RP-1

RP-1
Kurzbeschreibung	hochraffiniertes Mitteldestillat aus Erdöl für den Betrieb von Raketentriebwerken
Eigenschaften
Aggregatzustand	flüssig
Dichte	0,81–1,02 g/ml
Flammpunkt	60 °C[1]
Soweit möglich und gebräuchlich, werden SI-Einheiten verwendet. Wenn nicht anders vermerkt, gelten die angegebenen Daten bei Standardbedingungen.

RP-1 (Abkürzung für Rocket Propellant 1 oder auch Refined Petroleum 1) ist ein kerosinähnliches flüssiges Kohlenwasserstoffgemisch zum Betrieb von Raketentriebwerken.

Merkmale

Die bei Raumtemperatur flüssige Substanz besteht hauptsächlich aus verzweigten und polyzyklischen Kohlenwasserstoffen mit geringen Anteilen an Alkenen, Aromaten und linearen Alkanen, welche einerseits bei langer Lagerung und andererseits bei den in Triebwerksnähe erreichten Temperaturen polymerisieren können. Die erwünschten und teilweise synthetischen Moleküle enthalten ungefähr zwölf Kohlenstoffatome. Diese Moleküle führen dazu, dass der Treibstoff einen hohen Flammpunkt sowie gute Schmierfähigkeiten von Triebwerksbestandteilen besitzt und lange lagerfähig ist.

In der Herstellung des Treibstoffes wird darauf geachtet, den Schwefelgehalt äußerst gering zu halten, da in Raketentriebwerksbrennkammern schwefelhaltige Verbrennungsrückstände zum vorzeitigen Verschleiß und Ausfall des Antriebes führen würden. Des Weiteren würden Schwefelverbindungen die Polymerisation von Treibstoffbestandteilen unterstützen und das Ausfallrisiko der mit sehr geringen mechanischen Toleranzen gefertigten Triebwerke über Gebühr erhöhen. Durch den sehr geringen Gehalt an Aromaten und Alkenen ist die Substanz deutlich weniger toxisch als beispielsweise Benzin und hat auch ein ebenso deutlich geringeres karzinogenes Potential als Hydrazin.

Hergestellt werden kann dieser Treibstoff auf Basis von Erdöl aus theoretisch jeder Quelle, praktisch werden nur wenige hochqualitative Sorten benutzt. Dies und die geringe Nachfrage führen zu einem im Vergleich zu konventionellen Luftfahrttreibstoffen oder anderen Ölproduktnutzern deutlich höheren Preis.

Vergleich mit anderen Raketentreibstoffen

Im Vergleich zu der Treibstoffkombination flüssiger Wasserstoff – flüssiger Sauerstoff (LOX-H₂) kann die Kombination von RP-1 mit Sauerstoff bezogen auf die Masse nicht so viel Schub wie die LOX-H₂-Kombination erzeugen. Demgegenüber stehen die Vorteile der viel höheren Dichte von RP-1, so dass bezogen auf das Volumen die Kombination mit RP-1 mehr Schub liefern kann. Der vergleichsweise geringere Schub rührt daher, dass die Verbrennungsprodukte von RP-1 wie Kohlenstoffdioxid (CO₂), Kohlenstoffmonoxid (CO) und nicht umgesetzte Kohlenwasserstoffe schwerer sind als die Gase, die bei der Umsetzung eines fetten Gemischs von Wasserstoff mit Sauerstoff entstehen (H₂O und H₂). Weitere Energie aus der Verbrennung, die für die Schuberzeugung verloren ist, geht in die Strukturoszillationen der unverbrannten Kohlenwasserstoffe.

RP-1 ist einfacher in der Handhabung als flüssiger Wasserstoff, da keine Kühlung erforderlich ist, auch wenn in der sowjetischen und später russischen Raumfahrt der Treibstoff zur weiteren Erhöhung der Dichte teilweise gekühlt wird unter Ausnutzung der schon bestehenden Wasserstoffinfrastruktur.

Im Vergleich zu der Treibstoffkombination Hydrazinderivat – Stickstofftetroxid ist RP-1 wesentlich ungiftiger, billiger und bietet mit dem Oxidator Sauerstoff einen etwas höheren spezifischen Impuls. Dafür ist die Dichte der Hydrazinderivate mit Stickstofftetroxid etwas höher.

Anwendung

Dieser Treibstoff wird für gewöhnlich zusammen mit flüssigem Sauerstoff (LOX) in den Triebwerken verbrannt. Er wurde und wird in folgenden Raketentypen genutzt (unvollständige Aufzählung): Atlas, Delta I-III, Energija, Saturn, Sojus, Titan I, Falcon 1 und 9 und der Zenit, entweder in den Boostern (bsp. bei der Energija) oder als Treibstoff der ersten Stufe (bsp. Saturn I, Saturn IB und Saturn V). In der Black Arrow kam ein nicht näher definiertes Kerosin mit 85%igem Wasserstoffperoxid als Oxidator zum Einsatz. Diese Kombination hat einen schlechteren spezifischen Impuls als RP-1/LOX, ist dafür aber hypergol.

In die Brennkammer gefördert wird der Treibstoff aus dem unter Druck stehenden Tank mittels Turbopumpen, der Druck muss durch ein separates Drucksystem, dass beispielsweise mit Helium oder Stickstoff arbeitet, erzeugt werden.

Im Rahmen des Triebwerksbetriebes gibt es einige Fakten zu beachten. Flüssigkeitsraketentriebwerke sind für mehrfachen Zündungen (auf Testständen und später im Flug) konstruiert, was zu Problemen führen kann, wenn in Leitungen verbliebene Treibstoffreste durch die Hitze polymerisieren oder verkoken, dem wird durch die sorgfältige Treibstoffsynthese und Kühlaggregaten entgegengewirkt. Auf der anderen Seite sind feine Ruß-/Graphitablagerungen an Brennkammer und Düse nicht unbedingt unerwünscht, da diese eine thermische Isolationsschicht bilden können und so den Hitzestrom in das Triebwerksmaterial um in etwa den Faktor 2 reduzieren können.

Weblinks

• ROCKET PROPELLANTS
• NASA Facts
• Rocket Propellant 1 Specifications & DOT Shipping Information

Einzelnachweise

1. ↑ TABLE I. Chemical and physical properties.