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In diesem Artikel geht es um den Aufbau und die verschiedenen Antriebsmodelle eine Triebwerks für flüssige Treibstoffe. Vom physikalischen Grundprinzip ist ein solches Triebwerk eine sehr einfache Konstruktion welche einfach Treibstoffe verbrennt und die Abgase als Schub benutzt.
Das eigentliche Raketentriebwerk besteht aus vier wesentlichen Teilen: Einem Einspritzsystem (dem Vergaser der Rakete), der Brennkammer (Motor) und einer Düse (Auspuff) sowie einem Zündsystem (Zündkerze). (Natürlich ist ein Raketenantrieb kein Automotor, aber die Funktionen sind in etwa ähnlich). Die Leistung eines Raketentriebwerks ist im Vergleich zu seiner Masse enorm. Sie ist berechenbar nach:
m c²
L = -----
2000
m : Massedurchsatz (kg Treibstoff / Sekunde)
c : Ausströmungsgeschwindigkeit (m/sec)
L : Leistung in KW
Beispiel: Das H-10 Triebwerk der Ariane 4 wiegt mit 140 kg etwa doppelt so viel wie ein Motor für einen Mittelklassewagen. Es verbraucht aber pro Sekunde 14.86 kg Treibstoff und die Ausströmungsgeschwindigkeit beträgt 4375 m/s. So errechnet sich eine Leistung von:
L = 14.86 * 4375² / 2000 = 142214 KW. Die Leistung ist also mehr als 1000 mal größer als bei einem Automotor mit demselben Gewicht. Ein einzelnes F-1 Triebwerk der Saturn 5 erreicht sogar die mehrfache Leistung eines Kernkraftwerks (8750 MW beim Start, 11500 MW im Vakuum).
Ein siebförmiger Einsatz zerstäubt Treibstoff wie Oxidator. Er hat von der Funktion her eine gewisse Ähnlichkeit mit einer Brause in ihrem Duschkopf. Große Mengen an Treibstoff (bis zu mehreren Tonnen pro Sekunde) müssen in kleine Tröpfchen zerstäubt werden und diese Tröpfen müssen sich schnell vermischen Je nah Konstruktion kann es ein gemeinsames oder getrenntes Einspritzsystem für Oxidator und Verbrennungsträger geben.
Die gleichmäßige Verteilung ist wichtig für einen optimalen Wirkungsgrad eines Raketentriebwerks. Idealerweise sollte er die Treibstoffe so fein zerstäuben, dass sie überall gleichmäßig vermischt sind, es also keinen lokalen Überschuss an Oxidator und Brennstoff gibt. Weiterhin sollte der Bereich rund um die Brennkammerwand reich an Verbrennungsträger sein, dadurch sind dort die Temperaturen niedriger und der Oxidator kann keine Oxidationen der Brennkammer hervorrufen. Stand der Technik ist z.B. beim SSME, dem Hauptantrieb des Space Shuttles eine so gute Durchmischung, dass der Verbrennungswirkungsgrad 99.7 % beträgt, also nur 0.3 % des Treibstoffs nicht optimal verbrennt werden, Selbst einfachere ältere Konstruktionen erreichen Wirkungsgrade von über 95 %.
Meist wird der Einsatz mit einer kleinen Menge des Treibstoffes gekühlt. Anstatt einfachen Löchern setzt man daher heute Einspritzsysteme ein, bei denen die Löcher in kleinen Düsen münden. Ein solcher Einspritzkopf kann einige Hundert Löcher haben. Die Größe der Löcher liegt meist im Millimeterbereich. Die größten Löcher hatte der Einspritzkopf des F-1 Triebwerks mit 7.14 mm großen Bohrungen. Ein Einspritzkopf ist sehr hohen Belastungen ausgesetzt: Treibstoffe strömen unter hohem Druck durch ihn, er mündet in die Brennkammer mit ihren hohen Temperaturen. Er besteht aus Edelstahl, Kupfer oder hochtemperaturfesten Aluminiumlegierungen.
Neben dem Einspritzkopf am Brennkammerende gibt es auch die Variation, dass man im oberen Teil der Brennkammer durch seitliche Bohrungen den Treibstoff einspritzt, der bei Nutzung der unteren Reihen nur für den Brennstoff auch als Kühlfilm für die Brennkammer fungieren kann. Diese radiale Einspritzung wurde in Deutschland entwickelt und bei der Ariane 1-4 und OTRAG Rakete eingesetzt. Auch hier gab es beim Zweiten Testflug der Ariane Instabilitäten bei der Verbrennung und man musste die Anzahl der Einspritzlöcher erweitern.
Fehlfunktionen bei der Durchmischung können zu Druckschwankungen führen die als Folge zu Zerstörung des Triebwerkes führen können. Bei der Saturn 5 machte man den Versuch dieses Phänomen theoretisch durch zahlreiche Versuche zu verstehen, begnügte sich aus Zeitmangel jedoch damit eine praktische Lösung zu finden, bei der es keine Instabilitäten gab. Die Versuche einen optimalen Einspritzkopf zu finden zogen sich über 1 Jahr hin. Bei der Entwicklung des F-1 Triebwerks erzeugte man künstlich Instabilitäten. Dabei wurden kurz nach der Zündung gezielt kleine Sprengladungen gezündet, welche die Verbrennung störten. Ein groß angelegtes Forschungsprogramm brachte zwar einige neue Erkenntnisse über die Konzeption von Einspritzköpfen, doch gilt das Design auch heute noch als empirische Wissenschaft.
