Raketentriebwerk

Raketentriebwerke oder auch Raketenmotoren sind Antriebe, die die Antriebskraft (Schub) durch Ausstoßen von Stützmasse entgegen der Antriebsrichtung erzeugen. Weil sie dabei keine Materie von außen ansaugen und beschleunigt wieder ausstoßen, funktionieren sie unabhängig von der Umgebung, also auch im Vakuum. Sie wurden ursprünglich für den Flug von Raketen entwickelt. ⓘ

Vulcain-II-Raketentriebwerk einer Ariane 5 ⓘ

Der Arbeit des Raketentriebwerks liegt das Rückstoßprinzip (siehe auch Rückstoßantrieb) im Rahmen des dritten newtonschen Axioms zugrunde. Je höher die Geschwindigkeit der ausgestoßenen Stützmasse ist, desto effizienter ist das Triebwerk und desto größer ist die mögliche Geschwindigkeitsänderung „Delta v“ der Rakete. Raketentriebwerke kommen nicht nur als Antriebe von Raketen, Trägerraketen, Raumfahrzeugen zur Anwendung, sondern auch bei Flugzeugen und speziellen Landfahrzeugen (z. B. Raketenautos). Weit verbreitet sind Raketentriebwerke im militärischen Bereich, wo sie als Antrieb von ballistischen Raketen oder reaktiven Geschossen (etwa von Raketenwerfern) oder zum Antrieb von reaktiven Torpedos eingesetzt werden. ⓘ

Es existieren verschiedene Ausführungen von Raketentriebwerken und zahlreiche Bemühungen, die benötigten Betriebsmittel von Raketentriebwerken zu reduzieren (siehe Aerospike). ⓘ

Theoretische Effekte, die bei einem Raketenantrieb zu verzeichnen sind, wurden 1903 von Konstantin Ziolkowski mit der Raketengrundgleichung dargestellt. Später kam Hermann Oberth unabhängig davon zu den gleichen Erkenntnissen. ⓘ

RS-68 wird im Stennis Space Center der NASA getestet ⓘ

Im Vergleich zu anderen Triebwerkstypen sind Raketentriebwerke am leichtesten und haben den größten Schub, sind aber am wenigsten treibstoffeffizient (sie haben den geringsten spezifischen Impuls). Das ideale Abgas besteht aus Wasserstoff, dem leichtesten aller Elemente, aber chemische Raketen erzeugen eine Mischung aus schwereren Elementen, was die Abgasgeschwindigkeit verringert. ⓘ

Raketentriebwerke werden aufgrund des Oberth-Effekts bei hohen Geschwindigkeiten effizienter. ⓘ

Terminologie

Der Begriff "Rakete" wird hier als Abkürzung für "Raketentriebwerk" verwendet. ⓘ

Thermische Raketen verwenden ein inertes Treibmittel, das durch Elektrizität (elektrothermischer Antrieb) oder einen Kernreaktor (thermische Kernrakete) erhitzt wird. ⓘ

Chemische Raketen werden durch exotherme chemische Reduktions-Oxidationsreaktionen des Treibstoffs angetrieben:

• Feststoffraketen (oder Feststoffraketen bzw. -motoren) sind chemische Raketen, die den Treibstoff in festem Zustand verwenden.
• Flüssigtreibstoffraketen verwenden einen oder mehrere Treibstoffe in flüssigem Zustand, die aus Tanks zugeführt werden.
• Hybridraketen verwenden einen Festtreibstoff in der Brennkammer, dem ein zweites flüssiges oder gasförmiges Oxidationsmittel oder Treibmittel zugesetzt wird, um die Verbrennung zu ermöglichen.
• Monotreibstoff-Raketen verwenden einen einzigen Treibstoff, der durch einen Katalysator zersetzt wird. Die gängigsten Monotreibstoffe sind Hydrazin und Wasserstoffperoxid. ⓘ

Prinzip der Funktionsweise

Vereinfachtes Schema einer Flüssigtreibstoffrakete.

1. Flüssigtreibstofftank
2. Tank für flüssigen Oxidator
3. Pumpen fördern Treibstoff und Oxidationsmittel unter hohem Druck
4. Die Brennkammer vermischt und verbrennt die Treibstoffe.
5. Die Auslassdüse dehnt den Gasstrahl aus und beschleunigt ihn, um Schub zu erzeugen.
6. Der Auspuff verlässt die Düse ⓘ

Vereinfachtes Diagramm einer Feststoffrakete.

1. Festtreibstoff-Oxidationsmittel-Gemisch (Treibstoff), verpackt im Gehäuse
2. Zünder leitet die Verbrennung des Treibstoffs ein
3. Das zentrale Loch im Treibstoff dient als Brennkammer
4. Die Auslassdüse dehnt den Gasstrahl aus und beschleunigt ihn, um Schub zu erzeugen.
5. Der Auspuff verlässt die Düse ⓘ

Raketentriebwerke erzeugen Schub durch den Ausstoß einer Abgasflüssigkeit, die durch eine Treibdüse auf hohe Geschwindigkeit beschleunigt wurde. Bei der Flüssigkeit handelt es sich in der Regel um ein Gas, das durch die Verbrennung fester oder flüssiger Treibstoffe, die aus Treibstoff- und Oxidationsmittelkomponenten bestehen, unter hohem Druck (10 bis 300 bar) in einer Brennkammer entsteht. Wenn sich die Gase durch die Düse ausdehnen, werden sie auf eine sehr hohe (Überschall-)Geschwindigkeit beschleunigt, und die Reaktion darauf treibt das Triebwerk in die entgegengesetzte Richtung. Die Verbrennung wird am häufigsten für praktische Raketen verwendet, da die Gesetze der Thermodynamik (insbesondere der Carnot-Satz) vorschreiben, dass hohe Temperaturen und Drücke für die beste thermische Effizienz wünschenswert sind. Thermische Nuklearraketen sind zu höheren Wirkungsgraden in der Lage, haben aber derzeit Umweltprobleme, die ihren routinemäßigen Einsatz in der Erdatmosphäre und im zislunaren Raum ausschließen. ⓘ

Für Modellraketen ist eine Alternative zur Verbrennung die Wasserrakete, die mit Druckluft, Kohlendioxid, Stickstoff oder einem anderen leicht verfügbaren, inerten Gas betrieben wird. ⓘ

Treibstoff

Raketentreibstoff ist eine Masse, die in der Regel in einer Art Tank oder in der Brennkammer selbst gelagert wird, bevor sie von einem Raketentriebwerk in Form eines Flüssigkeitsstrahls ausgestoßen wird, um Schub zu erzeugen. ⓘ

Chemische Raketentreibstoffe sind die am häufigsten verwendeten. Diese unterliegen exothermen chemischen Reaktionen, bei denen ein heißer Gasstrahl für den Vortrieb erzeugt wird. Alternativ kann eine chemisch inerte Reaktionsmasse durch eine energiereiche Energiequelle über einen Wärmetauscher anstelle einer Brennkammer erhitzt werden. ⓘ

Feste Raketentreibstoffe werden in einem Gemisch aus Treibstoff und oxidierenden Bestandteilen, dem so genannten Korn, zubereitet, und das Treibstoffgehäuse wird praktisch zur Brennkammer. ⓘ

Einspritzung

Bei Raketen mit Flüssigtreibstoff werden getrennte Treibstoff- und Oxidationsmittelkomponenten in die Brennkammer gepresst, wo sie sich vermischen und verbrennen. Hybridraketentriebwerke verwenden eine Kombination aus festen und flüssigen oder gasförmigen Treibstoffen. Sowohl Flüssigkeits- als auch Hybridraketen verwenden Injektoren, um den Treibstoff in die Kammer einzubringen. Dabei handelt es sich oft um eine Reihe einfacher Düsen - Löcher, durch die das Treibmittel unter Druck entweicht -, manchmal aber auch um komplexere Sprühdüsen. Wenn zwei oder mehr Treibstoffe eingespritzt werden, bewirken die Düsen in der Regel absichtlich, dass die Treibstoffe zusammenstoßen, da dies den Strom in kleinere Tröpfchen aufbricht, die leichter verbrennen. ⓘ

Verbrennungskammer

Bei chemischen Raketen ist die Brennkammer in der Regel zylindrisch, und Flammenhalter, die einen Teil der Verbrennung in einem langsamer fließenden Teil der Brennkammer aufhalten, werden nicht benötigt. Die Abmessungen des Zylinders sind so gewählt, dass der Treibstoff vollständig verbrannt werden kann; verschiedene Raketentreibstoffe erfordern dazu unterschiedliche Brennkammergrößen. ⓘ

Dies führt zu einer Zahl namens $L^{*}$, die charakteristische Länge:

$L^{*}={\frac {V_{c}}{A_{t}}}$

wobei:

• $V_{c}$ das Volumen der Kammer ist
• $A_{t}$ die Fläche des Düsenhalses ist.

