Entwicklung der Triebwerke

Raketentriebwerke

Antriebsanlage aus der Gruppe der Strahltriebwerke deren Wirkungsweise auf dem Impulsprinzip beruht.

Yokosuka MXY-7 Kirschblüte

Raketentriebwerke führen im Gegensatz zu Luftstrahltriebwerken die gesamte, entgegen der Bewegungsrichtung zu beschleunigende Treibstoffmasse mit sich. Sie sind unabhängig vom Luftsauerstoff, ihr Treibstoffverbrauch ist jedoch etwa 40mal so hoch (ca. 15kg/ daNh) wie bei ZTL, deshalb haben sich Raketentribwerke als Haupttriebwerke für Luftfahrzeuge nicht bewährt. Dennoch werden sowohl Feststoff- als auch Flüssigkeits-Raketen als Starthilfsraketen in der Militärluftfahrt bei kurzen Startbahnen und/oder übergroßen Startmassen benutzt. Die Brennkammertemperaturen betragen etwa 2.000...3.000°C, die Düsenausströmgeschwindigkeiten theoretisch — je nach Treibstoffart — bis zu 4.000m/s, praktisch bis zu 3.500m/s.
Der Maximalschub der chemischen Triebwerke ist unabhängig von der Geschwindigkeit und wächst mit abnehmender Außentemperatur und abnehmendem Außendruck an.

Feststoff-Raketen - führen die Treibstoffkomponenten im festen Aggregatzustand mit sich. Treibstoffbehälter und Brennkammer sind dabei identisch. Ihre Vorteile sind einfache Konstruktion und Betriebstechnik, ständige Betriebsbereitschaft, geringe Störanfälligkeit (keine Pumpen, Leitungen, Ventile, Tanks) und hohe Betriebssicherheit bei relativ niedrigen Entwicklungs- und Fertigungskosten. Der hohe Arbeitsdruck (bis 150 kp/cm² und mehr) sowie die hohe Verbrennungstemperatur setzen eine entsprechend feste und temperaturisolierte Brennkammerkonstruktion voraus. Die ursprünglich maßgeblichen Schwierigkeiten in bezug auf Steuerung und Lenkung konnten inzwischen überwunden werden. Feststoffraketentriebwerke haben sich daher wegen ihrer teilweise beachtlichen Vorteile immer mehr durchgesetzt und ihren Anwendungsbereich ständig erweitert. Sie werden vor allem als Triebwerke in Forschungsraketen und Raketenwaffen, aber auch in Raumfahrt-Trägerraketen verwendet.

Me 163 Komet

Flüssigkeits-Raketen arbeiten mit flüssigen Treibstoffkomponenten, die in getrennten Behältern mitgeführt und durch Pumpen oder Druckgas (Druckgasförderung, nur für kleine Raketen oder -endstufen, in die Brennkammer gedrückt und hier verbrannt werden. Bei der Pumpenförderung werden die Brennstoff- und die Oxydatorpumpe durch eine Turbine angetrieben, die ihr Arbeitsgas von einem Gasgenerator erhält. Letzterer arbeitet mit Wasserstoffperoxid oder mit den Treibstoffkomponenten selbst. Die bei der Verbrennung des Treibstoffs entstehenden, für den Vortrieb benötigten hochgespannten Gase strömen durch eine Entspannungsdüse ins Freie, setzen dabei ihren Druck in Geschwindigkeit um und geben der Brennkammer und damit dem Raketenkörper den Vortrieb in die entgegengesetzte Richtung. Zweck der Entspannungsdüse ist es, den Druck der Verbrennungsgase möglichst bis auf den Druck der Umgebung herab voll in Bewegungsenergie umzusetzen. Der große Vorteil der Flüssigkeits- gegenüber den Feststoff-Raketentriebwerken beruht z. Z. noch darauf, daß der Verbrennungsvorgang besser geregelt werden kann. Deshalb werden fast alle Trägerraketen für Raumflugkörper mit Flüssigkeits-Raketentriebwerken ausgerüstet. Schwierig sind - bei starken Triebwerken — die Förderung der großen Treibstoffmengen in die Brennkammer, der Aufhau eines stabilen Brennvorgangs sowie die Beherrschung der in der Brennkammer der Entspannungsdüse entstehenden hohen Temperatur (bei modernen Hochleistungstriebwerken etwa 2 500 bis 3 500 K) durch ausreichende Kühlung und Anwendung hochtemperaturbeständiger Werkstoffe.
Das größte Flüssigkeits-Triebwrk das F1 (Rakete "Saturn V") erzeugte bei 8.000 kg Masse und 3,65 m Schubdüsendurchmesser einen Schub von 670.000 daN. Die erforderliche Antriebsleistung für die Treibstofförderpumpen betrug 44.000 kW.

