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Hybride Antriebe

Hybride Antriebe

Heute verwendet man Feststofftriebwerke und Flüssige Antriebe bei Raketen. Beide haben Vor und Nachteile:

Feststoff Flüssiger Antrieb
Vorteile Preiswerter Antrieb, da einfache Konstruktion Höhere Energieausbeute als bei Feststoffantrieben
Sehr zuverlässig Bessere Steuerung des Schubs
geringe Entwicklungskosten Einfach Wiederzündbar
Verfügbarkeit in jeder Größe Besseres Voll- zu Leermasse Verhältnis bei mittleren bis großen Stufen
Hoher Schub erreichbar Lange Brennzeiten möglich
Gutes Voll zu Leermasse Verhältnis bei kleinen Stufen
Nachteile Geringe Energieausbeute Sehr komplex -> fehleranfälliger
Schub nur begrenzt regelbar Höhere Herstellungs- und Entwicklungskosten
Wiederzündung möglich, aber extrem aufwendig Hoher Schub erfordert leistungsfähige und teure Triebwerke
Bei größeren Stufen eher schlechtes Voll- / Leermasseverhältnis

Ideal wäre es also, wenn man einen Antrieb hätte der die Vorteile beider Technologien vereinigt, dies ist der Hybridantrieb. Er verwendet flüssigen und festen Treibstoff. Dabei ist in der Regel der Verbrennungsträger fest, der Oxydator aber flüssig. Der Oxydator wird zum Verbrennungsträger durch Druck oder Pumpen gespritzt und verbrennt mit diesem. Man hat also ein Triebwerk wie bei einer Feststoffrakete (ebenso einfach und unkompliziert) verbunden mit einem Fördersystem für flüssige Treibstoffe (dadurch abschaltbar, wiederzündbar und im Schub regelbar). Von besonderem Interesse ist, dass man durch die Kombination von Lithium und Berylliumhydrid als extrem starken Reduktionsmitteln mit Fluor und Sauerstoff als extrem starken Oxidationsmitteln eine Energieausbeute erreicht, die der Kombination Wasserstoff und Sauerstoff vergleichbar ist. Das unten abgebildete Konzept war einmal als Oberstufe für die Delta Rakete im Gespräch und hätte einen spezifischen Impuls von 4000 m/s erreicht, bei geringem Brennkammerdruck.

Theoretisch sollte ein Antrieb mit Fluor als Oxidator und Beimischung von Lithium oder Lithiumhydrid zum Verbrennungsträger einen spezifischen Impuls erreichen, der dem von Wasserstoff und Sauerstoff ebenbürtig ist (etwa 4300-4400 m/s im Vakuum). Berylliumhydrid zusammen mit FLOX als Oxydator wäre sogar besser als Wasserstoff/Sauerstoff und würde einen spezifischen Impuls von 5200 m/s ergeben. Allerdings ist Beryllium ein extrem teures Metall und Fluor ist giftig. Daher wird man hybride Triebwerke mit diesen Treibstoffen nur in Oberstufen einsetzen. Der Einsatz eines flüssigen Treibstoffs und eines festen Oxydators ist selten. Man spricht dann von Reversed Hybriden Antrieben.

Bislang gibt es wenige hybride Antriebe. Frankreich hat eine Höhenforschungsrakete mit einem hybriden Antrieb gebaut, in den USA wurde ein 49 kN Triebwerk entwickelt und später ein 340 kN Triebwerk. Gipfelpunkt war in den späten Achtzigern  die Entwicklung eines 1125 kN Triebwerks (das bisher größte). Eine Zieldrohne für die USAF wurde in den achtziger Jahren eingesetzt. Große antriebe machten aber Probleme, sowohl bei AMROC eine Firma die diese Technologie testete wie auch daran anschließend Tests am Stennis NASA Center gab es bei Triebwerken der 1000 kN Klasse bei den Tests Probleme wie Treibstoffoszillationen, zu geringe Abbrandraten oder extrem komplexe Geometrien des Treibsatzes, sodass kein Antrieb dieser Größenklasse derzeit als qualifiziert angesehen werden kann.

In Deutschland hat die Technische Universität München alleine in eiIer Studentengruppe (ohne fremde Unterstützung) schon in den Siebzigern eine kleine hybride Experimentalrakete gebaut. Ende der siebziger Jahre galten diese Antriebe noch als eine zukünftige Alternative. Danach schlief die staatliche Forschung doch ein. Mittlerweile werden die Antriebe wieder genauer untersucht, nun allerdings von privaten Initiativen:

Spaceship One und Two setzen einen hybriden Antrieb mit 88 kN Schub ein. Kopenhagen Suborbitals arbeitet ebenso mit einem Hybridantrieb. Die Firma hat zwei Oxydatoren erprobt und von Lachgas auf LOX gewechselt. Daneben gibt es die Forschung an kleineren Forschungsinstituten und private Initiativen, die jedoch meist nur mit kleinen Raketen experimentieren.

Vorteile hybrider Antriebe:

Als wichtigste Vorteile werden genannt:

  1. Sicherheit bei der Herstellung, Lagerung und Betrieb ohne die Gefahr einer Explosion: Die Treibstoffe sind getrennt anders als bei festen Treibstoffen und sie können sich nicht so schnell durchmischen wie flüssige Treibstoffe und so eine explosive Mischung erzeugen. Bei einem strukturellen Fehler verlöschen die Flammen., Allerdings ist Fluor als bester Oxydator sehr aggressiv.
  2. Restart und Stopfähigkeit: Ein grundlegender Vorteil gegenüber Feststofftriebwerken und ein Restart ist einfacher als bei Triebwerken mit flüssigen Treibstoffen
  3. Relativ geringe Systemkosten (in der Größenordnung von Feststofftreibwerken)
  4. Höherer spezifischer Impuls als Feststofftriebwerke, höhere Dichte als flüssige Treibstoffe
  5. Möglichkeit der Schubvariation über einen weiten Bereich. (bei Feststofftreibwerken unmöglich, bei Raketenantrieben mit flüssigen Treibstoffen oftmals nur in einem kleinen Bereich möglich und technisch aufwendig)
  6. Zahlreiche Treibstoffkombinationen möglich (Breites Spektrum an Oxydatoren, fester Treibstoffanteil kann heterogen sein (z.B. Metall in Wachs eingebettet).

