{"id":18905,"date":"2026-08-29T08:28:28","date_gmt":"2026-08-29T06:28:28","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=18905"},"modified":"2026-08-29T08:30:53","modified_gmt":"2026-08-29T06:30:53","slug":"raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-aufbau-eines-raketentriebwerks","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/08\/29\/raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-aufbau-eines-raketentriebwerks\/","title":{"rendered":"Raumfahrtgrundlagen f&uuml;r Dummys &#8211; Aufbau eines Raketentriebwerks"},"content":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_18905\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"18905\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Der folgende Artikel gilt f&uuml;r eine Rakete mit einem oder mehreren Triebwerken, die mit fl&uuml;ssigen Treibstoffen angetrieben werden. Feststofftriebwerke erhalten in dieser Kategorie noch einen eigenen Eintrag.<\/p>\n<p>W&auml;hrend es Raketen mit Pulver als Treibstoff schon seit Jahrhunderten gibt \u2013 sie schafften es sogar in die US\u2011Nationalhymne \u2013 sind mit fl&uuml;ssigen Treibstoffen angetriebene Raketen noch nicht mal ein Jahrhundert alt. Verbunden ist ihre Entwicklung mit zwei Pers&ouml;nlichkeiten: zum einen mit <b>Robert Goddard<\/b> und zum anderen mit <b>Hermann Oberth<\/b>.<!--more--><\/p>\n<p><img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" class=\"alignright size-medium\" src=\"\/img\/goddard.jpeg\" width=\"300\" height=\"408\" \/>Goddard f&uuml;hrte vor allem Experimente durch, abgeschieden zuletzt in New Mexico. Goddard bekam auf seine ersten Ver&ouml;ffentlichungen unsachliche Kritik und ver&ouml;ffentlichte danach fast nichts mehr, stattdessen lie&szlig; Goddard sich Entwicklungen patentieren. Goddard startete die erste Rakete mit fl&uuml;ssigem Treibstoff, wurde aber schon zu Lebzeiten von den in Deutschland systematisch entwickelten Raketen in H&ouml;he und Leistung &uuml;bertroffen. Das lag daran, dass Goddard sich f&uuml;r ein Problem interessierte, und wenn Goddard eine L&ouml;sung 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 sp&auml;ter wurde in Deutschland nur der Impuls des Gyroskops gemessen und verst&auml;rkt zum Triebwerk gef&uuml;hrt. Das Gyroskop f&uuml;r eine 12\u202ft schwere A\u20114 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 s&uuml;ffisant, warum sie denn so wichtig w&auml;ren, die USA h&auml;tten 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.<\/p>\n<p>Hermann Oberth, aus Siebenb&uuml;rgen stammend, ging die Sache anders an. Oberth untersuchte als Ingenieur die Probleme und f&uuml;hrte Berechnungen durch, die Oberth in seinem Standardwerk <em>\u201eMit der Rakete zu den Planetenr&auml;umen\u201c<\/em> 1923 vorstellte. Auch Oberth hatte mit unsachlicher Kritik zu k&auml;mpfen. Zahlreiche Kritiker verstanden nicht mal die Berechnungen und meinten tats&auml;chlich, dass eine Rakete im luftleeren Raum nicht funktionieren w&uuml;rde, da sich die Gase ja an irgendetwas absto&szlig;en m&uuml;ssten. Goddard meinte dagegen, dass man die Funktionsweise einer Rakete nicht in Formeln fassen kann.