Raketentriebwerk

Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet (im Gegensatz zu einigen anderen Triebwerken) völlig unabhängig von seiner Umgebung. Es ist meist eine Verbrennungsmaschine wie das luftatmende Strahltriebwerk, aber im Gegensatz zu diesem nicht auf den Luftsauerstoff als Oxidationsmittel angewiesen. Alternativ kann auch eine andere (exotherme) chemische Reaktion anstatt einer Verbrennung stattfinden sowie bloßer Molekülzerfall (beides sehr selten). Immer werden jedoch alle notwendigen Betriebsmittel mitgeführt, so z. B. der zur Verbrennung des Brennstoffs notwendige Sauerstoff. Das Triebwerk kann deshalb auch im Vakuum arbeiten.

Die folgenden drei Formen von chemischen Triebwerken (auf Sauerstoff-Verbrennung basierend) sind gebräuchlich und unterscheiden sich im Lagerungszustand der Betriebsmittel:

Die ersten Feststoffraketen als Antrieb: Der Raketenkasten des RAK1, März 1928

Der Treibstofftank ist zugleich die Brennkammer. Man unterscheidet zwischen Stirnbrennern, bei denen der zylindrische Brennstoffblock vom Ende her abbrennt (konstante, kreisförmige Brennfläche), und Zentralbrennern, bei denen ein Brennkanal von zylindrischem, sternförmigem oder sonst prismatischem Querschnitt durch die gesamte Länge des Treibstoffblocks verläuft und dieser von innen her abbrennt (Brennfläche in Form eines Prismenmantels, je nach Kanalquerschnitt ergibt sich eine Verlaufskurve des Brennflächeninhalts). Stirnbrenner entwickeln für längere Zeit eine geringe Schubkraft, Zentralbrenner für sehr viel kürzere Zeit eine sehr hohe Schubkraft; sogenannte Booster werden daher meist als Zentralbrenner ausgeführt.

Durch die Konsistenz des Treibstoffes lassen sich verschiedene Eigenschaften ableiten. Man benötigt keinerlei Zuleitungen, Steuerventile oder Pumpen, denn die Reaktionsmasse befindet sich bereits in der Brennkammer. Militärische Raketen werden fast immer als Feststoffraketen ausgelegt. Ein weiterer Vorteil von Feststoffraketen ist die hohe erreichbare Schubkraft. Zu den Nachteilen gehören jedoch die schlechte Regulierung der Schubkraft und der Arbeitsdauer. Die Verbrennung kann nach der Zündung nicht mehr abgebrochen oder neu gestartet werden.

Der wichtigste Vorteil von Feststoffraketen ist jedoch der hohe Schub. Die Feststoffbooster des Space Shuttle waren mit einem Schub von maximal 14,5 Meganewton die bis dahin stärksten eingesetzten Raketentriebwerke. Erst die für das SLS weiterentwickelte, seit 2022 eingesetzte verlängerte Version dieser Booster erreicht einen größeren Schub. Das größte Flüssigkeitstriebwerk, das F-1 der Saturn V, kam auf maximal rund 6,9 Meganewton.

RD-171 (Modell), das bisher schubstärkste Flüssigkeitstriebwerk

Ein RS-68-Triebwerk bei einem Testlauf

Der Aufbau von Flüssigkeitsraketentriebwerken ermöglicht eine Schubregulierung, lange Arbeitszeit und eine relativ günstige Wiederverwendung. Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken werden Brennstoff und (sofern es sich nicht um ein Monergoltriebwerk handelt) Oxidans außerhalb des Triebwerks gelagert. Sie lassen sich mit geringem Mehraufwand auch wiederzündbar auslegen, so dass das Triebwerk während des Fluges mehrere Brennphasen haben kann.

Häufig handelt es sich bei den Betriebsstoffen um sehr aggressive Chemikalien oder kaltverflüssigte Gase. Beide müssen in speziellen korrosionsfesten bzw. isolierten Tanks aufbewahrt werden, um so ein Verdampfen der Gase oder ein Angreifen der Behälterwandung zu vermeiden.

Da die Treibstoffe gelagert und gefördert werden müssen, ist eine Flüssigtreibstoffrakete in ihrem Aufbau normalerweise deutlich komplizierter als eine Feststoffrakete. Durch die meist hochenergetischen Treibstoffe entstehen Temperaturen von bis zu 4000 Kelvin in der Brennkammer, was die Verwendung hoch hitzebeständiger Materialien und eine leistungsfähige Kühlung erfordert. Zur Kühlung kann auf Oxidans und Treibstoff zurückgegriffen werden. Durch den hohen Druck, unter dem sich die Gase in flüssiger Form befinden, kann man damit aufgrund der niedrigen Temperatur verschiedene Bauteile über Wärmeübertrager kühlen.

