Raketenstrahltriebwerk

Vulcain-II-Raketentriebwerk einer Ariane 5.

Raketentriebwerke (auch Raketenmotoren) sind Antriebe, die die Antriebskraft (Schub) durch Ausstoßen von Stützmasse in negativer Antriebsrichtung erzeugen. Diesem Vorgang liegt das Rückstoß-Prinzip (siehe auch Rückstoßantrieb) im Rahmen des dritten Newtonschen Axioms zugrunde. Je höher die Geschwindigkeit der ausgestoßenen Stützmasse ist, desto effektiver ist das Triebwerk und desto größer ist die mögliche Geschwindigkeitsänderung „Delta v“ der Rakete. Raketentriebwerke kommen unter anderem als Antrieb von Trägerraketen, Raumfahrzeugen oder Flugzeugen zur Anwendung. Weit verbreitet sind Raketentriebwerke im militärischen Bereich, wo sie als Antrieb von Ballistischen Raketen oder reaktiven Geschossen (etwa von Raketenwerfern) oder zum Antrieb von reaktiven Torpedos zum Einsatz kommen.

Es existieren verschiedene Ausführungen von Raketentriebwerken und zahlreiche Bemühungen, die benötigten Betriebsmittel von Raketentriebwerken zu reduzieren.

Theoretische Effekte, die bei einem Raketenantrieb zu verzeichnen sind, wurden 1903 von Konstantin Ziolkowski mit der Raketengrundgleichung dargestellt. Später kam Hermann Oberth unabhängig davon zu den gleichen Erkenntnissen.

Technik

Atlas V Rakete beim Start.

Die meisten (aber nicht alle) Raketenantriebe sind Verbrennungskraftmaschinen: Sie erhitzen eine Stützmasse durch Verbrennung eines Brennstoffs mit Oxidationsmitteln in einer Brennkammer bei sehr hoher Temperatur und lassen das energiereiche Produkt des Prozesses in Gasform durch eine Öffnung austreten. Die bei der (exothermen) Verbrennung freigesetzte thermische Energie sowie der entstehende Druck in der Brennkammer werden beim Austreten in kinetische Energie (Beschleunigung) umgewandelt und besorgen somit die Schubkraft nach dem Rückstoßprinzip. Die speziell geformte Austrittsöffnung der Brennkammer wird Düse genannt, sie dient zur Erhöhung der Austrittsgeschwindigkeit (resultiert in höhere Schubkraft) sowie zur Erhöhung des Innendrucks in der Brennkammer (zugunsten des Verbrennungsprozesses). Eine häufig verwendete Düsenart ist die Lavaldüse.

Eine wesentliche Kenngröße von Raketentriebwerken ist der spezifische Impuls, der die Effizienz des Antriebs als Verhältnis zwischen Impuls und verbrauchter Treibstoffmasse beschreibt. Er hat – in SI-Einheiten – die Einheit m/s und liegt z. B. bei einem Feststoffmotor bei 2450 m/s, einem Flüssigkeitstriebwerk wie etwa dem des Space Shuttle bei 4444 m/s.

Als weitere Bauteile kommen häufig Behältnisse für mitgeführte Betriebsstoffe, Betriebsstoffpumpen und Kühlsysteme hinzu.

Eine Rakete verliert während der Betriebsdauer ihres Raketentriebwerks an Masse (es sei bemerkt, dass bei gleich bleibendem Schub deshalb die Beschleunigung steigt). Bei einem chemischen Raketenantrieb ist der Brennstoffverbrauch sehr hoch, deshalb fällt dieser Effekt viel stärker ins Gewicht als bei einem nuklearen Raketentriebwerk, der das auszustoßende Gas durch eine Kernreaktion erhitzt. Noch weniger Treibstoff verbrauchen elektrische Raketentriebwerke, zu denen zum Beispiel der Ionenantrieb zählt.

Der Raketenantrieb ist die bisher einzige Antriebsart, die es ermöglicht, Raumfahrt zu betreiben. Zum Beschleunigen innerhalb unseres Sonnensystems dient oftmals zusätzlich die Swing-by-Methode zur Treibstoffersparnis. Diskutierte (vorgeschlagene und im Entwicklungsstadium befindliche) Alternativen zum Raketenantrieb in der Raumfahrt sind Antriebe ohne Reaktionsmasse wie Sonnensegel, Abschussmechanismen mit einer Railgun und weitere; es gibt zahlreiche Spekulationen über Antriebe mit Antimaterie oder Wurmlöchern.