Die Brennkammer ist ein Behälter, in dem die Verbrennung stattfindet. Damit diese durch die mehrere Tausend Grad heißen Gase nicht sofort schmilzt muss man Maßnahmen ergreifen, dass die Hitze abgeführt oder der Wärmeübergang gemindert wird. Am gebräuchlichsten ist die aktive Kühlung.
Dabei wird die Brennkammer durch den Brennstoff (oder den Oxidator, das ist jedoch eher selten) gekühlt, der durch Rillen an der Außenseite - oder wenn die Brennkammer aus verschweißten Röhren besteht, durch diese fließt. Er erwärmt sich dabei und führt die Verbrennungswärme soweit ab, das die Temperaturen niedrig genug bleiben. Aus Temperaturgründen verwendet man trotzdem Legierungen, die sehr hohe Temperaturen vertragen. Erst nachdem der Brennstoff die Brennkammer umflossen hat, kommt er zum Einspritzkopf. Man nennt dies regenerative Kühlung, weil das Kühlmittel dauernd nachgeliefert wird.
Das Gas kann auch für andere Zwecke benutzt werden. Beim Hauptstromverfahren (siehe unten) treibt es die Turbinen an. Möglich ist es den Oxidator und den Verbrennungsträger zur Kühlung zu nehmen. Welchen man nimmt hängt vom Einzelfall ab:
Eine zweite Möglichkeit zur Kühlung ist die Filmkühlung. Auch hier durchströmt der Verbrennungsträger zuerst die Brennkammer. Er tritt aber durch feine Löcher in diese ein und bildet so einen oxidatorarmen Film vor der Brennkammerwand. Dies hat zwei Vorteile. Die reduktiven Bedingungen verhindern ein Durchbrennen der Brennkammer durch Reaktion mit dem Oxidator. Gleichzeitig ist das Gemisch oxidatorarm (im Benzinerjargon "fett") und besitzt so einer geringere Verbrennungstemperatur.
Regnerativ- und Filmkühlung wurden erstmals bei der deutschen A-4 Rakete im Jahre 1942 eingesetzt.
Eine Variation des Verfahrens ist die Schleierkühlung. Bei dieser fliest in den äußeren Ringen des Einspritzkopfes nur Verbrennungsträger. Das Gemisch ist so an der Brennkammerwand sehr arm an Oxidator und wie ein Schleier umgibt es die Brennkammer und hält so die Verbrennungstemperaturen gering. Als Nachteil wird dieser Treibstoffanteil nur unvollständig verbrannt..
Bei kleinen Raketentriebwerken mit geringem Treibstoffdurchsatz oder kurzen Brennphasen kann man auf eine aktive Kühlung verzichten und belegt die Brennkammer mit einer dicken Schicht einer Substanz die erst bei hohen Temperaturen verdampft wie z.B. Graphit, Wolfram beziehungsweise Molybdän. Dies wird z.B.. bei Satellitentriebwerken eingesetzt. Dies bezeichnet man als ablative Kühlung. Auch das Triebwerk AJ-118 der Delta 2 Oberstufe und das RD-58 des Block D/DM der Proton nutzen eine Ablativkühlung. Bei einer Erststufe will das junge amerikanische Unternehmen SpaceX dies bei ihrer Trägerrakete Falcon einsetzen.
Eine Variante davon ist ein keramischer Überzug oder ein Überzug aus Silikatgewebe wie z.B. Asbest. Es verdampft nicht nur langsam, es hat noch dazu eine sehr geringe Wärmeleitfähigkeit.
Bei kleinen Triebwerken für Satelliten und Oberstufen hat sich auch durchgesetzt ganz auf eine aktive Kühlung zu verzichten und die gesamte Brennkammer aus einem Material zu fertigen das man hoch erhitzen kann wie Niob oder Tantal ohne das es Festigkeit verliert. Je höher die Wärmemenge ist die auf die Wand übergehen kann desto impraktikabler ist dieses Verfahren
Die Brennkammer muss groß genug sein um eine vollständige Verbrennung zu gewährleisten. Ist sie zu klein, so wird ein Teil des Treibstoffs nicht genutzt, ist sie zu groß, dann kommt es zum verstärkten Übergang von Wärme auf die Brennkammer und zu Verlusten durch Turbolenzen. Die Größe ist abhängig vom Schub, dem Brennkammerdruck und dem Treibstoffgemisch. Ideal sind kugelförmige Brennkammern. Sie haben das optimale Verhältnis von Fläche zu Volumen. Doch die Fertigung ist sehr aufwendig. Am gebräuchlichsten sind heute zylinderförmige Brennkammern. Andere Formen wie birnenförmige Brennkammern wurden theoretisch untersucht, befinden sich jedoch nicht im Einsatz.