In einem Flüssigkeitsraketentriebwerk müssen der oder die Brennstoffe gegen den dort herrschenden Druck in die Brennkammer gefördert werden.

• Beim Prinzip der Druckgasförderung werden die Tanks unter Druck gesetzt (meist mit Helium oder einem anderen inerten Gas.) Dies begrenzt den Brennkammerdruck und ist daher nur für Systeme kleiner Leistung geeignet, erhöht aber die Zuverlässigkeit, da weniger Teile benötigt werden.
• Die Pumpenförderung lässt hohe Drücke und Leistungen zu, ohne dass die gesamte Tankstruktur für den Brennkammerdruck ausgelegt werden muss. Nachteilig ist die höhere Komplexität dieser Anlagen. Die Pumpen können beispielsweise mit Hilfstreibstoffen oder direkt mit den Hauptbrennstoffen über eine Turbine betrieben werden, wobei man folgende weitere Unterscheidung trifft:

Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken mit Pumpenförderung kann zwischen Haupt- und Nebenstromtriebwerken unterschieden werden:

• Bei Hauptstromtriebwerken werden die gesamten Treibstoffe durch die (Haupt-)Brennkammer geführt. Die Turbinen zur Treibstoffförderung werden hierbei entweder durch eine im Kühlsystem des Triebwerkes erhitzte Treibstoffkomponente (Expander Cycle) oder durch ein in einer Vorbrennkammer erzeugtes Arbeitsgas angetrieben (Staged Combustion Cycle).
• Bei Nebenstromtriebwerken werden die Teile der Treibstoffe, die zum Betrieb der Turbinen der Treibstofförderung verwendet werden, nicht durch die Hauptbrennkammer geführt. Eine Bauform des Nebenstromtriebwerkes stellt der Gasgenerator Cycle dar. Hierbei wird zum Antrieb der Treibstoffpumpen ein Teil der Treibstoffe in einem Gasgenerator verbrannt und das Arbeitsgas in einer zum Haupttriebwerk parallelen Düse entspannt oder im divergenten Teil der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt. Eine andere Ausprägung stellt der Topping Cycle dar. Hier wird der Brennstoffstrom in zwei Stränge aufgeteilt. Der kleinere Strom durchfließt die Kühlung des Triebwerkes, treibt die Turbinen der Treibstoffpumpen an und wird im divergenten Bereich der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt.

In Hybridraketentriebwerken werden sowohl feste als auch flüssige Treibstoffkomponenten verwendet. Dem Festtreibstoff wird der Flüssigtreibstoff geregelt zugeführt, was eine verbesserte Kontrolle über die Arbeitsgeschwindigkeit und -dauer als bei reinen Feststofftriebwerken zulässt.

Ein solches Triebwerk wird etwa im SpaceShipOne verwendet, einer privat entwickelten Rakete, die im Jahr 2003 als erstes Privatunternehmen einen Menschen in das Weltall (auf über 100 km Höhe) beförderte. Die Mischung aus Feststoffbrennkammer und einem einfachen Flüssiggas-Oxidans (Distickstoffmonoxid) erwies sich als besonders ökonomisch.

Es gibt eine Reihe von Möglichkeiten, den Schubvektor eines Raketentriebwerks zu beeinflussen:

• Strahlablenkung (z. B. durch Strahlruder oder -klappen) wurde bei frühen Mustern wie der A4 eingesetzt
• Schwenken des Schubstrahls (durch Schwenken des Triebwerks mit Brennkammer) ist die am häufigsten eingesetzte Methode
• asymmetrische Verbrennung (z. B. Injektion von Sekundärtreibstoff in den Schubstrahl).

Für Raketentriebwerke gibt es eine große Palette an Treibstoffen; bei den chemischen Treibstoffsystemen unterscheidet man allgemein entweder nach der Art des Treibstoffes in Fest-, Flüssig- oder Hybridtreibstoffe oder aber nach Anzahl der am Verbrennungsprozess beteiligten Reaktionsstoffe in monergol (1 Chemikalie), diergol (2 Chemikalien) oder triergol (3 Chemikalien).

