Analyse von Raketentreibstoffen

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1 Maturaarbeit 2012 Kantonsschule Ausserschwyz Nuolen Analyse von Raketentreibstoffen Welche Treibstoffart wird wann verwendet? Autor, Klasse Mike Allenspach Klasse 4A Adresse Rosenwiese Buttikon Betreuung Markus Leisibach

2 Inhaltsverzeichnis 1. ABSTRACT VORWORT EINLEITUNG RAKETENTREIBSTOFFE WASSERSTOFF APCP START- UND FLUGPHASE BERECHNUNG DES SCHUBES UND DES IMPULSES FELDVERSUCH FLÜSSIGTRIEBWERKE BERECHNUNGEN ZUM WASSERSTOFF FESTSTOFFTRIEBWERKE BERECHNUNGEN ZUM APCP KOMPLEXITÄT DER TECHNIK WASSERSTOFF APCP PREIS UND VERFÜGBARKEIT WASSERSTOFF APCP RESULTAT SCHLUSSWORT GLOSSAR QUELLENVERZEICHNIS TEXTQUELLEN BILDQUELLEN EIGENSTÄNDIGKEITSERKLÄRUNG ANHANG...39 ANHANG 1 COMPUTERPROGRAMME...40 ANHANG 2 FELDVERSUCH DATENBLATT...44 ANHANG 3 FOTOS FELDVERSUCH

3 1. Abstract In meiner Arbeit geht es darum, herauszufinden, welche Art von Treibstoff für den Start und welche für den Flug von Raketen verwendet wird. Dabei unterscheide ich zwischen festen und flüssigen Treibstoffen und betrachte als typische Vertreter APCP und Wasserstoff. Für diese beiden Brennstoffe wende ich die drei Vergleichskriterien Schub und Impuls, Komplexität der Technik sowie Preis und Verfügbarkeit an. Um zu bewerten, welche Eigenschaften in welcher Phase wichtig sind, betrachte ich die Startund die Flugphase genauer. Dabei stellt sich heraus, dass beim Start vor allem viel Schub benötigt wird, um die Rakete aus der Atmosphäre zu fliegen. Während des Fluges zählt vor allem die Präzision bei der Steuerung, um zum Beispiel Satelliten punktgenau absetzen zu können. Nun ist es mir möglich, die Treibstoffarten der jeweiligen Anwendung zuzuordnen. Bei der Betrachtung der Treibstoffe in Bezug auf die drei vorgenannten Kriterien, ergeben meine Untersuchungen, dass Festtreibstoffe einen viel grösseren Schub als Flüssigtreibstoffe liefern. Bei der Komplexität der Technik stellt sich heraus, dass feste Treibstoffe einfacher zu verwenden sind als flüssige. Festtreibstoffe können jedoch nicht so genau dosiert werden wie flüssige Treibstoffe und sind daher schlechter kontrollierbar. Das Kriterium von Preis und Verfügbarkeit ist vernachlässigbar. Die Kosten für den Treibstoff sind vergleichsweise klein im Vergleich mit den Gesamtinvestitionen für den Bau der Rakete, die Boden- und Startinfrastruktur usw. Aus den obigen Erkenntnissen kann ich herleiten, dass Festtreibstoffe für die Startphase und Flüssigtreibstoffe für die Flugphase von Raketen verwendet werden. Der Feldversuch der Arbeit dient dazu, die Funktionsweise von Raketentriebwerken an einem einfachen Beispiel darzustellen. Ebenso können damit die Berechnungen zu den festen und flüssigen Raketentreibstoffen verdeutlicht werden. Mike Allenspach, Maturaarbeit

4 2. Vorwort Diese Arbeit entstand im Rahmen einer Maturaarbeit an der Kantonsschule Ausserschwyz (KSA) im Jahre Schon seit meiner Kindheit interessiere ich mich für die Raumfahrt und für Raketen. Da mein Onkel Eric Satelliten bei SwissRe versichert, konnte er mich, seit ich klein war, mit Büchern und Informationen versorgen. In einem der Bücher las ich, dass bei einer Raketenmission verschiedene Treibstoffe verwendet werden. Mir stellte sich die Frage nach dem Warum. Ich beschloss, dieses Thema in meiner Maturaarbeit aufzugreifen. Durch diese Arbeit gelang es mir, die Frage zu beantworten. Diese Maturaarbeit kam nicht ohne Hilfe zustande. Ich möchte mich an dieser Stelle bei allen Leuten bedanken, die mir bei meiner Arbeit geholfen haben. Besonderer Dank gilt Herrn Jan Schmidt, Director Head Space bei SwissRe und Raketenbauingenieur. Durch ein Interview mit ihm kam ich an nützliche Insiderinformationen und Informationsquellen. Ebenfalls speziell zu erwähnen sind Herr Markus Leisibach und mein Vater, die mich während meiner Arbeit beraten haben und mir nützliche Ratschläge zu Stil, Sprache und Layout gaben. Bei Anregungen oder Fragen zu dieser Maturaarbeit können Sie gerne per Mail mit mir Kontakt aufnehmen. Der Autor Mike Allenspach Mike Allenspach, Maturaarbeit

5 3. Einleitung In dieser Arbeit werden nur Raketen betrachtet, die in der Raumfahrt benutzt werden. Eine solche Rakete ist ein Flugkörper, der sich mittels Rückstossantrieb bewegt. Während des Betriebs ist der Antrieb unabhängig von externer Stoffzufuhr. Daher kann der Flugkörper auch im luftleeren Raum beschleunigen. 1 Als Raketentreibstoff bezeichnet man die Antriebsstoffe für den Rückstossantrieb. Durch ihn entsteht der Schub der Rakete. Man unterscheidet zwischen Fest- und Flüssigtreibstoffen. 2 In dieser Maturaarbeit möchte ich herausfinden, warum welche dieser beiden Treibstoffarten für welche Phase der Raketenmission verwendet wird. Die Landephase wird ausser Acht gelassen, da dort kein Treibstoff benötigt wird, bzw. der Treibstoff schon aufgebraucht ist. 3 Es werden demnach nur die Start- und Flugphase untersucht. Meine Hypothesen dazu lauten: 1. Der Treibstoff, bzw. die Treibstoffart, die über den grössten Schub verfügt, wird für den Start verwendet. 2. Der Treibstoff, bzw. die Treibstoffart, die eine genaue Steuerung der Rakete zulässt, wird für die Flugphase verwendet. Die erste Hypothese stützt sich auf folgende Überlegung. Vor allem beim Start ist es wichtig, möglichst viel Schub frei zu setzen. Dies aus vier Gründen: Die Rakete muss die Erdanziehung überwinden. Die Rakete hat am Start wegen der vollen Treibstofftanks ihr Maximalgewicht. Um die Rakete zu beschleunigen ist mehr Energie nötig, als dafür, die Geschwindigkeit beizubehalten. 4 Die Rakete muss genug Antrieb haben, um gegen den Luftwiderstand der Atmosphäre anzukommen. Die zweite Hypothese ist folgendermassen begründbar: Satelliten und andere Nutzlasten müssen sehr genau abgesetzt werden, was eine grosse Manövrierbarkeit erfordert. Beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre (Space Shuttle) ist es nötig, den Orbiter 5 genau auszurichten, um eine Überhitzung zu vermeiden. Da es im Weltraum weder Luft noch grosse Anziehungskräfte gibt, wird nicht mehr viel Schub benötigt. 1 Schuh, Bernd. 50 Klassiker Erfindungen. S.222 f. 2 Wikipedia. Raketentreibstoff 3 Hopmann, Helmut. Schubkraft für die Raumfahrt. S.11 4 Buffet, P. und Blache, B. Abenteuer Raumfahrt. S.10 5 siehe Glossar Mike Allenspach, Maturaarbeit

