Der folgende Artikel gilt für eine Rakete mit einem oder mehreren Triebwerken, die mit flüssigen Treibstoffen angetrieben werden. Feststofftriebwerke erhalten in dieser Kategorie noch einen eigenen Eintrag.

Während es Raketen mit Pulver als Treibstoff schon seit Jahrhunderten gibt – sie schafften es sogar in die US‑Nationalhymne – sind mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Raketen noch nicht mal ein Jahrhundert alt. Verbunden ist ihre Entwicklung mit zwei Persönlichkeiten: zum einen mit Robert Goddard und zum anderen mit Hermann Oberth.

Goddard führte vor allem Experimente durch, abgeschieden zuletzt in New Mexico. Goddard bekam auf seine ersten Veröffentlichungen unsachliche Kritik und veröffentlichte danach fast nichts mehr, stattdessen ließ Goddard sich Entwicklungen patentieren. Goddard startete die erste Rakete mit flüssigem Treibstoff, wurde aber schon zu Lebzeiten von den in Deutschland systematisch entwickelten Raketen in Höhe und Leistung übertroffen. Das lag daran, dass Goddard sich für ein Problem interessierte, und wenn Goddard eine Lösung gefunden hatte, machte Goddard nicht weiter. So stellte Goddard fest, dass der Flug durch ein Gyroskop stabilisiert werden konnte. Das Gyroskop wog allerdings fast so viel wie die Rakete selbst. Wenige Jahre später wurde in Deutschland nur der Impuls des Gyroskops gemessen und verstärkt zum Triebwerk geführt. Das Gyroskop für eine 12 t schwere A‑4 wog nur wenige Kilogramm. Bis zu seinem Tode war Goddard selbst in den USA weitestgehend unbekannt. Als die US-Army 1945 in Deutschland einmarschierte stellte sie ein Team von Fachleuten zusammen, die nach den Erbauern der A-4 suchen sollten. Sie fanden sie auch. Wernher von Braun meinte süffisant, warum sie denn so wichtig wären, die USA hätten doch Professor Goddard. Keiner der US-Spezialisten kannte Robert Goddard. Erst als das Zeitalter der Weltraumfahrt begann, erinnerte man sich an ihn in den USA und nun wurde er gleich in den Himmel gelobt.

Hermann Oberth, aus Siebenbürgen stammend, ging die Sache anders an. Oberth untersuchte als Ingenieur die Probleme und führte Berechnungen durch, die Oberth in seinem Standardwerk „Mit der Rakete zu den Planetenräumen“ 1923 vorstellte. Auch Oberth hatte mit unsachlicher Kritik zu kämpfen. Zahlreiche Kritiker verstanden nicht mal die Berechnungen und meinten tatsächlich, dass eine Rakete im luftleeren Raum nicht funktionieren würde, da sich die Gase ja an irgendetwas abstoßen müssten. Goddard meinte dagegen, dass man die Funktionsweise einer Rakete nicht in Formeln fassen kann.

Oberth machte aber weiter, und in der dritten Auflage „Wege zur Raumschifffahrt“ zeigte Oberth Lösungen aller Probleme beim Bau einer mit Flüssigkeiten angetriebenen Rakete auf. Die meisten davon wurden wenige Jahre später in der Praxis umgesetzt. Durch die Erfolge der USA und deren Hervorhebung ihres Pioniers Goddard bekam Oberth leider nicht die Wertschätzung in Deutschland, die Oberth verdiente. Das wird auch in einem Radiointerview von 1961 deutlich (hörenswert!). Alleine in der A-4 steckten 84 Entwicklungen, die er skizziert hat.

Oberth inspirierte mich zu dem Titel meiner beiden Lexika über Raumsonden „Mit Raumsonden zu den Planetenräumen“. Sie sind anders als Oberths Bücher heute preiswert erhältlich: Amazon will für einen Nachdruck 174 Euro, ältere Exemplare kosten im Antiquariat zwischen 4.800 und 5.600 Euro. Meine Bücher kosten nur 25 bzw. 28 Euro, aber sie sind natürlich auch nicht mit Oberths Büchern vergleichbar.