L* liegt typischerweise im Bereich von 64-152 Zentimetern (25-60 Zoll). ⓘ

Die Temperaturen und Drücke, die typischerweise in einer Raketenbrennkammer erreicht werden, um einen praktischen thermischen Wirkungsgrad zu erzielen, sind im Vergleich zu einem nicht nachverbrennenden Strahltriebwerk extrem. Da kein atmosphärischer Stickstoff zur Verdünnung und Kühlung der Verbrennung vorhanden ist, kann das Treibstoffgemisch echte stöchiometrische Verhältnisse erreichen. In Verbindung mit den hohen Drücken bedeutet dies, dass die Wärmeleitung durch die Wände sehr hoch ist. ⓘ

Damit Brennstoff und Oxidationsmittel in die Kammer fließen können, muss der Druck der in die Brennkammer eintretenden Treibstoffe den Druck in der Brennkammer selbst übersteigen. Dies kann durch verschiedene Konstruktionsansätze erreicht werden, z. B. durch Turbopumpen oder, bei einfacheren Triebwerken, durch einen ausreichenden Tankdruck, um den Flüssigkeitsstrom zu fördern. Der Druck in den Tanks kann auf verschiedene Weise aufrechterhalten werden, z. B. durch ein Hochdruck-Helium-Drucksystem, wie es in vielen großen Raketentriebwerken verwendet wird, oder, in einigen neueren Raketensystemen, durch ein Ablassen von Hochdruckgas aus dem Triebwerkskreislauf, um die Treibstofftanks selbst unter Druck zu setzen, Das Selbstdruck-Gassystem des SpaceX Starship ist ein entscheidender Teil der Strategie von SpaceX, die Flüssigkeiten in der Trägerrakete von fünf in der alten Falcon 9-Familie auf nur zwei im Starship zu reduzieren, wobei nicht nur der Druck im Heliumtank, sondern auch alle hypergolischen Treibstoffe sowie Stickstoff für die Kaltgas-Reaktionssteuerungs-Triebwerke entfallen. ⓘ

Düse

Der Raketenschub wird durch die in der Brennkammer und der Düse wirkenden Drücke verursacht. Nach dem dritten Newtonschen Gesetz wirken auf das Abgas gleiche und entgegengesetzte Drücke, die es auf hohe Geschwindigkeiten beschleunigen. ⓘ

Das in der Brennkammer erzeugte heiße Gas kann durch eine Öffnung (den "Hals") und dann durch einen divergierenden Expansionsabschnitt entweichen. Bei ausreichendem Druck in der Düse (etwa das 2,5- bis 3-fache des Umgebungsdrucks) verengt sich die Düse und es bildet sich ein Überschallstrahl, der das Gas drastisch beschleunigt und den größten Teil der Wärmeenergie in Bewegungsenergie umwandelt. Die Abgasgeschwindigkeiten variieren je nach dem Expansionsverhältnis, für das die Düse ausgelegt ist, aber Abgasgeschwindigkeiten von bis zum Zehnfachen der Schallgeschwindigkeit in Luft auf Meereshöhe sind keine Seltenheit. Etwa die Hälfte des Schubs eines Raketentriebwerks wird durch den ungleichmäßigen Druck in der Brennkammer erzeugt, der Rest durch den Druck, der auf die Innenseite der Düse wirkt (siehe Diagramm). Wenn sich das Gas (adiabatisch) ausdehnt, drückt der Druck gegen die Düsenwände das Raketentriebwerk in eine Richtung, während das Gas in die andere Richtung beschleunigt wird. ⓘ

Die vier Expansionsregime einer de Laval-Düse: - unterexpandiert - perfekt expandiert - überexpandiert - stark überexpandiert ⓘ

Die am häufigsten verwendete Düse ist die de Laval-Düse, eine Düse mit fester Geometrie und einem hohen Expansionsverhältnis. Die große glocken- oder kegelförmige Düsenverlängerung über den Hals hinaus verleiht dem Raketentriebwerk seine charakteristische Form. ⓘ

Der statische Austrittsdruck des Abgasstrahls hängt vom Kammerdruck und dem Verhältnis zwischen Austritts- und Halsfläche der Düse ab. Da der Austrittsdruck vom Umgebungsdruck (Atmosphärendruck) abweicht, wird eine gedrosselte Düse als

• unterexpandiert (Austrittsdruck größer als der Umgebungsdruck),
• perfekt expandiert (Austrittsdruck ist gleich dem Umgebungsdruck),
• überexpandiert (Austrittsdruck kleiner als der Umgebungsdruck; es bilden sich Stoßdiamanten außerhalb der Düse), oder
• stark überexpandiert (eine Stoßwelle bildet sich innerhalb der Düsenverlängerung). ⓘ

In der Praxis ist eine perfekte Expansion nur mit einer Düse mit variabler Austrittsfläche möglich (da der Umgebungsdruck mit zunehmender Höhe abnimmt) und oberhalb einer bestimmten Höhe nicht mehr möglich, da der Umgebungsdruck gegen Null geht. Ist die Düse nicht perfekt expandiert, kommt es zu einem Wirkungsgradverlust. Stark überdehnte Düsen verlieren weniger an Wirkungsgrad, können aber mechanische Probleme mit der Düse verursachen. Düsen mit fester Fläche werden mit zunehmender Höhe immer stärker unterexpandiert. Fast alle de Laval Düsen werden beim Anfahren in der Atmosphäre kurzzeitig stark überdehnt sein. ⓘ

Der Wirkungsgrad der Düsen wird durch den Betrieb in der Atmosphäre beeinträchtigt, da sich der atmosphärische Druck mit der Höhe ändert; aufgrund der Überschallgeschwindigkeit des aus einem Raketentriebwerk austretenden Gases kann der Druck des Strahls jedoch entweder unter oder über dem Umgebungsdruck liegen, und ein Gleichgewicht zwischen beiden wird nicht in allen Höhen erreicht (siehe Diagramm). ⓘ

Gegendruck und optimale Expansion

Für eine optimale Leistung sollte der Druck des Gases am Ende der Düse genau dem Umgebungsdruck entsprechen: Ist der Auslassdruck niedriger als der Umgebungsdruck, wird das Fahrzeug durch den Druckunterschied zwischen dem oberen Ende des Triebwerks und dem Auslass gebremst; ist der Auslassdruck dagegen höher, wird der Auslassdruck, der in Schub umgewandelt werden könnte, nicht umgewandelt, und es wird Energie verschwendet. ⓘ

Um dieses Ideal der Gleichheit zwischen dem Auslassdruck des Abgases und dem Umgebungsdruck aufrechtzuerhalten, müsste der Durchmesser der Düse mit der Höhe zunehmen, damit der Druck auf eine längere Düse einwirken kann (und der Auslassdruck und die Temperatur sinken). Diese Vergrößerung lässt sich nur schwer in Leichtbauweise bewerkstelligen, obwohl dies bei anderen Formen von Strahltriebwerken routinemäßig geschieht. In der Raketentechnik wird in der Regel eine leichte Kompromissdüse verwendet, und es kommt zu einer gewissen Verringerung der atmosphärischen Leistung, wenn das Triebwerk in einer anderen als der "Auslegungshöhe" oder gedrosselt eingesetzt wird. Um dies zu verbessern, wurden verschiedene exotische Düsenkonstruktionen wie die Stopfendüse, Stufendüsen, die Expansionsdüse und die Aerospike-Düse vorgeschlagen, die sich jeweils in gewisser Weise an den sich ändernden Umgebungsluftdruck anpassen und es dem Gas ermöglichen, sich weiter gegen die Düse auszudehnen, was in größeren Höhen zusätzlichen Schub verleiht. ⓘ

Beim Ablassen in einen ausreichend niedrigen Umgebungsdruck (Vakuum) ergeben sich mehrere Probleme. Eines davon ist das schiere Gewicht der Düse - ab einem bestimmten Punkt überwiegt bei einem bestimmten Fahrzeug das zusätzliche Gewicht der Düse jeden Leistungsgewinn. Zweitens kühlen die Abgase in der Düse ab, wenn sie sich adiabatisch ausdehnen, und schließlich können einige der Chemikalien gefrieren, was zu "Schnee" in der Düse führt. Dies führt zu Instabilitäten im Strahl und muss vermieden werden. ⓘ

Bei einer de Laval-Düse kommt es bei einer stark überdehnten Düse zu einer Ablösung des Abgasstroms. Da der Ablösepunkt nicht gleichmäßig um die Achse des Motors liegt, kann eine Seitenkraft auf den Motor einwirken. Diese Seitenkraft kann sich mit der Zeit verändern und zu Problemen bei der Steuerung der Trägerrakete führen. ⓘ

Fortgeschrittene höhenkompensierende Konstruktionen wie die Aerospike- oder Plug-Düse versuchen, Leistungsverluste zu minimieren, indem sie sich an das veränderte Expansionsverhältnis aufgrund von Höhenänderungen anpassen. ⓘ

Wirkungsgrad des Treibstoffs

Typische Temperatur- (T), Druck- (p) und Geschwindigkeitsprofile (v) in einer de Laval-Düse ⓘ

Für die Treibstoffeffizienz eines Raketentriebwerks ist es wichtig, dass an den Wänden der Kammer und der Düse durch eine bestimmte Menge an Treibstoff der größtmögliche Druck erzeugt wird, da dies die Quelle des Schubs ist. Dies kann erreicht werden durch:

• Erhitzen des Treibstoffs auf eine möglichst hohe Temperatur (durch Verwendung eines hochenergetischen Treibstoffs, der Wasserstoff und Kohlenstoff und manchmal auch Metalle wie Aluminium enthält, oder sogar durch Kernenergie)
• Verwendung eines Gases mit niedriger spezifischer Dichte (möglichst wasserstoffreich)
• Verwendung von Treibstoffen, die einfache Moleküle mit wenigen Freiheitsgraden sind oder sich in solche zerlegen, um die Translationsgeschwindigkeit zu maximieren ⓘ

