Raumtransports­ysteme

Dieses Forschungsfeld umfasst die wissenschaftliche Untersuchung und Entwicklung kritischer Technologien für Transporte zwischen der Erde, dem Weltraum und weiteren Himmelskörpern. Im Zentrum stehen dabei innovative chemische Antriebssysteme, mit einer weltweit führenden Expertise im Bereich additiv gefertigter Aerospiketriebwerke für Schubstärken zwischen 1 N und 30 kN.
Zur Untersuchung derartiger Triebwerke erfolgt einerseits die experimentelle Vermessung an Kaltgasprüfständen als auch in Heißgasversuchen am institutseigenen Triebwerkstestfeld. Ein weiterer Fokus liegt auf der Entwicklung numerischer Modelle spezifischer Strömungsphänomene, wie dem Wiedereintritt oder der Schubvektorsteuerung, welche wiederum durch die korrespondierenden experimentellen Tätigkeiten verifiziert werden.
Ein weiterer Forschungsschwerpunkt liegt in der Nutzung extraterrestrischer Ressourcen. Diese sogenannte „In-Situ Resource Utilization“ (ISRU) spielt eine zentrale Rolle in zukünftigen Raumfahrtkonzepten und ermöglicht etwa die Treibstoffgewinnung für Missionen auf Mond oder Mars. Diese Forschung hat nicht nur die effizientere und umweltschonendere Nutzung des Weltraums zum Ziel, sondern soll auch aktuell nicht realisierbare Missionen zur Erforschung des Kosmos möglich machen.
Zudem rücken die Einflüsse von Raumtransportsystemen auf die Umwelt und das Klima immer stärker in den Fokus der Forschung. Diese Einflüsse zu verstehen, Werkzeuge für die Abwägung von Designentscheidungen abzuleiten und Technologien zur Minimierung diese Einflüsse zu entwickeln sind erklärte Ziele des Forschungsfeldes. Mit der Entwicklung biologisch abbaubarer Thermalschutzmaterialien für Wiedereintrittssysteme werden bereits erste Fortschritte erzielt.

Kontakt:
 Dr.-Ing. Christian Bach    
Leitung des Forschungsfeldes Raumtransportsysteme

Eine Übersicht aller in der Vergangenheit durchgeführten Projekte der Forschungsgruppe Raumtransportsysteme ist hier zu finden.

Aktuelle Projekte

• CO-ESA (Machbarkeitsstudie Hochtemperatur-Co-Elektrolyse für Weltraumanwendungen)
• COMETS (Additiv gefertigte Thermalschutzsysteme aus Keramik & Metall)
• NEDSERD (Experimentelle & Numerische Studie zu Rotating Detonation Engines)
• PARSEC (Reduktion der Strömungsablösung in Düsen durch quasi-Gleichstrom-Plasmaaktuatoren)
• SLICE (Doktoranden-Netzwerk zur Erforschung des Umwelteinflusses von Raketenstarts)
• SOCRATES (Festoxid-Brennstoffzellen zur extraterrestrischen Energiegewinnung)
• THOMAS (Konzeptstudie eines Aerospike-Triebwerk für extraterrestrische Landeanwendungen)
• TPRise (Anwendbarkeitsstudie des biobasierten Thermalschutzwerkstoffs TPSea)
• TPSea2 (Entwicklung eines biobasierten Materials für ablative Thermalschutzsysteme)

CO-ESA

Das Projekt „Co-Electrolysis and Methanation for the Production of CH₄ and O₂ in Exploration Missions“ (CO-ESA) zielt darauf ab, die Fähigkeiten Europas für die bemannte Erforschung des Mars durch die Entwicklung eines Hochtemperatur-Festoxid-Co-Elektrolysesystems zu verbessern. Diese Technologie ermöglicht die zeitgleiche Umwandlung von Wasserdampf und Kohlendioxid in Sauerstoff und ein Synthesegasgemisch aus H₂ und CO, das anschließend effizient in Methan umgewandelt werden kann. Durch die Nutzung lokal verfügbarer Ressourcen auf dem Mars geht CO-ESA eine der zentralen Herausforderungen zukünftiger Missionen an: die nachhaltige Produktion von Treibstoffen vor Ort.
Aufbauend auf dem Erfolg des MOXIE-Experiments der NASA, das erstmals gezeigt hat, dass Sauerstoff direkt aus der Marsatmosphäre gewonnen werden kann, erweitert CO-ESA dieses Konzept um eine vollständige Treibstoffproduktionskette durch die Hinzufügung von Co-Elektrolyse und Methanerzeugung.

