Berechnung von Bremsmanövern zur Rückführung von Raumtransportern aus dem operationellen Orbit

Diplomarbeit von Kurt Knippelmeyer-Kemper

Einleitung:

Übersicht:

Der Schwerpunkt dieser Arbeit beschäftigte sich mit der Bedeutung des Schubes für den Wiedereintritt. Hierzu wurden mit Hilfe des Wiedereintrittsprogramms GENTRY eingehende Untersuchungen gemacht.

Zunächst wurde untersucht, welchen Einfluß die Richtung des Schubvektors auf den Wiedereintritt hat. Hierbei stellte sich heraus, daß der bahntangential gegebene Schub am wirtschaftlichsten ist.

Weiterhin ist überprüft worden, welche Auswirkung die Betrachtung des Schubes als Impulsschubgebung hat. Diese Betrachtungsweise erwies sich als sehr vereinfacht, zumal die benötigte Schubdauer beim kontinuierlich gegebenen Schub im Vergleich zur Abstiegszeit relativ groß waren. Außerdem ist der Geschwindigkeitsinkrementbedarf für die Einhaltung der Wiedereintrittsbedingungen bei einer Impulsbetrachtung geringer.

Für eine vorgegebene Bahn sollte das erforderliche Geschwindigkeitsinkrement für gegebene Wiedereintrittsrelativkoordinaten bestimmt werden. Dazu wurde eine Programmroutine entwickelt, die durch Rückrechnung von dem Eintrittszustand in 120 km bis hinauf zur Ausgangsbahn, unter Berücksichtigung der Gravitationsstörungen, bei Erreichen der Ausgangsbahn die Geschwindigkeitsdifferenz beider Bahnen ermittelte.

Ein weiterer Schwerpunkt der Arbeit war, einen Zusammenhang zwischen Ausgangsbahn und Landeort herzustellen. Hierzu wurde das Programm DEORBIT entwickelt, welches zu einem Wiedereintrittsort die erforderliche Epoche und die Schubdauer ermittelte. Mit der Vorgabe der Epoche und Schubdauer für eine Betrachtung der Abstiegsbahn als Keplerbahn, wurden dann die Störungen einer realistischen Bahn eingearbeitet. Die Abschätzung des Wiedereintrittsortes für einen Landeort wurde empirisch ermittelt, wobei die sehr komplexen Zusammenhänge zwischen Seitenreichweite, Längsreichweite, Inklination und Lage der Ausgangsbahn nur grob berücksichtigt werden konnten. Die entstandenen Fehler konnten allerdings durch Änderung des Hängewinkels reduziert werden.

Als letztes sollte geklärt werden, inwieweit die mit DEORBIT berechnete Epoche variiert werden kann, um den Landeort noch zu erreichen. Durch den Westversatz und anschließender Hängewinkeländerung und durch Variation des Hängewinkels selbst sowie Änderung des Abstiegszeitpunktes können Zeitverzögerungen im Rahmen von 15 min und 3 Tagen ausgeglichen werden.

Einleitung:

Da die Prioritäten innerhalb der Forschung in Deutschland und damit auch in Europa anders gestaffelt wurden, fristet das europäische Raumtransporterprogramm HERMES auch weiterhin ein theoretisches Dasein. Dies bietet die Möglichkeit, weitgehender und tiefgreifender auf ein solches System einzugehen. Hierzu gehört vor allen Dingen der Wiedereintritt des Orbiters, der im wesentlichen ein wiederverwendbares System charakterisiert.

Der Wiedereintritt kann im groben in vier Bereiche differenziert werden. Die Deorbit-Phase beginnt beim Einsetzten der Triebwerke und endet mit dem Brennschluß. Daran schließt sich die sogennannte Space-Phase bzw. Freiflugphase an, in der der Orbiter primär der Gravitation ausgesetzt ist. Erst in einer Höhe um 120 km beginnt der Einfluß der Atmosphäre im zunehmenden Maße Einfluß zu nehmen. In der atmosphärischen Wiedereintrittsphase ist der Orbiter starken thermischen und strukturellen Belastungen ausgesetzt, weil die hohe kinetische Energie durch den aerodynamischen Widerstand abgebaut werden muß, um in der letzten Phase, der sogenannten Endanflugphase in etwa 25-30 km, den Zielort bzw. das Rollfeld zu erreichen.

Die thermischen und strukturellen Belastungen unterliegen natürlich Grenzwerten, die unbedingt einzuhalten sind. Zum einem ist dies die maximale Temperaturbelastung der Struktur, zum anderem die durch den Luftwiderstand entstehende Verzögerung, die dynamisch auf die Orbiterstruktur, Instrumente und natürlich auf den Menschen wirkt.

Die maximale Verzögerung, die für den Menschen noch zu tolerieren ist liegt kurzfristig bei etwa acht-facher Erdbeschleunigung, d.h. bei 8 g. Der maximale Wärmestrom liegt für die heute üblichen Orbiter bei etwa 400 kw/m². Beim Wiedereintritt müssen diese Werte zu jeder Zeit eingehalten werden, damit keine Komplikationen auftreten. Die Maximalwerte die auftreten können, werden im wesentlichen vom Bahnneigungswinkel bei 120 km Höhe bestimmt. Dies ist der Winkel des Geschwindigkeitsvektors zur lokalen Horizontalen, d.h. der Ebene senkrecht zum Radiusvektor. Dieser wiederum wird von dem Bremsschub bestimmt, der zu Beginn des Abstiegs gegeben wird. Die Untersuchungen ergaben, daß der Bahnneigungswinkel, der sich zwischen -1.2 - -1.4 bewegt, sehr enge Toleranzen besitzt, die sehr genau eingehalten werden müssen.

