Raketentriebwerk

Raketentriebwerke (auch Raketenmotoren) dienen dem Antrieb von Flugkörpern (Raketen, Flugzeuge) und Raumfahrzeugen. Raketentriebwerke trennen Impuls zwischen Flugkörper und austretendem Strahl (Rückstoss-Prinzip). Je höher die Relativgeschwindigkeit des nach hinten ausgestossenen Strahls, desto effektiver ist das Triebwerk.

chemische Raketentriebwerke

Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet im Gegensatz zum Strahltriebwerk völlig unabhängig von seiner Umgebung, da alle zur Verbrennung notwendigen Stoffe mitgeführt werden. Man unterscheidet zwischen Feststoff-, Flüssigkeits- und hybriden Triebwerken

• Feststofftriebwerk: Der Treibstofftank ist gleichzeitig auch die Brennkammer. Man unterscheidet zwischen Stirnbrennern, bei denen der zylindrische Brennstoffblock vom Ende her abbrennt und Zentralbrennern, bei denen ein Brennkanal von zylindrischem, sternförmigem oder sonst prismatischem Querschnitt durch die gesamte Länge des Treibstoffblocks verläuft und dieser von innen her abbrennt. Stirnbrenner entwickeln für längere Zeit eine geringe Schubkraft, Zentralbrenner für sehr viel kürzere Zeit eine sehr hohe Schubkraft. Feststofftriebwerke benötigen keine Tanks, Zuleitungen oder Steuerventile, sind ungefährlich zu lagern und erreichen eine hohe Schubkraft. Feststoffraketen sind aber schlecht zu regulieren und besitzen ein schlechtes Schub-Gewicht-Verhältnis. Sie werden deshalb meist nur als Booster eingesetzt.
• Flüssigkeitstriebwerk: Der Aufbau von Flüssigkeitsraketentriebwerken ermöglicht eine Schubregulierung, lange Arbeitszeit und eine relativ günstige Wiederverwendung. Brennstoff und Oxidator ausserhalb des Triebwerks in isolierten und korrosionsfesten Tanks gelagert. Man unterscheidet zwischen Haupt- und Nebenstromtriebwerken. Bei Hauptstromtriebwerken werden die Treibstoffe durch die Brennkammer geführt. Die Turbinen zur Treibstoffförderung werden hierbei entweder durch eine im Kühlsystem des Triebwerkes erhitzte Treibstoffkomponente (Expander Cycle) oder durch ein in einer Vorbrennkammer erzeugtes Arbeitsgas angetrieben (Staged Combustion Cycle). Bei Nebenstromtriebwerken werden die Teile der Treibstoffe, die zum Betrieb der Turbinen der Treibstofförderung verwendet werden, nicht durch die Hauptbrennkammer geführt.
• Hybridraketentriebwerk: In Hybridraketentriebwerken werden feste und flüssige Treibstoffkomponenten gemeinsam verwendet. Beide Treibstoffe reagieren selbstständig miteinander.

Thermodynamik

Das chemischen Raktenantrieb entlässt heisses Gas aus einer Brennkammer durch eine speziell geformte Düse. Bei diesem Prozess kühlt sich das schneller werdende Gas ab. Weil die Strömung durch die Düse praktisch adiabatisch (ohne Wärmeaustausch zwischen Gas und seiner Umgebung) erfolgt, bleibt die vom Gas mitgeführte Energie (innere Energie, Druckenergie und kinetische Energie) längs des Transportweges erhalten

[math]I_W = (w + \frac {p}{\rho} + \frac {v^2}{2})I_m = konst.[/math]

Die ersten beiden Terme, die innere Energie und der Druck durch die Dichte oder der Druck mal das spezifische Volumen können zur spezifischen Enthalpie zusammengefasst werden

[math]I_W = (h + \frac {v^2}{2})I_m = (\hat H + \hat m \frac {v^2}{2})I_n = konst.[/math]

Im zweiten Teil ist der vom Gas mitgeführte Energiestrom (Enthalpie und kinetische Energie) vom Massenstrom auf den Stoffmengenstrom umgerechnet worden. Geht man davon aus, dass die Gesamtstoffmenge nach dem Verbrennungsprozess erhalten bleibt, gilt bezüglich zweier Referenzflächen

[math]\hat H_1 + \hat m \frac {v_1^2}{2} = \hat H_2 + \hat m \frac {v_2^2}{2}[/math]

oder umgeformt

[math]\Delta \hat H = \hat C_p \Delta T = -\hat m \Delta (\frac {v^2}{2}) [/math]

Wählt man den ersten Bezugspunkt in der Brennkammer (Temperatur T₀, Druck p₀, Geschwindigkeit v₀ = 0), erhält man für die Strömungsgeschwindigkeit an einer beliebigen Referenzfläche

[math]v = \sqrt {\frac {2 \hat C_p}{\hat m}(T_0 - T)}[/math]

Mit der Umformung von der molaren Enthalpiekapazität auf den Isentropenexponenten [math]\hat C_p = \frac {\kappa R}{\kappa - 1}[/math] und der Zustandsgleichung des idealen Gases für isentrope Prozesse [math]\frac {T}{T_0} = \left[\frac {p}{p_0} \right]^{\frac {\kappa - 1}{\kappa}}[/math] erhält man aus obiger Beziehung die St.-Vernant-Wantzel-Formel

[math]v = \sqrt {\frac {2 \kappa}{\kappa - 1} \frac {R T_0}{M} \left( 1 - \left[\frac {p}{p_0}\right]^{\frac {\kappa -1}{\kappa}} \right)} [/math]

Gelänge es durch geeigneten Bau der Düse das Gas verlustlos bis auf den Druck Null zu entspannen, wäre die Ausströmgeschwindigkeit c_max gleich

[math]c_{max} = \sqrt {\frac {2 \kappa}{\kappa - 1} \frac {R T_0}{M}} [/math]

Lavaldüse

Die Lavaldüse ist eine von Ernst Körting 1878 für Dampfstrahlapparate und dem Schweden Carl Gustav Patrik de Laval 1883 für die Beaufschlagung von Dampfturbinen mit Wasserdampf unabhängig voneinander entwickelte Düse.