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Chemische Raketentreibstoffe Teil 1

Einführung

Dieser Artikel soll einen Überblick geben, warum bestimmte Stoffe als Raketentreibstoffe gewählt werden und andere nicht. Dieser Teil 1 behandelt die Grundlagen und Treibstoffe / Oxidatoren.

Teil 2

dagegen die praktisch eingesetzten Kombinationen, ihre Vor- und Nachteile und die Umweltproblematik. Über die Raketentechnik selbst gibt es auch einen Aufsatz, ebenso über Konzepte für eine preiswerte Rakete. Exotische Treibstoffkombinationen finden sie im vertiefenden Teil 3 .

Das Prinzip

Jeder chemische Raketenantrieb basiert auf der Umsetzung von zumeist zwei verschiedenen Stoffen. Von den verschiedenen Reaktionstypen die möglich sind, wird in der Praxis meist der Oxidation benutzt. Dabei wird ein energiereicher Stoff mit einem zweiten umgesetzt, wobei Energie und Reaktionsprodukte mit einem geringeren Energiegehalt frei werden. Prinzipiell ist aber jede chemische Reaktion oder jedes Prinzip das Gas mit hoher Geschwindigkeit freisetzt anwendbar, um eine Rakete anzutreiben. Dieser Artikel behandelt vorwiegend die Treibstoffe die für Raketen für Weltraumstarts eingesetzt werden. Andere Treibstoffe z.B. für die Lageregelung werden daher nur am Rande gestreift.

Dieses Reaktionsprinzip liegt auch allen Verbrennungen im täglichen Leben zugrunde, seien es fossile Brennstoffe oder das Verbrennen der Nahrung im Körper, immer wird ein energiereicher Stoff oxidiert. Im normalen Leben sind dies Kohlenstoffverbindungen (Öl, Kohle, Kohlenhydrate, Eiweiß, Fett). Das Reaktionsprinzip liegt aber auch dem Rosten von Eisen zugrunde.

Üblicherweise wird in der Raketentechnik der energiereiche erste Stoff als eigentlicher Treibstoff und der zweite als Oxidator bezeichnet. Der Oxidator ist bei den derzeitigen Antrieben meist Sauerstoff oder ein sehr leicht Sauerstoff abgebender Stoff. Es wären jedoch auch andere Stoffe möglich, warum diese nicht verwendet werden, wird noch erläutert.

In der Rakete werden der Treibstoff und der Oxidator verbrannt. Dabei entsteht durch die Reaktionsenergie eine große Hitze und Reaktionsprodukte. Diese Reaktionsprodukte sind bei der hohen Temperatur gasförmig. Sie werden durch eine Düse ins Freie geleitet und beschleunigen die Rakete.

Im folgenden wird mit "Raketentreibstoff" die Kombination von Treibstoff und Oxidator bezeichnet, mit "Treibstoff" ist nur der Treibstoff selbst gemeint.

Der spezifische Impuls

Eine sehr wichtige Kenngröße für einen Raketentreibstoff ist wie schnell die Gase die Rakete verlassen. Multipliziert mit dem Durchsatz resultiert dabei der Schub. Der spezifische Impuls ist definiert als Schub der pro Zeiteinheit und pro Kilogramm verbrauchten Treibstoff erzeugt wird. Die Einheit beträgt nach dem SI N (Schub) * s (Zeit) / kg (Masse) = Ns/kg, wobei sich die Einheiten herauskürzen (1 N = 1 kg * m / s²) und dann als Einheit m/s übrig bleibt. Der spezifische Impuls ist also eine Geschwindigkeit und zwar die mit der die Gase die Düse verlassen, die so genannte Ausströmgeschwindigkeit. (Es wäre wegen der Dimension einer Geschwindigkeit besser, allgemein nur von der Ausströmgeschwindigkeit ve zu sprechen, als vom spezifischen Impuls Ispez. Dazu kommt, dass in den USA der spezifische Impuls noch durch die Schwerebeschleunigung auf der Erde g geteilt wird. So gibt es für einen Begriff zwei Größen. Doch leider hat sich der spezifische Impuls als Name für die wichtigste Kenngröße für einen Treibstoff eingebürgert).

Der spezifische Impuls sollte daher möglichst groß sein. Er ist im Prinzip ein Kennwert für einen bestimmten Treibstoff so wie der Energiegehalt eines Brennstoffes für ihre Heizung. Für jeden Raketentreibstoff gibt es einen spezifischen Impuls der nicht überschritten werden kann. Technische Grenzen setzen den wirklichen nutzbaren spezifischem Impuls in der Realität weiter herab. Für einen hohen spezifischen Impuls oder eine hohe Ausströmungsgeschwindigkeit sind zwei Dinge wichtig:

Der Einfachheit halber hat man in der Chemie die Größe Mol geschaffen die eine Anzahl von Atomen repräsentiert. Sinnvollerweise ist diese so gewählt das die meisten Elemente in dieser Größe ein Vielfaches eines Gramms wiegen. (Chemikerkollegen mögen mir diese extreme Vereinfachung verzeihen).

So wiegt ein Mol Wasserstoffatome 1 g, ein Mol Sauerstoffatome 16 g und 1 Mol Kohlenstoffatome 12 g. (Atommasse Wasserstoff 1, Sauerstoff 16 und Kohlenstoff 12).

Verbrennt man nun Wasserstoff und Sauerstoff so findet folgende Reaktion statt :

H2 + O » H20

Dabei wiegt ein Mol Wasser (H2O) 2 × 1 g + 16 g = 18 g

Verbrennt man Kohle und Sauerstoff so bildet sich Kohlendioxid:

C + O2 » CO2

Ein Mol Kohlendioxid wiegt wesentlich mehr nämlich 12 g + 2*16 g = 44 g.

Wenn nun zwei Stoffe gleich viel Energie bei der Verbrennung liefern, der eine Stoff aber schwere Moleküle produziert und der andere leichte, so hat der Stoff mit den leichten Molekülen einen höheren spezifischen Impuls, denn die gleiche Energie kann die leichteren Moleküle viel besser beschleunigen.

Dieser Effekt ist so bedeutsam, das die meisten Raketentreibstoffe aus den leichtesten Elementen (Wasserstoff, Sauerstoff, Kohlenstoff, Stickstoff) bestehen, nur bei festen Treibstoffen findet man noch zwei etwas schwerere Elemente (Aluminium, Chlor). Daher haben Feste Treibstoffe auch schlechte spezifische Impulse.

Logarithmusfunktion Da die Endgeschwindigkeit einer Rakete nach der Raketengrundgleichung

Endgeschwindigkeit = Spezifischer Impuls * ln (Startmasse / Endmasse)

stärker vom spezifischem Impuls als von dem Masseverhältnis abhängt legt man großen Wert auf Treibstoffe mit einem hohen spezifischen Impuls, solange dies wirtschaftlich möglich ist. Folgendes Beispiel möge den Einfluss der beiden Faktoren - Leichtgewicht und spezifischen Impuls - verdeutlichen.