Ein solarthermischer Antrieb, Solar Orbit Transfer Vehicle, SOTV, für den Wechsel von LEO nach GEO, ist in Entwicklung. Dabei konzentrieren zwei aufblasbare Parabolspiegel die Sonnenstrahlung auf einen Graphitblock, durch den Wasserstoff geleitet wird, der dadurch auf etwa 2400 Kelvin aufgeheizt wird.

Elektrische Antriebssysteme für die Raumfahrt verwenden elektrische Energie zur Schuberzeugung. Da sie nur geringen Schub erzeugen, können sie nicht für Trägerraketen genutzt werden, sondern kommen bisher nur auf Satelliten und Sonden zur Anwendung.

Vor- und Nachteile für elektrische Antriebe sind:

• Sehr hoher spezifischer Impuls möglich (Austrittsgeschwindigkeit des Treibstoffs).
• Vergleichbar geringes Schubniveau realisierbar, ein Starten von der Erdoberfläche ist deshalb rein elektrisch nicht möglich.
• Geringer Schub führt zu präzisen Lageregelungsmanövern, z. B. für Beobachtungssatelliten.
• Die Leistung wird durch die elektrische Energie begrenzt, die vom Raumflugkörper bereitgestellt werden kann.
• Kurzzeitige Richtungsänderungen sind wegen der langen Brenndauer bei geringem Schub schwierig.

Auf Grund der verschiedenartigen Bauweisen und Methoden zur Schuberzeugung werden die elektrischen Antriebe weiter unterschieden. Die Einteilung erfolgt dabei nach dem Funktionsprinzip in die a) elektrothermischen, b) elektrostatischen und c) elektromagnetischen Antriebe. Je nach Art der elektrischen Energiegewinnung wird weiterhin zwischen solarelektrischen und nuklearelektrischen Systemen unterschieden.

Der (gasförmige) Treibstoff wird mit Hilfe einer Widerstandsheizung oder eines Lichtbogens erhitzt und anschließend mittels einer Düse beschleunigt. Durch die hohen Temperaturen kann ein vergleichbar hoher Schub erzeugt werden, der allerdings durch den geringen Massenfluss begrenzt wird. Als Treibstoff dienen Gase mit geringer molaren Masse, wie z. B. Wasserstoff oder Ammoniak. Der Wirkungsgrad der elektrischen Energie zur Aufheizung ist relativ gering.

Triebwerke mit Widerstandsheizung werden als Resistojets, solche mit Lichtbogenheizung als Arcjets bezeichnet.

Der erzielbare Schub eines elektrothermischen Antriebs ist gering bei einigen 100 mN. Die Ausströmgeschwindigkeit liegt typischerweise im Bereich von 10.000 bis 30.000 m/s.

Der Treibstoff bzw. die Stützmasse wird wie beim elektrothermischen Antrieb mit Hilfe von Widerstandsheizung oder durch einen Lichtbogen erhitzt. Ein elektromagnetischer Antrieb beschleunigt jedoch das erzeugte Plasma (≈ 10.000 K) in einem magnetischen Feld (Lorentzkraft) anstatt mit einer Düse.

Der erzielbare Schub eines elektromagnetischen Antriebes ist bisher gering und liegt im mN-Bereich. Hierfür werden elektrische Leistungen im kW-Bereich benötigt.

Die Effektivität der Plasmatriebwerke hängt vom verwendeten Treibstoff ab. Meist werden Treibstoffe mit geringer molarer Masse verwendet, z. B. Wasserstoff, deren Lagerung jedoch aufwändig ist.

Testlauf eines Ionentriebwerks

Bei elektrostatischen Triebwerken erfolgt die Schuberzeugung durch Verdampfung der Stützmasse, wenn diese nicht schon gasförmig ist, Ionisation der Atome und Beschleunigung der Ionen in einem elektrischen Feld. Zur Vermeidung einer elektrischen Aufladung des Triebwerkes ist es notwendig, die Stützmasse hinter der Beschleunigungsstrecke durch Zugabe der bei der Ionisation entfernten Elektronen zu neutralisieren. Die Schubkraft je Ion und damit die Effizienz nimmt mit der Masse der beschleunigten Ionen zu, weshalb Ionentriebwerke die Ionen relativ schwerer Elemente benutzen. Verwendet wird heute wegen seiner Reaktionsträgheit und leichten Förderbarkeit fast immer das schwere und teure Edelgas Xenon.

Der Wirkungsgrad dieser Antriebe ist relativ hoch, ebenso die Ausströmgeschwindigkeit. Die erreichbaren Schubkräfte sind jedoch sehr gering und liegen im mN-Bereich.

