Analyse von Raketentreibstoffen - ksasz.ch€¦ · In meiner Arbeit geht es darum, herauszufinden, welche Art von ... Nun ist es mir möglich, die Treibstoffarten der jeweiligen

Maturaarbeit 2012 Kantonsschule Ausserschwyz Nuolen

Analyse von Raketentreibstoffen

Welche Treibstoffart wird wann verwendet?

Autor, Klasse Mike Allenspach Klasse 4A Adresse Rosenwiese 12 8863 Buttikon Betreuung Markus Leisibach

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Inhaltsverzeichnis 1. ABSTRACT ........................................................................................................................................3 2. VORWORT ........................................................................................................................................4 3. EINLEITUNG ....................................................................................................................................5 4. RAKETENTREIBSTOFFE ..............................................................................................................7

4.1 WASSERSTOFF ................................................................................................................................8 4.2 APCP..............................................................................................................................................8

5. START- UND FLUGPHASE ............................................................................................................9 6. BERECHNUNG DES SCHUBES UND DES IMPULSES ...........................................................12

6.1 FELDVERSUCH ..............................................................................................................................14 6.2 FLÜSSIGTRIEBWERKE ...................................................................................................................17 6.3 BERECHNUNGEN ZUM WASSERSTOFF..........................................................................................19 6.4 FESTSTOFFTRIEBWERKE...............................................................................................................21 6.5 BERECHNUNGEN ZUM APCP........................................................................................................23

7. KOMPLEXITÄT DER TECHNIK ................................................................................................25 7.1 WASSERSTOFF ..............................................................................................................................26 7.2 APCP ...........................................................................................................................................28

8. PREIS UND VERFÜGBARKEIT ..................................................................................................29 8.1 WASSERSTOFF ..............................................................................................................................29 8.2 APCP............................................................................................................................................30

9. RESULTAT ......................................................................................................................................31 10. SCHLUSSWORT ...........................................................................................................................33 11. GLOSSAR.......................................................................................................................................34 12. QUELLENVERZEICHNIS ..........................................................................................................36

12.1 TEXTQUELLEN............................................................................................................................36 12.2 BILDQUELLEN.............................................................................................................................38

13. EIGENSTÄNDIGKEITSERKLÄRUNG.....................................................................................39 14. ANHANG ........................................................................................................................................39

ANHANG 1 – COMPUTERPROGRAMME ...............................................................................................40 ANHANG 2 – FELDVERSUCH DATENBLATT........................................................................................44 ANHANG 3 – FOTOS FELDVERSUCH ...................................................................................................46

Analyse von Raketentreibstoffen - Welche Treibstoffart wird wann verwendet?

Mike Allenspach, Maturaarbeit 2012

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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 Start- und 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.



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2. Vorwort Diese Arbeit entstand im Rahmen einer Maturaarbeit an der Kantonsschule Ausserschwyz (KSA) im Jahre 2012. 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 ([email protected]) mit mir Kontakt aufnehmen. Der Autor Mike Allenspach



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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 Orbiter5 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



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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.10

6 siehe Kapitel 4 7 siehe Kapitel 6 8 siehe Kapitel 7 9 siehe Kapitel 8 10 siehe Kapitel 6.1



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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.14

11 Wikipedia. Raketentreibstoff 12 Gabriel, Steve. Propulsion 13 Hopmann. S.11 14 Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2



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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 Oxydatoren16 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 diergoler18 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 APCP22 ist ein heterogener23 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 HTPB25 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 Katalysator27 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.28

15 Grinter, Kay. Propellants 16 siehe Glossar 17 Schuh, Bernd. 50 Klassiker Erfindungen. S.225 18 siehe Glossar 19 Wikipedia. Raketentreibstoff 20 Hopmann. S.11 21 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



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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.

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

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 Booster30 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 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.10 30 siehe Glossar 31 Schmidt, Jan. Interview

Raumfähre Endeavour auf der Startrampe Abb. 1

Start einer Ariane V-Rakete: 1. Stufe mit 2 Boostern Abb. 2



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Die erste Stufe ist die größte, denn sie muss die gesamte Rakete (etwa 500-3000 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 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. 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 Winkelgeschwindigkeit33 des Satelliten gleich gross ist, wie die der Erde. Wenn man von oben auf den Nordpol blickt, sieht die geostationäre Umlaufbahn (GEO34) 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 (vw) 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).