Ein praktisches Beispiel...

Die deutsche V-2 (A-4) verwendete 75 % Alkohol und Sauerstoff als Treibstoff mit einem spezifischen Impuls von 2100 m/s. Dabei war sie sehr massiv gebaut und hatte bei 12000 kg Startmasse (ohne Nutzlast) eine Leermasse von 4000 kg. Das entspricht einem Masseverhältnis von 3:1, so das die Rakete (wiederum ohne Nutzlast) eine Endgeschwindigkeit von

2100 * ln (12000 / 4000) = 2307 m/s erreichte.

Die etwa gleich schwere Centaur Oberstufe verwendet dagegen Wasserstoff und Sauerstoff als Treibstoff. In der ersten Version erhielt man dadurch einen spezifischen Impuls von 4200 m/s, später noch mehr. Die Stufe ist sehr leicht gebaut und wiegt bei 15800 kg Startgewicht leer nur 1860 kg. Das Masseverhältnis von 8.5:1 hat sich also noch mehr verbessert als der spezifische Impuls, der sich nur verdoppelt hat, während das Masseverhältnis um den Faktor wurde. Als Endgeschwindigkeit errechnet man:

4200 * ln (15800 / 1860) = 8985 m/s

Wie wirkt sich jedoch was aus? Nun mit Alkohol wäre der spezifische Impuls weiterhin 2100 m/s und die Endgeschwindigkeit:

2100 * ln (15800 / 1860) = 4492 m/s

Umkehrt hätte die A-4 mit demselben Treibstoff eine höhere Geschwindigkeit erreicht:

4200 * ln (12000 / 4000) = 4614 m/s

Das heißt: Durch die leichtgewichtige Bauweise konnte man die Geschwindigkeit um mehr als 2100 m/s erhöhen, aber durch einen besseren Treibstoff um mehr als 5500 m/s! Daher kommt der Wahl eines guten Treibstoffes eine wichtige Rolle zu.

Zuletzt noch eine Bemerkung. Der spezifische Impuls hat sich als Name eingebürgert. Der Impuls ist in der Physik Masse x Geschwindigkeit. Der "spezifische" Impuls ist zu verstehen als "Impuls pro verbranntem kg Raketentreibstoff" also Impuls / kg. Da sich hier also die Masse herauskürzt ist die physikalische Dimension des spezifischen Impuls eine Geschwindigkeit. Man erhält dies auch wenn man die Einheiten ausschreibt und kürzt : Die Einheit ist N *s /kg Ein Newton ist aber 1 kg * m / s². So ist die Einheit des spezifischen Impulses also kg * m *s / kg * s² oder wenn man kürzt : m/s.

Praktischerweise ist diese Größe zahlenmäßig gleich groß wie die Ausströmgeschwindigkeit der Gase, wenn man im SI System arbeitet. Das SI System ist das System auf der Basis metrischer Einheiten. Es wird international eingesetzt und von 97 % der Erdbevölkerung verwendet. Leider ist es in den USA nur obligat. Dort findet man dann auch eine Größe namens spezifischem Impuls, aber es ist kein Impuls sondern eine Zeit (Einheit Sekunde). In den USA wird die Ausströmgeschwindigkeit durch die Erdbeschleunigung (9.80665 m/s²) geteilt, wodurch man auf die Einheit s kommt. Anders ausgedrückt: ein spezifischer Impuls von 300 s (US-Einheit) bedeutet das 1 kg Treibstoff den Schub liefern um 1 kg Masse 300 s lang in Schwebe zu halten (Beschleunigung = Erdanziehung) - wie man erkennt eine recht nutzlose Angabe, denn durch den Treibstoffverbrauch würde die Masse leichter werden und trotzdem abheben.

Zwar verwendet die NASA wie andere Regierungsstellen das metrische System, das hat sich aber leider noch nicht zu den zahlreichen Websites durchgesprochen. (Der Verlust des Mars Climate Orbiters 1999 beruhte darauf, das man in der NASA mit metrischen Einheiten und beim Hersteller Lockheed-Martin mit "imperialen" Einheiten rechnete). Durch die Dominanz der US-Konzerne haben auch europäische Raumfahrtkonzerne das System übernommen. Sie finden auf anderen Webseiten also Werte für spezifische Impulse die bei 200-500 liegen. Zum Vergleich mit den Werten auf dieser Website multiplizieren Sie diese mit 9.81 m/s².

... Aus chemischer Sicht

Der folgende Absatz ist gedacht für Personen mit etwas mehr Wissen über Chemie, verständlich sollte er ab einem Grundkurs in Chemie im Gymnasium in der Oberstufe sein.

Die Energie die eine chemische Reaktion liefert ist im wesentlich von den Unterschieden in der Elektronegativität der beteiligten Partner abhängig. Die Elektronegativität ist dabei eine künstliche Größe die als Zahl das Bestreben ausdrückt Elektronen abzugeben oder aufzunehmen. Für die Elemente der ersten zwei Perioden wurden folgende Elektronegativitäten bestimmt:

Element / Symbol Atomgewicht Elektronegativität
Fluor (F) 19 4.0
Sauerstoff (O) 16 3.5
Chlor (Cl) 35.5 3.0
Stickstoff (N) 14 3.0
Kohlenstoff (C) 12 2.5
Wasserstoff (H) 1 2.1
Bor (B) 11 2.0
Aluminium (Al) 27 1.5
Beryllium (Be) 9 1.5
Lithium (Li) 7 1.0

Innerhalb einer Periode z.B. der Halogene nimmt die Elektronegativität ab. Ebenso innerhalb des Periodensystems von rechts nach links. Man erhält also die höchsten "Energiegewinn" wenn man Fluor mit Cäsium umsetzt.

Neben der Energie spielt aber auch die Atommasse eine Rolle. Nach den Gasgesetzen hängt die Geschwindigkeit eines Gases - wesentlich für den spezifischen Impuls - sowohl von der Masse der Moleküle wie auch von der Temperatur des Gases ab. Da Elektronegativität bei den Elementen innerhalb einer Periode nur langsam abnimmt und so die Reaktionsenergien ähnlich sind, spielt die Atommasse der Elemente eine sehr große Rolle. So sinkt zwar die Elektronegativität vom Lithium zum Cäsium um 0.3 aber dafür ist das Cäsium 10 mal schwerer als Lithium.

So ist z.B. Bor kein so idealer Treibstoff, obwohl es bei der Verbrennung mit Sauerstoff mehr Energie bei der Verbrennung als Wasserstoff liefert, da es sehr schwere Moleküle aus Borax als "Abgas" bildet: Borax (B2O3) hat das Atomgewicht 70, Wasser nur 18. Ab und zu wird auch der Irrglaube verbreitet, man müsste nur bei Zimmertemperatur gasförmige Teilchen berücksichtigen und könne so Moleküle mit hohem Siedepunkt wie Aluminiumoxid (Entsteht bei den heute üblichen festen Treibstoffen als Reaktionsprodukt) ignorieren. Das stimmt nicht. sobald das Aluminiumoxid ausfällt leistet es keinen Beitrag mehr zum Schub. Es entzieht also dem System Energie ohne die Rakete anzutreiben.