NERVA-Kernspaltungs-Raketentriebwerk (NASA)

Schema eines nuklearen Raketentriebwerks

Unter nuklearen Raumfahrtantrieben werden alle Antriebssysteme zusammengefasst, die mit Hilfe nuklearer Reaktionen betrieben werden. Nukleare Energie kann grundsätzlich durch Kernspaltung oder Kernfusion erzeugt werden. Die so erzielbaren Leistungsdichten sind um den Faktor ${\displaystyle 10^{6}}$ (Kernspaltung) beziehungsweise ${\displaystyle 10^{7}}$ (Kernfusion) größer als die chemischer Antriebe. An der Kernfusion wird noch gearbeitet, etwa bei ITER.

Bis heute ist jedoch allein die Kernspaltung technisch realisiert und beherrscht, und nur darauf basierende Antriebssysteme wurden bisher entwickelt und erprobt, etwa zwischen 1954 und 1972 bei NERVA. Hier wurde in Tests ein spezifischer Impuls von 825 s erreicht, im Unterschied etwa zu den 452 s aktueller Flüssigtreibstoffmotoren wie dem des Space Shuttle.

Zum operativen Einsatz im Sinne einer Raumfahrtmission ist bisher kein nukleares Antriebssystem gekommen, da sie aus ökologischen oder politischen Gründen bisher nicht einsetzbar erschienen.

Auch für den militärischen Einsatz geplante und entworfene nukleare Raketenantriebe kamen über den Prototypen­status nicht hinaus. Das für den geplanten interkontinentalen Marschflugkörper Pluto entwickelte nukleare Ramjet-Triebwerk Tory-IIC wurde 1964 zum zweiten und letzten Mal getestet. Das entsprechende Projekt wurde am 1. Juli 1964 beendet.

Allen nuklearen Antriebssystemen oder -konzepten ist gemein, dass die in dem nuklearen Prozess erzeugte Energie auf eine Stützmasse übertragen wird und diese in einer Düse entspannt wird. Einzige Ausnahme von dieser Regel stellte das Konzept des nuklearen Pulsantriebs dar. Hierbei sollten Atombomben außerhalb des Raumfahrzeuges gezündet und der Impuls des auf das Raumfahrzeug treffenden Plasmas zur Beschleunigung verwendet werden, siehe Orion-Projekt.

Ab 2003 wurde bei der NASA wieder über das Projekt Prometheus nachgedacht. Ziel ist ein Nuklearantrieb, der Sondenmissionen zu den mittleren Planeten des Sonnensystems ermöglichen soll, etwa für das JIMO-Programm. Die mittels Kernkraft erzeugte elektrische Energie soll hier über einen Ionenantrieb umgesetzt werden.

Im Oktober 2009 hat die russische Weltraumagentur Roskosmos angekündigt, eine bereits 1954 begonnene Entwicklung eines Gaskernreaktors (Nuclear Gas Core Reactor – NGCR) wieder aufzunehmen. Das Triebwerk nutzt hochangereichertes Uran in einer Plasma-Gasphase bei einem Druck von 1000 bar und Temperaturen bis 70.000 Kelvin. Als Treibstoff soll Wasserstoff eingesetzt werden, ergänzt um Alkalimetalle wie Lithium, um den Energietransfer aus der Strahlung zu fördern.[1] Der Projektplan soll bis 2012 entwickelt worden sein, die Entwicklung kann 9 Jahre dauern, wobei Kosten von 17 Mrd. Rubel (580 Mio. Dollar) budgetiert sind. Das Triebwerk soll die Voraussetzungen für eine bemannte Marsmission herstellen.[2]

Schubdüse eines Kaltgastriebwerks einer Amateurrakete

Im Jahr 2021 hat die DARPA Aufträge an amerikanische Firmen vergeben, um neue Antriebe für Raketen um sublunaren Raum zu entwickeln. General Atomics, Blue Origin und Lockheed Martin erhielten Forschungsgelder, um bis Ende 2022 ein Kernenergieantriebssystem für ein Raumschiff zu entwickeln. Dann soll es eine Ausschreibung geben, die in einem Testflug im Weltall im Jahr 2025 münden soll.[3]

2027 soll der von Lockheed Martin und BWX Technologies entwickelte X-NTRV getestet werden.[4]

Beim Kaltgasantrieb wird ein unter Druck stehendes Gas, meist Stickstoff, aus einem Druckbehälter über Düsen entspannt. Durch den niedrigen spezifischen Impuls wird dieser Antrieb meist zur Lagestabilisierung von kleinen und kostengünstigen Satelliten eingesetzt.[5][6]