32 Buffet und Blache. S.10 33 siehe Glossar 34 siehe Glossar

Shuttle Atlantis mit Tank(1), Boostern(2) und eigenen Triebwerken(3) Abb. 3

1 2 2

3

vw

Umlaufbahn des Satelliten Abb. 4

KB u

Erde



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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 vw 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 35786 km. Wenn ein Satellit im Weltraum sich also mit einer Umlaufgeschwindigkeit von 3 km/s auf einer Höhe von 35786 km über dem Äquator befindet, so ist er in einer geostationären Umlaufbahn.36

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 (GTO37) gebracht. Diese ist elliptisch und weist deshalb einen erdnächsten und einen erdfernsten Punkt auf. Die Rakete kann jetzt die vergleichsweise kurze Strecke zum Perigäum38 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 Apogäum39 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

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Transfer- und Geostationärumlaufbahn 1 Erde 4 Perigäum 2 GTO 5 Apogäum 3 GEO Abb. 5



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Schubformel Abb. 7

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. 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:

€

F = v2 ×ρ × A 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 × tm× g

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

Rückstossantrieb Abb. 6

Impulsformel Abb. 8



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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 SSME45 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 SRB46 und den Atlas V Booster entschieden. Von diesen Triebwerken wird nun zuerst die Ausströmgeschwindigkeit47 berechnet. Diese errechnet sich so:

€

v =2× (pi − pa )

ρ

Als pi wird der Innendruck der Brennkammer bezeichnet. Dagegen ist pa der Aussendruck. ρi 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

Ausströmgeschwindigkeitsformel Abb. 9



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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 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.

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. 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.

Abschussvorrichtung Abb. 12

1

2

3

Abschuss der Rakete Abb. 10

Rakete 1 Düse 2 „Brennkammer“ Abb. 11

1

2



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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 ×VR × T

). Dabei ist p der Überdruck, V

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×VR×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: 0.405 mal Masse Wasser + 0.595 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: 0.405 mal Ausströmgeschwindigkeit Wasser + 0.595 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: 0.405 mal Dichte Wasser + 0.595 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.48

48 Alle Programme sind im Anhang einzusehen.



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Aus den Berechnungen ergaben sich folgende Werte49: Luft:

Flug Ausströmgeschwindigkeit (m/s) Schub (N) Impuls (s) 1 409.53 141.37 9’860.02 2 409.53 141.37 9’480.79 3 409.53 141.37 10’618.49 4 409.61 176.71 9’839.17 5 409.61 176.71 11’352.89 6 409.77 159.04 9’848.43 7 409.61 176.71 10’596.03 8 409.77 159.04 9’848.43 9 409.61 176.71 10’596.03 10 409.53 141.37 7’584.63

Wasser:

Flug Ausströmgeschwindigkeit (m/s) Schub (N) Impuls (s) 1 255.08 521.04 1’979.67 2 255.08 521.04 3’041.93 3 255.78 524.35 1’587.32 4 255.78 524.35 1’473.94 5 255.08 521.04 1’504.87 6 255.08 521.04 1’448.54 7 256.43 527.48 2’370.75 8 255.08 521.04 1’931.39 9 255.08 521.04 2’422.28 10 255.78 524.35 1’627.81

Für die mit Luft gefüllte Rakete gelten im Schnitt folgende Werte: Ausströmgeschwindigkeit: 409.61 m/s Schub: 159.04 N Impuls: 9’962.49 s Für die mit Wasser gefüllte Rakete gelten im Schnitt folgende Werte: Ausströmgeschwindigkeit: 255.43 m/s Schub: 522.68 N Impuls: 1’938.85 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.



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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 Auspuff50 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 Als Beispiel für ein Flüssigtriebwerk dient das 9D21 Triebwerk auf Seite 18.52

50 In Abbildung 14 ist das der Wärmeaustauscher. 51 Buffet und Blache. S.16 52 vgl. auch S. 26

Einfache Darstellung eines Flüssigtriebwerks Abb. 13



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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 • Pogoeffekt56

53 Schmidt. Interview 54 Wikipedia. Flüssigkeitsraketentriebwerk 55 Schmidt. Interview 56 Wikipedia. Flüssigkeitsraketentriebwerk; siehe Glossar

Komplexe Darstellung eines 9D21-Triebwerks Abb. 14



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 243’333 Kilogramm. Der Überdruck in der Brennkammer beträgt 20’670 kPa. Das Mischungsverhältnis zwischen Sauerstoff und Wasserstoff beträgt 6:1.57 Da Wasserstoff eine Dichte von 0.09 kg/m3 und Sauerstoff eine Dichte von 1.429 kg/m3 hat58, beträgt die Dichte der Abgase 8.66 kg/m3. Der Durchmesser der Düse beträgt etwa 0.25 Meter.