<\/p>\n<p><img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" class=\"alignleft size-medium\" src=\"\/img\/oberth.jpeg\" width=\"273\" height=\"299\" \/>Oberth machte aber weiter, und in der dritten Auflage <em>\u201eWege zur Raumschifffahrt\u201c<\/em> zeigte Oberth L&ouml;sungen aller Probleme beim Bau einer mit Fl&uuml;ssigkeiten angetriebenen Rakete auf. Die meisten davon wurden wenige Jahre sp&auml;ter in der Praxis umgesetzt. Durch die Erfolge der USA und deren Hervorhebung ihres Pioniers Goddard bekam Oberth leider nicht die Wertsch&auml;tzung in Deutschland, die Oberth verdiente. Das wird auch in einem Radiointerview von 1961 deutlich (<a href=\"https:\/\/www.ardsounds.de\/episode\/urn:ard:episode:2c1e84eaa35bc7dd\/\">h&ouml;renswert!<\/a>). Alleine in der A-4 steckten 84 Entwicklungen, die er skizziert hat.<\/p>\n<p>Oberth inspirierte mich zu dem Titel meiner beiden Lexika &uuml;ber Raumsonden <em>\u201eMit Raumsonden zu den Planetenr&auml;umen\u201c<\/em>. Sie sind anders als Oberths B&uuml;cher heute preiswert erh&auml;ltlich: Amazon will f&uuml;r einen Nachdruck 174\u202fEuro, &auml;ltere Exemplare kosten im Antiquariat zwischen 4.800 und 5.600\u202fEuro. Meine B&uuml;cher kosten nur 25 bzw. 28 Euro, aber sie sind nat&uuml;rlich auch nicht mit Oberths B&uuml;chern vergleichbar.<\/p>\n<p>Ein Raketentriebwerk besteht aus mindestens folgenden Teilen:<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"https:\/\/vg09.met.vgwort.de\/na\/ea017a6cee2c47049b86d7cce92f220c\" width=\"1\" height=\"1\" alt=\"\"\/><\/p>\n<ul>\n<li>Der Injektor: Der Injektor sitzt meist am Kopf der Brennkammer und hat die Aufgabe, den Oxidator und den Verbrennungstr&auml;ger zu vermischen. Eine einfache Konstruktion hat in etwa den Aufbau eines Duschkopfs.<\/li>\n<li>In der Brennkammer werden die Treibstoffe verbrannt, es entsteht ein mehrere Tausend Grad hei&szlig;es Gas.<\/li>\n<li>Im Brennkammerhals wird die Fl&auml;che verengt. Dadurch wird der Gasstrom &uuml;berschallschnell.<\/li>\n<li>In der D&uuml;se weitet sich das Triebwerk auf, und die Gase expandieren und k&uuml;hlen dabei ab. Die Gase &uuml;bertragen durch Kollision mit der D&uuml;senfl&auml;che Energie auf die Rakete, die sich dann in entgegengesetzter Richtung fortbewegt.<\/li>\n<\/ul>\n<p>Dieses Prinzip <em>Actio = Reactio<\/em> hat schon Isaac Newton erkannt. So verwundert es, dass noch Anfang des letzten Jahrhunderts selbst Experten meinten, dass die Rakete eine Atmosph&auml;re braucht, um zu funktionieren.<\/p>\n<p>Die einfachsten Triebwerke, die man immer noch in Satelliten und kleinen Oberstufen einsetzt, bestehen aus diesen Teilen. Gr&ouml;&szlig;ere Raketentriebwerke ben&ouml;tigen aber noch eine Treibstofff&ouml;rderung. Auf deren Details gehe ich im zweiten Teil ein.<\/p>\n<p>In der <b>Brennkammer<\/b> entsteht dadurch, dass fl&uuml;ssige Treibstoffe in den gasf&ouml;rmigen Aggregatzustand &uuml;bergehen, ein hoher Druck. Die Treibstoffe m&uuml;ssen gegen diesen Druck eingespritzt werden, also muss der F&ouml;rderdruck h&ouml;her als der Brennkammerdruck sein. Dies wird heute durch eine Turbopumpe erreicht. Eine Turbopumpe ist eine Gasturbine, verbunden mit einer Kreiselpumpe in einem Geh&auml;use. Der Rotor der Gasturbine treibt &uuml;ber eine Welle die Pumpe an, die Treibstoff ansaugt und unter Druck entl&auml;sst.