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Raketentriebwerk
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Raketentriebwerke (auch Raketenmotoren) sind Antriebe, die die Antriebskraft (Schub) durch Ausstoßen von Stützmasse in negativer Antriebsrichtung erzeugen. Diesem Vorgang liegt das Rückstoß-Prinzip (siehe auch Rückstoßantrieb) im Rahmen des dritten Newtonschen Axioms zugrunde. Je höher die Geschwindigkeit der ausgestoßenen Stützmasse ist, desto effektiver ist das Triebwerk und desto größer ist die mögliche Geschwindigkeitsänderung „Delta v“ der Rakete. Raketentriebwerke kommen unter anderem als Antrieb von Trägerraketen, Raumfahrzeugen oder Flugzeugen zur Anwendung. Weit verbreitet sind Raketentriebwerke im militärischen Bereich, wo sie als Antrieb von Ballistischen Raketen oder reaktiven Geschossen (etwa von Raketenwerfern) oder zum Antrieb von reaktiven Torpedos zum Einsatz kommen.
Es existieren verschiedene Ausführungen von Raketentriebwerken und zahlreiche Bemühungen, die benötigten Betriebsmittel von Raketentriebwerken zu reduzieren.
Theoretische Effekte, die bei einem Raketenantrieb zu verzeichnen sind, wurden 1903 von Konstantin Ziolkowski mit der Raketengrundgleichung dargestellt. Später kam Hermann Oberth unabhängig davon zu den gleichen Erkenntnissen.
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Technik
Die meisten (aber nicht alle) Raketenantriebe sind Verbrennungskraftmaschinen: Sie erhitzen eine Stützmasse durch Verbrennung eines Brennstoffs mit Oxidationsmitteln in einer Brennkammer bei sehr hoher Temperatur und lassen das energiereiche Produkt des Prozesses in Gasform durch eine Öffnung austreten. Die bei der (exothermen) Verbrennung freigesetzte thermische Energie sowie der entstehende Druck in der Brennkammer werden beim Austreten in kinetische Energie (Beschleunigung) umgewandelt und besorgen somit die Schubkraft nach dem Rückstoßprinzip. Die speziell geformte Austrittsöffnung der Brennkammer wird Düse genannt, sie dient zur Erhöhung der Austrittsgeschwindigkeit (resultiert in höhere Schubkraft) sowie zur Erhöhung des Innendrucks in der Brennkammer (zugunsten des Verbrennungsprozesses). Eine häufig verwendete Düsenart ist die Lavaldüse. Als weitere Bauteile kommen häufig Behältnisse für mitgeführte Betriebsstoffe, Betriebsstoffpumpen und Kühlsysteme hinzu.
Eine Rakete verliert während der Betriebsdauer ihres Raketentriebwerks an Masse (es sei bemerkt, dass bei gleich bleibendem Schub deshalb die Beschleunigung steigt). Bei einem chemischen Raketenantrieb ist der Brennstoffverbrauch sehr hoch, deshalb fällt dieser Effekt viel stärker ins Gewicht als bei einem nuklearen Raketentriebwerk, der das auszustoßende Gas durch eine Kernreaktion erhitzt. Noch weniger Treibstoff verbrauchen elektrische Raketentriebwerke, zu denen zum Beispiel der Ionenantrieb zählt.
Der Raketenantrieb ist die bisher einzige Antriebsart, die es ermöglicht, Raumfahrt zu betreiben. Zum Beschleunigen innerhalb unseres Sonnensystems dient oftmals zusätzlich die Swing-by-Methode zur Treibstoffersparnis. Diskutierte (vorgeschlagene und im Entwicklungsstadium befindliche) Alternativen zum Raketenantrieb in der Raumfahrt sind Antriebe ohne Reaktionsmasse wie Sonnensegel, Abschussmechanismen mit einer Railgun und weitere; es gibt zahlreiche Spekulationen über Antriebe mit Antimaterie oder Wurmlöchern.
Raketenantriebe werden teils auch bei Automobilen eingesetzt, um etwa Geschwindigkeitsrekorde zu erzielen. Auch gibt es Anwendungen im Hobbybereich, Modellbau und bei Spielzeugen: Hier kommen vielfach Druckluftraketen und Wasserraketen zum Einsatz.