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 104’500 Kilogramm Treibstoff in 500 Sekunden.60 In der Brennkammer herrschte ein Druck von 5’259 kPa. In diesem Triebwerk beträgt das Mischverhältnis 5.5:1. 61 Daher ist die Dichte der Abgase 7.95 kg/m3.

57 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.60 61 Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Saturn

Drei SSME an einem Space Shuttle Abb. 15

5 J-2 Triebwerke an einer Stufe der Saturn V

Abb. 16



20

Nachfolgend sind die Berechnungen zu Ausströmgeschwindigkeit, Schub und Impuls aufgelistet. Ausströmgeschwindigkeit:

€

v =2× (pi − pa )

ρ

SSME: pi-pa=20’670’000 Pa; ρi=8.66 kg/m3 v=2’184.87 m/s J-2: pi-pa=5’259’000 Pa; ρi=7.95 kg/m3 v=1’150.23 m/s Schub:

€

F = v2 ×ρ × A SSME: v=2’184.87 m/s; ρ=8.66 kg/m3; A=0.05 m2 F=2’066’993.45 N J-2: v=1’150.23 m/s; ρ=7.95 kg/m3; A=0.05 m2 F=525’904.05 N Impuls:

€

I =F × tm× g

SSME: F=2’066’993.45 N; t=520 s; m=243’333 kg; g=9.81 m/s2 I=450.27 s J-2: F=525’904.05 N; t=500 s; m=104’500 kg; g=9.81 m/s2 I=256.5 s

Durchschnittlicher Schub: 1’296’448.75 N Durchschnittlicher Impuls: 353.39 s



21

6.4 Feststofftriebwerke

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.67

62 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

Feststofftriebwerk Abb. 17



22

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 entstehen68

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.69

68 Wikipedia. Feststoffraketentriebwerk 69 Schmidt. Interview

Verschiedene Querschnitte und dazu gehörende Schubkurven Abb. 18



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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 284’289 Kilogramm Treibstoff71 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

Die Dichte von festem APCP beträgt 1.85g/cm3.74 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/m3 hat.75 Die Düsen beider Triebwerke haben einen Durchmesser von 0.8 Meter.

70 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

Atlas V Booster mit zwei Austrittsdüsen

Abb. 19

Die beiden leer gebrannten Booster des Space Shuttles werden abgeworfen. Abb. 20



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Nachfolgend sind die Berechnungen zu Ausströmgeschwindigkeit, Schub und Impuls aufgelistet. Ausströmgeschwindigkeit:

€

v =2× (pi − pa )

ρ

Atlas V Booster: pi-pa=4’458’300 Pa; ρi=1.91 kg/m3 v=2’160.64 m/s Space Shuttle Booster: pi-pa=4’559’625 Pa; ρi=1.91 kg/m3 v=2’185.06 m/s Schub:

€

F = v2 ×ρ × A Atlas V Booster: v=2’160.64 m/s; ρ=1.91 kg/m3; A=0.45 m2

F=4’012’459.89 N Space Shuttle Booster: v=2’185.06 m/s; ρ=1.91 kg/m3; A=0.45 m2 F=4’103’671.75 N Impuls:

€

I =F × tm× g

Atlas V Booster: F=4’012’459.89 N; t=241 s; m=284’289 kg; g=9.81 m/s2 I=346.74 s Space Shuttle Booster: F=4’103’671.75 N; t=124 s; m=504’000 kg; g=9.81 m/s2 I=102.92 s Durchschnittlicher Schub: 4’058’065.82 N Durchschnittlicher Impuls: 224.83 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.76

76vgl. auch S.9 f.