Da all diese Maßnahmen die Masse des verwendeten Treibstoffs minimieren und der Druck proportional zur Masse des Treibstoffs ist, der beschleunigt werden soll, wenn er auf das Triebwerk drückt, und da der Druck, der auf das Triebwerk einwirkt, nach dem dritten Newtonschen Gesetz auch auf den Treibstoff einwirkt, zeigt sich, dass die Geschwindigkeit, mit der der Treibstoff die Kammer verlässt, bei jedem beliebigen Triebwerk vom Kammerdruck unbeeinflusst ist (obwohl der Schub proportional ist). Die Geschwindigkeit wird jedoch von allen drei oben genannten Faktoren erheblich beeinflusst, und die Auslassgeschwindigkeit ist ein hervorragendes Maß für die Effizienz des Treibstoffs. Sie wird als Auslassgeschwindigkeit bezeichnet, und unter Berücksichtigung der Faktoren, die sie verringern können, ist die effektive Auslassgeschwindigkeit einer der wichtigsten Parameter eines Raketentriebwerks (obwohl Gewicht, Kosten, einfache Herstellung usw. in der Regel ebenfalls sehr wichtig sind). ⓘ

Aus aerodynamischen Gründen wird die Strömung an der engsten Stelle der Düse, dem "Hals", schallhart ("drosseln"). Da die Schallgeschwindigkeit in Gasen mit der Quadratwurzel aus der Temperatur ansteigt, wird die Leistung durch die Verwendung von heißem Abgas erheblich verbessert. Zum Vergleich: Bei Raumtemperatur beträgt die Schallgeschwindigkeit in Luft etwa 340 m/s, während die Schallgeschwindigkeit im heißen Gas eines Raketentriebwerks über 1700 m/s betragen kann; ein großer Teil dieser Leistung ist auf die höhere Temperatur zurückzuführen, aber zusätzlich werden Raketentreibstoffe mit niedriger Molekülmasse gewählt, was ebenfalls zu einer höheren Geschwindigkeit im Vergleich zu Luft führt. ⓘ

Die Ausdehnung in der Raketendüse vervielfacht die Geschwindigkeit weiter, in der Regel um das 1,5- bis 2-fache, so dass ein hoch kollimierter Hyperschall-Auslassstrahl entsteht. Der Geschwindigkeitszuwachs einer Raketendüse wird hauptsächlich durch ihr Flächenexpansionsverhältnis bestimmt - das Verhältnis zwischen der Fläche des Austritts und der Fläche des Einlasses -, aber auch die detaillierten Eigenschaften des Gases sind wichtig. Düsen mit einem größeren Verhältnis sind massiver, können aber den Verbrennungsgasen mehr Wärme entziehen, wodurch sich die Abgasgeschwindigkeit erhöht. ⓘ

Schubvektorisierung

Bei Fahrzeugen ist es in der Regel erforderlich, dass der Gesamtschub über die Dauer der Verbrennung seine Richtung ändert. Um dies zu erreichen, wurden bereits verschiedene Methoden erprobt:

• Das gesamte Triebwerk ist an einem Scharnier oder einer Kardanaufhängung befestigt, und die Treibstoffzufuhr erfolgt über flexible Niederdruckleitungen oder Drehkupplungen.
• Nur die Brennkammer und die Düse sind kardanisch aufgehängt, die Pumpen sind fest installiert, und die Hochdruckzuführungen sind mit dem Triebwerk verbunden.
• Es werden mehrere (oft leicht geneigte) Triebwerke eingesetzt, die jedoch gedrosselt werden, um den erforderlichen Gesamtvektor zu erreichen, was nur einen sehr geringen Nachteil darstellt.
• Hochtemperaturschaufeln ragen in den Auspuff und können zur Ablenkung des Strahls gekippt werden. ⓘ

Gesamtleistung

Die Raketentechnologie kann einen sehr hohen Schub (Meganewton), sehr hohe Abgasgeschwindigkeiten (etwa das Zehnfache der Schallgeschwindigkeit in der Luft auf Meereshöhe) und ein sehr hohes Schub/Gewichts-Verhältnis (>100) miteinander kombinieren und gleichzeitig außerhalb der Atmosphäre operieren, wobei sie die Verwendung von Tanks und Strukturen mit niedrigem Druck und damit geringem Gewicht ermöglicht. ⓘ

Raketen können weiter optimiert werden, um auf einer oder mehreren dieser Achsen auf Kosten der anderen eine noch extremere Leistung zu erzielen. ⓘ

Spezifischer Impuls

I_sp im Vakuum verschiedener Raketen ⓘ

Rakete	Treibstoffe	Isp, Vakuum (s)
Space Shuttle Flüssigtriebwerke	LOX/LH2	453
Space Shuttle Feststoffmotoren	APCP	268
Space Shuttle OMS	NTO/MMH	313
Saturn V Stufe 1	LOX/RP-1	304

Die wichtigste Kennzahl für den Wirkungsgrad eines Raketentriebwerks ist der Impuls pro Treibstoffeinheit, der so genannte spezifische Impuls (gewöhnlich geschrieben $I_{sp}$). Dieser wird entweder als Geschwindigkeit gemessen (die effektive Ausstoßgeschwindigkeit $v_{e}$ in Metern/Sekunde oder ft/s) oder als Zeit (Sekunden) gemessen. Wenn zum Beispiel ein Triebwerk, das 100 Pfund Schub erzeugt, 320 Sekunden lang läuft und 100 Pfund Treibstoff verbrennt, beträgt der spezifische Impuls 320 Sekunden. Je höher der spezifische Impuls ist, desto weniger Treibstoff ist erforderlich, um den gewünschten Impuls zu erzielen. ⓘ

Der erreichbare spezifische Impuls hängt in erster Linie von der Treibstoffmischung ab (und würde letztlich den spezifischen Impuls begrenzen), aber praktische Grenzen bei den Kammerdrücken und den Düsenausdehnungsverhältnissen verringern die erreichbare Leistung. ⓘ

Netto-Schubkraft

Nachfolgend finden Sie eine ungefähre Gleichung zur Berechnung des Nettoschubs eines Raketentriebwerks:

$F_{n}={\dot {m}}\;v_{e}={\dot {m}}\;v_{e-opt}+A_{e}(p_{e}-p_{amb})$ ⓘ

wobei:	ⓘ
${\dot {m}}$	= Abgasmassenstrom
$v_{e}$	= effektive Abgasgeschwindigkeit (in Veröffentlichungen manchmal auch als c bezeichnet)
$v_{e-opt}$	= effektive Strahlgeschwindigkeit, wenn Pamb = Pe
$A_{e}$	= Strömungsfläche in der Düsenaustrittsebene (oder in der Ebene, in der der Strahl die Düse verlässt, wenn die Strömung getrennt ist)
$p_{e}$	= statischer Druck in der Düsenaustrittsebene
$p_{amb}$	= Umgebungsdruck (oder atmosphärischer Druck)

Da ein herkömmlicher Raketenmotor im Gegensatz zu einem Düsentriebwerk keinen Lufteinlass hat, gibt es keinen "Staudruckwiderstand", der vom Bruttoschub abgezogen werden kann. Folglich ist der Netto-Schub eines Raketenmotors gleich dem Brutto-Schub (abgesehen vom statischen Gegendruck). ⓘ

Der ${\dot {m}}\;v_{e-opt}\,$ Term steht für den Impulsschub, der bei einer bestimmten Drosselklappenstellung konstant bleibt, während der $A_{e}(p_{e}-p_{amb})\,$ Term den Druckschubterm darstellt. Bei Vollgas nimmt der Netto-Schub eines Raketenmotors mit zunehmender Höhe geringfügig zu, da der atmosphärische Druck mit zunehmender Höhe abnimmt und der Druck-Schub-Term zunimmt. An der Erdoberfläche kann sich der Druckschub je nach Triebwerkskonstruktion um bis zu 30 % verringern. Mit zunehmender Höhe sinkt dieser Wert exponentiell auf Null. ⓘ

Die maximale Effizienz eines Raketentriebwerks wird erreicht, indem der Impulsanteil der Gleichung maximiert wird, ohne dass es zu einer Überdehnung des Auspuffs kommt. Dies ist der Fall, wenn $p_{e}=p_{amb}$. Da sich der Umgebungsdruck mit der Höhe ändert, arbeiten die meisten Raketentriebwerke nur sehr kurz mit dem höchsten Wirkungsgrad. ⓘ

Da der spezifische Impuls die Kraft geteilt durch den Massendurchsatz ist, bedeutet diese Gleichung, dass der spezifische Impuls mit der Höhe variiert. ⓘ

Spezifischer Vakuumimpuls, Isp

Da der spezifische Impuls mit dem Druck variiert, ist eine Größe nützlich, die leicht zu vergleichen und zu berechnen ist. Da Raketen am Hals drosseln und der Überschallausstoß äußere Druckeinflüsse verhindert, die sich stromaufwärts ausbreiten, stellt sich heraus, dass der Druck am Ausgang im Idealfall genau proportional zum Treibstoffstrom ist ${\dot {m}}$proportional ist, sofern die Mischungsverhältnisse und Verbrennungswirkungsgrade beibehalten werden. Es ist daher durchaus üblich, die obige Gleichung leicht umzustellen:

