{"id":18910,"date":"2026-08-30T08:22:37","date_gmt":"2026-08-30T06:22:37","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=18910"},"modified":"2026-08-30T08:26:36","modified_gmt":"2026-08-30T06:26:36","slug":"raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-treibstofffoerderung","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/08\/30\/raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-treibstofffoerderung\/","title":{"rendered":"Raumfahrtgrundlagen für Dummys \u2013 Treibstoffförderung"},"content":{"rendered":"
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Im ersten Teil<\/a> habe ich den grundsätzlichen Aufbau eines Triebwerks erläutert. In diesem Teil geht es um einen zentralen Teil, die Treibstoffförderung. Es haben sich verschiedene Verfahren eingebürgert, den Treibstoff zu fördern.<\/p>\n

Ein Raketentriebwerk verbrennt Treibstoff unter hohem Druck. Dabei muss der Druck beim Einspritzen in die Brennkammer größer sein als der durch die Verbrennung erzeugte Druck in der Brennkammer. Der Brennkammerdruck ist nicht nur eine akademische Größe. Er bestimmt auch, wie groß die Triebwerke sind. Hier ein Größenvergleich des Apollo\u2011Abstiegstriebwerks und des SSME:<\/p>\n

<\/p>\n

Das SSME<\/a> ist in etwa doppelt so groß, aber der Schub beträgt fast das 50\u2011Fache! Bezogen auf das Gewicht liefert es den achtfachen Schub. Der Grund: Der Schub ist direkt vom Brennkammerdruck abhängig. So sind Triebwerke mit hohem Brennkammerdruck beim gleichen Schub kleiner und auch bezogen auf den Schub leichter als Triebwerke mit niedrigem Brennkammerdruck.<\/p>\n

Druckgasförderung<\/h4>\n

Bei der Druckgasförderung<\/b> stehen die Treibstofftanks unter hohem Druck. Dies limitiert den Brennkammerdruck auf niedrigere Werte. Außerdem werden die Tanks schwer, vor allem wenn sie nicht kugelförmig sind. Zylindrische Tanks müssen versteift werden, um nicht durch den Druck auszubeulen. Diese Art der Treibstoffförderung ist einfach und zuverlässig. Die Tanks müssen, damit der Treibstoff gegen den Brennkammerdruck eingespritzt werden kann, einen höheren Druck als die Brennkammer aufweisen. Typischerweise haben die Tanks einen Betriebsdruck von 15 bis 20\u202fbar, der Brennkammerdruck beträgt dann 8 bis 10\u202fbar. Das beschränkt die nutzbare Energieausbeute aus dem Treibstoff. So funktionierte das abgebildete Apollo\u2011Abstiegstriebwerk.\"\"\/<\/p>\n

Die Druckgasförderung<\/a> ist bei Satellitenantrieben die einzige Form der Treibstoffförderung. Bei hypergolen Treibstoffen genügt es, die Ventile zu den Treibstoffleitungen zu öffnen, um das Triebwerk zu zünden. Unter hypergolen Treibstoffen versteht man Kombinationen, die sich bei Kontakt selbst entzünden. Das ist der Fall bei Stickoxiden und Hydrazinen.<\/p>\n

Andere Zündmethoden sind elektrische Zündung durch Funken oder Fackeln, kleine Festtreibstoffzünder oder der Einsatz einer hypergolen Flüssigkeit als Starter (dies wird vor allem bei LOX\/Kerosin eingesetzt). So entfällt bei druckgeförderten Triebwerken eine komplexe Zündsequenz, die bei anderen Verfahren nötig ist.<\/p>\n

