Das heutige Thema ist eigentlich von der Technik her ziemlich langweilig: Die technischen Grundlagen von Tanks, wobei ich den Begriff etwas weiter sehe und auch auf die Gehäuse von Feststofftriebwerken eingehe, stammen aus dem frühen 19. Jahrhundert und wurden beim Bau der Kessel für Dampflokomotiven gefunden.
Fangen wir mit den Formen an. Das ist nun einfache Geometrie, wie sie jeder in der Schule gehabt hat. Die optimale Form ist die einer Kugel. Jeder, der mal Tropfen aus dem Wasserhahn gesehen hat, weiß das. Ein Wassertropfen ist schwerelos, der Wassertropfen formt sich so, dass die Oberfläche minimal ist, und das ist bei einer Kugel der Fall. Neben der kleinstmöglichen Oberfläche, welche die Masse pro Inhalt reduziert, hat ein Tank in Kugelform einen weiteren Vorteil: Die Wanddicke ist nur halb so groß wie bei einem Zylinder des gleichen Durchmessers, da die Kräfte nur halb so groß sind.
Trotzdem werden Kugeltanks nur selten eingesetzt, zumindest bei Raketenstufen. Bei Satelliten werden Kugeltanks häufiger genutzt. Zwei Ausnahmen sind die EPS‑Oberstufe und die sowjetische N‑1. Bei der EPS sieht man den Vorteil deutlich: Die EPS kommt auf ein Voll‑/Leermasseverhältnis von 10. Andere Oberstufen mit Druckförderung haben einen Strukturfaktor von 6.
Der Grund dürfte sein, dass bei kugelförmigen Tanks in allen Stufen die Rakete spitzkegelig wird. Die Tanks werden mit jeder Stufe kleiner, und auch innerhalb einer Stufe ist es selten so, dass die Treibstoffe ähnliches Volumen haben. Eine Ausnahme ist die Kombination MMH/NTO, die bei dem üblichen Mischungsverhältnis 1:1,9 genau das gleiche Volumen einnimmt und so zu gleich großen Tanks führt.
Raketen sollen zylinderförmig sein, sonst wäre die Nutzlastspitze recht klein. Das ist ein Nachteil. Daneben braucht man zwischen den kugelförmigen Tanks eine Zwischentankstruktur, die recht groß ist und einen Teil der Gewichtseinsparnis ausgleicht. Aber gerade bei Oberstufen als letzte Stufen geht es anders: Die Nutzlastverkleidung kann man am Pol des oberen (größeren) Tanks anbringen. Die Nutzlastverkleidung wird frühzeitig abgeworfen und kostet so weniger Nutzlast als eine Struktur, die in der Oberstufe verbleibt. Umgekehrt kann man den Stufenadapter der unteren Stufen, der ebenfalls kein Gewicht in der Oberstufe addiert, bis zum Pol des oberen (größeren Tanks) verlängern. Dann braucht man zwischen den beiden Tanks nur eine leichtgewichtige Gitterrohrverbindung. Die Gitterrohrverbindung hat einen weiteren Vorteil: Man kann an den Verbindungen flexible Elemente einbauen, die die Vibrationen dämpfen und so die Kräfte reduzieren, die auf die Tanks einwirken.
Standard sind Zylinder. Die Abschlüsse sind Kugelschnitte. Ideal wäre eine Halbkugel. Meist sind die Abschlüsse flacher, um die Struktur nach den Tanks oder zwischen den Tanks zu verkürzen, wie Stufenadapter oder Übergang zum Triebwerksgerüst. Will man Gewicht einsparen, so kann man einen Integraltank bauen, das heißt einen Zwischenboden einzuziehen. Das ist relativ unproblematisch, wenn beide Treibstoffe die gleiche Temperatur haben. Das ist bei den bei neuen Raketen häufig eingesetzten Kombinationen LOX/LH₂, LOX/RP‑1 und LOX/LNG aber nicht der Fall. Dann muss man den Zwischenboden aufwendig isolieren, sonst friert eine Komponente aus und die andere verdampft.
