Trichter (Raumschiff) – Wikipedia

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1990er europäischer Vorschlag eines Roboter-Raumflugzeugs

Trichter war ein vorgeschlagenes Orbitalraumflugzeug der Europäischen Weltraumorganisation (ESA) und eine wiederverwendbare Trägerrakete. Der Hopper war ein FESTIP-Systemstudiendesign (Future European Space Transportation Investigations Program).[1]

Hopper war einer von mehreren Vorschlägen der ESA, als europäische wiederverwendbare Trägerrakete (RLV) zu fungieren, die bereits 2015 für die kostengünstige Lieferung von Satellitennutzlasten in die Umlaufbahn vorgesehen war.[2] Ein Prototyp von Hopper, bekannt als (EADS) Phönixwar ein von Deutschland geführtes europäisches Projekt, bei dem ein Modell des größeren Hopper im siebten Maßstab gebaut und getestet wurde. Am 8. Mai 2004 wurde ein einziger Testflug der Phoenix im nordeuropäischen Luft- und Raumfahrt-Testbereich in Kiruna, Schweden, durchgeführt.[3] Möglicherweise gefolgt von zwei weiteren auch im Mai.

Entwicklung[edit]

Hintergrund[edit]

Ab den 1980er Jahren wuchs das internationale Interesse an der Entwicklung wiederverwendbarer Raumfahrzeuge. Zu dieser Zeit hatten nur die Supermächte der damaligen Zeit, die Sowjetunion und die Vereinigten Staaten, diese Fähigkeit entwickelt.[4] Europäische Nationen wie Großbritannien und Frankreich starteten ihre eigenen nationalen Programme zur Herstellung von Raumflugzeugen wie HOTOL und Hermes, während sie versuchten, die Unterstützung der multinationalen Europäischen Weltraumorganisation (ESA) zu gewinnen. Obwohl diese Programme letztendlich nicht genügend Unterstützung fanden, um die Entwicklung fortzusetzen, bestand in einigen Mitgliedstaaten der ESA nach wie vor die Forderung, die Entwicklung wiederverwendbarer Raumfahrzeuge voranzutreiben.[4] In den neunziger Jahren arbeitete die ESA neben der Entwicklung und dem Betrieb mehrerer Technologie-Demonstrator-Programme wie dem Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) auch an der Schaffung eines langfristigen Rahmens für die spätere Entwicklung eines funktionsfähigen wiederverwendbaren Raumfahrzeugs , bekannt als Future Launchers Preparatory Program (FLPP).[5]

Im Rahmen von FLPP führten die ESA und europäische Industriepartner detaillierte Untersuchungen mehrerer teilweise wiederverwendbarer Trägerraketenkonzepte durch. Ziel des Programms war es, ein geeignetes Fahrzeug vorzubereiten, um nach einer positiven Entscheidung der ESA-Mitgliedsstaaten mit der Produktion eines Next Generation Launcher (NGL) fortzufahren.[5] Insgesamt wurden vier Startkonzepte untersucht, die als Horizontal Take-Off (HTO) Hopper, Vertical Take-Off (VTO) Hopper, Reusable First Stage (RFS) und Liquid Fly-Back Booster (LFBB) bezeichnet wurden ). Jedes dieser Konzeptfahrzeuge bestand aus einem wiederverwendbaren Flügelverstärker, der mit einer verbrauchbaren oberen Stufe kombiniert wurde, um eine Nutzlast in der geostationären Transferbahn (GTO) zu liefern.[5]

Die HTO-Variante von Hopper wurde für den horizontalen Start konzipiert, dessen erster Teil über eine Raketenschlittenanordnung erreicht werden sollte.[5] Es besaß eine relativ konventionelle Flügel-Körper-Konfiguration, ein atypisches Merkmal war die Nase des Raumfahrzeugs, die einen absichtlich niedrigen Sturz besaß, so dass die erforderliche Größe der Aufzüge für die gewünschte Trimmfunktionalität verringert werden konnte, während gleichzeitig eine verbesserte innere Struktur, wie z wie bei der Unterbringung des Bugfahrwerks.[5] Aerodynamisch verfügt die HTO Hopper-Konfiguration über einen abgerundeten Delta-Planform-Flügel mit einer 60-Grad-Vorderkantenbewegung, der mit einem zentralen vertikalen Stabilisator und einer Unterseite mit flachem Boden kombiniert wurde, um die Leistung des Raumfahrzeugs während des Hyperschallfluges zu maximieren.[5]