Arten von Raketentriebwerken
Es gibt mehrere Gruppen und viele Varianten von Raketentriebwerken:
- Chemische Raketentriebwerke
- Feststoffrakete
- Flüssigkeitsrakete (monopropellant, bipropellant)
- Hybridrakete
- Nukleare Raketentriebwerke (siehe auch: NERVA)
- Elektrische Raketentriebwerke
- Arcjet (Lichtbogenantrieb), Resistojet, etc.
- Kaltgas-Raketentriebwerke
Die heute am weitesten verbreiteten Raketentriebwerke sind Modelle mit chemischen Reaktionen zur Erzeugung der benötigten Energie. Es existiert eine Vielzahl an Modellen, die bisher nur theoretisch vorgeschlagen wurden bzw. sich noch in der Entwicklung befinden.
Chemisches Raketentriebwerk
Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet (im Gegensatz zu einigen anderen Triebwerken) völlig unabhängig von seiner Umgebung. Es ist eine Verbrennungsmaschine wie das luftatmende Strahltriebwerk, aber im Gegensatz zu diesem nicht auf den Luftsauerstoff als Oxidationsmittel angewiesen: Es werden alle notwendigen Betriebsmittel mitgeführt, so z.B. der zur Verbrennung des Brennstoffs notwendige Sauerstoff. Die Rakete kann deshalb auch im Vakuum arbeiten.
Die folgenden drei Formen von chemischen Triebwerken sind gebräuchlich und unterscheiden sich im Lagerungszustand der Betriebsmittel:
Feststofftriebwerk
siehe Feststoffrakete
Der Treibstofftank ist gleichzeitig auch 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 Tanks, Zuleitungen oder Steuerventile, denn die Reaktionsmasse befindet sich bereits in der Brennkammer. Durch die feste Konsistenz des Treibstoffes ist dieser leicht bereits in der Rakete zu lagern und ungefährlicher zu transportieren. Deshalb werden militärische Raketen 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 Nachteil von Feststoffraketen ist jedoch das vergleichsweise schlechte Schub-Gewicht-Verhältnis, weshalb man sie bei Weltraumraketen nur als Hilfsantrieb einsetzt (Booster und die Feststoffraketen beim Space-Shuttle)
Flüssigkeitstriebwerk
siehe Flüssigkeitsrakete
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) Oxidator außerhalb des Triebwerks gelagert.
Häufig handelt es sich bei den Betriebsstoffen um sehr aggressive Chemikalien oder kaltverflüssigte Gase. Beides muss in speziellen isolierten bzw. korrosionsfesten 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 komplizierter als eine Feststoffrakete. Durch die meist hochenergetischen Treibstoffe entstehen Temperaturen von bis zu 4000 K in der Brennkammer, was die Verwendung hoch hitzebeständiger Materialien und eine leistungsfähige Kühlung erfordert. Zur Kühlung kann auf Oxidator 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.
Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken 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.
Hybridraketentriebwerk
siehe Hybridrakete
In Hybridraketentriebwerken werden feste und flüssige Treibstoffkomponenten gemeinsam verwendet. Beide Treibstoffe reagieren selbstständig miteinander. Dem Festtreibstoff wird der Flüssigtreibstoff geregelt zugeführt, was eine verbesserte Kontrolle über die Arbeitsgeschwindigkeit und -dauer zulässt.
Steuersysteme
Es gibt eine Reihe von Möglichkeiten, den Schubvektor eines Raketentriebwerks zu beeinflussen. Während die Strahlablenkung durch Strahlruder hinter der Brennkammer kaum noch praktiziert wird, haben sich allgemein im Ganzen schwenkbare Triebwerke oder Triebwerke mit Schwenkdüsen durchgesetzt. Eine weitere Möglichkeit ist die Injektion von Sekundärtreibstoff in den Schubstrahl, um diesen durch asymmetrische Nachverbrennung abzulenken.
Treibstoffe
Bei den bis hier genannten Triebwerken, hat sich bis heute eine große Palette an Treibstoffen durchgesetzt. Bei den Treibstoffsystemen unterscheidet man zwischen monergol, diergol oder triergol. Die Präfixe geben die Anzahl der beteiligten Reaktionsstoffe am Verbrennungsprozess an.
