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Chemische Raketentreibstoffe Teil 2

Praktisch verwendete Treibstoffkombinationen

Der Teil 1 behandelt die Grundlagen und Treibstoffe / Oxydator Dieser Teil 2 dagegen die praktisch eingesetzten Kombinationen und die Umweltproblematik. Von der Vielzahl der möglichen Treibstoffkombinationen werden heute nur vier bei neuen Raketen eingesetzt: Dies hat vor allem historische Gründe. Die meisten heutigen Träger verwenden als Grundstufe Mittelstrecken oder Interkontinentalraketen der ersten oder zweiten Generation. Die verwendeten Treibstoffe entsprechen daher denen dieser Träger, und die Entwicklung wurde vor allem von militärischen Aspekten bestimmt.

Monergole Treibstoffe: Hydrazin und Wasserstoffperoxid.

Eine Besonderheit unter den hier vorgestellten Treibstoffen ist Hydrazin. Man kann es ohne es mit einem Oxydator zu verbrennen als Treibstoff nutzen. Dazu wird es katalytisch zersetzt. Hydrazin zersetzt sich von alleine bei höheren Temperaturen in die Gase Ammoniak und Stickstoff:

3 N₂H₄ → 4 NH₃ + N₂ + 336,5 kJ

Diese Reaktion wird durch Metalle beschleunigt (katalysiert). Obgleich dabei wesentlich weniger Energie frei wird als bei der Verbrennung (Man erhält noch Ammoniak als Wasserstoffträger, den man noch verbrennen könnte) wird doch ein relativ hoher spezifischer Impuls von bis zu 2.300 m/s erreicht. (In der Regel liegt er aber meistens um 2000 m/s). Dies liegt daran, dass die Atommasse der Verbrennungsprodukte bei durchschnittlich 19.2 liegt, also nur wenig schlechter als bei Wasser. Verbrennt man dagegen das Hydrazin mit Stickstofftetroxyd so liegt die Atommasse bei 22.7 u für die Reaktionsprodukte. Dafür wird mehr Energie gewonnen.

Hydrazin wird sehr oft als Lageregelungstreibstoff benutzt. Nahezu alle Planetensonden nutzen Hydrazin dazu. Hydrazin wird auch dann noch benutzt, wenn man für andere Antriebszwecke noch Stickstofftetroxyd an Bord hat, weil es einfacher ist Düsen herzustellen die Hydrazin zersetzen als eine Düse mit Brennkammern und zwei Treibstoffleitungen für Hydrazin und Stickstofftetroxid. Man kann den Hydrazintank separat auslegen oder wie bei neueren Sonden einfach größer auslegen, so dass nach Verbrauch des Stickstofftetroxyd noch Hydrazin für die Lageregelung übrig bleibt. Bis heute ist Hydrazin als monergoler Treibstoff verbreitet. Zahlreiche US-Raumsonden nutzen es zur Lageregelung und teilweise auch für das Antriebssystem, solange der Geschwindigkeitsbedarf klein ist. Der Vorteil ist dass das System sehr einfach ist, noch einfacher als die Kombination Stickstofftetroxyd/Hydrazin.

Vorläufer für das Hydrazin waren Stickstoff und Wasserstoffperoxid. Stickstoff wurde in Stahlflaschen unter Druck mitgeführt. Die Leistung nahm mit sinkendem Druck ab. Dieses System ist sehr ineffektiv, wurde jedoch bis Anfang der siebziger Jahre auch bei Planetensonden eingesetzt. Der Grund ist die Einfachheit und Robustheit. Solange die Lebensdauer von Satelliten im Bereich von einigen Monaten bis einem oder zwei Jahren lag, war der Antriebsbedarf gering und dieses System praktikabel.

Wasserstoffperoxid wurde als Treibstoff nur selten eingesetzt, es hat jedoch Bedeutung als Arbeitsgas für Gasgeneratoren. Die A-4 und zahlreiche Raketen der ersten Generation wie die Jupiter, R-7 und Redstone verwendeten es. Wasserstoffperoxid ist instabil. Es zersetzt sich langsam in Sauerstoff und Wasser. Dabei wird Wärme frei, welche die Reaktion bis zur Explosion beschleunigen kann. Wasserstoffperoxid ist in niedrigen Konzentrationen (18-35% Wasserstoffperoxid in Wasser) lange lagerbar, darüber hinaus muss es sehr rein sein und die verwendeten Materialien für Tanks dürfen bestimmte Metalle, wie Nickel welche die Autokatalyse (Selbstzersetzung) beschleunigen nicht enthalten. Auch Staub oder Oberflächenrauhigkeiten beschleunigen den Prozess. Reines Wasserstoffperoxid ist nur in reinem Aluminium oder Polythylen längere Zeit stabil. Für den Einsatz als Raketentreibstoff werden 80-85% Lösungen eingesetzt. Der Rest besteht aus einem Stabilisator wie Phosphorsäure, Harnsäure oder Hydroxichinolin, welcher sowohl den entstehenden Sauerstoff abfängt wie auch Metallspuren bindet. Die einzige Rakete die Wasserstoffperoxid als Treibstoff einsetzte war die Black-Arrow die in den ersten beiden Stufen 85% Wasserstoffperoxid zusammen mit Kerosin nutzte. Im zweiten Weltkrieg setzten die Raketenflugzeuge Messerschmidt 163 und Bachem-Natter Ba 349 Wasserstoffperoxid zusammen mit einem Gemisch aus Methanol und Hydrazinhydrat als Raketentreibstoff ein. Diese ist hypergol.