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Die alternative VTO-Variante von Hopper wurde für den vertikalen Start entwickelt und konventionell über ein Verbrauchs-Startsystem gestartet.[6] Es verfügt über einen relativ traditionellen schlanken raketenartigen Körper, unterscheidet sich jedoch durch das Vorhandensein eines kleinen Deltaflügels bei einem 45-Grad-Vorderkanten-Sweep und einer zentralen vertikalen Stabilisatoranordnung. In Bezug auf seine Struktur besaß der VTO Hopper einen kreisförmigen Querschnitt mit einem Loftfilet an der Unterseite des Fahrzeugs, das sowohl die Flügel als auch die Körperklappe aufnehmen konnte. Es gab auch einen Booster, der die Nutzlast auf der Rumpfnase tragen sollte.[6] Studien ergaben, dass sowohl das HTO- als auch das VTO-Hopper-Konzept eine relativ ähnliche Umgebung für die Wiedereintrittslast besaßen.[7]

HTO Hopper – Auswahl[edit]

Die HTO-Version von Hopper wurde im Rahmen einer anderen ESA-Initiative in Form der FESTIP-Systemdesignstudie (Future European Space Transportation Investigations Program) für weitere Entwicklungsarbeiten übernommen.[8] Im Jahr 1998 wurde entschieden, dass das Design von Hopper alle festgelegten Anforderungen erfüllt.[9] Zu diesem Zeitpunkt sollte das Raumschiff aus einem einstufigen wiederverwendbaren Fahrzeug bestehen, das selbst keine Umlaufgeschwindigkeit erreichen würde. Berichten zufolge hielt Hopper das Versprechen, Nutzlasten kostengünstiger im Orbital einzusetzen.[3] Ein EADS-Sprecher gab an, dass eine wiederverwendbare Trägerrakete wie Hopper die Kosten für den Versand eines Satelliten in die Umlaufbahn halbieren könnte, die Berichten zufolge im Jahr 2004 bei etwa 15.000 USD pro Kilogramm Nutzlast lagen.[2]

Das geplante Missionsprofil von Hopper hätte mehrere Phasen umfasst. Die Startphase sollte durch die Verwendung einer 4 km langen magnetischen horizontalen Spur erreicht werden, die speziell für das Fahrzeug im Raumfahrtzentrum von Guayana in Französisch-Guayana gebaut werden sollte, um das Raumfahrzeug auf Startgeschwindigkeit zu beschleunigen.[3][9] Bei Erreichen einer Höhe von 130 km würde das Fahrzeug eine verbrauchbare raketengetriebene Oberstufe abfeuern, um die Umlaufgeschwindigkeit zu erreichen. Sobald es das notwendige Hoch und die Geschwindigkeit erreicht hatte, hätte es seine Satellitennutzlast freigegeben, die dann unabhängig noch höher steigen würde, um die gewünschte Umlaufbahn zu erreichen.[3] Berichten zufolge sollte Hopper 7,5-Tonnen-Satelliten in eine Umlaufbahn von 130 km über der Erdoberfläche liefern.[3] Nach der Freigabe seiner Nutzlast wäre das Fahrzeug dann in einem Controller-Abstieg nach unten gerutscht; Das Raumschiff sollte auf einer vorbereiteten Inselanlage im Atlantik landen und anschließend für weitere Flüge per Schiff nach Französisch-Guayana zurücktransportiert werden.[2][3]

