvieren.
Damit ist das Projekt FIRST zwar noch nicht vollständig abgeschlossen, es kann aber trotzdem schon als Erfolg gewertet werden und wird daher aller Voraussicht nach auch im kommenden Herbstsemester 2019 wieder stattfinden.
Hier findet sich die Vorstellung der Projekts durch den Projektleiter Patrick Kappl im Zuge des Space Events 2019:
Penrose
Penrose war ein mittelgroßes Hybridraketen-Projekt, das vom Frühling 2022 bis zum Herbst 2023 aktiv war. Ursprünglich war die Rakete darauf ausgelegt, beim EuRoC 2024 auf 3 km zu fliegen. Dafür wurde ein eigenes Triebwerk in-house entwickelt und gefertigt. Genau wie beim Lamarr Projekt, war die Rakete für den Betrieb mit flüssigem Sauerstoff ausgelegt. (Allerdings mit einem festem ASA-Grain anstelle von Ethanol als Brennstoff.) Neben einem ersten Triebwerksprototyp wurde auch ein kompletter Airframe samt Recovery System entwickelt. Letzteres bestand, ähnlich wie bei den STR Raketen, aus einem Klappband-Mechanismus.
Eines der Highlights des Projektes war definitiv der erste Flugtag im August 2023 in Manching in Bayern.
Gerade zu Beginn war das Projekt sehr von dem Bau eines neuen Teststandes geprägt, der dann im Laufe der Zeit immer mehr von Lamarr übernommen wurde. Generell gab es einige Überschneidungen, was dann auch schlussendlich zu der Zusammenlegung der beiden Projekte führte.
medienspiegel
2021
Wissensraum veröffentlicht einen zweiteiligen Artikel: Besuch beim TU Wien Space Team.
2020
30.Oktober 2020
Die Zeitschrift htu.info veröffentlicht einen Bericht über unseren CubeSat STS1.
17.September 2020
Die Website der TU Wien berichtet von unseren Plänen für einen CubeSat.
2019
27.November 2019
Mach 5 Low-Down berichtet von studentischen Rekordversuchen, darunter auch uns.
12.November 2019
Die Studentenzeitung HTU Info veröffentlicht einen Reisebericht von unserem Rekordversuch in den USA.
31.Oktober 2019
Der Wissenschaftsblog Schrödingers Katze berichtet über das TU Wien Space Team.
19.Oktober 2019
Die Oberösterreichischen Nachrichten berichten online und in Print über unseren Präsidenten Christoph Fröhlich und die Projekte des TU Wien Space Teams.
September 2019
Unser Europarekordversuch mit der Rakete “The Hound” erregt national und international viel Aufmerksamkeit, unter anderem werden folgende Beiträge online veröffentlicht:
Website – TU Wien
Website – futurezone.at
Website – Der Standard
Website – Kleine Zeitung
Website – Vienna.at
Website – factorynet.at
Website – ORF.at (18.9.2019)
Website – ORF.at (23.9.2019)
Website – W24
Website – Mach5SlowDown
Website – Golem.de
In Print erscheinen diese Berichte:
Außerdem sind wir mit einem 10-minütigen Interview eines unserer Teammitglieder im Radio Oberösterreich zu hören.
21.Juli 2019
Die Kronenzeitung veröffentlich folgenden Beitrag über unser Projekt “The Hound:
20.Juli 2019
Auf dem Fernsehsender ORF1 wird ein Beitrag zum Jubiläum der Mondlandung gezeigt, der auch ein Bericht über das TU Wien Space Team beinhaltet.
8.Juli 2019
Der Kurier berichtet von der diesjährigen Kinderuni, vom TU Wien Space Team und unserem Vize-Präsidenten Moritz Novak.
28.-29.Juni 2019
Die Zeitung “Die Presse” berichtet sowohl online also auch in Print von unserem CubeSat-Projekt DISCO ONE.
1.-2.Mai 2019
Auf der Website des Ars Electronica Centers in Linz und einer Presseaussendung wird über den erfolgreichen Verlauf des 2.österreichischen CanSat Bewerbs und die Beteiligung des TU Wien Space Teams berichtet.
25.April 2019
Auf der Website von Riot Games und Summoners-Inn wird von unserem Projekt “Daedalus” erzählt.
27.März 2019
Die bmvit Infothek berichtet von unserem Projekt “Daedalus”.