<\/p>\n<p>Das Gas f&uuml;r den Antrieb der Turbine wurde bei den ersten Raketen (A\u20114 bis R\u20117) aus separaten Treibstoffen erzeugt, seitdem aus den Treibstoffen selbst. Eine kleine Brennkammer verbrennt dazu einen Teil des Treibstoffs. Beim Gasgeneratorverfahren nennt man diese Brennkammer <b>Gasgenerator<\/b>, beim Staged\u2011Combustion\u2011Verfahren dagegen <b>Vorbrenner<\/b> (Preburner), aber die Funktion ist die gleiche.<\/p>\n<p>Da man den englischen Begriff <em>Staged\u2011Combustion<\/em> nicht richtig eindeutschen kann, verwende ich im Folgenden die Bezeichnung \u201eVorbrennerverfahren\u201c. Das Gasgeneratorverfahren hei&szlig;t ja auch nach diesem Teil des Triebwerks (auch in den USA). Wie man dem Wort ansieht, stammt es aus Deutschland.<\/p>\n<p>Schauen wir uns die Komponenten genauer an: Der <b>Injektor<\/b> 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 &Uuml;berschuss an einer Komponente und nat&uuml;rlich an einer anderen Stelle einen Unterschuss, so entstehen in unterschiedlichen Teilen der Brennkammer unterschiedliche Temperaturen und Dr&uuml;cke. Diese f&uuml;hren zum Schwanken des Brennkammerdrucks. Da gegen den Brennkammerdruck eingespritzt werden muss, f&uuml;hrt dies wiederum zum Schwanken des Treibstoffzuflusses, was wiederum zu st&auml;rkeren Schwankungen des Brennkammerdrucks f&uuml;hrt \u2013 ein Feedback\u2011Symptom, das innerhalb weniger Sekunden zur totalen Zerst&ouml;rung des Triebwerks f&uuml;hren kann.<\/p>\n<p>Diese \u201e<b>Verbrennungsinstabilit&auml;ten<\/b>\u201c waren die Ursachen f&uuml;r viele Versager von Triebwerken bis in die Siebzigerjahre. Damals konnte man nur durch Versuch und Irrtum dieses Problem l&ouml;sen. F&uuml;r die Saturn\u2011Tr&auml;gerraketen wurden dann Bomb\u2011Tests entwickelt, wo man mit einem Sprengsatz gezielt eine Instabilit&auml;t erzeugte und schaute, wie das Triebwerk darauf reagiert.<\/p>\n<p>Die Brennkammer erhitzt sich nat&uuml;rlich durch die Gase. Da die Oberfl&auml;che quadratisch zum Durchmesser ansteigt, das Volumen aber in der dritten Potenz, k&ouml;nnen 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\u2011Triebwerke (Lagereglungstriebwerke) arbeiten nach diesem Prinzip.<\/p>\n<p>Oberhalb etwa 500\u202fN Schub wird das Oberfl&auml;chen\/Volumen\u2011Verh&auml;ltnis aber so ung&uuml;nstig, dass die Brennkammer durchschmelzen w&uuml;rde. Nun muss man die Brennkammer aktiv k&uuml;hlen. Dazu nutzt man die Treibstoffe selbst. Die einfachste M&ouml;glichkeit ist es, den Treibstoff um die Brennkammer herumzuleiten und durch kleine L&ouml;cher in die Brennkammer einen Teil einstr&ouml;men zu lassen. Ein Teil des Treibstoffs verdampft und k&uuml;hlt so die Wand. Dies bezeichnet man als<b> Film- oder Schleierk&uuml;hlung.<\/b><\/p>\n<p>G&auml;ngiger ist es, die Brennkammerwand doppelwandig zu gestalten bzw. heute sie aus vielen kleinen R&ouml;hren zu fertigen. Durch diese R&ouml;hren str&ouml;mt meist der Verbrennungstr&auml;ger und erw&auml;rmt sich dabei. Die K&uuml;hlung wird bei kryogenen Treibstoffen aufwendiger, denn wenn der Treibstoff verdampft, dann f&uuml;hrt Gas viel weniger Energie als eine Fl&uuml;ssigkeit ab. Diese Fl&uuml;ssigkeit wird dann im Injektor eingespritzt. Dies ist die<b> regenerative K&uuml;hlung<\/b>.