Es gibt auch Nachteile:

  1. Es ist schwer möglich ein konstantes Mischungsverhältnis aufrecht zu erhalten. Es variiert über den Schub und die Brenndauer
  2. Der spezifische Impuls pro Volumen ist kleiner als bei Feststofftriebwerken
  3. Der Treibstoff kann nicht vollständig verbraucht werden. Es muss am Ende des Betriebs eine dünne Schicht verbleiben um eine Beschädigung der Brennkammer zu vermeiden bzw. den Fall zu vermeiden dass Treibstoff nur noch an bestimmten Stellen verbrennt und woanders schon abgetragen ist (extrem turbulente Gasströmung). Damit ist die Leermasse erhöht.

Der Vorteil Nummer 6 hat dazu geführt, dass obwohl es sehr wenige Forschungen seitens der Weltraumorganisationen gibt, zahlreiche Uniinstitute, private Vereinigungen zur Förderung der Raumfahrt oder Raketenbauer hybride Triebwerke nutzen, da es ungefährliche Oxydator/Treibstoffkombinationen gibt, die man einsetzen kann und die auch ohne größere Probleme erhältlich sind, wie Lachgas/Paraffin.

Die Treibstoffe

Hybrides TriebwerkWie der Name sagt sind diese Triebwerke eine Mischung von festen und flüssigen Triebwerken. Es ist der Treibstoff fest und der Oxydator flüssig. Dies liegt daran, dass es sehr hochwirksame flüssige Oxidationen wie reines Fluor oder Sauerstoff in Reinform gibt. Dagegen besitzen feste Oxydatoren wie nitrierte Kohlenwasserstoffe oder Ammoniumperchlorat immer einen inerten oder reduzierenden Molekülteil. Im allgemeinen ist es immer am günstigsten, wenn es geht die Elemente in Reinform einzusetzen. Das ist mit Fluor und Sauerstoff möglich und finanzierbar. Dagegen sind Lithium und Beryllium als am besten geeignete feste "Treibstoffe" sehr teuer und oxidationsempfindlich und würden in normaler Luft schon anfangen zu verbrennen.

Es gibt aber gute (wenn auch nicht optimale) Verbrennungsträger in fester Form. Zum einen Kunststoffe, die von der Energieausbeute vergleichbar Kerosin sind. Interessanter sind jedoch starke Reduktionsmittel mit niedriger Molekularmasse. Dies sind Lithium und Beryllium sowie ihre Hydride. Man kann diese auch mit Kunststoffen mischen. Dies würde man vor allem bei den reinen Metallen tun, um hier Wasserstoff in Form von Kohlenwasserstoffen mit einzubringen. In einen Kunststoff eingebracht sind sie auch vor Oxidation geschützt. Als Kunststoffe vorgeschlagen wurden HTPB, das ist der Binder der für feste Treibstoffe eingesetzt wird oder normale Kunststoffem wie sie auch in anderen Bereichen eingesetzt werden. Hier wäre ein hoher Wasserstoffanteil wichtig, da dies die Molmasse des Abgases senkt und damit die Ausströmgeschwindigkeit der Gase erhöht. Geeignete Kunststoffe mit hohem Wasserstoffanteil wären z.B. Polyethylen oder Polypropylen aus denen Verpackungsfolien und Einkaufstüten gefertigt werden. Paraffin wird häufig verwendet und hat den Vorteil leicht verdampfbar zu sein. Metalle können in Maßen zugemischt werden. Neben den relativ teurem Lithium und Beryllium wäre die Zumischung von Aluminium denkbar. Aluminium liefert beim Verbrennen viel Energie, das Verbrennungsprodukt ist aber nicht gasförmig. Es überträgt die Energie zum Teil auf die gasförmigen Produkte Kohlenmonoxid, Kohlendioxid, Fluorwasserstoff und Wasser. Auch die Verwendung von Aluminiumhydrid (10-15%) zu HTPB wird vorgeschlagen. Es liefert Wasserstoff, ist deutlich billiger als die Hydride von Beryllium und Lithium und steigert in dieser Zumischung den spezifischen Impuls von HTPB um 200 bis 240 m/s. Problematisch ist, das Aluminiumhydrid aber den Wasserstoff leicht wieder abgibt.

Man nutzt die hohe Verbrennungstemperatur bei der Verbrennung der Metalle aus, um Wasserstoff aus den Kohlenwasserstoffen freizusetzen und so ein Abgas mit niedriger Molekülmasse aber hoher Ausströmgeschwindigkeit zu erreichen. Ein Hybrider Antrieb ist also vergleichbar einem flüssigen Dreistoffsystem, das technologisch viel schwerer zu beherrschen ist.

Als Oxydatoren kommen die Substanzen in Frage, die man auch bei flüssigen Treibstoffen einsetzt: Sauerstoff und Stickstofftetroxyd sowie Fluor. Fluor bringt bei flüssigen Treibstoffen nur einen kleinen Gewinn gegenüber dem Sauerstoff. Gegenüber festen Treibstoffen ist er jedoch schon signifikant. Mischt man nun noch Alkalimetallen zum Treibstoff so erscheinen spezifische Impulse von 4000 m/s erreichbar. Noch interessanter beim Verbrennen von Kunststoffen ist der Einsatz von FLOX. Die Mischung von Sauerstoff und Fluor vereint Vorteile beider Treibstoffe. Die Verbrennung mit Fluor liefert mehr Energie, die Verbrennung mit Sauerstoff ergibt aber ein Abgas mit geringerer Molmasse. Bei der Verbrennung eines Kunststoffes mit FLOX reagiert das Fluor bevorzugt mit dem Wasserstoff und bildet HF (Molmasse 20). Der Sauerstoff verbindet sich mit dem Kohlenstoff, es bilden sich Kohlenmonoxid (Molmasse 28) und Kohlendioxid (Molmasse 44). Fluor alleine würde den Difluorkohlenstoff und Tetrafluorkohlenstoff bilden. Deren Atommasse ist mit 50 und 88 erheblich höher.