Das von der Europäischen Weltraumorganisation (ESA) finanzierte Projekt CO-ESA bringt wichtige Partner mit sich ergänzenden Fachkenntnissen zusammen. Das Fraunhofer IKTS leitet die Entwicklung und Validierung eines Labordemonstrators, um die Machbarkeit der Hochtemperatur-Co-Elektrolyse für Weltraumanwendungen nachzuweisen. Die TU Dresden liefert Analysen auf Systemebene, Modelle und die Bewertung von Betriebskonzepten für Marsmissionen, während die HTW Dresden bei der Systemdefinition und Integration unterstützt. Gemeinsam bewertet das Konsortium die Leistung, Robustheit und Umweltbedingungen, die sich aus den technischen Anforderungen der ESA ergeben (z. B. angestrebte Produktionsraten für CH₄ und O₂).
Durch die Anpassung der in terrestrischen Energiesystemen weit verbreiteten Festoxidtechnologie an die besonderen Anforderungen der Marsumgebung hat CO-ESA das Potenzial, die Startmasse erheblich zu reduzieren, das Missionsrisiko zu senken und eine zuverlässige Versorgung mit Treibstoff und Oxidationsmittel auf dem Mars zu ermöglichen. Diese Arbeit stärkt die strategische Position Europas im Bereich der In-Situ-Ressourcennutzung (ISRU) und unterstützt zukünftige bemannte Missionen, die auf die lokale Ressourcenproduktion angewiesen sind.

COMETS

Das Projekt „Integrated Ceramic-Copper Thermal Protection System for Thermal Management of Reusable Launchers“ (COMETS) befasst sich mit der Entwicklung neuartiger Thermalschutzsysteme für wiederverwendbare Raumfahrzeuge. Ziel ist es, Material- und Fertigungskonzepte zu erforschen, die den extremen thermischen Belastungen während des Wiedereintritts in die Atmosphäre standhalten und gleichzeitig eine effiziente Wärmeabfuhr ermöglichen.
COMETS entsteht in enger Kooperation zwischen der Forschungsgruppe Raumtransportsysteme, der Universität Twente und der niederländischen Raumfahrtagentur NLR. Ein zentraler Schwerpunkt liegt auf der Nutzung additiver Fertigungsverfahren (LPBF und DED), die neue Möglichkeiten zur Herstellung komplexer Strukturen unter der Verwendung mehrerer Materialgruppen eröffnen.
Untersucht wird ein mehrschichtiges Thermalschutzsystem aus keramischen und metallischen Schichten, die miteinander verbunden sind. Die keramische Deckschicht verfügt über eine hohe Wärmekapazität und geringe Wärmeleitfähigkeit, während eine darunterliegende Kupferlegierung verbleibende Restwärme ableitet und perspektivisch auch aktiv gekühlt werden kann. Besonderes Augenmerk liegt außerdem auf der Interface-Schicht zwischen Keramik und Metall, die eine für eine materialschlüssige Verbindung der anderen Schichten dienen soll.
Das Projekt wird im Rahmen des FIRST! Programms von der Europäischen Raumfahrtagentur ESA gefördert.

NEDSERD

Im Projekt "Numerical and Experimental Demonstration Study for Engines using Rotating Detonation" (NEDSERD) wird untersucht, inwiefern Rotating Detonation Engines (RDEs) für Raumfahrtanwendungen eingesetzt werden können. RDEs nutzen Detonationen als Verbrennungsprozess, um die chemische Energie aus Treibstoff und Oxidator in thermische Energie umzuwandeln. Im Vergleich zur herkömmlichen Verbrennung bei konstantem Druck bietet die druckerhöhende Detonationsverbrennung einen theoretischen Effizienzvorteil, der zur Reduktion des Treibstoffbedarfs, zur Erhöhung der Nutzlast oder zur Verringerung der Startkosten beitragen kann. Zudem ermöglicht die kontinuierliche Detonation eine kompaktere Brennkammer und damit kürzere und leichtere Triebwerke. Gleichzeitig bestehen jedoch Herausforderungen, insbesondere hohe thermische Belastungen sowie die Sicherstellung eines reproduzierbaren und stabilen Betriebs.
Vor diesem Hintergrund untersucht die TU Dresden gemeinsam mit ihren Projektpartnern, der ArianeGroup sowie dem Institut für Raumfahrtantriebe des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt (DLR) in Lampoldshausen, die Integrationsfähigkeit von RDEs in das Gesamtsystem sowie potenzielle Einsatzszenarien. Im Mittelpunkt stehen dabei Heißtestkampagnen und der Aufbau eines numerischen Modells. Besonders betrachtet werden die beim Betrieb auftretenden Wärmelasten unter verschiedenen Betriebspunkten.