Monergole können entweder homogene Fest- (z. B. Nitroglyzerin) und Flüssigstoffe (z. B. H2O2) oder auch heterogene Feststoffe (Composits) bestehen, die neben dem Brennstoff und dem Oxidator noch andere Zusätze enthalten. Sie gehören zu der Kategorie der niederenergetischen Treibstoffe, die Austrittsgeschwindigkeit von weniger als 2200 m/s aufweisen. Bei hochentwickelten Composits können auch Austrittsgeschwindigkeiten von bis zu 3300 m/s erreicht werden.
Bei Diergolsystemen sind bis auf Hybridantriebe bei Flüssigkeitstriebwerken beide Bestandteile flüssig (z. B. Wasserstoff/Sauerstoff). Im Falle des Hybridantriebs ist meist der Brennstoff in fester Form vorliegend und der Oxidator als Gas oder auch Flüssigkeit. Zu den Diergolsystemen zählen als stärkste Vertreter Wasser-/Sauerstoff Gemische, bei denen Austritte von bis zu 3800 m/s erreicht werden können.
Triergolsysteme enthalten Diergolsysteme (zwei Komponenten), denen noch zusätzlich Wasserstoff zugeführt wird.
Katergole Treibstoffe sind Monotreibstoffe (Einstoffsysteme), die durch hinzubringen eines Katalysators, daher der Name, zum Zerfall gebracht werden. Bei einigen dieser Substanzen wird noch ein zusätzliches Zündmittel für die Einleitung des Zerfallsprozesses benötigt.
Haltbarkeit und Lagerung
Die verschiedenen Treibstoffklassifikationen haben weiterhin noch besondere Eigenschaften hinsichtlich ihrer Haltbarkeit und Lagerung. Festtriebstoffe lassen sich am einfachsten lagern, jedoch wird ihre Lagerung auch von bestimmten Bedingungen eingeschränkt. Es dürfen sich weder Risse bilden noch Schrumpfungen auftreten. Flüssigtreibstoffe dürfen hingegen weder gefrieren noch verdampfen, was ein Temperaturintervall von -20°C - +80°C bedeutet. Durch Tiefkühlung verflüssigte Treibstoffe lassen sich aufgrund ihres Aggregatzustandes nur für einen kurzen Zeitraum lagern, da auch bei aufwendigen Tankisolierungen ein Verdampfen nicht vermieden werden kann.
Effizienz
Die Effizienz von Treibstoff-Systemen kann dadurch angegeben werden, wie lange mit einer Treibstoffmasse M ein Schub von eben dessen Gewichtskraft erzeugt werden kann.
Elektrisches Raketentriebwerk
Als elektrische Raumfahrtantriebe werden solche Strahlantriebe bezeichnet, bei welchen elektrische Energie verwendet wird, um das Stützmittel zu beschleunigen. Innerhalb der Gruppe der elektrischen Antriebe kann unterschieden werden zwischen den elektrothermischen und elektromagnetischen Antrieben, welche auch als Plasmatriebwerke bezeichnet werden (Plasma als Arbeitsmedium) sowie den elektrostatischen Antrieben, welche auch als Ionenantriebwerke bezeichnet werden (erzeugen Ionen). Je nach Art der Gewinnung der notwendigen elektrischen Energie wird auch zwischen solarelektrischen und nuklearelektrischen Antriebssystemen unterschieden.
Vor- und Nachteile für elektrische Antriebe sind:
- Sehr hoher spezifischer Impuls möglich (Schub pro kg Treibstoff)
- Nur geringes Schubniveau realisierbar, ein Abheben von der Erde beispielsweise ist aufgrund des geringen Schubes nicht möglich.
- Die Leistung wird durch die Stromquelle begrenzt.
- Kurzzeitige Richtungsänderungen sind nicht gut möglich.
Plasmatriebwerke
Elektrothermischer Antrieb
siehe: Arcjet, Resistojet
Der Treibstoff bzw. das Stützmittel wird mit Hilfe von Widerstandsheizung oder durch einen Lichtbogen erhitzt (der Schub wird also nur durch den thermischen Effekt der Expansion erzeugt) und anschließend mittels einer Düse beschleunigt. Als Stützmittel dienen Gase mit geringer molekularer Masse. 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. Die Ausströmgeschwindigkeit liegt typischerweise im Bereich von 10000 bis 30000 m/s.