Daher spielen als Treibstoffe nur Elemente der ersten und zweiten Periode eine Rolle, wobei die Oxidatoren rechts liegen (O, F, Cl) die Reduktionsmittel links (H, Li, Be, B, Al, C, N).

Verbindungen zwischen den Elementen sind im allgemeinen ungünstiger als die reinen Elemente selbst, da die meisten Verbindungen exotherm sind. Eine Ausnahme davon sind die Hybride von Bor und Beryllium die endotherm sind. So liefert N2O4 als Oxidator weniger Energie als die Verbrennung mit Sauerstoff alleine. Entsprechend liefert reiner Wasserstoff mehr Energie bei der Verbrennung mit Sauerstoff als Kohlenwasserstoffe.

Bisher wurden nur stöchiometrische Reaktionen betrachtet: Das heißt bei der Verbrennung ist das Mischungsverhältnis so gewählt, das Oxidator und Brennstoff restlos umgesetzt werden. Bei der Verbrennung von Wasserstoff ist dies z.B. der Fall wenn auf 800 kg Sauerstoff 100 kg Wasserstoff verwendet werden, da folgende Massen umgesetzt werden:

2 H2 (Atommasse 2) + O2 (Atommasse 16) = 2 H2O (Atommasse 18).

Dies bedeutet: Auf 16 g Sauerstoff kommen 2 g Wasserstoff oder ein Verhältnis von 1:8.

In der Praxis findet man jedoch oftmals einen Überschuss an Verbrennungsträgern. Neben technischen Gründen (ein Teil wird für den Gasgenerator und die Brennkammerkühlung benötigt) ist es oft auch vorteilhaft in einem Treibstoffüberschuss zu verbrennen, denn:

Ein weiterer Punkt ist das bei manchen Treibstoffkombinationen der unverbrannte Treibstoff erheblich leichter als die Endprodukte der Reaktion ist. Dies gilt z.B. für Wasserstoff der 9 mal leichter als sein Reaktionsprodukt Wasser ist. Da der spezifische Impuls aber von der Gasgeschwindigkeit abhängt bedeutet dies das dieser nur wenig sinkt, obgleich man ein inertes Gas (unverbrannter Wasserstoff) mit beschleunigen muss.

Bei der Verbrennung von Kohlenwasserstoffen und Stickstoffverbindungen wird die ganze Situation erheblich komplexer, denn diese haben die Möglichkeit Verbrennungsprodukte mit unterschiedlichem Sauerstoffgehalt zu bilden. Bei Kohlenwasserstoffen z.B. Kohlenmonoxid und Kohlendioxid. Bei der Verbrennung von Hydrazin (N2H4) mit Sauerstoff kann Stickstoff, Lachgas, Hydroxylamin und Stickstoffmonoxid gebildet werden. Diesen entsprechen unterschiedliche Molekülmassen und unterschiedliche Reaktionsenergien.

Wundertreibstoffe

Immer wieder schwirren Meldungen durch die Medienlandschaft, es gäbe einen neuen Raketentreibstoff, der nun den Zugang zum Weltraum dramatisch verbilligen können. Doch fragt man nach, so steckt meist nichts dahinter. Würde man bei den Redakteuren in Zeitungen und Fernsehen etwas von Chemie verstehen (Grundkurs bis zum Abi reicht aus), so würden diese wohl nicht so bereitwillig auf Wundertreibstoffe eingehen. Wie schon erläutert diktiert die Chemie die Eignung eines Raketentreibstoffes. Lässt man technische Randbedingungen weg (Giftigkeit, Handhabbarkeit, Kosten). So besitzt ein guter Raketentreibstoff zwei wichtige Eigenschaften:

Dahinter steckt letztendlich die Thermodynamik: Die Rakete wird beschleunigt weil schnelle Gasmoleküle durch eine Düse in die anderen Richtung ausgestoßen werden, gemäß Newtons Gesetz Actio = Reactio. Je mehr Energie die Verbrennung liefert, desto schneller sind die Reaktionsprodukte. Je leichter sie sind, desto schneller sind sie, da ein leichtes Molekül bei der gleichen Energie schneller ist als ein schweres.

Aus diesem Grund liegen alle guten Raketentreibstoffe in der ersten und zweiten Periode, weil die Atommasse dort am kleinsten ist. Kohlenwasserstoffe haben deswegen einen geringeren spezifischen Impuls als Wasserstoff, weil das schwere Kohlendioxid entsteht, die Energie pro Kilogramm Treibstoff ist nicht so viel geringer als beim Wasserstoff, aber die Moleküle die bei der Verbrennung entstehen sind schwerer.

Besonders nachteilig ist es wenn der Treibstoff als Verbrennungsprodukte Stoffe ergibt die rasch ausfallen, bei den festen Treibstoffen ist dies z.B. das bei der Verbrennung entstehende Aluminiumoxid. Solche Stoffe tragen nicht zur Beschleunigung bei, sondern nehmen einen Teil der Energie mit. Sie senken den Wirkungsgrad einer Rakete. Der Wirkungsgrad ist definiert als

w = Enutzbar / Eideal

E ideal ist leicht angebbar, wenn man die Verbrennungsenergie kennt. Da man bei Raketen an der Geschwindigkeit der Gase interessiert rechnet man diese einfach um nach :

E = ½ v²

so kommt man zu folgender Gleichung

w = v² / 2 * Eideal

Für den energiereichsten Stoff (Die Verbrennung von Beryllium mit Sauerstoff) den man kennt erreicht man so eine theoretisch erreichbare Geschwindigkeit von 6985 m/s. Der höchste Wirkungsgrad bei Wasserstofftriebwerken liegt derzeit bei 78.2 % (theoretische maximale Geschwindigkeit 5632 m/s) und bei der Verbrennung von Methan mit Sauerstoff 69.6 %. (theoretische maximale Geschwindigkeit 4480 m/s). Durch die Entstehung von Berylliumoxid als Verbrennungsprodukt wird die nutzbare Ausströmgeschwindigkeit bei der Verbrennung trotz des hohen Energiegehaltes nur in etwa so hoch wie bei Wasserstoff liegen, obgleich man bei gleichem Wirkungsgrad eine um 1500 m/s höhere Geschwindigkeit erwarten würde. Sobald die Abgase 2530 Grad Celsius unetrschitten haben fangen die Berylliumoxidmoleküle sich zusammenzulagern und werden fest, dann tragen sie kaum noch zum Vorttrieb der Rakete bei.

