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Nachdem Sie durch meinen
Aufsatz über die chemischen Treibstoffe schon einiges über Raketen
wissen, erfahren sie in diesem Artikel nun wie eine Rakete technisch arbeitet. Der Aufsatz geht
zuerst auf die Bauweise einer mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Stufe, dann auf die ganze Rakete ein.
Für Feststoffantriebe und
hybride Antriebe gibt es eigene
Rubriken hier. Das Triebwerk selbst ist wiederum so komplex, dass ihm ein eigener Artikel
gewidmet ist.
... Ist deutlich komplexer als eine mit festem Treibstoff. Daher die Beschreibung dieser zuerst. Feste Treibstoffe erlauben es vieles einfacher zu gestalten, bedingen aber auch eine andere Bauweise und werden daher etwas weiter unten besprochen. Über Raketentreibstoffe gibt es auch einen Artikel von mir, und die Probleme eine Rakete preiswert auszulegen, und die Folgen für die Technik ist auch Thema eines Artikels.
Eine Stufe besteht aus folgenden Subkomponenten:
Auf die Subsysteme geht dieser Aufsatz nun nacheinander ein.
Strukturen werden gerne vernachlässigt gegenüber den Antriebskonzepten und der Wahl des Treibstoffs. Doch dies reflektiert nicht ihre Bedeutung bei einer Rakete. Strukturen bilden den größten Teil der Startmasse und Verbesserungen an ihnen können große Auswirkungen auf die Nutzlast haben.
Die Tanks stellen den größten Teil des Volumens der Rakete dar, sie nehmen
heute nicht nur den Treibstoff auf sondern sind auch Bestandteil der Struktur.
Betrachten wir zuerst einmal die Evolution von Tanks im Laufe der Zeit. Die ersten experimentellen Raketen verwandten kugelförmige Tanks. Die Kugel ist für einen Tank sehr günstig, da die Belastung überall gleich ist, die Wanddicke also nicht variiert werden muss. Weiterhin ist der Druck (die Tanks stehen bei den meisten Antrieb unter Druck) überall an der Wand gleich hoch.
Doch ansonsten haben kugelförmige Tanks nur Nachteile: Sie sind nur an einem Ring an der umgebenden Struktur angebracht. Dieser Teil ist hohen Beanspruchungen ausgesetzt. Das Fläche/Volumen Verhältnis ist zwar für den Tank selbst sehr günstig, nicht jedoch für das Gesamtvolumen der Rakete, wie man auch an der Abbildung sieht: Zwischen den beiden Tanks muss eine verbindende Struktur hinzugenommen werden.
Tanks werden durch Innendruck stabilisiert (dazu später mehr) und sind leicht. Das gilt jedoch nicht für die Verbindungsteile der Tanks. Diese müssen die Last der vollen Tanks tragen und sind daher schwer. Unser Bestreben sollte daher gelten, dass wir diese Verbindungsstücke kurz machen.
Kugelförmige Tanks findet man heute immer noch in Raketenstufen, nämlich dann wenn die Stufe den Treibstoff nur über Druck fördert. Dies ist z.B. bei der EPS Oberstufe der Ariane 5G der Fall. Damit man hier einen guten Kompromiss zwischen Stufenlänge und Druckförderung hat, wurde bei dieser Stufe jedoch der Treibstoff in 4 anstatt 2 Tanks untergebracht.
D
er nächste Evolutionsschritt ist es daher die Tanks zylinderförmig zu machen mit
einem sphärischen Endteil (Das Endteil ist ein Kugelschnitt). Dies zeigt die nächste Abbildung.
Die Zwischenverbindungen sind schon kürzer geworden. Zudem haben wir nun einen gleichmäßigen
Durchmesser. Bei kugelförmigen Tanks ist dieser nur gegeben wenn beide Tanks gleich groß sind.
Das ist bei den meisten Treibstoffen nicht gegeben. In der Regel ist ein Tank größer als der
andere (zumeist der Oxidatortank).
Hinsichtlich der Form muss man einen Kompromiss finden zwischen Baulänge und Breite. Für die Belastung der Tankwände wären kurze, breite Tanks sinnvoll. Doch dann steigt bei der Rakete der Luftwiderstand an und je länger die Rakete wird, desto schwieriger wird die Steuerung. Es gilt daher beide Faktoren zu berücksichtigen und eine Form zu finden die beidem gerecht wird.
Diese Bauweise mit abgerundeten Tankdomen findet man bei Trägerraketen die in den frühen fünfziger Jahren in Dienst gestellt wurden wie der Thor oder Jupiter, aber auch den Saturn Trägerraketen.
Die nächste Optimierung ist es die Zwischentanksektion noch kürzer zu machen. Man
erreicht dies indem man den Abschluss durch einen elliptischen Boden ersetzt. Dieser muss etwas
dicker sein, weil die Beanspruchung nun nicht mehr gleichmäßig ist. Doch gegenüber der vorherigen
Lösung spart dies nochmals Material bei der Zwischentanksektion ein.
Sehr viele Raketen verwenden diese Technologie, wenn auch in der Variation, dass anders als bei der Abbildung der Tank nicht in eine tragende Struktur eingebettete ist sondern selbst die tragende Struktur darstellt. Man verzichtet bewusst auf die letzte Optimierung die wir anschließend besprechen. Das hat einen Grund: Die Fertigung ist einfacher als bei einem gemeinsamen Boden und wenn die beiden Treibstoffe unterschiedliche Siedepunkte haben (z.B. Flüssiger Sauerstoff und Kerosin oder flüssiger Sauerstoff und flüssiger Wasserstoff), so kann man an den Tankböden eine Isolationsschicht anbringen oder den Zwischenraum evakuieren (auch dies isoliert).
Die letzte Verbesserung ist es die äußere Struktur bei den Tanks wegzulassen, so dass sie selbst ihr Eigengewicht halten und einen gemeinsamen Tankboden zu verwenden. Dieser spart Gewicht, denn er kann recht dünn sein. Schließlich sieht er nur den Druckunterschied zwischen beiden Tanks und nicht den Druckunterschied zwischen Tank und Außenluft oder Vakuum. Wir erhalten die endgültige Optimallösung in Abbildung D. Fertigungstechnisch steigen die Anforderungen von A nach D. So kann es durchaus sein, dass wir in einer Rakete verschiedene Lösungen einsetzen.