In einer initialen Testkampagne an einem ungekühlten Triebwerk konnten mithilfe mehrerer Thermoelemente die Wärmelasten entlang der axialen Richtung ermittelt werden. Auf Basis dieser Ergebnisse wurde ein zweites, hoch skaliertes Triebwerk entworfen und additiv gefertigt. Neben der bereits eingesetzten Methode zur Bestimmung des Wärmestroms über Thermoelemente kommen in der zweiten Kampagne zusätzlich koaxiale Thermoelemente sowie eine kalorimetrische Vermessung über das Kühlsystem des Triebwerks zum Einsatz. Dadurch werden zwei weitere Methoden zur Ermittlung der Wärmelasten während des Betriebs untersucht. Ziel der zweiten Testkampagne ist es, sowohl die Treibstoffmassenströme als auch die Testdauern zu erhöhen.
Für die numerische Analyse wurde ein Modell zur Simulation der Heißgasströmung mit umlaufender Detonationswelle erstellt. Unter der Annahme einer quasistationären Strömung wird dieses mit einer Simulation der Kühlkanalströmung und der Struktur des RDE gekoppelt, um Vorhersagen zu den auftretenden Wärmelasten und zur Temperaturverteilung zu ermöglichen.
NEDSERD wird finanziert durch das Bundesministerium für Wirtschaft und Klimaschutz unter dem Förderkennzeichen 50RL2320.

PARSEC

Die von der Europäischen Weltraumorganisation ESA geförderte Aktivität “Plasma ActuatoRs for SEparation Control in over-expanded rocket nozzles” (PARSEC) untersucht den Einsatz von quasi-Gleichstrom-Plasmaaktuatoren zur Kontrolle der Strömungsablösung und zur Reduktion der damit einhergehenden Querkräfte in überexpandierten Raketendüsen. Hintergrund ist die sehr konservative Auslegung klassischer Glockendüsen zur Verringerung der Überexpansion bei Raketenstarts, was in einer verminderten Leistung in größeren Flughöhen führt. Das Projekt wird in Zusammenarbeit mit dem Politecnico di Torino durchgeführt, wo die Vorentwurfsphase sowie die numerischen Analysen durchgeführt wurden. Innerhalb der Forschungsgruppe für Raumtransportsysteme an der Technischen Universität Dresden wird ein Cold-Flow-Experiment im kleinen Maßstab durchgeführt, um die Wirksamkeit der Aktuatoren zu bewerten. Die planare Düse wird mit Druckluft gespeist und verfügt über eine Wägezelle mit sechs Freiheitsgraden für genaue Messungen der Querbelastungen, während die genutzten Elektroden zur thermischen und elektrischen Isolierung in eine Keramikmatrix eingebettet sind. Die planare Geometrie ermöglicht zudem eine optische Zugänglichkeit für das optische Messverfahren „Background-Oriented Schlieren“. Das übergeordnete Ziel besteht darin, einen Machbarkeitsnachweis zu erbringen und auf Basis der gewonnenen Daten die Zuverlässigkeit numerischer Simulationen für Konfigurationen im größeren Maßstab zu verbessern.

SLICE

Die Nutzung des Weltraums ist für das Verständnis des Klimawandels von entscheidender Bedeutung. Gleichzeitig macht die rasante Zunahme an Raketenstarts eine dringende Bewertung und Verringerung der Umweltbelastung durch Weltraumaktivitäten erforderlich. Die größten Unsicherheiten in diesem Bereich ergeben sich aus der Einsatzphase der Trägerraketen – vom Start bis zur Landung oder Wiedereintritt – in der der größte Einfluss auf den Klimawandel und die Ausweitung des Ozonlochs erwarten ist. In den oberen Schichten der Atmosphäre, die nur von Trägerraketen erreicht werden, können sich emittierte Schadstoffe ansammeln und sehr lange Zeit verbleiben, wodurch ihre Auswirkungen verstärkt werden.
SLICE schließt diese Wissenslücken mit einem Forschungs- und Ausbildungsprogramm, das Raumfahrttechnik und Klimawissenschaft miteinander verbindet, um die fehlenden Elemente in aktuellen Lebenszyklusanalysen von Startsystemen zu ergänzen. Das Netzwerk bringt 30 europäische Partnerinstitutionen zusammen und realisiert die Ausbildung von 18 Doktorand*innen, die in drei Schlüsselforschungsbereichen arbeiten:

• Emissionen von Trägerraketen
• Wechselwirkungen mit der Atmosphäre und Auswirkungen auf das Klima
• Systemanalyse und -design

Diese Arbeit wird praxisrelevante wissenschaftliche Erkenntnisse liefern und die Entwicklung von Lösungen zur Reduzierung der Treibhausgasemissionen, zur Beschleunigung des Europäischen Green Deal und zur Förderung eines ökologisch nachhaltigen Zugangs zum Weltraum unterstützen. Über seinen wissenschaftlichen Beitrag hinaus wird SLICE eine neue Generation Forschender ausbilden, die über fundierte technische Kenntnisse, ökologisches Bewusstsein und die Fähigkeit zur interdisziplinären und sektorübergreifenden Zusammenarbeit verfügen. Sie werden in einzigartiger Weise darauf vorbereitet sein, die Zukunft der europäischen Raumfahrt zu gestalten – in technischer, ökologischer und politischer Hinsicht.
SLICE wird von der TU Dresden koordiniert und vom Programm Horizon Europe der Europäischen Union im Rahmen der Marie-Skłodowska-Curie-Fördervereinbarung Nr. 101227592 finanziert.

SOCRATES

Das Projekt "Solid Oxide Cell Realisation through Adaptation of Terrestrial Energy Systems" (SOCRATES) strebt an, die Erforschung äußerer Planeten zu revolutionieren, indem es ein innovatives Festoxid-Brennstoffzellensystem (SOFC) unter Verwendung von Kohlenwasserstoffen und Sauerstoff entwickelt. Diese alternative Energiequelle geht gezielt auf die Herausforderungen der Energieerzeugung im äußeren Sonnensystem ein und nutzt die Fähigkeiten der SOFC-Technologie, wie sie auf dem Mars-Rover Perseverance erfolgreich demonstriert wurden.
Finanziert von der Europäischen Weltraumorganisation (ESA) involviert SOCRATES Schlüsselpartner in seiner Entwicklung. Die Fraunhofer-Gesellschaft für Keramische Technologien und Systeme (IKTS) ist für die Entwicklung und den Test eines Demonstrators verantwortlich, um die praktische Umsetzbarkeit sicherzustellen. Gleichzeitig analysiert die TU Dresden die Aspekte des neuesten Standes der Technik (SOTA) und untersucht beispielsweise die Möglichkeit der Nutzung von überschüssigen Treibstoffen als Brennstoff sowie Schnittstellen bei der Integration in zukünftige Explorationsmissionen, wodurch wertvolle Erkenntnisse für den umfassenden Ansatz des Projekts beigetragen werden.
Diese Zusammenarbeit hat das Potenzial, die Erforschung der äußeren Planeten neu zu definieren und eine zuverlässige Energiequelle mit hoher Energiedichte für künftige Weltraummissionen in schwierigen Umgebungen bereitzustellen.

THOMAS

Im Rahmen des von der Europäische Weltraumorganisation ESA geförderten Projektes „THrottable Oxygen Methane AeroSpike“ (THOMAS) wird ein mit Aerospike-Triebwerk für extraterrestrische Landeanwendungen z. B. auf dem Mond entworfen. Das Triebwerk nutzt die Treibstoffe Sauerstoff und Methan und soll über einen Schub von 20-30 kN verfügen. Es wurde die Bauart als Aerospike-Triebwerk gewählt, da diese, anders als konventionelle Triebwerke mit Glockendüse, die Strömung effektiver an den Umgebungsdruck anpassen kann. Zudem kann durch die geringere Baulänge des Antriebsystems ein entsprechendes Landemodul kürzer gestaltet und somit mehr Bauraum für andere Nutzlasten zur Verfügung gestellt werden. Alternativ kann die Trägerrakete kürzer und damit leichter ausfallen, was sich positiv auf die Kosten des Starts auswirkt. Basierend auf dem Design des Lander-Triebwerks wird ein Demonstratortriebwerk abgeleitet. Parallel zum Designprozess werden numerische Strömungsuntersuchungen durchgeführt, deren Ergebnisse in die weitere Entwicklung einfließen. Anschließend wird der Demonstrator aus einer Kupferlegierung mithilfe des Laser Powder Bed Fusion-Prozesses (LPBF) beim Fraunhofer Institut für Lastertechnik (ILT) additiv gefertigt. Das Post-Processing des Demonstrators übernimmt das Fraunhofer Institut für Werkzeugmaschinen und Umformtechnik (IWU) unter Zuhilfenahme von Methoden cyberphysischer Systeme. Die Zündung sowie Treibstoffzerstäubung und -vermischung werden vom Łukasiewicz Research Network – Institute of Aviation untersucht. Als krönender Abschluss des Projektes wird der Demonstrator beim Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) am Institut für Raumfahrtantriebe in Lampoldshausen getestet werden.