$F_{vac}=C_{f}\,{\dot {m}}\,c^{*}$ ⓘ

So definiert man den Unterdruck Isp wie folgt:

$v_{evac}=C_{f}\,c^{*}\,$ ⓘ

wobei:

$c^{*}$  = die charakteristische Geschwindigkeit der Brennkammer (abhängig von Treibstoff und Verbrennungswirkungsgrad)

$C_{f}$  = die Schubkoeffizientenkonstante der Düse (abhängig von der Düsengeometrie, typischerweise etwa 2) ⓘ

Daraus folgt:

$F_{n}={\dot {m}}\,v_{evac}-A_{e}\,p_{amb}$ ⓘ

Drosselung

Raketen können gedrosselt werden, indem die Verbrennungsrate des Treibstoffs gesteuert wird ${\dot {m}}$ (normalerweise in kg/s oder lb/s gemessen). Bei Flüssigkeits- und Hybridraketen wird der in die Kammer eintretende Treibstoffstrom mit Hilfe von Ventilen gesteuert, bei Feststoffraketen wird er durch Veränderung der verbrennenden Treibstofffläche gesteuert, die in das Treibstoffkorn eingearbeitet werden kann (und daher nicht in Echtzeit gesteuert werden kann). ⓘ

Raketen können in der Regel bis zu einem Austrittsdruck von etwa einem Drittel des Umgebungsdrucks gedrosselt werden (oft begrenzt durch die Strömungstrennung in den Düsen) und bis zu einer Höchstgrenze, die nur durch die mechanische Festigkeit des Triebwerks bestimmt wird. ⓘ

In der Praxis ist der Grad der Drosselung von Raketen sehr unterschiedlich, aber die meisten Raketen können ohne große Schwierigkeiten um den Faktor 2 gedrosselt werden; die typische Einschränkung ist die Verbrennungsstabilität, da z. B. Einspritzdüsen einen Mindestdruck benötigen, um keine schädlichen Schwingungen (Tuckern oder Verbrennungsinstabilitäten) auszulösen; Einspritzdüsen können jedoch für größere Bereiche optimiert und getestet werden. Einige neuere Triebwerke mit Flüssigtreibstoff, die für eine stärkere Drosselung optimiert wurden (BE-3, Raptor), können beispielsweise bis auf 18-20 % des Nennschubs gedrosselt werden. Feststoffraketen können durch die Verwendung von geformten Körnern gedrosselt werden, die ihre Oberfläche im Laufe des Brennvorgangs verändern. ⓘ

Energiewirkungsgrad

Mechanischer Wirkungsgrad eines Raketenfahrzeugs als Funktion der momentanen Fahrzeuggeschwindigkeit geteilt durch die effektive Ausstoßgeschwindigkeit. Diese Prozentsätze müssen mit dem internen Wirkungsgrad des Motors multipliziert werden, um den Gesamtwirkungsgrad zu erhalten. ⓘ

Die Düsen von Raketentriebwerken sind aufgrund der hohen Verbrennungstemperatur und des hohen Verdichtungsverhältnisses erstaunlich effiziente Wärmekraftmaschinen zur Erzeugung eines Hochgeschwindigkeitsstrahls. Raketendüsen bieten eine hervorragende Annäherung an die adiabatische Expansion, die ein reversibler Prozess ist, und liefern daher Wirkungsgrade, die denen des Carnot-Zyklus sehr nahe kommen. Bei den erreichten Temperaturen kann mit chemischen Raketen ein Wirkungsgrad von über 60 % erreicht werden. ⓘ

Bei einem Fahrzeug mit einem Raketentriebwerk ist der energetische Wirkungsgrad sehr gut, wenn die Geschwindigkeit des Fahrzeugs der Abgasgeschwindigkeit (relativ zum Start) nahe kommt oder diese etwas übersteigt; bei niedrigen Geschwindigkeiten geht der energetische Wirkungsgrad jedoch auf 0 % bei Nullgeschwindigkeit zurück (wie bei allen Strahlantrieben). Siehe Energieeffizienz von Raketen für weitere Einzelheiten. ⓘ

Verhältnis Schubkraft/Gewicht

Raketen haben von allen Strahltriebwerken, ja im Grunde von allen Triebwerken, das höchste Verhältnis von Schub zu Gewicht. Dies gilt insbesondere für Flüssigkeitsraketentriebwerke. ⓘ

Diese hohe Leistung ist auf das geringe Volumen der Druckbehälter zurückzuführen, aus denen das Triebwerk besteht - Pumpen, Rohre und Brennkammern. Das Fehlen eines Einlasskanals und die Verwendung eines dichten Flüssigtreibstoffs ermöglichen es, das Drucksystem klein und leicht zu halten, während Kanaltriebwerke mit Luft arbeiten müssen, die eine um drei Größenordnungen geringere Dichte aufweist. ⓘ

Strahltriebwerk oder Raketentriebwerk	Masse		Schub, Vakuum		Schub zu Gewichtsverhältnis ⓘ
	(kg)	(lb)	(kN)	(lbf)
RD-0410 Kernraketentriebwerk	2,000	4,400	35.2	7,900	1.8
J58 Düsentriebwerk (SR-71 Blackbird)	2,722	6,001	150	34,000	5.2
Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 Turbotriebwerk mit Zwischenüberhitzung (Concorde)	3,175	7,000	169.2	38,000	5.4
Pratt & Whitney F119	1,800	3,900	91	20,500	7.95
RD-0750 Raketentriebwerk, Drei-Treibstoff-Modus	4,621	10,188	1,413	318,000	31.2
RD-0146 Raketentriebwerk	260	570	98	22,000	38.4
Rocketdyne RS-25 Raketentriebwerk	3,177	7,004	2,278	512,000	73.1
RD-180 Raketentriebwerk	5,393	11,890	4,152	933,000	78.5
RD-170 Raketentriebwerk	9,750	21,500	7,887	1,773,000	82.5
F-1 (Saturn V erste Stufe)	8,391	18,499	7,740.5	1,740,100	94.1
NK-33 Raketentriebwerk	1,222	2,694	1,638	368,000	136.7
Merlin 1D Raketentriebwerk, Version mit voller Schubkraft	467	1,030	825	185,000	180.1

Von den verwendeten Flüssigtreibstoffen weist Flüssigwasserstoff die geringste Dichte auf. Obwohl dieser Treibstoff den höchsten spezifischen Impuls hat, erfordert seine sehr geringe Dichte (etwa ein Vierzehntel der Dichte von Wasser) größere und schwerere Turbopumpen und Rohrleitungen, wodurch sich das Schub-Gewichts-Verhältnis des Triebwerks (z. B. RS-25) im Vergleich zu Triebwerken, bei denen dies nicht der Fall ist (NK-33), verringert. ⓘ

Kühlung

Aus Gründen des Wirkungsgrads sind höhere Temperaturen wünschenswert, doch verlieren die Werkstoffe ihre Festigkeit, wenn die Temperatur zu hoch wird. Raketen werden mit Verbrennungstemperaturen betrieben, die bis zu 3.500 K (3.200 °C; 5.800 °F) erreichen können. ⓘ

Die meisten anderen Düsentriebwerke haben Gasturbinen im heißen Abgas. Aufgrund ihrer größeren Oberfläche sind sie schwieriger zu kühlen, so dass die Verbrennungsprozesse bei viel niedrigeren Temperaturen ablaufen müssen, was den Wirkungsgrad beeinträchtigt. Darüber hinaus verwenden Kanaltriebwerke Luft als Oxidationsmittel, die zu 78 % aus weitgehend reaktionslosem Stickstoff besteht, was die Reaktion verdünnt und die Temperaturen senkt. Raketen haben keine dieser inhärenten Verbrennungstemperaturbegrenzer. ⓘ

Die bei der Verbrennung in Raketentriebwerken erreichten Temperaturen liegen oft deutlich über den Schmelzpunkten der Materialien von Düsen und Brennkammern (etwa 1.200 K für Kupfer). Die meisten Konstruktionsmaterialien verbrennen auch, wenn sie mit Hochtemperatur-Oxidationsmitteln in Berührung kommen, was zu einer Reihe von Konstruktionsproblemen führt. Die Wände der Düse und der Brennkammer dürfen nicht verbrennen, schmelzen oder verdampfen (was manchmal scherzhaft als "triebwerksreiches Abgas" bezeichnet wird). ⓘ

Raketen, bei denen die üblichen Konstruktionsmaterialien wie Aluminium, Stahl, Nickel- oder Kupferlegierungen verwendet werden, müssen Kühlsysteme einsetzen, um die Temperaturen zu begrenzen, denen die Triebwerksstrukturen ausgesetzt sind. Regenerative Kühlung, bei der das Treibmittel durch Rohre um die Brennkammer oder Düse geleitet wird, und andere Techniken wie Vorhangkühlung oder Filmkühlung werden eingesetzt, um die Lebensdauer von Düsen und Kammern zu verlängern. Diese Techniken stellen sicher, dass eine gasförmige thermische Grenzschicht, die das Material berührt, unter der Temperatur gehalten wird, die ein katastrophales Versagen des Materials zur Folge hätte. ⓘ