6 Ziel der Arbeit ist es, die Hypothesen zu bestätigen oder zu widerlegen. Um dies zu erreichen, werden die Treibstoffarten anhand von typischen Vertretern analysiert. 6 Bei der Analyse werden drei Kriterien betrachtet: Schubkraft und Impuls, Komplexität der Technik sowie Preis und Verfügbarkeit. Der Schwerpunkt der Analyse liegt bei der Schubkraft und dem Impuls, zumal dieses Kriterium unmittelbar die beiden Hypothesen beeinflusst. 7 Die anderen zwei Kriterien dürfen aber nicht vernachlässigt werden. Es bringt nichts, wenn man einen Treibstoff mit grossem Schub oder theoretischer Kontrollierbarkeit hat, aber die Technik zur praktischen Verwendung nicht verfügbar ist. Diese Punkte werden im zweiten Kriterium berücksichtigt. 8 Der Preis und die Verfügbarkeit wurden gewählt, um festzustellen, wie teuer die Treibstoffe und die benötigte Technologie sind. Dieses Kriterium ist wichtig, da in der Raumfahrt häufig möglichst kostengünstige Materialien und Technologien eingesetzt werden. 9 Um betreffend des ersten Kriteriums nicht nur theoretische Überlegungen anzustellen, wurde ein praktischer Versuch durchgeführt. Dazu wurde eine mit Wasser und Luft gefüllte Plastikrakete schräg abgeschossen. Durch Einpumpen von Luft wurde der nötige Druck hergestellt. Anschliessend wurden der Schub und der Impuls berechnet. Zudem dient der Versuch dazu, sich die in der Arbeit erwähnten Gegenstände, wie Triebwerk, Düse, etc., besser vorstellen zu können. Ebenso kann man dadurch die Funktionsweise des Rückstossantriebs besser verstehen siehe Kapitel 4 7 siehe Kapitel 6 8 siehe Kapitel 7 9 siehe Kapitel 8 10 siehe Kapitel 6.1 Mike Allenspach, Maturaarbeit

7 4. Raketentreibstoffe Raketentreibstoffe werden dazu verwendet, um den Schub einer Rakete zu erzeugen, also um die Rakete zu steuern. Ohne sie ist es unmöglich, die Rakete zu bewegen. Es gibt verschiedene Arten von Treibstoffen, die sich in ihrer Konsistenz, Mischung und Verbrennungsweise unterscheiden. Wichtige Eigenschaften solcher Stoffe sind unter anderem Schub, Impuls, Lagerfähigkeit, Aggressivität und Gefährlichkeit. 11 Es wird zwischen Chemischen Treibstoffen, Treibstoffen bei elektrischen und Treibstoffe bei nuklearen Antrieben unterschieden. Die letzten zwei Arten sind aber noch nicht ausreichend erforscht, bzw. kontrollierbar, als dass sie in der Raumfahrt ohne Gefahr einsetzbar wären. In dieser Arbeit werden deshalb nur Chemische Treibstoffe betrachtet. Diese unterteilt man weiter in feste, flüssige und hybride Treibstoffe. Bei dieser Einteilung wird nur auf den Aggregatszustand des fertig gemischten Treibstoffs geachtet. 12 Fest- und Flüssigtreibstoffe werden in der heutigen Raumfahrt am meisten verwendet. Deshalb werden in dieser Arbeit nur Vertreter aus diesen zwei Gruppen analysiert. Da heute als flüssiger Treibstoff fast immer Wasserstoff-Sauerstoff verwendet wird, beschloss ich diesen Flüssigtreibstoff zu analysieren. 13 Die heute allgemein verwendete Treibstoffkombination für Feststoffraketen ist APCP Wikipedia. Raketentreibstoff 12 Gabriel, Steve. Propulsion 13 Hopmann. S Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2 Mike Allenspach, Maturaarbeit

8 4.1 Wasserstoff Wasserstoff ist ein sehr leichter Stoff. 15 Durch seine geringe Dichte müssen aber auch entsprechend grosse Tanks und sehr leistungsstarke Turbopumpen benutzt werden, um Wasserstoff als Treibstoff benutzen zu können. Wasserstoff liefert mit sehr vielen Oxydatoren 16 gute Energieausbeuten, da er im flüssigen Zustand sehr energiereich ist. In der heutigen Raumfahrt wird er vorwiegend mit Sauerstoff verwendet. 17 Das Treibstoffgemisch ist ein diergoler 18 Flüssigtreibstoff. Das heisst, dass das Gemisch aus zwei Komponenten besteht. 19 Des Weiteren ist die Mischung ein Kryogentreibstoff. Das Gemisch kann also nur im tiefkalten Zustand flüssig gehalten werden. 20 Bei solchen Treibstoffen wird der Energiereichere (in diesem Fall Wasserstoff) oft als Treibstoff und der andere als Oxydator verwendet. 21 Die Wasserstoff-Sauerstoff Verbrennung ist relativ umweltfreundlich, da praktisch nur Wasser als Verbrennungsprodukt entsteht. 4.2 APCP APCP 22 ist ein heterogener 23 Festtreibstoff. 24 Es besteht aus drei Komponenten. Als Oxydator wird immer Ammoniumperchlorat verwendet. Die anderen Teile des Treibstoffs variieren je nach Art. In der Raumfahrt verwendet man vor allem HTPB 25 und Aluminium. Der gummiartige Stoff HTPB hält alles zusammen und verstärkt die Verbrennung, während Aluminium als wichtigstes Treibmittel dient. 26 Aluminium kann im weitesten Sinn auch als Katalysator 27 gesehen werden, da die Verbrennung durch die frei werdende Energie fortgesetzt wird. APCP unterscheidet sich von anderen Festtreibstoffen vor allem in seiner Bearbeitungsform. Es wird in Form gegossen und nicht gepresst. APCP kann sehr umweltschädlich sein, da sich bei der Verbrennung saurer Regen bildet Grinter, Kay. Propellants 16 siehe Glossar 17 Schuh, Bernd. 50 Klassiker Erfindungen. S siehe Glossar 19 Wikipedia. Raketentreibstoff 20 Hopmann. S Wikipedia. Raketentreibstoff 22 siehe Glossar 23 siehe Glossar 24 Wikipedia. Raketentreibstoff 25 siehe Glossar 26 Leitenberger. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2 27 siehe Glossar 28 Wikipedia. APCP Mike Allenspach, Maturaarbeit

