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Web Log Teil 313: 21.2.2013 - 28.2.2013

21.2.2013: Raumfahrt Entwicklungsland USA?

Ich lese gerade "Space Shuttle Challenger" von Ben Evans. Es ist primär ein Buch über die Astronauten und die 10 Missionen der Challenger, aber es enthält auch einige technische Angaben, die ich ganz interessant finde. Beim lesen bin ich über folgende Sätze von Henry Pohl, ehemaliger Director of engineering and Development über das SSME gestolpert:

"I would say, that we came out with that at the only time when we would have been successful. If we waited another two years before starting development on the shuttle we probably would not been able to do it, because the people who designed the Shuttle main engine were the same who designed previous rocket engines. That group had designed and build seven different rocket engines before they started the Shuttle Development. A lot of them retire and if we waited another two years, those people would have all been gone and we would have had to learn all over again on the engine development."

Nun ist das SMME sicher ein Meisterstück der Technik und vor allem noch verbessert worden, was sich vor allem in der drastischen Reduktion der Probleme niederschlug wie der in der Frühphase des Space Shuttles so häufigen Startverschiebungen und Abbrüche in letzter Sekunde. Aber es war auch für lange Zeit das letzte in den USA entwickelte Triebwerk. Danach kam erst ab 1995 die Entwicklung des RS-68, das zwar schubkräftiger ist aber in allen Performancewerten (Schub/Gewichtsverhältnis, Brennkammerdruck, spezifischer Impuls etc.) deutlich schlechter da steht, ja nicht mal den Wert des vierzig Jahre alten J-2 erreicht.

Als zweite Neuentwicklung gibt es dann noch die Merlintriebwerke die bei insgesamt 45 Einsätzen nun schon drei Triebwerksausfälle hatten, also rund einen pro 15 Exemplare. Selbst ein kleineres Oberstufentriebwerk scheint eine große Herausforderung zu sein. Vor mehr als 10 Jahren wollte man zusammen mit der ESA das RL-60 mit 180-300 kN Schub entwickeln, als Nachfolger des RL-10, das bei den inzwischen viel größeren Oberstufen doch  zu klein ist und seit ebenso langer Zeit steht ein solches Triebwerk im Anforderungskatalog der Air Force für zu entwickelnde Komponenten. Passiert ist nichts. Nun erprobt man sogar das das alte RL-10 für Landungen (Mond etc.) auf Methan umzurüsten und den Throttle Bereich zu erhöhen - anstatt dass man was neues entwickelt.

Die SLS wird gebaut mit SRB Booster (Entwicklungsbeginn: 1973), RS-25 (Entwicklungsbeginn: 1972) und J-2X (Entwicklungsbeginn 1965), eventuell noch mit F-1A ergänzt (Entwicklungsbeginn: 1968). Kürzlich holte man eine alte Turbopumpe aus dem Museum um sie erneut zu testen, und wenn die NASA sucht, findet sie sicher auch noch die 33 Produktionsexemplare des F-1 die nicht geflogen sind.

Das schlimme ist: dort merkt man das gar nicht. Im Gegenteil. Beim J-2X, wie das J-2S heute heißt, ist man stolz darauf die bisher kürzeste Zeit zwischen Entwicklungsbeginn und erstem Test und erstem Test vorweisen zu können. Was die NASA aber nicht sagt ist, das 1969 die Entwicklung nach über 30000 s Testzeit abgeschlossen wurde, es fehlte nur noch die Zertifizierung, die für bemannte Einsätze noch sich anschließt. Für unbemannte Träger wäre das J-2S schon freigegeben. Das J-2X sieht auf dem Datenblatt zwar etwas leistungsfähiger aus und soll eine neue Turbopumpe vom X-33 Demonstrator haben, nur wer wie ich nachschaut stellt fest, das schon das Design eine Schuberhöht auf 1334 kN zuließ, von der die NASA Nun Gebrauch macht und die ursprüngliche Turbopumpe des X-33 die des J-2S ist, die dann weiterentwickelt wurde. Dass einzig neue ist eine ungekühlte Verlängerung der Expansionsdüse, im Prinzip ein dort angeschweißtes Metallstück.