Der Einsatz von Stickstoffverbindungen liefert keine höhere Energieausbeute als wie bei festen Treibstoffen. Trotzdem wird z.B. bei Spaceship One Lachgas eingesetzt. Der Vorteil ist das es einfacher handhabbar und ungefährlicher als andere Oxydatoren ist. Daneben haben Hybridraketen für diesen Einsatzzweck den Vorteil, dass man sie anders als Feststoffraketen abschalten kann. Denkbar wäre auch der Einsatz von Stickstofftetroxyd, der höhere spezifische Impulse als Lachgas offeriert, aber nicht ungiftig ist. Früher nahm man auch Wasserstoffperoxid in Kombination mit HTPB. Wasserstoffperoxid in konzentrierter Form (90-95%)  ist zumindest über einige Stunden, die Betriebszeit einer Oberstufe stabil, leicht lagerbar. Allerdings auch aggressiv und die Energieausbeute ist wie beim Lachgas eher gering.

 Ein Optimum hinsichtlich zum einen dem Aspekt Sicherheit und Umweltfreundlichkeit auf der einen Seite und Performance im Hinsicht auf spezifischen Impuls dürfte der Einsatz von LOX/HTPB sein. LOX ist zum einen ein klassischer Raketentreibstoff mit dem es über 60 Jahre Erfahrung gibt. Er ist ungiftig und reagiert nicht von alleine mit HTPB. HTPB (Hydroxyterminiertes Polybutadien) ist der klassische Binder bei Feststofftriebwerken und es gibt daher auch große Erfahrungen im Einsatz mit diesem Treibstoff.  Auch Paraffinwachse wurde mit Erfolg getestet.


Oxydator Vorteil Nachteil
F2O Höchster erreichbarer spezifischer Impuls, hohe Dichte Aggressiv, giftig
F2 Zweithöchster spezifischer Impuls, hohe Dichte Aggressiv, giftig
O2 Genauso hoher spezifischer Impuls wie bei LOX/Kerosin, ungiftig  
N2O4 Lagerbar, hohe Dichte giftig, mäßiger spezifischer Impuls
HNO3 Lagerbar, hohe Dichte aggressiv, niedriger spezifischer Impuls
N2O ungiftig nicht lagerbar, mäßiger spezifischer Impuls
H2O2 lagerbar, hohe Dichte aggressiv, mäßiger spezifischer Impuls

Das folgende Diagramm informiert über die erreichbaren spezifischen Impulse (Einheit s, nicht m/s) bei verschiedenen Mischungsverhältnissen´. Der Brennkammerdruck betrug 10 bar, das Expansionsverhältnis 10, dies entspricht eher den Bedingungen beim Start von Meereshöhe als im Vakuum. Treibstoff war HTPB in allen Fällen. Deutlich ist das man sowohl mit Fluor, Flox wie auch LOX spezifische Impulse von über 3000 erreichen kann. Diese liegen deutlich über den besten bei Feststofftriebwerken (und dort nur mit hohem Brennkammerdruck und großen Expansionsdüsen erreichbar).

Bei den Treibstoffen hat man den Fokus auf Kunststoffe gelegt. Da es nur geringe Unterschiede in dem erreichbaren spezifischen Impuls zwischen den verschiedenen Kunststoffen gibt, konzentrieren sich kommerzielle Forschungen vor allem auf HTPB. Da HTPB als Binder sehr große Mengen an anderen Materialen binden kann (in Feststofftriebwerken beträgt der Anteil des HTPB, das die restlichen Teile bindet unter 20%) hat man auch Additive wie Polycyclopentadien (PCPD) erprobt, die vor allem die Dichte erhöhen und damit die Abmessungen und das Gewicht des Motors absenken. PCPD soll z.B. die Dichte des Triebstoffs um 10% steigern.

Die Technologie

Aufbau

Vom Aufbau her verwenden sie hybride Triebwerke Technologien von flüssigen und festen Antrieben. Der Verbrennungsträger selbst befindet sich wie bei Feststofftriebwerken in einer massiven Hülle die mit der Düse endet. Bis zur Hälfte ist es also ein Feststofftriebwerk. Es ist auch nötig. wie bei einem Feststofftriebwerk die Form des Treibsatzes zu wählen. um eine möglichst gleichmäßige Abtragung zu gewährleisten. Das Problem, das weiter unten noch diskutiert wird ist, dass er feste Treibstoff erst verdampft werden muss. Erst dann reagiert er. Das muss gleichmäßig geschehen und zum Brennschluss muss überall die Wand erreicht werden, sonst verbleiben Reste. Das unterscheidet den hybriden Antrieb von dem flüssigen Antrieb (hier ist die Durchmischung von Oxydator und Treibstoff  recht einfach möglich) und Feststoffantrieben (hier enthält der Feststoff beide Komponenten schon gemischt). Wie bei einem Feststoffantrieb ist dieser Teil die Brennkammer. Da direkt nach dem Injektor das Gemisch oxydatorreich ist und vor der düse brennstoffreich, da sich der Oxydator verbraucht ist es üblich dahinter eine Brennkammer ohne Treibsatz anzubauen, die für eine Durchmischung und Nachverbrennung des Gases sorgt.