9 5. Start- und Flugphase Als Raketenstart bezeichnet man die erste Phase des Fluges der Rakete. Er dauert vom erstmaligen Zünden der Triebwerke bis zum Verlassen der Erdatmosphäre, bzw. bis zur Abstossung der 1. Stufe. 29 Alles in allem dauert der Vorgang etwa drei Minuten. Raumfähre Endeavour auf der Startrampe Abb. 1 Geschwindigkeit entsteht ein fast unüberwindbar grosser Luftwiderstand. Deshalb startet die Rakete senkrecht. Nur so kann sie dichtere Schichten der Atmosphäre, und somit den hohen Luftwiderstand, möglichst schnell überwinden. Beim Start der Rakete werden zuerst ihre Haupttriebwerke getestet. Erst nachher werden die Booster 30 gezündet. Die Booster werden nur beim Start verwendet um einen möglichst grossen Schub zu erzeugen. Sie sind nicht mehr ausschaltbar und werden deshalb erst aktiviert, wenn alles andere reibungslos funktioniert. Nach dem Testzünden des Haupttriebwerks hat man deshalb das Gefühl, dass die Rakete zuerst gar nicht abhebt, obwohl ja das Triebwerk brennt. Erst nachdem die Booster zünden, hebt die Rakete ab. Nach dem Start wird dann in jeder Sekunde sehr viel Treibstoff verbrannt, wodurch die Rakete sehr schnell beschleunigt, da sie immer leichter wird. 31 Man kann also sagen, je schneller die Rakete ihren Treibstoff beim Start verbrennt, desto leichter wird sie und desto mehr wird sie beschleunigt. Genau deshalb Nach Abschluss der Bauphase wird die Rakete noch unbetankt zur Startrampe gefahren und mit der Nutzlast (z.b. Satellit) bestückt. Erst ein Tag vor dem Start wird die Rakete mit den lagerfähigen und erst eine Stunde vor dem Start mit den kryogenen Treibstoffen betankt. Das Schwierigste beim Start ist es, die erforderliche Geschwindigkeit zu erreichen. 7.8 km/s (28080 km/h) sind erforderlich, um die Erdanziehung zu überwinden und die Atmosphäre verlassen zu können. Durch diese hohe Start einer Ariane V-Rakete: 1. Stufe mit 2 Boostern Abb. 2 wird die sogenannte Stufenrakete verwendet. Die leergebrannten Stufen sind unnützer Ballast und werden abgeworfen. Auch dadurch wird die Masse der Rakete verringert, was sich positiv auf die Beschleunigung auswirkt. 29 Buffet und Blache. S siehe Glossar 31 Schmidt, Jan. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

10 Die erste Stufe ist die größte, denn sie muss die gesamte Rakete (etwa Tonnen) beschleunigen. Sie besteht aus sehr leistungsfähigen Triebwerken, um möglichst hohen Schub zu erzeugen. Die erste Stufe brennt aber nur etwa 3 Minuten. 32 Nachdem die Atmosphäre durchdrungen wurde, ist die erste Stufe ausgebrannt und wird abgeworfen. Die zweite Stufe zündet und die Flugphase beginnt. Bei einem Spaceshuttle ist es etwas anders. Als erste Stufe werden die Booster und der grosse Tank betrachtet. Die Booster sind eigenständig, während der grosse Tank die Triebwerke des Shuttles speist. Die Booster werden zuerst nach etwa 2 Minuten abgeworfen. Danach fliegt das Shuttle noch mal etwa 6 Minuten mit dem Tank weiter. Dann wird auch dieser abgeworfen. Nun hat das Space Shuttle keinen Treibstoff mehr für das 3 Haupttriebwerk und kann nur noch mit den Steuerdüsen navigiert werden. Die ist vor allem durch das Vakuum im Weltraum möglich, da man nicht mehr gegen den Luftwiderstand oder die Gravitation ankämpfen muss Beim Start ist also der Schub das entscheidende Kriterium. Shuttle Atlantis mit Tank(1), Boostern(2) und eigenen Triebwerken(3) Abb. 3 Um die wichtigen Eigenschaften bei der Flugphase zu erkennen, muss man sich zuerst einmal vor Augen führen, was im Weltraum überhaupt passiert. Das Ziel beim Absetzen eines geostationären Satelliten ist es, eine stationäre Umlaufbahn zu erreichen. Das heisst, dass der Körper immer über dem selben Punkt auf der Erde schweben bleibt und sich mit ihr dreht. Dies ist nur möglich, wenn die Winkelgeschwindigkeit 33 des Satelliten gleich gross ist, wie die der Erde. Wenn man von oben auf den Nordpol blickt, sieht die geostationäre Umlaufbahn (GEO 34 ) also kreisförmig aus. Diese Umlaufbahn ist aber nur über dem Äquator möglich, da die Erdachse geneigt ist. Der Satellit würde sonst nicht immer über einem Punkt schweben, sondern über einem Gebiet. Um die GEO zu erreichen, muss die Flughöhe des Satelliten entsprechend gewählt werden. Die Erdanziehung zieht den Satelliten Richtung Erdmittelpunkt. Die Geschwindigkeit des Satelliten ist in Tangentenrichtung (v w ) der Umlaufbahn. Dabei muss die Distanz zur Erde beachtet werden. Die Erdgravitation muss den Satelliten immer so aus der eigentlich geraden Flugbahn ablenken, dass dieser eine Kreisbahn beschreibt (KB). KB Erde Umlaufbahn des Satelliten Abb. 4 v w 32 Buffet und Blache. S siehe Glossar 34 siehe Glossar Mike Allenspach, Maturaarbeit

11 Ist diese Geschwindigkeit zu hoch, fliegt der Satellit spiralförmig ins Weltall. Ist sie zu klein, stürzt er ab. 35 Für jede Höhe gibt es eine bestimmte Umlaufgeschwindigkeit. Je weiter man sich von der Erde entfernt, desto kleiner ist diese Geschwindigkeit, weil die Anziehungskraft der Erde abnimmt. Die Erdanziehung kann den Vektor v w immer weniger stark krümmen. Will man einen Satelliten in die GEO bringen, so muss also die Umlaufgeschwindigkeit so gewählt werden, dass die Winkelgeschwindigkeit genau gleich gross ist wie die der Erde. Die Umlaufgeschwindigkeit dafür beträgt 3 km/s, die entsprechende Höhe dazu km. Wenn ein Satellit im Weltraum sich also mit einer Umlaufgeschwindigkeit von 3 km/s auf einer Höhe von km über dem Äquator befindet, so ist er in einer geostationären Umlaufbahn Transfer- und Geostationärumlaufbahn 1 Erde 4 Perigäum 2 GTO 5 Apogäum 3 GEO Abb. 5 Diese Höhe ist aber zu gross, als dass die Rakete sie erreichen könnte. Es würde ihr vorher der Treibstoff ausgehen. Deshalb haben sich die Ingenieure einen Trick überlegt. Der Satellit wird zuerst auf eine Transferumlaufbahn (GTO 37 ) gebracht. Diese ist elliptisch und weist deshalb einen erdnächsten und einen erdfernsten Punkt auf. Die Rakete kann jetzt die vergleichsweise kurze Strecke zum Perigäum 38 fliegen. Dort beschleunigt sie auf die richtige Geschwindigkeit und setzt den Satelliten aus. Dessen Flugbahn wird nun durch die Gravitation ellipsenförmig gekrümmt. Dies geht aber nur, wenn der Satellit am genau richtigen Punkt abgesetzt wird. Der Satellit könnte jetzt für immer auf der GTO bleiben. Dies ist aber nicht der Zweck. Um von der GTO auf die GEO zu gelangen, zündet der Satellit im Apogäum 39 kurz seine Manövrierdüsen. Dadurch wird seine Umlaufbahn etwas runder und das Perigäum entfernt sich langsam von der Erde. Dieser Vorgang wird solange wiederholt, bis die Umlaufbahn kreisförmig ist. Der Satellit hat die GEO erreicht. 40 Doch die genau Steuerung ist nicht nur bei Satelliten entscheidend. Auch beim Andocken an Raumstationen muss man sehr genau steuern können. Der kleinste Fehler könnte die Rakete oder die Raumstation beschädigen. In der Flugphase zählt also vor allem die Präzision bei der Steuerung. 35 Schmidt. Interview 36 Buffet und Blache. S.6 f. 37 siehe Glossar 38 siehe Glossar 39 siehe Glossar 40 Buffet und Blache. S.8 Mike Allenspach, Maturaarbeit