Kurzum: mit der Triebwerksentwicklung sieht es mau aus. Natürlich ist das kein Selbstzweck. Triebwerke sollte man nur entwickeln, wenn man einen Bedarf hat. Doch den sehe ich gegeben. Atlas V und Antares haben beide rund 3200-3800 kN Schub beim, Start. Ein US-Triebwerk für beide würde die Abhängigkeit von zwei russischen Triebwerken beseitigen und man käme dann auch auf Stückzahlen die in der Produktion lukrativ sind. Dasselbe Triebwerk könnte jeweils viermal in Boostern der SLS eingesetzt werden. (oder man nimmt vier kleinere anstatt zwei größere Booster). Für die SLS, für die es keinen Bedarf gibt und bei der man noch nicht weis ob sie jemals kommt sieht es anders aus, da kann man ruhig die schon vorhandenen SSME und J-2S nehmen, zumal beide ja auch keine schlechten Triebwerke sind. Nur braucht man für Antares und Atlas eher ein LOX/Kerosin Triebwerk.

Alle Oberstufen haben kräftig an Gewicht zugelegt und für größere Stufen, aber auch größere LEO-Nutzlasten braucht man etwas schubstärkeres als das RL-10. Hier wäre ein Triebwerk mit 250-300 kN Schub sinnvoll, was dann bis zu 50 t schwere Stufen antrieben könnte. Mit Delta IV und Atlas V die derzeit noch zwei unterschiedliche RL-10 Varianten einsetzen gäbe es auch hier genügend Einsatzmöglichkeiten. Dass würde auch eine schöne Oberstufe für das SLS für Hochenergiemissionen abgeben.

Als Obama Constellation einstellte versprach er als "Trostpflaster" die Aufnahme von Triebwerksentwicklungen für Schwerlastraketen. Ich habe das damals kritisiert, weil es unnötig ist (wenn ich eine Schwerlastrakete baue, dann brauche ich Triebwerke und wenn nicht, dann sind sie überflüssig). Das wurde ja zugunsten von "Constellation 2.0" also Resteverwertung eingestellt. Er hätte eine neue Initiative für Triebwerke für die Raketen die man heute hat starten sollen, das wäre sinnvoller gewesen.

Die Anregung zu dem Thema habe ich von der Arbeit am US-Trägerlexikon, die ich jetzt, zumindest vom Sammeln der Fakten her fast abgeschlossen habe. Das Space Shuttle fehlt noch, aber da finde ich nichts oder zu viel. Konkret: ich finde tausende Dokumente zu kleinen Spezialthemen, aber keine aktuelle Übersicht des Gesamten vor allem mit vielen Zahlen, sondern wie heute nur üblich "Fun facts". Aber das ich ja ein Raketenlexikon und kein Lexikon über bemannte Räumschiffe schreibe, Das war auch der Grund warum ich in letzter Zeit keine Blogs mehr geschrieben habe, denn das will ich bis zum Wochenende abschließen. Dann gehe ich noch einmal durch und dann wird veröffentlicht. Mit Korrekturlesen wäre zwar besser, aber ich bin inzwischen bei 1,363 Millionen Zeichen, 140% mehr als bei der ersten Ausgabe und da ich Erfahrungswerte von den letzten Büchern habe, kann ich dann mit Korrekturzeiten von eineinhalb Jahren pro Korrektor rechnen. die dann noch enthaltenen Rechtschreibfehler haben auch den Vorteil, dass man sofort erkennen kann, wenn einer vom Buch abschreibt. Das US-Trägerraketenlexikon wird dann das letzte Raumfahrtbuch sein, zumindest für dieses Jahr, falls sich die Verkäufe bessern fange ich vielleicht noch mal was an, ansonsten wars das.

Danach wäre das Buch über Ernährungsfragen dran, dass ich mal angefangen aber dann wegen der Fertigstellung der anderen Bücher gestoppt habe, falls ihr also noch Fragen habt, nichts wir her damit. Erfreulich läuft derzeit eigentlich nur ein Buch, das ist die aktualisierte und verkürzte Ausgabe von Was ist drin, nur beschränkt auf Zusatzstoffe. der Diätratgeber läuft eher schleppend, aber vielleicht startet ja noch durch, auch die Zusatzstoffe haben einen guten Monat gebraucht bis es los ging.