Der Tankdruck wird mit Helium aus einem Hochdrucktank gewährleistet. Bei kleinen Tanks wie in Satelliten ist es üblich, dass der Tank beim Start nur teilweise gefüllt ist und das Helium das Restvolumen einnimmt. Der Druck sinkt dann mit der Entleerung ab. Das spart aber eine Heliumdruckgasflasche ein. Bei diesen Tanks ist es oft so, dass eine Gummimembran Gas und Treibstoff trennt. Da Gummi dehnbar ist, drückt die Membran den Treibstoff an die Wand, wo die Leitungen zu dem Triebwerk liegen \u2013 das vereinfacht die Zündung erheblich.<\/p>\n

Vor der Zündung werden die Tanks mit Helium unter Druck gesetzt. Während der Entleerung der Tanks wird Gas nachgefüllt. Auch im Orion\u2011Raumschiff wird diese sehr zuverlässige Technik eingesetzt, da die einzigen beweglichen Teile die Ventile sind. Die Zahl der Fehlermöglichkeiten ist daher gering. Deswegen wurde Druckgasförderung bei den Antrieben des Apollo\u2011CSM und LM genutzt. Die Delta\u2011Oberstufe und das Shuttle\u2011OMS arbeiteten ebenfalls mit Druckgasförderung.<\/p>\n

Der grundlegende Vorteil ist, dass das Verfahren viel einfacher als alle folgenden ist \u2013 was man zum einen am einfacheren Schema erkennen kann, aber auch an den Abbildungen, wo man viel weniger Leitungen und Subsysteme erkennen kann. Während in Europa und den USA kleine Stufen und Satellitenantriebe mit Druckförderung arbeiten, setzt die Sowjetunion selbst bei geringem Schub auf eine Turbopumpenförderung, so war das Triebwerk des Kickmoduls der Vega mal ein Antrieb einer ICBM und arbeitet trotz nur 2,5 kN Schub mit einer Turbopumpe.<\/p>\n

Gasgeneratorverfahren<\/h4>\n

Beim klassischen Nebenstromverfahren<\/b> wird ein Teil des Treibstoffs in einem Gasgenerator verbrannt. Er bildet einen zweiten Treibstofffluss, den \u201eNebenstrom\u201c. Das dabei entstehende Verbrennungsgas treibt die Gasturbine an, welche über eine rotierende Welle die Treibstoff\u2011Turbopumpe antreibt. Der Förderdruck der Turbopumpe kann viel höher als der Tankdruck sein. Damit nicht zu hohe Temperaturen entstehen, wird üblicherweise der Verbrennungsträger im Überschuss verbrannt. Der Gasgenerator ist eine Brennkammer im Kleinen. Eine Kühlung ist wegen der geringeren Temperaturen von typischerweise 800\u2013900\u202fK nicht nötig.<\/p>\n

Das Nebenstromverfahren ist zuverlässig und erprobt. Es hat aber technologische Grenzen. Bei hohen Brennkammerdrücken sinken die Wirkungsgrade der Turbopumpen ab. Dann braucht man überproportional viel Gas für die Turbine. Die meisten Triebwerke mit Gasgeneratorbetrieb<\/b> arbeiten mit 60\u201380\u202fbar Brennkammerdruck. Das Vulcain\u202f2, Rekordhalter bei dieser Technologie, arbeitet mit 120\u202fbar schon jenseits des Optimums, das bei etwa 90\u2013100\u202fbar liegt.<\/p>\n

Hinzu kommt, dass beim Nebenstromverfahren das Gas für den Gasgenerator nicht für die Verbrennung im Triebwerk genutzt werden kann. Die Menge des Treibstoffs, die vom Gasgenerator benötigt wird, nimmt mit steigendem Förderdruck zu. Das Abgas des Gasgenerators wird zum Teil für andere Aufgaben genutzt, z.\u202fB. um die Triebwerke zu schwenken (als Pneumatikgas) oder mit Düsen die Rollachse zu stabilisieren. Der größte Teil aber wird über einen \u201eAuspuff\u201c neben dem Triebwerk ins Freie entlassen. Bei manchen Triebwerken wird es auch zur Nachverbrennung in die Düse injiziert.<\/p>\n