Nehmen wir als Beispiel die Saturn V. Die Saturn 5 Erststufe setzt ein Tanksystem
ein, das Abbildung B ähnelt. Die beiden Oberstufen dagegen eines das Abbildung D ähnelt. Warum
? Nun, es bringt bei der ersten Stufe von 3 Stufen wenig die Leermasse extrem zu reduzieren,
wenn dadurch die Kosten ansteigen. Als Brennschlussmasse zählt ja nicht nur die 120 t Leermasse
der ersten Stufe sondern auch die beiden oberen Stufen mit dem Apollo Raumschiff. Diese wiegen
aber 630 t. Selbst wenn man die Leermasse auf 0 reduzieren könnte, dann wäre die
Brennschlussmasse nur um ein fünftel gesunken. Es gilt bei dieser Rakete: Um 1 kg mehr Nutzlast
zu erhalten muss die Trockenmasse folgendermaßen sinken:
Habe ich also ein festes Budget für die Möglichkeit die Nutzlast zu optimieren so versuche ich dies vor allem bei der letzten Stufe. Dies gilt nicht nur für die Tankform sondern auch für eingesetzte Materialen. Bei gleichen Treibstoffen besteht z.B. der Tank der ersten Stufe der Ariane 1-4 aus Edelstahl und bei der zweiten Stufe aus Aluminium. Aluminium ist teurer und schwerer zu verarbeiten als Edelstahl. Sofern es also nicht entscheidendes Gewicht einspart setzt man eher Edelstahl ein.
Ein ähnliches Beispiel ist Ariane 1-4: Die erste Stufe setzt zwei getrennte Tanks (Typ D) aus Edelstahl ein. Die beiden oberen Stufen einen gemeinsamen Tank mit Zwischenboden aus Aluminium. Als Ariane 4 Booster erhielt setzte man bei ihnen auch wieder Tanks nach dem D-Typ ein.
Treibstofftanks stehen heute alle unter einem Innendruck der einige Bar beträgt. Dies hat einige Gründe. Zum einen stabilisiert der Innendruck den Tank. Er wird steifer und die Wandstärke kann kleiner sein. Dies kann soweit gehen, dass der Tank ohne Innendruck nicht mehr stabil ist und beim Transport stabilisiert werden muss (z.B. bei der Atlas bis zur Atlas III und der Ariane 5 G). Zum zweiten vermindert er die Gefahr der Kavitation in den Pumpen. Unter Kavitation versteht man die Bildung von Dampfblasen in Flüssigkeiten bei niedrigem Druck Da der Druck in Pumpen nach dem Gesetz von Bernoulli bei hoher Geschwindigkeit können in den Leitungen Dampfblasen entstehen die dann einen unregelmäßigen Treibstofffluss verursachen. Dies kann zu Verbrennungsinstabilitäten aber auch Beschädigungen von Pumpen führen. Der Innendruck erleichtert auch die Treibstoffförderung. Er drückt die Treibstoffe in die Leitungen, so dass zum einen die Pumpen etwas weniger Arbeit zu verrichten haben. Vor allem aber kann ich so ein Triebwerk überhaupt erst starten, denn eine Pumpe die den Treibstoff fördert muss ja auch erst einmal gestartet sein.
Entleert sich ein Tank beim Flug, so würde der Innendruck abnehmen. Das darf natürlich nicht geschehen, also muss ich Druckgas nachliefern. Die universellsten Lösung ist es ein inertes Gas dazu zu benutzen das in Druckflaschen gelagert wird und das dann den Tankdruck hält. Früher nahm man dazu Stickstoff, heute Helium, da die Molmasse kleiner ist und es auch bei den Temperaturen von flüssigem Wasserstoff noch gasförmig ist.
Ist eine Komponente des Treibstoffs leicht verdampfbar (flüssiger Sauerstoff und Wasserstoff, Stickstofftetroxid), so kann ich diese benutzen um damit zumindest einen Tank mit Druck zu versorgen. Ich zapfe dazu einen Teil der Kühlungsflüssigkeit der Brennkammer ab oder erwärme über einen Wärmeaustauscher einen Teil des Treibstoffes.
Zuletzt kann ich noch das Abgas des Gasgenerators nutzen um die Tanks mit Durch zu beaufschlagen. Welche Lösung sinnvoll ist hängt neben dem technischen Aufwand sehr von dem verwendeten Oxidator und dem verwendeten Treibstoff ab. Flüssiger Wasserstoff ist so kalt, dass man als Druckgas nur gasförmigen Wasserstoff oder Helium nehmen kann. Bei Kerosin kann ich dagegen kein gasförmiges Kerosin einsetzen, da sich dieses sofort wegen des hohen Siedepunktes auskondensieren würde.
Verwende ich Tanks aus Aluminium so muss die Temperatur meines Gases niedrig liegen, ich kann nicht Generatorgas mit 400-600 Grad Celsius für ein Material nehmen, das bei 663 Grad Celsius schmilzt.
Als Legierung kommen sowohl Edelstähle, Titan wie auch Aluminiumlegierungen in Frage. Magnesium, Beryllium und Composite Werkstoffe (Verbindungen aus Kohlefasern und Harzen) haben sich aus verschiedenen Gründen noch nicht durchgesetzt. Zum einen wegen des Preises für die relativ voluminösen Tanks, zum anderen auch wegen der Aggressivität der Treibstoffe. Bestimmte Treibstoffe können chemisch aggressiv sein (z.B. N2O4) oder die Werkstoffeigenschaften durch Kälte verändern (bei der Temperatur von flüssigem Wasserstoff von -253 Grad werden sonst elastische Gummidichtungen und Kohlefaserverbindungen sehr spröde).
Es ist jedoch zu erwarten, dass man Compositematerialen (Kohlenfaserverbundwerkstoffe CFK) vermehrt einsetzen wird. Vielleicht zuerst nicht in den Tanks, aber in den Schubgerüsten, Verbindungsstücken und Stufenadaptern. Dieses Material hat sich im Luftfahrtbereich breit durchgesetzt. Es werden nun dort auch große Teile aus diesem Material gefertigt und es ist bei gleichen Belastungen leichter als Stahl. Heute gibt es schon mittelgroße Feststoffbooster aus CFK Gehäusen.