26.2.2013: Vom Falken zum Suppenhuhn

Die NASA hat vor wenigen Tagen den Abschluss eines Kontrakts mit ULA bekannt gegeben: Eine Delta 2 wird 2016 den Satelliten ICESat-2 starten. Die Nachricht wäre nicht der Rede wert, wenn da nicht ein kleines Details wäre: Die Rakete wird seit 2009 nicht mehr produziert. Boeing hat noch fünf Exemplare die man wohl zu viel produziert hat und innerhalb von acht Monaten hat die NASA davon vier Stück gekauft.

Die Frage ist: warum kauft die NASA nicht die Falcon 9, das ist doch ein soooo billiges Modell? Nun ja, zwei Starts sollen 2014 erfolgen, da kann man argumentieren, dass die Falcon 9 vielleicht noch etwas zu jung für die NASA ist. Doch die beiden anderen Starts sind erst 2016 (so auch der von ICESat). Da könnte man mit einer Bestellung sicher bis 2014 warten und bis dahin müsste SpaceX ja wohl weitere Starts absolviert haben (nach ihrem Launch Manifest sollen es ja sieben dieses Jahr sein. (Pikanterweise ist nach dem Launch Manifest der zweite Versorgungsflug zur ISS ja schon 2012 erfolgt....). Wie viel Vertrauen muss man in einen Träger haben, der seit 2010 im Einsatz ist, wenn man anstatt dem lieber eine nicht mehr hergestellte Rakete ordert, die dadurch ziemlich teuer wird.

Das leitet über zum Preis. Für diesen Delta II Start werden 96,6 Millionen Dollar genannt. Das ist teuer, aber der letzte veröffentlichte Startpreis der USAF für das DSCO auf einer Falcon 9 ist mit 97 Millionen Dollar sogar noch höher. Natürlich stehen auf der Homepage andere Zahlen, aber wie schon gesagt, nach der hat der Flug der in wenigen Tagen stattfinden soll, ja auch schon stattgefunden. Das mit der Wirklichkeit leicht überprüfbare Launchmanifest kündigt ja seit Jahren Starts an, die nie in diesem Jahr erfolgen. Fast alles andere ist nicht nachprüfbar. Allerdings ist bisher noch kein Start einer Falcon 1 oder 9 im Auftrag der USAF oder NASA zu dem Preis erfolgt, der auf der Homepage steht.  Zurück zum Launchmanifest und seiner Aktualität: So wird (mit etwas Glück) dieses Jahr ein Satellit von MDA starten, der 2006 noch für 2008 angekündigt wurde. Hmmm, wenn ich über diese Worte nachdenke fällt mir gerade noch ein zweiter Grund ein, warum die NASA nicht diesen Träger gewählt hat.,,,

Kleine Notiz am Rande - bei allen bisherigen Startkontrakten mit USAF und NASA findet man auf den SpaceX Seiten keine Angabe der Summe, wohl aber in den Nachrichtenagenturen. Es könnte ja sein, dass jemand den kleinen Unterschied von 29-70% zu den dort veröffentlichen Preisen bemerkt....

Ach man könnte so viel schreiben. Da haben wir doch das Konzept der Wiederverwendung, nun sogar mit hübschen Filmchen in denen die Stufen wieder zum Startplatz zurückfliegen. Dann erfährt man von der NASA und nur indirekt, denn sie dürfen als "Kunde" ja nicht veröffentlichen, was sie wissen, dass der Triebwerksausfall beim letzten Flug auf "zu intensives Testen" zurückzuführen ist. Hmmm zu intensives Testen. Also wenn ich die Lebensdauer des Triebwerks kenne sollte ich vielleicht sie nicht bis an diese betreiben. Wenn ich sie nicht kenne oder damit rechne, dass mir das Triebwerk bald um die Ohren fliegt, dann sollte ich wohl besser nur wenig testen. Daher tippe ich auf letztes. Vor allem ist das dumm, wenn man die Triebwerke wiederverwenden will, dann fliegen sie mir eben beim nächsten Start um die Ohren (oh Entschuldigung, die abfallenden Bruchstücke waren ja nur "aerodynamische Verkleidung" - dumm nur wenn die nur bei dem "abgeschalteten" Triebwerk wegfliegen....)