16.März 2019
Die österreichische Tageszeitung “Die Presse” druckt einen Bericht über das Projekt “Daedalus”.
13-14.März 2019
Auf den folgenden Seiten wird von unserem gelungenen Projekt “Daedalus” berichtet.
Website – Der Standard
Website – Krone
Website – Futurezone.at
Website – ORF.at
Website – Kleine Zeitung
Website – Tiroler Tageszeitung
Website – Innovationorigins.com
Website – Raumfahrer.net
Website – Economy
Website – ESA
Twitter – ESA
27.Februar 2019
In der Kronenzeitung im Abschnitt “Villach” wird über Christian Plasounig, den Projektleiter von “The Hound” berichtet.
12.Februar 2019
Im Radio NJOY 91.3 Wissenschaftsradio ist ein 30-minütiges Interview mit unserem Vize-Präsidenten Tobias Bauernfeind zu hören.
9.Februar 2019
In Radio Wien wird über unser Team berichtet.
In der Tageszeitung Heute wird ein Zeitungsartikel veröffentlicht.
8.Februar 2019
In der Fernsehsendung “Servus am Abend” auf ServusTV wird ein Kurzbericht über unser Team gezeigt.
7.Februar 2019
Auf ORF.at wird außerdem ein Bericht veröffentlicht.
2018
19.Dezember 2018
Computerwelt.at berichtet vom ersten Lego League Event in Wien und der Beteiligung des TU Wien Space Teams.
20.November 2018
In den Oberösterreichischen Nachrichten wird über unser Vorstandsmitglied Ulrich Meisl und das TU Wien Space Team berichtet.
22.Oktober 2018
Es wird auf der Website Mach5Low-Down über unseren Rekordversuch der Rakete The Hound berichtet.
Außerdem wird im fti Blog von unserer Teilnahme an der European Researchers’ Night erzählt.
17.September – 3.Oktober 2018
Auf folgenden Kanälen wird über unseren Weltrekordversuch im Rahmen des Projekts The Hound berichtet:
Website – TU Wien
Website – “Krone”
Website – ORF.at (21.09.2018)
Website – ORF.at (24.09.2018)
Website – APA Science (18.09.2018)
Website – APA Science (25.09.2018)
Website – futurezone.at (18.09.2018)
Website – futurezone.at (21.09.2018)
Website – futurezone.at (24.09.2018)
Website – “Salzburg 24”
Website – “Kleine Zeitung” (18.09.2018)
Website – “Kleine Zeitung” (24.09.2018)
Website – “Der Standard” (18.09.2018)
Website – “Der Standard” (24.09.2018)
Website – “Salzburger Nachrichten”
Website – trendsderzukunft.de
Website – Infothek des Bundesministeriums für Verkehr, Innovation und Technologie (21.09.2018)
Website – Infothek des Bundesministeriums für Verkehr, Innovation und Technologie (26.09.2018)
Website – “Vorarlberger Nachrichten” (18.09.2018)
Website – “Vorarlberger Nachrichten” (25.09.2018)
Website – Magazin Economy
Website – “Oberösterreichische Nachrichten”
Website – vienna.at
Print – “Vorarlberger Nachrichten”
Print – “Krone”
Print – “Kurier” (21.09.2018)
Print – “Wiener Bezirkszeitung”
Außerdem werden folgende Videobeiträge veröffentlicht:
Website – W24 (18.09.2018)
Website & TV – W24 (20.09.2018)
TV – Servus TV in der Sendung “Servus am Abend”
Twitter – RUAG Space
17.Mai 2018
Auf futurezone.at wird über das TU Wien Space Team berichtet.
9.May 2018
Die Website der TU Wien berichtet über unser bevorstehendes “Space Event 2018”.
13.April 2018
Das Magazin frei.haus erzählt von unserer Beteiligung an der “Langen Nacht der Forschung”.
Außerdem wird auf frei.haus über das Projekt “Daedalus” berichtet.
12.April 2018
Auf der Website futurezone.at von unserer Kooperation mit den PTScientists erzählt.
11.April 2018
In einer Presseaussendung der APA wird von unserer Beteiligung am 1.Österreichen CanSat Wettbewerb berichtet.