Titan wurde früher sehr häufig in Oberstufen eingesetzt, heute neigt man mehr zu Aluminium. Aluminium hat einige Nachteile wie seine geringe Zähigkeit, seinen tiefen Erweichungspunkt, aber es ist eben 3 mal leichter als Stahl und Lithium-Aluminiumlegierungen sind nochmals etwas leichter. Es ist heute das am meisten eingesetzte Material.
Auch bei dem Materialeinsatz die Wirtschaftlichkeit zu beachten. Wir haben bei der Saturn V ja schon gesehen wie die Reduktion der Leermasse vor allem bei der letzten Stufe etwas bringt. So ist bei der Ariane 4 die erste Stufe aus Stahl - einfach zu fertigen mit sehr guten Materialeigenschaften, aber etwas schwerer. Die Tanks der beiden oberen Stufen bestehen aus Aluminium. Als man während der Fertigung CFK Werkstoffe einführte tat man dies bei dem Computerring (der ebenfalls Nutzlast ist) und der dritten Stufe.
Bei bestimmten Treibstoffen ist zudem eine Isolierung unumgänglich, da es sonst zu Verdampfung kommt. Diese Isolation kann innen angebracht Sein (Saturn V) oder außen (Atlas, Ariane, Space Shuttle). Man kann diese sogar während des Fluges abwerfen (Centaur Oberstufe). Viel wichtiger bei Treibstoffen mit stark unterschiedlichen Siedepunkten ist die Isolation der Tanks gegeneinander. Dies wird aufwendig wenn es einen gemeinsamen Zwischenboden gibt. Dann bringt man entweder auf eine oder beide Seiten eine Isolation auf oder man gestaltet den Zwischenboden doppelwandig und evakuiert ihn.
Ein bei den ersten Erprobungsstarts
gefürchtetes Problem ist der so genannte POGO Effekt. Darunter versteht man das die Treibstoffe
durch Vibrationen der Triebwerke anfangen zu schwappen, typischerweise wenn die Tanks sich schon
zum Teil entleert haben. Die Schwingungen befinden sich im niedrigen
Frequenzbereich, typischerweise zwischen 8 und 20 Hz. Sie führen aber in der
Querachse zu starken Beschleunigungsspitzen von 9-12 g. Besonders schlimm
ist der POGO Effekt wenn er die Eigenresonanzfrequenz der Rakete anregt,
dann schaukelt sich dies auf und es kann zur Katastrophe kommen.
Ursache sind Schwankungen in der Verbrennung des Treibstoffs in der Brennkammer in der Größe von 10-100 Hz, wobei meist nur die niedrigen Frequenzen POGO Effekte verursachen. Die Schwingungen pflanzen sich über die Förderleitungen zu den Turbopumpen durch. Dort bewirken sie eine Schwankung des Treibstoffflusses - eine Verstärkung der Unregelmäßigen Verbrennung und als Folge dadurch eine Verstärkung der POGO Schwankungen und sie breiten sich so verstärkt über die Treibstoffleitungen auf die Tanks aus. Dort führen sie zu Schwingungen der Tanks und zum Schwappen des Treibstoffs.
Derartiges Schwappen kann zu verschiedenen Problemen führen, wie dem Abreisen des Treibstoffflusses oder Rissen in den Tanks. Man versucht diesem durch den Einbau von Prallblechen in die Tanks zu begegnen, oder man versetzt die Oberfläche der Tanks mit einer Netzstruktur an der sich die Schwingungen brechen. Auch Spanten und Stringer, Verstärkungsstreben in Quer- und Längsachse brechen Schwingungen und erhöhen auch die Steifigkeit. Aluminium wird auch gerne ausgeätzt. Man ätzt aus einer dicken Aluminiumwand Teile aus, so dass eine Vertiefung in Netz, Rauten oder anderen Strukturen entsteht. Auch diese Unebenheiten wirken als Bremse für das Schwappen.
Nachträgliche Maßnahmen, die man treffen kann wenn man POGO schon
beobachtet hat ist es in die Treibstoffleitungen ein inertes Gas zu leiten
und dessen Fluss konstant zu halten. Die Blasen des Gases werden durch
Schwingungen verformt und nehmen dabei die Energie auf. Turbinen kann man
auch so bauen, dass sie zumindest die Schwankungen nicht verstärken, wenn
man sie auch schlecht dämpfen kann.
Sehr viele Raketen wie die Saturn 5, Titan 2 und Ariane 1 hatten bei ihren ersten Flügen unter teilweisen oder ganzen Versagern durch POGO Effekte zu leiden. Im allgemeinen ist die Anfälligkeit einer Rakete gegenüber POGO Effekten um so größer, je größer der Durchmesser ist.
Bei den Titan Testflügen gab es durch POGO Beschleunigungsspitzen von bis zu 9 G im Bereich von 9-13 Hz. Zusammen mit der NASA konnte der Hersteller diese auf 0.5 G senken. Beim Testflug SA-502 der Saturn V gab es 105-140 Sekunden nach dem Start starke POGO Schwingungen. Als Folge fielen 2 Triebwerke der zweiten Stufe 1 Minute zu früh aus und die dritte Stufe lies sich nicht ein zweites Mal starten. Heute haben Raketen eigene Vorrichtungen um POGO schon im Entstehen zu verhindern, Beim Space Shuttle sorgt ein System von Blechen in einer Sphäre von Basketballgröße oberhalb der Turbopumpe dafür dass Schwingungen gebrochen werden. Auch dieses wird mit gasförmigem Sauerstoff und Wasserstoff durchflossen welche die Schwingungen abfangen.
Neben den Tanks verfügt die Rakete aber auch über andere Strukturen.
Unten befindet sich das Schubgerüst. In ihm sind die Triebwerke befestigt. Das Schubgerüst hat
die Aufgabe die Kraft der Triebwerke auf die Reststruktur zu übertragen und besteht oftmals aus
einer Gitterstruktur. Dort angebracht sind auch Turbopumpen, Gasgenerator, Turbinen, Flaschen für
Druckgas oder andere Versorgungsflüssigkeiten.
