R.2. Raketentechnik

R.2.2.1.1. Treibstoffe für das chemische Triebwerk

a) Feststoffsysteme

Eine Möglichkeit Feststoffraketen zu realisieren besteht in der Verwendung von Pulver als Treibstoff. Mit solchen Pulverraketen experimentierte der Amerikaner Goddard, etwa auf Basis von Nitrocellulose. Seine ersten Veröffentlichungen aus den 1910er Jahren (GOD19, US 1 102 653 A; US 1 103 503 A; US 1 191 299 A; US 1 194 496 A) zielten aber noch nicht auf die bemannte Raumfahrt ab, sondern sollten vielmehr Kameras und Aufzeichnungsgeräte in bislang unerreichte Höhen transportieren, die mit Hilfe eines Fallschirms wieder auf der Erde landen.

Figur TR1: Zweistufiger Antrieb einer Feststoffrakete (aus US 1 102 653 A).

Der US 1 102 653 A ist der Aufbau solch einer Feststoffrakete (Figur TR1 aus US 1 102 653 A) zu entnehmen, bei der bereits ein zweistufiger Antrieb (10, 25) vorgesehen ist. Als Treibstoff dient explosives Pulver (27, 12), das zu Scheiben verpresst ist.

Goddard experimentierte zwar mit einem Benzin/Stickstoffmonoxid-Gemischen als Treibstoff (US 1 103 503 A), beschränkte sich aber zunächst auf rauchfreie Pulverraketen, die elektrisch und damit zeitlich definiert und fern gezündet werden können (US 1 191 299 A und US 1 194 496 A). Ihre Brenndauer war durch die Brennstoffmenge festgelegt.

Wenn die oben genannten gepressten Scheiben Dichteunterschiede aufwiesen, dann führte dies zu ungleichmäßigem Abbrennen des Brennstoffs und dadurch zu unkontrollierbaren und ungewollten Schubvariationen. Der starre Übergang (Figur TR1) von Brennkammer (10) zu Düse (11) bewirkte darüber hinaus eine schlechte Steuerung der Rakete.

Moderne Feststofftriebwerke zeichnen sich durch schwenkbare Düsen (US 3 049 877 A, US 3 230 708 A, US 3 392 918 A) zum Steuern aus, vergleichbar den Flüssigkeitsraketen. Der Schub wird variabel (US 4 397 149 A, US 3 286 471 A, US 3 349 565 A, US 3 381 476 A) reguliert, wobei auch ein vorzeitiger Brennschluß erzielt werden kann. Ohne separate Treibstofftanks und Treibstofffördersysteme, wie für Flüssigkeitstreibstoffe benötigt, ist ihr Aufbau unkompliziert und zuverlässig. Daher finden diese Raketen heute als Hilfsraketen (Booster) zur Erzeugung des Startschubs des Space Shuttle, der Titan, Delta, der japanischen H-2 oder Ariane-Rakete breite Anwendung.

Heutzutage nutzen die meisten Feststoffraketen Treibstoffe aus heterogenen Verbundmaterialien (Composits), bei denen ein anorganischer Oxidator in einem als Bindemittel dienenden organischen Brennstoff fein verteilt ist (US 3 165 060 A, WO 01/38170 A1, US 4 482 406 A, DE 977 941 B). Hierbei kommen pressfähige oder aushärtbare Kunststoffe wie Polyurethan, Polybutadien, Plexiglas oder Polsulfide als Brennstoff in Frage. Häufige Verwendung fand und findet ein Kunststoffharz wie PBAA (Polybutadien-Acrylsäure-Acrylnitril) oder HTPB (Hydroxyterminiertes Polybutadien), in das der Oxidator Ammoniumperchlorat und Aluminium als energiesteigernder Zusatz eingebettet ist. Ammoniumperchlorat wirkt eigentlich als Oxidator und Treibstoff zugleich, denn es zerfällt beim Verbrennen unter anderem in Sauerstoff und Chlor. Diese Gase können wiederum die übrigen Komponenten, wie Aluminium oder Polybutadien, verbrennen. Die Oxidation von Aluminium liefert eine große Hitze, wodurch die gesamte Verbrennungsreaktion in Gang bleibt.

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 1 102 653 A	1914	Rocket Apparatus
US 1 103 503 A	1914	Rocket Apparatus
US 1 191 299 A	1916	Rocket Apparatus
US 1 194 496 A	1916	Rocket Apparatus
US 3 165 060 A	1960	Multiple Propellant Grain For Rocket Motors
US 3 049 877 A	1962	Nozzle for Reaction Motor
DE 977 941 B	1963	Halbfeststoff- und Feststoff-Raketentreibsatz
US 3 286 471 A	1963	Solid Propellant Rocket Motor
US 3 381 476 A	1966	Filament Control System For The Burning Rate Of A Solid Propellant Rocket Motor
US 3 230 708 A	1966	Steerable Rocket Motor With Gimballed Nozzle Means And Cooling Means
US 3 349 565 A	1967	Variable thrust Solid Propellant Rocket Motor
US 3 392 918 A	1968	Rocket Motor Thrust Control System
US 4 397 149 A	1981	Variable Thrust solid Propellant Rocket Motor
US 4 482 406 A	1983	Propellant Plasticizer
WO 01/38170 A1	2000	Single-Stage-To-Orbit Rocket