Die andere Hälfte ist ein Tank mit dem flüssigen Oxydator. Es genügt den Oxydator durch Druck zu fördern und auf den Verbrennungsträger zu versprühen. Dort verbrennt er, reist aber meist noch ungebrannten festen Treibstoff bei der Verbrennung mit. Es ist kein Injektor im klassischen Sinn nötig, der bei flüssigen Treibstoffen Verbrennungsträger und Oxydator vermischt, es reicht ein "Duschkopf", der den Oxydator in feine Tröpfchen versprüht. Allerdings nimmt bei der klassischen Druckgasförderung (eine aktive Förderung wäre möglich, ist bisher aber experimentell noch nicht durchgeführt worden) der Tankdruck bei steigender Entleerung der Tanks ab. Man kann damit leben, dann sinkt auch der Brennkammerdruck und die Ausströmgeschwindigkeit und Schub ab, während sich die Brenndauer erhöht, man kann auch Druckgas (z.B. Helium) aus einer Druckgasflasche zuführen und so im Oxydatortank einen konstanten Tankdruck aufrecht erhalten. Bisher wurde auch bei großen Antrieben nur die Druckförderung erprobt. Da Druckgastanks bei hohen Drücken schwer werden, der spezifische Impuls aber nicht in dem Maße ansteigt, arbeitet man mit Drücken wie sie auch druckgeförderte Antriebe in Satelliten einsetzen. Das sind dann Tankdrücke unter 20 bar, die Brennkammerdrücke sind noch geringer und liegen dann bei 10 bis 12 Bar. Das limitiert die Ausströmgeschwindigkeit. Immerhin ist sie bei Oberstufen durch große Expansionsdüsen noch steigerbar. Ein Vorteil ist, das der Brennkammerdruck bei vielen hybriden Designs frei gewählt werden kann. Das ermöglicht auch die Schubreduktion. Eine Reduktion auf 10% wurde schon demonstriert. Die Brennzeiten sind bei den derzeitigen Designs eher kurz und entsprechenden denen von Feststoffantrieben.

Die Technologie des Feststoffgehäuses entspricht der von Feststoffantrieben. Es kommen auch die gleichen Materialen (früher Edelstahl, heute CFK-Werkstoffe) zum Einsatz. Der Oxydatortank wiederum kann vorhandene Technologien für Drucktanks nutzen (CFK-Werkstoffe oder Titan) einsetzen. Neu ist der Injektor. Er bestimmt auch in nicht unwesentlichen Maße die Verbrennungsbedingungen im Triebwerk.

Wie jeder andere Treibstoff auch muss ein hybride Antrieb gezündet werden. Die naheliegende Möglichkeit ist es neben dem Injektor ein Einspritzsystem mit einer hypergolen Flüssigkeit zu platzieren und diese beim Start einzuspritzen. Zum Einsatz kommen in der Regel Triethylaluminat (TEA) und Triethyl-Boran (TEB) zum Einsatz. Diese werden auch bei LOX/Kerosin Antrieben eingesetzt wie der Delta, Saturn oder der Falcon 9.Bei Fluor als Oxydator ist keine Zündung nötig, dieses Element reagiert mit Kohlenwasserstoffen unter Selbstentzündung. Kleinere Raketen wie sie im Experimentalbereich eingesetzt werden, werden in der Regel mit einem Zündfunken elektrisch gezündet. Denkbar ist auch die pyrotechnische Zündung durch einen kleinen Feststofftreibsatz. Die Methoden unterscheiden sich nicht von denen bei flüssigen oder festen Antrieben.

 Die Technologie von Hybridantrirben vereint Vor- und Nachteile:

Gegenüber Feststofftriebwerken sind hybride Triebwerke jedoch in fast allen Belangen überlegen :

Herausforderungen

Es gibt mehrere Phänomene die bei Hybridraketen problematisch sind. Das erste ist der Brennkammerdruck. Damit der Oxydator alleine durch Druckgasförderung in die Brennkammer gelangen kann muss der Druck in dem Oxidatortank größer sein als der Brennkammerdruck. Das macht entweder (bei hohem Brennkammerdruck) einen sehr dickwandigen Tank nötig - das Voll/Leermasseverhältnis wird ungünstig oder man begrenzt den Brennkammerdruck. Bei dem oben abgebildeten Beispiel für die Delta Oberstufe lag er z.B.. bei nur 16.5 Bar.

Das zweite ist die Verbrennung. Sie sollte vollständig sein. Das ist schon bei stöchiometrische Verhältnissen nicht im ganzen Brennraum gegeben. In der Mitte hat man noch ein Gemisch reich an Oxydator, nahe des Verbrennungsträgers ist es reich an diesem. Eine Platte mit Öffnungen vor der Düse, welche die Gase verwirbelt könnte dieses Problem lösen. Gedacht wurde auch zu wenig Oxydator einzuspritzen und den Rest erst kurz vor der Düse seitwärts einzuleiten. Dann könnte man durch Variation des Massestroms den Schubvektor einfach ändern. Macht man diese Konstruktion nicht, so muss die Form des Treibsatzes eines sehr gute Durchmischung gewährleisten. Die folgende Abbildung zeigt die Form der Treibsätze bei einem 250 klbf (1125 kN) Hybridantrieb. Man sieht das zwei unterschiedlich geformte Sektionen beide mit komplexem Profil erforderlich sind.

Querschnitt 250 klbf Motor

Zuletzt verändert sich die Geometrie im Laufe der Verbrennung. Die Abbrandfläche wird immer größer, je mehr abgetragen wird. Man muss also den Oxydatorstrom anpassen. Gleichzeitig steigt das Innenvolumen, dadurch sinkt der Druck, was wiederum weniger Oxydator nötig macht. Man kann jedoch aufzeigen, dass es bei Innenbrennern eine Geometrie gibt, bei der sich beide Faktoren gerade aufheben. Dann ist der Oxydatorstrom konstant. Dies ist gegeben wenn gilt:

√ (Oxidatormenge / freie Querschnittsfläche) = konst

Denkbar wäre auch die Kühlung der Düse durch den Oxydator. Bislang setzt man jedoch einfache Düsen ein, wie es sie auch bei Feststofftriebwerken gibt.