Die meisten Triebwerke, welche die USA entwickelt haben, nutzen den Gasgeneratorantrieb. So die Triebwerke der Thor, Atlas und Titan, aber auch die H\u20111, J\u20111 und F\u20111\u2011Triebwerke der Saturn. Auch das RS\u201168 der Delta\u202f4 und das Merlin der Falcon\u202f9 nutzen dieses Verfahren.<\/p>\n

Bleed-Cycle<\/h4>\n

Eine Variante des Nebenstromverfahrens<\/a>, das ohne Gasgenerator auskommt (aber immer noch das Antriebsgas nicht in die Brennkammer injiziert), ist das \u201eCombustion Tap\u2011off Cycle<\/b>\u201c oder \u201eBleed\u201c-Verfahren. Ab jetzt haben wir es hauptsächlich mit englischen Begriffen zu tun: Die ersten Verfahren wurden alle in Deutschland erfunden und bekamen deutsche Namen, die auch in den USA als 1:1\u2011Übersetzung (\u201egas generator cycle\u201c) üblich sind. Mir gefällt das Wort \u201eBlutender Kreislauf\u201c für das Verfahren.<\/p>\n

Der Gasgenerator wird eingespart, indem man aus dem oberen Bereich der Brennkammer Gas direkt abzapft und zu den Turbinen leitet. Die Turbine treibt dann die Pumpen an. Das Problem: Dieses Gas ist erheblich heißer als das des Gasgenerators. In einer Brennkammer können über 3.000\u202fGrad Celsius erreicht werden. Da würde jede Leitung schmelzen. Daher muss es vorher erst herabgekühlt werden, ähnlich wie auch die Brennkammer aktiv gekühlt wird.<\/p>\n

Der Blutende Kreislauf wurde lange Zeit nur theoretisch untersucht. Eine Weiterentwicklung des J\u20112, das J\u20112S, sollte ihn einsetzen, kam aber bei Apollo nicht mehr zum Einsatz, und als es für Constellation neu qualifiziert wurde, wurde auch dieses Programm eingestellt. Heute verwenden Blue Origins BE\u20113 und die Firefly\u2011Alpha dieses Verfahren.<\/p>\n

Beim Hauptstromverfahren wird der gesamte Treibstoff in der Brennkammer verbrannt. Es wird kein separater Gasgenerator benötigt. Etabliert haben sich zwei Verfahren: das Expander Cycle<\/em> und das Staged\u2011Combustion<\/em>-Verfahren.<\/p>\n

Staged\u2011Combustion<\/b><\/em>-Verfahren<\/b><\/h4>\n

Beim Staged\u2011Combustion<\/b><\/em>-Verfahren<\/b> (Vorbrennerverfahren) wird der Treibstoff teilweise in einem Vorbrenner verbrannt, aber immer noch im Überschuss einer Komponente, um die Temperaturen zu begrenzen. Der Vorbrenner ersetzt den Gasgenerator. Er funktioniert aber nach dem gleichen Prinzip: Das erzeugte heiße Gas treibt die Turbopumpe an. Durch die hohe Gasmenge werden hohe Förderdrücke erreicht. Dieses Gas wird mit dem Rest der Treibstoffe zur vollständigen Verbrennung in die Brennkammer eingespritzt.<\/p>\n

Im Russischen wird diese Technologie auch Gas\u2011Flüssig<\/em> genannt, weil eine Treibstoffkomponente teilweise als Gas injiziert wird. Dagegen werden beim Nebenstromverfahren (Gasgeneratorverfahren) beide Treibstoffe als Flüssigkeit injiziert.<\/p>\n