Daneben fand man es auch in Stufen zur Lagestabilisierung, geringe Mengen an Wasserstoffperoxid werden dort laufend durch Kaliumpermanganat zu Wasser und Sauerstoff zersetzt und das heiße Gas zur Lageregelung benutzt.

2 H₂O₂ → 2 H₂O + O₂ + 182,7 kJ

Die Autokatalyse kann aber auch durch Silber oder andere Metalle verstärkt werden. Die zweite Stufe der Kosmos B-1 Rakete und die Centaur setzten diese Technologie ein. Der spezifische Impuls von Wasserstoffperoxid ist noch geringer und liegt bei 1.600 bis 2.000 m/s, je nach Temperatur und Expansionsverhältnis.

Sauerstoff / Kerosin

Die erste Großrakete der Welt, die A-4 arbeitete mit LOX/Ethanol. (LOX: Liquid Oxygen, flüssiger Sauerstoff). Sie war Ausgangspunkt der Raketenentwicklungen in Ost und West. Als erstes wurde der Alkohol durch Kerosin ersetzt, welches eine höhere Energieausbeute ergibt. (Die Wahl von Alkohol als Treibstoff war von der kriegsbedingten Benzinknappheit geprägt). Nahezu alle Mittelstrecken- und Langstreckenraketen in Ost und West der ersten Generation arbeiten mit dieser Treibstoffkombination. Kerosin wird oft auch als "RP-1" bezeichnet. RP-1 steht für "Rocket Propellant 1".

Kerosin ist der technische Name für Schwerpetrol, eine Hochsiedende Erdölfraktion, welches auch als Treibstoff für Düsenflugzeuge verwendet wird und in den Eigenschaften in etwa Dieselkraftstoff oder Heizöl vergleichbar ist. Der Treibstoff muss nicht erst hergestellt werden sondern nur raffiniert und ist daher sehr preiswert. Kerosin siedet bei +147 ° Celsius, flüssiger Sauerstoff dagegen bei -183 Grad Celsius. Die Dichte ist von der Fraktion abhängig und liegt zwischen 0,8 und 0,85. Es gibt zahlreiche Kerosinfraktionen, die sich in Zusammensetzung, Dichte, Siedepunkt unterscheiden.

Diese Kombination ist technologisch einfach zu handhaben. Der flüssige Sauerstoff hat nur geringe oxidierenden Eigenschaften und erfordert daher keine besonders geschützten Konstruktionen, er ist zudem wie das Kerosin sehr preiswert. Die Technologie ist seit langem im Einsatz und gilt als ausgereift. Der Nachteil sind die nur mittelmäßigen spezifischen Impulse von 2700 m/s am Boden und bis zu 3300 im Vakuum. Auf diesem Treibstoff basieren die Startstufen der Atlas, Delta, Sojus, Zenit, Kosmos. (Bild Links: Atlas Start, die erste Stufe verwendet Kerosin/Sauerstoff als Treibstoff)

Da der spezifische Impuls mit steigendem Wasserstoffgehalt ansteigt, gibt es seit einigen Jahren die Überlegung flüssiges Methan als Treibstoff zu verwenden. Der Wasserstoffanteil liegt dabei etwa doppelt so hoch wie bei Kerosin. Der spezifische Impuls liegt daher deutlich höher bei 3450-3700 m/s. Flüssiges Methan ist allerdings wie flüssiger Wasserstoff ein kryogener Treibstoff und siedet schon bei -162° Celsius. Ein weiterer Nachteil ist dass die Dichte viel geringer ist und bei nur 0,42 g/cm³ liegt. Durch diese geringe Dichte und den niedrigen Siedepunkt liegt flüssiges Methan in seinen physikalischen Eigenschaften zwischen Kerosin und flüssigem Wasserstoff. Es ist anspruchsvoller in der Handhabung als Kerosin, aber doch nicht so leicht wie flüssiger Wasserstoff und es muss auch nicht eine so tiefe Temperatur erreicht werden. Wird es zur Kühlung von Brennkammer und Düse eingesetzt, so verdampft es wie Wasserstoff, während Kerosin üblicherweise flüssig bleibt, da der Bereich in dem es flüssig ist viel größer ist als bei Methan und Wasserstoff. Geplant war der Einsatz von Methan bei der japanischen J-1A Auch für die Mondpläne von Bush wird flüssiges Methan als Treibstoff erwogen. Auch Russland hat einige experimentelle Methantriebwerke getestet, aber noch kein Triebwerk in der Produktion.

LOX/RP-1 gilt heute als beste mittelenergetische Treibstoffkombination. Der Wechsel auf NTO/Hydrazin geschah vor allem wegen der militärischen Gründe (Lagerfähigkeit). Sie spielen bei zivilen Trägern aber keine Rolle. Dagegen ist die Kombination ungiftig, nur begrenzt umwelttoxisch, nicht hypergol (keine Explosionsgefahr) und die erreichten spezifischen Impulse sind etwas höher. Russland hat daher seit jeher neue Triebwerk mit dieser Treibstoffkombination entwickelt, wie das RD-170/171, RD-180, RD-191. In den USA hat die Firma SpaceX den Treibstoff für ihre Falcon Trägerraketen neu entdeckt.