Beim Design legt man zuerst den Schub fest. Bei einem gegebenen Brennkammerdruck legt er die Düsenenghalsfläche fest. Daraus kann man die Größe des Gehäuses ableiten. Durch die O/F Ratio legt man den spezifischen Impuls fest und bei gegebenem Schub folgt daraus wie viel Treibstoff pro Sekunde verbrannt wird. Bei  einer vom Druck und dem Oxydator gegebenen Abbrandrate (sie ist kleiner als bei Feststofftriebwerken, typischerweise ein Drittel derer Werte) ergibt sich so die Fläche, welche zur Verfügung stehen muss und damit die Geometrie. Das führt dann zu relativ komplexen Geometrieb wie dieser:

Die Abbrandrate kann berechnet werden nach:

r = a pn

Dabei ist p der Brennkammerdruck, a und n sind experimentell zu bestimmen. a liegt zwischen 0.087 und 0,672 und n zwischen 0.439 und 0,972. Meist korrespondiert ein kleines a mit einem Größen n, jedoch nicht immer. Die Parameter sind stark von dem Treibstoff, Brennkammerdruck und Massestrom abhängig. Analog kann man eine Analogie zwischen Massenfluss des Oxydator (gemessen pro Flächeneinheit) und Abbrandrate erstellen, die jedoch auch treibstoffspezifisch ist. Für GOX/Paraffin hat man folgende Beziehung festgestellt

r = 0,488 GOX 0.62

Der Zusammenhang ist also durchaus nicht linear. Eine Verdopplung des Oxydatorflusses bringt wegen des Exponenten von 0,62 bei gleicher Abbrandfläche also nur eine Steigerung der Abbrandrate um den Faktor 20.62 = 1,53.

Versuche zeigten auch das die Gasströmungen sehr sensitiv für die Zusammensetzung des Gemisches sind. Bei LOX verbrannt mit Kohlenwasserstoffen liegt eine turbulente Strömung vor. Bei Metallzusätzen erhitzen die entstehende Oxide das Gas zusätzlich, was die Strömungen verändern kann. Die lokale Abbrandrate ist auch empfindlich gegenüber der Umgebungstemperatur. Das alles hat seine Ursache darin, dass Treibstoff und Oxydator sich erst bei der Verbrennung vermischen und nicht wie bei flüssigen oder festen Treibstoffen eine homogene Mischung vorliegt. Da der Treibstoff erst verdampft werden muss, d.h. die Verdampfungsenthalpie aufgebracht werden muss ist die Abbrandrate sensitiv für die Verdampfungsenthalpie des Treibstoffs. Versuche mit zugesetztem ultrafeinem Aluminiumpulver (Körnchengröße 0,05 bis 1 Mikrometer) erhöhten diese drastisch. Das normale Aluminiumpulver das in Feststoffraketen eingesetzt wird (mit Korngrößen von 40 bis 400 Mikrometern) hat diesen Effekt nicht. Ein Zusatz von 20 Gewichtsprozent Aluminiumpulver zu HTPB kann die Abbrandrate um 70% erhöhen. Die folgende Abbildung zeigt ein vereinfachtes Modell der Vorgänge bei der Verbrennung mit den verschiedenen Zonen über der Oberfläche:

Verbrennungszonen

Bisherige Erprobungen von Motordesigns zeigten, das Hybridmotoren noch sehr viele Parameter erst im Experiment festgestellt werden müssen. Beispielsweise kann ein kleiner Versuchsmotor der dem größeren Einsatzexemplar in allen Parametern gleicht, nur eben kleiner, sich im Abbrandverhalten komplett unterscheiden kann. So erprobte die Firma AMROC das Konzept eines 1125 kN Antriebs mit einem Vorläufer von 130 cm Durchmesser. Als sie auf die volle Größe von 183 cm hochskalierte, war die Abbrandrate zu langsam und es wurden nicht weniger als 15 Öffnungen im Treibstoffblock benötigt. AMROC konnte die Probleme nicht lösen und ging 1995 bankrott. Es zeigt sich, dass die Treibstofffüllung durch die geringe Abbrandrate, die in etwa zehnmal kleiner als bei Feststofftriebwerken ist, immer mehr Löcher ("Ports") enthalten muss je größer der Antrieb ist. Das ist ein Problem wenn hybride Triebwerke die Startstufen stellen sollen oder Feststoffantriebe ersetzen sollen. Je mehr Ports es gibt, desto komplexer wird die Struktur. Viele Ports kann man nicht mehr einfach in einen Block bohren, sonst würden die Kräfte bei der Abnahme der Dicke den Resttreibstoff zerfetzen würden wenn die Dicke zur dünn wird, so wird bei vielen Ports eine Unterstützungsstruktur vor dem Treibstoff eingebracht, das sind feste Stege an den Punkten, wo sich die Verbrennungszonen treffen würden. Aufgrund der langsamen Brennrate sind auch keine sehr kurzen und dicke Gehäuse möglich, weil es sehr lange dauernd würde die Wand zu erreichen oder man extrem viele Ports benötigt.

Hybridmotoren können in einem weiten Bereich im Schub heruntergeregelt werden. Dies geschieht primär durch die Reduktion des Oxydatorflusses. Da die Abbrandrate aber von der Oberfläche und nur bedingt vom Brennkammerdruck bestimmt wird, werden hybride Antriebe bei Schubreduktion treibstoffreicher, das heißt, es verschiebt sich das O/F Verhältnis und wird kleiner. Damit hat man eine technische Möglichkeit dem Ansteigen des O/F Verhältnisses durch die steigende Oberfläche zu begegnen.