Die Turbopumpen können so hohe Leistungen bei einem hohen Wirkungsgrad erreichen. Der Brennkammerdruck ist hoch. Triebwerke dieses Typs haben Brennkammerdrücke zwischen 150 bis 270\u202fbar. Dies ist besonders beim Betrieb von Erststufen vorteilhaft, da hier der Düsenmündungsdruck nicht viel unter 1\u202fbar liegen darf. Düsen mit hohen Entspannungsraten erfordern daher einen hohen Brennkammerdruck. Weiterhin sind durch den hohen Druck die Brennkammern kompakt und die Triebwerke<\/a> leichter als Konstruktionen nach dem Nebenstromverfahren. Große Nebenstromtriebwerke erreichen ein Schub\u2011\/Masseverhältnis von 80 bis 90, beim Vorbrennerverfahren sind es 120 bis 150.<\/p>\n

Durch den hohen Brennkammerdruck wird der Treibstoff gut ausgenutzt. Es gibt kein unverbranntes Gas wie beim Nebenstromverfahren. Dieses Verfahren setzen die meisten modernen russischen Triebwerke ein (praktisch alle größeren Triebwerke, die nach 1965 entwickelt wurden). Auch das SSME (Space Shuttle Main Engine) arbeitet nach diesem Verfahren. Die hohen Anforderungen führen dazu, dass die Triebwerke teuer sind.<\/p>\n

Russland entwickelte zahlreiche Triebwerke mit gestaffelter Verbrennung, vor allem für die Kombination Kerosin\/Sauerstoff. Das amerikanische BE\u20114 für die Vulcan und das Raptor für das Starship arbeiten ebenfalls nach dieser Technologie. LOX\/Kerosin\u2011 oder NTO\/Hydrazin\u2011Triebwerke verbrennen den Sauerstoff im Überschuss, LOX\/LH\u2082\u2011Triebwerke den Wasserstoff, und bei Methan gibt es beide Optionen.<\/p>\n

Expander Cycle<\/h4>\n

Beim \u201eExpander\u2011Cycle\u201c-Verfahren<\/b> durchströmt der gesamte Verbrennungsträger zuerst die Brennkammerwand zur Kühlung. Dabei erwärmt er sich und verdampft. Das Gas treibt die Turbine an. Anwendbar ist das Verfahren nur bei Wasserstoff und Methan, da andere Treibstoffe bei der Kühlung nicht verdampfen. Methan ist schon grenzgängig, weil zwischen Schmelz\u2011 und Verdampfungspunkt 80\u202fK liegen, beim Wasserstoff sind es nur wenige Grad Celsius. Die erzeugte Gasmenge und ihr Druck hängen von der aufgenommenen Wärmemenge ab. Deswegen eignet sich dieses Verfahren nur für kleine bis mittelgroße Triebwerke bis etwa 300\u202fkN Schub. Dies ist dadurch bedingt, dass die Oberfläche der Brennkammer quadratisch zum Durchmesser ansteigt, der Schub aber in der dritten Potenz. Weiterhin arbeiten diese Triebwerke oft mit geringen Brennkammerdrücken; für hohe Drücke reicht die Gasmenge oft nicht aus.<\/p>\n

Erstmals wurde das Expander\u2011Cycle\u2011Verfahren beim RL10, welches die Centaur\u2011Oberstufe antreibt, eingesetzt. Es ist das effizienteste Verfahren für Oberstufen (für Erststufen ist der erreichbare Schub zu gering). Die Wiederzündung ist ebenfalls einfacher als beim Gasgeneratorprinzip. Bei diesem muss zeitlich präzise abgestimmt der Gasgenerator in Betrieb genommen und danach die geförderten Gase in der Brennkammer entzündet werden.<\/p>\n

Beim Expander\u2011Cycle\u2011Verfahren genügt es, aus einem Hochdrucktank Startgas zu den Turbinen zu leiten, um sie auf niedrige Umdrehungszahlen zu bringen. Damit wird etwas Treibstoff gefördert, der durch die große Oberfläche der Brennkammerwand verdampft und eine höhere Turbinenleistung ermöglicht, welche wiederum die Treibstoffmenge erhöht. Diese Vorgehensweise wird daher als \u201eBootstrap\u2011Cycle\u201c bezeichnet. Außerdem ist das Triebwerk durch den fehlenden Gasgenerator einfacher aufgebaut und hat weniger Fehlerquellen.<\/p>\n