Hydrazin (UDMH) / NTO

Historisch kam bei der zweiten Generation von Interkontinentalraketen die Forderung hinzu, das diese Raketen dauernd einsatzfähig sein sollen. Dazu ist die Treibstoff Kombinationen LOX/Kerosin nicht geeignet. Der Treibstoff Kerosin ist zwar lagerfähig jedoch nicht der Oxidator. Raketen die auf dieser Technologie basieren mussten dauernd nachgetankt werden. Die Treibstoff Kombination Stickstofftetroxid/Hydrazin ist dagegen lagerfähig Sie wurde daher in den Interkontinental Raketen der zweiten Generation verwendet. Auch für Oberstufen von Raketen ist es wichtig, das die Treibstoffe lagerfähig sind. Die Kombination ist im spezifischem Impuls nicht besser ist als die Kombination Sauerstoff / Kerosin. Sie hat aber noch einen anderen Vorteil: Sie entzündet sich bei Kontakt selbst.

Korrekterweise heißt das Oxidationsmittel chemisch Distickstofftetroxid. Die Bezeichnung Stickstofftetroxid oder NTO (N für Stickstoff, T für Tetra und O für Sauerstoff) hat sich aber so eingebürgert, dass ich diese im folgenden verwenden werde.

Die Lagerfähigkeit ist für Träger von Satelliten nebensächlich, da diese Raketen sowieso erst vor dem Start aufgetankt werden. Der zweite Vorteil vereinfacht aber die Konstruktion und erhöht die Zuverlässigkeit vor allem bei Oberstufen, bei denen ein Ausfall oft eine nicht geglückte Zündung ist. Die spezifischem Impulse liegen bei 2700 am Boden und 3250 im Vakuum. Nachteilig ist, das N₂O₄ durchaus korrosiv ist und vor allem Kunststoffteile und Aluminium angreift, während Stahl durch eine Schutzschicht geschützt ist. Diese Kombination wird verwendet bei der Titan, Ariane 4, Proton und Zyklon. Weiterhin basieren einige wiederzündbare Oberstufen auf diesem Treibstoff so die Agena, Transtage oder Ariane 5 Oberstufe. Heute ist es auch der Standard Treibstoff für Satelliten.

Auch hier gab es einen Vorgänger zum Oxydator: Als chemische Substanz gängiger und einfacher zu handhaben, war die Salpetersäure (in 65% und 98% Konzentration). Sie ist zwar sehr aggressiv und korrosiv, kann aber in mit Nickel überzogenem Stahl oder speziellen Nickel-Edelstählen problemlos gelagert werden und ist auch bei höheren Temperaturen flüssig. In den ersten Oberstufen die mit Hydrazin arbeiteten (Agena und Kosmos Oberstufe) stellte sie den Oxydator. Der Nachteil ist das auch 98% Salpetersäure im Molekül ein Wassermolekül versteckt hat und daher geringere spezifische Impulse als NTO ergibt. Langzeit stabil ist nur die 68 prozentige Salpetersäure (weiß rauchende Salpetersäure, konzentrierte Salpetersäure). Alle höheren Säurekonzentrationen geben langsam NO₂ ab. Gängig ist z.B. die 98 prozentige Salpetersäure.  Sie gibt das Stickstoffdioxid oberhalb von 0 Grad Celsius wieder langsam ab. In Drucktanks kann sie jedoch sehr lange gelagert werden. Man nennt sie daher auch rotrauchende Salpetersäure (oder hochkonzentrierte Salpetersäure). Über die 100% Konzentration hinaus kann  man Stickstoffdioxid in Salpetersäure unter Druck lösen. Derartige Mischungen liegen in den spezifischen Impulsen dann zwischen NTO und Salpetersäure und besitzen eine sehr hohe Dichte, die jedoch stark temperaturabhängig ist.

Es gibt neben Hydrazin noch die beiden Verbindungen Monomethylhydrazin (MMH) und unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) sowie Mischungen dieser drei Komponenten. So ist der Treibstoff Aerozin 50 eine Mischung von UDMH und Hydrazin im Verhältnis 50:50. MMH und UDMH haben etwas geringere spezifische Impulse als Hydrazin. Der Treibstoff ist jedoch günstiger herzustellen und man benötigt weniger davon, da durch die Methylgruppe das Mischungsverhältnis Oxydator zu Brennstoff höher sein muss. UDMH/MNH und Hydrazin sind die teuersten Treibstoffe die es derzeit gibt. 1990 kostete ein Kilogramm Hydrazin oder MNH 17 $/kg, 1980 UDMH 24 $ pro Kilogramm.

Sehr oft wird die Komponente genommen die raketentechnisch am günstigsten ist. Denn die drei Hydrazine haben unterschiedliche Eigenschaften:

Hydrazin hat die höchste Dichte, zersetzt sich aber bei höheren Temperaturen und kann so für die Brennkammerkühlung nur unter Beachtung dieser Tatsache eingesetzt werden. Als weiterer Vorteil ergibt sich bei seiner Verbrennung der höchste spezifische Impuls. UDMH ist am unproblematischsten in der Handhabung, hat aber die niedrigste Dichte und ist am teuersten zudem liefert es die schlechtesten spezifischen Impulse. Aerozin 50 wurde als Mischung deswegen gewählt, weil Hydrazin als bevorzugte Komponente bei zu kalten Temperaturen in Arkansas ausfrieren konnte, also wurde solange UDMH hinzugemischt bis die Mischung die Air Force Temperaturspezifikationen einhielt.

Während die Kombination NTO/Hydrazin in Energieausbeute mit Kerosin/LOX vergleichbar ist, liegt die Kombination LOX/UDMH etwas (100 m/s) höher. Sie wird aber nicht praktisch eingesetzt, da sie weder so preiswert wie Kerosin, noch selbstentzündend oder lagerfähig ist.