12 6. Berechnung des Schubes und des Impulses Der Schub und der spezifische Impuls sind wichtige Grössen bei Raketentreibstoffen. 41 Um diese beiden Indikatoren verstehen zu können, muss man sich zuerst das physikalische Prinzip eines Raketentriebwerks vor Augen halten. Da es flüssige und feste Treibstoffe gibt, gibt es auch unterschiedliche Triebwerksarten. Das Prinzip ist aber immer dasselbe. In einem chemischen Raketenantrieb werden die Raketentreibstoffe verbrannt. Durch diese Verbrennung entsteht in der Brennkammer Druck. Die Restprodukte der Verbrennung können nur nach unten durch die Öffnung des Triebwerks, die sogenannte Düse entweichen. Dadurch ist der Druck nach oben grösser als der Druck nach unten. Die Rakete steigt. 42 Dieses Gesetz wird Rückstossprinzip genannt. Rückstossantrieb Abb. 6 F = v 2 ρ A Als Schub wird nun also die Kraft bezeichnet, mit der die Teilchen ausgestossen werden. Nach dem Rückstossprinzip ist dies auch die Kraft, mit der die Rakete vorangetrieben wird. Dabei muss die Schubkraft gross genug sein, um die Erdanziehung überwinden zu können. Der Schub wird in Newton angegeben und berechnet sich wie folgt: Schubformel Abb. 7 v ist die Ausströmgeschwindigkeit, ρ ist die Dichte des ausgestossenen Materials und A ist die Querschnittsfläche der Düse. Aus dem Schub folgt der spezifische Impuls. Er ist die wichtigste Grösse zur Bewertung der Effizienz von Raketentriebwerken und treibstoffen. Unter Effizienz versteht man, aus möglichst wenig Treibstoffmasse möglichst viel Schub zu gewinnen. Mit dem spezifischen Impuls wird angegeben, wie viel Schubkraft aus dem Treibstoffverbrauch einer Sekunde hervorgeht. 43 Er wird mit folgender Formel berechnet: I = F t m g Impulsformel Abb. 8 F ist die Schubkraft, t die Brenndauer, m ist die Treibstoffmasse, die verbrennt wird und g ist die Erdbeschleunigung. Aus dieser Formel ergibt sich die Einheit Sekunden für den spezifischen Impuls. Schub und Impuls sind beim Start sehr wichtige Kriterien. 41 Wikipedia. Raketentreibstoffe 42 Chemnitzer Schulmodell. Raketentreibstoffe 43 Hopmann. S.10 Mike Allenspach, Maturaarbeit

13 Im Weltall sieht es beim Schub anders aus. Es gibt da keinen Luftwiderstand und beinahe keine Anziehung, gegen die man ankämpfen müsste. Im All ist also vor allem der Impuls wichtig, da möglichst die gesamte Energie des Treibstoffs umgesetzt werden möchte. Dadurch kann Treibstoff gespart werden und die Rakete kann weiter weg fliegen. 44 In dieser Arbeit werden die beiden Werte wie folgt berechnet. Die Grössen werden für jeden Treibstoff immer zweimal berechnet. Nämlich pro Treibstoff mit zwei verschiedenen Triebwerken, die diesen Treibstoff verwenden. Für den Flüssigtreibstoff habe ich das SSME 45 und das J-2 Triebwerk gewählt. Letzteres wurde zum Beispiel bei der Saturn V verwendet. Als Triebwerke für den Festtreibstoff habe ich mich für den SRB 46 und den Atlas V Booster entschieden. Von diesen Triebwerken wird nun zuerst die Ausströmgeschwindigkeit 47 berechnet. Diese errechnet sich so: v = 2 (p i p a ) ρ Ausströmgeschwindigkeitsformel Abb. 9 Als p i wird der Innendruck der Brennkammer bezeichnet. Dagegen ist p a der Aussendruck. ρ i ist die Dichte des Treibstoffs. Mit der Ausströmgeschwindigkeit lässt sich nun der Schub und daraus wiederum der Impuls berechnen. Um sich die Begriffe und die Funktion der Triebwerke besser vorstellen zu können wird in diesem Kapitel auch der praktische Versuch beschrieben. Dazu kommt eine allgemeine Beschreibung von Flüssig- und Festtriebwerken. Dies notwendig, um die benötigten Werte und anschliessend die Komplexität der Technik beschreiben zu können. 44 Schmidt. Interview 45 siehe Glossar 46 siehe Glossar 47 siehe Glossar Mike Allenspach, Maturaarbeit

14 6.1 Feldversuch Bei meinem Feldversuch liess ich eine Plastikrakete mit Hilfe des Rückstossprinzips aufsteigen. Ich führte zwei Versuchsserien durch. In der einen liess ich die Rakete mit Luft gefüllt, bei der zweiten Reihe mit Wasser. Bei beiden Versuchen ist das physikalische Prinzip jedoch das gleiche. Durch das Aufpumpen entsteht Druck in der Rakete. Ähnlich wie bei richtigen Abschuss der Rakete Abb. 10 Raketen wird der Treibstoff durch den Überdruck aus der Brennkammer durch die Düse herausgepresst, wie man in Abbildung 10 erkennen kann. Dies ist das einfachste Beispiel für die Funktionsweise eines Raketentriebwerks. 1 Der Versuchsaufbau ist in Abbildung 12 ersichtlich: Die Pumpe (1) ist über ein Ventil mit der Abschussvorrichtung (3) verbunden. Die Rakete (2) wird auf dieser Vorrichtung mit Hilfe eines kleinen Riegels verankert. Durch pumpen wird der Druck erhöht und dann die Verankerung mit einer Schnur gelöst. Die Rakete fliegt davon. 1 2 Rakete 1 Düse 2 Brennkammer Abb Abschussvorrichtung Abb. 12 Das Ziel dieses Versuches ist, die Ausströmgeschwindigkeit, den Schub und den Impuls der Rakete zu berechnen. Diese Berechnungen wurden für beide Versuchsreihen durchgeführt. Die unterschiedlichen Werte für Schub und Impuls zeigen, wie stark alles vom Treibstoff abhängig ist. Pro Treibstoff führte ich je zehn Flüge durch. Bei allen mass ich den Aussendruck, die Temperatur, den Überdruck, die Flugzeit und die zurückgelegte Distanz. Um die Werte für Schubkraft und spezifischen Impuls zu erhalten, mussten einige Vorrechnungen durchgeführt werden. So mussten die Dichte, die Treibstoffmasse und die Ausströmgeschwindigkeit berechnet werden. Diese drei Werte sind je nach Flug unterschiedlich, wurden aber immer gleich berechnet. Mike Allenspach, Maturaarbeit