Ein Raketentriebwerk besteht aus mindestens folgenden Teilen:

• Der Injektor: Der Injektor sitzt meist am Kopf der Brennkammer und hat die Aufgabe, den Oxidator und den Verbrennungsträger zu vermischen. Eine einfache Konstruktion hat in etwa den Aufbau eines Duschkopfs.
• In der Brennkammer werden die Treibstoffe verbrannt, es entsteht ein mehrere Tausend Grad heißes Gas.
• Im Brennkammerhals wird die Fläche verengt. Dadurch wird der Gasstrom überschallschnell.
• In der Düse weitet sich das Triebwerk auf, und die Gase expandieren und kühlen dabei ab. Die Gase übertragen durch Kollision mit der Düsenfläche Energie auf die Rakete, die sich dann in entgegengesetzter Richtung fortbewegt.

Dieses Prinzip Actio = Reactio hat schon Isaac Newton erkannt. So verwundert es, dass noch Anfang des letzten Jahrhunderts selbst Experten meinten, dass die Rakete eine Atmosphäre braucht, um zu funktionieren.

Die einfachsten Triebwerke, die man immer noch in Satelliten und kleinen Oberstufen einsetzt, bestehen aus diesen Teilen. Größere Raketentriebwerke benötigen aber noch eine Treibstoffförderung. Auf deren Details gehe ich im zweiten Teil ein.

In der Brennkammer entsteht dadurch, dass flüssige Treibstoffe in den gasförmigen Aggregatzustand übergehen, ein hoher Druck. Die Treibstoffe müssen gegen diesen Druck eingespritzt werden, also muss der Förderdruck höher als der Brennkammerdruck sein. Dies wird heute durch eine Turbopumpe erreicht. Eine Turbopumpe ist eine Gasturbine, verbunden mit einer Kreiselpumpe in einem Gehäuse. Der Rotor der Gasturbine treibt über eine Welle die Pumpe an, die Treibstoff ansaugt und unter Druck entlässt.

Das Gas für den Antrieb der Turbine wurde bei den ersten Raketen (A‑4 bis R‑7) aus separaten Treibstoffen erzeugt, seitdem aus den Treibstoffen selbst. Eine kleine Brennkammer verbrennt dazu einen Teil des Treibstoffs. Beim Gasgeneratorverfahren nennt man diese Brennkammer Gasgenerator, beim Staged‑Combustion‑Verfahren dagegen Vorbrenner (Preburner), aber die Funktion ist die gleiche.

Da man den englischen Begriff Staged‑Combustion nicht richtig eindeutschen kann, verwende ich im Folgenden die Bezeichnung „Vorbrennerverfahren“. Das Gasgeneratorverfahren heißt ja auch nach diesem Teil des Triebwerks (auch in den USA). Wie man dem Wort ansieht, stammt es aus Deutschland.

Schauen wir uns die Komponenten genauer an: Der Injektor klingt als ein einfaches Bauteil, er ist aber ein kritisches Element des Triebwerks. Denn werden die beiden Komponenten nicht intensiv vermischt, gibt es an einer Stelle also einen Überschuss an einer Komponente und natürlich an einer anderen Stelle einen Unterschuss, so entstehen in unterschiedlichen Teilen der Brennkammer unterschiedliche Temperaturen und Drücke. Diese führen zum Schwanken des Brennkammerdrucks. Da gegen den Brennkammerdruck eingespritzt werden muss, führt dies wiederum zum Schwanken des Treibstoffzuflusses, was wiederum zu stärkeren Schwankungen des Brennkammerdrucks führt – ein Feedback‑Symptom, das innerhalb weniger Sekunden zur totalen Zerstörung des Triebwerks führen kann.