Bei der Verbrennung von Treibstoffen entstehen hohe Drücke. Ganz einfach dadurch das einige Hundert Kilo Flüssigkeit pro Sekunde in Gase umgewandelt werden. Die Raketenbrennkammer muss nicht diese Drücke aushalten können, sondern das Treibstoffförderungssystem muss den Treibstoff mit einem Druck einspritzen der höher als dieser Brennkammerdruck ist. Je höher der Brennkammerdruck ist desto kompakter ist die Brennkammer und um so kürzer kann die Düse sein für einen bestimmten Düsenmündungsdruck, oder wenn man eine bestimmte Düsenlänge anstrebt, desto niedriger ist der Düsenmündungsdruck und damit ist der spzifische Impuls höher-
Ein Triebwerk ist um so effizienter je höher der Brennkammerdruck ist und je niedriger der Düsenmündungsdruck ist (siehe unten). Man unterteilt Triebwerke daher auch in 3 Klassen:
Niederdrucktriebwerke arbeiten meistens mit Druckgasförderung, aber auch dem Nebenstromverfahren. Mitteldrucktriebwerke arbeiten ausschließlich nach dem Nebenstromverfahren, Hochdrucktriebwerke nur nach dem Hauptstromverfahren.
Die Düse ist sehr wichtig für die optimale Ausnutzung des Treibstoffes. Es gibt verschiedene
mögliche Bauformen, praktisch eingesetzt werden kegelförmige und glockenförmige Düsen. Die
kegelförmigen Düsen sind
einfacher zu fertigen, jedoch länger und damit schwerer als glockenförmige Düsen. Man verwendet sie daher eher bei den
Startstufen, die wegen des Betriebs bei einem Außendruck von 1 Bar keine so langen Düsen einsetzen.
Eine Düse beschleunigt die Gase bei ihrem Austritt aus der Brennkammer, die
Geschwindigkeit, mit der Sie die Düsenmündung erreichen, ist dann die Ausströmgeschwindigkeit die wichtig für den
Schub ist.
Eine möglichst hohe Ausströmgeschwindigkeit erreicht man, wenn der Druck an der Düsenmündung sehr klein und am Ende der Brennkammer, wo die Düse ansetzt, dem Düsenhals sehr groß ist. Eine wichtige Richtgröße ist dabei das Entspannungsverhältnis, das ist das Flächenverhältnis von Düsenhals zu Düsenmündung. Bei den meisten Raketentriebwerken liegt dies bei 10-100, im letzteren Fall ist dabei die Düsenmündung 10 mal breiter als der Hals. Da man eine Düse nicht unendlich groß machen kann, legt man heute viel Wert darauf, schon den Druck zu erhöhen mit dem die Treibstoffe verbrannt werden. Das oben abgebildete Vinci Triebwerk hat mit einem Entspannungsverhältnis von 240 eines der größten.
Das Entspannungsverhältnis (und damit die Größe der Düse) ist bei Oberstufen meist besser, als bei den Triebwerken die am Boden gezündet werden. Da diese gegen die Atmosphäre arbeiten muss bei dem Austritt noch ein Druck von mehr als einem Bar vorhanden sein, sonst kommt es zu einem Stau der Abgase. Daher ist der spezifische Impuls beim Betrieb am Boden immer geringer als im Vakuum. Weiterhin ist eine sehr große Düse, welchen die Energie des Treibstoffs optimal ausnützt natürlich schwerer als eine kurze. Auch daher setzt man sehr große Düsen bevorzugt in Oberstufen ein, da diese mit weniger Schub auskommen als die am Boden gezündeten, die immer mehr Schub aufbringen müssen als die Rakete selbst wiegt. Das Bild rechts zeigt das Vinci Triebwerk der Ariane 5 ESC-B Oberstufe. Es ist der derzeitige Rekordhalter beim spezifischen Impuls (4581 m/s), und man bemerkt wie groß die Düse im Vergleich zum Triebwerk ist. (Vergleichen Sie die Abbildung mit dem Vulcain 2 Triebwerk (oben), das einen spezifischen Impuls von 4248 m/s besitzt). Da es zunehmend problematisch ist sehr große Düsen unterzubringen (der Zwischenstufenadapter wird dann länger und schwerer) verfügen modernste Triebwerke auch über verlängerbare (englisch extendible) Düsen. Dabei wird erst nach Abtrennung von der Unterstufe die Düse ausgefahren wie vorher wie ein äußerer Kegel die innere Düse umgeben hat. Diese verlängerte Düse ist dann im Endbereich nur ablativ oder strahlengekühlt. Diese Düse setzt z.B.. das Triebwerk RL-10B der Delta 3+4 ein. Eine solche Düse war auch für das Vinci Triebwerk geplant.