Auch sonst hört man ja nicht so viel Gutes von SpaceX: Die Arbeiter sollen dort bis zu 14 Stunden am Tag arbeiten, natürlich alle ganz begeistert und freiwillig, Ja das glaube ich auch sofort, wenn die Nachricht aus einem Land kommt, in dem Gewerkschaften als kommunistisches Teufelszeug gelten, die Arbeitslosigkeit hoch ist und so was wie unbefristete Arbeitsverträge und Kündigungsschutz nicht gibt.

Na ja in wenigen Tagen kann ich ja meine Wette einlösen, denn da startet die letzte Falcon "v1.0" auf die ich meine schon vor mehr als vier Jahre publizierte Wette bezog. Die nächste Generation wurde ja erst vor zwei Jahren angekündigt. Ich werde dann gleich eine neue, kürzer angelegte Wette präsentieren. Mein Tipp: benennt die Rakete in "Boiling Hen" um.....

27.2.2013: Wette gewonnen!

So nun kann ich nach mehr als 4 Jahren endlich meine Wette einlösen. Die meisten von euch waren ja zu dem Zeitpunkt noch nicht Blogdauergäste, aber schon vor mehr als 4 Jahren habe ich gewettet, dass ich die Nutzlast einer Falcon 9 besser berechnen kann als die Firma selbst: Hier der Originallink.

Zu diesem Zeitpunkt, wir schrieben den 4.10.2008 gabs das erst 2011 angekündigte "V1.1" Modell noch nicht, und SpaceX machte noch höhere Angaben als einige Jahre später für die Falcon 9 (die LEO Nutzlast damals z.B. mit 12.500 kg beziffert, während die letzte "v1,0" Angabe dann noch 10.450 kg waren.

Am Freitag startet die letzte "v10", also die Version die in der Entwicklung war als ich den Artikel schrieb. Damit kann man Bilanz ziehen. Die letzte wird am meisten Fracht zur ISS bringen: 1.200 amerikanische Pfund das sind 545 kg. Unsicher ist was das Gefährt selbst wiegt. Es gibt drei Ressourcen mit unterschiedlichen Angaben: Von 2008 dieses von SpaceX: 4.200 kg Trocken, 2010 in dieser SpaceX Präsentation dann 4.900 kg trocken (mit 20% Reserve, also 4084 kg ohne) und 1.230 kg Manövriertreibstoff und 2007 waren noch von 4540 kg Gesamtstartmasse mit Treibstoff die Rede. Im Laufe der Jahre wurde es also immer schwerer.

Aber ich bin mal nicht so: nehmen wir die größte Masse mit 20% Reserve und vollgetankt (die Treibstoffangabe dürfte sich mit ziemlicher Sicherheit auf ein mit viel Fracht beladenes Raumschiff beziehen, denn vergleicht man dies bei der Startpasse mit den Vorräten von ATV (1.8 t bei 21 t Startgewicht) und HTV (1,5 t bei 16,5 t Startgewicht) so ist das ziemlich viel).

egal, zusammen sind's dann 1.20 kg + 4.900 kg + 545 kg Startmasse = 6.625 kg Nutzlast für die Falcon 9

Auch zu berücksichtigen ist, dass wir bisher von LEO Nutzlasten reden, die natürlich in den erngieärmsten Orbit gehen. Gemäß Falcon 9 User Guide macht der Unterschied zwischen LEO und ISS Bahn bei der Falcon 9 6,04% aus (10.454 zu 9.823 kg), um das muss ich meine Vorhersage natürlich auch korrigieren. Ich prophezeite 8200 kg in LWO, um die 6,04 % bereinigt sind das 7638 kg und die SpaceX Angabe war damals 12.500 kg, dass sind um 6,0$% für die ISS Bahn bereinigt dann 11.745 kg also so siehts aus:

SpaceX angekündigt 11645 kg
SpaceX erreicht 6625 kg
Bernd geschätzt 7638 kg

Ich habe gewettet dass meine Nutzlast näher an der erreichten dran ist, und ich denke ich habe gewonnen. Ich kam auf 1000 kg ran, SpaceX liegt 5000 kg darüber. Über die GTO Wette brauch ich nicht viel zu sagen, denn wenn mein Wert bei LEO weitgehend stimmt, dann ist auch klar, dass die GTO Nutzlast bei nur zwei Stufen und hoher Leermasse der zweiten Stufe minimal ist, wie sich ja auch schon bei meine Zahlen zeigte. Die Physik kann man nun mal nicht täuschen....