Bekannt ist auch, das hybride Antriebe Verbrennungsschwingungen zeigen, d.h. Schub und Brennkammerdruck schwanken. Es scheint einen Zusammenhang mit der Anregungsfrequenz des Systems zu geben Sie sind empfindlich für kleine Änderungen am Einspritzsystem, den Abmessungen, der Füllung und der Massflussrate. Auch die Verdampfung des Oxydator, die wiederum von Injektor und der Form und Größe des Raums vor der Brennkammer spielen eine Rolle.  Mit einigen Variationen kann man diese Schwingungen auf Werte unter 2-3% des Nennschubs drücken. Die Grafik unten zeigt einen Motor mit 60 cm Durchmesser, einmal mit einem Oxydatorfluss von 18,1 kg (unten, 1,3% Schwankung) und einmal derselbe Motor mit 27,2 kg, also 50% mehr und deutlicher 7,5 Hz Oszillation und Druckschwankungen im 25% Bereich. Sie sind nicht nur unerwünscht, da das Motorgehäuse diese Druckspitzen abfangen muss, sondern auch der Schub (wenn auch nicht in diesem Maße) schwankt, was wiederum Vibrationen auf die Nutzlast oder andere Stufen überträgt.

Eine weitere Herausforderung ist esm die Menge an Resttreibstoff zu minimieren. Sie ist am kleinsten an dem Injektor und am größten kurz vor dem Enghals der Düse. Der Oxydatorstrom nimmt in dieser Richtung ab, damit auch die Hitze, das Gemisch wird "treibstoffreicher", bis vor der Düse sich die Gase durch den Enghals stauen und wieder mehr Wärme entsteht welche den Treibstoff erst verdampft, da er nicht wie fester Treibstoff der den Oxydator enthält, von der Oberfläche her abbremst, sondern wie das Diagramm zeigt, über ihm erst eine Schicht mit verdampfendem Treibstoff liegt, die wesentlich kühler als die Verbrennungszone darüber ist. Die bei Hybriden Antrieben vor der Düse angebrachte Verbrennungskammer oder Mischungszone soll nicht nur die Verbrennung verbessern indem dem Gas das ja immer treibstoffreicher über die Länge wird die Möglichkeit zur Nachverbrennung gegeben wird, sondern sie soll auch die Rückstände verkleinern, da hier eine turbulentere Strömung vorherrscht. Trotzdem gibt es immer Rückstände, weil selbst bei einer Geometrie bei der alle Verbrennungsfronten gleichzeitig die Wand erreichen, dies nur nahe des Injektors sein wird. Typisch sind 5 bis 10% ungebrannter Resttreibstoff. Sehr sorgfältig optimierte Designs können 3% erreichen, nicht optimierte Versuchstriebwerke liegen bei dem ersten Test aber auch gerne bei 30%.

Sehr viele Hybridmotoren zeigen auch einen DC-Shift, das bedeutet, der beobachtete Brennkammerdruck ändert sich spontan von einem Wert auf einen anderen, obwohl sich am Injektordruck oder Tankdruck nichts ändert, wie folgende Abbildung zeigt:

Shift

Dieser Effekt scheint auf Verbrennungsschwingungen zurückzuführen sein, die schließlich dazu führen das das System von einem stabilen Arbeitspunkt durch Druckschwankungen in einen zweiten wechselt. Meistens nehmen die Verbrennungsschwingungen dann ab, da nun ein stabilerer Arbeitspunkt erreicht wurde.

Alle Faktoren zusammen führen zu einer Verbrennungseffizient von 90 bis 95.

Die Kurven hier zeigen auch, das hybride Antriebe nicht sofort abschaltbar sind wie flüssige Triebwerke und das Anspringen ist sehr langsam ist, verglichen mit anderen Antriebsformen. Bei den Testflügen von Spaceship One wurde erst 5 Sekunden nach der Zündung ein Schub vom Piloten verspürt. Das ist ein Problem wenn eine Stufe bei Erreichen einer bestimmten Geschwindigkeit präzise abgeschaltet werden muss, wir dies bei den letzten Stufen einer Rakete die Regel ist.

Ein weiteres Problem ist der Oxygen/Fuel Shift (O/F-Shift). Der feste Treibstoff verbrennt nur an seiner Oberfläche. Diese wird aber laufend größer. Bei  gleicher Oxydatormenge sinkt so der Brennkammerdruck denn die Gase nehmen ein immer größeres Volumen ein. Damit sinkt aber auch die Verbrennung (meist angegeben in Millimetern pro Sekunde) und es wird trotz steigender Oberfläche weniger fester Treibstoff umgesetzt. Als Dolge wird die Mischung immer reicher an Oxydator. Das O/F Verhältnis steigt an. Bei vielen Treibstoffkombinationen ist dies nicht kritisch, da es rund um den spezifischen Impuls ein breites Plateau mit in etwa gleich hohen Werte gibt. Eine Möglichkeit dem zu beregnen ist es den Oxydatorfluss zu senken, das senkt aber auch den Brennkammerdruck und den Schub ab.

Einsatzmöglichkeiten

Nach den bisherigen Ausführungen ist eines klar: hybride Triebwerke werden zumindest in nächster Zeit noch nicht die anderen Triebwerke ersetzen können. Bisher gibt es zwei Limitationen:

Bei sehr schubstarken Triebwerken, wie man sie für die erste Stufe oder Booster braucht, kommt man wegen der geringen Abbrandraten sehr bald das Problem das man sehr viele Ports in der Füllung braucht um die Oberfläche zu vergrößern, was die Herstellung sehr aufwendig macht. Zugleich ist das Risiko dann sehr hoch, das es größere Treibstoffreste gibt. Der bisher größte Hybridantrieb von AMROC hatte nur 1125 kN Schub was für den Start einer 80 t schweren Rakete ausreicht. Allerdings hatte AMROC Probleme und dies führte neben anderen Gründen zum Konkurs. Erfolgreich getestet ist bisher noch kein Triebwerk dieser Klasse. Damit eignen sich die bisher getesteten Antriebe nur für kleinere Raketen die derzeit noch feste Erststufen einsetzt. Wie oben erläutert, kann man eine Rakete nicht einfach "hochskalieren" also von einer erfolgreich funktionierenden kleinen Rakete einfach alle Dimensionen vergrößern und man hat eine funktionierende große Rakete. Das geht bei hybriden Antrieben nicht.