Nehmen wir ein Beispiel: Die Polysilane, die von Hr. Plichta als Raketentreibstoff propagiert werden. ("Treibstoff aus Sand"). Die Verbrennung von Cylco-Pentasilan (Si5H10) mit Sauerstoff ergab bei Messungen eine Verbrennungsenergie von 19.6 KJ/g. Zum Vergleich: Die bei der Verbrennung von Wasserstoff freiwerdende Energie liegt bei 15.9 Kj pro Gramm. Aus energetischer Sicht ist also Pentasilan Wasserstoff überlegen. Doch neben Wasser (Atommasse 18) als Verbrennungsprodukt entsteht auch das schwere Siliziumdioxid (Atommasse 60). Diese werden also nicht so stark beschleunigt wie die Wassermolekül, fallen bei 2477 Grad Celsius aus und daher liegt der theoretische spezifische Impuls von Pentasilan bei (leider nicht spezifizierten Bedingungen) bei 2886 m/s., während der von Wasserstoff bei 3632 m/s liegt und selbst der von Hydrazin bei 2997 m/s.

Silane bieten also keinen höheren spezifischen Impuls. Sind sie wenigstens billiger? Ich bekam zahlreiche Mails von der Firma ICT, die mich überzeugen wollte die Silane zu besprechen (ist hiermit geschehen), nur blieben sie Daten schuldig. Als ich nachhakte gab man mir die Herstellungskosten von 1000 € pro Liter an. Damit hat sich das Thema wohl erledigt. Denn so kostet alleine der Treibstoff für eine Ariane 5 Zentralstsufe mehr als heute die ganze Rakete.

Theoretische und praktische Grenzen

Neben der Energie und Molekülmasse gibt es auch wichtige technische Grenzen. Der Wirkungsgrad einer jeder Maschine ist immer kleiner als 100 %, d.h. man bekommt nie die volle Energie aus dem Treibstoff. Es gibt prinzipiell zwei technische Randbedingungen die den Wirkungsgrad begrenzen:

Bei der Verbrennung erhitzen die heißen Gase die Brennkammer und Düse. Beides muss aktiv oder passiv gekühlt werden. Diese Energie ist verloren. Als zweites wird ein Teil des Treibstoffes für die Kühlung verwandt und ein anderer Teil verbrennt um den Rest unter Hochdruck in die Brennkammer zu befördern (Nur bei Antrieben mit flüssigen Treibstoffen). Dieser Treibstoff, der beim Wasserstoff bis zu 15 % der gesamten Treibstoffmenge ausmachen kann ist für den Antrieb nicht mehr verfügbar. Mehr zu den Antrieben auf der Seite Wie funktionieren Raketen

Vinci TriebwerkUm die volle Energie zu erhalten die noch nutzbar ist, musste der Treibstoff die Brennkammer mit unendlich hohem Druck verlassen und an der Düsenmündung keine Energie mehr besitzen, d.h. keinen Druck ausüben. Die 10-100 m langen Flammen einer Rakete beim Start erinnern daran, das dem nicht so ist. Wichtig ist in diesem Zustand das Entspannungsverhältnis, das ist das Druckverhältnis von Austritt aus der Brennkammer (30-220 Bar) und dem an der Düsenmündung (0.1 bis 4 Bar). Bei den meisten Raketen ist dies bei 60-100. Das beste hatte die alte Kosmos Rakete mit 1000. Da Raketen beim Start vom Boden mindestens den Luftdruck an der Düsenmündung erreichen müssen, ist das Entspannungsverhältnis hier niedriger (10-25) und der spezifische Impuls geringer.

Ich habe beide Punkte bei den theoretischen Grenzen berücksichtigt und zwar insofern, das es sich hier um die Grenzen handelt die technisch gesetzt sind. D.h. wenn man einen Antrieb konstruieren würde der auch die Verbrennungsabgase und Treibstoff zur Kühlung wieder dem Antrieb zuführt und mit einer extrem langen Düse und extrem hohem Brennkammerdruck arbeitet. Diese Werte liegen niedriger als die aus chemischen Reaktionen erreichbaren. So wird als technisch erreichbare Obergrenze bei Wasserstoff: Sauerstoff im Verhältnis 8:1 ein Maximalwert von 4800 m/s in der Literatur genannt und nach der chemischen Reaktion sollten 5183 m/s erreicht werden. Ein Beispiel zeigt das hier abgebildete Vinci Triebwerk: Das Triebwerk besteht aus Brennkammer und Düse. Die Brennkammer ist der zylindrische Teil, die Düse der konische Teil (zuerst aus Metall, dann aus Verbundwerkstoffen (schwarz). Es wird deutlich, dass die Fläche am Düsenhals erheblich größer als die an der Brennkammer ist. Dadurch kann man den Treibstoff optimal ausnutzen (spez. Impuls 4579 m/s). Dafür ist die Düse sehr groß und schwer.

Berechnung von Tankvolumina

Zuerst muss man errechnen, welche Mengen man von den Treibstoffen braucht. Hat man mit der Raketengrundgleichung die Gesamtmasse berechnet, so muss man das stöchiometrische Verhältnis errechnen. Dies ist manchmal einfach wie bei Wasserstoff / Sauerstoff:

2 H2 + O2 -> 2 H2O

Manchmal aber auch etwas komplizierter:

2 N2H4 + N2O4 -> 4 H20 + 3 N2

Hydrazin + NTO

(CH3)N2H3 +N2O4 -> 3 H20 + 2 N2 + CO2

MNH + NTO

(CH3)2N2H2 + 2 N2O4 -> 3 H20 + 3 N2 + 2 CO2

UDMH + NTO

Nun muss man die Gewichtsaufteilung der Treibstoffe berechnen. Bei Wasserstoff und Sauerstoff braucht man nach obiger Formel 2 Wasserstoffmoleküle und ein Sauerstoffmolekül für die Reaktion. Da ein Mol Wasserstoff 4 g wiegen und ein Mol Sauerstoff 32 g, stehen die Gewichtsverhältnisse im Verhältnis 1: 8. 1000 kg Treibstoff teilen sich also auf

111.1 kg Wasserstoff und 888.8 kg Sauerstoff auf (1000 / (1+8)* 1 für den Wasserstoff beziehungsweise 1000 / (1+8 ) * 8 für den Sauerstoff

Nun geht es noch an das Volumen. Dazu muss man die Dichte der Treibstoffe kennen. Dies findet man z.B. bei der Enzyklopädia Astronautica. Dort erfährt man, das Wasserstoff eine Dichte von 0.0694 kg/l hat und Sauerstoff eine von 1.27 kg/l.

