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Dissertation zugänglich unter
URN: urn:nbn:de:gbv:18-39519
URL: http://ediss.sub.uni-hamburg.de/volltexte/2008/3951/


Untersuchung der Wechselwirkung von Laserstrahlung mit Strukturelementen von Raumflugkörpern

Examination of the interaction of laser radiation with structural elements of spacecrafts

Stupl, Jan Michael

pdf-Format:
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SWD-Schlagwörter: Laser , Laserwaffe , Lasertechnologie , Laserbestrahlung , Wärmeleitung , Finite-Elemente-Methode , Elastische Deformation
Freie Schlagwörter (Deutsch): Technologiefolgenabschätzung , Raketenabwehr
Freie Schlagwörter (Englisch): Laser , laser weapons , technology assessment , Finte Element Method
Basisklassifikation: 33.05
Institut: Physik
DDC-Sachgruppe: Physik
Dokumentart: Dissertation
Hauptberichter: Spitzer, Hartwig (Prof. Dr.)
Sprache: Deutsch
Tag der mündlichen Prüfung: 11.11.2008
Erstellungsjahr: 2008
Publikationsdatum: 29.12.2008
Kurzfassung auf Deutsch: Das Ziel der vorliegenden Arbeit ist die Entwicklung einer systematischen Vorgehensweise zur Bewertung der Einwirkung von Laserstrahlung auf Strukturelemente von Raumflugkörpern. Ergebnis hiervon ist eine Methode, mit der eine eindeutige Aussage über die Auswirkungen der Laserbestrahlung auf das Flugverhalten bzw. die Funktionsfähigkeit getroffen werden kann. Grundlage der vorgenommenen Berechnungen ist eine theoretische Modellierung der Wirkkette entlang des Strahlweges ausgehend von der Laserstrahlquelle bis zu einer optionalen mechanischen Schädigung des bestrahlten Objektes. Das verwendete Modell ist seriell aus den drei Bausteinen Intensitäts-, Temperaturfeld- und Spannungsfeldberechnung aufgebaut. Zunächst werden die von einer gegebenen Laserstrahlquelle induzierten Intensitäten am Ort eines bestrahlten Raumflugkörpers modelliert. Schwerpunkt der Betrachtungen ist dabei die Berücksichtigung der Absorption und der Turbulenzen entlang des Strahlweges durch die Atmosphäre. Das hieraus bestimmte Intensitätsfeld ist zeit- und ortsabhängig. Die Modellierungen haben gezeigt, dass die Ergebnisgüte entscheidend von der Qualität und der Genauigkeit der Eingangsparameter wie beispielsweise dem verwendeten Atmosphärenmodell beeinflußt wird. Das berechnete Intensitätsfeld dient als Grundlage für die Berechnung des Temperaturfeldes, das die Erwärmung des metallischen Strukturelementes beschreibt. Für eine ausreichend hohe Genauigkeit ist hierbei eine Berechnung mit zeit-, orts- und temperaturabhängigen Eingangs- und Materialkennwerten notwendig, so dass hier nur eine numerische Lösung des Wärmeübertragungsproblems zielführend ist. Hierzu wird die Finite Elemente Methode (FEM) angewendet. Zur Validierung der berechneten Temperaturfelder wurden geeignete zeitlich aufgelöste Experimente konzipiert und durchgeführt. Die berechneten Maximaltemperaturen erlauben eine erste Aussage über ein mögliches Materialversagen bei Überschreiten des Schmelzbereiches des untersuchten Werkstoffs. Gleichzeitig ist hier ein Abbruchkriterium für die vorgestellte Berechnungsmethodik gegeben, da selbst das Aufschmelzen kleiner Strukturbereiche die Funktionsfähigkeit der Raumflugkörper beeinträchtigen kann. Erste Ergebnisse haben gezeigt, dass in den meisten Anwendungsfällen nicht mit einem deutlichen Überschreiten des Schmelzpunktes zu rechnen ist (die Maximaltemperaturen der Aluminiumlegierung 5083 bei einer Bestrahlung mit 3 MW über eine Entfernung von 350 km in einer Standardatmosphäre mit Turbulenzen liegt bei 600 K, d.h. 300 K unter der Schmelztemperatur). Allerdings bewirkt eine deutliche Temperaturerhöhung bei metallischen Werkstoffen eine signifikante Reduktion der Festigkeit, die zu einem veränderten Flugverhalten führen kann. Das aus dem anliegenden Temperaturfeld induzierte Spannungsfeld wird anhand eines mechanischen Modells im dritten Schritt der Methode mittels FEM berechnet, Ergebnis ist die 1. Hauptspannung. Aufgrund der direkten Abhängigkeit des mechanischen Ersatzmodells vom realen Objekt ist hier im Vorwege eine Einschränkung auf Hohlzylinder vorgenommen worden. Eine Validierung dieses Methodenbausteins ist durch zeitabhängige Verformungsmessungen erfolgt. Beurteilungskriterium für eine mögliche Änderung der Flugbahn ist das Überschreiten der temperaturabhängigen Dehngrenze Rp0,2 des betrachteten Werkstoffs. Mit der im Rahmen dieser Arbeit entwickelten Methode kann die Einwirkung von Laserstrahlung auf Strukturelemente von Raumflugkörpern beurteilt werden. Dies wird mit ausgewählten Fallbeispielen zur Bestrahlung von Raketen- und Satelliten nachgewiesen. Durch die zugrundegelegte Systematik ist eine Adaption der Methode auf weitere Anwendungsfälle durch eine Variation der Anfangs- und Randbedingungen ohne Beeinträchtigung der Ergebnisgüte und Qualität der erzielten Aussagen möglich.