Für Oberstufen, wo die Antriebe wegen des geringen Brennkammerdrucks besser geeignet sind (größere Expansionsdüsen erlauben es so den Energiegehalt besser auszunutzen, das ist am Boden kaum möglich, zudem braucht man für den hohen Schub eine sehr große Düse) spielt ein anderer Nachteil eine gewichtige Rolle. Dies ist die Tatsache, dass man die Triebwerke nicht einfach bei Erreichen einer Zielgeschwindigkeit abschalten kann. Man kann zwar den Oxydatorfluss stoppen, aber der Antrieb gibt noch einige Sekunden lang einen Restschub ab. Für Missionen die eine sehr genaue Geschwindigkeit erfordern, weil die Nutzlast später die Abweichung nicht mehr kompensieren kann ist damit heute ein hybrider antrieb noch nicht geeignet. Das sind einige Forschungssatelliten wie astronomische Observatorien (die meist keinen Treibstoff haben da die Abgase die Optik mit einem Schleier überziehen kann) aber auch Planetensonden, bei denen der Treibstoffaufwand für spätere Kurskorrekturen viel größer ist als wenn die Oberstufe schon die korrekte Geschwindigkeit erreicht. Das liegt daran, dass es einen Unterschied macht ob man in einem Gravitationsfeld (nahe der Erde) oder fern eines Gravitationsfeld (in einer sonnenumlaufbahn) Energie addiert. Die potentielle Energie nahe der Erde addiert sich im ersten Fall. 10 m/s mehr bei einer Marstransferbahn führen zu einer um 34 m/s höheren Geschwindigkeit. Bei GTO-Bahnen aus höheren geographischen Breiten ist die Überschussgeschwindigkeit dagegen unkritisch, da dann ein supersynchroner GTO resultiert der eine etwas geringere Geschwindigkeit zum erreichen des GEO bedeutet.

Da man hybride Triebwerke im Schub herunter regeln kann und wegen des O/F Shifts auch tun sollte, scheint dieser Nachteil am ehesten behebbar zu sein.

Bisher haben alle erprobten Antriebe relativ kurze Brennzeiten in der Größenordnung von Feststofftriebwerken oder sogar darunter (nur wenige Sekunden Brennzeit). Eine lange Brennzeit macht einen sehr dicken Körper notwendig, dieser würde wegen der vielen Ports und der sich stark ändernden Oberfläche aber sehr aufwendig in der Herstellung, das Risiko von größeren Resttreibstoffmengen ist dann auch gegeben.

Spezifische Impulse

Der Spezifische Impuls ist in der Raketentechnik eine wichtige Kenngröße für die Qualität eines Treibstoffes. Daher an dieser Stelle einige spezifische Impuls von getesteten und theoretisch interessanten Kombinationen. der O/F Shift reduziert den praktisch nutzbaren Impuls. Gute Designs die den O/F Shift durch geringeren Oxydatorfluss kompensieren haben einen Verlust an Impuls von 1%.

Treibstoff Oxidator Mischungsverhältnis
Treibstoff/Oxydator
Brennkammer
druck
Außen
druck
Verbrennungs-
Temperatur
mitt. Dichte spez. Impuls
Polyurethan Salpetersäure 0.336 70 1 3150 K 1.391 g/cm³ 2490 m/s
Polybutadien Salpetersäure 0.361 80 1 3345 K 1.384 g/cm³ 2570 m/s
Lithiumhydrid Fluor 10 0.01 1.327 g/cm³ 4335 m/s
Polybutadien FLOX 10 0.01 1.31 g/cm³ 4050 m/s
Lithiumhydrid Sauerstoff 0.526 30 0 3212 m/s
Berylliumhydrid Sauerstoff 0,9 30 0 5136 m/s
HTPB Sauerstoff 0,4 70 0/1   1,1 g/cm³ 3201 / 2936
HTPB+ 15% ALh3 Sauerstoff   80 0     3466 m/s
Berylliumhydrid FLOX 0.3125 30 0 5136 m/s
Beryllium Fluor 0.357 30 0 4581 m/s
Polyethylen Sauerstoffdifluorid 0,37 60 0 4071 m/s
Boran Sauerstoffdifluorid 4120 m/s

Zusammenfassung

Die Beurteilung von hybriden Antrieben ist recht schwierig. Sie vereinigen einige Vorteile, haben aber genauso viele Nachteile. Vor allem erfordern sie noch viel mehr experimentelle Tests als die beiden etablierten Lösungen der Feststoffantrieb und Antrieb mit flüssigen Treibstoffen. Betont muss werden, dass die meisten Testes bisher mit kleinen Antrieben erfolgten. Die Brennzeiten waren gering und lagen meist unter 30 s, oftmals wurden auch niederenergetische Treibstoffe wie Lachgas als Druckgas (nicht als erst zu verdampfende Flüssigkeit) genutzt.