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



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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

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.80

78 Schmidt. Interview 79 Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 1 80 Leitenberger. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2

Darstellung des mit Wasserstoff betriebenen SSME Abb. 21



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.81

Zusammenfassend sind Flüssigtriebwerke also sehr komplex, und benötigen sehr grosse, gut isolierte Tanks. Sie lassen sich jedoch an- und abschalten.

81 Schmidt. Interview

Ein Modell des Space Shuttle External Tank: Der hintere Tank (1) ist für den Wasserstoff und der vordere (2) für den Sauerstoff Abb. 22

1

2



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 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

Ein Feststofftriebwerk Abb. 23



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.

86 Robertson, Donald F. The Space Shuttle Main Engines: is there a future? 87 Kern, Jürgen. Verfahren zur Wasserstoff-Gewinnung

Ein Lastwagen liefert Wasserstoff an eine Raketenstartrampe Abb. 24



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.

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

Ein Segment eines Boosters wird zur Betankung bereit gemacht Abb. 25



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9. Resultat Die Ergebnisse der vorgehenden drei Kapitel sind in der untenstehenden Tabelle noch einmal zusammengefasst.

Treibstoff Schub Impuls Technik Preis Wasserstoff 1’296’448.75 N 353.39 s sehr komplex; grosse

Tanks; lassen sich an- und abschalten

kann wegen hoher Gesamtkosten vernachlässigt werden

APCP 4’058’065.82 N 224.83 s sehr schwer; einfach aufgebaut; brennen, bis der Treibstoff ausgeht

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.



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.



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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



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11. Glossar APCP: Ammonium perchlorate composite propellant ist ein heterogener Festtreibstoff, der aus drei Komponenten zusammengebaut ist. Als Katalysator wird Aluminium verwendet, welches zugleich wichtigstes Treibmittel ist. Ammoniumperchlorat wird als Oxydator verwendet. HTPB hält den ganzen Treibstoff zusammen. Apogäum: Das Apogäum bezeichnet den Zeitpunkt, wenn ein Objekt auf seiner Umlaufbahn den grössten Abstand zur Erde hat. Ausströmgeschwindigkeit: Bezeichnet die Geschwindigkeit, welche die Teilchen unmittelbar nach dem verlassen der Triebwerksdüse besitzen oder die Geschwindigkeit, mit der die Teilchen ausgestossen werden. Booster: Liefern beim Start den nötigen Schub um die Rakete zu starten. Diergole: Diergole Treibstoffe bestehen immer aus zwei verschiedenen Komponenten. Im Fall des Wasserstoffs wären dass Wasserstoff und Sauerstoff. GEO: Als geostationary orbit wird die Umlaufbahn bezeichnet, auf der das Objekt die gleiche Winkelgeschwindigkeit besitzt, wie die Erde. Das Objekt im Raum bleibt also immer über dem selben Punkt auf der Erde schweben und dreht sich mit ihr. Die GEO ist kreisförmig, über dem Äquator. GTO: Der geostationary transfer orbit ist die Umlaufbahn, auf der ein Satellit von einer Rakete abgesetzt wird. Anders als die GEO ist diese Umlaufbahn ellipsenförmig. Dabei ist ein Hauptscheitel der Ellipse näher an der Erde (Pergiäum), als der andere (Apogäum). Durch zünden der Triebwerke im Apogäum wird die Umlaufbahn immer mehr kreisförmig und wird schliesslich zur GEO. heterogen: Als heterogen bezeichnet man die Uneinheitlichkeit einer Substanz. In einem heterogenen Gemisch kann man die verschiedenen Teilchen mit dem Auge oder dem Mikroskop unterscheiden. HTPB: Hydroxyl-terminiertes Polybutadien dient als eine Art Klebstoff. Die gummiartige Substanz bindet die unterschiedlichen Komponenten des Treibstoffs APCP. Zudem verstärkt der Stoff die Verbrennung.



