Die Rakete µHoubolt wurde in Anlehnung an die zukünftige Houbolt Rakete entworfen. Houbolt ist das langfristige Ziel des TU Wien Space Teams, mit einer selbstentwickelten Flüssigrakete den Weltraum zu erreichen, dieses Design wurde im Zuge der “Base11 Space Challenge” erstellt. Die Entwicklung von µHoubolt stellt einen Zwischenschritt dar und wird wichtige Erkenntnisse liefern.

Missionsziel und Anforderungen:

Das Missionsziel lautet, eine möglichst einfache Flüssigrakete zu bauen und erfolgreich zu starten,
wobei in Anlehnung an das Houbolt-Konzept folgende Anforderungen erfüllt sein müssen:

  • Treibstoffkombination: Lachgas und Ethanol
  • Druckförderung der Treibstoffe mit Stickstoff
  • Flughöhe > 1 km
  • Schub: max. 500 N
  • Erfolgreiche Bergung mit zweistufigem Fallschirmsystem

Eckdaten des vorläufigen µHoubolt Missionsdesigns:

Gesamtlänge190cm
Gesamtmasse10,6kg
Schub500N
Flughöhe2,9km
Maximale Geschwindigkeit270m/s
Maximale Beschleunigung40m/s²

Airframe

Der Airframe stellt die tragende Außenstruktur der Rakete dar, die den Schubkräften und den aerodynamischen Kräften während dem Flug standhalten muss. Das Körperrohr besteht aus kohlefaserverstärktem Kunststoff und hat einen Innendurchmesser von 120 mm. Auf dem Körperrohr werden sich zusätzlich die Railbuttons, die Verbindung zur Startrampe, sowie funktionelle Öffnungen für die Betankung und die Kommunikation befinden. Die Raketenspitze besteht aus Aramidfaser-verstärktem Kunststoff, der über einen 3D gedruckten, wasserlöslichen Kern aus PVA laminiert wird. Für die Fertigung der passiv aerodynamisch Stabilisierenden Finnen, werden aktuell noch verschiedene Konzepte evaluiert. Es sollen ebenfalls faserverstärkte Kunststoffe zum Einsatz kommen, die über 3D-gedruckte oder CNC gefräste Kunststoffkerne laminiert werden.

Bergungssystem

Das Bergungssystem für µHoubolt wird “Slingshot” genannt. Ein Seil wird zwischen dem Kuppler im Körperrohr und einem Ring oben in der Spitze gespannt. Dieser Ring ist auf einer Platte montiert, die durch einen Mechanismus angezogen werden kann, und daher das Seil anspannt und die Spitze fest an das Körperrohr fixiert. Am Gipfelpunkt des Fluges wird dieses Seil mit einem line cutter durchgeschnitten und Federn im Kuppler drücken die Spitze vom Körperrohr weg, die den Fallschirm mit herauszieht. Da µHoubolt ein Zwischenschritt zu Houbolt ist, wurde das Bergungssystem zweistufig ausgelegt. Mit dem Drogue gleitet die Rakete mit 20 m/s abwärts und auf 300 Meter Höhe wird der Hauptfallschirm freigegeben und landet dann relativ sanft mit 5 m/s.

Treibstofftanks

Die Rakete verfügt über zwei getrennte Treibstofftanks für das Oxidationsmittel (Lachgas) und den Brennstoff (Ethanol). Der Lachgastank verfügt über ein Volumen von 2040ml bei einem Druck von 45bar und hat ein Leergewicht von 1000g. Der Ethanoltank verfügt über ein Volumen von 730ml bei einem Druck von 30bar und hat ein Leergewicht von 280g.
Insbesondere beim Lachgastank ist darauf zu achten, dass alle Materialien mit dem Speichermedium kompatibel sind. Deshalb ist es erforderlich PTFE Dichtungen zu verwenden. Der Lachgastank muss außerdem öffenbar sein, um die erforderliche Reinheit gewährleisten zu können.

Druckfördersystem

Die Förderung der Treibstoffe von den Treibstofftanks in die Brennkammer erfolgt über die Bedruckung mit Hilfe von Stickstoff. Der Stickstoff wird in Hochdrucktanks mitgeführt und auf den notwendigen Arbeitsdruck in den Treibstofftanks gedrosselt. Diese Methode stellt im Vergleich zu anderen Fördermöglichkeiten mit Pumpen eine weniger komplexe Möglichkeit dar. Dies hat vor allem bei kleineren Raketen den Vorteil, dass die höhere Masse der robusteren Tanks durch das Wegbleiben von anderen Komponenten (Pumpe, Gasgenerator, Elektromotor/Batterie,…) überkompensiert wird.
Für µHoubolt werden Komponenten aus dem Paintballsport genutzt da hier 300 bar Drucktanks und das zugehörige Equipment (Druckminderer, Füllstation, Sicherheitseinrichtungen,…) in großer Vielfalt und kommerziell am Markt erhältlich sind. Für die Eignung der Druckminderer wurden bereits erste Tests durchgeführt um zu ermitteln, ob diese nicht nur den notwendigen Druck, sondern auch den erforderlichen Massenstrom liefern können.

