Video: BlackEngine
Quelle: DLR (CC-BY 3.0).
Die Schubkammer – bestehend aus Einspritzkopf, Brennkammer und Expansionsdüse – als Teil eines Raketentriebwerks gehört zu den thermisch und mechanisch höchstbelasteten Teilen einer Rakete und hat damit großen Einfluss auf die Leistung, Zuverlässigkeit und die Kosten eines Trägersystems. Die Kombination aus modernen Verbundmaterialien und innovativen Designkonzepten und Kühlmethoden im Rahmen der „Black Engine“-Technologie verspricht hier Vorteile hinsichtlich vereinfachter Herstellung, Zuverlässigkeit und Wiederverwendbarkeit.
Der Name „Black Engine“ leitet sich von den überwiegend schwarzen Kohlenstofffasern ab, die im Rahmen der Hybridbauweise für die Verbundwerkstoffkomponenten zum Einsatz kommen. Aufbauend auf bisherigen Sub-Scale-Entwicklungen an LOX/LH2-Schubkammern soll im derzeit laufenden „Black Engine“-Projekt ein Technology Readiness Level 5 dieser Technologie für eine 60-kN-LOX/LCH4-Schubkammer im Bodentest demonstriert werden. Im Rahmen des Projektes soll dafür das System, bestehend aus Einspritzkopf, Brennkammer und Düse, für einen Brennkammerdruck von 70 bar und einen Umgebungsdruck von 1 bar entwickelt und an einem Bodenprüfstand getestet werden.
Angepasst an die Materialeigenschaften der faserverstärkten Keramik, wird die Brennkammer durch Transpiration des Treibstoffs durch die Brennkammerwand gekühlt. Dazu wird ein Teil des Treibstoffs, anstatt für die Verbrennung, für die Kühlung verwendet. Diese äußerst effiziente Kühlmethode, zusammen mit dem im Gegensatz zur herkömmlichen Regenerativkühlung geringen Druckbedarf sowie der hohen Temperaturbeständigkeit des Materials, führt dabei zu einem potentiell sehr effizienten Gesamtsystem. Das modulare Design der Brennkammer ermöglicht zudem Vereinfachungen und Redundanzen in der Fertigung. Die äußerst geringen Thermaldehnungen der verwendeten Materialien bieten zudem Vorteile bei der Haltbarkeit und der Wiederverwendbarkeit. Zusätzlich verspricht das lastentkoppelte Strukturdesign – die mechanischen Lasten werden von dem kalten CFK-Tragmantel aufgenommen – lange Lebensdauern und eine hohe Zuverlässigkeit.
Die Mehrschalen-CMC-Expansionsdüse wird mit Hilfe des durch die poröse Innenwand transpirierten Brennstofffilms gekühlt und benötigt aufgrund ihrer hohen Temperaturbeständigkeit im Überschallteil keine zusätzliche Kühlung mehr. Dadurch wird die Effizienz des gesamten Raketentriebwerksystems gesteigert, indem die Anforderungen an das Kühlsystem und die generelle Komplexität der Konstruktion verringert wird.
Ziel des Projektes ist zunächst die Demonstration der Technologie für den Bereich der Kleinträgersysteme in relevanter Treibstoffkombination und Schubklasse. Aufgrund der Robustheit und einfachen Skalierbarkeit erscheint die innovative Technologie durchaus auch für extrem leistungsstarke Erststufenantriebe großer Trägersysteme als geeignet.