Flüssigkeitsraketentriebwerk

Aufgeschnittene RD-107-Triebwerks­einheit (Mitte), oben: zylindrische Brenn­kammer, unten: konische Düsenglocke

Die Brennkammer ist ein aus Metall gefertigter Behälter, in dem der Brennstoff mit dem Oxidator vermischt wird und kontinuierlich verbrennt. In der Regel werden Brennkammern aus Fertigungsgründen zylindrisch ausgeführt. An der stirnseitigen, der Düsenöffnung gegenüberliegenden Seite der Brennkammer sind der Einspritzkopf oder eine Injektorenplatte angeordnet. Diese haben die Aufgabe, die in getrennten Rohrleitungen herangeführten Treibstoffkomponenten bei der Einspritzung intensiv und fein zu vermischen, um eine restlose und vollständige Verbrennung sicherzustellen. Der Durchsatz kann dabei bei großen Triebwerken mehrere hundert Liter in der Sekunde betragen (beim F-1 bspw. insgesamt bis zu 155 Tonnen pro Minute[6]). Die Länge der Brennkammer muss dabei so bemessen werden, dass die eingespritzten Komponenten komplett miteinander reagieren können, andererseits muss die Brennkammer so kompakt wie möglich sein, um unerwünschten Wärmeübergang auf die Wandungen zu vermeiden. Der durch die Verbrennung entstehende Druck in der Brennkammer kann dabei je nach Bauweise des Triebwerkes von unter 30 bar bis zu weit über 100 bar erreichen (aktuell 205 bar beim SSME und über 245 bar beim RD-170/171). Im August 2020 erreichte ein Prototyp des SpaceX Raptor laut Elon Musk einen Kammerdruck von 330 Bar[7].

Um ein Schmelzen und Durchbrennen oder Explodieren der Brennkammer aufgrund der immensen Verbrennungstemperaturen und Drücke in ihrem Inneren zu verhindern, muss diese gekühlt werden. Verbreitete Verfahren sind hierzu die aktive oder auch regenerative Kühlung, bei der ein Teil des Brennstoffes oder des Oxidators in der Form einer Flüssigkeitskühlung zwischen den doppelwandig gefertigten Brennkammerwandungen hindurchströmt, bevor er eingespritzt wird. Wird die Treibstoffkomponente nach dem Passieren des Kühlmantels nicht der Verbrennung zugeführt, sondern in die Umgebung abgelassen, spricht man von Verlustkühlung (englisch dump cooling). Weitere Maßnahmen sind Film- und Schleierkühlungen, bei denen in der Verbrennungszone in Wandnähe oder direkt an den Wandungen durch eine bestimmte Anordnung der Einspritzbohrungen gezielt ein lokaler Brennstoffüberschuss erzeugt wird, um die Verbrennungstemperaturen dort abzusenken und die Verdunstungskälte des Treibstoffes auszunutzen;[8] ferner wird die Wandung so auch vor der Reaktion mit dem Oxidator geschützt. Ebenfalls werden Beschichtungen der Innenwände mit hitzefesten, isolierenden Werkstoffen (Keramische Beschichtungen, Mineralfasern wie Asbest) oder ablativen Werkstoffen eingesetzt, die durch ihren Phasenübergang beim Abschmelzen eine hitzeisolierende Grenzschicht zur Wandung erzeugen. Diese Maßnahmen kommen bei kleineren Triebwerken mit kurzen Brenndauern zum Einsatz, ebenso wie die Fertigung der Brennkammern aus hochtemperaturfesten Niob- oder Tantal-Legierungen, man spricht in diesen Fällen von einer Passivkühlung.