111.1 kg Wasserstoff brauchen also 111.1 l / 0.0694 kg/l = 1600 l Volumen
888.8 kg Sauerstoff brauchen also 888.8 l / 1.27 kg/l = 699 l Volumen
Zusammen 2299 l Volumen

Damit kennt man das Volumen der Treibstoff und kann die Tanks konstruieren. Es zeigt sich hier, der Nachteil von Wasserstoff: Er braucht durch seine geringe Dichte sehr voluminöse Tanks. Da man in der Praxis mit einem Überschuss an Verbrennungsträger, hier Wasserstoff, arbeitet braucht man noch größere Tanks. In der Praxis haben Mischungen von Wasserstoff und Sauerstoff Dichten von 0.21-0.28 kg/l, brauchen also 4-5 mal größere Tanks als andere Treibstoffkombinationen. Dies relativiert wieder den Vorteil der höheren Energie bei der Verbrennung. In der Tat haben genaue Berechungen gezeigt, das ein Antrieb, der zuerst Kerosin verbrennt und dann auf Wasserstoff übergeht eine höhere Nutzlast in den Orbit bringen kann, als beide Antriebe für sich alleine. Der Vorteil ist jedoch sehr gering und steht in keinem Verhältnis zum technischen Mehraufwand.

Monergole Treibstoffe

Ein Sonderfall sind die Treibstoffe die nur aus einer Komponente bestehen. Es handelt sich dabei um Substanzen die entweder instabil sind und leicht in andere Stoffe zerfallen. Die beiden wichtigsten Beispiele sind Wasserstoffperoxid (H2O2) und Hydrazin (N2H4). Wasserstoffperoxid zerfällt ohne besonderen Schutz schon alleine in Wasser und Sauerstoff. Metalle beschleunigen dies und die dabei frei werdende Energie ergibt ein heißes Gas und damit einen geringen Schub. Hydrazin ist stabiler, kann aber durch Hitze oder Platin als Katalysator zersetzt werden. Es wurde früher bei Raumsonden und Satelliten zur Lageregelung eingesetzt, z.B. den Marinern und Voyagersonden. Der spezifische Impuls beträgt bei der Zersetzung von Wasserstoffperoxid ca. 1600-1700 m/s. Bei Hydrazin liegt er höher bei zirka 2000-2100 m/s. Heute - mit höherer Lebensdauer und damit größerem Antriebsbedarf für die Lageregelung - wird oftmals System aus zwei Komponenten mit höherem spezifischen Impuls verwendet, zumal bei neueren Satelliten es keine Trennung von Antriebsmodul und Lageregelung gibt. Die meisten amerikanischen Raumsonden verwenden allerdings heute noch ein getrenntes System für Lageregelung (katalytische Zersetzung von Hydrazin) und Bahnkorrektur (Verbrennung mit Stickstofftetroxid).

Auch Druckgas z.B. Stickstoff kann zur Lageregelung benutzt werden, wenn der Antriebsbedarf nicht zu hoch ist. Dies wurde bei dem Satelliten Spartan und den Viking Orbitern durchgeführt. Für Trägerraketen haben heute monergole Treibstoffe wegen ihres geringen spezifischen Impuls keine Bedeutung. Analoges gilt für die Verwendung von Wasserdampf aus überhitztem und unter Druck stehenden Wasser als Starthilfe. Dies wird in dem Aufsatz über zukünftige Antriebe weiter besprochen.

Diergole Treibstoffe

Alle heute in Raketenstufen verwendeten Treibstoffe sind mit Ausnahme von Triebwerke mit festen Treibstoffen Diergole Treibstoffe, d.h. sie bestehen aus zwei Komponenten: Einem Oxidator und einem Reduktionsmittel.

Flüssig oder Fest?

Technologisch unterschieden werden flüssige und feste Treibstoffe. Früher galten feste Treibstoffe als die zweite Wahl - gut genug für kleinere Satellitenantriebe oder als Starthilfe. Der Grund: Feststoffraketen sind nach wie vor große Feuerwerksraketen. Ein Feststofftriebwerk kann nur seinem durch die Füllung vorgegebenen Schubprofil folgen. Früher kamen weitere Einschränkungen hinzu wie eine schlechte Steuerung, das Problem das Triebwerk zu einem bestimmten Zeitpunkt abzustellen oder die Regulierung des Schubes. Diese Einschränkungen gelten heute nicht mehr. Moderne Feststofftriebwerke haben schwenkbare Düsen wie Flüssigkeitsraketen, der Schub kann durch Wahl der Füllung reguliert werden und ein vorzeitiger Brennschluss kann erzielt werden.

Trotzdem gilt immer noch das Hauptaugenmerk auf flüssigen Treibstoffen, da hier noch etwas bessere Impulse erreicht werden und die Leermasse der Rakete kleiner ist, jedoch sind flüssig angetriebene Raketenstufen in der Regel teurer als feste.

Oxidatoren

Bei der chemischen Reaktion die bei allen Raketentreibstoffen zugrunde liegt handelt es sich um eine Oxidation. Dabei versucht ein Oxidationsmittel von einem Reduktionsmittel Elektronen zu übernehmen. Es entsteht eine Verbindung aus Reduktionsmittel und Oxidationsmittel die nicht weiter oxidiert werden kann und Energie. Gute Oxidationsmittel sind selten. Es eignen sich hier nur 3: Sauerstoff, Fluor und Chlor. Auch Verbindungen die sehr viel Sauerstoff enthalten sind gute Oxidationsmittel. So ist der Oxidator im Schwarzpulver Kaliumnitrat, eine Verbindung mit 3 Atomen Sauerstoff bei nur einem Stickstoff und Kalium Atom.

Sauerstoff

Sauerstoff selbst ist das wichtigste Oxidationsmittel. In der Luft sorgt er schon im täglichen Leben für Oxidationen: Das Rosten von Eisen, das Verfärben von Äpfeln, das alles sind Oxidationen durch den Luftsauerstoff. Flüssig ist der Sauerstoff nur bei tiefen Temperaturen von -183 °C. Doch diese Temperatur wird noch gut beherrscht und flüssiger Sauerstoff ist daher ein beliebter Oxidator in der Raketentechnik. Als Flüssigkeit hat er dann eine Dichte von 1.27 ist also schwerer als Wasser. Die Dichte ist wesentlich für die Größe der Treibstofftanks und damit auch für das Leergewicht der Rakete. Sauerstoff ist hier günstig, da er relativ schwer ist. Flüssiger Sauerstoff (O2) wird auch als LOX (Liquid Oxygen) abgekürzt. Er ist der wichtigste Oxidator und wird in vielen älteren Raketen wie der Atlas, Delta, Sojus eingesetzt, hier mit Kerosin als Treibstoff. Mit Wasserstoff findet Sauerstoff seine Anwendung beim Space Shuttle, Ariane 5 und H-2 seinen Einsatz. Von den derzeit verwendeten Oxidatoren erreicht er die höchsten spezifischem Impulse von 4600-4800 m/s bei Wasserstoff als Treibstoff und 3100 m/s bei Kerosin.

Ozon ist eine Verbindung des Sauerstoffs. Der "normale" Sauerstoff besteht aus zwei Atomen, Ozon aus drei. Die Bildung von Ozon erfordert Energie, die bei der Verbrennung wieder frei wird. Ozon ist allerdings dadurch so aggressiv wie Fluor, zudem neigt es zum explosiven Selbstzerfall wenn es in zu hohen Konzentrationen vorliegt. Eine Mischung von maximal 25 % Ozon in Sauerstoff ist jedoch stabil und wäre ein potentieller Treibstoff. Derzeit schreckt man aufgrund der fehlenden Erfahrung bei der Herstellung so großer Mengen wie sie in der Raketentechnik benötigt werden und der Aggressivität / Explosivität jedoch von dem Einsatz zurück.