Eine zweite strukturelle Verstärkung braucht man zwischen beiden Tanks. Hier muss das Gewicht der vollen Tanks auf die Struktur übertragen werden. Haben beide Tanks einen gemeinsamen Boden so entfällt dieser Teil - Ein wichtiges Kriterium warum man Oberstufen oft mit gemeinsamen Tankböden baut obwohl dieser nicht einfach herzustellen ist.
Ein drittes Element ist der Abschuss der Stufe. Daran schließt sich entweder ein Adapter für die Nutzlast oder ein Zwischenstufenadapter an. Auch diese müssen hohe Belastungen aushalten. Auch ein Grund diese Teile möglichst kurz auszulegen.
Wie kann man jedoch die Elemente verkürzen ? Eine Möglichkeit haben wir schon kennen gelernt : Die Tanks haben einen gemeinsamen Zwischenboden. Für den unteren Teil einer Stufe spielt die Größe des Triebwerks eine Rolle. Bei Oberstufen bestimmt die Länge der Düse auch die Länge des Stufenadapters. Wir versuchen also ein Triebwerk möglichst kompakt zu bauen. Das wiederum erhöht die thermische Belastung der Brennkammer. Die Düse nutzt zudem den Treibstoff um so besser aus, je größer sie ist. Dazu gibt es als Lösung eine erweiterbare Düse: Die Düse besteht aus einer kurzen Düse und einer beim Start darüber liegenden Erweiterung in Form eines Kegelstumpfes. Nach dem Abtrennen der unteren Stufe wird diese über die Düse gefahren und rastet dort ein. Obgleich dieses Konzept schon in den siebziger Jahren entwickelt wurde setzten es erst wenige heute entwickelte Triebwerke wie das RL-10B oder das Vinci ein. Dadurch kann ich den Stufenadapter verkürzen.
Das Bestreben den Heckteil zu verkürzen führt öfters zu einer Sonderbauweise des kleineren Treibstofftanks. Er wird torusförmig um das Triebwerk geführt. Man kann so sehr kurze Stufen bauen. Dies wendet der Block-D und die ECA Oberstufe an.
Strukturen sind jedoch nicht nur tote Masse, sondern an Ihnen kann man auch Lasten anbringen. Wenn man Booster an einer Rakete anbringt ist dies bei kleinen Boostern möglich indem man sie am Schubgerüst anbringt. Große Booster verankert man am Schubgerüst und an dem Stufenabschluss. Als Folge ist die Länge auf diese Maße begrenzt. Als man bei der Titan 34D die erste Stufe verlängerte musste man auch die Booster verlängern, denn an den Tanks hätte man sie nicht befestigen können. Diese hätten diese Last nicht ausgehalten.
Der Stufenadapter ist dagegen nach dem Zünden der Oberstufe tote Masse. Es gibt 2 Möglichkeiten ihn loszuwerden:
Ideal wäre die erste Möglichkeit, doch oftmals nimmt man Möglichkeit 2. Das hat einen Grund. im Zwischenstufenadapter befinden sich bei vielen Raketen kleine Feststoffraketen. Diese werden gezündet um zum einen die beiden Stufen voneinander zu entfernen und so eine Kollision zu unterbinden. Sie sammeln aber in der Schwerelosigkeit die Treibstoffe und brennen so lange bis das Triebwerk genügend Schub hat um diesen Job alleine zu übernehmen. Danach kann man den Stufenadapter abtrennen. Dies geschieht dann einige Sekunden nach der Zündung der Stufe. Auf diese Weise bekommt man auch das Leergewicht der kleinen Feststofftriebwerke los und diese sind weit genug vom Triebwerk entfernt, als das ihr Abgas irgendwelchen Schaden anrichten kann.
Wenn man Stufen trennt so geschieht dies pyrotechnisch. Sprengschnüre an bestimmten Stellen sprengen die Verbindungen auf oder zerteilen Materialen. Kleine Feststofftriebwerke entfernen dann die Stufen voneinander dies kann auf dreierlei weise passieren
Welche Lösung besser ist hängt vom Einzelfall ab. Bei der Saturn V wandte man z.B... sowohl das Abbremsen der Unterstufe wie auch das Beschleunigen der Oberstufe an. Im ersten Fall bei der S-IC und im zweiten Fall bei der S-IVB.
Nun muss der Treibstoff noch von den Tanks in die Brennkammer gelangen. Ein Raketentriebwerk verbrennt eine ganze Menge Treibstoff. So z.B.. bei der Erststufe der Titan pro Sekunde zirka 800 kg. Dieser muss unter Druck in die Brennkammer eingespritzt werden. So benötigt man ein System welches einen Hohen Umsatz an Treibstoff unter hohem Druck (15-70 Bar) fördern kann.
Bei kleineren Stufen mit geringem Durchsatz, typischerweise die in Satelliten integrierte Antriebe oder kleinere Oberstufen benutzt man die Druckförderung. Dabei wird das Gas welches den Treibstofftank unter Druck setzt auch benutzt um den Treibstoff in die Brennkammer zu befördern. Da sowohl der Brennkammerdruck, wie auch der Durchsatz begrenzt sind und die Tanks dicker gebaut werden müssen ist dieses Prinzip auf maximal einige Tonnen Treibstoff pro Tank sinnvoll anwendbar. Darüber hinaus werden die Tanks einfach zu schwer. Die derzeitige Oberstufe der Ariane 5 nutzt dieses Prinzip, ebenso wie die Transtage der Titan und Delta Oberstufe bis zur 8000 er Serie. Ab zirka 15 t Treibstoffmasse wird diese einfache Konstruktion nicht mehr eingesetzt. Weiterhin ist der Schub im Vergleich zur Gesamtmasse gering, so dass dies für Triebwerke die am Boden gegen die Schwerkraft eingesetzt werden müssen nicht anwendbar ist.
