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Feststofftriebwerke sind die ältesten Antriebe bei Raketen. Eine Feuerwerksrakete ist ein einfacher Feststoffantrieb. Doch sie sind nicht veraltet: Ganz im Gegenteil, moderne Raketen setzen heute mehr als früher Feststoffantriebe ein !
Stufen oder Raketen mit festem Treibstoff unterscheiden sich von flüssigen Stufen durch ihre Technik, die Physik des Antriebs ist jedoch dieselbe: Es wird ein Treibstoff verbrannt, der Gase erzeugt. Diese werden durch eine Düse beschleunigt. Feststofftriebwerke sind aber wesentlich einfacher aufgebaut. Im Prinzip besteht eine Feststoffrakete nur aus der Brennkammer.
Ein wesentlicher Unterschied liegt im Treibstoff. Bei flüssigen Treibstoffen gibt es einen getrennten Tank für den Verbrennungsträger und den Oxidator. Diese müssen mehr oder weniger aufwendig in eine recht kleine Brennkammer gebracht werden. Bei einem Feststofftriebwerk sind Oxidator und Verbrennungsträger gemischt. Es gibt Substanzen die beiden enthalten, das heißt im Molekül selbst ist soviel Sauerstoff gebunden, dass er die Verbrennung aufrecht erhält. Dies sind z.B. nitrierte Verbindungen wie Nitrocellulose. Diese nennt man "einbasige" oder "homogene" Treibstoffe.
Öfters wird aber ein Oxidator mit einem Verbrennungsträger gemischt. Schon das Schießpulver war von dieser Art: Hier wurde Kaliumnitrat (Salpeter) als Oxidator und Schwefel und Graphit (Holzkohle) als Verbrennungsträger eingesetzt. Dies sind "zweibasige" oder "heterogene" Treibstoffe. Heute sind alle eingesetzten Treibstoffe von dieser Art und auch theoretisch untersuchte zukünftige Mischungen sind heterogen Treibstoffe.
Der Treibstoff besteht heute aus einem Kunststoffharz (Hydroxyterminiertes Polybutadien HTPB) in das der Oxidator Ammoniumperchlorat und ein Katalysator (Aluminium) eingebettet werden. Nach dem Aushärten ist dies eine gummiartige Masse. Diese Konsistenz hat einige Vorteile gegenüber den früher verwendeten Stoffen, die pulverförmig waren. Wenn das Pulver nicht gleichmäßig gepresst wurde konnte es unterschiedlich schnell abbrennen. HTPB und anderen moderne Pulver haben einen sehr breiten Betriebsbereich von minimal 5-30 und maximal 200-700 Bar Brennkammerdruck. Unter dem minimalen Druck besteht die Gefahr des Erlöschens. Über dem oberen Druck Detonationsgefahr.
Etwas älter, aber ähnlich in der Zusammensetzung ist Polybutadien-Acrylsäure-Arcylnitril. (PBAA), das in den ersten Space Shuttle und Titan 3 Boostern eingesetzt wurde. Diese Treibstoffe aus einem Kunststoff als Binder, in dem der Oxidator (Ammoniumperchlorat) und der Verbrennungsträger (Aluminium) eingebettet ist, verhalf den Feststofftriebwerken zum Ende der fünfziger Jahre zu neuer Renaissance. Heute sind nicht nur alle militärischen Raketen der USA aus Feststoffen sondern es gibt auch kaum einen Raketentyp in der westlichen Welt der nicht Feststofftriebwerke als Booster oder Oberstufe nutzt.