Raketenantriebe werden teils auch bei Automobilen eingesetzt, um etwa Geschwindigkeitsrekorde zu erzielen. Auch gibt es Anwendungen im Hobbybereich, Modellbau und bei Spielzeugen: Hier kommen vielfach Druckluftraketen und Wasserraketen zum Einsatz.

Arten von Raketentriebwerken

Es gibt mehrere Gruppen und viele Varianten von Raketentriebwerken:

• Chemische Raketentriebwerke
  • Feststoffrakete
  • Flüssigkeitsrakete (monopropellant, bipropellant)
  • Hybridrakete
• Solarthermische Raketentriebwerke
• Nukleare Raketentriebwerke (siehe auch: NERVA)
• Elektrische Raketentriebwerke
  • Ionentriebwerke, Thermische Lichtbogentriebwerke, Resistojet, etc.
• Kaltgas-Raketentriebwerke

Die heute am weitesten verbreiteten Raketentriebwerke sind Modelle mit chemischen Reaktionen zur Erzeugung der benötigten Energie. Es existiert eine Vielzahl an Modellen, die bisher nur theoretisch vorgeschlagen wurden bzw. sich noch in der Entwicklung befinden.

Chemisches Raketentriebwerk

Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet (im Gegensatz zu einigen anderen Triebwerken) völlig unabhängig von seiner Umgebung. Es ist eine Verbrennungsmaschine wie das luftatmende Strahltriebwerk, aber im Gegensatz zu diesem nicht auf den Luftsauerstoff als Oxidationsmittel angewiesen: Es werden alle notwendigen Betriebsmittel mitgeführt, so z. B. der zur Verbrennung des Brennstoffs notwendige Sauerstoff. Die Rakete kann deshalb auch im Vakuum arbeiten.

Die folgenden drei Formen von chemischen Triebwerken sind gebräuchlich und unterscheiden sich im Lagerungszustand der Betriebsmittel:

Feststofftriebwerk

siehe Feststoffrakete

Der Treibstofftank ist gleichzeitig auch die Brennkammer. Man unterscheidet zwischen Stirnbrennern, bei denen der zylindrische Brennstoffblock vom Ende her abbrennt (konstante, kreisförmige Brennfläche), und Zentralbrennern, bei denen ein Brennkanal von zylindrischem, sternförmigem oder sonst prismatischem Querschnitt durch die gesamte Länge des Treibstoffblocks verläuft und dieser von innen her abbrennt (Brennfläche in Form eines Prismenmantels, je nach Kanalquerschnitt ergibt sich eine Verlaufskurve des Brennflächeninhalts). Stirnbrenner entwickeln für längere Zeit eine geringe Schubkraft, Zentralbrenner für sehr viel kürzere Zeit eine sehr hohe Schubkraft; sogenannte Booster werden daher meist als Zentralbrenner ausgeführt.

Durch die Konsistenz des Treibstoffes lassen sich verschiedene Eigenschaften ableiten. Man benötigt keinerlei Tanks, Zuleitungen oder Steuerventile, denn die Reaktionsmasse befindet sich bereits in der Brennkammer. Durch die feste Konsistenz des Treibstoffes ist dieser leicht bereits in der Rakete zu lagern und ungefährlicher zu transportieren. Deshalb werden militärische Raketen fast immer als Feststoffraketen ausgelegt. Ein weiterer Vorteil von Feststoffraketen ist die hohe erreichbare Schubkraft. Zu den Nachteilen gehören jedoch die schlechte Regulierung der Schubkraft und der Arbeitsdauer. Die Verbrennung kann nach der Zündung nicht mehr abgebrochen oder neu gestartet werden. Der wichtigste Nachteil von Feststoffraketen ist jedoch das vergleichsweise schlechte Schub-Masse-Verhältnis, weshalb man sie bei Weltraumraketen nur als Hilfsantrieb einsetzt (Booster und die Feststoffraketen beim Space-Shuttle)

Flüssigkeitstriebwerk

siehe Flüssigkeitsrakete

RD-171 (Modell), das bisher schubstärkste Raketentriebwerk

Ein RS-68 Triebwerk bei einem Testlauf

Der Aufbau von Flüssigkeitsraketentriebwerken ermöglicht eine Schubregulierung, lange Arbeitszeit und eine relativ günstige Wiederverwendung. Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken werden Brennstoff und (sofern es sich nicht um ein Monergoltriebwerk handelt) Oxidator außerhalb des Triebwerks gelagert. Sie lassen sich mit geringem Mehraufwand auch wiederzündbar auslegen, so dass das Triebwerk während des Fluges mehrere Brennphasen haben kann.