Gegenüber kleinen Feststoffantrieben wie man sie z.B. in Oberstufen einsetzt, sollten hybride Antriebe Auf der Basis von LOX/HTPB oder Paraffin etwas höhere Durchschnittsinpulse als Feststoffantriebe erreichen (auch unter Berücksichtigung des O/F Shifts und verbleibendem Resttreibstoff(, sind jedoch LOX/RP1 Antrieben unterlegen. Hinsichtlich der Leermasse ist eine Beurteilung noch schwieriger, da diese sehr stark von dem Resttriebstoff abhängt. Nominell sollte sie kleiner als bei Feststoffen sein, da der Oxydator als größter Anteil in verhältnismäßig leichten Druckgastanks untergebracht wird. Ein Triebwerk, das bei kleinen Antrieben auch relativ schwer ist fällt gegenüber den Flüssigkeitsraketen weg. Allerdings bleiben zwischen 3 und 10% Resttreibstoffe übrig, die man dazurechnen muss und dann dürften sie in der Gewichtsbilanz nicht mehr so gut dastehen. Die Leermasse dürfte beineinem mittelgroßen Antrieb (50 t) auch ohne Resttreibstoffe nicht kleiner als bei einem modernen Feststoffantriebs ein.

Aufgrund der Performance ist eine Entscheidung nicht möglich. Dann spielen finanzielle Aspekte eine Rolle. Beim Ersatz einer Oberstufe in einer reinen Feststoffrakete wäre von Vorteil, dass man die Rakete bei Erreichen einer bestimmten Geschwindigkeit abstellen kann. Wenn man sie wiederstarten kann (was prinzipiell möglich ist, aber bisher bei Tests kaum oder nicht erprobt wurde) so kann man bei einer reinen Feststoffrakete ein Modul mit flüssigen Treibstoffen, wie es heute noch benötigt wird um eine Bahn exakt zu erreichen, einsparen.

Es gibt derzeit noch zu wenige Daten über richtig große Antriebe hier wird viel Entwicklungsarbeit zu leisten sein. Bei Raketen die vom Boden aus starten benötigt man einen hohen Schub. Gleichzeitig müssen sie bei 1 Bar Umgebungsdruck arbeiten. Bei den bisherigen druckgeförderten Konzepten mit maximal 10 Bar Brennkammerdruck wäre der Düsenenghals groß und die Düsenfläche klein. Beides begrenzt die Performance, sodass man unter diesen Bedingungen wahrscheinlich nicht besser da steht, als mit Feststoffboostern. Dies könnte sich ändern, wenn man den Oxydator unter Druck einspritzt.  Calabro hat dafür eine Turbopumpe vorgeschlagen die mit den Verbrennungsgasen angetrieben wird und Sauerstoff zur Kühlung zusätzlich injiziert. Der Startdruck des LOX Tanks könnte ebenfalls von Verbrennungsgasen oder mit Heliumdruckgas aufrecht erhalten werden. Immerhin hat Calabro auf Basis dieses Konzepts schon einen Ersatz für die Ariane 5 EAP vorgeschlagen. Bisher ist das aber nur ein Konzept, Turbopumpenantriebe sind mit hybriden Antrieben noch gar nicht erforscht. Immerhin offerieren diese Antriebe mit Turbopumpen denn hohen spezifischen Impuls eines LOX/RP1 Antriebs kombiniert mit dem hohen Schub eines Feststoffantriebs, also eine ideale Lösung für Booster.

Meiner persönlichen Ansicht nach haben hybride Antriebe mit LOX als Oxydator zu wenige Vorteile. Sie erfordern viel Entwicklungsarbeit, es treten Schwingungen beim Abbrand auf, die man in der Raketentechnik vermeiden will, de Füllung muss in vielen Tests erst optimiert werden auf optimales Verhältnis von Abbrandrate, Schwingungsverhalten und verbleibendem Resttreibstoff in Tests optimiert werden. Das alles ist bei den schon bekannten Technologien nicht nötig.

Fluor oder Fluor/LOX als Oxydatoren offerieren deutlich höhere spezifische Impulse. Sie liegen höher als bei Stufen die NTO/UDMH oder LOX/RP1 einsetzen. Sie könnten diese Antriebe ersetzen, die deutlich teurer als Feststoffantriebe sind. Hier offerieren sie im operationellen Betrieb geringere Kosten die dann auch die Entwicklung einer neuen Antriebstechnologie rechtfertigen. Doch wurde das bisher kaum getestet, auch wegen der Belastung der Umwelt (es entstehen als Abbauprodukte Flusssäure und Fluorkohlenstoffe, Fluor selbst ist ein sehr korrosives Gas/Flüssigkeit). Tests mit Flieor oder Flox gab es noch keine sie wurden nur theoretisch untersucht. Sie wären eine Alternative für Oberstufen oder zumindest zweite Stufen. Bei dem Einsatz als vorletzte Stufe würden einige Nachteile nicht stören, wie die Nachbrennzeit - nur die letzte Stufe muss die Zielgeschwindigkeit erreichen, die Schubabgabe nach Brennschluss stört so nicht. Gleichzeitig muss eine solche Stufe sehr schubstark sein. Das würde bei LOX/LH2 einen teuren Antrieb notwendig machen.

Der Zusatz von Metallhydriden oder Beryllium/Lithium klingt auf dem Papier gut und nach Berechnungen mit Standardtools wie dem NASA Tool CEA erhält man auch hohe spezifische Impulse. Doch Lithium und Lithiumhydrid entzünden sich an der Luft, Beryllium ist teuer und giftig und Aluminiumhydrid ist instabil. Lediglich der Zusatz von ultrafeinem Aluminiumpulver zu Kunststoffen zur Erhöhung der Abbrandrate bei Kohlenwasserstoffen scheint mittelfristig eine brauchbare Lösung zu sein.

Literatur

Georrge P. Sutton: Rocket Propulsion Elements Kapitel 15

Martin J.K. Turner: Rocket and Spacecraft Propulsion

M. Calabro: AIAA-2004-382: LOX/HTPB/AlH3 Hybrid Propulsion for Launch Vehicle Boosters

Artikel zuletzt geändert am 13.2.2014



© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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