Natürlich hat das einen Preis: Die Düse wird schwerer. So stieg bei dem Triebwerk RL-10, das in der Centaur Oberstufe verwendet wurde, in 40 Jahren der spezifische Impuls von 4120 auf 4465. Der Schub ebenfalls leicht von 94.2 auf 111.8 kN. Die Masse des Triebwerks stieg aber nicht proportional von 167.24 kg auf 292 kg. Das Schub/Masse Verhältnis sank also von 56.4 auf 38.2. (Quelle Pratt & Whitney). Je höher der spezifische Impuls, denn man aus einem bestimmten Treibstoff gewinnen will ist, desto schwerer wird das Triebwerk.
Auch die Düse muss gekühlt werden, hier finden die gleichen Methoden wie bei der Brennkammer Anwendung. Da die thermische Beanspruchung aber kleiner ist, reicht es aus eine sehr kleine Menge an Treibstoff (zirka 1% der gesamten Treibstoffmenge) zur Kühlung zu verwenden. Üblicherweise besteht die Düse aus hunderten spiralförmig verschweißten Röhrchen durch die der Brennstoff geleitet wird, der dann am Düsenende austritt.
Da die Düse geringeren Belastungen ausgesetzt ist, findet man aber auch hier bei Oberstufentriebwerken sehr oft die ablative Kühlung oder fertigt diese gleich aus hochtemperaturfesten Werkstoffen wie Niob oder Molybdän. Die Ariane 1-4 verwandte in ihren Erststufen die Strahlungskühlung: Die Düsen aus Stahl wurden durch die Abgase rotglühend bis sie genauso viel Wärme abstrahlten wie sie durch die Verbrennungsgase aufnahmen. Der besonders hoch beanspruchte Düsenhals wird mit einer Schicht von Molybdän oder Graphit überzogen, Materialen die erst bei sehr hohen Temperaturen verdampfen. Bei niedrigeren Verbrennungstemperaturen wie in Feststofftriebwerken (wo auch keine Kühlung durch den Treibstoff möglich ist) reicht dies aus.
Heutige Raketentriebwerke arbeiten sehr effizient. Beim Space Shuttle glaubt man 99 % der technisch möglichen Leistung gewonnen zu haben. (Man muss unterscheiden zwischen der Energiemenge die man technisch aus einem Treibstoff gewinnen kann und der Gesamtenergiemenge. Da man z.B. nie vermeiden kann, dass die Triebwerke Energie aufnehmen, man Energie zur Förderung des Treibstoffs braucht etc. wird man nie die gesamte zur Verfügung stehende Energie ausnutzen können. Die folgende Tabelle informiert über den spezifischen Impuls (Ein Maß für die nutzbare Energie) von verschiedenen Triebwerken die alle denselben Treibstoff nämlich Wasserstoff und Sauerstoff nutzen:
| Name | Jahr | spez. Impuls | Verhältnis O:H |
|---|---|---|---|
| RL-10 A1 | 1961-1965 | 4168 | 5.0:1 |
| RL-10 A3 | 1967 | 4355 | 5.0:1 |
| HM 7 | 1979 | 4305 | 5.0:1 |
| HM 7B | 1984 | 4373 | 6:0:1 |
| RL 10 A4 | 1984 | 4404 | 5.5:1 |
| RD-120 | 1987 | 4443 | 6.0:1 |
| RL-10 B2 | 1999 | 4556 | 5.88:1 |
| Vinci | 2006? | 4561 | 5.84:1 |
In 40 Jahren ist also der spezifische Impuls um 9.5 % gestiegen, wobei erkennbar ist, dass der Zugewinn immer geringer wird. Dabei stieg auch das Mischungsverhältnis von 5:0 auf 6.0 an. Das Maximum erreicht man bei einem Mischungsverhältnis von 8:1, doch dann herrscht kein Wasserstoffüberschuss mehr, was den Betrieb erheblich schwerer macht, da man Wasserstoffüberschuss für den Gasgenerator und die Pumpe braucht und ein Wasserstoffüberschuss auch die Brennkammer vor Korrosion schützt. Es ist nicht zu erwarten, dass man mit den derzeit eingesetzten Treibstoffen noch wesentlich mehr Energie nutzen kann. Ich betone dies, weil immer wieder von manchen Publikationen darauf hingewiesen wird, dass die Rakete XY schon seit 20,30 oder 40 Jahren nahezu unverändert eingesetzt wird. Wenn heute Raketen neu konstruiert werden oder einen neuen Antrieb bekommen, so hat dies in der Regel Kostengründe und nicht weil ein neuer Antrieb effizienter wäre.
Die meisten Triebwerke die es heute gibt sind im Schub nicht regelbar. Nach dem Zünden erreichen sie innerhalb von Sekunden ihren Maximalschub und behalten diesen solange bis der Treibstoff zuende geht. Wenn bei manchen Trägern der Schub zur Brennschluss absinken soll, so wird dies oft erreicht indem man einzelne Triebwerke abschaltet. So wurde dies bei der Saturn V in den ersten beiden Stufen und der N-1 gemacht. Dadurch wird die Beschleunigung begrenzt.
Im Schub regelbare Triebwerke wurden vorwiegend für bemannte Missionen entwickelt. Hier gilt es noch mehr als bei unbemannten Missionen die Beschleunigung zu begrenzen (meist unter 3 g. Die meisten Trägerraketen für Satelliten erreichen bis zu 5 g Spitzenbeschleunigung). Es gibt zwei Möglichkeiten den Schub zu regeln.
