Laser Zündung in der Raumfahrt

Da die Suche noch keinen Thread vermeldet zum o.g. Thema. mach ich mal einen auf.
Es wird ja schon lange daran geforscht, simuliert und auch "gebastelt" - wie es aussieht, steht die Verwirklichung gewissermaßen auf der Schwelle.
Vielleicht können wir hier eine Sammlung von Fachartikeln und Fakten anlegen, gezielt gesucht oder zufällig darauf gestoßen. Auch innerhalb anderer Threads abgelegte Links zum Thema könnten hier nochmal rein...

Laserzündung

Bei der Entwicklung der Laserzündung arbeiten Fachleute vom Keldysch Zentrum, NPO Energomasch und Spektrlaser der die 1,5 kg schwere Module fertigt.


Gegenwärtigt werden die Triebwerke der ersten Stufe mit einen pyrotechnischen System und in der zweiten Stufe mit recht komplexen Systemen mit viel Ventilen, Rohrleitungen und elektrische Ausrüstung gezündet. Für die Zündung wird nur 6-8 g/s an Treibstoff verbraucht, der Zündvorgang dauert nur 0,2/0,5s. Die Lasermodule sind für alle Treibstoffe vorgesehen. Es geht um die Senkung von einigen hundert kg an Startmasse bei Trägerraketen. Besonders bemerkbar in den Oberstufen.

Die Sojus-2 erhalten 32 oder 64 Lasermodule.

http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya

Die erste Laserzündung in Russland

Am 30 November 2012 wurden in KBCHA Brennstand in Woronesch zum ersten Mal in Russland  erfolgreiche Tests eines Raketentriebwerks mit einer Laserzündung durchgeführt. Die Tests wurden in Rahmen der Arbeiten an der Dvina-KWTK mit dem H2 Triebwerk RD-0146D und der Laserzündung LS3 in Zusammenarbeit mit Keldysch Zentrum durchgeführt. Verwendet wurde eine Pilot-Version LS3 bestehend aus Laser Kerzen mit einen kleine laser LTI-140/10/10. Als Treibstoff fungierte flüssiger Sauerstoff und Wasserstoff.

Die Testergebnisse haben bestätigt und gezeigt über die mögliche Verwendung von Laserzündsystemen in Raketentriebwerken einschließlich die direkte Zündung des Kraftstoffs in der Brennkammer.

http://www.kbkha.ru/?p=17&news_id=111

Danke für die Erläuterungen. Laserzündung finde ich sehr interessant, weil ich davon ausgehe, daß SpaceX das Verfahren bei ihren Raptor-Triebwerken einsetzen wird. 

Laserzündung-technische Details

Bei den Methantriebwerken mit GAS-GAS Schema RD-0162 und Raptor sprechen wir vom Heiligen Gral, ein zweiter HG ist die Technologie der Laserzündung. In Russland wird schon seit Jahren daran gearbeitet, dabei sind mehrere Unternehmen wie Spektrlazer, Keldysch Zentrum, Energomasch beteiligt. Die Technologie ist revolutionier, senkt die Kosten und erhöht die Effektivität der Trägerrakete.
 
Die heutigen russischen Raketentriebwerke haben einfache pyrotechnische Systeme und Triebwerke der zweiten Stufe verwenden anspruchsvolle Zündsysteme mit einer Fülle von Ventilen, Rohrleitungen und Isolierrohren.

Novum der Lösung ist der einzigartige Diodenlaser der auf Photonische Kristalle basiert. Bei der Entwicklung ging es um die optimale Betriebsmodi, optische und elektronische Schnittstellen damit das System auch im Bezug auf die großen Unterschiede bei Temperaturen, Vakuum und Vibration funktioniert.

Lasermodule haben eine Startmasse von etwa 2 kg, Laserkerze hat eine Masse um die 0,5 kg

Gegenüber der alten Technologie, haben wir Kosten für die Endssyteme die um 1000% kleiner sind.

Bei Verwendung der LZ haben wir ein Gewichtsvorteil über der chemische Zündung von 100-150 kg.

Die Einführung der LZ bei RD-0146 beseitigt die eigene Versorgung-Systeme, einschließlich die Ventile und Rohrleitungen.

Wir haben eine Reduzierung der Trockenmasse des Trägers, besonders wichtig für die letzten Stufen und Beschleunigungsstufen, erhöht die Nutzlst bei Sojus-2 und Angara-5 deutlich. Die Möglichkeit von beliebig mehreren Zündungen.

