Als Raketentreibstoff werden die Antriebsstoffe einer Rakete, genauer eines Raketenmotors, bezeichnet. Durch ihn entsteht der Schub einer Rakete.
Die Wahl des Raketentreibstoffes ist der bestimmende Faktor für den spezifischen Impuls ($ I_{\mathrm {sp} } $) eines Raketentriebwerks. Der spezifische Impuls ist ein Maß für die Effizienz von Triebwerken, also für den Verbrauch von Treibstoff pro Impuls.
Obwohl ein hoher spezifischer Impuls immer erstrebenswert ist, kommen häufig auch Treibstoffe mit geringerer Effizienz zum Einsatz. Beispielsweise wird in der ersten Stufe von Raketentriebwerken oft Kerosin als Brennstoff oder Feststoffraketen verwendet, obwohl Triebwerke mit flüssigem Wasserstoff oder elektrischem Antrieb einen sehr viel höheren spezifischen Impuls haben, also effizienter sind. Der Grund liegt in dem niedrigen Preis und der Einfachheit der erstgenannten Triebwerke und in dem vergleichsweise geringen Schub, den letztgenannte Triebwerke ermöglichen. Bei einem Start von der Erdoberfläche ist ein hoher Schub notwendig, da die Rakete die Erdbeschleunigung überwinden muss. Bei einer zweiten Stufe können andere Brennstoffe verwendet werden (zum Beispiel flüssiger Wasserstoff), da der benötigte Schub geringer ist. Für Missionen über den Erdorbit hinaus können Triebwerke mit geringem Schub und hohem spezifischen Impuls verwendet werden.
Wichtige Eigenschaften sind neben dem Preis von Raketentreibstoff auch seine Dichte (beeinflusst die Größe des Tanks), Lagerfähigkeit (Zersetzung, Verdampfung), Gefährlichkeit (Selbstentzündung, Zündverhalten und Umweltverträglichkeit) und Aggressivität (Korrosion) gegenüber Tank, Leitungen, Pumpen und Turbinen.
Die für Raketen am häufigsten verwendeten Treibstoffe sind chemisch. Dabei werden die Produkte einer chemischen Reaktion mit hoher Geschwindigkeit aus der Triebwerksdüse ausgestoßen. Sowohl Energie als auch Stützmasse kommen aus der chemischen Reaktion. Im Gegensatz verwenden viele elektrische und nukleare Antriebe eine dedizierte Stützmasse (z.B. Wasserstoff), die nicht verbrannt, sondern elektrisch oder nuklear erhitzt wird und dadurch mit hoher Geschwindigkeit austritt.
Die verschiedenen Treibstoffklassifikationen haben weiterhin noch besondere Eigenschaften hinsichtlich ihrer Haltbarkeit und Lagerung. Festtreibstoffe lassen sich am einfachsten lagern, jedoch wird ihre Lagerung auch von bestimmten Bedingungen eingeschränkt. Es dürfen sich weder Risse bilden noch Schrumpfungen auftreten. Flüssigtreibstoffe hingegen sollten im normalen Umgebungstemperaturbereich (z.B. bei Start und Lagerung) weder gefrieren noch verdampfen, was ein Temperaturintervall von –20 °C bis +80 °C bedeutet.
Durch Tiefkühlung verflüssigte, in der Raumfahrt als kryogen bezeichnete Treibstoffe lassen sich aufgrund ihres Aggregatzustandes nur schwierig lagern, da auch bei aufwendigen Tankisolierungen ein Verdampfen nicht vermieden werden kann. Der Einsatz in Raketen verringert damit die mögliche Standzeit zwischen Betankung und Start der Rakete und erfordert zusätzliche technologische Maßnahmen (zum Beispiel Isolierung der Tanks, Verhinderung von Eisbildung, kontinuierliches Nachtanken vor dem Start, Abdampfeinrichtungen) bei der Konstruktion der Rakete.