Häufig handelt es sich bei den Betriebsstoffen um sehr aggressive Chemikalien oder kaltverflüssigte Gase. Beides muss in speziellen korrosionsfesten bzw. isolierten Tanks aufbewahrt werden, um so ein Verdampfen der Gase oder ein Angreifen der Behälterwandung zu vermeiden.

Da die Treibstoffe gelagert und gefördert werden müssen, ist eine Flüssigtreibstoffrakete in ihrem Aufbau normalerweise komplizierter als eine Feststoffrakete. Durch die meist hochenergetischen Treibstoffe entstehen Temperaturen von bis zu 4000 Kelvin in der Brennkammer, was die Verwendung hoch hitzebeständiger Materialien und eine leistungsfähige Kühlung erfordert. Zur Kühlung kann auf Oxidator und Treibstoff zurückgegriffen werden. Durch den hohen Druck, unter dem sich die Gase in flüssiger Form befinden, kann man damit aufgrund der niedrigen Temperatur verschiedene Bauteile über Wärmeübertrager kühlen.

Treibstoffförderung

In einem Flüssigkeitsraketentriebwerk müssen der oder die Brennstoffe gegen den dort herrschenden Druck in die Brennkammer gefördert werden.

• Beim Prinzip der Druckgasförderung werden die Tanks unter Druck gesetzt (meist mit Helium oder einem anderen inerten Gas.) Dies begrenzt den Brennkammerdruck und ist daher nur für Systeme kleiner Leistung geeignet, erhöht aber die Zuverlässigkeit, da weniger Teile benötigt werden.
• Die Pumpenförderung lässt hohe Drücke und Leistungen zu, ohne dass die gesamte Tankstruktur für den Brennkammerdruck ausgelegt werden muss. Nachteilig ist die höhere Komplexität dieser Anlagen. Die als Turbinen ausgeführten Pumpen können mit Hilfstreibstoffen oder direkt mit den Hauptbrennstoffen betrieben werden, wobei man folgende weitere Unterscheidung trifft:

Haupt- oder Nebenstrom

Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken mit Pumpenförderung kann zwischen Haupt- und Nebenstromtriebwerken unterschieden werden:

• Bei Hauptstromtriebwerken werden die gesamten Treibstoffe durch die (Haupt-)Brennkammer geführt. Die Turbinen zur Treibstoffförderung werden hierbei entweder durch eine im Kühlsystem des Triebwerkes erhitzte Treibstoffkomponente (Expander Cycle) oder durch ein in einer Vorbrennkammer erzeugtes Arbeitsgas angetrieben (Staged Combustion Cycle).
• Bei Nebenstromtriebwerken werden die Teile der Treibstoffe, die zum Betrieb der Turbinen der Treibstofförderung verwendet werden, nicht durch die Hauptbrennkammer geführt. Eine Bauform des Nebenstromtriebwerkes stellt der Gasgenerator Cycle dar. Hierbei wird zum Antrieb der Treibstoffpumpen ein Teil der Treibstoffe in einem Gasgenerator verbrannt und das Arbeitsgas in einer zum Haupttriebwerk parallelen Düse entspannt oder im divergenten Teil der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt. Eine andere Ausprägung stellt der Topping Cycle dar. Hier wird der Brennstoffstrom in zwei Stränge aufgeteilt. Der kleinere Strom durchfließt die Kühlung des Triebwerkes, treibt die Turbinen der Treibstoffpumpen an und wird im divergenten Bereich der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt.

Hybridraketentriebwerk

siehe Hybridrakete

In Hybridraketentriebwerken werden feste und flüssige Treibstoffkomponenten gemeinsam verwendet. Beide Treibstoffe reagieren selbstständig miteinander. Dem Festtreibstoff wird der Flüssigtreibstoff geregelt zugeführt, was eine verbesserte Kontrolle über die Arbeitsgeschwindigkeit und -dauer zulässt.

Ein solches Triebwerk wird etwa im SpaceShipOne verwendet, einer privat entwickelten Rakete, die erstmals im Jahre 2003 einen Menschen auf 100 km Höhe beförderte. Die Mischung aus Feststoff-Brennkammer und einem einfachen Flüssig-Gas-Oxidator erwies sich als besonders ökonomisch.