Neben der Selbstentzündlichkeit der Treibstoff, welche die Zündung vereinfacht und damit die Konstruktion der Triebwerke sprechen auch andere Dinge für Hydrazin/NTO. So ist der Treibstoff weitaus weniger explosiv als Kerosin/Sauerstoff und Wasserstoff/Sauerstoff. Eine undichte Stufe explodiert nicht wie dies bei den anderen Treibstoffen ist. Dies bewog die NASA dazu bei den Gemini Kapseln, die auf der Titan starteten nur Schleudersitze einzubauen, aber keinen Rettungsturm wie bei der Atlas oder Saturn. Man hätte in jedem Falle Zeit genug gehabt die Kapsel abzutrennen.

Ein zweiter Grund ist rein praktischer Natur: Die Dichten und Mischungsverhältnisse beider Treibstoffe sind so, dass Tanks für Oxidator und Verbrennungsträger in etwa gleich groß sind. Man kann daher identische Tanks bauen und so Kosten sparen. Bei 1000 kg Treibstoff und stöchiometrische Verbrennung braucht man folgende Volumina:

Es zeigt sich sehr deutlich, dass die beiden Kombinationen Hydrazin/NTO und Aerozin 50/NTO nahezu gleiche Volumina für Oxidator und Treibstoff ergeben. Daher werden diese auch gerne eingesetzt z.B. bei der Ariane 1-4 und Titan Rakete. Die Tankvolumina sind relativ klein. Da Hydrazin und NTO sehr hohe Dichten haben (1.01 beziehungsweise 1.45 g/cm³). Bei MMH (0.88 g/cm³ und UDMH 0.79 g/cm³) ist die Dichte geringer, ebenso bei Mischungen von Hydrazin mit MNH und UDMH. Alle Hydrazin Abkömmlinge sind untereinander unbegrenzt mischbar. Die folgende Tabelle informiert über die spezifischen Impulse verschiedener Hydrazinabkömmlinge mit NTO und Salpetersäure. (68 Bar Brennkammerdruck, 1 Bar Mündungsdruck)

Die Kombination Stickstofftetroxid / Kerosin wurde nur selten eingesetzt. Diese Kombination entzündet sich nicht spontan, so dass sie zwar lagerfähig ist, aber von der praktischen Handhabung keinen Vorteil gegenüber den Stickstoffwasserstoffverbindungen bringt. Der Vorteil dieser Kombination ist durch das sehr hohe Masseverhältnis von Oxidator zu Verbrennungsträger im Bereich von 4.08 die Dichte sehr hoch ist und man nur sehr kleine Tanks benötigt. Der spezifische Impuls ist etwas geringer als bei der Nutzung von Hydrazinen und liegt bei den oben angegebenen Bedingungen bei 2710 m/s.

Wasserstoff / Sauerstoff

Diese Treibstoffkombination wurde zivil erforscht. In den späten fünfziger Jahren begann man über die Verwendung von Wasserstoff für eine Oberstufe nachzudenken, heraus kam die heute noch verwendete Centaur Oberstufe. Weitere Impulse erhielt die Entwicklung in den sechziger und siebziger Jahren bei MBB (heute DASA) wo das Hauptstromprinzip erarbeitet wurde nachdem heute der Shuttle und die H-2 Rakete arbeiten. Nicht umsonst baut auch heute noch die DASA alle Brennkammern für das HM 7B und Vulcain Triebwerk von Ariane.

Die energiereiche Kombination beider Stoffe erfordert besondere Isolationen der Tanks und Änderungen in der Technik, so wird der Wasserstoff auch als Kühlmittel für die Brennkammer verwendet, was bei einem bei -253° siedenden Stoff natürlich besondere Probleme bereitet. Diese Kombination erfordert daher auch heute noch einen hohen technischen Aufwand und Stufen sind daher teurer. Der Vorteil sind die hohen spezifischen Impulse von 3850 m/s am Boden und 4450 m/s im Vakuum (SSME)

In den letzten Jahrzehnten wurde zudem das Gemisch immer Sauerstoffreicher, was die spezifischen Impulse erhöht, das Problem der Brennkammerkühlung aber auch verstärkt. Die Saturn Raketen verbrannten Wasserstoff/Sauerstoff im Verhältnis 4.5 zu 1, der spezifische Impuls betrug 4180 m/s. Heute wird bei 6:1 4400 m/s erreicht. Technisch erreichbar sind beim idealen Verhältnis von 5.5:1 etwa 4600 m/s. Das stöchiometrische beträgt 8:1. Das höchste Verhältnis das eingesetzt wird, liegt beim Vulcain 2 vor. Die Brennkammer setzt ein Mischungsverhältnis von 7.2:1 ein, zusammen mit dem Gas für die Kühlung und den Betrieb des Gasgenerators beträgt dann das Gesamtverhältnis 6,8:1.

Ein Nachteil des Wasserstoffes ist seine geringe Dichte von 69.4 kg/m³. Daher benötigt die Treibstoffkombination je nach Mischungsverhältnis 3-4 mal voluminösere Tanks als andere Treibstoffe, was die Stufenmasse vergrößert und die Herstellung verteuert. Das große Volumen stellt auch erhebliche Ansprüche an die Turbopumpen. So fördert die Wasserstoffpumpe des Vulcain Triebwerks 600 l Wasserstoff mit 34010 Umdrehungen pro Minute. Dies entspricht einer Leistung von 12 MW, die Sauerstoffpumpe hat nur 3.65 MW Leistung und arbeitet mit 12635 Umdrehungen pro Minute. Wasserstoff/Sauerstoff wird in Oberstufen (Centaur, H10) und zunehmend auch in Startstufen (Ariane 5, Space Shuttle, Energija, H-2) eingesetzt.