Experimentelle Resultate im Zentrum Keldysch:


- Treibstoffverbrauch um 9 Gramm/s für O2+H2, bei Methan 8 Gramm/s
- Verhältnis der Brennstoffkomponenten KM, 1,12...2,24
- Energie des einzelnen Impulses 0,4-0,75 Megajoule
- Anzahl der Impulse 20 Gigahertz
- Brenndauer des Laser 0,02 bis 1 Sekunde
- Der Laser schaltet sich aus, wenn im Kanal ZU der Druck über 1,5 at steigt. In diesem Beispiel arbeitet der Laser nur 20 Millisekunden.

Experimentelle Versuche wurden längst abgeschlossen, jetzt laufen Brennversuche bei NPO Energomasch. Es wurde auch  die Verwendung von Laserzündungen für alle Treibstoffe bestätigt, für Acetam liegen aber noch keine Ergebnise vor. Bei Sojus-2 kommen 32 oder 64 Lasermodule auf dem Kosmodrom Wostotchny zum Einsatz

 
http://www.innostar.ru/catalog.aspx?CatalogId=223&d_no=9061
http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya

Numerische Simulation der Brennprozesse bei Laserzündung von Sauerstoff mit Wasserstoff und Methan

Aus einer Fachpublikation:


http://www.mai.ru/upload/iblock/bad/bada2f94a339e9e7030132ebce6cb80b.pdf

Danke Jura, fürs nochmal reinstellen.

Ja, die Vorteile werden sich in zunehmenden Maße herausstellen, besonders bei Stufen mit der Notwendigkeit, mehrfach zu zünden. Das größere Problem wird also wohl Laserzündung bei Zweitstufen in Preorbitbahnen sein. Da muß ja oft mehrfach gezündet werden nach großen Pausen dazwischen. Wobei es hier je nach Bahn auch zu starkem Abkühlen des Treibstoffs kommen kann. Und LZ in extrem kaltes Gas, da gibts wohl noch allerhand zu testen.

Einen großen Vorteil der LZ sehe ich ja darin, daß man "feinfühliger" zünden kann. D.h. man kann erstmal mit wenigen der LZ anfangen und eine unvollständige Verbrennung in kauf nehmen bis dann alle LZ feuern. Klar , das spielt sich auch alles in kurzer Zeit ab, aber könnte was bringen in Hinsicht Stoßbelastung vermeiden. Aber ist halt nur so eine Vermutung von mir...

Danke Jura, fürs nochmal reinstellen.

Einen großen Vorteil der LZ sehe ich ja darin, daß man "feinfühliger" zünden kann. D.h. man kann erstmal mit wenigen der LZ anfangen und eine  ...

Das ist nicht ganz korrekt.
Der gröster Vorteil ist doch die Senkung der Startmasse, erhebliche Vereinfachung in den Oberstufen wo ich auch berichtet habe und mit Mehrfachzündungen wurde schon getestet. Die heutigen russischen Raketentriebwerke haben einfache pyrotechnische Systeme und Triebwerke der zweiten Stufe verwenden anspruchsvolle Zündsysteme mit einer Fülle von Ventilen, Rohrleitungen und Isolierrohren, das alles entfällt. Wir haben auch Kostensenkung der Endsysteme bei 1000%.

Der gröster Vorteil ist doch die Senkung der Startmasse, erhebliche Vereinfachung in den Oberstufen wo ich auch berichtet habe und mit Mehrfachzündungen wurde schon getestet. Die heutigen russischen Raketentriebwerke haben einfache pyrotechnische Systeme und Triebwerke der zweiten Stufe verwenden anspruchsvolle Zündsysteme mit einer Fülle von Ventilen, Rohrleitungen und Isolierrohren, das alles entfällt. Wir haben auch Kostensenkung der Endsysteme bei 1000%.

Das ist unbestritten und ich hatte das als gewissermaßen "schon abgearbeitet" betrachtet.

Meine Vermutung läuft unter "weitere Vorteile". Da warte ich mal auf Bestätigung oder Nicht möglich.

Was bedeutet Kostensenkung um 1000%?
Bei Reduzierung um 100% ist man doch schon bei kosten von 0.

Ist sicher nur eine Redewendung im Sinne von "riesig".