15 Dichte Luft: Die Dichte berechnet sich immer aus Masse durch Volumen. Daher berechnete ich zuerst die Masse. Dazu rechnete ich die Molzahl mal die molare Masse (0.029 kg/mol). Die Molzahl berechnete ich mit Hilfe der idealen Gasgleichung ( n = p V ). Dabei ist p der Überdruck, V R T das Volumen (messbar), R die ideale Gaskonstante und T die Temperatur in Kelvin. Diese Masse der enthaltenen Luft dividiert man jetzt durch das Volumen. Treibstoffmasse Luft: Die Treibstoffmasse bei der mit Luft gefüllten Rakete berechnete ich aus Molzahl mal die molare Masse. Um die Molzahl zu ermitteln, verwendete ich die selbe Formel wie bei der Dichte: n = p V R T Treibstoffmasse Wasser: Um die Masse des Treibstoffs der mit Wasser gefüllten Rakete zu berechnen, musste ich zuerst die Prozentsätze ausrechnen. Dabei stellte sich heraus, dass das Wasser 40.5% der Rakete füllte und die Luft die restlichen 59.5%. Die gesamte Masse berechnet sich also wie folgt: mal Masse Wasser mal Masse Luft. Dabei konnte die Masse des Wassers gemessen werden und die Luftmasse wurde wieder über die Molzahl ermittelt. Ausströmgeschwindigkeit Luft: Die Ausströmgeschwindigkeit wurde mit der Formel aus dem Überkapitel 6. berechnet. Ausströmgeschwindigkeit Wasser: Hier rechnete ich wieder mit den Prozentsätzen. Die gesamte Ausströmgeschwindigkeit berechnete sich so: mal Ausströmgeschwindigkeit Wasser mal Ausströmgeschwindigkeit Luft. Bei beiden Werten wurde die Formel aus Kapitel 6. angewendet. Schub Luft: Hier rechnete ich mit der Formel aus Kapitel 6. und setzte die entsprechenden Werte ein. Schub Wasser: Ich rechnete mit der selben Formel, passte aber die Dichte mit dem Prozentsatz an: mal Dichte Wasser mal Dichte Luft. Impuls: Der Impuls wurde mit der Formel aus dem Überkapitel 6. berechnet. Dabei galt die Annahme, dass der gesamte Treibstoff nach der Hälfte der Flugzeit ausgestossen sei. Für alle diese Berechnungen schrieb ich Computerprogramme Alle Programme sind im Anhang einzusehen. Mike Allenspach, Maturaarbeit

16 Aus den Berechnungen ergaben sich folgende Werte 49 : Luft: Flug Ausströmgeschwindigkeit (m/s) Schub (N) Impuls (s) Wasser: Flug Ausströmgeschwindigkeit (m/s) Schub (N) Impuls (s) Für die mit Luft gefüllte Rakete gelten im Schnitt folgende Werte: Ausströmgeschwindigkeit: m/s Schub: N Impuls: s Für die mit Wasser gefüllte Rakete gelten im Schnitt folgende Werte: Ausströmgeschwindigkeit: m/s Schub: N Impuls: s Was auf den ersten Blick überrascht, ist, dass der spezifische Impuls der Luft grösser ist als der des Wassers. Das liegt jedoch daran, dass die sehr leichte Luft im Verhältnis mehr Schub liefern, als das schwerere Wasser. 49 Das Versuchsblatt mit allen berechneten Werten ist im Anhang einzusehen. Mike Allenspach, Maturaarbeit

17 6.2 Flüssigtriebwerke Alle Flüssigtriebwerke sind gleich aufgebaut und funktionieren nach ähnlichem Prinzip. Der Oxydator und der Treibstoff lagern in unterschiedlichen Tanks. Diese beiden Brennstoffe werden durch Zentrifugalpumpen in die Brennkammer gepumpt. Der Antrieb der Pumpen ist sehr komplex. Die Zentrifugalpumpen sind mit einer Turbopumpe und einer Turbine verbunden. Die Turbopumpe hält das ganze System in Bewegung. Die Turbine dient als Antrieb für alle drei Pumpen. Sie wird mit einem Gasgenerator angetrieben. Um diesen betreiben zu können, wird aus dem Hauptsystem ein Teil des Treibstoffs abgeführt. Die Abgase des Generators werden durch eine Art Auspuff 50 abgeleitet. In der Brennkammer vermischen sich die Brennstoffe und entzünden sich spontan und dabei entsteht ein hochenergetisches Gas. Das wichtigste Teil des Triebwerks ist die Düse. Sie lenkt die Expansion des Gases in der Brennkammer und sorgt somit für den Antrieb. Zusätzlich gibt es in dem Triebwerk einen Ausgleichsregler, der die Mischungsverhältnisse kontrolliert, so dass beide Brennstoffe gleichzeitig verbraucht werden. Des Weiteren gibt es einen Hauptregler, der den Gasgenerator kontrolliert. Damit wird die Turbinen- und die Pumpgeschwindigkeit geregelt. 51 Einfache Darstellung eines Flüssigtriebwerks Abb. 13 Als Beispiel für ein Flüssigtriebwerk dient das 9D21 Triebwerk auf Seite In Abbildung 14 ist das der Wärmeaustauscher. 51 Buffet und Blache. S vgl. auch S. 26 Mike Allenspach, Maturaarbeit

18 Komplexe Darstellung eines 9D21-Triebwerks Abb. 14 Die Vorteile der Flüssigtriebwerke sind: Flüssigtriebwerke lassen sich abstellen und erneut zünden. Dies ist vor allem durch die Kontrolle des Gasgenerators möglich, wodurch der Schub regulierbar wird. 53 Raketen mit Flüssigtriebwerken können an der Startrampe betankt werden. Dadurch ist ein sicherer Transport gewährleistet. Ausserdem ist die Rakete davor weniger schwer und somit leichter zu bewegen. Vielfach wird Wasserstoff (Treibstoff) und Sauerstoff (Oxydator) verwendet. Da bei dieser Verbrennung Wasser entsteht, sind diese Triebwerke sehr umweltfreundlich. 54 Die Nachteile der Flüssigtriebwerke sind: Flüssigtriebwerke sind teuer und sehr komplex, daher auch fehleranfällig. Bei Lecks sind Flüssigtriebwerke äusserst gefährlich, da flüssige Treibstoffe leichter entzündbar sind (vgl. Explosion Space Shuttle Challenger ). 55 Pogoeffekt Schmidt. Interview 54 Wikipedia. Flüssigkeitsraketentriebwerk 55 Schmidt. Interview 56 Wikipedia. Flüssigkeitsraketentriebwerk; siehe Glossar Mike Allenspach, Maturaarbeit

19 6.3 Berechnungen zum Wasserstoff Das SSME ist das Haupttriebwerks eines Space Shuttles. Jedes Shuttle war mit drei dieser Antriebe ausgestattet. Als Treibstoff wird flüssiger Wasserstoff und als Oxydator flüssiger Sauerstoff verwendet. Das SSME brennt insgesamt 520 Sekunden und hat eine Treibstoffmasse von Kilogramm. Der Überdruck in der Brennkammer beträgt kpa. Das Mischungsverhältnis zwischen Sauerstoff und Wasserstoff beträgt 6:1. 57 Da Wasserstoff eine Dichte von 0.09 kg/m 3 und Sauerstoff eine Dichte von kg/m 3 hat 58, beträgt die Dichte der Abgase 8.66 kg/m 3. Der Durchmesser der Düse beträgt etwa 0.25 Meter. Drei SSME an einem Space Shuttle Abb. 15 Das J-2 Triebwerk wurde unter anderem für die 2. Stufe der Saturn V Rakete verwendet. Anders als beim Space Shuttle wurden hier die Brennstoffe in einem internen Tank aufbewahrt. Die ganze Stufe bestand also nur aus Tank und Triebwerken. Das J- 2 verwendet wie das SSME Wasser- und Sauerstoff als Brennmittel. 59 Die Düse hatte auch hier einen Durchmesser von 0.25 Metern. Das J-2 verbrannte Kilogramm Treibstoff in 500 Sekunden. 60 In der Brennkammer herrschte ein Druck von kpa. In diesem Triebwerk beträgt das Mischverhältnis 5.5:1. 61 Daher ist die Dichte der Abgase 7.95 kg/m 3. 5 J-2 Triebwerke an einer Stufe der Saturn V Abb Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Space Shuttle 58 Wikibooks. Tabellensammlung Chemie/ Dichte gasförmiger Stoffe 59 Leitenberger, Bernd. Saturn V 60 Messerschmidt, Ernst und Fasoulas Stefanos. Raumfahrtsysteme. S Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Saturn Mike Allenspach, Maturaarbeit