Die Gestaltung von Brennkammer sowie Einspritzkopf oder Injektorenplatte ist eine Herausforderung bei der Konstruktion und Erprobung, da Fehlfunktionen zu einer unstetigen Verbrennung bis hin zu resonanten Verbrennungsschwingungen führen können, die über die Rückwirkung über die Flüssigkeitssäulen in den Treibstoffleitungen und der mechanischen Struktur das gesamte Raumfahrzeug gefährden können (vgl. Pogoeffekt).[6]

Der Einspritzkopf bzw. die Injektorplatte sorgt für die Treibstoffzuführung[9] und eine möglichst gleichmäßige Vermischung der Treibstoffe, um die chemische Energie, die in den Treibstoffen gespeichert ist, möglichst vollständig in Bewegungsenergie umzusetzen. Dabei gibt es unterschiedliche Bauweisen:

• Dralleinspritzung: Bei der Dralleinspritzung wird der Treibstoff mit einer koaxialen Anordnung von Oxidator und Treibstoff eingespritzt. Dadurch ergibt sich eine Tangentialkomponente, durch die eine gute Treibstoffausbeute möglich ist.[9]
• Pralleinspritzung: Der Treibstoff wird durch das Gegeneinanderspritzen unter einem bestimmten Winkel gemischt. Dabei gibt es viele Kombinationsmöglichkeiten bei der Anordnung. Es kann dabei zu Verbrennungsinstabilitäten kommen.[9]
• Paralleleinspritzung: Durch die Paralleleinspritzung erreicht man eine weniger gute Treibstoffdurchmischung, da hier der Treibstoff axial eingespritzt wird und die Vermischung nur durch die in der Brennkammer auftretenden Turbulenzen passiert. Dagegen hat die Paralleleinspritzung einen geringen Herstellungsaufwand.[9]
• Koaxialeinspritzung: Bei der Koaxialeinspritzung wird durch die Einspritzung der Treibstoffkomponenten in koaxialer Anordnung bei möglichst großer Geschwindigkeitsdifferenz der Komponenten eine hohe Treibstoffausbeute erreicht. Zusätzlich besitzt die Koaxialeinspritzung eine gute Skalierbarkeit, weshalb sie bei einem Großteil der Triebwerke verwendet wird.[9]

Raketendüse eines Pratt & Whitney RL-10B einer Delta-IV-Oberstufe, der orange und der obere dunkle Teil sind fest, der untere dunkle Teil wird nach der Stufentrennung mittels der Gewindespindeln in seine gezeigte Arbeitsposition gebracht.

Aus einzelnen Kühlröhrchen aufgebaute Raketendüsen (XLR-87 einer Titan I)

An die Brennkammer schließt unmittelbar die Schubdüse in Form einer Lavaldüse an. Diese besteht aus einer Einschnürung zur Geschwindigkeitssteigerung des Gases, dem sogenannten Düsenhals, der wiederum in einen glockenförmigen oder kegelförmigen Teil übergeht, in dem durch die Expansion der Gase der Schub erzeugt wird. Die in Entwicklung befindlichen Aerospike-Triebwerke sollen ohne eine solche Schubdüse im herkömmlichen Sinne auskommen.

Wie auch die Brennkammer ist die Düse hohen thermischen Belastungen ausgesetzt, die Maßnahmen zur Kühlung erfordern. Es kommen ebenso aktive wie passive Kühlverfahren zum Einsatz. Beim aktiven Verfahren wird die zur Kühlung abgezweigte Treibstoffkomponente nicht nur in die Doppelwandung der Brennkammer, sondern auch durch die doppelwandig ausgeführte Düsenglocke geführt; passive Kühlverfahren werden ebenso wie bei der Brennkammer ausgeführt. Eine besondere Form der Düsenkühlung ist das ringförmige Einleiten des relativ kühlen Arbeitsgases der Turbopumpen beim Nebenstromverfahren in die Düsenglocke auf ungefähr halber Höhe zwischen Düsenhals und Mündung, welches bei den F-1-Triebwerken der Saturn-5-Rakete angewandt wurde.[6] Gelegentlich wird, besonders bei gleichzeitiger Verwendung einer internen Schleier- oder Filmkühlung, auf eine aktive Kühlung der Düsenglocke verzichtet, wie etwa beim Viking-Triebwerk der Ariane 4. Hier erhitzte sich das Material im Betrieb bis zur Rotglut.

Oft werden Brennkammer und Düse in einem Teil gefertigt. Um die für die Kühlung erforderlichen Kühlmittelkanäle zu erhalten, besteht die Grundstruktur der Brennkammer- bzw. Düseneinheiten von größeren Triebwerken oft aus ganzen Bündeln von Nickelstahl-Röhrchen (z. B. aus Inconel X-750), die in die Form der Werkstücke gebogen und hartverlötet[6] werden. Diese Gebilde werden dann durch Versteifungsringe und massive Ummantelungen sowie Montage- und Anschlussarmaturen verstärkt. Die Röhrchen werden im Betrieb, meist in Richtung von der Düsenmündung zur Brennkammer hin, vom Kühlmedium (Treibstoff oder Oxidator) durchströmt.