Was bedeutet Kostensenkung um 1000%?
Bei Reduzierung um 100% ist man doch schon bei kosten von 0.

Verringerung der Kosten um den Faktor 10 mal, steht im Link:

Совокупность предлагаемых инновационных подходов позволит создать  малогабаритные  системы и модули надежного одно- и  много- разового зажигания ракетных о двигателей, позволяющие снизить расходы на изготовление конечных систем более, чем в 10 раз.

Laserzündung-technische Details
Verwendung der LZ haben wir ein Gewichtsvorteil über der chemische Zündung von 100-150 kg.

Gilt dieser Gewichtsvorteil für eine Brennkammer (ein Zünder) oder für 32 Kammern wie bei Sojus heute ?

Experimentelle Resultate im Zentrum Keldysch:
- Energie des einzelnen Impulses 0,4-0,75 Megajoule

Ich denke mal das sind nicht Megajoule sondern Millijoule pro Laserpuls. In 20 Millisekunden 0,4 Megajoule freisetzen kann ich mir nicht vorstellen.

Verringerung der Kosten um den Faktor 10 mal, steht im Link:

Zitat

Совокупность предлагаемых инновационных подходов позволит создать  малогабаритные  системы и модули надежного одно- и  много- разового зажигания ракетных о двигателей, позволяющие снизить расходы на изготовление конечных систем более, чем в 10 раз.

Das kann ich mir vorstellen. Das wäre in unserer Sprachweise eine Verringerung um 90% auf 10% der ursprünglichen (heutigen) Kosten. Aber welchen Kostenanteil hat der Zünder am gesamten Triebwerk ? Die Triebwerkskosten werden wahrscheinlich nur wenig sinken.


Vielen Dank für die Verweise auf die russischen Aktivitäten !

Wenn ich das richtig verstanden habe, geht es nicht nur um die Masse der Zündvorrichtungen sondern auch um die Masse des Treibstoffs, der für einen sicheren Zündvorgang benötigt wird. Das bringt dann Hunderte Kilogramm Masseeinsparung.

@ proton01

Dazu folgendes:

1) Ich bin kein Übersetzer als auch den Kampf mit der deutschen Kommasetzung habe ich längst aufgegeben. Ja, korrekt Faktor 10.

2) Die Starmasse Reduzierung für den Träger.

Вместе с тем, лазерное зажигание обеспечит весовые преимущества по сравнению с разработанной для данного РН химической системой зажигания на уровне 100-150кг.

3) Zur der Energie kann ich noch eingehen, habe sehr gute Fachpublikation.

4) Für die Angara Triebwerke RD-0146 und RD-0146D wurde schon eine Ausschreibung für die Lasermodule veröffentlicht.

Wenn ich das richtig verstanden habe, geht es nicht nur um die Masse der Zündvorrichtungen sondern auch um die Masse des Treibstoffs, der für einen sicheren Zündvorgang benötigt wird. Das bringt dann Hunderte Kilogramm Masseeinsparung.

Вы правильно сказали 

Wenn ich das richtig verstanden habe, geht es nicht nur um die Masse der Zündvorrichtungen sondern auch um die Masse des Treibstoffs, der für einen sicheren Zündvorgang benötigt wird. Das bringt dann Hunderte Kilogramm Masseeinsparung.

Damit können zwei Dinge gemeint sein:

• Treibstoff des Zündsystems selber, welche in einer Vorkammer verbrannt wird, und dessen Flamme dann die Treibstoffe der Hauptkammer entzünden. dafür reichen wenige kg pro Zündung pro Kammer.
• Treibstoff der Hauptkammer, welcher während der Zündsequenz verbraucht wird. Da müsste diese Sequenz bei Laserzündung deutlich kürzer werden, damit was gespart werden kann. Ob das vorstellbar ist weiß ich derzeit nicht, allerdings kann ich mir eine radikale Verkürzung der Sequenz nicht vorstellen, da diese nicht nur von der Zündung selbst, sondern auch von anderen Gesichtspunkten bestimmt ist.