Derzeit hält das RL-10B2 Triebwerk den Rekord für den spezifischen Impuls mit 4532 m/s im Vakuum. Das Vinci könnte es ablösen. Sein spezifischer Impuls wird mit 4550-4560 m/s angegeben.

Ammoniumperchlorat / Aluminium / HTPB

• Ammoniumperchlorat (NH₄ClO₄) ist zugleich Oxidator (ClO₄) wie Treibstoff (NH₄)
• Aluminium ist der eigentliche Treibstoff und verbrennt zu Aluminiumoxid und Aluminiumchlorid. Die dabei entstehende Energie hält die Verbrennung an, weshalb manche Autoren Aluminium auch als Katalysator bezeichnen. Doch aus chemischer Sicht ist dies falsch, da ein Katalysator sich nicht verbraucht und nur in kleinen Mengen zugegeben wird.
• HTPB (Hydroxyterminiertes Polybutadien) ist eine gummiartige Masse, in der Treibstoff und Oxidator gebunden werden und welches die Form und Struktur des Treibsatzes ergibt. Gleichzeitig ist sie auch Treibstoff.

In dieser Form werden sowohl große Startbooster (Ariane 5, Space Shuttle, Titan, Delta) wie auch Oberstufen (Delta, IUS, Satellitentriebwerke) und auch kleine Feststoffraketen (Athena, Taurus, Pegasus, Scout) gefüllt. Die Masse wird als Harz eingefüllt und härtet dann aus. Durch Wahl der Form und der Abbrandfläche kann der Schubverlauf festgelegt werden. Bei vielen Treibstoffmischungen ist durch eine Ziffer die Zusammensetzung kodiert. Die Vega setzt z.B. die Mischung HTPB 1912 ein. Die erste Doppelziffer steht für den Aluminiumanteil (19%), die zweite für den Binder (12%). Das Ammoniumperchlorat macht dann den Rest (69%) aus. Üblicherweise gibt es auch noch kleine Mengen an Zusätzen wie Additive zum Polymerisieren oder Katalysatoren. Deren Menge liegt aber bei wenigen Prozent. Ariane 5 setzt die Mischung HTPB 1814 ein, die Ariane 4 noch CTPB 1613 (CTPB: carboyterminated Polybutadien). In den letzten Jahren ist die Menge des Binders konstant gesunken und der Aluminiumanteil angestiegen. Heute erreichen Feststoffantriebe bei hohem Verbrennungsdruck und langen Expansionsdüsen im Vakuum spezifische Impuls von nahezu 3.000 m/s und schließen damit zu den mittelenergetischen flüssigen Antrieben wie Hydrazin/NTO und Kerosin/LOX auf. den höchsten spezifischen Impuls weist derzeit mit 2903 m/s der Zefiro 9A Antrieb der Vega auf.

Obgleich der Treibstoff sehr teuer ist, sind Feststoffraketen aufgrund der einfachen Bauweise sehr viel preiswerter als Flüssigkeitsraketen. Sie enthalten kaum bewegliche Teile und sind sehr zuverlässig. Diese Treibstoffkombination ermöglichte erst die modernen großen Booster, da mit den früher üblichen Oxidatoren auf Nitratbasis man nur geringe spezifische Impulse erreichte, bei schnellem Abbrand und damit hohem Druck. Dadurch wurden die Feststoffraketen sehr schwer bei schlechter Leistung. Gleichzeitig waren diese homogenen Treibstoffe (es gibt nur eine Komponente die zugleich Oxidator und Verbrennungsträger in einem Molekül ist) sehr viel empfindlicher, konnten leichter entzündet werden und waren teilweise explosionsgefährdet.

Heute bringen Feststofftriebwerke einen Großteil des Startschubs bei vielen westlichen Trägern (Ariane 5, Titan, H-2, Delta) auf und stellen oft den größten Teil der Masse.

Hybride Treibstoffe

Ein Hybridtriebwerk ist ein Triebwerk, welches einen flüssigen und einen festen Treibstoff beinhaltet. Bei allen bisher getesteten Kombinationen ist der Oxydator flüssig und das Reduktionsmittel fest. Der flüssige Treibstoff wird durch Druck aus einem Tank auf den festen Treibstoff befördert und reagiert dort. Bislang gibt es keine große Antriebe mit diesem Prinzip, es ist jedoch gut untersucht. Folgende Kombinationen wurden erforscht:

Exotische Treibstoffe

Viel mehr als die max. 4800 m/s die man mit Wasserstoff/Sauerstoff erreichen kann geht bei chemischen Treibstoffen kaum. Doch fehlte es nicht an Überlegungen noch mehr Energie freizusetzen. Die ersten Ideen kreisten um freie Radikale. Gemeint ist folgendes: Bei der Verbrennung Wasserstoff und Sauerstoff wird ein Teil der Energie benötigt um Wasserstoff und Sauerstoff in die Elemente zu spalten. Diese Energie stände zusätzlich zur Verfügung wenn man die Moleküle schon in Atome gespalten hätte. Auf der Erde z.B. wird Wasserstoff in einer Lichtbogenentladung in Radikale gespalten und erreicht so Temperaturen von 4000°C anstatt 3000°C beim normalen Wasserstoff.

Bei dem ganzen gibt es nur zwei Nachteile:

• Radikale reagieren schnell mit allem was in Ihrer Umgebung ist, können also nicht vorher erzeugt und dann gelagert werden
• Die Energie zum Spalten der Radikale muss von irgendwo her kommen.