Die erste (nach Wissen des Autors nur in der S-IVB Stufe der Saturn eingesetzte) Möglichkeit ist es das Mischungsverhältnis von Oxidator und Verbrennungsträger zu variieren. Bei der S-IVB konnte man das Gewichtsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff zwischen 5.5 und 4.5 variieren. Der Schub variierte dabei zwischen 84 und 102 t.
Man bewerkstelligt dies indem man zumeist eine Turbopumpe mit reduzierter Drehzahl betreibt. Die Veränderung der Drehzahl einer Pumpe ist natürlich nur möglich wenn diese von der zweiten Pumpe unabhängig ist. Zumeist benutzt man eine Welle um die Kraft der Turbine auf beide Turbopumpen zu übertragen. Eine zweite Welle ist technisch aufwendig. Die Veränderung des Treibstoffgemisches verändert auch den spezifischen Impuls, also die Treibstoffausbeute. Das mag bei der S-IVB der Grund für diese Lösung gewesen sein, denn bei dem niedrigeren Schub wurde der höchste spezifische Impuls erreicht.
Häufiger und bei vielen Triebwerken (RS-68, SSME, RD-170/171/180) angewandt ist das beide Turbopumpen mit reduzierter Leistung arbeiten. Dadurch sinkt die Förderleistung ab, aber auch der Förderdruck. Da der Brennkammerdruck immer kleiner sein muss sinkt auch dieser ab. Dies ist der größte Nachteil solcher Triebwerke: Ein kleinerer Brennkammerdruck reduziert bei gleichem Außendruck auch die Treibstoffausbeute. Auch hier sinkt der spezifische Impuls ab. Der Verlust ist aber bei Hochdrucktriebwerken sehr klein. Beim Space Shuttle Haupttriebwerk SSME ist der Schub zwischen 65 und 109 % variierbar. Das RD-170/180 ist im Schub von 55-100 % regelbar. Bislang wurde diese Technologie vor allem bei Hochdrucktriebwerken eingesetzt.
Bei druckgeförderten Triebwerken würde normalerweise der Brennkammerdruck und damit auch der Schub alleine durch die Abnahme des Tankdrucks durch die Entleerung sinken. Hier sieht man, dass dies nicht erwünscht ist, weil man dadurch an Leistung verliert. Alle druckgeförderten Triebwerke halten daher den Tankdruck durch externe Druckgasse (Helium) konstant.
Sehr große Unterschiede gibt es in der Treibstoffförderung. Der Treibstoff muss aktiv gefördert werden, darunter versteht man das Pressen in die Brennkammer. Das ist selbst bei kleinen Satellitenantrieben notwendig. Die Schwerkraft oder Beschleunigung beim Betrieb alleine reicht nicht aus um genügend Treibstoff in die Brennkammer zu fördern. Der Grund: Wird der Treibstoff verbrannt, so entsteht aus der Flüssigkeit ein Gas. Das Gas soll die Rakete ja antrieben indem es durch eine Düse beschleunigt wird. Je höher der Druck in der Brennkammer ist, desto besser geht dies (genauso wie aus einem vollen Luftballon schneller das Gas entweicht wie aus einem fast leeren). Der Treibstoff muss aber gegen diesen Brennkammerdruck in die Brennkammer eingespritzt werden. Das bedeutet, in den Treibstoffleitungen muss ein Förderdruck herrschen, der größer als der Druck in der Brennkammer ist.
Und das ist kein geringer Druck:10 bis 245 Bar sind heute üblich. Daher gibt es mehrere Verfahren der Treibstoffförderung
Die
älteste Methode ist die Druckgasförderung: Die Treibstofftanks werden durch
ein inertes Gas unter Druck gesetzt. Das Druckgas selbst stammt aus
Druckgasflaschen mit noch höherem Druck als der Tankdruck. Ein Regelventil
lässt soviel Gas nachströmen, das der Tankdruck konstant bleibt, bis diese
entleert sind.
Das Verfahren ist auch heute noch von praktischer Bedeutung, allerdings weniger bei Raketen, als vielmehr bei Satellitenantrieben. Diese verwenden ausschließlich die Druckgasförderung. Aber auch einige kleinere Oberstufen arbeiten nach diesem verfahren, so die Oberstufe der Delta 2 und die EPS Oberstufe. Der Einsatz ist beschränkt meist auf Oberstufen wegen eines fundamentalen Nachteils: Die Tanks müssen einen Druck aushalten der höher als der Brennkammerdruck ist. Soll der Brennkammerdruck daher nicht sehr klein sein (wobei man Energie verschenkt) so müssen die Tanks sehr hohem Druck ausgesetzt sein. Dadurch werden deren Wände aber sehr massiv und die stufe recht schwer. Die Ideale form eines Tanks um maximalen Druck auszuhalten ist eine Kugel. Ein kugelförmiger Tank ist aber schwer in die schmale Silhouette einer Stufe anpassbar. So gibt es nur die Wahl zylinderförmige Tanks zu verwenden (und dann mit einer sehr hohen Leermasse zu leben) oder sich auf die Oberstufen zu beschränken, die kürzer als die unteren Stufen sind. Bei der EPS Oberstufe hat man z.B. den Treibstoff in 4 Kugeltanks angebracht die kleeblattförmig um das Triebwerk angeordnet sind. Bei der Diamant Erststufe und der Coralie Zweitstufe der Europa wurden ebenfalls durch einen hohen Tankdruck der Treibstoff gefördert. Als Folge hatten diese zylinderförmigen Stufen aber eine fast doppelt so hohe Leermasse wie konventionelle Konstruktionen.