Steuersysteme

Es gibt eine Reihe von Möglichkeiten, den Schubvektor eines Raketentriebwerks zu beeinflussen:

• Strahlablenkung (z. B. durch Strahlruder oder -klappen) kam bei frühen Mustern wie der A4 zum Einsatz
• Schwenken des Schubstrahls (durch Schwenken des Triebwerks mit Brennkammer) ist die am häufigsten eingesetzte Methode
• Asymmetrische Verbrennung (z. B. Injektion von Sekundärtreibstoff in den Schubstrahl)

Treibstoffe

siehe Raketentreibstoffe

Bei den bis hier genannten Triebwerken, hat sich bis heute eine große Palette an Treibstoffen durchgesetzt. Bei den chemischen Treibstoffsystemen unterscheidet man allgemein entweder nach der Art des Treibstoffes in Fest-, Flüssig- oder Hybridtreibstoffe oder nach Anzahl der am Verbrennungsprozess beteiligten Reaktionsstoffe in monergol, diergol oder triergol.

Solarthermische Raketentriebwerke

Ein solarthermischer Antrieb, Solar Orbit Transfer Vehicle, SOTV, für den Wechsel von LEO nach GEO, ist in Entwicklung. Dabei konzentrieren zwei aufblasbare Parabolspiegel die Sonnenstrahlung auf einen Graphitblock, durch den Wasserstoff geleitet wird, der dadurch auf etwa 2400 Kelvin aufgeheizt wird.

Elektrisches Raketentriebwerk

siehe: Elektrisches Raketentriebwerk

Elektrische Antriebssysteme für die Raumfahrt verwenden elektrische Energie zur Schuberzeugung. Da sie nur geringen Schub erzeugen, können sie nicht als Raketentriebwerk genutzt werden, sondern kommen bisher nur auf Satelliten zur Anwendung. Auf Grund der verschiedenartigen Bauweisen und Methoden zur Schuberzeugung werden die elektrischen Antriebe weiter unterschieden. Die Einteilung erfolgt dabei nach dem Funktionsprinzip in a) die elektrothermischen, b) die elektrostatischen und c) die elektromagnetischen Antrieben. Je nach Art der elektrischen Energiegewinnung wird auch zwischen solarelektrischen und nuklearelektrischen Systemen unterschieden.

Vor- und Nachteile für elektrische Antriebe sind:

• Sehr hoher spezifischer Impuls möglich (Austrittsgeschwindigkeit des Treibstoffs).
• Vergleichbar geringes Schubniveau realisierbar, ein Starten von der Erdoberfläche ist deshalb rein elektrisch nicht möglich.
• Geringer Schub führt zu präzisen Lageregelungsmanövern, z. B. für Beobachtungssatelliten.
• Die Leistung wird durch die elektrische Energie begrenzt, die vom Raumflugkörper bereitgestellt werden kann.
• Kurzzeitige Richtungsänderungen sind wegen der langen Brenndauer bei geringem Schub schwierig.

Elektrothermischer Antrieb

siehe: Thermisches Lichtbogentriebwerk

Der (gasförmige) Treibstoff wird mit Hilfe einer Widerstandsheizung oder eines Lichtbogens erhitzt und anschließend mittels einer Düse beschleunigt. Durch die hohen Temperaturen kann ein vergleichbar hoher Schub erzeugt werden, der allerdings durch den geringen Massenfluss begrenzt wird. Als Treibstoff dienen Gase mit geringer molaren Masse, wie z. B. Wasserstoff oder Ammoniak. Der Wirkungsgrad der elektrischen Energie zur Aufheizung ist relativ gering.

Triebwerke mit Widerstandsheizung werden als Resistojets, solche mit Lichtbogenheizung als Arcjets bezeichnet.

Der erzielbare Schub eines elektrothermischen Antriebs ist gering bei einigen 100 mN. Die Ausströmgeschwindigkeit liegt typischerweise im Bereich von 10.000 bis 30.000 m/s.

Elektromagnetischer Antrieb

siehe: Magnetoplasmadynamischer Antrieb

Der Treibstoff bzw. die Stützmasse wird wie beim elektrothermischen Antrieb mit Hilfe von Widerstandsheizung oder durch einen Lichtbogen erhitzt. Ein elektromagnetischer Antrieb beschleunigt jedoch das erzeugte Plasma (≈ 10.000 K) in einem magnetischen Feld (Lorentzkraft) anstatt mit einer Düse.

Der erzielbare Schub eines elektromagnetischen Antriebes ist gering und liegt im mN-Bereich. Hierfür werden elektrische Leistungen im kW-Bereich benötigt.

Die Effektivität der Plasmatriebwerke hängt vom verwendeten Treibstoff ab. Meist werden Treibstoffe mit geringer molarer Masse verwendet, z. B. Wasserstoff, deren komplizierte Lagerung jedoch ein Nachteil ist.