Dies bedeutet das man vielleicht Radikale einmal als Treibstoff im Orbit einsetzen kann - Spaltung durch Strom und sofortige Verbrennung - auf der Erde und bei normalen Raketen die schnell beschleunigen müssen, kann man sie vernachlässigen.

Es gibt jedoch ein Molekül mit Radikaleigenschaften, welches einigermaßen stabil ist, dies ist Ozon (O₃). In kleineren Mengen kann man flüssigen Sauerstoff mit Ozon anreichern, eine Mischung mit 25 % ist bei kleineren Mengen stabil. Zu einem Einsatz ist es jedoch bisher nicht gekommen, weil Ozon - auch in der stabilen Phase - sich ab -120°C zersetzt, zudem wirken die Metalle in den Tanks katalytisch auf die Zersetzung. Würde man reines Ozon mit Wasserstoff verbrennen so würde der spezifische Impuls von 4610 auf 4787 steigen (68 Bar Druck, 0.01 Bar Außendruck, Mischungsverhältnis 4:1). Es ist fraglich ob man wegen dieser kleinen Leistungssteigerung die Nachteile von Ozon akzeptiert.

Wesentlich höhere spezifische Impulse als mit der Verbrennung von Treibstoffen erhält man, wenn man reinen Wasserstoff auf 2000-3000 Grad erhitzt. Da seine Molekülmasse 9 mal kleiner als die des Verbrennungsproduktes (mit Sauerstoff) Wasser ist. Dadurch liegt die Geschwindigkeit eines solchen Treibstoffes bei 10.000-20.000 m/s. Doch dies sind keine chemische Antriebe mehr sondern nukleare, elektrische oder solare Antriebe, die in einem eigenen Artikel beschrieben werden.

Technische Daten

Die folgende Tabelle enthält die theoretischen maximalen spezifischen Impulse einer ausgewählter Treibstoffkombinationen. Alle Werte sind theoretische Maxima, d.h. in der Praxis liegen erzielbare Werte darunter. Die Bedingungen für die diese Werte errechnet wurden sind:

• Außendruck 100 kPa (Meereshöhe)
• Brennkammerdruck 7000 KPa (68 atm)
• Chemisches Gleichgewicht
• adiabatische Verbrennung
• isotrope Entspannung der Gase

Bei anderen Verhältnissen (anderer Brennkammer- oder Außendruck, Mischungsverhältnisse) kommt man zu anderen Werten. So hat das bisher beste in der Praxis eingesetzte Triebwerk Vinci einen spezifischen Impuls von 4581 (Wasserstoff: Sauerstoff 6:1, Betrieb im Vakuum). Diese Tabelle spiegelt auch die Chemie wieder, denn man sieht bei der Verbrennung eines Treibstoffes mit unterschiedlichen Oxidatoren zum Teil sehr große Schwankungen. Nimmt man Sauerstoff und Fluor als Oxidatoren. Beide liefern im Normalfall sehr hohe spezifische Impulse die auch eng beieinander liegen., nur bei Fluor meist um etwa 150-200 m/s höher. Eine Ausnahme ist hier Lithiumhydrid. Verbrennt man es mit Sauerstoff so liefert es nur 2569 m/s, bei der Verbrennung mit Fluor dagegen 3659 m/s, also erheblich mehr Energie. Die Reaktion verläuft im stöchiometrischen Verhältnis so :

Formel: 2 LIH + O₂ → Li₂O + H₂O

Molekülmasse: 8 32 → 30 18

Formel: LIH + F₂ → LiF + HF

Molekülmasse: 8 38 → 26 20

Verbrennt man Fluor mit Elementen der dritten Hauptgruppe oder vierten Hauptgruppe wie Stickstoff oder Kohlenstoff, so entstehen sehr schwere Moleküle wie Stickstofftrifluorid oder Kohlenstofftetrafluorid als Abgase. Bei einem Element der ersten Hauptgruppe wie Lithium sieht es genau anders aus. Hier sind die Lithiumsalze des Sauerstoffs schwerer und das Fluor liefert leichtere Abgasmoleküle. Da der spezifische Impuls aber von der Molekülmasse abhängt ist diese Kombination günstiger als die Verbrennung mit dem Sauerstoff.

Und die Umwelt?

• Werden bei einem Fehlstart giftige Stoffe frei?
• sind die normalen Verbrennungsprodukte umweltgefährdend?
• sind die Verbrennungsprodukte eine Bedrohung für die Ozonschicht / Weltklima?

Dieser spielt sicher eine Rolle warum einige sehr interessante Treibstoffe nie zum praktischen Einsatz kamen wie z.B. Borane oder Fluor. Beide sind giftig, Fluor zudem noch sehr ätzend. Die heute verwendeten Raketentreibstoffe sind relativ ungefährlich für die Umwelt, sofern man das von einigen Hundert Tonnen Chemikalien behaupten kann. Am besten schneiden Wasserstoff und Sauerstoff ab - Sie verdampfen einfach. Kerosin verursacht eine Ölpest und NTO ist vergleichbar den Abgasen einiger Tausend Autos auf einem Haufen, denn dort entsteht es bei der Verbrennung. Hydrazin ist im Wasser fischtoxisch, allerdings wird es rasch abgebaut. Bei den Festen Treibstoffen ist es vor allem das Ammoniumperchlorat welches sowohl ätzend wie auch oxidierend wirkt. In der Wirkung ist es mit WC Reinigern auf Hypochloridbasis (z.B. Domestos) zu vergleichen.

