R.2. Raketentechnik

R.2.2.1.2. Treibstofffördersystem

Bei Hybrid- und Feststoffantrieben übernehmen die Brennkammern die Funktion von Tanks für einen Teil oder alle Treibstoffe. Bei der Verwendung von Flüssigkeitstreibstoffen in chemischen Raketentriebwerken ist ein Treibstofffördersystem notwendig, über welches die Treibstoffe von den Treibstofftanks zum Verbrennungsort in der Brennkammer gelangen.

Figur TF1: Treibstofffördersystem der Treibstoffkomponenten über poröse Wände (aus DE 558 012 A).

Ein erster Ansatz von Oberth, der Figur TF1 aus DE 558 012 A zu entnehmen ist, basierte auf der Kapillarwirkung. Es wurden für die Zuleitungen (d) des Brennstoffs (b) und des Oxidators ( c) zum Verbrennungsort (f) Vorrichtungen mit porösen Wänden (e) aus feuerfesten Materialien verwendet. Der Flüssigkeitstransport erfolgte über Kapillarkräfte in Kombination mit leichtem Überdruck (DE 558 012 A). Durch die individuelle Druckregulierung der beiden Treibstoffkomponenten konnte das gewünschte Mengenverhältnis eingestellt werden. Eine darauf aufbauende Weiterentwicklung verbesserte die Einspritzung der Treibstoffkomponenten in die Brennkammer durch Zerstäuberdüsen, die für eine optimale Durchmischung beider Komponenten am Verbrennungsort sorgten (DE 549 222 A, DE 633 667 A).

Heutzutage werden bei den Treibstofffördersystemen die Pumpenförderung und die Druckförderung unterschieden, während der Kapillarförderung nur geringe Bedeutung zukommt.

a) Druckförderung

Figur TF3: Druckförderung mit Inertgas (aus US 6 113 032 A).

Bei der Druckförderung (Figur TF3 aus US 6 113 032 A) werden die Treibstoffe mit Überdruck (12) aus den jeweiligen Tanks (52, 54, 58), in denen sie gelagert sind, in die Brennkammer (Teil des Triebwerks (28)) eingespritzt. Die Tanks selbst müssen einen deutlich höheren Druck aushalten als die Brennkammer. Dies bedingt eine stabilere Bausweise mit dickeren Tankwandungen, wodurch das Leergewicht der Rakete zunimmt. Eingesetzt wird dieses Verfahren daher bei kleineren Antriebsstufen, wie etwa der Oberstufe von Delta-Raketen oder der Ariane 5.

b) Pumpenförderung

Insbesondere bei großen Raketen und Triebwerken mit hohem Kammerdruck hat sich die Pumpenförderung durchgesetzt. Hierbei werden die Treibstoffe bei niedrigerem Druck gelagert, bevor sie mit Treibstoffpumpen zur Brennkammer befördert und in diese eingespritzt werden. Angetrieben werden die Treibstoffförderpumpen über Gasturbinen. Je nach Herkunft der Antriebsgase lassen sich drei Fälle unterschieden:

Druckgas als Lagergas aus dem Treibstofftank (US 3 077 073 A),
Druckgaserzeugung durch chemische Reaktion in einem separaten Gasgenerator (US 2 949 007 A, US 3 516 251 A) oder Abzweigung aus der Brennkammer (US 2 637 973 A, wie in Fig. D1) und
Druckgaserzeugung durch Flüssigkeitsverdampfung (DE 1 950 407 C). Bei diesem wird der im Regenerativkühlsystem des Triebwerks verwendete, verdampfte Brennstoff als Antriebsgas genutzt, bevor er im Triebwerk verbrannt wird.

Nachteilig sind an der Pumpenförderung der Eigenenergiebedarf sowie der kompliziertere und damit störanfälligere Aufbau des Triebwerks. Dafür zeichnet sie sich durch eine leichtere Tankbauweise und eine genauere Regelbarkeit der Treibstoffmischungsverhältnisse aus.

Zitierte Patentdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
DE 558 012 A	1929	Verfahren und Vorrichtung zum Verbrennen von Brennstoffen, zum Beispiel für Raketen
DE 549 222 A	1929	Verfahren zur schnellen Verbrennung von Brennstoffen
DE 633 667 A	1931	Rückstoßmotor für flüssige Treibstoffe
US 2 949 007 A	1955	Rocket Engine Feed System
US 3 077 073 A	1957	Rocket Engine Having Fuel Driven Propellant Pumps
DE 1 950 407 C	1969	Treibstoffversorgungssystem für ein Raketentriebwerk
US 6 113 032 A	1998	Delivering Liquid Propellant in a Reusable Booster Stage

Ergänzungsdokumente
Patentnummer	Jahr	Titel
US 2 395 113 A	1940	Mechanism For Feeding Combustion Liquids To Rocket Apparatur
US 4 589 253 A	1984	Pre-Regenerated Staged-Combustion Rocket Engine
US 4 583 362 A	1985	Expander-Cycle, Turbine-Drive, Regenerative Rocket Engine