| Zusammensetzung[%] | PBAA | HTPB |
|---|---|---|
| Aluminium | 17 | 16 |
| Ammoniumperchlorat | 70 | 69.6 |
| Kunststoff | 11 | 12.04 |
| Polymerisator | 2.5 | 1.96 |
| Katalysator Eisenoxid | 0.17 | 0.4 |
Der Treibstoff für Feststofftriebwerke selbst ist relativ teuer, dafür sind die Triebwerke als ganzes relativ preiswert
Auch wenn der Laie glaubt, Feststofftriebwerk wäre Feststofftriebwerk gibt es doch
eine Reihe von Konstruktionsunterschieden. Eines haben aber alle gemeinsam: Der Innenraum
des gesamten Antriebs kann als große Brennkammer angesehen werden. An ihn schließt sich eine
konventionelle Düse an. Eine neue Größe, die es nur bei Feststofftriebwerken gibt, ist die
Klemmung. Es ist der Quotient von Abbrandfläche und Düsenhalsfläche:
Klemmung = ABrenn / ADüsenhals
beim Stirnbrenner (der Treibstoff brennt von der Düsenseite hin wie bei einer Zigarette gleichförmig ab) beträgt dieser Quotient etwa 100, bei Innenbrennern 500-1000. Gekoppelt an die Klemmung ist die Brennzeit und der Schub. Je größer die abgebrannte Fläche, desto schneller brennt der Treibstoff ab und desto höher ist der Schub. Abbrandgeschwindigkeiten von bis zu 8 mm/s werden bei Höhenforschungsraketen erreicht. Das ergibt extrem hohe Beschleunigungen von bis zu 20 g. Ein so hoher Schub ist bei einem Flüssigraketentriebwerk nur mit einem unwirtschaftlich großen Triebwerk erreichbar. Sind hohe Beschleunigungen gefordert, so sind Feststofftriebwerke die erste Wahl. Für die Abwehr von Raketen wurden Feststoffraketen entwickelt die nur 1.2 Sekunden lang brennen, aber mit 200 g beschleunigen (ohne den Luftwiderstand hätten diese Raketen also nach 1.2 Sekunden eine Geschwindigkeit von 2400 m/s (Mach 8) erreicht auf einer Strecke von nur 1730 m !)
Damit gibt es die Möglichkeit den zeitlichen Schubverlauf durch die Fläche beim Abbrand zu beeinflussen. Ein Sternförmiger Innenraum ergibt zum Beispiel eine anfangs große Fläche. Sind die Spitzen des Sterns abgebrannt, so sinkt die Fläche und damit der Schub und nähert sich die Verbrennungszone der Wand, so steigt die Fläche wieder an.
Der Stirnbrenner wird heute nicht mehr eingesetzt, denn er hat einen Nachteil: Die Hülle wird der gesamten Brennzeit der Hitze der Verbrennungsgase ausgesetzt. Heute haben alle Konstruktionen einen Hohlraum im Treibstoff, der immer größer wird und erst zum Schluss die Wand erreicht. Die thermische Beanspruchung der Wand ist so geringer. In jedem Falle muss der Behälter aber den Druck der Gase aushalten. Der Verbrennungsdruck liegt daher im allgemeinen niedriger als bei flüssigen Antrieben, bei der nur eine kleine Brennkammer diesen aushalten muss.
Die Düse wird aus hochtemperaturfesten Materialen gefertigt oder mit einer Ablationsschicht (meist Graphit) belegt. Bei der Brennkammer nimmt man eine Abtragung durch die heißen Gase in Kauf und macht die Wandstärke größer als notwendig. Durch den hohen Brennkammerdruck (bei Ariane 5 Boostern z.B. 60 Bar) sind die Boostergehäuse relativ schwer. Dies wird allerdings auch zum Teil ausgeglichen da der feste Treibstoff durch den hohen Aluminiumanteil eine hohe Dichte von bis zu 1.85 g/cm³ hat. Die Gehäuse sind daher im Vergleich zur Gesamtmasse recht kompakt.
Die Techniken zur passiven Kühlung findet man auch bei Antrieben mit flüssigen Treibstoffen. Etwas komplizierter ist die Heißgasablagerung. Neben der Abtragung der Ablationsschicht bei der Düse, kommt es bei HTPB Treibstoffen oft zu Ablagerungen an dem Düsenhals. Ein Verbrennungsprodukt ist Aluminiumoxid, es kondensiert bei 2045 Grad Celsius zum Feststoff aus und dies kann die Düsengeometrie beeinflussen.
Aus praktischen Gründen ist es üblich größere Feststoffraketen aus mehreren Segmenten herzustellen, die dann über Verschlüsse und Dichtungen verbunden werden. Die Segmentgrenzen müssen von Anfang an hohe Temperaturen aushalten und sind daher besonders dick und besonders verstärkt. Bei dem ersten Batch der Ariane 5 Booster waren diese Segmentgrenzen aus überlappenden Ringen 36.1 mm dick, während die restliche Hülle nur 8.2 mm stark ist. Segmente werden einzeln befüllt und dann verbunden. Durch die Anzahl der Segmente kann man relativ einfach die Rakete vergrößern. Da der gesamte Innenraum als Brennkammer fungiert steigt auch der Schub proportional an. Dies tat man z.B. bei der Titan (Titan 3C-E : 5 Segmente, Titan 34D: 5.5 Segmente, Titan 4: 7 Segmente).