Trotzdem ist der Brenndruck beschränkt: Auch Tanks werden rasch sehr schwer, wenn der Innendruck ansteigt und der Vorrat an Druckgas nimmt dann auch zu (üblicherweise wird Helium unter 300-400 Bar Druck verwendet) und damit steigt auch das Gewicht der massiven Druckgasfalschen an. Die Druckgasförderung beschränkt daher den Brennkammerdruck auf geringe Werte von typischerweise 10-20 Bar (z.B. Aestus Triebwerk: 11 Bar).
Der Vorteil der Druckgasförderung ist eine sehr hohe Zuverlässigkeit. Es gibt kein Gasgenerator/Turbinen/Turbopumpen System. Dadurch ist ein Antrieb mit dieser Technologie auch kostengünstiger zu entwickeln.
Die Druckgasförderung ist ein passives Verfahren: Es gibt keinen Antrieb der den Treibstoff fördert. Alle anderen Verfahren sind aktiv, d.h. der Treibstoff wird durch eine Pumpe in die Brennkammer eingespritzt. Triebwerke mit Pumpenförderung (siehe Artikel über die Bauweise einer Raketenstufe) können unterschiedlich gebaut werden. Man unterscheidet nach den Kreisläufen des Treibstoffs 2 Hauptverfahren und mehrere Unterverfahren. Es gibt in einer Rakete bis zu 3 Treibstoffkreisläufe: Den Strom der Treibstoffe die verbrannt werden, denn des Brennstoffs, der die Düse und Brennkammer kühlt und den Strom der den Gasgenerator antreibt.
Hier nochmals eine Einführung in das System Gasgenerator - Turbine - Turbopumpe, das man in sehr vielen Varianten heute einsetzt.
Damit der Treibstoff in die Brennkammer unter hohem Druck eingespritzt werden kann benötigt man eine Pumpe. Allerdings keine gewöhnliche Pumpe, sondern eine die einen sehr hohen Durchsatz bei einem sehr hohen Förderdruck und bei sehr hoher Zuverlässigkeit aufweist. Dazu muss sie sehr schnell auf die Nennleistung kommen. Diese Turbopumpen haben aber Vorbilder aus dem täglichen Leben: In der ersten Großrakete, der A-4 wurden Turbopumpen eingesetzt, die auf den Pumpen für die Feuerwehr basierten. Auch diese haben diese Anforderungen: Der Förderdruck muss hoch sein (damit man das Wasser weit spritzen kann oder beim Brand im Hochhaus auch noch auf den oberen Geschossen löschen kann), die Förderleistung hoch, die Zuverlässigkeit hoch.
Die Pumpe braucht aber auch eine hohe Leistung für ihre Arbeit. Bei der Ariane 5 fördern z.B. die beiden Pumpen pro Sekunde 300 kg Treibstoff mit einem Druck von 120 Bar. Die Leistung die für solche Pumpen benötigt wird geht in den Bereich von mehreren Megawatt. Die Energieversorgung geschieht daher nicht elektrisch - so viele Batterien könnte eine Rakete nie transportieren, sondern durch eine Gasturbine. Heißes Gas (typisch 300-500 °C heiß) treibt eine Turbine an, die über eine Welle dann die Leistung auf die beiden Turbopumpen überträgt. Wie das heiße Arbeitsgas entsteht, darin unterscheiden sich dann verschiedene Antriebskonzepte. Des weiteren gibt es noch zahlreiche Grundvariationen dieses allgemeinen Konzeptes wie z.B. eine Turbine pro turbopumpe oder eine gemeinsame, eine Antriebswelle oder zwei, einstufig oder mehrstufiger Betrieb (wenn eine Pumpe alleine den Förderdruck nicht aufbringen kann).
Im ältesten Verfahren, dem Nebenstromverfahren sind die Ströme für die Turbine und das Triebwerk getrennt. Im Englischen heißt
dieses Verfahren "Bootstrap Cycle". Der Strom zum Gasgenerator ist von dem für das Triebwerk
getrennt. Ein weiterer Strom für die Kühlung kann getrennt sein, er kann aber auch in das
Triebwerk oder den Strom zum Gasgenerator münden. Daher die deutsche
Bezeichnung "Nebenstromverfahren": Es gibt mehr als einen Treibstoffstrom.