Nun fragt sich der eine oder andere: "Wie macht der Bernd dass?" erinnern wir uns, es war 2008, außer Startmasse und Nutzlast war nichts von der Rakete bekannt. Nun es ist so simpel einfach, dass ich mich fast schäme zu sagen wie es geht. Ich habe die bekannten Daten der Falcon 1, die auch im Users Guide nachlesbar waren genommen und habe deren Endgeschwindigkeit mit der maximalen Nutzlast berechnet. Diese ist natürlich wegen der Verluste höher als die tatsächlich erreichte. Die Differenz merkte ich mir. Dann habe ich Stufenmassen anhand von existierenden Raketen derselben Bauart (Zenit, Sojus) abgeschätzt genauso wie Trockenmasse, der spezifische Impuls des Bodentriebwerks war bekannt, der vom Oberstufentriebwerk damals noch nicht, sodass ich ihn etwas höher angesetzt habe und dann errechnete ich welche Nutzlast dieser Träger auf dieselbe Geschwindigkeit wie die Falcon 1 bringt und hatte so die LEO Nutzlast. Addiert man 2428 m/s hinzu so ist man bei GTO. Würde die Falcon 9 in der derzeitigen Form tatsächlich die 4,5 t in GTO transportieren, dann würden sie wohl auch ihre schon erhaltenen Aufträge erfüllen, denn nichts zählt so wie ein erfolgreicher Start.

Mit Schätzen kommt man also auf genauere Werte als SpaceX selbst. Verwundert? Nein, ich war mir sicher dass ich nicht verlieren konnte. Um auf diese extrem hohe Nutzlast (12,5 t bei damals 333,4 t Startmasse) zu kommen hätte SpaceX einen höheren spezifischen Impuls als russische Hochdrucktriebwerke im geschlossenen Kreislauf erzielen müssen und gleichzeitig eine extrem niedrige Trockenmasse aufweisen müssen und das obwohl sie ja neun Triebwerke nehmen die eher schwerer als ein großes sind. Es war bei realistischer Einschätzung, dass auch SpaceX nur mit Wasser kocht nicht möglich diese Nutzlast zu erreichen. (Die Zenit mit Hochrucktriebwerken und 444 t Startmasse kommt nur auf etwas höhere 13,74 t).

Allerdings sind die 6,6 t auch etwas niedrig, vor allem wenn die Dragon bestimmt keine 1,23 t Treibstoff braucht (ich tippe auf 600 kg). Die Nutzlast ist deswegen so gering, weil sie nicht der limitierende Faktor ist. Die ESA hat ihre ATV "upgraded" für mehr Fracht. Der Grund ist sehr einfach. Als man sie plante ging man von einer dichte von 500 kg/m³ aus, sie liegt tatsächlich bei den Transporten aber bei 240 kg/m³. Das ATV hat immer 23,5 m³ Volumen die bei dem letzten "Eddi" ziemlich voll geladen waren, trotzdem transportierte er nur 2261 kg Fracht. Wie soll dann die Dragon in 6,8 m³ Volumen 3000 kg transportieren?. Die NASA wird sicher nicht nur schwere Fracht in die Dragon einladen. Basierend auf den ATV Daten kommt man so auf 654 kg Fracht. So weit ist man mit 545 kg davon nicht weg,

Das leitet über zur nächsten Frage von Fabian: Wie will SpaceX die Fracht hochbekommen? Nun sie hoffen wohl auf den Transport von Fracht im Trunk. Diese Fracht ohne Druckausgleich wird dann an der Station außen angebracht. Das sind typischerweise Ersatzteile, die wegen ihrer wichtigen Bedeutung aber von den Shuttles bei den letzten Missionen zur Station gebracht wurden und daher braucht man erst in indigen Jahren mehr davon. Es wäre interessant die genauen Bedingungen des CRS-Kontrakts zu erfahren. Es steht ja immer was von "12 Flügen und 20 t". Was passiert wenn es nach 12 Flügen erst 10 t sind ? Orbital hat mit der Cygnus mehr Frachtraum hier die besseren Karten ihren Kontrakt in den acht Flügen auch zu erfüllen. SpaceX hat eben am Bedarf vorbeigeplant. Die Dragon wurde ja vor COTS und vor CRS entworfen. Mag sein, dass sie Chancen bei CCDev damit haben, aber für einen Frachter ist ein Konusform keine gute Lösung, alle Anderen Frachter sind nicht ohne Grund zylinderförmig.