Fluor und Fluorverbindungen

Fluor ist der beste Oxidator der denkbar ist. Es ist aber auch aggressiver als Sauerstoff und liefert mehr Energie als dieser, ähnlich Sauerstoff ist es nur bei Temperaturen von -189°C flüssig und sehr dicht (1.51 g/cm³). Jedoch ist Fluor schon so aggressiv, das es spontan mit vielen Werkstoffen reagiert. Die spezifischem Impulse sind vor allem bei den mittelenergetischen Treibstoffen höher als bei Sauerstoff: Mit Ammoniak um 16 % mit Hydrazin um 11%, mit dem wichtigen Wasserstoff jedoch nur um 2.5%. Eine Reihe von Metallen bildet mit Fluor eine Schutzschicht aus, so das man Fluor durchaus als Treibstoff einsetzen könnte, jedoch sind viele Reaktionsprodukte des Fluors gefährlich. Mit dem Wasserstoff in den Treibstoffen wird die aggressive Flusssäure gebildet die stark ätzend wirkt. Mit Kohlenstoff entsteht ein Fluorkohlenstoff der zwar nicht als Ozonkiller, aber zumindest als Treibhausgas wirkt. Daher wird Fluor heute in der Raketentechnik nicht eingesetzt. Die großtechnische Herstellung ist zudem teuer, es könnte jedoch bei Oberstufen die außerhalb der Atmosphäre arbeiten zum Einsatz kommen. Mit dem Fluor als Treibstoff beschäftigt sich ein eigener Aufsatz in dieser Reihe.

Fluor in der Mischung mit Sauerstoff erreicht noch höhere spezifische Impulse als beide einzelne Treibstoffe für sich alleine. Die ideale Mischung (FLOX) besteht aus 60-70 % Sauerstoff und 30-40 % Fluor. Sie ist selbstentzündlich und wird als Oxidator für hybride Antriebe mit Alkali- und Erdalkalimetallhydriden als Treibstoff diskutiert. Derartige Antriebe sollen so hohe spezifische Impulse wie die Kombination Wasserstoff/Sauerstoff erbringen (4100-4500 m/s).

Sauerstofdiflorid Ebenso wird als Oxidator Sauerstoffdifluorid (OF2, Bild links) diskutiert. Diese Verbindung ist dichter als Sauerstoff oder Fluor (Dichte bei -183°C: 1.71 flüssig ab -145°C) und zündet bei Kontakt spontan, Dadurch werden Tanks kleiner und die Konstruktion einfacher. Sauerstoffdifluorid zersetzt sich jedoch leicht und ist teuer.

Chlor und Perchlorate

Ammoniumperchlorat Chlor setzt beim Verbrennen schon deutlich geringere Energiemengen als der Sauerstoff frei, ist jedoch mehr als doppelt so schwer. Reines Chlorgas wäre ein flüssiger Treibstoff, da Chlor jedoch die aggressive Salzsäure bildet und in der Stratosphäre als Ozonabbauende Substanz wirkt, wird Chlor nicht als flüssiger Treibstoff eingesetzt. Perchlorate - Salze einer Säure aus Chlor und Sauerstoff sind allerdings in vielen Feststoffraketen der Oxidator. Wichtig ist hier jedoch ihr hoher Gehalt an Sauerstoff der oxidierend wirkt. Jedes Chloratom wird von vier Sauerstoffatomen umgeben. Bild links: Das in Festen Treibstoffen eingesetzte Ammoniumperchlorat.

Stickstoffverbindungen

Der Stickstoff selbst ist kein Oxidator, jedoch Sauerstoffverbindungen des Stickstoffs, bei der die Oxidationskraft des Sauerstoffs benutzt wird. Früher wurde als Oxidator Salpetersäure benutzt (HNO3): Diese aggressive Säure ist in Spezialstahl lagerbar und gehört daher zu wenigen lagerfähigen Oxidatoren. Die Flüssigkeit ist zwischen - 41 und + 84°C flüssig und hat eine Dichte von 1.41 g/cm³. Sie wurde z.B. in der Oberstufe Agena und in der alten Kosmos Trägerrakete eingesetzt. Wie der moderne Nachfolger Stickstofftetroxid ist Salpetersäure mit vielen Substanzen selbstentzündend, was die Konstruktion von wiederzündbaren Raketen vereinfacht. Der spezifische Impuls ist jedoch mit 2600-2800 m/s je nach Säurekonzentration nicht sehr hoch.

Heute wird als Nachfolger das Stickstofftetroxid (N2O4 abgekürzt als NTO) verwendet, eine bei 21° siedende Flüssigkeit (Die zweite Stufe der Ariane trägt deswegen eine Tankisolation, die beim Start abgesprengt wird, da es in Kourou heißer als 21° ist). Gegenüber der Salpetersäure entfällt das gebundene Wasser und daher ist die Energieausbeute höher. Auch NTO ist mit vielen Treibstoffen selbstentzündend. Es ist der Standard Oxidator bei lagerfähigen Raketentreibstoffen. Die spezifischen Impulse sind bei den gleichen Verbrennungsträgern etwas geringer als beim Sauerstoff.

Ammoniumperchlorat

Ammoniumperchlorat (NH4ClO4) nimmt eine Sonderrolle ein. Es ist ein fester Oxidator und Treibstoff in einer Verbindung. Beim Verbrennen zerfällt es nach:

NH4ClO4 » 2 H2O + N + O2 + Cl

Der freiwerdende Sauerstoff und das Chlor können dann andere Treibstoff wie Aluminium oder Polybutadien oxidieren. Man kombiniert beide in der Regel. Aluminium liefert beim Verbrennen eine sehr hohe Hitze und hält so die Reaktion in Gang. Allerdings ist das Endprodukt Aluminiumchlorid bzw. Aluminiumoxid von hoher Molekülmasse und hat dadurch einen schlechten spezifischen Impuls. Ein Kunststoff wie Polybutadien bildet eine gummiartige Masse, und liefert beim Verbrennen Kohlendioxid und Wasser, vergleichbar der Verbrennung von Kerosin.

Der spezifische Impuls dieser Verbrennung ist der bisher höchste von festen Treibstoffen. Erreicht wurden im Vakuum bis zu 2900 m/s, trotzdem ist dieser Wert noch weit unter dem von flüssigen Treibstoffen. Für das Ammoniumperchlorat spricht, das die Herstellung von Feststofftriebwerken auf seiner Basis sehr einfach ist, und diese daher gerne als Booster (Hilfsraketen zum Start) verwendet werden.

