Institutsleiter

Prof. Dr.-Ing.
Stefanos Fasoulas

Stellvertreter

Prof. Dr.-Ing. Sabine Klinkner

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Prof. Fasoulas

Larissa Schunter

Sekretariat
Prof. Klinkner

Annegret Möller

Sekretariat
Prof. Krabbe

Barbara Klett

Administration

Dr. Thomas Wegmann

 


Institut für Raumfahrtsysteme
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Übersicht

Widerstandsbeheizte Triebwerke (WT) gehören zu den einfachsten elektrischen Raumfahrtantrieben. Das Prinzip bei derartigen Triebwerken beruht auf einer Enthalpieerhöhung des Treibstoffes beim Umströmen von elektrisch beheizten Widerstandskörpern. Die thermische Energie des Treibstoffes wird dann in einer Lavaldüse in gerichtete kinetische Energie und somit in Schubstrahlenergie umgewandelt (siehe nachfolgende Abbildung). Viele mögliche Konfigurationen widerstandsbeheizter Triebwerke wurden bereits untersucht. Sie wurden sowohl mit Gleichstrom als auch mit Wechselstrom, mit Leistungen von 1 W bis über 60 kW, gepulst und stationär betrieben. Typische Schübe liegen zwischen einigen mN und einigen N bei relativ hohen Wirkungsgraden von bis zu 80% im stationären Betrieb. Darunter waren rein strahlungsgekühlte Geräte, aber auch Triebwerke mit regenerativer Kühlung. Viele unterschiedliche Treibstoffe wie Wasserstoff, Kohlendioxid, Methan, Hydrazin, Ammoniak, Stickstoff, Helium, Argon, Wasser (flüssig und dampfförmig) sowie Luft wurden getestet [1-10]. Obwohl die Prinzipien schon lange bekannt, und die Technik solcher Triebwerke beherrschbar waren, konnten sie zumeist aufgrund der Erfordernis einer elektrischen Energieversorgung die konventionellen chemischen Antriebssysteme nicht verdrängen. Der rasante Fortschritt im Bereich der orbitalen Energieversorgungsanlagen einerseits und die steigende Lebensdauer orbitaler Systeme andererseits ließ das Interesse für diese Triebwerke jedoch wieder wachsen und ermöglicht ihren Einsatz auf modernen Satelliten, Beobachtungsplattformen sowie auch auf der Raumstation.

Skizze eines widerstandsbeheizten Triebwerkes

In der nachfolgenden Abbildung werden verschiedene Möglichkeiten der Gestaltung des Widerstandskörpers im Triebwerksinnern vorgestellt. Die Heizelemente können aus einer Spule parallel zur Strömung (a) oder aus einem System mehrerer Spulen quer zur Strömungsrichtung bestehen (b). Der Treibstoff kann ebenso durch eine Schüttung von Wolframkugeln (c) oder über die Oberfläche eines Kontaktkörpers (d) zur Düse geleitet werden. Eine weitere elegante Methode besteht darin, den Treibstoff durch die widerstandsbeheizte Triebwerkswandung selbst zu führen (e).

Konfiguration von Heizelementen in widerstandsbeheizten Triebwerken [1]

Die Vorteile dieses auf relativ einfachen Prinzipien beruhenden Triebwerkssystems sind:

  • Einfachheit des Gesamtsystems
  • hohe Schubdichte
  • hoher Entwicklungsstand
  • hoher Wirkungsgrad
  • großes Spektrum an verwendbaren Treibstoffen

Der größte Nachteil dieser Triebwerke ist der relativ geringe spezifische Impuls der zwar wesentlich über dem chemischer Antriebe liegt, im Vergleich zu anderen elektrischen Antrieben jedoch vergleichsweise gering ausfällt. Daher werden sie heute nur im Bereich kleiner elektrischer Leistung eingesetzt, während sonst andere Konzepte eingesetzt werden. So ergibt sich, wie für alle anderen thermischen Triebwerke auch, für die erzielbare effektive Austrittsgeschwindigkeit für ein im Vakuum des Weltraums betriebenes Triebwerk näherungsweise:

 

Überblick über Missionen mit widerstandsbeheizten Triebwerken [1-4, 19]

Satellit Erstflug Flüge Treibstoff Leistung [kW] Land Hersteller Anwendung
Vela 1965 2 Stickstoff 0,09 USA TRW Orbit adjustment
Advanced Vela 1967 4 Stickstoff 0,03 USA TRW Orbit adjustment, attitude control
Navy Satellite 1965 5 Ammoniak 0,03 USA GE Attitude control, orbit control
ATS-A,C 1966 2 Ammoniak <0,01 USA AVCO Experiment
ATS-D,E 1968 2 Ammoniak <0,03 USA AVCO Attitude control
Meteor, Resurs 1970 ? Ammoniak ? UdSSR ? Attitude control
Navy Satellite 1971 4 Ammoniak 0,01 USA AVCO Orbit adjustment
Navy Satellite 1971 1 Hydrazin ? USA AVCO Experiment
Sol Rad-10 1971 ? Hydrazin <0,01? USA AVCO -
Intelsat V 1981 13 Hydrazin 0,35 USA TRW N/S station-keeping
Satcom IR 1983 25 Hydrazin 0,6 USA RRC N/S station-keeping
UoSAT-12 1997 1 Wasser 0,2 GB SSTL Experiment