So ist die Firma eben noch drauf angewiesen, dass ihr CEO Stimmung für sie macht, die Arbeiter 14 Stunden pro Tag arbeiten, damit der nun schon zwei Jahre lang aufgeschobene Börsengang sich auch lohnt, den darum geht es in meinen Augen. Immerhin ist die Firma ja lernfähig - damit keiner mehr die Brenndauern mit dem Presskit überprüft, wenn mal wieder ein Triebwerk ausfällt, hat man sie nun nur noch auf eine Minute genau angegeben.....

28.2.2013: Redoxreaktionen bei Raketen

Ich wurde in einer Mail gefragt ob ich noch mehr zu Redoxreaktionen bei Raketen wüsste und das brachte mich auf den heutigen Blogeintrag. Zuerst einmal: was sind Redoxreaktionen? Eine Redoxreaktion ist eine Reaktion bei der ein Stoff oxidiert und der andere reduziert wird. Die meisten chemischen Reaktionen bei denen Energie frei wird sind Redoxreaktionen, so Verbrennungen egal ob mit Feuer oder beim Nährstoffabbau ("Kalorien verbrennen"). Raketen sind natürlich ein gutes Beispiel, hier spricht man schon bei den Komponenten des "Treibstoffs" von "Oxidatior" und "Verbrennungsträger", wobei man im chemischen Sinne, letztes auch als Reduktionsmittel ansehen kann.

Man kann die Redoxreaktion in zwei Teilvorgänge aufteilen, eine in der ein Stoff Elektronen abgibt (Oxydation) und eine in der ein anderer Stoff Elektronen aufnimmt (Reduktion). In reiner Form findet man dass bei der Oxidation von Metallen (Rostbildung, Anlaufen von Silber) wo ein Stoff seine Elektronen ganz abgibt und der andere Aufnimmt. Bei Reaktionen unter Nichtmetallen ist es im chemischen Sinn eher so zu verstehen, dass die Elektronen geteilt werden und die Bindung so gelagert ist, dass die Elektronen im Mittel mehr bei dem einen Partner als dem anderen sind.

Doch auch hier hat man sich angewöhnt das absolut zu sehen und hat dafür ein System eingeführt, dass man Oxidationszahlen nennt. Die Oxidationszahlen geben an ob ein Stoff reduziert oder oxidiert wurde. Steigen sie, so wurde er oxidiert, sinken sie, wird er reduziert. Das System ist relativ einfach. Es gibt einige Regeln die man auf der Wikipedia nachlesen kann.

Würde man die Elemente in stöchiometrischen Verhältnissen verbrennen, also eine vollständige Stoffumsetzung so wäre es relativ einfach. Für LOX + LH2 gilt z.B:

2 H2 + O2 → 2 H2O

Der Wasserstoff ändert seine Oxidationszahl von 0 auf +1, er wird also oxidiert, der Sauerstoff seine Oxidationszahl von 0 auf -2, er wird also reduziert.

Nun wird aber immer ein Stoff im Überschuss verbrannt, meistens das Reduktionsmittel, da man es zum einen für Hilfszwecke braucht (Brennkammerkühlung, Antrieb des Gasgenerators) zum andern so eine Oxidation der Brennkammer verhindert werden kann und zum dritten es oftmals günstiger ist wenn die Abgase keine zu hohe Molekularmasse haben, was der Fall ist wenn die Umsetzung nicht vollständig erfolgt.

Bei LOX/LH2 ist z.B. ein gängiges Verhältnis 6:1 anstatt dem stöchiometrischen 8:1. Bei stöchiometrischer Umsetzung erhält man nur Wasser, das hat Atommasse 18. Bei 6:1 erhält man 96,4% Wasser und 3,6% Wasserstoff. Das senkt aber die Atommasse von 18 auf 14, da Wasserstoff eine neunmal niedrigere Atommasse hat. Die Molekülzahl ist sogar um 33% angestiegen. Die Reaktionsenergie verteilt sich zwar auf mehr Moleküle, doch aufgrund der allgemeinen Gasgesetze nimmt so die Ausströmgeschwindigkeit nur wenig ab.