Auf die Möglichkeiten der Schubsteuerung gehe ich weiter unten ein.
Im folgenden gehen wir von einem unsegmentierten Feststoffantrieb aus. Dieser besteht aus einer Hülle (der Brennkammer) und der Düse. In der Hülle legt man einen Metallkern hinein, und füllt die Masse mit einem Katalysator zur Polymerisation ein.
Dieses Harz härtet in der Hülle aus und bildet dabei eine gummiartige Masse. Dies dauert einige Zeit, bei den Shuttle Boostern zum Beispiel 8 Tage. Wenn man den Metallkern entfernt so hat man den Verbrennungsraum. Bei den Shuttle Boostern hat dieser einen Durchmesser von 1.80 m bei einem Innendurchmesser von 3.72 m. Das Aushärten kann bei großen Boostern Probleme machen, wenn es lokale Erhitzungen gibt. Dann bleibt ein Teil der Masse zähflüssig. Bei großen Boostern ist es daher üblich nacheinander mehrere Schichten einzubringen.
Durch die Zusammensetzung der Schichten,
aber auch den Wechsel der Form des Metallkerns kann man den Schubverlauf beeinflussen. Dies
braucht man oft bei Startboostern, wenn diese zuerst stark beschleunigen sollen, dann aber, weil
die Rakete durch den Treibstoffverbrauch leichter wird weniger Schub erzeugen sollen. Bei Ariane
5 gibt es die Kombination beider Techniken. Zum einen hat das Kopfsegment einen sternförmigen
Querschnitt. Dadurch brennt es schneller ab. Der Schub ist beim Start hoch und fällte nach 30
Sekunden ab. Außerdem ist die innere Füllung eine schneller abbrennende als die äußere. Dies
erreicht man durch Einbringen eines Inhibitors, einer Substanz welche die Verbrennung herabsetzt.
Man ist aber bestrebt diesen sparsam zu verwenden, da er die Ausströmgeschwindigkeit der Gase und
damit den spezifischen Impuls herabsetzt.
So steigt nach Ausbrennen des Kopfsegmentes der Schub wieder an bis die äußere Schicht erreicht ist um dann nach 90 Sekunden langsam wieder abzufallen. Die Zündung erfolgt durch einen Zünder an der Stirnseite mit einer kleinen Menge Feststofftreibstoff oder einem anderen Mittel dass eine Flamme erzeugt. Bei großen Boostern nimmt dazu eigene Feststofftriebwerke. Eine alternative ist das Besprengen mit einer Flüssigkeit welche mit dem Treibstoff selbstentzündlich reagiert. Die erzeugte Stichflamme setzt den Feststofftreibstoff in Brandt, der in Sekundenbruchteilen den vollen Schub erreicht. Dagegen brauchen flüssig angetriebene Raketen einige Sekunden um den vollen Schub zu erreichen.
Bei flüssigen Treibstoffen kann man den Schub durch die pro Sekunde verbrannte Treibstoffmenge variieren. Dies wird oft als Vorteil angegeben. Doch in der Praxis wird diese Technologie selten angewandt. Eine Variation der Treibstoffmenge bedeutet bei flüssigen Treibstoffen eine Variation des Brennkammerdrucks und damit eine Leistungsabnahme Zudem müssen auch Pumpen und andere Subsysteme der Rakete in ihrer Leistung entsprechend regelbar sein.
Viel wichtiger ist nicht ein beliebig variabler Schub sondern ein vorgegebenes Schubprofil und dies kann man in Grenzen auch bei Feststofftriebwerken erreichen:
Der Schubverlauf eines Feststofftriebwerkes wird von der Abbrandfläche bestimmt. Der Treibstoff brennt von einem Hohlraum in der Mitte zur Wand hin ab. Wenn dieser Hohlraum z.B. sternförmig ist, dann nimmt der Anfangsschub rasch auf einen konstanten Wert ab, wenn die Spitzen des Sternes abgebrannt sind. Weitere Profile wie Schlitze, Wagenrad, Kreisförmig lassen es zu dass der Schub zeitlich in etwa gleich bleibt, abnimmt oder zunimmt.