 

Entwicklung widerstandsbeheizter Triebwerke in:

Referenzen

  1. Jahn R. G. ; "Physics of Electric Propulsion", Mc GRAW-HILL Series in Missile and Space Technology 1968.
  2. Auweter-Kurtz M.; "Lichtbogenantriebe für Weltraumaufgaben", B.G. Teubner Stuttgart 1992.
  3. Auweter-Kurtz M.;"Elektrische Raumfahrtantriebe", Manuskript zur Vorlesung, Kapitel 4, Institut für Raumfahrtsysteme, Universität Stuttgart, April 1997.
  4. Pollard J. E., Jackson D. E., Marvin D. C., Jenkin A. B., Janson S. W.; "Electric Propulsion Flight Experience and Technology Readiness", No. AIAA 93-2221, AIAA/SAE/ASME/ASEE 29th Joint Propulsion Conference and Exhibit, June 28-30, 1993, Monterey, CA.
  5. Bartoli; "Review of European Activities on Electric Propulsion", Paper IEPC-91-001, AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS, 22nd International Electric Propulsion Conference, October 14-17, 1991, Viareggio, Italy.
  6. Curran F. M., Bennet G. L. , Watkins M. A., Byers D. C., Brophy J. R. , Sercel J.C.; "An Overview of the NASA Electric Propulsion Program" Paper IEPC-91-002, AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS, 22nd International Electric Propulsion Conference, October 14-17, 1991, Viareggio, Italy.
  7. Bober, V. K., Koroteev A. S., Latyshev L. A., Popov G. A., Rylov Yu. P., Zhurin V.V.; "State of Work on Electrical Thrusters in USSR", Paper IEPC-91-003, AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS, 22nd International Electric Propulsion Conference, October 14-17, 1991, Viareggio, Italy.
  8. Yoshikawa; ";Electric Propulsion Research and Development in Japan" Paper IEPC-91-004, AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS, 22nd International Electric Propulsion Conference, October 14-17, 1991, Viareggio, Italy.
  9. Deininger W. , Andrenucci M., Trippi A., Rossi F.; "Review of Plasma Propulsion Activities in Italy", Paper IEPC-91-005, AIDAA/AIAA/DGLR/JSASS, 22nd International Electric Propulsion Conference, October 14-17, 1991, Viareggio, Italy.
  10. Koroteev A. , Rylov Yu., Avatinian G. , Zhdanov S. , Kozlov V.; "Electrothermal Thrusters and their Application on Russian Spacecrafts", 3rd Russian-German Conference on Electric Propulsion Engines and their Technical Applications, July 19-23, 1994, Stuttgart, Germany.
  11. Schmitz H.D., Schaper J.; ";Hydrazin-Antriebssysteme für erdgebundene und raumfahrttechnische Anwendungen", asr - digest für angewandte Antriebstechnik, Heft 12, Dezember 1979, 7. Jahrgang.
  12. Schmitz H. D., Steenborg M. ; "Augmented Electrothermal Hydrazine Thruster ( AEHT ) Development", Paper AIAA-81-1409, AIAA/SAE/ASME 17th Joint Propulsion Conference, July 27-29, 1981, Colorado Springs, Colorado.
  13. "Resistojet - Zwischenbericht über den Stand der Arbeiten", MBB-ERNO Zwischenbericht in Bremen, 19. Februar 1988.
  14. "Resistojet Study Review Report Activity 2", MBB-ERNO Interner Rückblick auf Konstruktion und Herstellung des Resistojets, 01. März 1988.
  15. "Monopropellant Hydrazine Propulsion Technology - for Satellites, Platforms, Space Station Elements", MBB-ERNO Space Systems Group, Orbital Systems and Launcher Division, Sept. 1988
  16. Halbach C. R., Yoshida R. Y.; "Development of a Biowaste Resistojet", AIAA-Paper, Journal of Spacecraft and Rockets, pp. 273-277, Vol. 8, No. 3, March 1971.
  17. Tacina R. R. ; "Space Station Freedom Resistojet System Study", Journal of Propulsion and Power, pp. 694-702, Vol. 5, No. 6, Nov.-Dez. 1989.
  18. Winters B. A.; "U.S. Space Station Freedom Waste Gas Disposal System Trade Study", Journal of Propulsion and Power, pp. 873-877, Vol. 8, No. 4, July.-Aug. 1992.
  19. Sweeting M., Lawrence T., Paul M., Sellers J., Cowie L., Shields D.; "Results of Low-Cost Propulsion Activities at the University of Surrey", ESA/ESTEC, Second European Spacecraft Propulsion Conference, ESTEC, Noordwijk, NL, 27-29 May 1997.
  20. Persönlicher Schriftverkehr mit R. Salikov, NIIEM-ELKOS , Mai 13 1997.