Elektrostatischer Antrieb

siehe Ionenantrieb

Testlauf eines Ionentriebwerks

Bei elektrostatischen Triebwerken erfolgt die Schuberzeugung durch Verdampfung der Stützmasse, wenn diese nicht schon gasförmig ist, Ionisation der Atome und Beschleunigung der Ionen in einem elektrischen Feld. Zur Vermeidung einer elektrischen Aufladung des Triebwerkes ist es notwendig, die Stützmasse hinter der Beschleunigungsstrecke durch Zugabe der bei der Ionisation entfernten Elektronen zu neutralisieren. Die Schubkraft je Ion und damit die Effizienz nimmt mit der Masse der beschleunigten Ionen zu, weshalb Ionentriebwerke die Ionen relativ schwerer Elemente benutzen. Verwendet wird heute wegen seiner Reaktionsträgheit und leichten Förderbarkeit fast immer das schwere und teuere Edelgas Xenon.

Der Wirkungsgrad dieser Antriebe ist relativ hoch, ebenso die Ausströmgeschwindigkeit. Die erreichbaren Schubkräfte sind jedoch sehr gering und liegen im mN-Bereich.

Nukleares Raketentriebwerk

NERVA Kernspaltungs-Raketentriebwerk (NASA)

Schema eines nuklearen Raketentriebwerks

Unter nuklearen Raumfahrtantrieben werden alle Antriebssysteme zusammengefasst, die mit Hilfe nuklearer Reaktionen betrieben werden. Nukleare Energie kann grundsätzlich durch Kernspaltung oder Kernfusion erzeugt werden. Die so erzielbaren Leistungsdichten sind um den Faktor 10⁶ (Kernspaltung) beziehungsweise 10⁷ (Kernfusion) größer als die chemischer Antriebe. An der Kernfusion wird noch gearbeitet, etwa bei ITER.

Bis heute ist jedoch die Kernspaltung technisch realisiert und beherrscht, und nur darauf basierende Antriebssysteme wurden bisher entwickelt und erprobt, etwa zwischen 1954 und 1972 bei NERVA. Hier wurde in Tests ein spezifischer Impuls von 8339 m/s erreicht, und 9810 m/s schienen erreichbar, im Unterschied etwa zu den 4444 m/s aktueller Flüssigtreibstoffmotoren wie dem des Space Shuttle.

Zum operativen Einsatz im Sinne einer Raumfahrtmission ist bisher kein nukleares Antriebssystem gekommen, da sie aus ökologischen oder politischen Gründen bisher nicht einsetzbar erschienen.

Auch für den militärischen Einsatz geplante und entworfene nukleare Raketenantriebe kamen über den Prototypenstatus nicht hinaus. Das für den geplanten interkontinentalen Marschflugkörper Pluto entwickelte nukleare Ramjet-Triebwerk Tory-IIC wurde 1964 zum zweiten und letzten Mal getestet. Das entsprechende Projekt wurde am 1. Juli 1964 beendet.

Allen nuklearen Antriebssystemen oder -konzepten ist gemein, dass die in dem nuklearen Prozess erzeugte Energie auf eine Stützmasse übertragen wird und diese in einer Düse entspannt wird. Einzige Ausnahme von dieser Regel stellte das Konzept des nuklearen Pulsantriebes dar. Hierbei sollten Atombomben außerhalb des Raumfahrzeuges gezündet und der Impuls des auf das Raumfahrzeug treffenden Plasmas zur Beschleunigung verwendet werden, siehe Orion-Projekt.

Aktuell wird bei der NASA wieder über das Projekt Prometheus nachgedacht. Ziel ist ein Nuklearantrieb, der Sondenmissionen zu den mittleren Planeten des Sonnensystems ermöglichen soll, etwa für das JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) Programm. Die mittels Kernkraft erzeugte elektrische Energie soll hier über einen Ionenantrieb umgesetzt werden.

Siehe auch:

• Antriebsmethoden für die Raumfahrt (Übersichtsartikel)
• Rakete
• Liste der Raumflugkörper mit elektrischem Antrieb
• Treibsatz (Modellrakete)

Weblinks

• Übersicht über Raketentriebwerksprüfstände der DLR
• Radiofrequency Ion Thruster Heritage: EURECA
• NASA gibt „Go“ für Nuklear-Projekt Prometheus
• Nukleare Raketenantriebe bei FAS
• DLR: Advanced Rocket Engines
• Tool für die thermodynamische Berechnung der Leistungsdaten von Raketentriebwerke (mit Deutscher Oberfläche)