Diese „Verbrennungsinstabilitäten“ waren die Ursachen für viele Versager von Triebwerken bis in die Siebzigerjahre. Damals konnte man nur durch Versuch und Irrtum dieses Problem lösen. Für die Saturn‑Trägerraketen wurden dann Bomb‑Tests entwickelt, wo man mit einem Sprengsatz gezielt eine Instabilität erzeugte und schaute, wie das Triebwerk darauf reagiert.

Die Brennkammer erhitzt sich natürlich durch die Gase. Da die Oberfläche quadratisch zum Durchmesser ansteigt, das Volumen aber in der dritten Potenz, können ganz kleine Triebwerke die Hitze der Wand abstrahlen, wenn sie sich bis zur Rotglut erhitzen. Solche Triebwerke werden dann aus Metallen mit hohen Schmelztemperaturen wie Niob gefertigt. Satellitentriebwerke und RCS‑Triebwerke (Lagereglungstriebwerke) arbeiten nach diesem Prinzip.

Oberhalb etwa 500 N Schub wird das Oberflächen/Volumen‑Verhältnis aber so ungünstig, dass die Brennkammer durchschmelzen würde. Nun muss man die Brennkammer aktiv kühlen. Dazu nutzt man die Treibstoffe selbst. Die einfachste Möglichkeit ist es, den Treibstoff um die Brennkammer herumzuleiten und durch kleine Löcher in die Brennkammer einen Teil einströmen zu lassen. Ein Teil des Treibstoffs verdampft und kühlt so die Wand. Dies bezeichnet man als Film- oder Schleierkühlung.

Gängiger ist es, die Brennkammerwand doppelwandig zu gestalten bzw. heute sie aus vielen kleinen Röhren zu fertigen. Durch diese Röhren strömt meist der Verbrennungsträger und erwärmt sich dabei. Die Kühlung wird bei kryogenen Treibstoffen aufwendiger, denn wenn der Treibstoff verdampft, dann führt Gas viel weniger Energie als eine Flüssigkeit ab. Diese Flüssigkeit wird dann im Injektor eingespritzt. Dies ist die regenerative Kühlung.

Die Kühlung erstreckt sich meist auch auf den Düsenhals und den Anfang der Düse. Alternativ belegt man die Brennkammerwand und den Düsenhals mit einer Schicht, die das Metall vor der Wärme schützt. Das kann Graphit sein, aber auch Materialien, die aus den Hitzeschutzschilden bestehen und die oberflächlich verkohlen. Dies bezeichnet man als Ablativkühlung.

Ab einem bestimmten Punkt muss man die Düse nicht mehr kühlen, weil das Gas durch die Expansion kühler wird. Bei vielen Düsen sieht man diesen Übergang recht deutlich. Sie wird dann glatt, weil das reine Metall ausreicht und keine Kühlröhren mehr erforderlich sind. Die ersten Düsen waren einfache Kegeldüsen, also Düsen, die im Schnitt Kegelform hatten. Sie sind einfach zu fertigen, aber sie sind für ein vorgegebenes Expansionsverhältnis recht lang und daher schwer. Der nächste Entwicklungsschritt war die Glockendüse, also eine Düse, die die Form einer Glocke hat. Diese ist schon bedeutend kürzer und damit leichter. Heute sind Düsen mit Parabelform der Stand der Technik.

Turbopumpen sind heute das kritische System bei Triebwerken, auf sie gehen die meisten Versager zurück. Der Grund ist, dass Turbopumpen die meisten beweglichen Teile enthalten und extrem miniaturisiert sind. Die LH2‑Turbopumpe der Space‑Shuttle‑Haupttriebwerke ist wahrscheinlich bis heute die leistungsfähigste im Einsatz. Ihre nur wenigen Zentimeter großen Rotorblätter rotieren mit 55.000 U/min – man vergleiche das mit der Tourenzahl einer Waschmaschine oder eines Motors in einem Verbrennerauto. Die Rotorblätter werden enormen Fliehkräften ausgesetzt, und Risse gehörten im Testprogramm zu den größten Problemen, die den Erstflug aufhielten. Einmal explodierte auch ein Triebwerk, weil die Rotorblätter sich ablösten.