20 Nachfolgend sind die Berechnungen zu Ausströmgeschwindigkeit, Schub und Impuls aufgelistet. Ausströmgeschwindigkeit: v = 2 (p i p a ) ρ SSME: p i -p a = Pa; ρ i =8.66 kg/m 3 v= m/s J-2: p i -p a = Pa; ρ i =7.95 kg/m 3 v= m/s Schub: F = v 2 ρ A SSME: v= m/s; ρ=8.66 kg/m 3 ; A=0.05 m 2 F= N J-2: v= m/s; ρ=7.95 kg/m 3 ; A=0.05 m 2 F= N Impuls: I = F t m g SSME: F= N; t=520 s; m= kg; g=9.81 m/s 2 I= s J-2: F= N; t=500 s; m= kg; g=9.81 m/s 2 I=256.5 s Durchschnittlicher Schub: N Durchschnittlicher Impuls: s Mike Allenspach, Maturaarbeit

21 6.4 Feststofftriebwerke Feststofftriebwerk Abb. 17 Feststofftriebwerke funktionieren nach dem selben physikalischen Prinzip wie alle Raketentriebwerke. Wie der Name schon sagt, ist der Treibstoff in fester Form gelagert. Speziell ist dabei, dass der Treibstoff ein Teil des Triebwerkes ist. Diese Triebwerke sind sehr einfach aufgebaut. Im Grunde ist es eine Röhre aus Treibstoff. Diese Röhre brennt von der Düse her nach oben hin gleichmässig ab. Der Tank ist also gleichsam die Brennkammer. 62 Der Aufbau wurde jedoch immer mehr verändert, um die Vorteile maximal auszuschöpfen. Durch das Abbrennen von hinten her wird die Tankwand sehr stark belastet, da die heissen Verbrennungsgase an ihr vorbeiströmen. Man entwickelte daher eine neue Variante der Verbrennung. In die Treibstoffstange wird ein Loch gebohrt. 63 Der Treibstoff soll nun statt von hinten nach vorne, von innen nach aussen abbrennen. Durch diese neue Technik kann man zwar weniger Treibstoff laden, doch die Tankwand wird von den heissen Gasen geschützt. Der noch nicht verbrannte Treibstoff schirmt sie ab. 64 Durch diese neue Füllform wird aber der Schubverlauf beeinflusst. Da der Schub annähernd proportional zur Oberfläche des abbrennenden Treibstoffs ist, wird er grösser, je mehr Treibstoff verbrennt. Um dies zu verhindern wird das Loch in der Mitte sternförmig gemacht. 65 Dadurch ist die Oberfläche am Anfang am Grössten, nimmt dann ab, wenn die Sternzacken abbrennen und wird dann wieder grösser. Ebenso verhält es sich mit dem Schub. 66 Um die Triebwerke zu aktivieren, muss am Anfang ein Zünder verwendet werden. Danach brennt der ganze Treibstoff von selbst ab. Der Treibstoff für Feststofftriebwerke ist meist aus drei Komponenten zusammengesetzt. Ein Stoff dient als Katalysator, einer als Treibstoff, einer als Oxydator Leitenberger, Bernd. Feststofftriebwerke 63 In Abbildung 17 ist das der weisse Streifen in der Mitte des Triebwerks. 64 Schmidt. Interview 65 In Abbildung 18 ist das Querschnitt 3 66 Wikipedia. Feststoffraketentriebwerk 67 Leitenberger. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2 Mike Allenspach, Maturaarbeit

22 Verschiedene Querschnitte und dazu gehörende Schubkurven Abb. 18 Die Vorteile von Feststofftriebwerken sind: Da der Treibstoff bei Feststofftriebwerken bereits bei der Konstruktion mit eingebaut wird, sind keine Betankungseinrichtungen nötig und die Antriebe sind jederzeit einsatzbereit. Es gibt keine beweglichen Teile. Feststofftriebwerke sind daher sehr resistent. Der feste Treibstoff ist leichter zu handhaben und es kann kein Pogoeffekt entstehen 68 Die Nachteile von Feststofftriebwerken sind: Da der hochexplosive Treibstoff stets in den Triebwerken enthalten ist, geht eine dauernde Gefahr von ihnen aus. Dazu sind sie sehr schwer und daher nur mühsam manövrierbar. Wenn der Treibstoff einmal brennt, kann das Triebwerk nicht mehr ausgeschaltet werden. Egal was passiert, es erlischt erst, wenn kein Treibstoff mehr vorhanden ist. Bei der Verbrennung von Festtreibstoffen entstehen oft toxische und umweltschädliche Stoffe Wikipedia. Feststoffraketentriebwerk 69 Schmidt. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

23 6.5 Berechnungen zum APCP Der Atlas V Booster und der Space Shuttle Solid Rocket Booster sind beides Feststoffstriebwerke, die APCP als Brennstoff verwenden. 70 Eine Atlas Rakete konnte bis zu fünf Boostern in der ersten Stufe verwenden. Jeder verbrannte in 241 Sekunden Kilogramm Treibstoff 71 bei einem Innendruck von etwa 44 bar. 72 Beim Space Shuttle wurden immer zwei Booster verwendet. Jeder Booster enthielt 504 t Treibstoff und brannte 124 Sekunden lang. Es herrschte ein Innendruck von etwa 45 bar. 73 Atlas V Booster mit zwei Austrittsdüsen Abb. 19 Die Dichte von festem APCP beträgt 1.85g/cm Bei der Formel für die Austrittsgeschwindigkeit wird aber die Dichte der ausgestossenen Teilchen benötigt. Da APCP wenn es ausgestossen wird gasförmig ist, benötigt man die Dichte im gasförmigen Zustand. Aufgrund der vorhandenen Daten, lässt sich berechnen, dass gasförmiges APCP eine Dichte von 1.91 kg/m 3 hat. 75 Die Düsen beider Triebwerke haben einen Durchmesser von 0.8 Meter. Die beiden leer gebrannten Booster des Space Shuttles werden abgeworfen. Abb Schmidt. Interview 71 Leitenberger, Bernd. Atlas V 72 Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Atlas 73 Bräunig. Space Shuttle 74 Leitenberger. Feststofftriebwerke 75 Berechnungsbasis: Ariane V Booster; Buffet und Blache S.18 Mike Allenspach, Maturaarbeit