Der hohe spezifische Impuls von Beryllium verbrannt mit Wasserstoff und Sauerstoff beruht z.b. nur darauf, dass Beryllium weitgehend quantitativ zu Berylliumoxid verbrennt, dieses als Salz leicht ausfällt und die Energie auf den ungebrannten Wasserstoff überträgt, der dann mit hoher Geschwindigkeit, da kleine Molekülmasse die Düse verlässt.

Interessanter sidn Reaktionen von Elementen die mehrere Oxidationsstufen haben. Das ist beim Wasserstoff und Sauerstoff nicht der Fall. Der Sauerstoff ist immer zweiwertig, der Wassertoss Einwertig. Verbindungen wie OH sind daher radikalischen Charakters und instabil, wie auch die Ausgabe von FCEA2 zeigt:


*H 0.03893 0.03242 0.00000
HO2 0.00003 0.00002 0.00000
*H2 0.24869 0.24557 0.24402
H2O 0.65551 0.67825 0.75598
H2O2 0.00001 0.00000 0.00000
*O 0.00413 0.00277 0.00000
*OH 0.04849 0.03800 0.00000
*O2 0.00421 0.00298 0.00000

Die drei Spalten sind in der Brennkammer, am Düsenhals und an der Düsenmündung (Entspannungsverhältnis 100, Brennkammerdruck 40 bar). Es wird also praktisch nur H2O und H2 an der Düse abgegeben.

Verbrennt man dagegen Kerosin, ein Gemisch von Kohlenwasserstoffen mit Sauerstoff, so ändert sich das Bild. Kohlenstoff hat zwei stabile Oxidationsstufen: +2 und +4. Neben Kohlendioxid entsteht auch Kohlenmonoxid, beim häufig eingesetzten Verhältnis von 1,6 zu 1 z.B.

 *CO 0.31693 0.31105 0.23148
*CO2 0.14644 0.15901 0.27484
COOH 0.00001 0.00001 0.00000
*H 0.03286 0.02882 0.00003
HCO 0.00002 0.00001 0.00000
HO2 0.00009 0.00005 0.00000
*H2 0.08233 0.08040 0.12485
H2O 0.31997 0.33515 0.36880
H2O2 0.00001 0.00001 0.00000
*O 0.01419 0.01105 0.00000
*OH 0.06603 0.05664 0.00000
*O2 0.02112 0.01779 0.00000

Es entsteht fast gleichviel Kohlenmonoxd wie Kohlendioxid, daneben noch unverbrannter Wasserstoff und Wasser. Wie bei der Verbrennung von LOX/LH2 senkt dieser die Atommasse und sorgt für eine höhere Ausströmgeschwindigkeit.

Stickstoff hat noch mehr Möglichkeiten. Stabile Oxidationsstufen sind hier -3,0,+3,+5, wobei man mit Stickoxiden die etwas ungewöhnlichen Oxidationsstufen +2 und +4 findet, hier lässt der Sauerstoff keine andere Wahl. Verbrennt man Aerozin-50 (40% Hydrazin, 50% UDMH) mit Stickstofftetroxyd im Verhältnis 1.6:1 zu bekommt man folgendes Ergebnis:

 CH4 0.00000 0.00000 0.00047
*CO 0.13923 0.13789 0.02902
*CO2 0.03413 0.03653 0.14642
*H 0.01397 0.00866 0.00000
HCO 0.00001 0.00000 0.00000
*H2 0.17372 0.17570 0.28616
H2O 0.32357 0.32976 0.22964
NH3 0.00001 0.00001 0.00001
*NO 0.00132 0.00056 0.00000
*N2 0.30319 0.30542 0.30829
*O 0.00045 0.00015 0.00000
*OH 0.01005 0.00520 0.00000
*O2 0.00033 0.00011 0.00000

Der Kohlenstoff und Wasserstoff wird fast vollständig oxidiert, nur wenig Kohlenmonoxid entsteht. Beim Stickstoff ist der elementare Stickstoff so stabil, das er fast ausschließlich entsteht, der ganze Sauerstoff also mit dem Kohlenstoff und Wasserstoff reagiert. Doch es gibt auch einige Überraschungen. So entstehen kleine Mengen an Methan und Ammoniak, obwohl noch nicht das ganze Kohlenmonoxid umgesetzt wurde. Diese wasserstoffreichen Moleküle sind energiereich, würden sich also selbst als Treibstoff eignen. Der Anteil an Methan nimmt sogar mit steigendem Expansionsverhältnis zu. Der Grund ist relativ einfach: Der Sauerstoff ist verbraucht und nun reagiert der Wasserstoff mit dem Kohlenmonoxid und bildet dabei ein bisschen Methan.