Die Turbopumpe fördert über 1.000 Liter flüssigen Wasserstoff pro Sekunde, und dieser hat dann einen Druck von über 450 Bar. Die Turbine hat eine Leistung von 55,9 MW. Es gibt verschiedene Bauformen: So kann eine Turbopumpe nur je eine Turbinen‑ und Pumpenstufe haben oder mehrere (die obige SSME-LH2-Turbopumpe z. B. zwei Turbinen. und drei Pumpenstufen). Es gibt Radial‑ und Axialpumpen. Es kann eine Turbine für beide Pumpen geben, die über ein Übersetzungsgetriebe die zweite mit antreibt (üblich, wenn die Fördervolumina nicht zu unterschiedlich sind, z. B. bei UDMH/MMH und NTO), oder zwei getrennte Turbinen – das ist der Normalfall.

Gerät in eine Turbine ein Fremdkörper, so führt dies meist zur Zerstörung der Turbopumpe. Die Rotorblätter, die mit hoher Geschwindigkeit rotieren, können leicht bei Ablösung das Gehäuse durchschlagen und dadurch Treibstoffleitungen oder andere Systeme beschädigen. Dann kann auch das Triebwerk explodieren. So passierte dies öfters bei den NK‑15‑Triebwerken der N‑1 und den Raptoren. In beiden Fällen war die Lösung die gleiche: Man baute Filter vor die Pumpen ein. Wie die Triebwerksausfälle der Raptoren bis zum letzten Testflug zeigten, aber weitestgehend ohne Erfolg (bei der N‑1 half es ja auch nicht).

Die Turbopumpen sind auch die Systeme, die die Lebensdauer eines Triebwerks begrenzen. Beim Vulcain sind sie für zehn Einsätze mit voller Brenndauer gut, bei den SSME war das ganze Triebwerk für 55 Einsätze ausgelegt, aber die Turbopumpen mussten nach 3–4 bzw. 5–6 Einsätzen (LH2/LOX) ausgetauscht werden.

Etwas Mathematik

Es gibt eine Menge Formeln, um die physikalischen Vorgänge in einem Raketentriebwerk zu berechnen. Ich will nur einige wichtige Formeln erwähnen:

Den Schub kann man berechnen, indem man den Brennkammerdruck mit der Stirnfläche der Brennkammer multipliziert:

F = P · A

Druck ist als Einheit eine Kraft pro Fläche, multipliziert mit einer Fläche bleibt dann die Kraft übrig. Kennt man den Schub und den Brennkammerdruck, so kann man durch Umstellen die Brennkammerfläche berechnen:

A_c = F / P

Ich habe hier das Fachkürzel A_c genommen. c steht für Chamber.
Die Fläche verringert sich im Düsenhals auf A_t (t = Throat). Üblich ist ein Verhältnis von:

A_c / A_t = 3

Eine zweite Größe ist das Flächenverhältnis von Düsenmündung zu Düsenhals A_e / A_t (e=exit). Schon Werte um 200 sind sehr gut, denn die Düse wird natürlich immer größer. Ein Flächenverhältnis von 200 heißt:

• die Düse hat eine 200‑mal größere Fläche als der Düsenhals
• oder etwa die 67‑fache Fläche der Brennkammer

Sie ist dann riesig: 14‑facher bzw. 8‑facher Durchmesser des Düsenhalses bzw. der Brennkammer.
Der Gewinn an Ausströmgeschwindigkeit wird aber immer kleiner, während die Masse mit steigendem Flächenverhältnis ansteigt. Das setzt der Größe eine Grenze. Der Rekord liegt, soweit ich weiß, bei der Düse des Vinci mit einem Flächenverhältnis von 240.