<\/p>\n<p>Die K&uuml;hlung erstreckt sich meist auch auf den D&uuml;senhals und den Anfang der D&uuml;se. Alternativ belegt man die Brennkammerwand und den D&uuml;senhals mit einer Schicht, die das Metall vor der W&auml;rme sch&uuml;tzt. Das kann Graphit sein, aber auch Materialien, die aus den Hitzeschutzschilden bestehen und die oberfl&auml;chlich verkohlen. Dies bezeichnet man als <b>Ablativk&uuml;hlung<\/b>.<\/p>\n<p><img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" class=\"alignnone size-medium\" src=\"\/img\/raptor.jpg\" width=\"1263\" height=\"1346\" \/>Ab einem bestimmten Punkt muss man die <b>D&uuml;se<\/b> nicht mehr k&uuml;hlen, weil das Gas durch die Expansion k&uuml;hler wird. Bei vielen D&uuml;sen sieht man diesen &Uuml;bergang recht deutlich. Sie wird dann glatt, weil das reine Metall ausreicht und keine K&uuml;hlr&ouml;hren mehr erforderlich sind. Die ersten D&uuml;sen waren einfache Kegeld&uuml;sen, also D&uuml;sen, die im Schnitt Kegelform hatten. Sie sind einfach zu fertigen, aber sie sind f&uuml;r ein vorgegebenes Expansionsverh&auml;ltnis recht lang und daher schwer. Der n&auml;chste Entwicklungsschritt war die Glockend&uuml;se, also eine D&uuml;se, die die Form einer Glocke hat. Diese ist schon bedeutend k&uuml;rzer und damit leichter. Heute sind D&uuml;sen mit Parabelform der Stand der Technik.<\/p>\n<p><b>Turbopumpen<\/b> sind heute das kritische System bei Triebwerken, auf sie gehen die meisten Versager zur&uuml;ck. Der Grund ist, dass Turbopumpen die meisten beweglichen Teile enthalten und extrem miniaturisiert sind. Die LH2\u2011Turbopumpe der <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/shuttle-ssme.shtml\">Space\u2011Shuttle\u2011Haupttriebwerke<\/a> ist wahrscheinlich bis heute die leistungsf&auml;higste im Einsatz. Ihre nur wenigen Zentimeter gro&szlig;en Rotorbl&auml;tter rotieren mit 55.000\u202fU\/min \u2013 man vergleiche das mit der Tourenzahl einer Waschmaschine oder eines Motors in einem Verbrennerauto. Die Rotorbl&auml;tter werden enormen Fliehkr&auml;ften ausgesetzt, und Risse geh&ouml;rten im Testprogramm zu den gr&ouml;&szlig;ten Problemen, die den Erstflug aufhielten. Einmal explodierte auch ein Triebwerk, weil die Rotorbl&auml;tter sich abl&ouml;sten.<\/p>\n<p>Die Turbopumpe f&ouml;rdert &uuml;ber 1.000\u202fLiter fl&uuml;ssigen Wasserstoff pro Sekunde, und dieser hat dann einen Druck von &uuml;ber 450\u202fBar. Die Turbine hat eine Leistung von 55,9\u202fMW. Es gibt verschiedene Bauformen: So kann eine Turbopumpe nur je eine Turbinen\u2011 und Pumpenstufe haben oder mehrere (die obige SSME-LH2-Turbopumpe z.\u202fB. zwei Turbinen. und drei Pumpenstufen). Es gibt Radial\u2011 und Axialpumpen. Es kann eine Turbine f&uuml;r beide Pumpen geben, die &uuml;ber ein &Uuml;bersetzungsgetriebe die zweite mit antreibt (&uuml;blich, wenn die F&ouml;rdervolumina nicht zu unterschiedlich sind, z.\u202fB. bei UDMH\/MMH und NTO), oder zwei getrennte Turbinen \u2013 das ist der Normalfall.