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Katalysator: Beschleunigt die Verbrennung in den Triebwerken und erhält sie am Leben. Aus chemischer Sicht ist diese Bezeichnung allerdings nicht ganz korrekt, da ein Katalysator nicht verbraucht wird. Orbiter: So wird der Hauptteil eines Space Shuttles bezeichnet. Also die Raumfähre, in welcher sich die Astronauten und die Nutzlast befinden. Oxydator: Dient als Sauerstoffträger in Raketentreibstoffen und beschleunigt die Verbrennung. Perigäum: Im Gegensatz zum Apogäum bezeichnet das Perigäum den Zeitpunkt, wenn ein Objekt auf seiner Umlaufbahn der Erde am nächsten ist. Pogoeffekt: Bei den Triebwerken der Flüssigtreibstoffe kann es vorkommen, dass es zu Schwingungen in den Treibstoffröhren kommt. Das Phänomen wird als Pogoeffekt bezeichnet. Diese Schwingungen können Auswirkungen auf die Leistung eines Triebwerks haben. SRB: Der Space Shuttle Solid Rocket Booster wird beim Space Shuttle als Booster verwendet. Die SRBs sind die grössten Booster, die jemals verwendet wurden und liefern enorm viel Schub. Jedes Shuttle verfügte über zwei dieser Antriebe. SSME: Das Space Shuttle Main Engine ist das Haupttriebwerk des Space Shuttles. Es wird mit Treibstoff aus dem grossen Aussentank gespeist. Jeder Orbiter besitzt drei dieser Triebwerke. Winkelgeschwindigkeit: Wird in Winkel/Zeit gemessen und bei Kreisförmigen Bewegungen benötigt, um die Umlaufgeschwindigkeit auszudrücken.



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12. Quellenverzeichnis

12.1 Textquellen Broschüren: Prof. Gabriel, Steve. 10.7.2001. Propulsion. University of Southampton. Texte:

Pietrobon, Steven S. 1999. High Density Liquid Rocket Boosters for the Space Shuttle. British Interplanetary Society. http://www.sworld.com.au/steven/pub/lrb.pdf

Robertson, Donald F. 1993. The Space Shuttle Main Engines: is there a future?. Space and Communication. http://www.donaldfrobertson.com/ssme.html

Bücher:

Buffet, P. und Blache, B. 1996. Abenteuer Raumfahrt. Tessloff. Nürnberg.

Hopmann, Helmut. 1999. Schubkraft für die Raumfahrt. Stedinger. Lemwerder. Schuh, Bernd. 2006. 50 Klassiker Erfindungen. Gerstenberg. Hildesheim.

Internet: Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Atlas. http://www.braeunig.us/space/specs/atlas.htm (12.11.2011) Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Saturn. http://www.braeunig.us/space/specs/saturn.htm (12.11.2011) Bräunig, Robert A. Rocket and Space Technology. Space Shuttle. http://www.braeunig.us/space/specs/shuttle.htm (12.11.2011) Chemnitzer Schulmodell. Raketentreibstoffe. http://www.schulmodell.eu/unterricht/102-unterrichtsfaecher/astronomie-unterricht/astronomiebereiche/lexikon-raumfahrt/838-raketentreibstoffe.html (12.11.2011)

Grinter, Kay. Propellants. http://www-pao.ksc.nasa.gov/nasafact/count2.htm (12.11.2011) Kern, Jürgen. Verfahren zur Wasserstoff-Gewinnung. http://www.hycar.de/herstellung.htm (10.06.2012) Leitenberger, Bernd. Atlas V. http://www.bernd-leitenberger.de/atlas-v.shtml (12.11.2011) Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 1. http://www.bernd-leitenberger.de/raktreib1.shtml (12.11.2011)



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Leitenberger, Bernd. Chemische Raketentreibstoffe Teil 2. http://www.bernd-leitenberger.de/raktreib2.shtml (12.11.2011) Leitenberger, Bernd. Feststofftriebwerke. http://www.bernd-leitenberger.de/feststofftriebwerke.shtml (12.11.2011) Leitenberger, Bernd. Saturn V. http://www.bernd-leitenberger.de/saturn5.shtml (12.11.2011) Messerschmidt, E. und Fasoulas, S. Raumfahrtsysteme. http://books.google.ch/books?id=EbHz-Pf3fMwC&pg=PA60&lpg=PA60&dq=j-2+treibstoffmasse&source=bl&ots=xqYRKKNwkq&sig=f2kw6MUnrej5TB2x44ilUJ-ZkjU&hl=de&sa=X&ei=rkW5T5m7J8ndtAaG9ITAAg&ved=0CFEQ6AEwAA#v=onepage&q=j-2%20treibstoffmasse&f=false (21.05.2012) Wikibooks. Tabellensammlung Chemie/ Dichte gasförmiger Stoffe. http://de.wikibooks.org/wiki/Tabellensammlung_Chemie/_Dichte_gasförmiger_Stoffe (07.06.2012)