Zwei getrennte Tanks sind einfacher zu fertigen, aber sie müssen mit einer Zwischentankverbindung verbunden werden. Die Zwischentankverbindung ist pro Länge bedeutend schwerer als die Tanks, da die Zwischentankverbindung nicht durch Innendruck stabilisiert wird. Die Zwischentankverbindung hat aber auch einen Vorteil: Dadurch kann man an der Zwischentankverbindung Booster befestigen. Ariane 5 hatte in der Zentralstufe einen Integraltank. Die Booster wurden oben am Zwischenstufenadapter und unten am Schubgerüst befestigt, beides Strukturen, die für die Aufnahme der Schubkräfte ausgelegt sind. Die Booster von Ariane 6 sind viel kürzer, deswegen hat man den Integraltank durch zwei getrennte Tanks ersetzt, wo die Booster nun im Zwischentankbereich angebracht werden.
Relativ selten eingesetzt werden torusförmige Tanks, also Tanks in Form eines Donuts oder Rettungsrings. Die einzigen Beispiele, die ich kenne, stammen aus Russland. Torusförmige Tanks haben vor allem bei Oberstufen den Vorteil, dass man den Platz, um das meist kleine Triebwerk mit einer langen Expansionsdüse nutzen können, und die Tanks so um das Triebwerk herum legen kann. Vom Strukturfaktor liegt ein torusförmiger Tank zwischen einer Kugel und einem Zylinder. Seine Form ist aber deutlich schwerer zu fertigen.
Das leitet über zu den Materialien. Da hat sich in den letzten Jahrzehnten wenig getan. Die Auswahl richtet sich zuerst einmal nach der Zugfestigkeit, einer Materialkonstante. Die Zugfestigkeit bestimmt nach der Kesselformel die Wanddicke, die ein Tank haben muss, um den Kräften standzuhalten. Aber nicht nur die Zugfestigkeit ist wichtig, sondern auch das spezifische Gewicht des Materials. So war Stahl als Werkstoff eigentlich schon bei Beginn der Raumfahrt aussortiert. Stahl kann eine höhere Zugfestigkeit als Aluminium haben, aber Stahl ist auch dreimal schwerer. Die einzige Ausnahme war die Atlas, die ausnutzte, dass bestimmte Stahlsorten unter Zug noch stabiler sind als ohne.
Standard für Tanks war damals und ist es bis heute die Aluminiumlegierung 2219, eine Standardlegierung aus der Luftfahrt. Oberstufen, wo es auf das Gewicht ankommt, setzten früher auch manchmal Titan ein. Durch die geringe Dichte und hohe Zugfestigkeit wäre Titan das optimale Material, wäre Titan nicht schon in der Herstellung sehr teuer und zudem schlecht zu verarbeiten. Seit den Neunzigerjahren wird vermehrt die Aluminiumlegierung 2195 eingesetzt, die je nach Einsatzzweck 26 % bis 40 % leichter als die 2219 ist. Die Falcon 9 soll aus der Aluminiumlegierung 2195 bestehen, ebenso setzte der Wasserstofftank der letzten Space Shuttles diese Legierung ein, was dessen Nutzlast um 3,5 t anhob.
Nun ein kleiner Abstecher zu Feststofftriebwerken. Deren Hülse ist eigentlich eine Kombination aus Tank und Brennkammer, mit ähnlichen Anforderungen wie ein Tank. Der Unterschied ist, dass die Brennkammerdrücke viel höher sind. Beim aktuellen P‑160C (Vega C / Ariane 6) liegt der Brennkammerdruck z. B. bei 110 Bar, bei Tanks in Flüssigkeitsraketen typisch bei einigen Bar.
Große Booster zur Startunterstützung wurden bis in die Neunzigerjahre aus Stahl gefertigt. Zum einen erreicht die Flammenfront der brennenden Treibstoffsäule die Wand, und Stahl hat eine viel höhere Erweichungs‑ und Schmelztemperatur als Aluminium. Zum anderen sind solche Startbooster auf Kosten optimiert. Es macht wenig Sinn, das teurere und aufwendiger zu verarbeitende Aluminium dort zu verarbeiten.