Es gibt hier zwei Verfahren zur Druckförderung. Beim ersten wird der Treibstofftank nur teilweise gefüllt und der Rest mit einem inerten Gas (normalerweise Helium) unter Druck gesetzt. Füllt man den Tank halb voll und setzt ihn unter 30 Bar Druck so beträgt der Druck bei einem fast leeren Tank immer noch 15 Bar. Bei dem zweiten Verfahren führt man das Helium in einem separaten Drucktank mit und hält damit einen konstanten Tankdruck. Die erstere Methode wird normalerweise bei kleineren Satellitentriebwerken, die zweite bei größeren Satellitentriebwerken und Oberstufen eingesetzt.
Die Druckförderung hat Konsequenzen und Folgen für den Antrieb. Da der Druck in den Leitungen höher sein muss als der in der Brennkammer bei der Verbrennung entstehende Druck (durch das Verdampfen der Gase und die bei der Reaktion entstehenden Gase) muss der Tankdruck größer sein als der Brennkammerdruck. Man kann mit dieser Technologie also keine Hochdrucktriebwerke bauen und verschenkt somit etwas von der nutzbaren Energie des Treibstoffs.
Anstatt Druckgas aus einer Gasflasche zu fördern könnte man auch das Gas in einem Gasgenerator erzeugen indem man ein Monergol katalytisch zersetzt (z.B. das Hydrazin) oder man nimmt den Treibstoff selbst, wenn er leicht verdampfbar ist z.B. flüssiger Wasserstoff wenn er entweder die Brennkammer gekühlt hat oder durch einen Wärmeaustauscher erhitzt wurde.
In der Praxis wird beides nicht eingesetzt, weil man bei der Druckgasförderung auch meistens ein sehr einfaches Triebwerk einsetzt welches keine aktive Kühlung hat und für einen geringen Massendurchsatz (und damit einer geringe Wärmebelastung) ausgelegt ist.
Da die Tanks sehr hohen Druck aushalten müssen, ist man bestrebt die Oberfläche möglichst klein zu halten um sie nicht zu schwer werden zu lassen. Man strebt daher kugelförmige Tanks an. Leider setzt hier der begrenzte Durchmesser einer Oberstufe oft die Grenze. Modernere Oberstufen wie die EPS oder Fregat setzen daher nicht einen sondern mehrere kleine Tanks ein, welche den zur Verfügung stehenden Durchmesser besser ausnutzen als ein großer Tank.
Förderung über PumpenBei größeren Triebwerken muss man den Treibstoff daher pumpen. Dazu verwendet man eine Turbopumpe die sowohl Oxidator wie auch Brennstoff befördert und unter Druck setzt. Da man große Treibstoffmengen fördern muss und einen hohen Druck erzeugen muss benötigt man Hochleistungspumpen, im Fachjargon Turbopumpen genannt.
Es kann eine Turbopumpe für beide Treibstoffe verwendet werden, wenn man das Mischungsverhältnis nicht variieren will, dann wird über eine Übersetzung (Getriebe) jeweils ein konstantes Drehzahlverhältnis vorgegeben. Meistens hat man jedoch zwei Turbopumpe, jeweils eine für den Oxidator und den Brennstoff.
Derartige Turbopumpen erreichen Umdrehungen von bis zu 20.000 Umdrehungen pro Minute und Leistungen bis zu einigen Megawatt. Erstaunlicherweise gab es diese schon vor den ersten Raketen. Als Wernher von Braun nach einer Pumpe suchte, welche die Treibstoffe unter hohem Druck mit hohem Durchsatz und hoher Zuverlässigkeit förderte und dabei wenig wiegt, rechnete er mit enormen Problemen bei der Beschaffung. Als er sich an einen Hersteller von Pumpen wandte, konnte er das geforderte aber schon präsentieren: Pumpen für die Feuerwehr haben dieselben Anforderungen.
Das Problem liegt hier in der Bereitstellung der Leistung. Elektrisch antreiben kann man eine Turbopumpe nicht. Die Turbopumpe der Saturn V hatte pro F-1 Triebwerk eine Leistung von 41 MW. Man stelle sich vor wie groß die Batterie für die erforderliche Strommenge wäre. Aber man kann die Förderpumpe mit Gas unter Druck antreiben: Im Prinzip ist eine Turbopumpe eine Gasturbine, wie sie auch in Kraftwerken einsetzt wird kombiniert mit einer Pumpe welche den Treibstoff fördert. Das Gas das sie antreibt stammt von einem anderen System - dem Gasgenerator oder direkt vom Triebwerk. Für die Erzeugung von Gas für den Gasgenerator gibt 3 verschiedene Systeme:
Der Gasgenerator erzeugt in jedem Falle ein zirka 400-700 Grad heißes Gas welches wiederum das Turbinenrad antreibt, das wiederum über eine Welle und ein Getriebe die Pumpen antreibt. Diese befördert den Treibstoff durch die Rohrleitungen und setzt ihn unter Druck. Bei russischen Trägerraketen werden oft mehrere Brennkammern mit einem Gasgenerator / Turbine betrieben, so bei der Zenit und Sojus Trägerrakete jeweils 4 Brennkammern. Der Vorteil liegt in kleineren Herstellungskosten. Der Nachteil in einem etwas größeren Risiko und dem Umstand, das dann die Brennkammern starr eingebaut sind und nicht zur Steuerung geschwenkt werden können.
Dies ist der Rest der tragenden Struktur, der auch heute noch bei der Rakete vorhanden ist. In das Schubgerüst ist das Haupttriebwerk eingebaut und es soll die Kräfte gleichmäßig auf den Rest der Rakete übertragen. Gleiches gilt auch für Stufenadapter oder die Befestigung der Booster an der Rakete. Man verwendet hier leichte Legierungen mit gitterförmigen Aussparungen um Gewicht zu sparen. Bei Stufenadaptern sind kleine Sprengladungen an Sollbruchstellen eingebaut, die gezündet werden um die Stufen voneinander und dem Adapter zu trennen. Im Schubgerüst findet man kleine Feststofftriebwerke, die gleichzeitig zünden und so die Stufen voneinander entfernen. So wird ein Zusammenstoß der Stufen oder mit dem Adapter bzw. seinen Bruchstücken vermieden.