Interessanterweise hat Russland diese Technologie noch nicht in Serientriebwerken eingesetzt und setzt beim RD\u20110146\u2011Oberstufentriebwerk auf Basis von LH\u2082\/LOX das Staged\u2011Combustion\u2011Verfahren ein. Das derzeit leistungsfähigste Triebwerk mit dem Expander-Zyklus ist das europäische Vinci. Es setzt Rekord beim spezifischen Impuls, Schub, Brennkammerdruck und Expansionsverhältnis der Düse.<\/p>\n

Elektrische Antriebe<\/h4>\n

Natürlich kann auch eine mit elektrischem Strom betriebene Pumpe eingesetzt werden. Solche Pumpen findet man überall. Als Plus gilt, dass ein Elektromotor sehr robust und wenig fehleranfällig ist und einen hohen Wirkungsgrad hat. Als Nachteil erreicht er noch nicht den Förderdruck einer Turbopumpe, und vor allem muss der elektrische Strom ja von irgendwo her kommen.<\/p>\n

Rechnet man die Verbrennungsenergie der Treibstoffe in Wh\/kg um, so sind dies z.\u202fB. bei LOX\/LH\u2082 4,4\u202fkWh\/kg. Die besten Batterien liefern 0,2\u202fkWh\/kg. Elektromotoren werden bei kleinen Antrieben wie in Satelliten eingesetzt, bei der kleinen Trägerrakete Electron<\/em> auch in beiden Stufen, wobei die erste Stufe während des Flugs einen Teil der Batterien abwirft.<\/p>\n

Die Bedeutung des Brennkammerdrucks<\/h4>\n

Die Steigerung des Brennkammerdrucks erhöht den spezifischen Impuls, also die Ausströmgeschwindigkeit der Gase an der Düse. Damit verbraucht man weniger Treibstoff, um eine gewisse Nutzlast zu befördern. Der Effekt wird aber gerne überschätzt. Hier die theoretischen Daten von FCEA2 für LOX\/LH\u2082, LOX\/LH\u2082\u202f=\u202f6 und einer Düse mit einem Expansionsverhältnis von 200 (also ein Oberstufentriebwerk).<\/p>\n

Hinweis: Die FCEA2\u2011Werte sind theoretische Werte, die in der Praxis nicht erreichbar sind, weil jede Maschine einen Wirkungsgrad von kleiner 100\u202f% hat. In den Sechzigern rechnete man für eine Abschätzung der Ausströmgeschwindigkeit mit 91 bis 93\u202f% des FCEA2\u2011Werts, heute mit 95\u201398\u202f%.<\/p>\n\n\n\n\n\n\n
Brennkammerdruck<\/th>\n10<\/th>\n20<\/th>\n40<\/th>\n80<\/th>\n160<\/th>\n320<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Spez. Vakuumimpuls<\/td>\n4666 m\/s<\/td>\n4672 m\/s<\/td>\n4678 m\/s<\/td>\n4683 m\/s<\/td>\n4687 m\/s<\/td>\n4691 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Düsenmündungsdruck<\/td>\n0,00277<\/td>\n0,00541<\/td>\n0,0106<\/td>\n0,0207<\/td>\n0,0408<\/td>\n0,0806<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Der spezifische Impuls ist kaum gestiegen. Allerdings wäre eine Düse beim Brennkammerdruck von 10 Bar etwa 32-mal so groß wie bei 320 Bar. Bei gleicher Düsengröße (angepasstes Expansionsverhältnis sieht es anders aus:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n
Brennkammerdruck<\/th>\n10<\/th>\n20<\/th>\n40<\/th>\n80<\/th>\n160<\/th>\n320<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Spez. Vakuumimpuls<\/td>\n3871 m\/s<\/td>\n4112 m\/s<\/td>\n4308 m\/s<\/td>\n4474 m\/s<\/td>\n4595 m\/s<\/td>\n4691 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Flächenverhältnis<\/td>\n6,25<\/td>\n12,5<\/td>\n25<\/td>\n50<\/td>\n100<\/td>\n200<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Doch auch hier ist deutlich erkennbar, dass der Anstieg immer kleiner ist: 10\u202fbar mehr von 10 auf 20\u202fbar steigern den Vakuumimpuls um 241\u202fm\/s. 160\u202fbar mehr von 160 auf 320\u202fbar bringen nur 96\u202fm\/s mehr.<\/p>\n