Eine weitere wichtige Größe ist das Expansionsverhältnis, das ist der Druckabfall bei der Expansion der Düse. Für das Expansionsverhältnis gibt es keine einfache Formel. Wichtig für Triebwerke, die von der Erde starten, ist, dass der Düsenmündungsdruck nicht beliebig klein sein darf, sonst dringt erhitzte Umgebungsluft in die Düse ein und führt zu turbulenten Strömungen, welche die Düse beschädigen können. Experimentell hat man gefunden, dass der Düsenmündungsdruck nicht kleiner als 0,4 Bar sein sollte. Die Umgebungsluft mit ihrem Gegendruck begrenzt auch den Schub und den spezifischen Impuls im Vakuum. Der Schub im Vakuum ist bei SL-Triebwerken der Schub um 10 % höher. Beim spezifischen Impuls ist das Verhältnis sehr stark vom Treibstoff abhängig.

Triebwerke mit Düsen, die am Boden arbeiten (im US‑Jargon Sea Level (SL) Engines), haben deswegen kurze Expansionsdüsen, typisch mit einem Flächenverhältnis von 8 bis 16, je nach Brennkammerdruck. Den Rekord für SL‑Triebwerke hat das SSME, das bei 220 Bar Brennkammerdruck eine Düse mit einem Expansionsverhältnis von 77 besitzt.

Das Bild hier zeigt zwei Versionen des Raptors, eines für den Bodenbetrieb und eines für den Vakuumbetrieb. Gut erkennt man die unterschiedliche Düsenverlängerung, die beim Vakuumtriebwerk nun nicht mehr aktiv gekühlt werden muss.

Rein theoretisch könnte man auch eine Düse im Flug verlängern, indem man einen Konus, den man beim Start zurückgefahren hat, später nach vorne schiebt. Das einzige Triebwerk, das dies in der Praxis durchführte, war das RL‑10B, ein Oberstufentriebwerk. Dort verkürzt es den Stufenadapter. Mehr profitieren würden Erststufentriebwerke, denn mit steigender Höhe nimmt die Atmosphärendichte ab. Schon in 5,5 km Höhe ist sie auf die Hälfte gefallen, die Düse könnte also den halben Düsenmündungsdruck von 0,2 Bar haben.

Noch eine Formel die zeigt was ein Raketentriebwerk leistet. Nämlich die Leistung eines Raketentriebwerks. Mit dem Schub fängt man als Laie ja nichts an. Formuliert man den Satz für kinetische Energie E = m * v² / 2 um, so erhält man:

L= m × v² / 2000

m: Massedurchsatz (kg Treibstoff / Sekunde)

v: Ausströmungsgeschwindigkeit nach Raketengundgleichung (m/sec)

L: Leistung in KW (das führt zu dem Faktor 1000)

Kleines Beispiel: Ein Raptor 2 mit einem Treibstoffdurchsatz von 690 kg/s und einem reklamierten spezifischen Impuls (SL) von 3.230 m/s hat so eine Leistung von ~3,6 Millionen kW oder 3,6 GW – so viel wie mehrere Kraftwerke zusammen.

Die Effizienz eines Raketentriebwerks wird im US‑Jargon als „combustion efficiency“ bezeichnet. Sie ist nicht einfach berechenbar. Sie hängt von den Treibstoffen, dem Aufbau des Triebwerks und dem Expansionsverhältnis ab. Bei guten Triebwerken mit flüssigen Treibstoffen liegt der Wert bei 95 bis 98 %. Rekordhalter ist das SSME, die NASA reklamiert 99,6 %, bezieht diesen Wert aber meiner Ansicht nach nur auf die Brennkammer und berücksichtigt nicht die Energie, die schon vorher verloren geht, um die Turbopumpen anzutreiben.

Multipliziert man den Wert als Kommazahl (also 0,95 … 0,98) mit dem spezifischen Impuls, den Tools wie RPA oder FCEA2 ausspucken, so kommt man auf den real erreichbaren spezifischen Impuls.

Wer mehr wissen will, es gibt natürlich noch die viel ausführlichere Sektion auf der Website.