TPRise

Im Projekt "Thermal Protection Readiness Improvement of Sustainable Eco-materials" (TPRise) soll das disruptive, biobasierte Thermalschutzsystem (TPS) „TPSea” für Raumfahrtanwendungen weiterentwickelt werden. Dazu wird sein Technologie-Reifegrad (TRL) durch anwendungsorientierte Materialanpassung, Qualifizierung und Tests von TRL 4–5 auf TRL 5–6 erhöht. Der Schwerpunkt liegt dabei auf der Bewertung der Kompatibilität mit Raumfahrzeugstrukturen, der Analyse des Applikationspotenzials und der Lebenszyklusanalyse (LCA). Durch die Verwendung erneuerbarer Ressourcen für innovative Weltraummaterialien soll TPSea während seines gesamten Lebenszyklus ökologische Nachhaltigkeit verkörpern – von der Verwendung organischer Rohstoffe und biologischer Abfallstoffe wie Holzfasern bis hin zu umweltschonenden Herstellungsverfahren sowie potenzieller biologischer Abbaubarkeit oder Recyclingfähigkeit am Ende des Produktzyklus. Im Rahmen einer LCA werden TPSea-Materialformulierungen bewertet, um die ökologischen Auswirkungen und Vorteile ermitteln und bewerten zu können.

Dieses Projekt steht im Einklang mit den Zielen der Agenda 2025 und der Strategie 2040 der Europäischen Weltraumorganisation ESA und wird über das FIRST! Programm der ESA finanziert. Diese zielen darauf ab, den ökologischen Fußabdruck des Weltraumtransports zu verringern und gleichzeitig die Autonomie, Wettbewerbsfähigkeit und Innovationskraft Europas zu stärken. Um eine breite Anwendbarkeit und kommerzielle Relevanz sicherzustellen, arbeitet das Projekt mit Anbietern von Weltraumtransportdienstleistungen zusammen. So können detaillierte Anforderungen auf Systemebene, betriebliche Randbedingungen und Leistungskennzahlen für spezifische Missionsszenarien berücksichtigt werden. Dieser Ansatz ermöglicht die frühzeitige Integration einer marktorientierten, nachhaltigen Materialentwicklung und beschleunigt Designiterationen. Dadurch wird die Marktreife biobasierter TPS-Lösungen verbessert und im Rahmen des Projekts ein Schritt zur Minimierung der Umweltbelastung und zur Maximierung nachhaltigkeitsorientierter Innovationen im Raumfahrtsektor gemacht.

TPSea2

TPSea2 ist ein Nachfolgeprojekt von TPSea und hat die anwendungsbezogene Untersuchung und Machbarkeit der im Projekt TPSea identifizierten Inhalte im Fokus. Ziel ist es, ein ablatives Thermalschutzsystem (TPS) aus nachwachsenden Rohstoffen, insbesondere Naturfasern, zu gestalten, indem ein formstabiles biobasiertes Material entwickelt, hergestellt und qualifiziert wird, welches höchsten Materialstandards genügt. Das entwickelte biobasierte TPS nutzt die Akzeptanz von einem bisher eingesetzten Material biologischen Ursprungs – Kork. Es bietet dabei aber verbesserte mechanische Eigenschaften und umgeht dessen Nachteile. Damit kann es als bioökonomische Hightech wesentlich breitere Anwendung finden und in Zukunft als Substitutionsmaterial für eine nachhaltigere Raumfahrtwirtschaft genutzt werden. TPSea2 zielt damit auf die Etablierung bioökonomischer Prinzipien in einer prestigeträchtigen Industrie höchster Wertschöpfung – der Raumfahrtindustrie.
Im Rahmen der "Nationalen Bioökonomiestrategie" wird das Projekt in der Förderrichtlinie "Ideenwettbewerb: Neue Produkte für die Bioökonomie" vom Bundesministerium für Bildung und Forschung (BMBF) und vom Projektträger Jülich (ptj) gefördert und betreut.