Bei den Verbrennungsprodukten finden wir die Saubermänner Wasserstoff / LOX - Es entsteht Wasser und Kerosin/LOX - Wasser und Kohlendioxid. Dies sind zwei Gase die in der normalen Atmosphäre vorkommen. Nicht ganz so gut verläuft die Verbrennung von NTO und Hydrazin. Rein rechnerisch erhält man hier reinen Stickstoff und Wasser, doch in der Praxis entstehen auch andere Stickoxide wie NO und NO₂. Allerdings findet dies in geringem Maße auch bei den anderen Antrieben in der Luft statt, denn die Abgase sind heiß genug um eine Reaktion zwischen Sauerstoff und Stickstoff in der Luft auszulösen.

Ganz schlecht schneiden aus Sicht der Umwelt die Feststofftriebwerke ab: Sie erzeugen große Mengen von Aluminiumoxid im Gemisch mit Salzsäure. Ersteres ist harmlos, letzteres eine starke Säure.

Bezüglich der Gefährdung des Klimas und der Ozonschicht - auch dies betrifft nur die erste Stufe, da heute die Stufentrennung in 60-100 km Höhe stattfindet - rangiert der Wasserstoff Antrieb am besten. Er erzeugt nur Wasser, was einen sehr kleinen Treibhauseffekt verursacht und in großen Mengen in der Atmosphäre vorkommt. Ähnlich einzustufen ist die Verbrennung von Kerosin mit Sauerstoff. Das entstehende Kohlendioxid wirkt zwar als Treibhausgas wird aber auch so vom Menschen erzeugt. Bei beiden Stoffen entstehen allerdings als Nebenprodukte noch Stickoxid welche eine geringe Ozon abbauende Wirkung haben. In höherem Maße gilt dies für die Verbrennung von Hydrazin.

Sehr schlecht schneiden alle Treibstoffe ab, die Chlor enthalten, wie die Feststoffraketen mit bis zu 20% Chloranteil im Treibstoff. Die Raketen setzen diesen "Ozonkiller" noch dazu gerade in der Ozonschicht (15-50 km Höhe) frei und tragen so zur Abbau der Ozonschicht bei.

Heute ist dies aufgrund der geringen Startrate (so ein Start pro Woche) vernachlässigbar. Sollte aber es wirklich einmal zum Weltraumtourismus oder einer wirtschaftlichen Nutzung des Weltraums kommen so werden die Startraten rapide ansteigen. Dann ist man gut beraten auf umweltfreundliche Treibstoffe zu setzen.

Welche zukünftige Raketentreibstoffe sind denkbar?

Derzeit denkt kein Konzern an die Entwicklung neuer Raketenstufen mit anderen Treibstoffen, das liegt auch an dem Verhältnis von finanziellem Aufwand zur Entwicklung und den Gewinnen. Im Gegenteil: Man versucht Triebwerke von anderen Raketen anzupassen um die erforderliche Leistung zu erreichen. So verwendet die Atlas III nun Triebwerke der russischen Zenit.

Darüber ist davon auszugehen, das man die bisherigen Treibstoffe noch besser nutzen wird, also mehr Wasserstoff einzusetzen als bisher. Man erinnere sich: Bis 1979 setzte nur die Atlas-Centaur Wasserstoff in einer Stufe ein, heute sind es mit Ariane 4,Ariane 5,H-2,Titan 4,Delta 3,Langer Marsch 3,Space Shuttle und Atlas schon 8 Raketen. Sollte es aber einmal wieder zum Einsatz neuer Treibstoffe kommen so ist dies mein Tipp:

Einsatz von Fluor in Oberstufen

Fluor ist wie schon erörtert als Oxydator in Bodennähe durch die Giftigkeit und Aggressivität nicht angebracht. Als Oberstufentreibstoff sieht dies anders aus. Ich denke hier weniger an den Einsatz mit Wasserstoff - Hier bringt Fluor nur geringe Gewinne. Als vielmehr mit den normalen Treibstoffen Kerosin und Hydrazin. Gegenüber Sauerstoff ist der maximale spezifische Impuls um 500 m/s steigerbar. Man kommt nahe an die Kombination von Wasserstoff/Sauerstoff heran, ohne die voluminösen Tanks für den Wasserstoff mit Isolation einsetzen zu müssen. Da Fluor lagerbar ist wäre sogar der Einsatz in Satellitentriebwerken oder Apogäumsmotoren denkbar, so das die Nutzlast so gesteigert werden könnte.

Die NASA hat Fluor auch eine Zeitlang als Oxydator erwogen, zusammen mit Wasserstoff als Verbrennungsträger. Als wichtigster Grund für den Einsatz wurde nicht der etwas größere spezifische Impuls genannt (der Gewinn von 3-5 % rechtfertigt alleine keinen Einsatz), sondern dass man erheblich weniger Wasserstoff braucht. Bei der Kombination Sauerstoff  und Wasserstoff beträgt der Gewichtsanteil des Wasserstoffes 15-20 % je nach Mischungsverhältnis. Beim Einsatz von Fluor jedoch nur 6-10 %. Da flüssiger Wasserstoff nur eine Dichte von 0.069 g/cm³ hat kann man so das Tankvolumen erheblich reduzieren. Kleine Tanks reduzieren natürlich auch die Leermasse der Stufe.

Bei den Treibstoffen selbst sind die hybriden Treibstoffe viel versprechend. Die spezifischen Impuls erreichen die von Wasserstoff, die Konstruktion einer Stufe mit einem festen Brennstoffblock und einer Einspritzung von flüssigem Oxidator entspricht aber mehr der Technologie von Feststofftriebwerken - die erheblich preiswerter als Flüssigkeitstriebwerke sind. Trotzdem wäre durch Regelung der Einspritzung der Schub und der Brennschluss frei regelbar, ja sogar eine Wiederzündbarkeit gegeben. Man hätte also die Vorteile beider Technologien kombiniert.