Weiterhin kann man die Festigkeit der Füllung variieren und über mehrere Füllungen nacheinander verschiedene Schichten aufbringen. Inhibitoren können die Verbrennung herabsetzen. All dies erlaubt es ein gewünschtes Schubprofil zu erreichen.
Im allgemeinen gibt es aber nur sehr wenige Schubprofile die sinnvoll sind. Bei Oberstufen
ist man an einer gleichmäßigen Beschleunigung interessiert. Bei Boostern, die mit oder vor der
ersten Stufe gezündet werden, ist das Profil komplexer. Links ist das Schubprofil der Space
Shuttle Booster SRB angegeben. Es hat folgende Anforderungen zu erfüllen:
Das Schubprofil erfüllt diese Anforderungen. Mehr noch: Es gibt nur eine Handvoll von Triebwerken mit flüssigen Treibstoffen deren Schub variabel ist. Bei fast jedem Feststofftriebwerk ist eine Anpassung des Schubprofils dagegen möglich,
Diese Anforderung gibt es nur bei wenigen Feststofftriebwerken. Im Normalfall lässt man eine Feststoffrakete völlig ausbrennen. Es gibt zwei Situationen in denen ein vorzeitiger Brennschluss wichtig sein kann:
Experimentell hat man die Möglichkeit schon untersucht und gezeigt, dass es geht. In der Praxis wurde es bislang noch nicht eingesetzt. Dazu sprengt man entweder die Düse ab oder in der Spitze Öffnungen frei. Als Folge der viel größeren Oberfläche, durch die Gas austreten kann, sinkt der Druck in der Rakete ab und wie oben geschrieben verlöschen bei den heutigen Treibstoffen die Flammen wenn ein Mindestdruck unterschritten wird.
Bei den Space Shuttle Boostern hat man darauf verzichtet, weil der Orbiter bis 75 Sekunden nach dem Start in einer räumlichen Lage sich befindet in der er keinen aerodynamischen Gleitflug absolvieren kann. Ein Nutzen wäre also nur für die letzten 45 Sekunden des Betriebs gegeben. Ein Fehlverhalten der Feststoffraketen hat die NASA als "Nicht von der Besatzung behebbar" eingestuft.
Bei reinen Feststoffraketen hat man es aus anderen Gründen noch nicht eingesetzt. Die Scout Rakete zeigte, dass man durch Aufstiegsbahn und Zuladung an Treibstoff eine für viele Zwecke hinreichend genaue Bahn erreicht. Andere Raketen wie die Vega oder Pegasus verfügen über eine kleine Stufe mit flüssigen Treibstoffen, welche es erlaubt kleinste Abweichungen zu korrigieren und zudem höhere Bahnen zu erreichen.
Man hat neben dem Sprengen von Öffnungen auch andere Lösungen untersucht um Feststofftriebwerke vorzeitig zu stoppen (Einspritzen von Wasser) oder wiederzuzünden (Einspritzen einer hypergolen Flüssigkeit). Diese Lösungen sind jedoch so aufwendig, dass die Einfachheit und der geringe Preis von Feststoffstufen verloren gehen.
Bei den meisten Feststofftriebwerken ist die Brennzeit nicht kritisch. Viele Satellitenantriebe oder Oberstufen haben Brennzeiten von 30-60 Sekunden währenddessen sie einen sehr hohen Schub erreichen. Im Gegenteil: Ist ein Satellit schon in einem Orbit so werden die Gravitationsverluste durch eine kurze Brennzeit minimiert.
Eine lange Brennzeit ist wichtig für Startbooster und reine Feststoffraketen. Startbooster sollen zwar die Rakete stark beschleunigen um Gravitationsverluste und Luftwiderstandsverluste zu reduzieren. Andererseits sollte die maximale aerodynamische Belastung die typischerweise 60-100 Sekunden nach dem Start in 10-25 km Höhe auftritt, nicht zu hoch sein. Daher ist man an einer langen Brennzeit interessiert. Rekord sind heute 145 Sekunden, gehalten von den Titan 4B Boostern. Bei Innenbrennern ist eine viel längere Brennzeit schwer möglich, weil die Fläche rasch zunimmt.
Weiterhin sinkt der Brennkammerdruck bei langen Brennzeiten. Das erlaubt es zwar die Konstruktion leichter herzustellen, doch die Gefahr des Verlöschens steigt und vor allem neigen solche Antriebe zu ungleichmäßigem Abbrand. Dann können zu Bennschluss noch größere Mengen unverbranntem Treibstoff in der Rakete verbleiben.