Bei den chemischen Treibstoffsystemen erzeugt eine chemische Reaktion den Schub der Rakete. Man unterscheidet allgemein entweder nach der Art des Treibstoffes in Fest-, Flüssig- oder Hybridtreibstoffe oder nach Anzahl der am Verbrennungsprozess beteiligten Reaktionsstoffe in Monergol, Diergol oder Triergol. Bei der chemischen Reaktion werden Wärmeenergie und Reaktionsprodukte frei, durch die hohe Drücke und Temperaturen in der Brennkammer entstehen, wodurch die Reaktionsprodukte mit hoher Geschwindigkeit aus der Triebwerksdüse ausgestoßen werden.
Bei chemischen Raketentreibstoffen sind meistens ein Treibstoff (auch Brennstoff genannt) und ein Oxidator erforderlich. Diese können vor dem Start in gemischter (Feststoffrakete) oder ungemischter Form vorliegen. Je nach Art und Einsatzgebiet der Raketen werden folgende Treibstoffe verwendet:
Festtreibstoffe können homogene oder auch heterogene Feststoffe (Composits) sein, die neben dem Brennstoff und dem Oxidator noch andere Zusätze (Stabilisatoren) enthalten.
Die homogenen Treibstoffe sind homogene Mischungen auf Kolloidbasis von Zellulosenitrat oder Glyzerintrinitrat, die eventuell noch Zusätze von Oxidatoren, Brennstoffen und Stabilisatoren (mindern die spontane Zerfallsneigung der Nitrate, z. B. Diethylphenylurethan, Diphenylamin) enthalten. Wird nur Zellulosenitrat verwendet, spricht man auch von Einbasistreibstoff, ansonsten von Doppelbasistreibstoffen, welche energiereicher sind, aber deshalb auch Stabilisatoren benötigen.
Als Festtreibstoff von Feuerwerks- und Modellraketen wird meistens Schwarzpulver verwendet. Für militärische Anwendungen wurde Schwarzpulver schon zur Zeit des Zweiten Weltkriegs durch das rauchschwache Zellulosenitratpulver weitgehend ersetzt. Die homogenen Festtreibstoffe gehören meist zu der Kategorie der niederenergetischen Treibstoffe, da sie eine Austrittsgeschwindigkeit von weniger als 2200 m/s aufweisen.
Heterogene Festtreibstoffe (Composits) werden durch mechanische Mischung von Brennstoff(en) und Oxidator(en) hergestellt.
Für Feststoffraketen, wie sie in der Raumfahrt oder für einige militärische Raketen üblich sind, werden gießfähige Gemische aus einem Oxidator wie Ammoniumperchlorat oder Natrium-/Ammoniumnitrat und einem Reduktionsmittel wie Aluminiumpulver verwendet (Ammonium Perchlorate Composite Propellant).[1] Die Stützsubstanz, ebenfalls ein Reduktionsmittel, besteht aus Kunstharzen[2] wie Polyurethanen oder Polysulfiden, hauptsächlich aber HTPB. Geringe Mengen Eisenoxid als Katalysator und andere Beimengungen verbessern die Eigenschaften.
Das Gemisch wird in Formen gegossen. Anschließend wird der Treibsatz gehärtet, was Riss- und Lunkerbildung stark vermindert und so den Transport und die Handhabung sehr sicher macht. Zunehmend wird anstelle oder zusätzlich zu Aluminium auch Lithium, Beryllium, Bor oder Magnesium verwendet. Bei hochentwickelten Composits können Austrittsgeschwindigkeiten von bis zu 3300 m/s erreicht werden.
Als Beispiel der Zusammensetzung können die Booster des Space Shuttle dienen. Bei diesen besteht der Treibstoff aus 69,93 % Ammoniumperchlorat als Oxydator, 16 % Aluminiumpulver als Brennstoff und 0,07 % Eisenoxidpulver als Katalysator. Als Bindesubstanz werden 12,04 % Polybutadienacrylsäureacrylonitril und 1,96 % eines Epoxyhärters eingesetzt, die ebenfalls mit verbrennen und so zusätzlichen Schub liefern.[3]
2009 ist es gelungen, in dem neuen Raketentreibstoff Alice die Explosivität von Aluminium und Wasser zu nutzen.