Im Jahr 2013 wurde die fünfte und abschliessende Zündung der Steuerungs Triebwerke für Sojus-2 erfolgreich abgeschlossen, die Systeme funktionierten gut und stabil. Daraufhin haben der Generaldirektor von Spektralazera Dmitri Zeitlin und der technischer Direktor Sergei Rebrov von Skolkovo Glückwünsche erhalten. Die Lasermodule sind für alle Triebwerke vorgesehen, darunter für NK-33. Dazu der Artikel mit interessanten Aussagen der Experten:

http://pre-seed.ru/novosti/ispytaniya_lazernyh_modulej_spektralazer_proshli_uspeshno/

Für O2+H2, nur eine Auswahl:

Суммарный расход компонентов................................9 г/с

Энергия единичного импульса лазерного излучения....0,4...0,75 мДж

Частота следования импульсов лазерного излучения...20 кГц

Длительность включения лазера..................................0,02...1 c   

1) Treibstoffverbrauch in Gramm/s
2) Energieimpuls, ein Einzelner in Megajoule
3) Anzahl der Impulse
4) Brenndauer des Laser in Sekunden

Interessant wär - gibts irgendwo eine Bezeichnung des bei der russischen LZ verwendeten Kristallmaterials?

Zum Vergleich mal der Laser von Curiosity. Was Steine partiell verdampft, könnte sicher auch ein Gasgemisch zünden. Vielleicht ist nichtmal diese Stärke nötig. Man will ja eher die Wiederholfrequenz steigern. (20++ Hz)

Laser type    Nd: KGW
Laser pulse duration    5 ns
Laser wavelength    1067 nm
Laser repetition rate    1-10 Hz
Laser pulse energy    14 mJ
Laser spot diameter on target    200-500 μm
LIBS nominal distance range    1.5-7 m
Telescope aperture    110 mm
Spectral range    240-850 nm
Spectrometer type (3 units)    Cross Czerny-Turner
Spectral channels    6144 x 14 bit
Spectral resolution (FWHM)    0.2 nm (0.65 nm (>500 nm)
Spectral exposure    10 ms - 10 s
RMI imager CCD    1000 x 1000 pixels
RMI typical exposure, Mars    40 ms
RMI imager resolution    0.10 mrad
RMI imager field of view    20 mrad

Bei 14mJ fließen übrigens 95 Ampere pro Impuls. Ich könnte mir denken, daß da nicht grad kleine Speicherkondensatoren eingebaut sind.

Nd:KGW bedeutet : Neodym-Laser, bei dem ein Kalium-Gadolinium-Wolframat-Kristall mit Nd3+-Ionen dotiert ist. Es lassen sich im Vergleich zu Nd:YAG-Lasern niedrigere Laserschwellen und etwa doppelt so hohe Effizienzen erreichen, weshalb die Anwendungen des Nd:KGW-Lasers besonders bei diodengepumpten Lasern im mittleren und kleinen Leistungsbereich liegen. Die Emissionswellenlängen sind 1067,2 nm und 1351 nm.
(Quelle - Handbuch der Physik)

Ich denke, es sind 14 MJ (Megajoule), nicht 14 mJ (Millijoule). 95 A für 14 mJ wären äußerst ineffektiv.

Ich denke, es sind 14 MJ (Megajoule), nicht 14 mJ (Millijoule). 95 A für 14 mJ wären äußerst ineffektiv.

Nein, das sind wirklich Millijoule pro Laserimpuls. Die 95 A fließen ja nur für 5 Nanosekunden. Die für Laserzündung vorgesehen Laser haben ähnliche Leistungen pro Impuls, oder sogar noch geringer, aber eine höhere Frequenz (im kHz Bereich), dann ergeben sich über eine Laufzeit von bis zu einer Sekunde insgesamt schon wieder hohe Leistungen.

Siehe z.B. die Daten die Jura für H2-O2 angegeben hat:  pro Impuls 0,4 bis 0.75 mJ, 20 kHz, ergibt eine durchschnittliche Leistung von 8-15 W  (stimmt mit der Referenz von Keldysh und KBKhA überein).

Wie man auf Megawatt kommen kann weiß ich aber auch nicht. Aber wenn, dann bräuchte man eine entsprechende Stromquelle an Bord, das ist nicht ganz so einfach.

Okay, 5 ns sind nicht gerade viel. Dann summiert sich die Energie über die Zahl der Impulse.

Spektlazer Präsentation

mit 21 Bildern und Infos:





Auf dem unteren Bild sind die Etappen und Finanzierung der Entwicklung zu sehen. Ein Serienmässiges Modul soll um die 10000 $ kosten.

http://de.slideshare.net/kseniagorbunova94/ss-29380758