Die allgemeine Beschreibung des Verfahren ist diese: Ein kleiner Teil des Oxidators und des Verbrennungsträgers werden vom Hauptstrom abgezweigt. Sie werden im Gasgenerator verbrennt und erzeugen Gas von 400-700 K Temperatur, welches die Turbine antreibt welche die Leistung für die Förderpumpen liefert. Dieses Gas kann dann für andere Zwecke genutzt werden. Gebräuchlich ist es die Tanks damit unter Druck zu setzen, es zum Antrieb von Korrekturdüsen zu nutzen oder in die Düse einzuleiten um diese zu kühlen. Oft wird es jedoch auch ungenutzt ins Freie geleitet. Bei der Ariane 5 G oder den ersten Atlas Trägerraketen sieht man z.B. ein "Auspuffrohr neben dem Triebwerk wo dieses Gas abgelassen wird. An diese Tatsache erinnert auch die englische Bezeichnung "open loop" oder "open cycle" für das Gasgeneratorverfahren.
Das Vulcain I Triebwerk der Ariane 5 verbraucht pro Sekunde
231.9 kg Treibstoff für das Haupttriebwerk
8.1 kg für den Gasgenerator
1.8 kg für die Düsenkühlung
1.5 kg für Hilfsfunktionen
zirka 5 % des Treibstoffes werden also nicht optimal genutzt und für den Antrieb des Gasgenerators verbraucht.
Triebwerke nach dem Nebenstromverfahren sind einfach zu fertigen, die Technologie ist alt und erprobt. Der wesentlichste Nachteil dieses Verfahrens ist das der benötigte Treibstoff für den Gasgenerator mit steigendem Brennkammerdruck ansteigt. Die Pumpe muss einen Förderdruck erzeugen der mindestens so groß wie der Brennkammerdruck ist. Dazu braucht sie bei ansteigendem Förderdruck mehr Leistung von der Turbine und diese daher mehr Gas vom Gasgenerator. Dieses Gas ist dann verloren für die Verbrennung. Je höher der Brennkammerdruck ist, desto höher ist dieser Anteil. Ab etwa 90 Bar Druck ist es lohnender auf das Hauptstromverfahren umzuschwenken.
Die meisten Raketentriebwerke arbeiten nach diesem Verfahren. Die Art wie das heiße Gas erzeugt wird wurde bei der Beschreibung des Gasgenerators schon aufgezeigt. Es gibt 4 Möglichkeiten heißes Gas zu erzeugen:
HauptstromverfahrenBeim Hauptstromverfahren ist dies anders. Es gibt verschiedene Unterarten, allen gemeinsam ist, dass der gesamte Treibstoff in der Brennkammer verbrannt wird. Ein Teil davon aber vorher als Gas die Turbine antreibt. Es gibt nur einen Treibstoffstrom, daher die Bezeichnung "Hauptstromverfahren". Prägnanter ist der englische Ausdruck "Closed Loop" oder "Closed Cycle"
Der komplette Verbrennungsträger kühlt zuerst die Brennkammer und wird dann mit einem Teil des Oxidators in einem Vorbrenner verbrennt. (Stufe 1) und dieses Gas treibt dann die Turbine an, fördert den restlichen Oxidator und wird mit diesem in die Brennkammer eingespeist (Stufe 2). Daher heißt dieses Verfahren im englischen auch "Staged Combustion". Durch das Gas des Vorbrenners erhöht sich der Brennkammerdruck beträchtlich. Es werden viel größere Gasmengen erzeugt als bei dem Gasgenerator, der nur einige Prozent des Treibstoffs verbrennt. Dadurch wird eine sehr hohe Förderleistung ermöglicht und ein sehr hoher Brennkammerdruck ist möglich. Anders als beim Gasgenerator geht aber das Antriebsgas zur Turbinenförderung aber nicht verloren.
Eingesetzt wird dieses Hauptstromverfahren, zuerst in Russland, später unabhängig davon in Deutschland in den sechziger Jahren entwickelt wurde, bei Space Shuttle, der Zenit, Proton, Atlas V und der japanischen H-2. Der Brennkammerdruck steigt dabei von 70 auf 220 Bar und damit auch der spezifische Impuls. Bei der Zenit betrug er 245 Bar. Der sehr hohe Brennkammerdruck erlaubt es sowohl Düse wie auch Triebwerk sehr kompakt zu fertigen. die Masse sinkt allerdings nicht so strak wie man annehmen möchte, weil der hohe Brennkammerdruck eine massivere Konstruktion der Brennkammer erforderlich macht. Das SSME hat dafür zusätzliche Versteifungselemente zwischen den Kühlrippen.
Das Stages Combustion Verfahren funktioniert mit allen Treibstoffen, so arbeitet das Triebwerk RD-170/171/180 bei der Energija/Zenit und Atlas mit Kerosin/Sauerstoff als Treibstoff. Die meisten modernen russischen Triebwerke setzen diesen Verfahren ein. Es gilt als das leistungsfähigste und eignet sich insbesondere für Erststufentriebwerke sehr gut (da bei diese bei 1 Bar Druck starten müssen, ist die Energieausbeute beschränkt auf den Teil der bis zu einem Düsenmündungsdruck von 1 Bar erreicht wird - je höher der Brennkammerdruck ist, desto mehr ist dieser Anteil.