Zwei Ausnahmen von Materialien, die den Verbrennungstemperaturen von Raketen direkt standhalten können, sind Graphit und Wolfram, obwohl beide der Oxidation ausgesetzt sind, wenn sie nicht geschützt werden. Die Werkstofftechnologie ist in Verbindung mit der Triebwerkskonstruktion ein begrenzender Faktor bei chemischen Raketen. ⓘ

Bei Raketen gehören die Wärmeströme, die die Wand durchdringen können, zu den höchsten in der Technik; die Ströme liegen im Allgemeinen im Bereich von 100-200 MW/m². Die stärksten Wärmeströme sind am Hals zu finden, wo sie oft doppelt so hoch sind wie in der zugehörigen Kammer und Düse. Dies ist auf die Kombination aus hohen Geschwindigkeiten (die zu einer sehr dünnen Grenzschicht führen) und den dort herrschenden hohen Temperaturen zurückzuführen, die zwar niedriger sind als in der Kammer. (Siehe § Düse oben zu den Temperaturen in der Düse). ⓘ

Bei Raketen gibt es folgende Kühlmittelmethoden ⓘ

1. Ablative Kühlung: Die Innenwände sind mit einem Material ausgekleidet, das Wärme einfängt und verdampft.
2. Strahlungskühlung: Die Düse glüht und strahlt die Wärme ab.
3. Dump-Kühlung: Ein kryogenes Treibmittel, in der Regel Wasserstoff, wird um die Düse geleitet und abgelassen.
4. Regenerative Kühlung: Flüssigkeitsraketen leiten den Treibstoff oder gelegentlich auch Oxidationsmittel um die Düse, bevor er in die Brennkammer oder den Vorbrenner eingespritzt wird.
5. Vorhangkühlung: Die Treibstoffeinspritzung wird so angeordnet, dass sich zusätzlicher Treibstoff an den Innenwänden befindet, der dadurch gekühlt wird.
6. Filmkühlung: Die Oberflächen werden mit flüssigem Treibstoff benetzt, der sich beim Verdampfen abkühlt. ⓘ

In allen Fällen wird der Kühleffekt, der die Zerstörung der Wand verhindert, durch eine dünne Schicht isolierender Flüssigkeit (eine Grenzschicht) verursacht, die in Kontakt mit den Wänden steht und weitaus kühler ist als die Verbrennungstemperatur. Solange diese Grenzschicht intakt ist, wird die Wand nicht beschädigt. ⓘ

Eine Unterbrechung der Grenzschicht kann bei Kühlungsfehlern oder Verbrennungsinstabilitäten auftreten, und die Wand versagt in der Regel kurz darauf. ⓘ

Bei der regenerativen Kühlung befindet sich eine zweite Grenzschicht in den Kühlmittelkanälen um die Kammer. Diese Grenzschicht muss so dünn wie möglich sein, da die Grenzschicht als Isolator zwischen der Wand und dem Kühlmittel wirkt. Dies kann erreicht werden, indem die Geschwindigkeit des Kühlmittels in den Kanälen so hoch wie möglich eingestellt wird. ⓘ

In der Praxis wird die regenerative Kühlung fast immer in Verbindung mit der Vorhangkühlung und/oder der Filmkühlung eingesetzt. ⓘ

Flüssigkeitsbetriebene Motoren werden oft mit viel Kraftstoff betrieben, was die Verbrennungstemperaturen senkt. Dies verringert die Wärmebelastung des Motors und ermöglicht kostengünstigere Materialien und ein vereinfachtes Kühlsystem. Dies kann auch zu einer Leistungssteigerung führen, da das durchschnittliche Molekulargewicht des Abgases sinkt und die Effizienz der Umwandlung der Verbrennungswärme in kinetische Abgasenergie erhöht wird. ⓘ

Mechanische Probleme

Raketenbrennkammern werden normalerweise bei ziemlich hohem Druck betrieben, in der Regel 10-200 bar (1-20 MPa, 150-3.000 psi). Beim Betrieb innerhalb eines signifikanten Atmosphärendrucks führen höhere Brennkammerdrücke zu einer besseren Leistung, da sie den Einbau einer größeren und effizienteren Düse ermöglichen, ohne dass diese zu stark aufgeweitet wird. ⓘ

Diese hohen Drücke führen jedoch dazu, dass der äußerste Teil der Kammer sehr großen Ringspannungen ausgesetzt ist - Raketentriebwerke sind Druckbehälter. ⓘ

Schlimmer noch: Aufgrund der hohen Temperaturen, die in Raketentriebwerken herrschen, haben die verwendeten Werkstoffe in der Regel eine deutlich geringere Arbeitszugfestigkeit. ⓘ

Darüber hinaus entstehen in den Wänden der Kammer und der Düse erhebliche Temperaturunterschiede, die zu einer unterschiedlichen Ausdehnung der Innenauskleidung und damit zu inneren Spannungen führen. ⓘ

Akustische Probleme

Die extremen Vibrationen und die akustische Umgebung im Inneren eines Raketenmotors führen in der Regel zu Spannungsspitzen, die weit über den Durchschnittswerten liegen, insbesondere bei Vorhandensein von orgelpfeifenartigen Resonanzen und Gasturbulenzen. ⓘ

Verbrennungsinstabilitäten

Die Verbrennung kann unerwünschte Instabilitäten aufweisen, die plötzlich oder periodisch auftreten können. Der Druck in der Einspritzkammer kann ansteigen, bis der Treibstofffluss durch die Einspritzplatte abnimmt; einen Moment später sinkt der Druck und der Fluss nimmt zu, wodurch mehr Treibstoff in die Verbrennungskammer eingespritzt wird, der einen Moment später verbrennt und den Druck in der Kammer erneut erhöht, wodurch sich der Zyklus wiederholt. Dies kann zu Druckschwankungen mit hoher Amplitude, oft im Ultraschallbereich, führen, die den Motor beschädigen können. Oszillationen von ±200 psi bei 25 kHz waren die Ursache für Ausfälle früher Versionen der Triebwerke der zweiten Stufe der Titan II-Rakete. Die andere Ausfallart ist der Übergang von der Verpuffung zur Detonation; die in der Brennkammer entstehende Überschalldruckwelle kann den Motor zerstören. ⓘ

Die Instabilität der Verbrennung war auch ein Problem bei der Atlas-Entwicklung. Die in der Atlas-Familie verwendeten Rocketdyne-Triebwerke litten in mehreren statischen Zündungstests unter diesem Effekt, und drei Raketenstarts explodierten auf der Startrampe aufgrund von Verbrennungsstörungen in den Booster-Triebwerken. In den meisten Fällen trat der Effekt beim Versuch auf, die Triebwerke mit einer "Trockenstart"-Methode zu starten, bei der der Zündmechanismus vor dem Einspritzen des Treibstoffs aktiviert wird. Während des Prozesses des Man-Ratings von Atlas für das Mercury-Projekt hatte die Behebung der Verbrennungsinstabilität hohe Priorität, und die letzten beiden Mercury-Flüge waren mit einem verbesserten Antriebssystem mit Einspritzdüsen mit Schikanen und einem hypergolen Zünder ausgestattet. ⓘ

Das Problem bei den Atlas-Raketen war vor allem das so genannte "Racetrack"-Phänomen, bei dem das brennende Treibmittel mit immer höherer Geschwindigkeit im Kreis herumwirbelte und schließlich Vibrationen erzeugte, die stark genug waren, um das Triebwerk zu zerreißen, was zur vollständigen Zerstörung der Rakete führte. Das Problem wurde schließlich durch den Einbau mehrerer Leitbleche um die Einspritzdüsen herum gelöst, um die Verwirbelung des Treibstoffs zu brechen. ⓘ

Ein noch größeres Problem war die Instabilität der Verbrennung bei den Saturn F-1-Triebwerken. Einige der ersten getesteten Triebwerke explodierten während der statischen Zündung, was dazu führte, dass die Einspritzdüsen mit Leitblechen versehen wurden. ⓘ

Im sowjetischen Raumfahrtprogramm erwies sich die Instabilität der Verbrennung auch bei einigen Raketentriebwerken als Problem, darunter das RD-107-Triebwerk der R-7-Familie und das RD-216 der R-14-Familie, und es kam zu mehreren Ausfällen dieser Fahrzeuge, bevor das Problem gelöst war. Die sowjetischen Konstruktions- und Fertigungsverfahren haben die Verbrennungsinstabilität in den größeren RP-1/LOX-Triebwerken nie zufriedenstellend gelöst, so dass das RD-171-Triebwerk, das für die Zenit-Familie verwendet wurde, immer noch vier kleinere Schubkammern verwendet, die von einem gemeinsamen Triebwerksmechanismus gespeist werden. ⓘ

Die Verbrennungsinstabilitäten können durch Reste von Reinigungsmitteln im Triebwerk (z. B. beim ersten Startversuch einer Titan II im Jahr 1962), reflektierte Stoßwellen, anfängliche Instabilitäten nach der Zündung, Explosionen in der Nähe der Düse, die in die Brennkammer reflektiert werden, und viele andere Faktoren hervorgerufen werden. Bei stabilen Triebwerkskonstruktionen werden die Schwingungen schnell unterdrückt; bei instabilen Konstruktionen halten sie über längere Zeiträume an. Oszillationsunterdrücker werden üblicherweise eingesetzt. ⓘ