24 Nachfolgend sind die Berechnungen zu Ausströmgeschwindigkeit, Schub und Impuls aufgelistet. Ausströmgeschwindigkeit: v = 2 (p i p a ) ρ Atlas V Booster: p i -p a = Pa; ρ i =1.91 kg/m 3 v= m/s Space Shuttle Booster: p i -p a = Pa; ρ i =1.91 kg/m 3 v= m/s Schub: F = v 2 ρ A Atlas V Booster: v= m/s; ρ=1.91 kg/m 3 ; A=0.45 m 2 F= N Space Shuttle Booster: v= m/s; ρ=1.91 kg/m 3 ; A=0.45 m 2 F= N Impuls: I = F t m g Atlas V Booster: F= N; t=241 s; m= kg; g=9.81 m/s 2 I= s Space Shuttle Booster: F= N; t=124 s; m= kg; g=9.81 m/s 2 I= s Durchschnittlicher Schub: N Durchschnittlicher Impuls: s Wenn man diese Werte mit den Resultaten aus 6.3 vergleicht, stellt sich heraus, dass die flüssigen Treibstoffe einen grösseren Impuls haben, als die festen, obwohl letztere viel mehr Schub liefern. Dies lässt sich jedoch erklären, wenn man sich die Berechnungsweise des Impulses noch einmal vor Augen führt. Dieser ist umso grösser, je länger der vorgegebene Schub beibehalten werden kann, bei möglichst kleinem Massenverlust. Die festen Treibstoffe liefern massiv mehr Schub, brennen aber weniger lange und verbrauchen mehr Treibstoffmasse als flüssige Treibstoffe. Dies sind die für die Startphase benötigten Eigenschaften vgl. auch S.9 f. Mike Allenspach, Maturaarbeit

25 7. Komplexität der Technik Die Komplexität der Technik ist ein wichtiger Faktor bei einem Raketentreibstoff. Die Technik muss kontrollierbar und anwendbar sein. Vor allem in der Raumfahrt ist es wichtig, dass man alles über den Treibstoff weiss, denn der kleinste Fehler kann zum Scheitern der Mission führen. 77 In diesem Kapitel werde ich die Treibstoffe auf drei verschiedene Eigenschaften untersuchen. Als erstes befasse ich mich mit dem Triebwerk. Dabei achte ich darauf, wie komplex und daher anfällig auf Schäden es ist. Der zweite Punkt ist die Lagerung. Dabei betrachte ich den Platz, den der Treibstoff benötigt, die Gefahren der Zersetzung und Selbstentzündung, die Korrosion und die Kühlung. Das letzte Kriterium ist das Gewicht. Dabei betrachte ich sowohl nur den Treibstoff, wie auch den Treibstoff mitsamt Tank und Triebwerk. Um die Punkte bewerten zu können, untersuche ich, welche Eigenschaften in der Raumfahrt am nützlichsten sind. Das heisst, dass das Triebwerk möglichst einfach und resistent aufgebaut sein sollte. Auch die Lagerung sollte möglichst problemlos sein. Das würde bedeuten, dass der Treibstoff im Tank stabil ist, er nicht mit seiner Umwelt reagiert und nicht gekühlt werden muss. Er sollte auch sehr leicht sein, denn dann würde beim Start weniger Treibstoff benötigt. 77 Schmidt. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

26 7.1 Wasserstoff Wasserstoff wird mit einem Flüssigtriebwerk betrieben. Wie in Kapitel 6.2 beschrieben sind dies sehr komplexe Triebwerke. Abbildung 21 verdeutlicht den komplizierten Aufbau. Diese Triebwerke sind für die Raumfahrt also eher unpraktisch, denn sie bestehen aus sehr vielen kleinen Teilaggregaten. Die Chance, dass Funktionsstörungen auftreten ist sehr gross. Der komplexe Aufbau hat aber auch Vorteile. Es ist möglich den Schub zu regulieren und die Triebwerke sogar an- und abzuschalten. 78 Darstellung des mit Wasserstoff betriebenen SSME Abb. 21 Damit der Wasserstoff flüssig bleibt müssen Temperaturen von -253 C herrschen. Es ist sehr schwierig, diese tiefen Temperaturen zu erreichen und zu verhindern, dass der Wasserstoff sich erwärmt. Dies ist ein Grund dafür, warum die kryogenen Treibstoffe erst kurz vor dem Start getankt werden. 79 Dazu kommt die kleine Dichte. Die Wasserstofftanks müssen sehr gross sein, damit man genug Treibstoffmasse dabei hat. Zudem braucht man sehr leistungsfähige Pumpen Schmidt. Interview 79 Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 1 80 Leitenberger. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2 Mike Allenspach, Maturaarbeit

27 Die Gefahr der Selbstentzündung besteht beim Wasserstoff nicht, allerdings ist er sehr reaktionsfreudig. Auch besteht keine Zersetzungsgefahr, da es ein sehr stabiler Treibstoff ist Ein Modell des Space Shuttle External Tank: Der hintere Tank (1) ist für den Wasserstoff und der vordere (2) für den Sauerstoff Abb. 22 Zusammenfassend sind Flüssigtriebwerke also sehr komplex, und benötigen sehr grosse, gut isolierte Tanks. Sie lassen sich jedoch an- und abschalten. 81 Schmidt. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

28 7.2 APCP Um APCP als Raketentreibstoff zu verwenden, benötigt man Feststofftriebwerke. Dies sind sehr einfache Triebwerke. Es gibt nahezu keine beweglichen Teile. Da der ganze Treibstoff ohne Brennkammern im Tank abbrennt, kann der Schubverlauf aber nur bedingt gesteuert werden. Dies geschieht durch die entsprechende Form und Abbrennfläche. Des weiteren können Feststofftriebwerke nicht mehr gelöscht werden, wenn sie einmal brennen. 82 Erst wenn der ganze Treibstoff abgebrannt ist, wird kein Schub mehr geliefert. 83 Das grösste Problem bei Feststofftriebwerken ist, dass während der ganzen Brennzeit ein enormer Druck auf die Wände wirkt. Diese müssen daher sehr dick sein, damit sie nicht bersten. 84 Da die Dichten von Festtreibstoffen ziemlich gross sind, benötigen sie bei der Lagerung nicht viel Platz. Ein Feststofftriebwerk kann also im Verhältnis zum Volumen recht viel Treibstoffmasse laden. Dadurch wird es aber auch sehr schwer. Dies bereitet vor allem beim Transport Probleme, denn diese Triebwerke werden bereits bei der Herstellung mit dem Treibstoff gefüllt. Beim Betanken der Triebwerke wird der Treibstoff eingegossen und danach lässt man ihn aushärten. Dabei muss darauf geachtet werden, dass keine Blasen entstehen. Solche Hohlräume würden die Verbrennung durch die Schlagartige Veränderung der Oberfläche unkontrollierbar machen und den Booster bersten lassen. 85 Ein Feststofftriebwerk Abb. 23 Da der Treibstoff in fester Form gelagert wird, besteht keine Zersetzungs- oder Selbstentzündungsgefahr. Zusammenfassend sind Feststofftriebwerke also einfach aufgebaut und daher ziemlich schadensresistent. Das Problem ist, dass sie sehr schwer sind. 82 Leitenberger. Feststofftriebwerke 83 Schmidt. Interview 84 Leitenberger. Feststofftriebwerke 85 Schmidt. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