Als Hybridtreibstoff (Lithergol) bezeichnet man einen Mischantrieb aus einer festen und einer flüssigen Treibstoffkomponente.[4] Meistens ist der reduzierende Treibstoff fest, oft ein Kunststoff, zum Beispiel HTPB oder in diesen eingebunden z. B. Lithiumhydrid etc. Der Oxidator ist dann flüssig, meistens Salpetersäure, Distickstoffmonoxid, flüssiger Sauerstoff, Fluor, Sauerstoffdifluorid, oder FLOX (Mischung aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Fluor). Zum Beispiel flog das SpaceShipOne mit HTPB und Distickstoffmonoxid. Es wurden aber auch Experimente mit inversen Hybriden durchgeführt, bei denen ein flüssiger Brennstoff durch einen festen Oxidator verbrannt wird. Raketen mit entsprechendem Antrieb werden als Hybridraketen bezeichnet.
Als Flüssigtreibstoff werden im Betriebszustand flüssige Treibstoffe bzw. Oxidatoren bezeichnet, die in den Raketentriebwerken verwendet werden. Man unterscheidet Monergole (Einstofftreibstoffe), Diergole (Zweistofftreibstoffe) und Triergole (Dreistoffsysteme), was direkt zur Anzahl der notwendigen separaten Tanks führt.
Die Flüssigtreibstoffe dieser Kategorie gehören zu den niederenergetischen Treibstoffen. Monergole werden im Fall der sogenannten Katergole durch Hinzubringen eines Katalysators zum Zerfall gebracht, andere Formen wie der Torpedotreibstoff Otto 2 werden oxidativ umgesetzt. Ein Beispiel für ein Katergol ist Hydrazin, welches zum Beispiel für Lageregelungssysteme von Raumflugkörpern verwendet wird. Hierbei wird Hydrazin mit Hilfe eines Katalysators (Iridium oder Molybdän-Nitrid auf Aluminiumoxid mit großer Oberfläche) zu Stickstoff und Wasserstoff zersetzt. Ein anderes Beispiel ist eine 70-80%ige Lösung von Wasserstoffperoxid. Als Katalysator wird hier Calciumpermanganat oder versilberte Gaze eingesetzt. Wasserstoffperoxid ist jedoch wegen seiner Neigung zur spontanen Zersetzung (schon bei geringen Verunreinigungen durch metallische oder organische Substanzen) sehr gefährlich. Auch Ethylenoxid lässt sich als Monergol einsetzen. Es zerfällt dabei in Methan und Sauerstoff. Das entstandene Gasgemisch lässt sich in einem Nachbrenner vollständig zu Kohlenstoffdioxid und Wasser oxidieren.
| Brennstoff | Katalysator | Isp(Ns/kg) im Vakuum |
|---|---|---|
| N2H4 | Iridium auf Aluminiumoxid | 2220 |
| H2O2 | Calciumpermanganat | 1860 |
Bei Diergolsystemen (Zweistoffsystemen) sind bis auf Hybridantriebe bei Flüssigkeitstriebwerken beide Bestandteile flüssig (z. B. Wasserstoff/Sauerstoff). Im Falle des Hybridantriebs ist meist der Brennstoff in fester Form vorliegend und der Oxidator als Gas oder auch Flüssigkeit. Zu den Diergolsystemen zählen als stärkste Vertreter Wasserstoff-Sauerstoff-Gemische, die Austrittsgeschwindigkeiten von bis zu 4500 m/s (13680 km/h) im Vakuum erreichen können.