Treibstoffe

Während die Zahl der Oxidatoren beschränkt ist, gibt es sehr viele potentielle und immerhin noch eine große Anzahl von verwendbaren Reduktionsmitteln, sprich verbrennbaren Stoffen. Im folgenden sollen diese als Gruppen behandelt werden.

Wasserstoff

Wasserstoff ist das mit abstand leichteste Element, zudem liefert es mit den meisten Oxidatoren hohe Energieausbeuten. Daher ist Wasserstoff der beste heute verwendete Treibstoff. Sein Nachteil ist, das es nur bis zu Temperaturen von -253°C flüssig ist. Diese niedrigen Temperatur ist weitaus komplizierter zu handhaben als die von flüssigem Sauerstoff (-183°C), die technisch recht gut beherrscht wird Die Lagerfähigkeit ist daher auf wenige Stunden beschränkt, weitere Probleme ergeben sich bei der Verwendung als Treibstoff bei den niedrigen Temperaturen, daher stellt Wasserstoff noch heute hohe Anforderungen an die Technik.

Mit Sauerstoff werden je nach Mischungsverhältnis (oftmals wird Wasserstoff im Überschuss verwendet, um die Molekülmasse zu senken) spezifische Impuls von 4300-4450 m/s erreicht. Das theoretische Maximum liegt bei 4800 m/s.

Auch in Verbindungen ist oft der Wasserstoff der wichtigste Energielieferant. Deutlich wird die bei der Verbrennung von Kohlenstoff (Kohle) und einer Verbindung von Kohlenstoff und Wasserstoff (Kerosin):

2 H2 * O2 » 2 H2O + 572 KJ (143 KJ pro Gramm) (Wasserstoffverbrennung)

C + O2 » CO2 + 393 KJ (32.75 Kj pro Gramm) (Kohlenstoff Verbrennung)

C8H18 + 12.5 O2 » 9 H2O + 8 CO2 + 5244 KJ (46 KJ pro Gramm) (Kohlenwasserstoff Oktan Verbrennung)

Obwohl der Wasserstoffanteil in der letzten Verbindung nur 16 % Gewichtsprozent beträgt ist die Energieausbeute um 40 % erhöht. Analoges gilt auch Stickstoffverbindungen des Wasserstoffes. Als Treibstoffe für Raketen eignen sich daher vor allem die niederen Kohlenwasserstoffe. Die wasserstoffärmeren Aromaten sind dazu weniger gut geeignet. In der Praxis wird Flugbenzin (Kerosin) eingesetzt. Dieses ist in etwa im Siedepunkt mit Heizöl vergleichbar. Dies liegt daran, das die meisten Antriebe mit Kohlenwasserstoffen die heute zum Einsatz kommen, schon in den fünfziger Jahren entwickelt wurden. Man findet aber zumindest zwei Ansätze durch spezielle Treibstoffe eine höhere Performance zu erreichen. So ist für die Oberstufe Block DM der Proton eine spezielle als "Sintin" oder "Zyklin" bezeichnete Mischung verfügbar, die gegenüber normalem Kerosin die Nutzlast um etwa 5 % erhöht. Für die J-1A ist geplant als Treibstoff flüssiges Methan einzusetzen: Der Kohlenwasserstoff mit der kleinsten Anzahl an C Atomen, hat mit 25 Gewichtsprozent den höchsten Wasserstoffanteil der bei Kohlenwasserstoffen möglich ist. Dies ist mehr als doppelt so viel wie bei Oktan.

Alkali und Erdalkalielemente

Die Elemente Lithium und Beryllium ergeben durch die hohen Elektronegativitätsunterschiede sehr hohe Verbrennungsenergien. Zudem sind die gebildeten Moleküle bei der Verbrennung mit Sauerstoff und Fluor noch klein, vor allem bei der Kombination Lithium/Fluor und Sauerstoff/Beryllium. Ein fundamentaler Nachteil dieser Elemente sind aber ihre hohen Herstellungs- und Gewinnungskosten und ihre hohe Reaktionsfähigkeit. Sie reagieren nicht nur bei der Verbrennung mit Sauerstoff sondern entzünden sich schon an der Luft spontan. Die entstehenden Reaktionsprodukte sind sehr starke Laugen und daher sehr umweltbelastend. Ein Einsatz in der erste Stufe einer Rakete ist daher unwahrscheinlich.

Da beides Feststoffe sind, können sie nur in Hybriden Antrieben (Flüssiger Oxidator und fester Treibstoff) zum Einsatz kommen, diese sind aber noch kaum erforscht. Beryllium ist sehr dicht (1.84 g/cm³), Lithium dagegen sehr leicht (0.53 g/cm³). Ähnliches gilt für die Hydride (Lithiumhydrid LiH und Berylliumhydrid BeH2). Man nutzt bei diesen Hydriden die Vorteile der kleinen Molekülmasse des Wasserstoffs zusätzlich aus. Beim Berylliumhydrid ist zudem die Energieausbeute nicht kleiner als wie bei den Elementen.

Die allerhöchsten spezifischen Impulse - sie liegen noch über denen von Wasserstoff (4500 m/s am Boden gegenüber 3850 bei Wasserstoff) würde man erhalten, wenn man Beryllium in einer Menge von 26 Massenprozent zusätzlich zu Wasserstoff einsetzen würde. Die gleichzeitige Verbrennung von flüssigen und festen Treibstoffen ist aber noch nicht gut erforscht.

Hier eine kleine Gegenüberstellung der Energie von Wasserstoff und Alkali/Erdalkalielementen bei der Verbrennung:

Verbrennung Energie pro mol Energie pro Kg Molmasse [u]
H2 + O2 286.6 KJ 15,92 MJ 18
H2 + F2 542,6 KJ 13,56 MJ 20
Be + O 660,1 KJ 24,4 MJ 24
2 Li + O2 599 KJ 19,9 MJ 30

Man erkennt, dass die Verbrennung von Beryllium mit Sauerstoff sehr viel Energie liefert, ohne dass die Molmasse zu stark ansteigt.

Borwasserstoffe

Borane sind Verbindungen aus Bor und Wasserstoff. Borane liefern ähnlich hohe spezifische Impulse bei der Verbrennung wie reiner Wasserstoff, sind jedoch wesentlich dichter und bei höherer Temperatur zu verflüssigen (die höheren Borane sind bei Normaltemperaturen flüssig). Die Verbrennungsenergie übertrifft die von Wasserstoff stark, jedoch sind auch die entstehenden Abgasmoleküle schwerer, so das ungefähr der gleiche spezifische Impuls resultiert. Die hohen Herstellungskosten haben jedoch bisher noch nicht zum Einsatz dieser Treibstoffe geführt. Untersucht wurden vor allem die höheren Borane, da diese bei Zimmertemperatur als Flüssigkeiten vorliegen, während das wasserstoffreichste einfachste Boran B2H6 erst ab -92° C flüssig ist. Als Treibstoff eignen sich die stabilen Borane B5H9 (Pentaboran, Bild) und B10H14 (Decaboran). Pentaboran ist bis 60°C flüssig und Decaboran bis 150°C stabil. Durch den höheren Wasserstoffgehalt ist das Pentaboran der bessere Treibstoff. Alle Borane sind sehr toxisch und eignen sich daher nur bedingt als Raketentreibstoff (die gilt im abgeschwächten Maße aber auch für NTO, welches häufig verwendet wird). Die Reaktionsprodukte sind jedoch ungefährliche Mineralien. Angeblich wurde das Kerosin des Spionageflugzeuges SR-71 mit Pentaboran versetzt. Im Nachbrenner gab es dadurch weiße Ablagerungen aus Borax.