Durchgesetzt hat sich in der Luftfahrt des Raketentriebwerk nur als Hilfsmittel für Starts unter schwierigen Bedingungen und/oder um "über"ladene Maschinen zu starten. Ein weiterer Einsatz erfolgte im Rahmen von Forschungen im Hochgeschwindigkeitsbereich Bell X-1 oder X-15.

Triebwerke mit anderen Triebstoffen: Kernenergie, Ionen, Photonen u.a. sind für die Luftfahrt ohne Bedeutung.

Raketentreibstoffe

Feste Raketentreibstoffe sind entweder homogen oder heterogen. Homogene Treibstoffe sind chemische Einstoffsysteme (Monergole), die den Sauerstoff, an den Brennstoff gebunden, selbst enthalten, und zwar meist in Form von Nitrogruppen oder salpetersauren Salzen, z. B. Zellulosenitrat, Zellulosenitrat-Glyzerintrinitrat-Gemisch und Diäthylenglykoldinitrat. Heterogene Treibstoffe sind chemische Mehrstoffsysteme, d. h. mit getrenntem Sauerstoffträger (meist ein anorganisches Salz, z. B. Ammoniumnitrat, NH₄NO₃, Ammoniumperchlorat, NH₄ClO₄, Kaliumperchlorat, KClO₄) und Brennstoff (meist ein Plast, wie Polybutadien oder Polyurethan).

Flüssige Raketentreibstoffe kommen erst im Verbrennungsraum miteinander in Berührung. Treibstoffe, bei denen die Verbrennung allein durch Kontakt-Selbstzündung eintritt, werden als Hypergole bezeichnet. Bei Nichthypergolen ist zur Einleitung der Verbrennung ein besonderer Zündstoff bzw. ein besonderes Zündsystem notwendig. Treibstoffe, die nur bei Anwesenheit eines Katalysators reagieren, werden als Kalergole, Kombinationen eines festen Brennstoffs und eines flüssigen Oxidationsmittels oder umgekehrt als Hybridsysteme bzw. Lithergole bezeichnet.

Die Auswahl der Treibstoffe wird nicht nur von deren Energiegehalt, sondern auch durch die je Liter entwickelte Gasmenge, die Dichte und den Aggregatzustand sowie vom Gesichtspunkt guter Herstellungs- und Lagermöglichkeit, leichter Handhabung und geringer Kosten bestimmt. Sehr wichtig sind auch das Verhalten des Brennstoffs in bezug auf Zündung und Verbrennung beim Zusammentreffen mit dem verwendeten Oxydationsmittel und seine Brauchbarkeit zur Kühlung der Brennkammer.

Als Brennstoffe für Flüssigkeits-Raketentriebwerke haben sich vor allem Wasserstoff - er hat den größten Heizwert, 3 200 kcal/kg Flammgas, und die größte theoretische Ausströmgeschwindigkeit, 5180 m/s -, Kerosin, Hydrazin und -derivate, Methanol und Äthanol bewährt. Als Oxydatoren werden Sauerstoff sowie Stickstofftetroxid, Tetranitromethan, Wasserstoffperoxid und Salpetersäure sowie Fluor und -derivate eingesetzt, die energetisch besonders vorteilhaft sind; daneben wird auch Ozon untersucht. Ihre Verwendung wird bestimmt durch Heizwert (Wärmetönung, am größten bei Ozon: 2820 kcal/kg), Dichte, Aggregatzustand, Korrosionswirkung und Explosibilität.

An Stelle der Ausströmgeschwindigkeit wird in der Raketentechnik mitunter der Begriff spezifischer Impuls bzw. spezifischer Schub verwendet; er bezeichnet den Schub (in kp), der vom Treibstoff je Kilogramm und Sekunde erzeugt wird, und beträgt zahlenmäßig rund ¹/₁₀ der in m/s gemessenen Ausströmgeschwindigkeit.

Geschichtliches

Bell X-2

Start einer MiG-21 mit Starthilfsraketen.

Versuche des Fluges mit Hilfe von Raketen lassen sich bis in das alte China zurück verfolgen. Dieser Entwicklungsweg führte schließlich zur bemannten Raumfahrt.
Aber auch die Luftfahrt erreichte in den 1920/30-er Jahren den Punkt das ein Geschwindigkeitszuwachs mit dem Kolbentriebwerk und der Luftschraube nicht mehr möglich war.

Siehe auch

• Raketentriebwerk