Wikipedia. APCP. http://en.wikipedia.org/wiki/Ammonium_perchlorate_composite_propellant (12.11.2011) Wikipedia. Feststoffraketentriebwerke. http://de.wikipedia.org/wiki/Feststoffraketentriebwerk (02.06.2012) Wikipedia. Flüssigkeitsraketentriebwerk. http://de.wikipedia.org/wiki/Flüssigkeitsraketentriebwerk (18.05.2012)

Wikipedia. Raketentreibstoff. http://de.wikipedia.org/wiki/Raketentreibstoff (12.11.2011)

Interview: Schmidt, Jan. unveröffentlicht. Zürich. 30.1.2012 (einzusehen bei Autor).



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12.2 Bildquellen Abbildungen:

1 http://www.nzz.ch/images/shuttle_startrampe_fullSize_1.4867270.1265623667.jpg 2 http://www.physikblog.eu/wp-content/uploads/2009/04/ariane_5.jpg 3 http://tuttidentro.files.wordpress.com/2009/08/space-shuttle-altantis.jpg 4 Eigene Erarbeitung 5 http://nullpunktfeld.files.wordpress.com/2011/07/gto_orbit.png 6 http://www.schulmodell.eu/unterricht/102-unterrichtsfaecher/astronomie-

unterricht/astronomiebereiche/lexikon-raumfahrt/838-raketentreibstoffe.html 7 http://de.wikipedia.org/wiki/Rückstoßantrieb 8 http://de.wikipedia.org/wiki/Spezifischer_Impuls 9 http://de.wikipedia.org/wiki/Rückstoßantrieb 10 Eigene Erarbeitung 11 Eigene Erarbeitung 12 Eigene Erarbeitung 13 Aus Broschüre: Dr. Gabriel, S. University of Southampton. Propulsion. 10.7.2001.

Feed Systems 14 http://www.peterhall.de/srbm/missiles/ussr/8k14/9d21.gif 15 http://ti.arc.nasa.gov/m/project/liquid-propulsion/shuttle_thrust.jpg 16 http://www.flickr.com/photos/thebeev/2227089512/ 17 Aus Broschüre: Dr. Gabriel, S. University of Southampton. Propulsion. 10.7.2001.

Basics 18 http://www.braeunig.us/space/propuls.htm#solid 19 http://lcross.arc.nasa.gov/images/launchprep/2009-04-27_Booster_2009-2837.jpg 20 http://www.myfreakinglife.com/wp-content/uploads/2010/10/RP-Shuttle-booster-

separation.jpg 21 http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Ssme_schematic.svg?uselang=de 22 http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/7/74/119006main_External_Tank_C

utaway_5530x2060.jpg 23 http://www.csar.illinois.edu/images_web/Booster.jpg 24 Aus Buch: Kompetenz und Innovationszentrum Brennstoffzelle. Kurz-Information

Wasserstoff. Stuttgart-Kirchheim. http://www.presse-team.de/Lesestoff/texte/er_wasserstoff_auszug.pdf Seite 2

25 Screenshot aus: http://www.youtube.com/watch?v=d7d8zt1uff8



39

13. Eigenständigkeitserklärung Ich erkläre hiermit, dass ich die vorliegende Arbeit selbstständig und nur unter Benutzung der angegebenen Quellen verfasst habe und ich auf eine eventuelle Mithilfe Dritter in der Arbeit ausdrücklich hinweise.

Datum:___________________________ Unterschrift:___________________________ Mike Allenspach

14. Anhang Der Anhang beinhaltet folgende Punkte: 1 - Computerprogramme 2 - Feldversuch Datenblatt 3 - Fotos Feldversuch



40

Anh

ang

1 –

Com

pute

rpro

gram

me

Dic

hte

Luf

t:

impo

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.*;

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Dic

hteL

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voi

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{

doub

le R

= 8

.314

;

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V =

0.0

002;

do

uble

T =

292

.4, p

, n, D

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Strin

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e;

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r dat

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29) /

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lass

Tre

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ic st

atic

voi

d m

ain(

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g[] a

rgs)

{

Strin

g ei

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e;

doub

le R

= 8

.314

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uble

V =

0.0

002;

do

uble

T =

292

.4, p

, n;