Vor allem ist das nur ein Aspekt. Der Förderdruck wird ja von einer Turbopumpe erzeugt, und deren Antrieb ist der Treibstoff selbst, bei dem ein immer größerer Anteil des Treibstoffs für den Antrieb der Turbine verbrannt wird. Der Leistungsbedarf (P) einer Turbopumpe hängt direkt proportional vom Förderdruck (Systemdruck\/Brennkammerdruck) und dem Massenstrom ab. Bei gleichem Massenstrom (gleichem Schub) braucht man für 320\u202fbar 32\u2011mal mehr Treibstoff als für 10\u202fbar. Dabei erzeugt eine Turbopumpe typischerweise den doppelten Brennkammerdruck.<\/p>\n

Es gibt daher Optima, wo durch den immer langsamer ansteigenden spezifischen Impuls man immer mehr nicht nutzbaren Treibstoff verbrennt und der Gesamtimpuls (mit diesem Anteil) wieder absinkt. (Hinweis: Dieser Anteil ist bei den FCEA2\u2011Werten nicht berücksichtigt.)<\/p>\n

Für druckgeförderte Triebwerke wird als Optimum 10-20\u202fbar genannt, für Nebenstromtriebwerke 70\u2013100\u202fbar, und bei Hauptstromtriebwerken scheint es stark vom Treibstoff abhängig zu sein. Für LOX\/LH\u2082 werden 220\u202fbar genannt, für LOX\/Kerosin 250 bis 270\u202fbar. Für LOX\/LNG habe ich trotz intensiver Suche keine wissenschaftlichen Arbeiten gefunden, nur Web\u2011Aussagen, die nicht verifizierbar sind. Da Methan aber auch nur ein Kohlenwasserstoff ist, würde ich ebenfalls auf diesen Bereich tippen.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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Im ersten Teil habe ich den grundsätzlichen Aufbau eines Triebwerks erläutert. In diesem Teil geht es um einen zentralen Teil, die Treibstoffförderung. Es haben sich verschiedene Verfahren eingebürgert, den Treibstoff zu fördern. Ein Raketentriebwerk verbrennt Treibstoff unter hohem Druck. Dabei muss der Druck beim Einspritzen in die Brennkammer größer sein als der durch die Verbrennung […]<\/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":[2501,3484,3482,3483,2386],"class_list":["post-18910","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-allgemein","category-grundlagen","tag-druckforderung","tag-expander-cycle","tag-gasgeneratorverfahren","tag-staged-combustion","tag-turbopumpe","entry"],"a3_pvc":{"activated":true,"total_views":7,"today_views":7},"jetpack-related-posts":[{"id":18905,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/08\/29\/raumfahrtgrundlagen-fuer-dummys-aufbau-eines-raketentriebwerks\/","url_meta":{"origin":18910,"position":0},"title":"Raumfahrtgrundlagen für Dummys – Aufbau eines Raketentriebwerks","author":"Bernd Leitenberger","date":"29.08.2026","format":false,"excerpt":"Der folgende Artikel gilt f\u00fcr eine Rakete mit einem oder mehreren Triebwerken, die mit fl\u00fcssigen Treibstoffen angetrieben werden. 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