<\/p>\n<p>Ger&auml;t in eine Turbine ein Fremdk&ouml;rper, so f&uuml;hrt dies meist zur Zerst&ouml;rung der Turbopumpe. Die Rotorbl&auml;tter, die mit hoher Geschwindigkeit rotieren, k&ouml;nnen leicht bei Abl&ouml;sung das Geh&auml;use durchschlagen und dadurch Treibstoffleitungen oder andere Systeme besch&auml;digen. Dann kann auch das Triebwerk explodieren. So passierte dies &ouml;fters bei den <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2011\/08\/03\/die-nk-33-triebwerke-teil-1\/\">NK\u201115\u2011Triebwerken der N\u20111<\/a> und den Raptoren. In beiden F&auml;llen war die L&ouml;sung die gleiche: Man baute Filter vor die Pumpen ein. Wie die Triebwerksausf&auml;lle der Raptoren bis zum letzten Testflug zeigten, aber weitestgehend ohne Erfolg (bei der N\u20111 half es ja auch nicht).<\/p>\n<p>Die Turbopumpen sind auch die Systeme, die die Lebensdauer eines Triebwerks begrenzen. Beim Vulcain sind sie f&uuml;r zehn Eins&auml;tze mit voller Brenndauer gut, bei den SSME war das ganze Triebwerk f&uuml;r 55 Eins&auml;tze ausgelegt, aber die Turbopumpen mussten nach 3\u20134 bzw. 5\u20136 Eins&auml;tzen (LH2\/LOX) ausgetauscht werden.<\/p>\n<h1 class=\"western\">Etwas Mathematik<\/h1>\n<p>Es gibt eine Menge Formeln, um die physikalischen Vorg&auml;nge in einem Raketentriebwerk zu berechnen. Ich will nur einige wichtige Formeln erw&auml;hnen:<\/p>\n<p>Den Schub kann man berechnen, indem man den Brennkammerdruck mit der Stirnfl&auml;che der Brennkammer multipliziert:<\/p>\n<p><strong>F = P \u00b7 A<\/strong><\/p>\n<p>Druck ist als Einheit eine Kraft pro Fl&auml;che, multipliziert mit einer Fl&auml;che bleibt dann die Kraft &uuml;brig. Kennt man den Schub und den Brennkammerdruck, so kann man durch Umstellen die Brennkammerfl&auml;che berechnen:<\/p>\n<p><b>A<\/b><sub><b>c<\/b><\/sub><b> = F \/ P<\/b><\/p>\n<p>Ich habe hier das Fachk&uuml;rzel A<sub>c<\/sub> genommen. c steht f&uuml;r Chamber.<br \/>\nDie Fl&auml;che verringert sich im D&uuml;senhals auf A<sub>t<\/sub> (t = Throat). &Uuml;blich ist ein Verh&auml;ltnis von:<\/p>\n<p><b>A<\/b><sub><b>c<\/b><\/sub><b> \/ A<\/b><sub><b>t<\/b><\/sub><b> = 3<\/b><\/p>\n<p>Eine zweite Gr&ouml;&szlig;e ist das <b>Fl&auml;chenverh&auml;ltnis<\/b> von D&uuml;senm&uuml;ndung zu D&uuml;senhals A<sub>e<\/sub> \/ A<sub>t<\/sub> (e=exit). Schon Werte um 200 sind sehr gut, denn die D&uuml;se wird nat&uuml;rlich immer gr&ouml;&szlig;er. Ein Fl&auml;chenverh&auml;ltnis von 200 hei&szlig;t:<\/p>\n<ul>\n<li>die D&uuml;se hat eine 200\u2011mal gr&ouml;&szlig;ere Fl&auml;che als der D&uuml;senhals<\/li>\n<li>oder etwa die 67\u2011fache Fl&auml;che der Brennkammer<\/li>\n<\/ul>\n<p>Sie ist dann riesig: 14\u2011facher bzw. 8\u2011facher Durchmesser des D&uuml;senhalses bzw. der Brennkammer.<br \/>\nDer Gewinn an Ausstr&ouml;mgeschwindigkeit wird aber immer kleiner, w&auml;hrend die Masse mit steigendem Fl&auml;chenverh&auml;ltnis ansteigt. Das setzt der Gr&ouml;&szlig;e eine Grenze. Der Rekord liegt, soweit ich wei&szlig;, bei der D&uuml;se des Vinci mit einem Fl&auml;chenverh&auml;ltnis von 240.<\/p>\n<p>Eine weitere wichtige Gr&ouml;&szlig;e ist das <b>Expansionsverh&auml;ltnis<\/b>, das ist der Druckabfall bei der Expansion der D&uuml;se. F&uuml;r das Expansionsverh&auml;ltnis gibt es keine einfache Formel. Wichtig f&uuml;r Triebwerke, die von der Erde starten, ist, dass der D&uuml;senm&uuml;ndungsdruck nicht beliebig klein sein darf, sonst dringt erhitzte Umgebungsluft in die D&uuml;se ein und f&uuml;hrt zu turbulenten Str&ouml;mungen, welche die D&uuml;se besch&auml;digen k&ouml;nnen. Experimentell hat man gefunden, dass der D&uuml;senm&uuml;ndungsdruck nicht kleiner als 0,4\u202fBar 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 % h&ouml;her. Beim spezifischen Impuls ist das Verh&auml;ltnis sehr stark vom Treibstoff abh&auml;ngig.