Lange Brennzeiten werden heute auch von reinen Feststoffraketen gewünscht. Soll eine Nutzlast mit einer Feststoffrakete in einer höhere kreisförmige Bahn transportiert werden, so muss die Brennzeit relativ lange sein, während der die Rakete aufsteigt. Da man Feststoffraketen nicht wiederzünden kann, nimmt die Nutzlast bei allen reinen Feststoffraketen (Scout, Start-1) recht rasch mit zunehmender Bahnhöhe ab. Dies ist auch ein Grund warum viele Feststoffraketen ein Injektion Modul mit flüssigen Treibstoffen als letzte Stufe einsetzen. Man ist so flexibler. Alternativ kann ein Satellit in einer elliptischen Umlaufbahn augsetzt werden, und diese mit seinem eigenen Antrieb zirkularisieren.
Eine der Merkwürdigkeiten bei Feststofftriebwerken ist, dass ein wichtiger Wert, das Voll- zu Leermasseverhältnis um so schlechter wird, je größer der Antrieb ist. Hier zwei historische Antriebe:
| Titan 3 Booster | FW-4D | |
| Vollmasse | 230850 | 300 |
| Leermasse | 37954 | 25 |
| Voll/Leermasse | 6,08 | 12.0 |
Der große Booster hat ein schlechtes Voll/Leermasseverhältnis, das bei flüssigen Treibstoffen nur kleine Stufen von weniger als 5 t Startmasse aufweisen. Dagegen erreicht die kleine Stufe FW-4D einen Wert den normalerweise nur sehr große Stufen erreichen, die mit flüssigen Treibstoffen arbeiten.
Nun, kleine Triebwerksgehäuse konnte man schon in den sechziger Jahren aus glasfaserverstärktem Kunststoff herstellen. Diese Technologie war für große Triebwerke über einige Tonnen Treibstoffzuladung nicht verfügbar. Die Boostergehäuse bestanden dann aus Stahl. Sehr große Booster wie die Titan Booster waren zudem segmentiert. Die Segmentgrenzen waren besonders verstärkt weil sie von Anfang der Hitze ausgesetzt worden waren. Zudem dürften hier durch die Verbindungen die heißen Gase nicht entweichen.
Das alles machte die Booster schwer. Im Laufe der Zeit hat man die Technologie verbessert. Die Boostergehäuse der Ariane 5 bestehen zwar aus 8.2 mm dickem Stahl (die Tanks der EPC sind nur aus 1.5 mm dickem Aluminium). Durch einen besonderen Kaltwalzprozess gehören sie jedoch zu den leichtgewichtigsten, die man heute aus Stahl fertigt. Bei der Einführung der Ariane 5 ECA wurden zudem bei den Verbindungen von zwei Segmenten die Verbindungen erheblich dünner von 36.1 auf 12 mm.
Diese Möglichkeiten haben zwar den Ariane 5 Boostern ein geringeres Leergewicht verschafft. Doch viel mehr kann man mit neuen Werkstoffen erreichen. Sowohl die Atlas 5 Booster wie auch die erste Stufe der europäischen Trägerrakete Vega bestehen aus kohlefaserverstärkten Verbundwerkstoffen. Damit erreicht man dieselben guten Werte wie bei kleinen Stufen:
| Ariane 5 Booster | Vega erste Stufe | |
| Vollmasse | 284500 | 95796 |
| Leermasse | 38400 | 7431 |
| Voll/Leermasse | 7,43 | 12.89 |
Natürlich sind kohlenfaserverstärkte Kunststoffe um einiges teurer als Stahl, doch der Zugewinn an Nutzlast macht dies wieder wett. Eine der Vorschläge für einen weiteren Ausbau der Ariane ist z.B. die Booster, wie bei der Vega, aus Verbundwerkstoffen herzustellen. Dies erhöht die Nutzlast um 1000 kg für den geostationären Orbit.
Bei den heutigen Treibstoffen ist man bei spezifischen Impulsen von 3031 m/s im Vakuum angekommen, das ist etwa 10 % kleiner als bei mittelenergetischen Treibstoffen wie Kerosin/Sauerstoff oder Hydrazin/NTO. Viel mehr geht nicht mehr mit der derzeitigen Treibstoffmischung. Mit ausfahrbaren Düsen, wie sie z.B. bei einigen modernen Raketentreibwerken wie dem RL-10B oder Vinci eingesetzt werden sollen 3196 m/s bei HTPB erreichbar sein.