Eine Rakete ist bei ihrem Flug zahlreichen Kräften aussetzt und schlussendlich muss auch der Kurs geändert werden, schlussendlich startet eine Rakete vertikal und geht dann in die horizontale über, da der Satellit parallel zur Erdoberfläche ausgesetzt werden muss. Eine Steuerung um alle 3 Raumachsen ist daher nötig, wobei die Kräfte die an die Rollachse (Rotation um die Längsachse) angreifen geringer sind.
Bei der A-4 wurde auf eine aktive Regelung um die Rollachse verzichtet und durch ein Strahlruder (ein Ruder in der Düse) der Gasstrahl so gelenkt, das man damit die Rakete Steuern konnte. Große Flügel an den Seiten bewirkten das sich die Rakete in der ersten Startphase nicht um die Rollachse drehen konnte, in höheren Luftschichten waren diese zwar wirkungslos, aber dann war die Rakete so schnell, das die auftretenden Kräfte sehr stark sein müssten. Eine ähnliche Stabilisierung wurde später bei der Scout angewandt.
Als nächstes verzichtete man auf das schwere Strahlruder und die großen Flügel und nutzte die Abgase des Gasgenerators für die Stabilisierung der Rollachse. Durch Einspritzung von Treibstoff in die Düsenmündung konnte man den Gasstrahl ablenken, so das man so die Richtung in den beiden anderen Achsen bewerkstelligte. Die Einspritzung von Treibstoff ist heute noch bei einigen Feststoffboostern wie z.B. bei der Titan üblich. Bei der Scout wurde dies bei der zweiten und driften Stufe zur Stabilisierung benutzt.
Der nächste Schritt war die Steuerung mittels Steuerungstriebwerken oder Verniertriebwerke. Das sind kleine Triebwerke, welche die Rakete in den 3 Achsen angeordnet hat. Die Schubkräfte müssen dabei nicht besonders groß sein. Dieses Prinzip findet man bei der Atlas und zahlreichen sowjetischen Raketen.
Die modernste Lösung sind schwenkbare Triebwerke, das Haupttriebwerk ist kardanisch aufgehängt. Aufgrund seines großen Schubs reicht es, wenn es nur um einige Grad schwenkbar ist. Für die Rollachse sind immer noch Verniertriebwerke nötig. Bei Feststofftriebwerken sind oft die Düsen schwenkbar.
Soll nur die Ausrichtung im Raum stabil sein, aber wirken keine großen Kräfte auf die Stufe ein, so genügt oft eine Stabilisierung durch Rotation um die Längsachse. Dies wird bei kleinen Oberstufen angewandt die schon im Vakuum arbeiten und vor der Zündung ausgerichtet und dann in eine schnelle Umdrehung (über 100 Umdrehungen pro Minute) durch Düsen versetzt werden. Dies wurde bei der vierten Stufe der Scout und eine Reihe von Oberstufen der Delta Rakete angewandt.
Der Schub einer Rakete wird in kN angegeben. Um 1 Kilogramm Masse anzuheben benötigt man mindestens 9.81 N, also etwa 10 kN für eine Tonne Gewicht. Die erste Stufe benötigt immer mehr Schub als diese Mindestmenge, denn Sie soll ja auch beschleunigen und hat Verluste durch die Atmosphäre. Bei Oberstufen findet man oft kleinere Triebwerke, denn hier hat die erste Stufe sie schon auf Höhe gebracht und Sie müssen nur noch die horizontale Geschwindigkeit aufbringen. So hat eine Ariane 5 Oberstufe nur 35 kN Schub bei einem Gewicht von Stufe und Nutzlast von bis zu 23 t. Bei der Erweiterung der Ariane 5 wird dieser Schub aber zuerst auf 64 und dann 150 kN erhöht werden.
Prinzipiell ist es von für eine Rakete gut mit hohem Schub zu starten, da dann die Gravitationsverluste (Siehe Aufsatz über Bahnberechnung) dann minimiert werden, allerdings steigt der Luftwiderstand in der Atmosphäre an und die Brenndauer verringert sich, so das eventuell eine Freiflugphase eingeschoben muss, bis man die zweite Stufe zündet, denn diese sollte auf der Höhe arbeiten, die ausreicht um einen Orbit zu halten, also mindestens 150 km Höhe. Bei Feststofftriebwerken ist das kein Problem, so haben viele der kleinen Raketen aus Feststoff solche Freiflugphasen. Bei Flüssigkeitstriebwerken dagegen muss man im Vakuum unter Schwerelosigkeit zünden, was zumindest die Kosten der Stufe etwas anhebt.
Es gibt daher ein Maximum zwischen Einsparung an Geschwindigkeit und Aufwand, es liegt bei einer Startbeschleunigung von 1.6 G also zirka 15-16 m/s. Zahlreiche moderne Träger liegen in diesem Bereich wie der Shuttle, die Titan 4, Ariane 5 oder die H-2.
Bei der Lösung mit einer Inertialplattform hat die Rakete ein System an Bord, welches jede Änderung der Lage der Rakete durch ein Signal, welches der Lageänderung proportional ist, anzeigt. Früher waren dies rotierende Kreisel welche ihre Lage im Raum unabhängig von der Rakete immer beibehalten wollen, heute verwendet man Laser und misst die durch die Bewegung entstehende Interferenz. Dieses System misst die Kräfte in allen 3 Raumrichtungen und bestimmt über Integration die Geschwindigkeit und den Ort.
Alternativ wurde vorgeschlagen das GPS System zur Lagebestimmung zu nutzen. Der Nachteil ist, das man dann von diesem abhängig ist, während sonst die Rakete autonom ist. Dieses System bekommt direkt Orts- und Geschwindigkeitswerte, letztere allerdings ungenauer als durch eine Laserplattform.
Ein Steuerungsrechner reagiert dann auf die Signale und steuert Kursabweichungen aktiv entgegen. Da in der unteren Atmosphäre es durch Winde, Luftdruckschwankungen etc. sehr viel mehr Störungen gibt wird in diesem Abschnitt oft ein festes Programm vorgegeben, während die aktive Adaption erst stattfindet wenn man die Atmosphäre verlassen hat. In vielen russischen Raketen findet man allerdings eine Programmsteuerung für den gesamten Bahnverlauf. D.h. die Rakete verfolgt ein fest vorgegebenes Programm ohne auf Abweichungen zu reagieren. In diesem Falle müssen die Treibstoffreserven für Abweichungen erheblich größer sein.
