Ergebnisse

Mit minimalen Ressourcen konnten mit fünf Testmotoren und Versuchsaufbauten zahlreiche Brennversuche durchgeführt werden, die wertvolle praktische Erkenntnisse über das reale Betriebsverhalten hybrider Raketen am Anwendungsbeispiel eines kleinen Flugkörperantriebs lieferten. Für die Hybridrakete konnte so die praktisch erreichbaren Arbeitsbedingungen wie Brennkammerdruck und Schub bestimmt werden.

Die Abbrandraten lagen im erwarteten Bereich, wobei ab einer bestimmten Massengeschwindigkeit des Oxidators eine Art Sättigung eintrat. Ein ähnlicher Effekt zeigte sich im Leistungsverhalten, wo die Verbrennungsgüte oberhalb einer bestimmten Massengeschwindigkeit stark abnahm. Die Verbrennungsgüte war aufgrund des Längen/Durchmesserverhältnis der Kanäle, der guten Zerstäubung und zusätzlich bei der Vierkammer-Version durch Mischung der vier Massenströme, sowie durch einen kleinen Nachbrennraum für Hybridraketen recht hoch.

Im Gegensatz zu den Einzelkammermotoren war für das Vierkammertriebwerk das Auftreten starker, ungedämpfter Brennkammerdruckschwingungen niederfrequenter Art zu beobachten. Maßnahmen konstruktiver Art für eine stärkere Dämpfung des Fördersystemes wären anzuwenden.

Handelsübliche Hohlkegeleinspritzdüsen als Einspritzelemente, standardmäßiges Grafit als Düsenmaterial, Aluminium als RFNA-verträglicher Werkstoff haben sich bewährt. Die Verwendung von RFNA als Oxidator brachte zwar keine besonderen Handhabungsprobleme, war aber ungünstig hinsichtlich der Freisetzung von Stickstoffdioxid und der korrosiven Wirkung von Salpetersäure auf Prüfstande bei Fehlzündung.

Infolge des durch Zünddruckspitze und des nachfolgenden Brandes großteils zerstörten Flugtriebwerks, der innenballistischen Ergebnisse und der negativen Erfahrungen bzgl. der Zündmethode wurde der Flugkörperentwurf überarbeitet. Die Nutzung einer Fremdzündung mit Propan und einer überarbeiteten, einfacheren Brennstoffblockgeometrie, die bei gleichem Gesamtimpuls einen höheren Schub wurde geplant. Mit der Folge, daß sich die Aufftreffstreuung und die nötige Länge der Startrampe wesentlich verkleinern würde.

In Abwägung des neuen Aufwandes, der schon erreichten Ergebnisse zur Bewertung der Hybridrakete und der letztlich durch einen Flug noch zu erwarteten Ergebnisse  wurde auf die Umsetzung der Maßnahmen einschließlich des Fluges verzichtet. Eine Nomenklatur gibt Auskunft über verwendete Formelgrößen und eine Fehlerschätzung über die erreichte Genauigkeit.