Das multinationale Luft- und Raumfahrtkonglomerat EADS war für das Projektmanagement auf Hopper sowie für die Entwicklung der gesamten softwarebasierten Elemente des Projekts verantwortlich.[9] Eine Reihe anderer Partnerunternehmen war ebenfalls an der Entwicklung des Raumfahrzeugs beteiligt. Berichten zufolge hatten sowohl die ESA als auch die EADS ursprünglich beabsichtigt, die Entwicklung von Hopper zwischen 2015 und 2020 abzuschließen.[9] Nach dem ersten Gleittest mit dem Phönix Prototyp im Mai 2004 gab es keine weiteren Aktualisierungen des Programms; Es wird angenommen, dass die Arbeit an Hopper schließlich eingestellt wurde.[citation needed]

Prototyp – Phoenix[edit]

Das Phoenix RLV Launcher, der Prototyp des Hopper Launcher, wurde im Rahmen des umfassenderen ASTRA-Programms des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt (DLR) entwickelt und hergestellt, einem 40-Millionen-Euro-Projekt, das von der Bundesregierung, EADS Astrium Space Transportation und der staatlichen Freien Hanse gegründet wurde Stadt Bremen. Berichten zufolge haben EADS und das Land Bremen mindestens 8,2 Mio. EUR bzw. 4,3 Mio. EUR in das ASTRA-Programm investiert. Ein weiterer Beitrag in Höhe von 16 Mio. € wurde von Partnerunternehmen wie dem in Bremen ansässigen OHB-System, dem DLR und dem Bundesministerium für Bildung und Forschung bereitgestellt. Im Jahr 2000 wurde mit dem Bau des Prototyps begonnen.[9]

Das Phoenix RLV Der Prototyp war 6,9 Meter (23 Fuß) lang, hatte ein Gewicht von 1.200 Kilogramm (2.600 Pfund) und eine Flügelspannweite von 3,9 Metern (13 Fuß). Bei der Konstruktion wurde ein Schwerpunkt auf die Minimierung des Luftwiderstands gelegt, indem das Fahrzeug so klein wie möglich gehalten wurde.[9] Der Innenraum des Schiffsrumpfs wurde von verschiedenen Avionik- und Bordsystemen belegt, die Navigations-, Datenübertragungs-, Energieversorgungs- und künstliche Intelligenzfunktionen bereitstellten, damit es seine Datenerfassungsmission automatisch ausführen konnte.[3] Phoenix ist ein Sechstel der Größe des geplanten Hopper-Fahrzeugs.[10] Die endgültige Version des Fahrzeugs sollte in der Lage sein, die Wiedereintrittskräfte zu unterstützen, Wärme zu erzeugen und aus einer Höhe von 129 Kilometern zu gleiten. Im April 2004 wurden die Integrations- und Systemtestarbeiten am Phoenix-Prototyp abgeschlossen.[9]

Falltests – Mai 2004[edit]

Am Samstag, den 8. Mai 2004, wurde der Phoenix-Prototyp in der nordeuropäischen Luft- und Raumfahrt-Teststrecke in Kiruna, 1.240 km nördlich von Stockholm, Schweden, einem groß angelegten Falltest unterzogen. Das Fahrzeug wurde aus einer Höhe von 2,4 Kilometern abgeworfen, nachdem es von einem Hubschrauber auf die entsprechende Höhe angehoben worden war. Nach einem geführten 90-Sekunden-Gleiten soll der Prototyp präzise und ohne Zwischenfälle gelandet sein.[11][3] Das Hauptziel des Tests war es, das Segelflugpotential des Fahrzeugs zu bewerten. Insbesondere untersuchte der Phönix verschiedene Methoden zur Durchführung automatischer Landungen, bei denen keine menschlichen Kontrolleure eingreifen mussten. Die Anleitung wurde durch Hinweise von verschiedenen Navigationsmitteln bereitgestellt, darunter GPS-Satelliten, Radar- und Laserhöhenmesser sowie verschiedene Druck- und Geschwindigkeitssensoren. Laut EADS-Sprecher Mathias Spude war der Prototyp innerhalb von drei Zentimetern des beabsichtigten Ziels gelandet.[2]