Satelliten werden üblicherweise sanft getrennt, indem ein Metallband (welches Klammern schließt, welche wiederum den Satelliten fixieren) durchgeschnitten wird,. Federn stoßen dann den Satelliten von der Stufe weg. Die Oberstufe wird danach meistens noch vom Satelliten durch Abblasen des Resttreibstoffes entfernt oder sogar deorbitiert.
Die Stufentrennung verläuft dagegen etwas rabiater. Üblicherweise werden zwei Stufen voneinander gesprengt, indem kleine Sprengsätze zwischen den Stufen die Verbindungen trennen. Die Einleitung der Zündung wird meist durch kleine wenige Sekunden brennende Feststofftriebwerke bewirkt, welche die Stufe beschleunigen, so das sich der Treibstoff am Boden sammelt und dann gezündet werden kann. Man kann die Stufentrennung auf dem berühmten Video des Starts von Apollo 11 sehr gut sehen.
Bei russischen Raketen ist dagegen die heiße Zündung üblich, d.h. noch während die Unterstufe arbeitet wird die Oberstufe gezündet und abgetrennt. Man vergeudet bei dieser Methode Treibstoff in der Unterstufe. Der Vorteil beider Verfahren ist, das die Oberstufe nicht bei Schwerelosigkeit zünden muss, man also prinzipiell die gleichen Verhältnisse wie beim Start am Boden hat.
Woraus bestehen Raketen ? Nun wie in anderen Gebieten bestimmen die Anforderungen das Material. Nehmen wir zuerst einmal die Struktur, das sind Tanks, Schubgerüste, Leitungen, Verbindungsstücke zwischen Tanks und Stufenadapter. Sie machen vom Gewicht und dem Volumen her den Großteil der Rakete aus. Daher gab es auch bei Ihnen die meisten Änderungen im Laufe der Zeit. Verwendet werden heute hier Metalllegierungen wie Edelstahl, Aluminium und Titan, aber auch Composite Werkstoffe. In der Regel sind die Graphitfaserverstärkte Kunststoffe, wie sie auch im Flugzeugbau vermehrt eingesetzt werden.
Der Einsatz ist von vielen Faktoren abhängig. Der Laie mag denken, dass Aluminium wegen seiner geringeren Dichte (2.7 anstatt 8.0 g/cm³) Edelstahl überlegen ist. Doch dem ist nicht automatisch so. Zum einen hat Aluminium bei gleicher Dicke eine viel geringere Zugfestigkeit als Edelstahl, so dass bei Teilen die stark beansprucht werden, die Dicke entsprechend größer sein muss. Zum anderen ist es nicht für alle Einsatzzwecke geeignet. Titan scheidet zum Beispiel für Tanks die Sauerstoff aus. Wasserstoff sollte man nicht in Tanks lagern die Kohlenstoff aufweisen, also nur kohlenstoffarmen Edelstahl und nicht in Kohlefaserverbundwerkstoffen.
Neben den Materialeigenschaften spielen natürlich die Herstellungskosten der Rakete eine Rolle. Die Gesamtkosten hängen nicht alleine vom Material ab, sondern von dem Gesamtsystem. Hierzu ein Beispiel : Die Ariane 4
Die Ariane 4 stammt von der Ariane 1 ab und erhielt Booster und einige Verbesserungen. Bei der Konzeption der Ariane 1 ging man einen Kompromiss zwischen dem Einsatz neuester Technologien (die teuer sind, aber die Nutzlast steigern) und bewährtem ein (wodurch die Entwicklungskosten überschaubar sind, aber die Nutzlast nicht so hoch).
Die erste Stufe besteht weitgehend aus Edelstahl. Edelstahl ist von allen Materialen am leichtesten zu verarbeiten und im Normalfall von der Fertigung am günstigsten. Er ist aber auch schwer. Bei der ersten Stufe ist dies nicht so gravierend. Die erste Stufe der Ariane 4 wiegt leer 18 t. Sicherlich könnte man durch Aluminium die Masse senken. Doch was bringt dies bei der ersten Stufe ? Nach dem Ausbrennen zählt zur Leermasse ja auch noch die auf ihr sitzende zweite und dritte Stufe, die bei der Ariane 4 bis zu 56 t wiegen. Im Vergleich zu der Leermasse der Stufe also eine viel größere Masse. Eine Reduktion des Leergewichts bringt daher sehr wenig. Dafür würde die Stufe viel teurer werden.
Die zweite Stufe verwendet dieselben Treibstoffe wie die erste, doch sie setzt Aluminium als Material für Tanks und die Struktur ein. Sie muss nur noch die dritte Stufe transportieren und so lohnt sich hier das Einsparen von Gewicht mehr. Für jedes Kilo Leermasse, das eingespart wird steigt die Nutzlast um 0.16 kg. Die Wahl von Aluminium macht aber die Stufe teurer. Zum Beispiel braucht man Heliumgasflaschen um den Tankdruck aufrecht zu halten während diese immer leerer werden. Bei der ersten Stufe nutzte man dazu noch die heißen Abgase des Gasgenerators, doch Aluminium schmilzt bei 660 Grad Celsius und erweicht schon vorher, die Tanks hätten die Belastung nicht ausgehalten.
Bei der dritten Stufe setzt man ebenfalls Aluminium ein. Dies ist schon wegen der großen Tankvoluminina des Wasserstoffs angebracht. Durchs eine geringe Dichte beansprucht er das Material nur gering, aber das Volumen ist 10-17 mal größer als bei anderen Treibstoffen.
Die Ariane 4 setzt jedoch auch Composite Materialen ein. Da diese erst in Anwendung gingen als die Ariane 1 schon entwickelt wurde konnte man nicht die ganze Rakete umbauen. Doch in den Stufenadaptern, welche die einzelnen Stufen verbinden konnte durch den Einsatz von Composite Werkstoffen viel Gewicht eingespart werden.