Periodische Schubschwankungen, die durch Verbrennungsinstabilitäten oder Längsschwingungen von Strukturen zwischen den Tanks und den Triebwerken, die den Treibstofffluss modulieren, verursacht werden, sind als "Pogo-Oszillationen" oder "Pogo" bekannt, benannt nach dem Pogo-Stick. ⓘ

Es gibt drei verschiedene Arten von Verbrennungsinstabilitäten: ⓘ

Tuckern

Dabei handelt es sich um eine niederfrequente Oszillation des Kammerdrucks mit einigen Hertz, die in der Regel durch Druckschwankungen in den Zuleitungen aufgrund von Schwankungen der Beschleunigung des Fahrzeugs verursacht wird. Dies kann zu zyklischen Schwankungen des Schubs führen, und die Auswirkungen können von einfach nur lästig bis hin zu tatsächlichen Schäden an der Nutzlast oder dem Fahrzeug reichen. Tuckern kann durch die Verwendung von gasgefüllten Dämpfungsrohren in den Zuführungsleitungen von Treibstoffen hoher Dichte minimiert werden. ⓘ

Brummen

Dies kann durch einen unzureichenden Druckabfall an den Injektoren verursacht werden. Im Allgemeinen ist es eher lästig als schädlich. In extremen Fällen kann jedoch die Verbrennung durch die Einspritzdüsen zurückgedrängt werden, was bei Monopropellants zu Explosionen führen kann. ⓘ

Kreischen

Dies ist die unmittelbarste und am schwersten zu kontrollierende Schadensart. Es ist auf die Akustik in der Brennkammer zurückzuführen, die oft mit den chemischen Verbrennungsprozessen gekoppelt ist, die die Hauptursache für die Energiefreisetzung sind, und kann zu instabilem resonantem "Kreischen" führen, das aufgrund der Ausdünnung der isolierenden thermischen Grenzschicht häufig zu einem katastrophalen Ausfall führt. Akustische Schwingungen können durch thermische Prozesse angeregt werden, z. B. durch die Strömung heißer Luft durch ein Rohr oder die Verbrennung in einer Kammer. Insbesondere können stehende akustische Wellen in einer Kammer verstärkt werden, wenn die Verbrennung in den Bereichen, in denen der Druck der akustischen Welle maximal ist, intensiver ist. Solche Effekte lassen sich während des Entwurfsprozesses nur sehr schwer analytisch vorhersagen und werden in der Regel durch teure, zeitaufwändige und umfangreiche Tests in Verbindung mit versuchsweisen Abhilfemaßnahmen angegangen. ⓘ

Das Kreischen wird häufig durch detaillierte Änderungen an den Einspritzdüsen, durch Änderungen der Treibstoffchemie, durch Verdampfen des Treibstoffs vor der Einspritzung oder durch den Einsatz von Helmholtz-Dämpfern in den Brennkammern zur Veränderung der Resonanzmoden der Kammer behoben. ⓘ

Um die Möglichkeit des Quietschens zu prüfen, werden manchmal kleine Sprengladungen außerhalb der Brennkammer mit einem Rohr, das tangential zur Brennkammer in der Nähe der Einspritzdüsen angebracht ist, zur Explosion gebracht, um die Impulsreaktion des Triebwerks zu bestimmen und dann die zeitliche Reaktion des Kammerdrucks zu bewerten - eine schnelle Erholung deutet auf ein stabiles System hin. ⓘ

Auspuffgeräusche

Mit Ausnahme der kleinsten Triebwerksgrößen sind die Abgase von Raketen im Vergleich zu anderen Triebwerken im Allgemeinen sehr laut. Wenn sich die Hyperschallabgase mit der Umgebungsluft vermischen, entstehen Stoßwellen. Das Space Shuttle erzeugte an seiner Basis einen Lärm von über 200 dB(A). Um diese Geräuschentwicklung und das Risiko einer Beschädigung der Nutzlast oder einer Verletzung der Besatzung auf dem Stapel zu verringern, wurde die mobile Startplattform mit einem Schalldämpfungssystem ausgestattet, das beim Start innerhalb von 41 Sekunden 1,1 Millionen Liter Wasser um die Basis der Rakete sprüht. Durch den Einsatz dieses Systems wurde der Schallpegel in der Nutzlastbucht auf 142 dB begrenzt. ⓘ

Die Schallintensität der erzeugten Schockwellen hängt von der Größe der Rakete und von der Ausstoßgeschwindigkeit ab. Diese Schockwellen scheinen die Ursache für das charakteristische Knacken und Knallen zu sein, das große Raketentriebwerke erzeugen, wenn sie live gehört werden. Diese Geräuschspitzen überlasten in der Regel Mikrofone und Audioelektronik, so dass sie bei Tonaufnahmen oder Rundfunkübertragungen in der Regel abgeschwächt oder gar nicht zu hören sind. Bei großen Raketen im Nahbereich können die akustischen Effekte sogar tödlich sein. ⓘ

Noch besorgniserregender für die Raumfahrtagenturen ist, dass derartige Schallpegel auch die Startstruktur beschädigen oder, was noch schlimmer ist, auf die vergleichsweise empfindliche Rakete darüber zurückgeworfen werden können. Aus diesem Grund wird bei Starts in der Regel so viel Wasser verwendet. Der Wassernebel verändert die akustischen Eigenschaften der Luft und reduziert oder lenkt die Schallenergie von der Rakete ab. ⓘ

Im Allgemeinen ist der Lärm am stärksten, wenn sich eine Rakete in Bodennähe befindet, da der Lärm der Triebwerke von der Rakete weg nach oben strahlt und vom Boden reflektiert wird. Wenn sich das Fahrzeug langsam bewegt, kann nur ein geringer Teil der dem Triebwerk zugeführten chemischen Energie zur Erhöhung der kinetischen Energie der Rakete genutzt werden (da die an das Fahrzeug übertragene Nutzleistung P $P=F*V$ für die Schubkraft F und die Geschwindigkeit V). Der größte Teil der Energie wird durch die Wechselwirkung der Abgase mit der Umgebungsluft vergeudet, wodurch Lärm entsteht. Dieser Lärm kann durch Flammengräben mit Dächern, durch Wassereinspritzung um die Düse und durch Ablenkung der Düse in einem Winkel etwas reduziert werden. ⓘ

Prüfung

Raketentriebwerke werden in der Regel in einer Testanlage statisch geprüft, bevor sie in Produktion gehen. Bei Triebwerken für große Höhen muss entweder eine kürzere Düse verwendet werden, oder die Rakete muss in einer großen Vakuumkammer getestet werden. ⓘ

Sicherheit

Raketen haben den Ruf, unzuverlässig und gefährlich zu sein, insbesondere bei katastrophalen Ausfällen. Im Gegensatz zu diesem Ruf können sorgfältig konstruierte Raketen beliebig zuverlässig gemacht werden. In der militärischen Nutzung sind Raketen nicht unzuverlässig. Eine der wichtigsten nichtmilitärischen Anwendungen von Raketen ist jedoch der Start in die Erdumlaufbahn. Hier wird in der Regel Wert auf ein möglichst geringes Gewicht gelegt, und es ist schwierig, gleichzeitig hohe Zuverlässigkeit und geringes Gewicht zu erreichen. Wenn die Zahl der Starts gering ist, ist die Wahrscheinlichkeit sehr groß, dass ein Konstruktions-, Betriebs- oder Herstellungsfehler zur Zerstörung der Rakete führt. ⓘ

Saturn-Familie (1961-1975)

Das H-1-Triebwerk von Rocketdyne, das in einer Gruppe von acht Triebwerken in der ersten Stufe der Trägerraketen Saturn I und Saturn IB eingesetzt wurde, hatte in 152 Starts keine katastrophalen Ausfälle. Das Triebwerk Pratt and Whitney RL10, das in einer Gruppe von sechs Triebwerken in der zweiten Stufe der Saturn I-Trägerrakete zum Einsatz kam, hatte in 36 Triebwerksflügen keine katastrophalen Ausfälle zu verzeichnen. Das Triebwerk Rocketdyne F-1, das in einer Gruppe von fünf Triebwerken in der ersten Stufe der Saturn V verwendet wurde, hatte in 65 Triebwerksflügen keine Ausfälle. Das Rocketdyne J-2-Triebwerk, das in einem Fünferbündel in der zweiten Stufe der Saturn V und einzeln in der zweiten Stufe der Saturn IB und der dritten Stufe der Saturn V verwendet wurde, hatte in 86 Triebwerksflügen keine katastrophalen Ausfälle. ⓘ

Raumfähre (1981-2011)

Der paarweise eingesetzte Solid Rocket Booster des Space Shuttle verursachte in 270 Triebwerksflügen einen nennenswerten katastrophalen Ausfall. ⓘ

Die RS-25, die in einem Dreiercluster eingesetzt wurde, flog mit 46 überholten Triebwerken. Diese kamen auf insgesamt 405 Triebwerksflüge ohne katastrophale Ausfälle während des Fluges. Ein einziger Ausfall des RS-25-Triebwerks während des Fluges ereignete sich während der Mission STS-51-F des Space Shuttle Challenger. Dieser Ausfall hatte keine Auswirkungen auf die Ziele oder die Dauer der Mission. ⓘ

