R.2. Raketentechnik

R.2.2.1.1. Treibstoffe für das chemische Triebwerk

b) Flüssigkeitssysteme

Die Anfänge

Oberths Berechungen und Konstruktionspläne in seinem Buch "Die Rakete zu den Planetenräumen" von 1923 (OBE23) basierten bereits auf der Verbrennung von Flüssigtreibstoffen. Vorgesehen waren Gemische aus flüssigem Sauerstoff und entweder Alkohol oder verflüssigtem Wasserstoff. Auch war bereits die Kombination beider als mehrstufiger Antrieb vorgesehen, wobei die einzelnen Antriebsstufen nach der Verbrennung von der Rakete abgetrennt und abgeworfen wurden (in DE 570 511 A). Er hatte bereits erkannt, dass die erforderliche Schubkraft zum Verlassen der Erdatmosphäre nur über mehrstufige Antriebssysteme realisiert werden kann.

Entscheidend für die Wahl der Treibstoffe ist die bei der Verbrennung freiwerdende Wärmemenge und das Gewicht der Verbrennungsprodukte. Je leichter letztere sind, desto größer ist die Ausströmgeschwindigkeit und damit der erzeugte Vortrieb. Die A4-Rakete wurde mit den Flüssigtreibstoffen Sauerstoff und Ethanol betrieben (US 2 967 393 A). Später wurde Ethanol durch Kerosin (RP-1) ersetzt, wodurch sich die Vorschubgeschwindigkeit steigern ließ. Jedoch war diese Treibstoffkombination nicht selbstentzündlich. Dennoch hat sie sich bei den Startstufen etwa von Atlas, Delta, Sojus, Zenit oder Kosmos-Raketen bewährt.

Einkomponentensysteme

Hydrazin oder auch Wasserstoffperoxid können als Einkomponentensystem eingesetzt werden (DE 22 41 424 C3). Sie zersetzen sich bei höheren Temperaturen, wobei diese Zersetzungsreaktion von Metallzusätzen beschleunigt werden kann. Es wurde bei kleinen Triebwerken von Raumsonden und Satelliten zur Lageregelung eingesetzt. Durch den geringen erzeugten Vortrieb spielen solche Einkomponentensysteme für Trägerraketen keine Rolle.

Zweikomponentensysteme

Die Treibstoffkombination Hydrazin als Flüssigbrennstoff mit Distickstofftetroxid als Oxidator entwickelte sich aus dem militärischen Anforderungsprofil, durch gute Lagerfähigkeit permanent einsatzfähig zu sein. Alternativ stehen als Brennstoff noch Momomethylhydrazin (MMH) und unsymmetrisches Diemethylhydrazin (UDMH) zur Verfügung. Eingesetzt werden solche Treibstoffkombinationen beispielsweise in der Oberstufe der Ariane 5 oder bei Satelliten (US 3 088 272 A, US 5 282 357 A, DE 22 41 424 C3).

Die bereits von Oberth angedachte Kombination aus flüssigem Wasserstoff als Brennstoff und flüssigem Sauerstoff als Oxidator ist aufgrund der hohen erreichbaren Vorschubgeschwindigkeiten die effektivste im Einsatz befindliche Treibstoffkombination (US 3 077 073 A). Der technische Aufwand für den Betrieb ist enorm. Der niedrige Siedepunkt des Wasserstoffs (-252,78°C) erfordert eine bessere Isolation im Vergleich zu anderen Brennstoffen. Seine geringere Dichte hat größere Tankvolumina zur Folge, wodurch sich nicht nur die Materialkosten erhöhen, sondern auch das Leergewicht der Rakete.

Fazit

In Summe sind Flüssigkeitstriebwerke flexibel einsetzbar, da die Brenndauer und der Schub variabel über die Treibstoffzuführung regulierbar sind. Vor der Verbrennung können zudem die Flüssigkeitstreibstoffe, wie etwa flüssiger Wasserstoff, zur Kühlung der Triebwerkskomponenten eingesetzt werden. Ihr Aufbau ist jedoch komplexer, bedingt durch die Lagerung der Treibstoffe in separaten Tanks und der Notwendigkeit eines Treibstofffördersystems.

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
DE 570 511 A	1929	Vorrichtung zum Antrieb von Fahrzeugen durch den Rückstoß ausströmender Verbrennungsgase
US 3 077 073 A	1957	Rocket Engine Having fuel Driven Propellant Pumps
US 2 967 393 A	1959	Rocket-propelled missile
US 3 088 272 A	1961	Stable Propellants
DE 22 41 424 C3	1972	Verfahren zum Betreiben eines Flüssigkeitsraketentriebwerkes
US 5 282 357 A	1990	High-Performance Dual-Mode Integral Propulsion System

Ergänzungsdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
DE 973 448 B	1960	Heißwasserrakete, insbesondere Starthilfe für bemannte oder unbemannte Flugkörper