Es werden häufig als Brennstoff verwendet: Alkohol, Benzin, Kerosin, Hydrazin, UDMH (unsymmetrisches Dimethylhydrazin), MMH (Monomethylhydrazin), Aerozin 50 (50% UDMH und 50% Hydrazin), UH 25 (75% UDMH und 25% Hydrazin) und flüssiger Wasserstoff. Früher wurde auch Ammoniak verwendet, bevor man auf Hydrazin und seine Derivate bzw. Mischungen aus beiden umstellte. Methan und Wasserstoff liefern den größten spezifischen Impuls, sind aber wegen der niedrigen Lagertemperaturen schwer zu handhaben. Syntin ist ein weiterer Kohlenwasserstoff, der in der Sowjetunion in den 1980er und 1990er Jahren als Treibstoff für die Sojus-Rakete und den Buran eingesetzt wurde. Als Oxidatoren werden praktisch nur Sauerstoff und Fluor bzw. Verbindungen, die große Konzentrationen einer der beiden Stoffe enthalten, verwendet. Fast alle Oxidatoren außer Distickstoffmonoxid sind entweder chemisch aggressiv oder müssen tief gekühlt werden. Eingesetzt werden vor allem flüssiger Sauerstoff (LOX: liquid oxygen), Wasserstoffperoxid, rauchende Salpetersäure (RFNA: red fuming nitric acid), Distickstofftetroxid oder Distickstoffmonoxid. Prinzipiell denkbar, aber aus Umweltschutzgründen praktisch nicht realisierbar, ist auch flüssiges Fluor.
Die Zündung erfolgt entweder elektrisch, mit einer Feststoffkartusche, oder auch bei manchen Treibstoffkombinationen von selbst (Hypergol), was einen Vorteil für diese Treibstoffkombination darstellt, da mehr oder weniger aufwendige Zündsysteme entfallen können.
| Oxidator | Brennstoff | Mischungsverhältnis | mittlere Dichte g/cm3 |
Verbrennungstemperatur °C |
Spez. Impuls Ns/kg |
|---|---|---|---|---|---|
| O2 | C2H5OH | 1,43 | 1,01 | 2960 | 2740 |
| O2 | RP-1 | 2,58 | 1,03 | 3403 | 2941 |
| O2 | C3H4 | 2,05 | 1,08 | N/A | 3093 |
| O2 | C2H4 | 2,38 | 0,88 | 3486 | 3053 |
| O2 | CH4 | 3,21 | 0,82 | 3260 | 3034 |
| O2 | N2H4 | 0,90 | 1,07 | 3130 | 3070 |
| O2 | H2 | 4,02 | 0,28 | 2700 | 3830 |
| O2 | B2H6 | 1,96 | 0,74 | 3489 | 3351 |
| O2 | B5H9 | 2,12 | 0,92 | 3834 | 3124 |
| ClF3 | C10H20 | 3,20 | 1,41 | 3250 | 2530 |
| ClF3 | N2H4 | 2,81 | 1,49 | 3650 | 2885 |
| H2O2(95%) | UDMH | 4,54 | 1,24 | 2650 | 2720 |
| H2O2(95%) | RP-1 | 7,35 | 1,30 | 2915 | 2730 |
| H2O2(95%) | N2H4 | 2,17 | 1,26 | 2580 | 2760 |
| N2O4 | Aerozin | 2,00 | 2,00 | 3100 | 2820 |
| N2O4 | MMH | 2,17 | 1,19 | 3122 | 2827 |
| N2O4 | N2H4 | 1,36 | 1,21 | 2992 | 2862 |
| HNO3 | C10H20 | 4,80 | 1,35 | 2960 | 2630 |
| HNO3 | N2H4 | 1,45 | 1,28 | 2800 | 2830 |
| F2 | N2H4 | 2,30 | 1,31 | 4440 | 3560 |
| F2 | H2 | 7,60 | 0,45 | 3600 | 4020 |
| F2 | B5H9 | 5,14 | 1,23 | 5050 | 3502 |
| F2 | CH4 | 4,53 | 1,03 | 3918 | 3414 |
| OF2 | H2 | 5,92 | 0,39 | 3311 | 4014 |
| OF2 | CH4 | 4,94 | 1,06 | 4157 | 3485 |
| OF2 | B2H6 | 3,95 | 1,01 | 4479 | 3653 |
| OF2 | RP-1 | 3,87 | 1,28 | 4436 | 3424 |
| OF2 | MMH | 2,28 | 1,24 | 4075 | 3427 |
| OF2 | N2H4 | 1,51 | 1,26 | 3769 | 3381 |
| OF2 | B5H9 | 4,16 | 1,20 | 4825 | 3539 |
| N2F4 | CH4 | 6,44 | 1,15 | 3705 | 3127 |
| N2F4 | MMH | 3,35 | 1,32 | 3819 | 3163 |
| N2F4 | N2H4 | 3,22 | 1,83 | 4214 | 3283 |
| N2F4 | B5H9 | 7,76 | 1,34 | 4791 | 3259 |
(Brennkammerdruck von 7 MPa, Entspannungsverhältnis 1:70, adiabate Verbrennung, isentrope Entspannung, chemisches Gleichgewicht).