Chemie

Raketentreibstoffe erfordern eine hohe Energie pro Masseneinheit (spezifische Energie), die gegen die Tendenz hochenergetischer Treibstoffe zur spontanen Explosion abgewogen werden muss. Unter der Voraussetzung, dass die chemische potenzielle Energie der Treibstoffe sicher gespeichert werden kann, wird bei der Verbrennung eine große Menge Wärme freigesetzt. Ein erheblicher Teil dieser Wärme wird in der Triebwerksdüse in kinetische Energie umgewandelt und treibt die Rakete in Verbindung mit der Masse der freigesetzten Verbrennungsprodukte vorwärts. ⓘ

Im Idealfall erscheint die gesamte Reaktionsenergie als kinetische Energie der Abgase, da die Abgasgeschwindigkeit der wichtigste Leistungsparameter eines Triebwerks ist. Bei den realen Abgasarten handelt es sich jedoch um Moleküle, die in der Regel über Translations-, Vibrations- und Rotationsmoden verfügen, mit denen sie Energie abbauen können. Von diesen Modi kann nur die Translation nützliche Arbeit für das Fahrzeug leisten, und obwohl Energie zwischen den Modi übertragen wird, findet dieser Prozess auf einer Zeitskala statt, die weit über der Zeit liegt, die das Abgas benötigt, um die Düse zu verlassen. ⓘ

Je mehr chemische Bindungen ein Abgasmolekül hat, desto mehr Rotations- und Vibrationsmoden wird es haben. Daher ist es im Allgemeinen wünschenswert, dass die Abgasspezies so einfach wie möglich ist, wobei ein zweiatomiges Molekül, das aus leichten, reichlich vorhandenen Atomen wie H₂ besteht, in der Praxis ideal ist. Im Falle einer chemischen Rakete ist Wasserstoff jedoch ein Reaktions- und Reduktionsmittel, kein Produkt. Ein Oxidationsmittel, in der Regel Sauerstoff oder eine sauerstoffreiche Spezies, muss in den Verbrennungsprozess eingebracht werden, wodurch den Abgasspezies Masse und chemische Bindungen hinzugefügt werden. ⓘ

Ein zusätzlicher Vorteil leichter Moleküle besteht darin, dass sie auf hohe Geschwindigkeiten bei Temperaturen beschleunigt werden können, die von den derzeit verfügbaren Materialien gehalten werden können - die hohen Gastemperaturen in Raketentriebwerken stellen ernsthafte Probleme für die Konstruktion überlebensfähiger Motoren dar. ⓘ

Flüssiger Wasserstoff (LH2) und Sauerstoff (LOX oder LO2) sind die effektivsten Treibstoffe in Bezug auf die Abgasgeschwindigkeit, die bisher in großem Umfang verwendet wurden, obwohl einige exotische Kombinationen mit Bor oder flüssigem Ozon theoretisch etwas besser sein könnten, wenn verschiedene praktische Probleme gelöst werden könnten. ⓘ

Es ist wichtig zu beachten, dass bei der Berechnung der spezifischen Reaktionsenergie einer bestimmten Treibstoffkombination die gesamte Masse der Treibstoffe (sowohl Treibstoff als auch Oxidationsmittel) einbezogen werden muss. Eine Ausnahme bilden luftatmende Triebwerke, die mit Luftsauerstoff betrieben werden und daher für eine gegebene Energieabgabe weniger Masse mitführen müssen. Kraftstoffe für Auto- oder Turbojet-Triebwerke haben eine viel bessere effektive Energieleistung pro Masseneinheit des zu transportierenden Treibstoffs, sind aber pro Masseneinheit des Treibstoffs ähnlich. ⓘ

Es gibt Computerprogramme, die die Leistung von Treibstoffen in Raketentriebwerken vorhersagen. ⓘ

Zündung

Bei Flüssigkeits- und Hybridraketen ist die sofortige Zündung des Treibstoffs beim Eintritt in die Brennkammer unerlässlich. ⓘ

Wenn bei Flüssigtreibstoffen (nicht aber bei gasförmigen) die Zündung nicht innerhalb von Millisekunden erfolgt, befindet sich in der Regel zu viel Flüssigtreibstoff in der Kammer, und wenn es zur Zündung kommt, kann die Menge des entstehenden Heißgases den maximalen Auslegungsdruck der Kammer übersteigen, was zu einem katastrophalen Versagen des Druckbehälters führt. Dies wird manchmal als "Hard Start" oder "Rapid Unscheduled Disassembly" (RUD) bezeichnet. ⓘ

Die Zündung kann auf verschiedene Weise erfolgen: mit einer pyrotechnischen Ladung, mit einem Plasmabrenner oder mit einer elektrischen Funkenzündung. Einige Treibstoff/Oxidationsmittel-Kombinationen entzünden sich bei Kontakt (hypergolisch), und nicht-hypergolische Treibstoffe können "chemisch gezündet" werden, indem die Treibstoffleitungen mit hypergolischen Treibstoffen gefüllt werden (beliebt in russischen Triebwerken). ⓘ

Gasförmige Treibstoffe verursachen in der Regel keine harten Starts, da bei Raketen die gesamte Einspritzfläche kleiner ist als der Hals, so dass der Kammerdruck vor der Zündung zur Umgebung tendiert und keine hohen Drücke entstehen können, selbst wenn die gesamte Kammer bei der Zündung mit brennbarem Gas gefüllt ist. ⓘ

Festtreibstoffe werden in der Regel mit pyrotechnischen Einschussgeräten gezündet, und die Verbrennung erfolgt in der Regel durch den vollständigen Verbrauch des Treibstoffs. ⓘ

Einmal gezündet, sind Raketenkammern selbsterhaltend, so dass keine Zünder benötigt werden und die Verbrennung in der Regel durch den vollständigen Verbrauch der Treibstoffe erfolgt. Tatsächlich zünden die Kammern oft spontan wieder, wenn sie nach einer Abschaltung von einigen Sekunden wieder in Gang gesetzt werden. Wenn sie nicht für eine Wiederzündung ausgelegt sind, können viele Raketen nach der Abkühlung nicht ohne zumindest geringfügige Wartungsarbeiten wie den Austausch des pyrotechnischen Zünders oder sogar das Nachfüllen von Treibstoff neu gestartet werden. ⓘ

Physik der Düsen

Das Quad-Fahrzeug von Armadillo Aerospace mit sichtbaren Bändern (Stoßdiamanten) im Abgasstrahl ⓘ

Raketenstrahlen variieren je nach Raketentriebwerk, Auslegungshöhe, Höhe, Schub und anderen Faktoren. ⓘ

Kohlenstoffreiche Abgase von kerosinbasierten Treibstoffen wie RP-1 sind aufgrund der Schwarzkörperstrahlung der unverbrannten Partikel oft orangefarben, zusätzlich zu den blauen Swan-Bändern. Raketen auf Peroxidoxidbasis und Wasserstoffraketen enthalten größtenteils Wasserdampf und sind mit bloßem Auge kaum zu erkennen, leuchten aber hell im ultravioletten und infraroten Bereich. Düsen von Feststoffraketen können gut sichtbar sein, da der Treibstoff häufig Metalle wie elementares Aluminium enthält, das mit einer orange-weißen Flamme verbrennt und dem Verbrennungsprozess Energie zuführt. Bei Raketentriebwerken, die flüssigen Wasserstoff und Sauerstoff verbrennen, sind die Abgase nahezu transparent, da sie hauptsächlich aus überhitztem Wasserdampf und etwas unverbranntem Wasserstoff bestehen. ⓘ

Auf Meereshöhe ist die Düse in der Regel überdehnt, und der Auspuff kann durch einen Schliereneffekt, der durch das Glühen des Abgases verursacht wird, sichtbare Stoßdiamanten aufweisen. ⓘ

Die Form des Strahls variiert bei einer Düse mit fester Fläche, da das Expansionsverhältnis mit der Höhe variiert: In großer Höhe sind alle Raketen stark unterexpandiert, und ein recht kleiner Prozentsatz der Abgase expandiert tatsächlich nach vorne. ⓘ

Arten von Raketentriebwerken

Es gibt mehrere Gruppen und viele Varianten von Raketentriebwerken:

• chemische Raketentriebwerke
  • Feststoffrakete
  • Flüssigkeitsrakete (monopropellant, bipropellant)
  • Hybridrakete
• solarthermische Raketentriebwerke
• nukleare Raketentriebwerke (siehe auch: NERVA)
• elektrische Raketentriebwerke
  • Ionentriebwerke, thermische Lichtbogentriebwerke, Resistojet usw.
• Kaltgas-Raketentriebwerke. ⓘ

Die heute am weitesten verbreiteten Raketentriebwerke sind Modelle mit chemischen Reaktionen zur Erzeugung der benötigten Energie. Es existiert eine Vielzahl an Modellen, die bisher nur theoretisch vorgeschlagen wurden bzw. sich noch in der Entwicklung befinden. ⓘ

Physikalisch angetrieben

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Wasserrakete	Teilweise gefüllter Druckbehälter für kohlensäurehaltige Getränke mit Heck- und Bugbeschwerung	Sehr einfach zu bauen	Die Höhe ist in der Regel auf wenige hundert Meter begrenzt (der Weltrekord liegt bei 830 Metern oder 2.723 Fuß)
Kaltgas-Triebwerk	Eine nicht brennende Form, die für Nonius-Triebwerke verwendet wird	Nicht verschmutzende Abgase	Äußerst geringe Leistung