Das Verhältnis der Querschnittsflächen von Düsenhals und Düsenmündung wird als Entspannungsverhältnis bezeichnet. Je nach den Umgebungsdruckverhältnissen und damit dem Außendruck, „gegen“ den das Triebwerk arbeiten soll (dichte Atmosphäre an der Erdoberfläche, abnehmender Druck mit zunehmender Höhe bis hin zum Vakuum im Weltall), beträgt das Entspannungsverhältnis in der Praxis circa 10 bis 100, ein besonders hohes Verhältnis hat das projektierte europäische Oberstufentriebwerk Vinci mit 240, um einen hohen spezifischen Impuls bei niedrigem Umgebungsdruck zu erzielen. Für reine Unterstufentriebwerke, die nur in dichteren Atmosphärenschichten arbeiten, reichen kleinere Entspannungsverhältnisse, Oberstufen- und Orbitaltriebwerke benötigen höhere Entspannungsverhältnisse für effizientes Arbeiten, jedoch ist die maximal mögliche und zulässige Expansion auch begrenzt, vgl. hierzu das Summerfield-Kriterium. Zur Umgehung dieser Auslegungsprobleme der Schubdüse wird an Aerospike-Triebwerken geforscht, die ein sich selbst an den Umgebungsdruck anpassendes Entspannungsverhältnis haben.

Höhere Entspannungsverhältnisse bedingen größere und damit auch schwerere Düsenglocken, die durch ihre Baulänge auch die Gesamtauslegung der Rakete ungünstig beeinflussen können (längere Stufenadapter werden zur Unterbringung der Düsen erforderlich). Deswegen haben manche Oberstufentriebwerke eine verlängerbare Düse, bei der nach der Stufentrennung und vor der Zündung der untere Verlängerungsteil der Düsenglocke teleskopartig über den fest mit der Brennkammer verbundenen Teil der Glocke ausgefahren wird[10] (projektiert beim Vinci, realisiert beim RL10B-2 in der Oberstufe der Delta IV).

Schema des druckgasgeförderten Antriebs des Apollo-Raumschiffs (CSM)

Die Druckgasförderung (englisch Pressure-fed cycle) ist die einfachste Ausführung, sie verzichtet gänzlich auf mechanische Pumpen und fördert die Treibstoffe, indem die Tanks mit einem inertem Gas (meist Helium), das in separaten Druckflaschen mitgeführt wird, beaufschlagt und unter Druck gesetzt werden. Die Flüssigkeiten werden so über einfache Rohrleitungen durch den Tankdruck in die Brennkammern gedrückt. Die Grenzen dieser durch die geringe Bauteilezahl einfachen und relativ zuverlässigen Bauart bestehen darin, dass die Tanks als Druckbehälter relativ stabil und schwer ausgeführt werden müssen, um dem Druck des Fördergases standzuhalten, ebenso ist der erreichbare Brennkammerdruck durch den maximal zulässigen Überdruck in den Tanks begrenzt. Der Einsatz beschränkt sich somit auf kleinere und schubschwächere Anwendungen, zum Beispiel Steuer- und Manövertriebwerke für Raumfahrzeuge oder Apogäumsmotoren. Praktische Beispiele sind die Auf- und Abstiegstriebwerke der Apollo-Mondlandefähre oder das Haupttriebwerk des Command/Service-Modules des Apollo-Raumschiffes. Durch die Verwendung von hypergolen Komponenten konnten so sehr einfache, verlässliche Triebwerke mit sehr wenigen mechanischen Komponenten gebaut werden, die selbst nach mehrtägigen Missionen zuverlässig gezündet werden konnten oder die auf vielmaliges Wiederzünden, wie das Haupttriebwerk des Apollo-CSM, ausgelegt waren.