29 8. Preis und Verfügbarkeit In diesem Kapitel wird untersucht, wie teuer die Treibstoffe sind und wie verfügbar sie sind. Der Preis bezieht sich sowohl auf den Treibstoff, wie auch auf die Technik, die benötigt wird um ihn zu verwenden. Die Verfügbarkeit dient als Massstab für die Schwierigkeit der Herstellung des Treibstoffs. Ebenso misst sie, wie hoch die Ressourcen auf der Erde sind und wie mühsam deren Beschaffung ist. 8.1 Wasserstoff Wasserstoff gilt als sehr teurer Treibstoff, da der technische Aufwand sehr gross ist. Vor allem für das Triebwerk wird viel Geld benötigt. Die NASA rechnete für ein SSME mit etwa 40 Millionen Dollar ein. 86 Dazu kommen dann noch die Kosten für Treibstoff und Oxydator. Dies zeigt erneut auf, dass flüssige Raketentriebwerke eigentlich unpraktisch sind in der Raumfahrt, da sie auch noch sehr teuer sind. Es gibt mehrere Verfahren zur Herstellung oder Gewinnung von Wasserstoff. Dazu benötigt man entweder Wasser oder Kohlenwasserstoffe. 87 Zumindest Wasser gibt es auf der Erde genug. Der Nachschub an Wasserstoff ist also gewährleistet. Auch Sauerstoff ist im Überfluss vorhanden und kann vergleichsweise leicht gekühlt werden. Ein Lastwagen liefert Wasserstoff an eine Raketenstartrampe Abb Robertson, Donald F. The Space Shuttle Main Engines: is there a future? 87 Kern, Jürgen. Verfahren zur Wasserstoff-Gewinnung Mike Allenspach, Maturaarbeit

30 8.2 APCP Feststofftriebwerke sind alles in allem günstiger als Flüssigtriebwerke. Obwohl APCP als Treibstoff sehr teuer ist, sind Feststoffraketen aufgrund ihres simplen Aufbaus sehr zuverlässig und preiswert. 88 Auch die Herstellung der Hülle, bzw. der Treibstoffsäule ist nicht übermässig schwierig. Es muss aber darauf geachtet werden, dass der Treibstoff in der richtigen Form gegossen wird, damit der Schubverlauf korrekt ist. Der Oxydator und der Katalysator werden in das HTPB eingebettet. Wenn diese Masse dann ausgehärtet ist, hat sie eine gummiartige Konsistenz. 89 Alle drei Stoffe sind auf der Erde in genügenden Massen vorhanden. Ihre Herstellung oder Förderung ist mit einfachen Mitteln möglich. Ein Segment eines Boosters wird zur Betankung bereit gemacht Abb. 25 Obwohl die Preise sowohl für Wasserstoff als auch für APCP sehr hoch sind, haben sie im Kontext kaum Gewicht. Im Vergleich zu den Kosten für Bodeninfrastruktur, Raketenbau, etc. sind sie vernachlässigbar klein. 90 Daher kann dieses Kriterium bei der Unterscheidung der Treibstoffe vernachlässigt werden. 88 Leitenberger. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2 89 Leitenberger. Feststofftriebwerke 90 Schmidt. Interview Mike Allenspach, Maturaarbeit

31 9. Resultat Die Ergebnisse der vorgehenden drei Kapitel sind in der untenstehenden Tabelle noch einmal zusammengefasst. Treibstoff Schub Impuls Technik Preis Wasserstoff N s sehr komplex; grosse Tanks; lassen sich an- und abschalten kann wegen hoher Gesamtkosten vernachlässigt APCP N s sehr schwer; einfach aufgebaut; brennen, bis der Treibstoff ausgeht werden kann wegen hoher Gesamtkosten vernachlässigt werden Da Wasserstoff und APCP sehr typische Vertreter von Flüssig- bzw. Festtreibstoffen sind, kann man die obigen Eigenschaften auf die ganze Gruppe anwenden. Um bewerten zu können, welche Treibstoffart wann verwendet wird, muss man sich noch einmal die Start- und die Flugphase vor Augen führen. Je nach Phase werden ganz unterschiedliche Anforderungen an den jeweiligen Treibstoff bzw. an das jeweilige Triebwerk gestellt. Beim Start muss die Rakete überhaupt mal in die Luft und aus der Atmosphäre hinaus gelangen. Um dies zu erreichen, ist es nötig, so viel Schub wie möglich frei zu setzen. Meine erste Hypothese lautete wie folgt: 1. Der Treibstoff, bzw. die Treibstoffart, die über den grössten Schub verfügt, wird für den Start verwendet. Ich habe nachgewiesen, dass beim Start ein sehr grosser Schub benötigt wird. Der Impuls spielt in der Startphase keine Rolle. Die Punkte, aufgrund derer ich meine Hypothese formulierte, treffen zu. Die Hypothese ist also richtig formuliert. Sieht man sich nun die Tabelle an, so ist klar ersichtlich, dass Festtreibstoffe einen grösseren Schub liefern als flüssige. Mit Bezug auf die Hypothese müssten also Festtreibstoffe für die Startphase verwendet werden. Im Verlauf der Arbeit stellte sich heraus, dass tatsächlich Festtreibstoffe für die Startphase verwendet werden. Es stellte sich auch heraus, dass die anderen beiden Kriterien keinen Einfluss auf die Treibstoffwahl bei der Startphase haben. Daher trifft meine Hypothese zu. Mike Allenspach, Maturaarbeit

32 In der Flugphase ist es wichtig, die Rakete sehr genau steuern zu können, um zum Beispiel an Raumstationen andocken zu können. Die zweite Hypothese lautete: 2. Der Treibstoff, bzw. die Treibstoffart, die eine genaue Steuerung der Rakete zulässt, wird für die Flugphase verwendet. Ich habe herausgefunden, dass die präzise Steuerung das Hauptkriterium bei der Flugphase ist. Meine zweite Hypothese ist also ebenfalls richtig formuliert. Aufgrund meiner Hypothese müssten also flüssige Treibstoffe für die Flugphase verwendet werden, da sie besser kontrollierbar sind als feste. Im Verlauf der Arbeit wurde klar, dass Flüssigtreibstoffe in der Tat für die Flugphase verwendet werden. Ausserdem wurde klar, dass nur die Präzision wichtig ist und die anderen Kriterien daher vernachlässigt werden können. Daher trifft auch meine zweite Hypothese zu. Beide Hypothesen treffen also zu und auch meine Frage wurde beantwortet. Festtreibstoffe werden für die Startphase, Flüssigtreibstoffe für die Flugphase verwendet. Mike Allenspach, Maturaarbeit

33 10. Schlusswort Da es im Bereich der Raumfahrt eine wahre Informationsflut gibt, war es nötig, den Stoff sehr stark zu komprimieren. In dieser Maturaarbeit behandle ich nur die zur Zeit verwendeten Treibstoffe. Allerdings werden immer neue Technologien und dazu gehörige Antriebsstoffe entwickelt, die hier nicht integriert sind. So werden zum Beispiel inzwischen Ionen- oder Plasmatriebwerke bei Satelliten verwendet. Es wird aber noch viele Jahre dauern, bis diese Antriebe bei Raketen verwendet werden können. Auch werden zur Zeit Booster mit flüssigen Treibstoffen erforscht, die in Zukunft die Feststoffbooster ersetzen sollen. 91 Des Weiteren sind sogenannte Kombinationstriebwerke in der Entwicklung, die wahrscheinlich schon bald einsatzbereit sein werden. Man könnte also diese Arbeit immer mehr erweitern und neue Treibstoffe und Triebwerke darin aufnehmen. Es wäre auch möglich, den Feldversuch auf ein wirkliches Raketentriebwerk zu übertragen und die Daten dort zu messen und danach Schub und Impuls zu berechnen. 91 Pietrobon, Steven S. High Density Liquid Rocket Boosters for the Space Shuttle Mike Allenspach, Maturaarbeit