Triergolsysteme (Dreistoffsysteme) enthalten Diergolsysteme (zwei Komponenten), denen noch zusätzlich Wasserstoff oder Metallpulver (Lithium, Aluminium, Beryllium) zur Erhöhung des spezifischen Impulses zugeführt wird. Diese Treibstoffsysteme wurden zwar bisher gut untersucht, jedoch wegen des komplexen Aufbaus von Triebwerk und Rakete (drei Tanks!) nie praktisch eingesetzt.
| Oxidator | Brennstoff | Zusatzbrennstoff | Spez. Impuls Ns/kg | Steigerung |
|---|---|---|---|---|
| O2 | H2 | 26% Beryllium | 4500 | 17% |
| O2 | H2 | 29% Lithium | 4000 | 4% |
| O2 | N2H4 | 15% Beryllium | 3350 | 9% |
| F2 | N2H4 | 25% Lithium | 3700 | 3% |
| F2 | H2 | 15% Beryllium | 4100 | 2% |
| F2 | H2 | 20% Lithium | 4400 | 9% |
| N2O4 | MMH | 15% Beryllium | 3100 | 10% |
| N2O4 | MMH | 15% Aluminium | 2900 | 3% |
| N2O4 | N2H4 | 10% Beryllium | 3200 | 12% |
| H2O2 | N2H4 | 13% Beryllium | 3300 | 17% |
(Brennkammerdruck von 7 MPa, Entspannungsverhältnis 1:70, adiabate Verbrennung, isentrope Entspannung, chemisches Gleichgewicht)
Raumfahrtpionier Hermann Oberth, nach dem der französische Raketenpionier Robert Esnault-Pelterie den Effekt später benannte, fand durch empirisches Experimentieren heraus, dass bei der Reaktion der Raketentreibstoffe Wasserstoff und Sauerstoff sich die Austrittsgeschwindigkeit durch Erhöhung des Wasserstoffanteils steigern lässt. Das liegt daran, dass infolge des Wasserstoffüberschusses die Dissoziation praktisch ausgeschaltet wird und reiner Wasserstoff leichter ist und daher schneller ausströmen kann als dissoziierter oder gar undissoziierter Wasserdampf. Als weiterer Nebeneffekt ergibt sich eine leicht niedrigere Temperatur mit entsprechend geringeren Anforderungen an das Kühlsystem des Antriebs, so dass sich bei „einer Reduzierung des Sauerstoffgewichts“ eine Steigerung an Nutzlast ergab.[5]
Heute verwendet man bei Wasserstoff-Sauerstofftriebwerken Wasserstoff und Sauerstoff im Massenverhältnis 1:4 bis 1:6 (statt des stöchiometrisch richtigen Massenverhältnisses von 1:8).
Dieser Effekt darf nicht mit der englischen Verwendung von „Oberth Effect“ verwechselt werden, welche den Zusammenhang beschreibt, dass bei höherer Eigengeschwindigkeit des Raumschiffs ein günstigeres Verhältnis zwischen kinetischer und potenzieller Energie des ausgestoßenen Treibstoffs erreicht wird.