Aufgeschnittene Turbopumpe einer A4-Rakete

Leistungsfähigere Triebwerke verwenden hingegen mechanische Pumpen, um die Treibstoffe von den nur unter sehr geringem Überdruck stehenden Tanks in die Brennkammer zu befördern („Aktive Treibstoffförderung“). Da der Antriebsleistungsbedarf für diese Pumparbeit sehr hoch ist (bis zu mehreren dutzend Megawatt pro Triebwerk, bei der Mark 10-Pumpe jedes der fünf F-1 der Saturn-Mondrakete über 41 Megawatt (55.000 Horsepower),[6] 190 Megawatt beim russischen RD-170) kommen nur kompakte, von Gasturbinen angetriebene Kreiselpumpen in Betracht, deren Arbeitsgas unabhängig von der Umgebungsatmosphäre mit den mitgeführten Raketentreibstoffen erzeugt wird. Eine solche Turbopumpe besteht im Regelfall aus einer Vorrichtung zur Erzeugung des Arbeitsgases, der Arbeitsturbine selbst und einer oder mehreren ein- oder mehrstufigen Radialpumpen (jeweils eine für Brennstoff und Oxidator), die mechanisch von der Turbine angetrieben werden. Oft sind zumindest die Turbine und die Pumpenbaugruppen in einem Gehäuse zusammengefasst und auf einer gemeinsamen Welle angeordnet. Die Turbopumpen werden im Regelfall in unmittelbarer Nähe der Brennkammer an einem Geräteträger am Triebwerk montiert. Es existieren auch Anordnungen, in denen eine zentrale Turbopumpe mehrere Einzelbrennkammern gleichzeitig versorgt, wie beim RD-170 mit einer Pumpe für vier Brennkammern.

Mit der Fortentwicklung der Akkumulatorentechnik kamen ab den 2010er-Jahren bei kleineren Trägersystemen Triebwerke mit batterieelektrisch betriebenen Kreiselpumpen, z. B. beim Rutherford der zivilen, amerikanisch-neuseeländischen Electron-Trägerrakete, zum Einsatz.

Bei den Triebwerken mit Turbopumpen haben sich im Laufe der Zeit nach der Art der Heißgaserzeugung und dem Flussschema der verschiedenen Medien Heißgas und Treibstoffe verschiedene Varianten der aktiven Treibstoffförderung entwickelt. Die genannten Grundvarianten können oft noch in Untervarianten aufgeteilt werden:[12]

Nebenstromverfahren zum Antrieb der Turbine

Beim Nebenstromverfahren (englisch Gas generator cycle oder Open cycle) wird ein Teil des zur Brennkammer gepumpten Treibstoffes und Oxidators abgezweigt und in einer gesonderten Brennkammer verbrannt. Dabei wird eine unstöchiometrische Verbrennung (Treibstoff- oder Oxidatorüberschuss) angestrebt, um die Heißgastemperaturen auf ein für die Turbinenwerkstoffe verträgliches Maß zu senken (400 bis 833 K).[13] Nachdem der Heißgasstrom in der Turbine seine Arbeitsleistung erbracht hat, wird das entspannte Heißgas entweder zur Düsenkühlung verwendet oder über ein Auspuffrohr (englisch exhaust) neben der Schubdüse in die Umgebung entlassen. In dieser Triebwerksvariante existieren also mindestens zwei Ströme (Hauptstrom zur Haupt-Brennkammer und im Nebenstrom die Treibstoffe zur Gaserzeuger-Brennkammer; ggf. ein dritter Strom zur Düsen- und Brennkammerkühlung). Circa fünf Prozent des gesamten Treibstoffes einer Stufe werden so durch unvollkommene Verbrennung zum Pumpenantrieb verbraucht und stehen so nicht mehr der eigentlichen Schuberzeugung des Raketenmotors zur Verfügung; andererseits handelt es sich um eine erprobte, bewährte und beherrschbare Technik. Das Nebenstromverfahren ist die älteste und am meisten verbreitete Variante. Viele größere Raketentriebwerke funktionieren nach diesem Prinzip, unter anderem das F-1 der Saturn-Unterstufe S1C.[6] Eine Untervariante ist das Verwenden eines separaten Treibstoffes für den Turbopumpen-Gasgenerator wie bei der V2/A4-Rakete oder dem RD-107 der sowjetischen Sojus/R7-Rakete, welche beide die katalytische Zersetzung von Wasserstoffperoxid zur Erzeugung des Pumpen-Arbeitsgases verwenden.