Publikationen

Alle Publikationen unter Dr.-Ing. Christian Bach auf Researchgate und dem FIS der TU Dresden

Auswahl einiger nennenswerter Publikationen der Forschungsgruppe Raumtransportsysteme:

• Selbmann, A.; Gruber, S.; Propst, M.; Dorau, T.; Drexler, R.; Toma, F.-L.; Müller, M.; Stepien, L.; Lopez, E.; Bach, C.; Brückner, F. and Leyens, C.: Process Qualification, additive Manufacturing and Postprocessing of a Hydrogen Peroxide / Kerosene 6 kN Aerospike Breadboard Engine, Journal of Laser Applications, Volume 36, Issue 1, 2024, https://doi.org/10.2351/7.0001121.
• Maiwald, V.; Bauerfeind, M.; Fälker, S.; Westphal, B. and Bach, C.: About feasibility of SpaceX's human exploration Mars mission scenario with Starship, Nature Scientific Reports 14, 11804 (2024), https://doi.org/10.1038/s41598-024-54012-0 .
• Ziener, J.; Scheithauer, U.; Gottlieb, L.; Weingarten, S.; Joseph, A. G. and Bach, C.: Additive manufacturing of ceramic multi-material heating and ignition elements for a sustainable space access, Acta Astronautica 219 (2024) 609-617, Part of special issue ASCenSIon - Advancing Space Access Capabilities, https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.03.038.
• Scheithauer, U.; Schwarzer-Fischer, E.; Sieder-Katzmann, J.; Propst, M. and Bach, C.: CerAMfacturing of a ceramic aerospike engine, Acta Astronautica 220 (2024) 197-203, Part of special issue ASCenSIon - Advancing Space Access Capabilities, https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2024.04.017.
• Sieder-Katzmann, J.; Propst, M.; Stark, R. H.; Schneider, D.; General, S.; Tajmar, M. and Bach, C.: Surface Pressure Measurement of Truncated, Linear Aerospike Nozzles Utilising Secondary Injection for Aerodynamic Thrust Vectoring, Aerospace 2024, 11(7), 507, https://doi.org/10.3390/aerospace11070507. (selected among 76 articles as the title story for this journal issue, see https://www.mdpi.com/2226-4310/11/7)

• Lorenz, N.; Scheithauer, U.; Schwarzer-Fischer, E., Mosch, S.; Propst, M.; Sieder-Katzmann, J. and Bach, C.: Assessment of the as-sintered surfaces of ceramic components additively manufactured by Vat Photopolymerization (CerAM VPP), Open Ceramics, 2024, https://doi.org/10.1016/j.oceram.2024.100660.

• Guenther, R., Tajmar, M., Bach, C.: Wood and Wood‑Based Materials in Space Applications—A Literature Review of Use Cases, Challenges and Potential. Aerospace 2024, 11, 910. https://doi.org/10.3390/aerospace11110910.
• Scarlatella, G.; Sieder-Katzmann, J.; Propst, M.; Heutling, T.; Petersen, J.; Weber, F.; Portolani, M.; Garutti, M.; Bianchi, D.; Pastrone, D.; Ferrero, A.; Tajmar, M. and Bach, C.: RANS Simulations of Advanced Nozzle Performance and Retro-Flow Interactions for Vertical Landing of Reusable Launch Vehicles, Aerospace 2025, 12, 124, https://doi.org/10.3390/aerospace12020124
• Choi, S. M. and Bach, C.: Experimental Investigation of PWM Throttling in a 50-Newton-Class HTP Monopropellant Thruster: Analysis of Pressure Surges and Oscillations, Aerospace 2025, 12, 418, https://doi.org/10.3390/aerospace12050418.
• Lamping, T.; Petersen, J.; Giannis, K.; Lippke, M.; Wolf, S.; Propst, M.; Heutling, T.; Bach, C.; Craig, B.; Kontis, K.; Baasch, J.; Linke, S.; Stoll, E.; Hijlkema, J.; Van den Eynde, J. and Schilde, C.: Simulation of the plume-surface interaction with a manufactured landing pad, Acta Astronautica, 234, 2025, 536-547, https://doi.org/10.1016/j.actaastro.2025.05.026.