Besonders verbreitet sind bei Großraketen folgende Kombinationen:
Zum Antrieb:
Für das Lagekontrollsystem kommen nur nicht-kryogene Stoffe zum Einsatz:
Es werden momentan zwei Möglichkeiten untersucht, den spezifischen Impuls von chemischen Triebwerken zu steigern: Freie Radikale und metastabile Elemente. Alle Methoden befinden sich noch im Experimentierstadium:[6]
Die Bezeichnung Treibstoff (vor allem aber der Begriff Brennstoff) ist bei elektrischen Antrieben irreführend, da er nur als Medium zur Impulsübertragung, nicht aber als eigentliche Energiequelle fungiert. Anstelle dessen wird allgemein von Stützmasse gesprochen.
Bei einem Ionenantrieb dienen als Stützmasse Cäsium, Xenon oder Quecksilber. Der Treibstoff wird dabei ionisiert und mit Hilfe eines elektrischen und eines magnetischen Feldes beschleunigt. Der Vorteil dieser Bauweise ist, dass die notwendige elektrische Energie z. B. mittels Solarzellen im Weltraum gewonnen werden kann und man mit sehr wenig Treibstoff auskommt, denn es wird nur sehr wenig Masse ausgestoßen, diese dafür aber mit sehr hoher Geschwindigkeit. Die dabei erreichten Schubkräfte sind extrem klein. Außerdem funktioniert das Triebwerk nur im Hochvakuum, wie es zum Beispiel im Weltraum vorliegt.
Bei thermischen Lichtbogentriebwerken wird mit Hydrazin, Ammoniak oder Wasserstoff gearbeitet. Der Lichtbogen erhitzt die Stützmasse, die dadurch expandiert und durch eine Düse nach hinten beschleunigt wird.
Als Stützmasse in einem Nuklearantrieb wird flüssiger Wasserstoff oder Ammoniak verwendet, welche mit Hilfe eines Reaktors auf ca. 3000 Grad Celsius aufgeheizt wird (Projekt NERVA).
Das Orion-Projekt sah den Einsatz kleiner Atombomben als Antrieb vor.
Es gibt mehrere Ansätze, einen Fusionsantrieb zu realisieren. Einer davon benutzt Laserpulse, um eine geringe Menge 3He auf die für eine Fusion nötige Temperatur zu bringen. Die hochenergetischen Reaktionsprodukte verlassen durch eine magnetische Düse den Antrieb. Zündet man viele solcher Reaktionen in Folge, würde ein quasi kontinuierlicher Rückstoß entstehen.
Die Energie für einen derzeit hypothetischen Antimaterieantrieb würde durch eine Paarvernichtung von Materie und Antimaterie geliefert werden. Bei diesem Prozess wird die gesamte Ruheenergie der Teilchen vollständig freigesetzt. Dabei wird in eine Wolke aus Materie ein wenig Antimaterie geschossen. Die Materie erhitzt sich dadurch enorm, Kernfusionsprozesse setzen ein und erhitzen die Materie weiter. Diese wird anschließend durch eine magnetische Düse ausgestoßen.
Das größte Problem aus der heutigen Sicht stellt die Erzeugung und Lagerung von Antimaterie dar. Da die Produktion soviel Energie verbraucht, wie die Reaktion später liefert, scheidet eine Produktion an Bord des Raumschiffs aus. Die Antimaterie müsste mitgeführt werden. Die Lagerung dieser muss 100-prozentig zuverlässig sein, da sonst das Raumschiff zerstört würde.
Mit dem jetzigen Stand der Technik ist ein Antimaterieantrieb nicht möglich, da man keine Möglichkeit kennt, größere Mengen an Antimaterie zu erzeugen. Mit dem Materie-Antimaterie-Triebwerk könnte man fast Lichtgeschwindigkeit erreichen. Für einen Flug zum Mars hin und zurück wären nur etwa 0,1 Gramm Antiprotonen nötig, doch selbst die Herstellung dieser geringen Menge Antiprotonen ist derzeit utopisch.