Noch etwas komplizierter wird es bei dem festen Treibstoffen, hier eine Mischung von 14% HTPB, 19% Aluminium und 67% Ammoniumperchlorat:

*AL 0.00015 0.00007 0.00000
ALCL 0.00920 0.00612 0.00000
ALCL2 0.00064 0.00042 0.00000
ALCL3 0.00026 0.00023 0.00000
ALH 0.00005 0.00002 0.00000
ALHCL 0.00003 0.00002 0.00000
ALHCL2 0.00007 0.00005 0.00000
*ALO 0.00009 0.00003 0.00000
ALOCL 0.00025 0.00015 0.00000
ALOH 0.00408 0.00224 0.00000
ALOHCL 0.00050 0.00026 0.00000
ALOHCL2 0.00071 0.00051 0.00000
AL(OH)2 0.00008 0.00003 0.00000
AL(OH)2CL 0.00013 0.00007 0.00000
AL(OH)3 0.00002 0.00001 0.00000
AL2O 0.00010 0.00003 0.00000
AL2O2 0.00001 0.00000 0.00000
*CO 0.23894 0.24006 0.23306
*CO2 0.00473 0.00443 0.01439
*CL 0.00543 0.00441 0.00000
CL2 0.00001 0.00001 0.00000
*H 0.02638 0.02062 0.00000
HCN 0.00002 0.00001 0.00000
HCO 0.00002 0.00001 0.00000
HCL 0.11796 0.12393 0.13927
*H2 0.38300 0.39160 0.42299
H2O 0.05901 0.05366 0.03337
NH3 0.00002 0.00001 0.00000
*NO 0.00008 0.00004 0.00000
*N2 0.06852 0.06877 0.06963
*O 0.00006 0.00003 0.00000
*OH 0.00168 0.00103 0.00000
AL2O3(a) 0.00000 0.00000 0.08729
AL2O3(L) 0.07772 0.08110 0.00000

Wir finden fast kein Kohlendioxid, dafür viel Kohlenmonoxid, weil das Aluminium noch ein stärkeres Reduktionsmittel ist. Das Chlor reagiert fast ausschließlich zu Salzsäure, erstaunlicherweise finden wir sehr viel ungebrannten Wasserstoff. dass liegt daran dass diese Mischung weit vom stöchiometrischen Verhältnis entfernt ist, das bei 6,8% Binder, 6,6% Aluminium und 86,6% Ammoniumperchlorat liegt - es fehlt an Sauerstoff. Dieser reagiert fast ausschließlich mit dem Aluminium und oxidiert nur teilweise den Kohlenstoff, der dann Wasserstoff abspaltet. Das die Gleichgewichtslage so beschaffen ist, wird bei der Kohlevergasung praktisch ausgenutzt und ein Gemisch aus Kohlenmonoxid und Wasserstoff erzeugt. Derselbe Reaktionsmechanismus liegt auch dem Vorschlag zugrunde aus Kohlendioxid und Wasserstoff Methan und Sauerstoff auf dem Mars zu gewinnen. (Wobei allerdings der Sauerstoff energieintensiv aus dem Wasser gewonnen werden muss).

Der Effekt des Wasserstoffs ist sehr groß, vor allem bei Treibstoffen bei denen die Moleküle sonst recht schwer sind. Hier der theoretische Vakuum-Impuls bei Gleichgewichtsreaktion bis zum Düsenhals für UDMH/NTO. Das stöchiometrische Verhältnis ist bei 3.03. Dort findet man auch das Maximum, doch selbst ein extremer Unterschuss (1.0, also nur ein Drittel der benötigten Oxidatormenge) führt nur zu geringem Absinken. Wird das optimale Verhältnis dagegen überschritten, so sinkt der spezifische Impuls stark ab.

UDMH / NTO


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