<\/p>\n<p>Triebwerke mit D&uuml;sen, die am Boden arbeiten (im US\u2011Jargon Sea Level (SL) Engines), haben deswegen kurze Expansionsd&uuml;sen, typisch mit einem Fl&auml;chenverh&auml;ltnis von 8 bis 16, je nach Brennkammerdruck. Den Rekord f&uuml;r SL\u2011Triebwerke hat das SSME, das bei 220\u202fBar Brennkammerdruck eine D&uuml;se mit einem Expansionsverh&auml;ltnis von 77 besitzt.<\/p>\n<p>Das Bild hier zeigt zwei Versionen des Raptors, eines f&uuml;r den Bodenbetrieb und eines f&uuml;r den Vakuumbetrieb. Gut erkennt man die unterschiedliche D&uuml;senverl&auml;ngerung, die beim Vakuumtriebwerk nun nicht mehr aktiv gek&uuml;hlt werden muss.<\/p>\n<p>Rein theoretisch k&ouml;nnte man auch eine D&uuml;se im Flug verl&auml;ngern, indem man einen Konus, den man beim Start zur&uuml;ckgefahren hat, sp&auml;ter nach vorne schiebt. Das einzige Triebwerk, das dies in der Praxis durchf&uuml;hrte, war das RL\u201110B, ein Oberstufentriebwerk. Dort verk&uuml;rzt es den Stufenadapter. Mehr profitieren w&uuml;rden Erststufentriebwerke, denn mit steigender H&ouml;he nimmt die Atmosph&auml;rendichte ab. Schon in 5,5\u202fkm H&ouml;he ist sie auf die H&auml;lfte gefallen, die D&uuml;se k&ouml;nnte also den halben D&uuml;senm&uuml;ndungsdruck von 0,2\u202fBar haben.<\/p>\n<p>Noch eine Formel die zeigt was ein Raketentriebwerk leistet. N&auml;mlich die Leistung eines Raketentriebwerks. Mit dem Schub f&auml;ngt man als Laie ja nichts an. Formuliert man den Satz f&uuml;r kinetische Energie E = m * v\u00b2 \/ 2 um, so erh&auml;lt man:<\/p>\n<p><b>L= m \u00d7 v\u00b2 \/ 2000<\/b><\/p>\n<p>m: Massedurchsatz (kg Treibstoff \/ Sekunde)<\/p>\n<p>v: Ausstr&ouml;mungsgeschwindigkeit nach <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/08\/19\/raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-die-raketengrundgleichung\/\">Raketengundgleichung<\/a> (m\/sec)<\/p>\n<p>L: Leistung in KW (das f&uuml;hrt zu dem Faktor 1000)<\/p>\n<p>Kleines Beispiel: Ein Raptor\u202f2 mit einem Treibstoffdurchsatz von 690\u202fkg\/s und einem reklamierten spezifischen Impuls (SL) von 3.230\u202fm\/s hat so eine Leistung von ~3,6\u202fMillionen\u202fkW oder 3,6\u202fGW \u2013 so viel wie mehrere Kraftwerke zusammen.<\/p>\n<p>Die Effizienz eines Raketentriebwerks wird im US\u2011Jargon als \u201ecombustion efficiency\u201c bezeichnet. Sie ist nicht einfach berechenbar. Sie h&auml;ngt von den Treibstoffen, dem Aufbau des Triebwerks und dem Expansionsverh&auml;ltnis ab. Bei guten Triebwerken mit fl&uuml;ssigen Treibstoffen liegt der Wert bei 95 bis 98\u202f%. Rekordhalter ist das SSME, die NASA reklamiert 99,6\u202f%, bezieht diesen Wert aber meiner Ansicht nach nur auf die Brennkammer und ber&uuml;cksichtigt nicht die Energie, die schon vorher verloren geht, um die Turbopumpen anzutreiben.<\/p>\n<p>Multipliziert man den Wert als Kommazahl (also 0,95 \u2026 0,98) mit dem spezifischen Impuls, den Tools wie RPA oder FCEA2 ausspucken, so kommt man auf den real erreichbaren spezifischen Impuls.