Es wären mehr möglich, wenn man andere Oxidatoren und Brennstoffe betrachtet. So ist Beryllium oder Berylliumhydrid ein viel besserer Verbrennungsträger als Aluminium und Lithiumoxid oder Lithiumperoxid ein wesentlich besserer Oxidator als Ammoniumperchlorat. Leider sind beide Substanzen auch reaktiver und vor allem teurer. Beryllium und Lithium mögen bei Oberstufen noch finanzierbar sein, für die Startbooster gilt dies nicht. (Reine Lithium kostet etwa 550 Euro/kg, reines Beryllium 4000 Euro/kg).
Wie schon erwähnt kann man das Schubprofil über die Befüllung steuern. Doch es gibt auch zwei andere Anforderungen an eine Stufe. Zum einen sollte sie stabil ihre Raumlage behalten und zum anderen muss der Schubvektor gesteuert werden können.
Das erste, die stabile Raumlage ist relativ einfach zu bewerkstelligen, wenn man eine Oberstufe betrachtet. Im freien Raum wirken keine äußeren Störmomente auf die Stufe ein. Kein Luftwiderstand versucht die Stufe zu kippen. Die einzigen Störmomente die es gibt stammen vom Antrieb selbst, wenn z.B. der Treibstoff unsymmetrisch abbrennt oder der Abgasstrahl nicht exakt durch den Schwerpunkt läuft. In solchen Fällen reicht es aus die Stufe vor der Zündung in eine schnelle Rotation (100 U/min) zu bringen, entweder durch kleine tangential angebrachte Raketen die bei der Zündung gezündet werden oder durch einen Dralltisch der auf der letzten Stufe angebracht wird.
Die meisten amerikanischen Oberstufen setzten diese Technik ein. Sie erlaubt sehr leichtgewichtige Konstruktionen. Der Drall gleicht viele Fehler aus, weil die Richtung in die ein Fehler wirkt, zyklisch wechselt. Eine Düse die z.B. nicht genau ausgerichtet ist führt zu einem Schubvektor der nicht dem Drallvektor entspricht, aber um diesen kreist. Als Folge gibt es eine korkenzieherartige Bewegung rund um den Drallvektor anstatt eine immer zunehmende Abweichung. Bei steigender Geschwindigkeit wird die Spirale immer enger und die Stufe erreicht mit genügender Genauigkeit die vorgegebene Bahn. Derartige Stufen werden vor der Zündung mit der letzten Stufe korrekt ausgerichtet und haben sonst keine Möglichkeit ihre Bahn zu beeinflussen. Das macht sie sehr einfach und preiswert.
Eine Alternative ist bei Oberstufen wie bei anderen Stufen eine Regelung mit Steuerdüsen. Dazu wird in einem Tank Hydrazin oder Wasserstoffperoxid mitgeführt und in kleinen Steuerdüsen katalytisch zersetzt. Dazu braucht die Stufe eine Lenkung welche Kursabweichungen feststellen kann, d.h. eine Inertialplattform und einen Autopilot. Dies macht die Konstruktion sehr schwer und auch sehr teuer. Die IUS war lange Zeit die einzige Stufe welches dies einsetzte. Sie wird heute nicht mehr eingesetzt.
Bei den ersten Stufen reicht die Korrektur von kleineren Abweichungen nicht. Diese müssen aktiv gesteuert werden, da eine Rakete vertikal startet und in der Höhe in die Horizontale umgelenkt wird. Sind kleinere Booster an einer größeren Zentralstufe befestigt, so reicht es wenn diese die Korrekturen durchführt (Delta 2, Ariane 3). Bei großen Boostern oder reinen Feststoffstufen (Scout, Pegasus, Start, Vega) muss die Feststoffrakete die Richtung selbst regeln können.
Früher spritzte man dazu Wasserstoffperoxid oder Stickstofftetroxid aus einem separaten Tank in die Düse ein. Der Treibstoff von Feststofftriebwerken ist ein sauerstoffarmes Gemisch. Sowohl Wasserstoffperoxid wie auch Stickstofftetroxid sind sauerstoffreiche Verbindungen die beim Einspritzen die Verbrennung forcieren. Als Folge ist der Schub an einer Seite der Düse größer, und die Rakete schwenkt in diese Richtung. Diese Technik wandte man bei den Titan 3 Boostern und den ersten beiden Stufen der Scout an. Sie hat den Nachteil, dass das System sehr aufwendig und bei kleineren Raketen auch sehr schwer ist.