Aluminium

In derselben Gruppe im Periodensystem wie Bor angesiedelt, ist Aluminium deutlich schwerer sowohl als Element wie auch als Atom. Aluminium ist in Mengen von bis zu 19 % der Brennstoff von Feststoffraketen. Die Verbrennung mit Ammoniumperchlorat liefert sehr viel Energie, was die Flammentemperatur erhöht und so den spezifischem Impuls - trotz des hohen Molekulargewichts des "Abgases" Aluminiumoxid (Al2O3) steigert. Moderne Feststofftriebwerke erreichen die spezifischen Impulse von schlechten Flüssigkeitstriebwerken. Im Experiment wurden schon 2900 m/s erreicht. Aluminium ist sehr schwer (2.7 g/cm³) und benötigt daher wenig Raum.

Kohlenstoffverbindungen

Die ersten flüssigen Treibstoffe waren Kohlenstoffverbindungen wie Anilin und Alkohol. Heute wird fast ausschließlich Kerosin (RP-1, Schwerbenzin, Flugzeugbenzin) eingesetzt. Der Großteil der freigesetzten Energie geht dabei auf den Wasserstoff zurück, weshalb es z.B. für die Proton Oberstufe einen synthetischen Kohlenwasserstoff namens Sintin oder Zyklin mit höherem Wasserstoffgehalt gibt.

Kohlenwasserstoffe liefern mit Sauerstoff spezifische Impuls von 3000-3200 m/s im Vakuum, sind preiswert und werden bei einer Vielzahl von Raketen (Atlas, Sojus, Delta, Zenit) eingesetzt. Die meisten sind gut lagerbar, nur Methan und anderer verflüssigte Gase sind nur bei tiefen Temperaturen flüssig.

Auf der Basis von Kohlenstoffverbindungen bestehen auch die Treibsätze von Feststoffraketen. Die bindende Masse besteht aus Polybutadien oder Polyurethanen, das sind ähnliche Stoffe wie für Radiergummis oder Schaumisolierungen verwendet werden. Sie schließen in ihrem lockeren und weichen Gewebe den Oxidator Ammoniumperchlorat (NH4ClO4) und den Hauptbrennstoff Aluminium ein, sind jedoch zugleich auch Brennstoff.

Stickstoffverbindungen

Auch hier spielen die Verbindungen von Stickstoff und Wasserstoff eine wichtige Rolle. Die einfachste Verbindung zwischen Stickstoff und Wasserstoff das Ammoniak, NH3. Ein Gas, das in den 30 er und 40 er Jahren als Raketentreibstoff verwendet wurde. Heute wird dafür das wesentlich teurere Hydrazin (N2H4) verwendet. Es liefert etwas weniger Energie als Ammoniak, ist jedoch lagerfähig und daher leichter zu handhaben.

Hydrazin, UDMH Gegenüber Kerosin erreicht Hydrazin (unten) einen leicht höheren spezifischem Impuls bei der Verbrennung mit Sauerstoff. Genutzt wird dies bei den heutigen Raketenantrieben jedoch nicht. Hydrazin wird zumeist mit NTO als Oxidator verbrannt. Diese Kombination ist selbstentzündend, im Gegensatz zu der Verbrennung mit Sauerstoff. Der maximal erreichbare spezifische Impuls liegt etwas unter dem Wert von Sauerstoff. Hydrazin ist dichter als Kerosin, so das Tanks kleiner gewählt werden können.

Eine weitere wichtige Rolle spielen Zwitter aus Kohlenstoff und Stickstoffverbindungen wie das Monomethylhydrazin (CH3-NH-NH2, MNH) und unsymmetrisches Dimethylhydrazin ((CH3)2-N-NH2, UDMH, Bild oben). In ihrer Leistung liegen diese Treibstoffe zwischen dem Kerosin und Hydrazin. Ihr Hauptvorteil ist ihr im Vergleich zum Hydrazin geringerer Herstellungspreis. Hydrazin ist ein sehr teurer Treibstoff. Anfang der achtziger Jahre kostete eine Tonne 12000 DM, die NASA bezahlte für den Treibstoff der Titan 4B, die Cassini ins All beförderte 6.9 Millionen USD. Daneben kann man durch Mischen von Hydrazin mit Dimethylhydrazin bei Verwendung des Oxidators Stickstofftetroxid bei geeigneter Mischungswahl erreichen, das der Tank des Oxidators und des Verbrennungsträgers gleich groß sind. dies ist der Hauptgrund für den Einsatz von Mischungen verschiedener Hydrazinverbindungen wie Aerozin (50:50) und UH25 (75:25), da man so Herstellungskosten sparen kann.

Triergole Treibstoffe

Systeme aus drei Treibstoffen sind experimentell untersucht, aber nicht im Einsatz. Man unterscheidet hier zwei Systeme: Zum einen kann man zwei Reduktionsmittel mit einem Sauerstoffträger kombinieren um Vorteile beider auszunutzen. So besitzt Kerosin eine hohe Dichte, aber geringeren Spezifischen Impuls als Wasserstoff. Wenn man beide kombiniert so sinkt die Gesamtmasse der Rakete. Da der konstruktive Mehraufwand aber beträchtlich ist (3 anstatt 2 Tanks, drei anstatt 2 Treibstoffförderungssysteme) hat man bisher darauf verzichtet.

Beim zweiten verwendet man eine Mischung aus 3 Treibstoffen, meistens einem (flüssigen) Oxidator und zwei (festen) Reduktionsmitteln. Dies sind hybride Raketenantriebe. So gewinnt man z.B. aus der Verbrennung von Beryllium und Lithium mit Sauerstoff oder Fluor mehr Energie als mit Wasserstoff, aber dafür sind die Moleküle beryllium- bzw. Lithiumoxid schwerer als die Von Wasser. Nimmt man die Hydride dieser Elemente, so kann man niedrige Molmasse (Wasser) und hohe Energie kombinieren:

BeH2+ O2 -> BeO + H2O

So erhält man bei einer Mischung von 46 % O2 mit 26 % Be und 27 % H2 einen spezifischen Impuls von 5081, während der von Wasserstoff mit Sauerstoff alleine bei 4500-4600 liegt.

Und nun weiter zu

Teil 2 (Praktisch eingesetzte Treibstoffkombinationen und ihre Vor- und Nachteile)


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