Triebwerk

µHoubolt wird von einem Triebwerk mit einem Schub von etwa 500N angetrieben. Der Oxidator wird mittig von oben in das Triebwerk geleitet und passiert dabei durch kleine Bohrungen die der Massenstrom Regulierung dienen. Der Treibstoff wird seitlich von oben durch ein kavitierendes Venturi, welches ebenfalls der Massenstromregulierung dient, in das Triebwerk geleitet. Mehrere Injektorkonzepte sind in Arbeit, die sich durch die Art wie und den Ort der Gemischbildung unterscheiden.

Es sind umfangreiche Testreihen auf Teststand TS02-500N geplant um diese Konzepte zu vergleichen und das am besten Geeignete auszuwählen. Durch die relativ kurze Brenndauer von 8s ist es möglich, die Wandstärke der Düse großzügig genug zu wählen, um die aufgenommene Wärmemenge mit akzeptabler Materialerwärmung aufzunehmen. Der Nachteil dieser Methode ist die hohe Masse der Brennkammer und Düse, weshalb zusätzlich andere Kühlmethoden evaluiert werden.

Eine vielversprechende Methode ist die Filmkühlung, bei der ein dünner Flüssigkeitsfilm (meistens zusätzlicher Brennstoff) an der Brennkammer- und Düsenwand entlang fließt um die Wärme aufzunehmen und zu verdampfen, was aber zu einem erhöhten Brennstoffverbrauch führt. Außerdem wird noch ablatives Kühlen untersucht, bei dem die Innenwand der Düse langsam wegbrennt, um so die Wärme aufzunehmen. Bei dieser Variante ist die Brennkammer und Düse nicht wiederverwendbar und muss nach jedem bzw. Nach mehreren Testläufen ersetzt werden.

Avionics

Die Avionics des µHoubolt dient zur Steuerung und Regelung der Rakete. Es werden an vielen Stellen in der Rakete mit verschiedensten Sensoren Daten gesammelt und diese mit erwarteten, beziehungsweise Sollwerten verglichen. “Avionics” ist hierbei der Überbegriff, welcher in unserem Fall in fünf Submodule unterteilt wird:

  • FCU (Flight Control Unit) – Ist im nominellen Betrieb die Hauptsteuereinheit der Rakete und steuert alle Systeme nach dem vorprogrammierten Flugprofil. Die FCU besitzt eine Vielzahl an Sensoren die für das Validieren des Flugprofils verwendet werden. Dieses Modul enthält auch die Verbindungen zum Triebwerk um die nötigen Ventile zu steuern und Temperaturen sowie Drücke zu überwachen.
  • PMU (Power Management Unit) – Dient zur Stromversorgung der meisten Subsysteme in der Rakete und wandelt die Versorgungsspannung aus den Akkus auf die nötigen Spannungslevel um. Außerdem enthält dieses Submodul einen Safety-Pin als Sicherheitsvorkehrung. Erst die Entfernung dessen ermöglicht eine Triebwerkszündung für den Start der Rakete.
  • RRU (Redundant Recovery Unit) – Im Fall einer Anomalie während des Fluges (erfasst von einem der vielzähligen Sensoren) kann die RRU entkoppelt von dem restlichen System (und somit auch bei Beschädigung des restlichen System) die Bergung der Rakete einleiten. Die RRU hat eine dedizierte Backup-Batterie, sowie eigene Sensoren um eine erfolgreiche Bergung komplett selbständig durchführen zu können.
  • RCU (Radio Control Unit) – Die Radio Control Unit dient zur Kommunikation der Rakete mit den Ground Systems (Bodenstation) während des Flugs. Dabei werden aktuelle Sensordaten, sowie dynamisch bei entsprechend günstigem Signalpfad Einzelbilder des Fluges übertragen.
  • DLU (Data Logging Unit) – Die Data Logging Unit enthält ein eigenes Barometer, ein paar drahtgebundene Temperatursensoren, eine eigene IMU (Inertial Measurement Unit), sowie eine eigene Backup-Batterie, damit sie im Falle eines Systemausfalls weiterhin Daten sammeln kann. Dieses Modul ist robuster ausgeführt als der Rest der Rakete, damit in einem katastrophalen Absturz weiterhin eine gute Chance besteht, die Sensordaten des Fluges auswerten und aus möglichen Anomalien während des Fluges lernen zu können. Bei einem nominellen Flug enthält dieses Modul eine weitere Kopie der Messdaten, da die Daten sowohl Live an die Bodenstation gesendet, als auch in jedem anderen Modul erfasst werden – die DLU dient in dem Fall lediglich zur Redundanz und erhöhten Robustheit des Systems.

Startrampe

Die Startrampe, enthält neben eigener Steuerelektronik die Anschlüsse für den pyrotechnischen Zünder des Triebwerks und die Umbilicals der Rakete (Stromversorgung, Datenbus und Betankungsschläuche, die vollautomatisch ausgesteckt und entfernt werden können). In die Startrampe sind außerdem Schubmesszellen integriert, die nur bei ausreichend hoher Triebwerk Performance die Rakete via eines Servomotors freigeben. Die Kommunikation mit der Startrampe wird über eine kommerzielle Long Range Wlan Richtfunkstrecke hergestellt.