R.2. Raketentechnik

R.2.2.1.1. Treibstoffe für das chemische Triebwerk

c) Hybride Systeme

Hybridraketen sind noch wenig verbreitet, wurden aber etwa bei dem privaten Weltraumflug mit SpaceShipOne im Jahr 2004 eingesetzt. Beim

Figur TR2: Aufbau eines Triebwerks einer Hybridrakete (aus US 6 298 659 B1).

Hybridantrieb (Figur TR2 aus US 6 298 659 B1) ist der Brennstoff (28) fest, während der Oxydator (GOX) in flüssiger Form im Treibstofftank gelagert wird. Letzterer wird dem Feststoff (28), der in der Brennkammer (26) vorrätig ist, durch ein Treibstofffördersystem (38, 39) zugeführt und verbrennt dort mit diesem.

Zu den gängigen Brennstoffen gehören starke Reduktionsmittel wie etwa Lithium, Beryllium, ihre Hydride oder feste organische Brennstoffe. Als Oxydator werden Oxidationsmittel, wie Sauerstoff, Fluor, ihre Mischungen oder auch Stickstofftetroxid (DE 1 215 034 B, US 3 147 710 A) verwendet.

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 3 147 710 A	1961	Ignition System for Solid Propellants
DE 1 215 034 B	1962	Fester Brenstoffblock für hypergolische Systeme
US 6 298 659 B1	1999	Vortex Flow Field And Apparatus And Method For Producing The Same

Ergänzungsdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 4 424 679 A	1981	Constant Thrust Hybrid Rocket Motor
US 5 010 730 A	1989	Gas-Fed Hybrid Propulsion System
US 5 572 864 A	1994	Solid-Fuel, Liquid Oxidizer Hybrid Rocket Turbopump Auxiliary Engine
US 6 393 830 B1	2000	Hybrid Rocket Propulsion System Including Array Of Hybrid Or Fluid Attitude-Control Rocket Engines
US 7 069 717 B2	2004	Hybrid Propulsion System