Hauptstromverfahren mit Treibstoffüberschuss im Vorbrenner

RD-170-Modell, ein Hauptstromtriebwerk mit einer zentralen Turbopumpe für vier Brennkammern

Beim später entwickelten Hauptstromverfahren (englisch Staged combustion oder Closed cycle) wird das Prinzip des Nebenstromverfahrens dahingehend variiert, dass ein größerer Teil oder der gesamte Strom einer Treibstoffkomponente einen Gaserzeuger (hier Vorbrenner genannt, englisch Preburner) durchläuft und mit einem sehr kleinen Anteil der anderen Komponente unstöchiometrisch reagiert. Es entsteht so ein Heißgasstrom, welcher noch große Überschussmengen von nicht umgesetztem Treibstoff oder Oxidator enthält, der nach dem Antreiben der Arbeitsturbine der Turbopumpe direkt in die Hauptbrennkammer geleitet wird und dort an der regulären Verbrennungsreaktion zur Schuberzeugung mit den restlichen dort eingespritzten Komponenten teilnimmt. Es gehen also im Gegensatz zum Nebenstromverfahren keine ungenutzten Treibstoffkomponenten über Bord, die nicht zum Gesamtimpuls des Triebwerkes beitragen. Mit dem Hauptstromverfahren lassen sich höchster Brennkammerdruck und hoher spezifischer Impulse erzielen, andererseits stellt dieses Verfahren aufgrund der hohen Drücke in den Rohrleitungen und der Handhabung des Heißgasstromes die höchsten Ansprüche an die Entwicklung und Fertigung. Dabei unterscheidet man weiter zwischen oxidator- und treibstoffreicher Vorverbrennung, abhängig davon, ob der gesamte Oxidator oder Treibstoff in den Vorbrenner eingeleitet wird. Außerdem gibt es die Technik Full-flow staged combustion, bei der sowohl Treibstoff als auch Oxidator in jeweils unterschiedliche Vorbrennkammern eingeleitet werden. Dadurch wird ein noch höherer Brennkammerdruck erreicht und somit erhöhte Effizienz und mehr Schub. Bekannte Vertreter des Hauptstromverfahrens sind das SSME, das RD-0120 und wiederum das RD-170, das den kompletten Sauerstoff der Haupttriebwerks mit einer geringen Menge Wasserstoff für den Turbinenantrieb nutzt und eine Verbrennungstemperatur von bis zu 772 K erzeugt.[14]

Eine Variation des Hauptstromverfahrens ist das Expanderverfahren (englisch Expander cycle). Dieses weicht insofern vom Hauptstromverfahren ab, als dass kein Gaserzeuger oder Vorbrenner (Preburner) verwendet wird. Vielmehr wird eine der beiden Treibstoffkomponenten zur Kühlung der Brennkammer durch deren Kühlmantel gepumpt. Dabei verdampft die Flüssigkeit und der expandierende Heißdampfstrom treibt die Arbeitsturbine der Förderpumpen an. Nach dem Passieren der Turbine wird dieser Strom wie beim Hauptstromverfahren in die Hauptbrennkammer geleitet. Dieses Verfahren funktioniert nur mit Stoffen, die sich beim Verdampfen nicht zersetzen und nach der Entspannung in der Turbine immer noch in der gasförmigen Phase vorliegen, wie z. B. kryogener Sauerstoff (LOX) oder Wasserstoff oder niedermolekulare Kohlenwasserstoffe wie Methan, Ethan und Propan; Kerosin beispielsweise würde hier zu schnell wieder kondensieren. Beispiele für Expander-Cycle-Triebwerke sind das RL-10 der Centaur-Oberstufe oder das europäische Vinci. Das Verfahren wurde stellenweise in der Form abgewandelt, dass nur eine kleine Menge Treibstoff im Brennkammerkühlmantel verdampft wurde und nach der Nutzung als Arbeitsmedium für die Turbopumpe in die Umgebung abgelassen wurde (Expander bleed cycle), z. B. das LE-5A der japanischen HIIA-Rakete.