Als Oxidatoren kommen Fluor und FLOX, als Brennstoffe Lithiumhydrid oder Berylliumhydrid in Betracht. Mehr zu der Problematik in einem eigenen Aufsatz.

Eine Randbemerkung für Raketen-Selbstbauer

Wie sie aus meinen Aufsätzen über mich sehen, interessiere ich mich zwar für Raumfahrt, aber starte nicht selbst Raketen. Fragen nach Tipps wären also wenig sinnvoll. Dieser Aufsatz beruht allerdings mehr auf meinem Wissen als Chemiker und meist stoße ich auf blankes Unverständnis warum ich bestimmte Stoffe (meist handelt es sich um Oxidatoren) für ungeeignet halte. Also für alle Raketenbauer hier noch eine ausführlichere Darstellung auf was es bei einem guten Oxidator ankommt.

Der Oxidator ist für einen der selbst Raketen steigen lassen will der kritische Punkt. Denn als Normalverbraucher kommt man an die obigen Stoffe nicht heran und es gibt wenige Stoffe im Alltag die gute Oxidatoren sind. Wer irgendwie etwas mit Chemie zu tun hat, z.B. mal ein paar Versuche gemacht hat oder als Laborant arbeitet, wird dazu neigen die Stoffe zu nehmen, die "schöne schnelle Reaktionen" geben. Doch dies sind nicht unbedingt die besten Oxidatoren. Wie schon erläutert spielt der spezifische Impuls eine große Rolle. Auch wenn Sie nur eine Rakete steigen lassen wollen, bedeutet ein Spezifischer Impuls von 2000 gegenüber einem von 1000 eben das die Rakete doppelt so schnell beschleunigt oder doppelt so lange brennt - und entsprechend höher steigt.

Für den spezifischen Impuls ist wichtig wie viel Energie frei wird und wie viel die Moleküle des Abgases wiegen. Auch wenn Sie keine chemischen Tabellen zur Hand haben dürfte klar sein, das die meiste Energie bei der Verbrennung der Elemente frei wird. Verbindungen sind fast immer energieärmer. Warum das so ist? Schauen Sie sich die Erde an. Sie finden immer die energieärmsten Verbindungen. Nur Elemente deren Verbindungen mehr Energie als die Elemente selbst haben kommen so als Elemente vor z.B. Gold, Platin, Argon.

Wegen der Geschwindigkeit der Gase ist es wichtig das die Moleküle leicht sind. Bei einer gegebenen Verbrennungstemperatur ist ein leichtes Gas eines mit einer höheren Geschwindigkeit. Das sagen uns die allgemeinen Gasgesetze. Daher findet man als Treibstoffe und Oxidatoren eben die Elemente der ersten 2 Perioden. Die einzigen Ausnahmen sind Aluminium und Chlor bei festen Treibstoffen.

Für viele Oxidatoren aus dem Hobby Bereich ist zudem noch ein Makel gegeben: Sie produzieren ein inertes Abfallprodukt wie ein Metalloxid. Das ohne das es Energie, liefert den Großteil des Gewichtes des Oxidators ausmacht. So wurde ich gefragt warum man nicht Kaliumpermanganat als Oxidator nutzen kann. Nun dieser Verbrennt mit Kohle z.B. nach folgender Summenformel:

4 KMnO₄ + 3 C » 3 CO₂ + 4 MnO₂ +2 K₂O

Sieht man nun die Atommassen an so sieht dies so aus:

4 KMnO₄ + 3 C » 3 CO₂ + 4 MnO₂ +2 K₂O

632 g + 36  g » 132 g + 348 g + 188 g

Von der Gesamtmasse von 704 finden sich in dem Kohlendioxid als Verbrennungsgas nur 132 also 18.8 % wieder. Der Rest sind zwei schwere Metallsalze die zwar ein wenig Energie liefern, aber aufgrund dies hohen Gewichtes keinen Anteil am Schub. Man kann sie daher als "Füllmaterial" ansehen.

So steigt auch bei dem Schwarzpulver der Spezifische Impuls an, wenn man anstatt des Kaliumnitrates das Natriumnitrat nimmt. Noch besser ist Ammoniumnitrat, da hier auch das Gegenion (NH₄) verbrennt (zu N₂ und H₂O) und so Energie liefert und zudem noch sehr leichte Moleküle anstatt den schweren K₂O und Na₂O.

Die meisten Oxidatoren die vorgeschlagen werden haben diesen Mangel. Anorganische Oxidatoren haben oft so schwere Metallionen. Organische Oxidatoren - vor allem Nitroverbindungen - haben diesen Mangel nicht, unterliegen aber dem Sprengstoffgesetz und sind so für den Laien nicht verfügbar.

Prinzipiell ist natürlich jeder sauerstoffreiche Stoff als Oxidator nutzbar. Doch wie viel Material brauchen Sie um eine Rakete starten zu lassen? Schon bei Schwarzpulvermischungen wurde nur ein spezifischer Impuls von 700 am Boden erreicht. Das ist mehr als 3 mal schlechter als bei modernen Festtreibstoffen und 5 mal schlechter als bei Wasserstoff/Sauerstoff. Ab einer bestimmten Grenze kann ihre Rakete überhaupt nicht mehr abheben, weil der Treibstoff mehr wiegt als er Schub liefert.

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