März 2018
In folgenden Medien wird über den bevorstehenden Start der “Space Seeds” im Rahmen von REXUS: Projekt Daedalus berichtet:
Website – ORF.at
Website – “DerStandard”
Website – Studium.at
Website – APA Science
Website – “Hamburger Abendblatt”
Magazin – trend 9.3.2018
14.Jänner 2018
Auf ORF.at wird über die beginnenden Experimente an Board des Cubesats “Pegasus” berichtet.
9.Jänner 2018
Auf der Nachrichtenseite “WN24” wird über den Cubesat “Pegasus” berichtet.
2017
30.September 2017
In den “Salzburger Nachrichten” erscheint eine Berichterstattung über (österreichische) Satelliten und den Cubesat “Pegasus”.
31.August 2017
In der “DFZ – Die Floridsdorfer Zeitung” erscheint ein Artikel über das Cubesat-Projekt “Pegasus”.
20.Juli 2017
In der Infothek des “Bundesministeriums für Verkehr, Innovation und Technologie” erscheint ein Artikel über das Cubesat-Projekt “Pegasus”.
23.Juni 2017
futurezone.at berichtet über den erfolgreichen Start des Cubesats “Pegasus”.
Die Zeitung “Der Standard” erstattet Bericht über den erfolgreichen Start des Cubesats “Pegasus”.
21.Juni 2017
Das Wissenschaftsmagazin HEUREKA aus dem Falter Verlag berichtet über unsere Tätigkeiten und unser Mondlandemodul.
22.Mai 2017
Die Zeitung “Der Standard” berichtet über den bevorstehenden Start des Cubesats “Pegasus”.
12.Mai 2017
Das Fachmagazin “Factory” publiziert einen Artikel über den Nanosatelliten “Pegasus”.
10.Mai 2017
Auf der Website der TU Wien wird über das Cubesat-Projekt “Pegasus” berichtet.
Im Standard erscheint ein Artikel über den österreichischen Nano-Satelliten “Pegasus”.
Im Fachmagazin “monitor” wird über das Cubesat-Projekt “Pegasus” berichtet.
Die “Kronen Zeitung” berichtet über den baldigen Start des Cubesats “Pegasus”.
10.März 2017
Auf der Website der TU Wien wird über das Projekt Daedalus berichtet.
2016
2015
11.September 2015
In der Tageszeitung derStandard erscheint ein Artikel über unser Lunar-Landing-Module:
10.September 2015
Im Wien-Magazin auf W24 werden unser Mondlandemodul und unsere Raketen im Rahmen des Wiener Forschungsfestes voregstellt (2.Beitrag)
24. Jänner 2015
Die Presse – „Weltraummission im Kleinformat“ von Andreas Tanzer
2014
8. August 2014
In einem Beitrag der Reihe Dimensionen zu den Testversuchen der Mondrover von Parttime-Scientists am steirischen Erzberg wird auch das TU Spaceteam erwähnt. Beim ORF gibt es eine Übersicht.
3. Mai 2014
Die Tageszeitung «Die Presse» berichtet in ihrer Printausgabe sowie online vom Space Day, der am 26. Mai an der TU Wien stattfand. Unter Beteiligung der Europäischen Weltraumorganisation ESA wurden die aktuellen Projekte und Kooperationen des TU-Space-Teams präsentiert.
2013
10. September 2013
Die Tageszeitung «Der Standard» berichtetet unter dem Titel «Per Blechdose durch die Galaxis» vom Space Day im Technischen Museum Wien. Erwähnt wird dabei neben dem Projekt CanSat auch das TU Space Team.
21. August 2013
In seiner Printausgabe bringt der «Falter» eine Reportage über das TU Space Team. Redakteurin Ruth Eisenreich berichtet dabei über aktuelle Projekte des Space Teams, stellt einige Mitglieder mit ihrer Motivation vor und gibt einen Ausblick auf kommende Wettbewerbe.
2012
keine Publikationen bekannt
2011
November 2011
Unter dem Titel «Auf Kuschelkurs mit der Rakete nach Frankreich» berichtet die Tageszeitung «Der Standard» in ihrem Print-Sonderteil «UniStandard» über das erste Raketenprojekt des TU Space Teams und die Vorbereitungen zum Start in Südfrankreich.
April 2011
Die Mitarbeiterzeitung der TU Wien «TU frei|haus» berichtet unter dem Titel «To boldly go where no student has gone before» über die Aktivitäten des Space Teams wie den Raketenbewerben in Frankreich und dem CanSat-Projekt.