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reib

stof

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g Ei

ngab

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tStre

amR

eade

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41

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Aus

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.000

081;

do

uble

V =

0.0

002,

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42

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43

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blic

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ew B

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44

Anhang 2 – Feldversuch Datenblatt Gemessene Werte:

Rakete mit Luft gefüllt Flugnummer Zeit (s) Distanz (m) Innendruck Temperatur

1 1.3 6.15 4 bar 19.4°C 2 1.25 6.4 4 bar 19.4°C 3 1.4 5.57 4 bar 19.4°C 4 1.3 6.55 5 bar 19.4°C 5 1.5 6.8 5 bar 19.4°C 6 1.3 6 4.5 bar 19.4°C 7 1.4 6.8 5 bar 19.4°C 8 1.3 6.75 4.5 bar 19.4°C 9 1.4 7.3 5 bar 19.4°C 10 1 4.25 4 bar 19.4°C

Rakete mit Wasser gefüllt Flugnummer Zeit (s) Distanz (m) Innendruck Temperatur

1 2.46 30.7 4 bar 19.4°C 2 3.78 22.8 4 bar 19.4°C 3 1.96 30.35 4.5 bar 19.4°C 4 1.82 30 4.5 bar 19.4°C 5 1.87 28.2 4 bar 19.4°C 6 1.8 30.4 4 bar 19.4°C 7 2.91 40 5 bar 19.4°C 8 2.4 24.3 4 bar 19.4°C 9 3.01 22.8 4 bar 19.4°C 10 2.01 26.7 4.5 bar 19.4°C

Luft Wasser Startgewicht der Rakete (g) 55 136 Volumen der Rakete (ml) 200 Abschusswinkel 45° Düsenradius(m) 0.0025



45

Berechnete Werte: Rakete mit Luft gefüllt

Flugnummer Dichte Luft

(kg/m3)

Treibstoffmasse (kg)

Ausströmgeschw. (m/s) Schub (N) Impuls (s)

1 4.77 0.00095 409.53 141.37 9’860.02 2 4.77 0.00095 409.53 141.37 9’480.79 3 4.77 0.00095 409.53 141.37 10’618.49 4 5.96 0.00119 409.61 176.71 9’839.17 5 5.96 0.00119 409.61 176.71 11’352.89 6 5.36 0.00107 409.77 159.04 9’848.43 7 5.96 0.00119 409.61 176.71 10’596.03 8 5.36 0.00107 409.77 159.04 9’848.43 9 5.96 0.00119 409.61 176.71 10’596.03 10 4.77 0.00095 409.53 141.37 7’584.63

Rakete mit Wasser gefüllt

Flugnummer Dichte Luft

(kg/m3)

Treibstoffmasse (kg)

Ausströmgeschw. (m/s) Schub (N) Impuls (s)

1 4.77 0.033 255.08 521.04 1’979.67 2 4.77 0.033 255.08 521.04 3’041.93 3 5.36 0.033 255.78 524.35 1’587.32 4 5.36 0.033 255.78 524.35 1’473.94 5 4.77 0.033 255.08 521.04 1’504.87 6 4.77 0.033 255.08 521.04 1’448.54 7 5.96 0.033 256.43 527.48 2’370.75 8 4.77 0.033 255.08 521.04 1’931.39 9 4.77 0.033 255.08 521.04 2’422.28 10 5.36 0.033 255.78 524.35 1’627.81



46

Anhang 3 – Fotos Feldversuch

1. Alle für den Versuch benötigten Materialien: -Versuchsblatt -Pumpe -Abschussvorrichtung -Rakete -Zeitmessung (nicht abgebildet) -Messgeräte -Wasser

2. Nach dem befüllen der Rakete wird sie auf der Abschussvorrichtung montiert.

3. Durch Pumpen wird der Druck in der Rakete erhöht.

4. Ist der gewünschte Druck erreicht, kann man mit Hilfe einer Schnur die Verankerung lösen.

5. Dadurch fliegt die Rakete davon. Es werden Distanz und Flugdauer gemessen.

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Analyse von Raketentreibstoffen - ksasz.ch€¦ · In meiner Arbeit geht es darum, herauszufinden, welche Art von ... Nun ist es mir möglich, die Treibstoffarten der jeweiligen