Kurzfassung auf Englisch: The objective of the present study is the development of a systematic procedure for assessing the impact of laser radiation on the structural elements of spacecraft. A method by which clear conclusions can be made about the effects of laser radiation on flight characteristics and/or functionality is presented. The calculations performed are based on a theoretical modelling of the reaction chain following the beam path from the laser source through to an optimum mechanical damaging of the irradiated object. The applied model is composed of three consecutive calculations of intensity, temperature field and stress field. First, the laser intensities inducted from a given source are modelled at the location of an irradiated spacecraft. The focus of observations here is a consideration of absorption and turbulence along the beam path through the atmosphere. The intensity field determined is time and location dependent. Simulations showed that the quality of the results is significantly influenced by the quality and precision of input parameters, such as the atmospheric model used. Second, the calculated intensity field serves as a basis for the calculation of the temperature field, which describes the heating of the metallic structural element. For sufficiently high precision, a calculation with time, place and temperature dependent input and material characteristics is necessary, so that merely a numerical solution of the heat transfer problem is adequate. To this end, the Finite Element Method (FEM) is used. For validation of the calculated temperature fields, appropriate time dependent experiments were conceived and conducted. The maximum temperatures calculated allow for an initial statement about possible material failure when exceeding the melting point of the material investigated. Simultaneously, an abort criterion is given for the calculation methodology presented, since the melting of even small structural areas can impair the functionality of a spacecraft. Initial results showed that in most instances of application, a significant exceeding of the melting point is not to be expected (the maximum temperature of aluminium alloy 5083 with an irradiation of 3 MW from a distance of 350 km in a standard atmosphere with turbulence is 600 K, i.e. 300 K below the melting point). However, a considerable increase in temperature causes a significant reduction in the stability of metallic materials, which in turn can lead to a change in flight characteristics. In the third step, the stress field inducted from the present temperature field is calculated using FEM by means of a mechanical model. The result is the first principle stress. Because of the direct dependence of the mechanical analogous model on the real object, the experiment is at this point limited to a hollow cylindrical sample. This component of the methodology is validated by time-dependent deformation measurements. The criterion to determine a possible change to the flight path is the exceeding of the temperature-dependent yield strength of 0.2% offset strain of the material observed. With the method developed in this dissertation, the effect of laser radiation on structural elements of spacecraft can be assessed. This is proven through selected case studies from the domain of missile defence and anti satellite weapons. Via the system established, it is possible to adapt the method to other areas of application by varying the initial and boundary conditions without compromise to the quality of results and conclusions achieved.

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