Die kompakten Brennkammern haben aber noch einen zweiten Vorteil: Bei einer gegebenen Größe der Düsenglocke ist das Expansionsverhältnis, also der nutzbare Anteil der Energie sehr hoch. Beim SSME liegt es z.B. bei 69:1 - ein sehr hoher Wert für ein Erststufentreibwerk.
Dieses Verfahren versucht die Vorteile des Hauptstromverfahrens (keinen Treibstoff für den
Gasgenerator) beizubehalten, jedoch die sehr aufwendige Konstruktion dieser Triebwerke beim Staged Combustion
Verfahren zu
vermeiden. Bei diesem Verfahren benutzt man das bei der Kühlung der Brennkammer entstehende Gas
direkt, um eine Turbine/Turbopumpe anzutreiben. Der gesamte Verbrennungsträger umströmt zuerst die Brennkammer, dabei
wird er verdampft, das entstehende Gas treibt dann die Turbine an. Danach wird er mit dem Oxidator vermischt und
verbrannt.
Man spart also den Gasgenerator ein. In der Praxis ist dies nur möglich wenn der Brennstoff nach dem Kühlen und Entspannung in der Turbopumpe noch gasförmig ist. Man kann dies also z.B. nicht bei Kerosin anwenden, da es bald wieder kondensieren würde. In der Praxis findet man diesen Antrieb daher bei Triebwerken, die mit Wasserstoff arbeiten wie das Triebwerk RL-10 der Centaur oder dem Triebwerk Vinci der Ariane 5 ECB Stufe. Auch nutzbar wären niedrige Kohlenwasserstoffe wie Methan, Ethan oder Propan die bei niedrigen Temperaturen noch gasförmig sind. Als Nebeneffekt kann man das Triebwerk recht einfach wieder zünden. Bei der Centaur wird der gasförmige Wasserstoff, der in den Tanks durch Aufnahme von Wärme alleine entsteht, genutzt um zuerst die Turbine mit niedriger Drehzahl anzutreiben, so dass eine kleine Menge Treibstoff gefördert wird. Der Schub liefert dann mehr Treibstoff und so kommt das Triebwerk schnell auf Vollleistung.
Triebwerke mit diesem Verfahren gelten als sehr zuverlässig, da man eine Komponente einspart, sie sind recht einfach wiederzündbar und ihre Konstruktion ist relativ einfach. So soll das Vinci Triebwerk mit 180 kN Schub nicht mehr kosten als das HM-7B Triebwerk mit 64 kN Schub, welches mit dem klassischen Nebenstromverfahren arbeitet.
Man erreicht dabei keine sehr hohen Brennkammerdrücke wie beim Staged Compustion Chamber Verfahren. Weiterhin hängt natürlich die Fördermenge von dem zur Kühlung der Brennkammer benötigten Treibstoff ab. Da diese Menge mit steigender Brennkammergröße nur im Quadrat steigt, der Schub allerdings proportional zum Volumen in der dritten Potenz, sinkt der Förderdruck rapide bei steigendem Schub ab. Dieses Verfahren eignet sich daher nur für Oberstufentriebwerke mit kleinem bis mittleren Schub. Größeren Schub erhält man dann nur wenn man auf mehrere Brennkammern übergeht, wodurch das Triebwerk natürlich wieder an Komplexität gewinnt und teurer wird. Das Verfahren ist daher beschränkt auf Triebwerke von weniger als rund 300 kN Schub. Die beiden Rekordhalter im spezifischen Impuls - das amerikanische RL-10 B2 und das europäische Vinci Triebwerk arbeiten beide nach diesem Verfahren.
Eine wichtige Sache ist ob ein Triebwerk wiederzündbar ist. Ist diese Forderung nicht gegeben wie z.B. bei der dritten Stufe der Ariane 4, so genügt es wenn man das Triebwerk einmal anlassen kann. Bei dieser Stufe erzeugt z.B. eine Feststoffkartusche die ersten Gase, die den Gasgenerator in Gang setzen und auch die Zündung im Haupttriebwerk erfolgt pyrotechnisch.
Hypergole (sich selbst entzündende) Treibstoffe benötigen keinerlei Zündung und können so im Prinzip beliebig oft gezündet werden. Praktische Probleme können aber auch hier auftreten z.B. ein gleichmäßiger Treibstofffluss bis das Triebwerk auf Touren kommt oder das Problem der Korrosion bei Ventilen. Auch bei Verwendung von sehr kalten Treibstoffen gibt es oft Problemen mit den veränderten Werkstoffeigenschaften nach erstem durchfließen, weshalb man bei der Saturn überzählige Ventile für jede Zündung verwendete.
Die Zündung in der Schwerelosigkeit ist ein weiteres Problem, denn dann formen sich die Treibstoffe zu einer Blase. Man muss also dafür sorgen, dass immer Treibstoff in den Leitungen ist um das Triebwerk zu zünden oder den Gasgenerator / die Turbine zu starten. Es gibt dazu mehrere Arten dies zu bewerkstelligen :
© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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