Kleine Feststofftriebwerke in Oberstufen und Satelliten setzten dagegen lange glasfaserverstärkten Kunststoff (GFK) ein. Der glasfaserverstärkte Kunststoff verkohlte bei Erreichen der Flammenfront oberflächlich, und das schützte vor weiterer thermischer Belastung, die zudem nur wenige Sekunden lang einwirkte.
Der Schlenker sei erlaubt, weil der Nachfolger von GFK bei den Werkstoffen kohlefaserverstärkter Kunststoff (CFK, im Englischen „Composite“ genannt) ist. Technisch sind dies Kohlefasern, die in ein Harz eingebettet werden. Dieses Harz wird dann unter Vakuum, Druck und Temperatur ausgehärtet. Bezüglich des Zugmomentes ist CFK absolute Spitze. Die Werte sind höher als die aller anderen Materialien, aber die Dichte ist nur ein Viertel der von Stahl.
Die Feststoffbooster der Ariane 6 sind aus diesem Material. Bei der Ariane 5 war es noch Stahl. Dort hatten die Gehäuse einen Strukturfaktor von 12,7 bei einem Brennkammerdruck von 64 Bar. Beim Vorgänger des P‑160C (Detaildaten werden inzwischen auch bei der ESA nicht mehr publiziert) war der Strukturfaktor 26,3 bei 105 Bar Brennkammerdruck. Bezogen auf den gleichen Druck ist der Booster also um den Faktor 3,3 leichter. Der P‑160C kommt so auf einen Gesamtstrukturfaktor von 15,2. Das ist genauso gut wie bei LOX/Kerosin‑Raketen, wenn diese denselben Schub haben.
Bei Tanks hat sich das Material noch nicht durchgesetzt. Zum einen wegen der hohen Herstellungskosten. Zum anderen ist selbst flüssiger Sauerstoff sehr reaktiv. SpaceX hat eine Falcon 9 verloren, als sich unter bis heute nicht ganz geklärten Umständen (die Verlautbarungen von SpaceX waren nicht sehr einleuchtend und dienten wohl dazu, Fertigungsmängel zu vertuschen) die CFK‑Hülle einer Gasflasche sich im flüssigen Sauerstoff entzündete.
Ich kenne bisher nur zwei Projekte, die CFK bei Tanks einsetzen. Das eine ist ein Tankdemonstrator, den die NASA mit Boeing entwickelte und in einer neuen Oberstufe einsetzen wollte, und das zweite ist die derzeit laufende Entwicklung der „schwarzen Oberstufe“ der Ariane 6, die 1–2 t an Gewicht einsparen soll. (aktuell berichtet ein Portal, das man dieses Upgrade seitens der ESA eingestellt habe, es gibt aber keine offizielle Verlautbarung seitens der ESA).
Die Problematik: CFK besteht hauptsächlich aus Kohlenstoff, und Kohlenstoff verbrennt mit Sauerstoff. Metalle wie Eisen oder Aluminium sind chemisch eigentlich reaktiver, aber die gebildeten Oxide schützen vor weiterer Oxidation als Schutzschicht.
Das leitet zu den Anforderungen an einen Tank über. Es gibt nicht nur den Druck. Tanks werden auch thermisch belastet durch die Reibung an der Luft beim Aufstieg oder – wie schon erwähnt – in Feststoffraketen. Das führte wohl zum Schwenken von CFK auf Stahl beim Starship, neben dem Kostenfaktor. Die Werkstoffeigenschaften sind zudem unterschiedlich. Es gibt sowohl Aluminium‑ wie Stahllegierungen, die bei tiefen (kryogenen) Temperaturen eine höhere Festigkeit als unter Zimmertemperatur haben, normalerweise ist dem nicht so. Das war damals auch ein Grund für die Wahl von Stahl für die Atlas. Hauptgrund ist nach Elkon Musk aber vor allem der geringere Preis.
Nach der Kesselformel, mit der man Druckbelastungen und Wandstärke berechnen kann, steigt bei allen Tankformen die Wanddicke bei gleichem Druck proportional zum Durchmesser. Nimmt man den Zuwachs an Fläche hinzu, so steigt das Trockengewicht in der dritten Potenz zum Durchmesser, genauso wie das Volumen und damit die Treibstoffmenge. Große Tanks haben also kein besseres Voll‑/Leermasseverhältnis als kleine. Vielmehr ist es von der Dichte der Flüssigkeit abhängig, die sie aufnehmen. Bei kleinen Tanks setzt die Mindestwandstärke dann eine Grenze.