Heute haben größere Booster schwenkbare Düsen. Das Schwenken geschieht hydraulisch/pneumatisch oder elektromechanisch. Pneumatische Regelungen zapfen einen Teil der Verbrennungsabgase ab oder generieren Heißgas durch die katalytische Zersetzung von Hydrazin. Elektromechanische Aktoren wurden bislang vor allem bei kleineren Raketen eingesetzt.
Das Produkt aus spezifischem Impuls und nutzbarer Treibstoffmasse nennt man Gesamtimpuls. Er ist für ein Feststofftriebwerk eine konstante Größe und dies kann ein Problem sein. Nehmen wir an eine Scout soll 100 kg in eine Bahn befördern, in der die normale Nutzlast 150 kg beträgt - wie soll dies gehen ? Bei flüssigen Stufen betankt man die Rakete etwas weniger und schaltet die Triebwerke vorzeitig ab. Dies ist bei Feststofftriebwerken so nicht möglich. Die Befüllung der Triebwerke ist zumeist konstant. Nur Oberstufen haben die Fähigkeit, dass man schon eingetragenen Treibstoff wieder ausbohrt. Doch dies darf nicht zu viel sein, um die Geometrie nicht zu verändern. 10-15 % weniger Treibstoff sind möglich, nicht viel mehr.
Es gibt drei Auswege aus dem Dilemma. Ist es keine reine Feststoffrakete so übernimmt eine oder mehrere Stufen mit flüssigen Treibstoff die Regelung. Sie setzen die Feststoffstufe dann aus, wenn diese eine genau vorher definierte Geschwindigkeit hat. Bei dem Start der Helios Sonden mit Titan 3E Centaur Raketen hatten die Centaur Oberstufen so noch über 2000 kg unverbrauchten Treibstoff den man für Tests der Stufe nutzte.
Verwendet man ein mit flüssigem Treibstoffen angetriebenes Injektion Modul (als letzte Stufe) so kann diese die Feinregelung übernehmen. Dies ist auch für andere Zwecke (höhere Bahnen, siehe oben) eine gute Lösung.
Es gibt heute eine Reihe von Technologien mit denen feste Treibstoffe in vielen Gebieten mit flüssigen Treibstoffen gleichziehen können. Doch leider leidet darunter die Wirtschaftlichkeit. Einfache Feststoffraketen können sehr preiswert sein. Bei der Titan 3C kostete zum Beispiel ein Start 20 Millionen USD, davon entfielen auf die beiden Booster die 3/4 der Startmasse ausmachten nur 6.29 Millionen.
Das Gegenbeispiel ist die IUS : eine aus zwei Stufen bestehende Oberstufenkombination mit Dreiachsenstabilisierung und eigener Steuerung. Sie kostete bei Bestellung schon 10.5 Millionen USD und der Preis kletterte rasch auf über 30 Millionen USD pro Stück.
Versucht man die Feststofftriebwerke da einzusetzen wo es sinnvoll ist, so können sie eine Rakete sehr wirtschaftlich machen: So machen bei einer Titan 4B die Feststoffbooster die 70 % der Startmasse aus, sind aber nur zu 13 % an den Kosten beteiligt. Bei der Ariane 5 sind die Herstellungskosten der Booster so gering, dass sich nicht einmal die Bergung und Wiederverwendung lohnt.
Russland hat anders als Europa und die USA niemals größere Feststoffraketen entwickelt, auch im militärischen Bereich herrschen mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Raketen vor. Soweit wir dies wissen gilt dies auch für China. Ob Feststoffraketen die günstigere Alternative sind liegt daher auch an der Erfahrung die man mit anderen Triebwerken hat. Russland baute zum Beispiel extrem leistungsfähige Triebwerke die mit mittelenergetischen flüssigen Treibstoffen arbeiten.
Heute finden wir Stufen mit festen Treibstoffen in 3 Anwendungsgebieten:
Nicht zu vergessen sind kleinere Feststofftriebwerke die man an vielen Stellen auch bei Stufen mit flüssigen Stufen einsetzt. Durch ihre Fähigkeit auch unter Schwerelosigkeit ohne irgendwelche Vorbedingungen zu zünden und schnell einen hohen Schub zu erbringen, werden Feststofftriebwerke verwendet um:
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