Composite Werkstoffe findet man heute noch nicht in Tanks, aber gerade in solchen tragenden
Teilen. Aluminium ist vorherrschend in Oberstufen und alle Stufen die Wasserstoff als Treibstoff
nutzen verwenden Aluminium. Edelstahl findet man wie erläutert gerne in den ersten Stufen oder
Boostern, wegen der einfacheren und preiswerteren Herstellung. Er kommt auch überall zum Einsatz
wo die Temperaturen höher sein können, also in Leitungen vom Gasgenerator oder in
Boostergehäusen.
Titan ist sehr belastbar, jedoch sehr schwer zu verarbeiten und leichter als Edelstahl. Man setzte es vor allem für die Tanks von Oberstufen mit lagerfähigen Treibstoffen und Satelliten ein.
Triebwerke bestehen meist aus einem Materialmix. Eine Brennkammer besteht oft aus sehr vielen Röhrchen aus einem sehr beanspruchbaren Material wie Nickelstahl. Die Röhrchen werden von dem Treibstoff zur Kühlung durchflossen und das Nickel für die bessere Wärmeübertragung galvanisch mit einer Kupferschicht überzogen. Die Düsen bestehen aus demselben Material. Einspritzköpfe müssen hohe Drucke und Temperaturen aushalten und bestehen meist aus Edelstahl, ebenso Turbinen, wobei die Blätter hier gerne aus Keramik gefertigt werden.
Alternativ kann man Triebwerke auch passiv kühlen indem man die Oberfläche mit einem Phenolharz, Graphit oder Keramik überzieht, die dann durch die Verbrennungswärme verdampft. Dann verwendet man eher hochtemperaturfeste Werkstoffe wie Hochtemperaturstähle, Niob oder Tantal für Brennkammer und Düse. Bei der Ariane 1 wird die Düse z.B. nicht aktiv gekühlt und erhitzt sich auf 1000 Grad bis sie rot glüht. Dies ist deutlich auf diesem Bild zu sehen das von einer Kamera gewonnen wurde die auf einem Startbooster saß.
Zirka 20-30 sec vor 0: Die Brennkammer und Düse wird durch Öffnen des
Treibstoffventil (auf kleiner Stufe) vorgekühlt. Die Navigationsplattform wird freigegeben, der
Bordcomputer übernimmt das weitere Vorgehen. Die Rakete ist von nun ab autonom.
Wenige Sekunden vor 0: Der Gasgenerator wird gestartet, entweder durch Zündung einer kleiner Treibstoffmenge die eingespritzt wird, oder durch Strom auf die halbe Drehzahl gebracht. Gleichzeitig öffnen sich die Ventile zum Gasgenerator.
Sekundenaugenblicke später: Der Gasgenerator kommt auf seine Nenndrehzahl, die Ventile für die Brennkammer werden geöffnet, die Treibstoffe durch die Pumpe gefördert und unter Druck gesetzt, der Treibstoff entzündet sich bei Kontakt oder durch Einspritzung von Triethylaluminium. Auch eine Zündung durch kleine Stichflammen oder durch Strom aufgeheizte Drähte wird eingesetzt.
2 Sec bis 0: Der Schub baut sich auf, Computer überprüfen ob alle Komponenten Nennleistung bringen, ansonsten wird der Start gestoppt.
0: Start frei! Ein Band welches die Rakete am Boden hält wird pyrotechnisch gesprengt, die Rakete hebt zuerst senkrecht ab, beginnt sich aber dann langsam zu in die horizontale zu neigen. Bei den meisten Raketen verläuft der Flug der ersten Stufe nach einem festen Programm. (Da in der Atmosphäre immer andere Bedingungen herrschen hat es sich bewährt ein automatisches Computerprogramm erst einsetzen zu lassen, wenn die Kräfte von außen nicht mehr so stark sind).
Kurz bevor die Treibstoffe der ersten Stufe verbraucht sind: wird diese entweder bei Erreichen einer bestimmten Geschwindigkeit und Höhe abgeschaltet (Saturn 5, Ariane 4) oder bei Absinken der Triebwerksleistung durch Treibstoffmangel das Stufentrennungssignal gegeben : Die erste Stufe wird vom Stufenadapter pyrotechnisch abgesprengt, Kurz darauf (1 sec) der Stufenadapter abgesprengt, gleichzeitig zünden kleine Feststofftriebwerke an erster und zweiter Stufe um die Stufen voneinander zu entfernen und den Treibstoff der zweiten Stufe am Boden für die Zündung zu sammeln.
Bei der zweiten Stufe wiederholt sich das Spiel. Prinzipiell könnte man hier den Gasgenerator auch durch eine Kartusche starten, aber bei unserem Beispiel soll die Oberstufe wiederzündbar sein. Die zweite Stufe hat nun eine Orientierung parallel zur Erdoberfläche, steigt aber durch die Höhenbeschleunigung der ersten Stufe weiter bis auf 200-250 km Höhe. Sobald die Rakete etwa 100-110 km Höhe erreicht hat wird die Nutzlasthülle an der Mitte auseinander gesprengt und fällt von der Oberstufe weg. Die Atmosphäre ist nun so dünn, das sie dem Satelliten nichts anhaben kann.
Bei Erreichen einer Geschwindigkeit von zirka 7900 m/s wird die Oberstufe abgeschaltet, das Kommando ermittelt der OnBoard Computer der den Flug selbstständig überwacht. Die Rakete hat nun mit Satellit eine 200 × 1000 km Bahn erreicht.
Zirka 45 min später erreicht die Oberstufe den erdfernsten Punkt mit 1000 km Entfernung. Sie zündet nochmals kurz um die Nutzlast um weitere 100-200 m/s zu beschleunigen, die Bahn wird dadurch zirkularisiert und ist nun 1000 km hoch.
Die Nutzlast wird so ausgerichtet, das die Antennen zur Erde und die Solarpanel zur Sonde zeigen. Das geht mit übrig gebliebenen Treibstoff. Das Band welches den Satelliten festhielt wird gekappt, Federn drücken den Satelliten von der Stufe weg. Die Rakete macht nun weitere Manöver um sich zuerst vom Satelliten zu entfernen, dann mit dem Resttreibstoff die Bahn wieder abzusenken und zum Schluss werden alle Ventile geöffnet und der verbliebene Treibstoff und Oxidator ins All entlassen um eine Explosion zu verhindern.
Die Stufe wird abgeschaltet und die Mission ist beendet.
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