Schon in den Siebzigerjahren erreichte man bei großen LOX/Kerosin-Tanks ein Verhältnis von 75:1 zum Inhalt, bei Wasserstoff mit einer dreimal niedrigeren Dichte lag es bei 25:1. Zum Vergleich: Eine 1,5‑l‑PET‑Flasche liegt bei 30:1.
Zur Stabilisierung – außen wirken beim Aufstieg aerodynamische Kräfte ein, und dies drückt den Treibstoff in die Leitungen – sind Tanks durch einen leichten Innendruck stabilisiert. Diesen Überdruck nutzt man, um die Wandstärke zu berechnen. Es gibt aber noch einen zweiten Druck, und der wird vom Treibstoff selbst ausgeübt. Eine Flüssigkeitssäule von 10 m Wasser übt einen Druck von 1 Bar aus. Bei Tanklängen von 10 bis 20 m kommen da im unteren Teil leicht weitere 1–2 Bar hinzu (der Überdruck im vollen Tank durch Druckgas liegt meist bei 1–3 Bar). Im Extremfall bei der Superheavy sind es 6 Bar Druck durch die Flüssigkeitsäule. Das muss man noch mit der Beschleunigung multiplizieren. Die erste Stufe nur mit der Startbeschleunigung, da sich die Tanks schneller entleeren, als die Rakete schneller wird. Aber die Oberstufe ist der Spitzenbeschleunigung voll ausgesetzt.
Früher fertigte man Tanks daher mit unterschiedlich dicken Tankwänden: unten dicker und oben dünner, der Druck nimmt ja nach oben hin ab. Das spart Gewicht ein. Heute ist das nicht mehr der Fall, denn überall gleich starke Wände sind einfacher zu fertigen. Die Atlas ist hier ein gutes Beispiel. Die Wände waren oben so dünn, dass die Atlas nur bei Innendruck stabil war. Einige Exemplare, die in Museen ausgestellt wurden, kollabierten, als das Aggregat für diese Aufgabe versagte. Einmal fand dies auch bei den Startvorbereitungen einer Atlas C für eine Mondsonde statt.
Der Hersteller Convair warnte denn auch, als die USAF vorschlug, die Atlas als Trägerrakete zu nutzen, vor dieser Schwachstelle, was von der USAF ignoriert wurde. Die NASA kam aber bei einer internen Untersuchung zu demselben Schluss und fragte nach, ob die unveränderte Atlas denn ihre Mercury‑Kapsel transportieren könnte. Das Problem war weniger das Gewicht als vielmehr die nicht so aerodynamische Form der stunpfkegeligen Mercurykapsel mit Fluchtturm, verglichen mit dem spitzkegeligen Sprengkopf. Die Air Force meinte, es gäbe keine Probleme, und weigerte sich kategorisch, vorgeschlagene Verstärkungen im oberen Teil umzusetzen.
So kam es, wie es kommen musste: 59 Sekunden nach dem Start kollabierte beim ersten Start einer Mercury Kapsel auf der Atlas (Mercury Atlas 1) die in diesem Bereich nur 0,25–1 mm dicke Hülle, und die austretenden Treibstoffe führten zur Explosion. Die Atlas durchquerte gerade die Zone von Max‑Q, der maximalen aerodynamischen Belastung. Danach wurden die Atlas zuerst oben durch ein nachträglich angebrachtes „Belly Band“ verstärkt, später die Tanks aller Atlas dicker gefertigt.
So, eigentlich wollte ich noch zur Druckbeaufschlagung schreiben, aber der Artikel ist jetzt schon recht lang geworden, sodass ihr dafür noch einen zweiten Teil bekommt. Kleiner Spoiler: Auch mit diesem Thema hat eine Firma mit X massive Probleme und schon mehrere Starships in die Luft gejagt.Darum geht es dann in Teil 2.