Der Wiedereintritt ist neben dem Start eine sehr kritische Phase, die genaustens zu planen ist. Zu dieser Planung gehört auch die Berücksichtigung der Gravitationsstörung aufgrund der Erdabplattung und der Atmosphäre, so daß sich neben der Abhängigkeit des Wiedereintrittsvorganges von der Ausgangsbahn, auch eine Orts- und Zeitabhängigkeit zu berücksichtigen ist.

Wo und wann nun letztendlich der Abstieg stattzufinden hat, hängt wiederum von der Wahl des Landebereichs ab. Diese Arbeit beschäftigt sich mit diesen Fragen und versucht einen Zusammenhang zwischen Landezielpunkt und Beginn des Wiedereintritts und Bremsschub herzustellen. Zudem soll ermittelt werden, inwieweit dieser Zeitpunkt und Bremsschub durch Variation der Steuergrößen zu beeinflussen ist.

Inhaltsverzeichnis:

Textprobe:

Kapitel 2.5, Charakterisierung des Wiedereintritts:

Der Wiedereintritt ist neben der Startphase eine weitere kritische Phase, der genauere und sorgfältigere Betrachtung bedarf. Er unterliegt einigen Sachzwängen, denen man Rechnung tragen muß. Dies sind zum einen zeitliche Zwänge, d.h. der Wiedereintritt muß zu einem bestimmten Zeitpunkt durchgeführt werden, um einen gewissen Zielpunkt auf der Erde - ausgedrückt in Längen- und Breitengrad - erreichen zu können.

Andererseits ist der Wiedereintritt ein sehr dynamischer Vorgang, da in relativ kurzer Zeit die hohe kinetische und potentielle Energie abgebaut werden muß. Diese hohe Energie kann lediglich in der Atmosphäre abgebaut werden, nachdem ein Bremsschub die kinetische Energie vermindert hat. Hierbei kann der Bremsschub nur in begrenzten Maßen wirken. Die Grenzen, die den Bremsschub limitieren, sind die maximalen Beschleunigungen und Strukturerwärmung durch Reibung in der Atmosphäre. Die Beschleunigung, genauer Bremsung des Orbiters, sind zum einen durch die Steifigkeit und Festigkeit der tragenden Struktur des Orbiters festgelegt, aber auch durch den Menschen, der nur einer maximalen Beschleunigung ausgesetzt werden darf. Weiterhin können zu hohe Beschleunigungen die Gerätschaften an Bord schädigen, was zu Komplikationen führen kann.

Durch das Gleiten durch die Atmosphäre und die dadurch auftretende Erwärmung, wird durch geeigneten Hitzeschutz zu kompensieren versucht. Kritischer Punkt ist hierbei der Staupunkt an der Nase des Orbiters, aber auch die Flügelhinterkanten. Hierbei treten Temperaturen von 500 - 1600 Grad auf. Der Wärmestrom, der dabei maximal aufgenommen werden darf, liegt bei etwa 375 kw/m.

Die Ergebnisse vorheriger Arbeiten zeigten, daß das Auftreten dieser Grenzwerte erst bei Erreichen der dichteren Atmosphäre zu erwarten ist. Der Bereich der dichteren Atmosphäre ist bei etwa 120 km Höhe erreicht, bei der der Einfluß der Atmosphäre nennenswerte Größenordnungen annimmt.

Allgemein kann der Wiedereintritt in 4 Abschnitte unterteilt werden. Zunächst wird der Wiedereintritt mit der Schubphase (Deorbit-Phase) eingeleitet, der sich über das Einschalten der Bremstriebwerke bis zum Brennschluß erstreckt. Daran schließt sich die Freiflugphase (Space-Phase) an, bei der die aerodynamischen Kräfte im Vergleich zu den Gravitationskräften kaum Einfluß haben. Sie endet bei etwa 120 km. Der eigentliche Wiedereintritt beginnt mit der atmosphärischen Phase und endet mit dem Beginn der Endanflugphase bei etwa 20 - 30 km.

Eine Steuerung mit Hängewinkel in der Freiflugphase erweist sich als uneffektiv, da die Atmosphäre in Höhen größer 120 km kaum Einfluß besitzt. So kann erst in der atmosphärischen Phase der Orbiter gezielt gesteuert werden, um den Bahnverlauf zu manipulieren. Es besteht also sozusagen eine Schnittstelle zwischen Atmosphärenphase und Freiflugphase, repräsentiert durch die 120 km-Grenze. An dieser Schnittstelle besitzt der Orbiter bestimmte Koordinaten - ausgedrückt in sphärischen Relativkoordinaten. Der Breitengrad wird durch die Inklination der Ausgangsbahn festgelegt. Die Steuergrößen wirken erst ab der Schnittstelle und beeinflussen den Breitengrad. Dadurch wird ein wichtiger Parameter beeinflußt, der Seitenreichweite genannt wird. Er ist von der aerodynamischen Güte des Orbiters abhängig, genauer von der Gleitzahl, die um 1,5 - 2 liegen kann. Das Hermes z.B. kann so Seitenreichweiten von 1500 km erreichen, die des Space Shuttles 2700 km. Um nun einen Breitengrad erreichen zu können, ist also der Längengrad des Wiedereintritts zu bestimmen, und ausgehend von der Ausgangsbahn mit der Seitenreichweite, die Spanne zwischen Bahn und Breitengrad des Landegebiets zu überbrücken. Damit verbunden ist dann auch der Zeitpunkt bzw. die Epoche des Wiedereintritts. Da der Schubimpuls durch den Wiedereintrittsneigungswinkel festliegt, liegt auch die Wiedereintrittsgeschwindigkeit fest und kann nicht weiter beeinflußt werden.