<\/p>\n<p>Wer mehr wissen will, es gibt nat&uuml;rlich noch die viel <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/triebwerke.shtml\">ausf&uuml;hrlichere Sektion auf der Website<\/a>.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p id=\"pvc_stats_18905\" class=\"pvc_stats all  \" data-element-id=\"18905\" style=\"\"><i class=\"pvc-stats-icon medium\" aria-hidden=\"true\"><svg aria-hidden=\"true\" focusable=\"false\" data-prefix=\"far\" data-icon=\"chart-bar\" role=\"img\" xmlns=\"http:\/\/www.w3.org\/2000\/svg\" viewBox=\"0 0 512 512\" class=\"svg-inline--fa fa-chart-bar fa-w-16 fa-2x\"><path fill=\"currentColor\" d=\"M396.8 352h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V108.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v230.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm-192 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V140.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v198.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zm96 0h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8V204.8c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v134.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8zM496 400H48V80c0-8.84-7.16-16-16-16H16C7.16 64 0 71.16 0 80v336c0 17.67 14.33 32 32 32h464c8.84 0 16-7.16 16-16v-16c0-8.84-7.16-16-16-16zm-387.2-48h22.4c6.4 0 12.8-6.4 12.8-12.8v-70.4c0-6.4-6.4-12.8-12.8-12.8h-22.4c-6.4 0-12.8 6.4-12.8 12.8v70.4c0 6.4 6.4 12.8 12.8 12.8z\" class=\"\"><\/path><\/svg><\/i> <img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" width=\"16\" height=\"16\" alt=\"Loading\" src=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/wp-content\/plugins\/page-views-count\/ajax-loader-2x.gif\" border=0 \/><\/p>\n<div class=\"pvc_clear\"><\/div>\n<p>Der folgende Artikel gilt f&uuml;r eine Rakete mit einem oder mehreren Triebwerken, die mit fl&uuml;ssigen Treibstoffen angetrieben werden. Feststofftriebwerke erhalten in dieser Kategorie noch einen eigenen Eintrag. W&auml;hrend es Raketen mit Pulver als Treibstoff schon seit Jahrhunderten gibt \u2013 sie schafften es sogar in die US\u2011Nationalhymne \u2013 sind mit fl&uuml;ssigen Treibstoffen angetriebene Raketen noch nicht [&hellip;]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"closed","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_newsletter_access":"","_jetpack_dont_email_post_to_subs":false,"_jetpack_newsletter_tier_id":0,"_jetpack_memberships_contains_paywalled_content":false,"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[1,5414],"tags":[],"class_list":["post-18905","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-allgemein","category-grundlagen","entry"],"a3_pvc":{"activated":true,"total_views":16,"today_views":16},"jetpack-related-posts":[{"id":14020,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/06\/15\/was-waere-wenn-es-wernher-von-braun-nicht-gegeben-haette\/","url_meta":{"origin":18905,"position":0},"title":"Was w&auml;re wenn \u2013 es Wernher von Braun nicht gegeben h&auml;tte?","author":"Bernd Leitenberger","date":"15.06.2019","format":false,"excerpt":"In f\u00fcnf Wochen j\u00e4hrt sich das 50-ste Jubil\u00e4um von Apollo 11. 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