Zusätzlich zum ersten Falltest waren bereits weitere Tests geplant, darunter drei, die in den folgenden zwei Wochen durchgeführt werden sollten, um anspruchsvollere Landungen zu testen, bei denen das Raumschiff aus verschiedenen Ländern fallen gelassen werden soll Winkel oder Ausrichtungen relativ zum Landeplatz.[2] Darüber hinaus hatte das Projekt einen erwarteten Meilenstein für die endgültige Freigabe des Prototyps aus einer Höhe von 25 Kilometern innerhalb von drei Jahren. EADS stellte jedoch vor dem Flug fest, dass weitere Flüge von Hopper von der Leistung des Fahrzeugs während des Erstfluges abhängen würden.[9]

Am 13. und 16. Mai wurden zwei weitere Testflüge durchgeführt, wobei der 13. Mai eine Wiederholung des Falltests vom 8. Mai war.[12]

Längerfristig – Sokrates[edit]

Langfristig sollte die auf Phoenix getestete Landetechnologie, wenn sie erfolgreich und tragfähig war, in ein wiederverwendbares Folgefahrzeug integriert werden, das benannt werden sollte Sokrates. Obwohl Sokrates nicht als Orbitalfahrzeug gedacht war, sollte er in der Lage sein, mit bis zu zehnfacher Schallgeschwindigkeit zu fliegen und sehr schnelle Durchlaufzeiten zwischen den Flügen als Sprungbrett für die Wiederverwendbarkeit durchzuführen.[2]

Siehe auch[edit]

Verweise[edit]

Zitate[edit]

  1. ^ Dujarric, C. (März 1999). “Mögliche zukünftige europäische Trägerraketen, ein Konvergenzprozess” (PDF). ESA Bulletin. Europäische Weltraumorganisation (97): 11–19.
  2. ^ ein b c d e f McKee, Maggie. “Europas Space Shuttle besteht den ersten Test.” Neuer Wissenschaftler, 10. Mai 2004.
  3. ^ ein b c d e f G h “Start der nächsten Raketengeneration.” BBC News, 1. Oktober 2004.
  4. ^ ein b “Der atmosphärische Wiedereintrittsdemonstrator.” Europäische WeltraumorganisationOktober 1998. BR-138.
  5. ^ ein b c d e f G. Pezzellaa et al. 2010. p. 36.
  6. ^ ein b G. Pezzellaa et al. 2010. p. 37.
  7. ^ G. Pezzellaa et al. 2010. S. 38-39.
  8. ^ “Mögliche zukünftige europäische Trägerraketen, ein Konvergenzprozess – ESA Bulletin Nr. 97.” ESAMärz 1999.
  9. ^ ein b c d e f G h “PHOENIX: Zukunftsperspektiven im Weltraumtransport durch wiederverwendbare Startsysteme.” Airbus, 10. Mai 2004.
  10. ^ Europäisches Space Shuttle gleitet zum Erfolg 9. Mai 2004
  11. ^ “Phoenix Flight Day.” Archiviert 2011-07-24 an der Wayback-Maschine Swedish Space Corporation, 8. Mai 2004.
  12. ^

    IAC Vancouver, Oktober 2004: “Wiederverwendbare RLV-Demonstrationsfahrzeuge Phoenix-Flugtestergebnisse und -perspektiven”, W. Gockel et al. AAAF Arcachon, März 2005: “Synthesis Phoenix Flight Test Performance and Analysis”, W. Gockel et al. AAIA Capua, Mai 2005: “Phoenix Project and Program Continuation Plan”, P. Kyr und W. Gockel IAC Fukuoka Oktober 2005: “Phoenix Demonstrator Logic”, P. Kyr und J. Sommer

Literaturverzeichnis[edit]

  • Gockel, Wilhelm; Kyr, Peter; Janovsky, Rolf; Roenneke, Axel (2004). WIEDERVERWENDBARE RLV-DEMONSTRATORFAHRZEUGE – ERGEBNISSE UND PERSPEKTIVEN DES PHOENIX-FLUGTESTS. Tagungsband des 55. Internationalen Astronautischen Kongresses 2004. doi:10.2514 / 6.IAC-04-V.6.04.

Externe Links[edit]


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