Elektromagnetischer Antrieb
Der Treibstoff bzw. das Stützmittel wird wie beim elektrothermischen Antrieb mit Hilfe von Widerstandsheizung oder durch einen Lichtbogen erhitzt. Ein elektromagnetischer Antrieb beschleunigt jedoch das erzeugte Plasma (≈ 10000 K) in einem magnetischen Feld (Lorentzkraft) (nicht mit einer Düse).
Der erzielbare Schub eines elektromagnetischen Antriebes ist gering und liegt im mN-Bereich. Hierfür werden elektrische Leistungen im kW-Bereich benötigt.
Die Effektivität der Plasmatriebwerke hängt wie beim vom verwendetem Treibstoff ab: Es werden Treibstoffe mit geringer molekulärer Masse verwendet, z.B. Wasserstoff, deren komplizierte Lagerung jedoch ein Nachteil ist.
Ionentriebwerke
Elektrostatischer Antrieb
siehe Ionenantrieb Bei elektrostatischen Triebwerken erfolgt die Schuberzeugung durch Verdampfung des Treibstoffes, Ionisation der Teilchen und Beschleunigung in einem elektrischen Feld. Zur Vermeidung einer elektrischen Aufladung des Triebwerkes ist es notwendig, das Stützmittel hinter der Beschleunigungsstrecke durch Zugabe von Elektronen zu neutralisieren.
Der Wirkungsgrad der elektrischen Energie ist relativ hoch, ebenso die Ausströmgeschwindigkeit.
Nukleares Raketentriebwerk
Unter nuklearen Raumfahrtantrieben werden alle Antriebssysteme zusammengefasst, die mit Hilfe nuklearer Reaktionen betrieben werden. Nukleare Energie kann grundsätzlich durch Kernspaltung oder Kernfusion erzeugt werden. Bis heute ist jedoch lediglich die Kernspaltung technisch realisiert und beherrscht, während an der Kernfusion noch gearbeitet wird (siehe ITER). Somit sind bisher nur auf Kernspaltung basierende Antriebssysteme entwickelt und erprobt worden (siehe NERVA).
Zum operativen Einsatz im Sinne einer Raumfahrtmission ist bisher kein nukleares Antriebssystem gekommen, da sie entweder aus technischen, ökologischen, ökonomischen und politischen Gründen mit anderen Antriebsverfahren bisher nicht konkurrenzfähig sind. Da die Bewertungskriterien jedoch sehr stark von der Missionsanforderung und dem Missionsprofil abhängig sind, ist dieser Umstand keine feststehende Tatsache. So wird zur Zeit bei der NASA an dem Projekt Prometheus gearbeitet. Ziel ist ein Nuklearantrieb, der ursprünglich für das JIMO (Jupiter Icy Moons Orbiter) Programm eingesetzt werden sollte.
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 bzw. -konzepten ist gemein, dass die in dem nuklearen Prozess erzeugte Energie auf ein Stützmasse übertragen wird und diese in einer Düse entspannt wird. Einzige Ausnahme von dieser Regel stellt das Konzept des nuklearen Pulsantriebes dar. Hierbei werden Atombomben außerhalb des Raumfahrzeuges gezündet und der Impuls des auf das Raumfahrzeug treffenden Plasmas zur Beschleunigung verwendet, siehe Orion-Projekt.
Die mit Hilfe nuklearer Reaktionen erzielbaren Leistungsdichten sind um den Faktor Parser-Fehler (Das temporäre Verzeichnis für mathematische Formeln kann nicht angelegt oder beschrieben werden.): 10^6
(Fission) beziehungsweise Parser-Fehler (Das temporäre Verzeichnis für mathematische Formeln kann nicht angelegt oder beschrieben werden.): 10^7 (Fusion) größer als die chemischer Antriebe.
Siehe auch:
- Antriebsmethoden für die Raumfahrt (Übersichtsartikel)
- Rakete
- en:Nuclear thermal rocket
- Liste der Raumflugkörper mit elektrischem Antrieb
Weblinks
- Radiofrequency Ion Thruster Heritage: EURECA
- NASA gibt "Go" für Nuklear-Projekt Prometheus
- Nukleare Raketenantriebe bei FAS
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