Chemisch angetrieben

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Rakete mit Festtreibstoff	Zündfähiges, selbsterhaltendes Festtreibstoff/Oxidationsmittel-Gemisch ("Korn") mit zentraler Öffnung und Düse	Einfach, oft keine beweglichen Teile, recht guter Massenanteil, angemessener Isp. Ein Schubplan kann in das Korn eingebaut werden.	Drosselung, Abbrand und Wiederzündung erfordern spezielle Konstruktionen. Probleme bei der Handhabung von zündfähigem Gemisch. Geringere Leistung als bei Flüssigkeitsraketen. Wenn das Korn reißt, kann es die Düse mit katastrophalen Folgen blockieren. Kornrisse brennen und weiten sich während der Verbrennung aus. Die Betankung ist schwieriger als das einfache Füllen der Tanks. Kann nach der Zündung nicht abgeschaltet werden; feuert so lange, bis der gesamte Festtreibstoff verbraucht ist.
Hybrid-Treibstoff-Rakete	Getrenntes Oxidationsmittel/Treibstoff; normalerweise ist das Oxidationsmittel flüssig und wird in einem Tank aufbewahrt, der Treibstoff ist fest.	Ziemlich einfach, fester Brennstoff ist ohne Oxidator im Wesentlichen inert, sicherer; Risse eskalieren nicht, drosselbar und leicht abschaltbar.	Einige Oxidationsmittel sind Monotreibstoffe, die selbst explodieren können; ein mechanisches Versagen des Festtreibstoffs kann die Düse blockieren (sehr selten bei gummiertem Treibstoff), das zentrale Loch weitet sich während des Abbrands und wirkt sich negativ auf das Mischungsverhältnis aus.
Monotreibstoff-Rakete	Treibstoff (wie Hydrazin, Wasserstoffperoxid oder Distickstoffoxid) strömt über einen Katalysator und zersetzt sich exotherm; heiße Gase werden durch die Düse ausgestoßen.	Einfaches Konzept, drosselbar, niedrige Temperaturen in der Brennkammer	Katalysatoren können leicht verunreinigt werden, Monotreibstoffe können detonieren, wenn sie verunreinigt oder provoziert werden, Isp beträgt vielleicht 1/3 der besten Flüssigkeiten
Bipropellant-Rakete	Zwei flüssige Treibstoffe werden durch Einspritzdüsen in die Brennkammer eingeführt und verbrannt	Bis zu ~99% effiziente Verbrennung mit hervorragender Gemischkontrolle, drosselbar, kann mit Turbopumpen verwendet werden, was unglaublich leichte Tanks ermöglicht, kann bei äußerster Vorsicht sicher sein	Die für eine hohe Leistung erforderlichen Pumpen sind teuer in der Konstruktion, enorme Wärmeströme an den Wänden der Brennkammer können die Wiederverwendung beeinträchtigen, zu den Fehlermöglichkeiten gehören schwere Explosionen, es werden viele Rohrleitungen benötigt.
Gas-Gas-Rakete	Bipropellant-Triebwerk, bei dem Gas als Oxidationsmittel und Treibstoff verwendet wird	Leistungsstärker als Kaltgas-Triebwerke	Geringere Leistung als Triebwerke auf Flüssigkeitsbasis
Rakete mit Zweistoffantrieb	Die Rakete startet als Bipropellant-Rakete und wechselt dann zur Verwendung von nur einem Treibstoff als Monopropellant	Einfachheit und Leichtigkeit der Steuerung	Geringere Leistung als Bipropellant-Raketen
Tripropellant-Rakete	Drei verschiedene Treibstoffe (in der Regel Wasserstoff, Kohlenwasserstoff und flüssiger Sauerstoff) werden in variablen Mischungsverhältnissen in eine Brennkammer eingeleitet, oder es werden mehrere Triebwerke mit festen Treibstoffmischungsverhältnissen verwendet und gedrosselt oder abgeschaltet	Reduziert das Startgewicht, da Wasserstoff leichter ist; kombiniert ein gutes Schub-Gewichts-Verhältnis mit einem hohen durchschnittlichen Isp, verbessert die Nutzlast für den Start von der Erde um einen beträchtlichen Prozentsatz	Ähnliche Probleme wie bei Bipropellant, aber mit mehr Leitungen, mehr Forschung und Entwicklung
Luftunterstützte Rakete	Im Wesentlichen ein Staustrahltriebwerk, bei dem die angesaugte Luft komprimiert und mit den Abgasen einer Rakete verbrannt wird	Mach 0 bis Mach 4,5+ (kann auch exoatmosphärisch betrieben werden), gute Effizienz bei Mach 2 bis 4	Ähnlicher Wirkungsgrad wie bei Raketen bei niedrigen Geschwindigkeiten oder in der Exoatmosphäre, Schwierigkeiten beim Einlass, ein relativ unerschlossener und unerforschter Typ, Schwierigkeiten bei der Kühlung, sehr laut, Schub/Gewichtsverhältnis ähnlich wie bei Staustrahltriebwerken.
Turborakete	Kombiniertes Turbostrahltriebwerk/Rakete, bei dem dem Luftstrom ein zusätzliches Oxidationsmittel wie Sauerstoff hinzugefügt wird, um die maximale Höhe zu erhöhen.	Sehr nahe an bestehenden Konstruktionen, arbeitet in sehr großer Höhe, großer Höhen- und Geschwindigkeitsbereich	Die Fluggeschwindigkeit in der Atmosphäre ist auf den gleichen Bereich wie bei einem Turbotriebwerk begrenzt, das Mitführen von Oxidationsmitteln wie LOX kann gefährlich sein. Viel schwerer als einfache Raketen.
Vorgekühltes Strahltriebwerk / LACE (kombinierter Zyklus mit Rakete)	Die Ansaugluft wird am Einlass auf sehr niedrige Temperaturen abgekühlt, bevor sie durch ein Staustrahl- oder Turbojet-Triebwerk geleitet wird. Kann mit einem Raketentriebwerk für den Orbitaleintritt kombiniert werden.	Kann leicht am Boden getestet werden. Hohe Schubkraft/Gewichtsverhältnisse sind möglich (~14), zusammen mit einer guten Treibstoffeffizienz über einen weiten Bereich von Fluggeschwindigkeiten, Mach 0-5,5+; diese Kombination von Effizienzen kann den Start in die Umlaufbahn, einstufig, oder sehr schnelle interkontinentale Reisen ermöglichen.	Gibt es nur im Stadium der Laborprototypen. Beispiele: RB545, SABRE, ATREX

Elektrisch angetrieben

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Resistojet-Rakete (elektrische Heizung)	Einem in der Regel trägen Fluid, das als Reaktionsmasse dient, wird über die Joule-Erwärmung eines Heizelements Energie zugeführt. Kann auch verwendet werden, um einem Monotreibstoff zusätzliche Energie zuzuführen.	Effizient, wenn die elektrische Leistung einen geringeren Stellenwert hat als die Masse. Höherer Isp als Monotreibstoff allein, etwa 40 % höher.	Benötigt viel Energie und liefert daher in der Regel einen geringen Schub.
Arcjet-Rakete (chemische Verbrennung unterstützt durch elektrische Entladung)	Identisch mit Resistojet, außer dass das Heizelement durch einen elektrischen Lichtbogen ersetzt wird, wodurch die physikalischen Anforderungen des Heizelements entfallen.	1.600 Sekunden Isp	Sehr geringer Schub und hohe Leistung, die Leistung ist ähnlich wie beim Ionenantrieb.
Magnetoplasmarakete mit variablem spezifischem Impuls	Mikrowellenbeheiztes Plasma mit magnetischer Kehle/Düse	Variabler Isp von 1.000 Sekunden bis 10.000 Sekunden	Ähnliches Schub-/Gewichtsverhältnis wie bei Ionenantrieben (schlechter), thermische Probleme, wie bei Ionenantrieben sehr hoher Leistungsbedarf für signifikanten Schub, benötigt eigentlich fortschrittliche Kernreaktoren, nie geflogen, benötigt niedrige Temperaturen für Supraleiter, um zu funktionieren
Gepulste Plasmaschubdüsen (Erhitzung durch Lichtbogen; setzt Plasma frei)	Plasma wird zur Erosion eines Festtreibstoffs verwendet	Hoher Isp, kann zur Lageregelung gepulst ein- und ausgeschaltet werden	Niedriger energetischer Wirkungsgrad
Ionen-Antriebssystem	Hohe Spannungen auf der Boden- und Plusseite	Stromversorgung durch Batterie	Geringe Schubkraft, benötigt hohe Spannung

Elektrische Antriebssysteme für die Raumfahrt verwenden elektrische Energie zur Schuberzeugung. Da sie nur geringen Schub erzeugen, können sie nicht für Trägerraketen genutzt werden, sondern kommen bisher nur auf Satelliten und Sonden zur Anwendung. ⓘ

Auf Grund der verschiedenartigen Bauweisen und Methoden zur Schuberzeugung werden die elektrischen Antriebe weiter unterschieden. Die Einteilung erfolgt dabei nach dem Funktionsprinzip in die a) elektrothermischen, b) elektrostatischen und c) elektromagnetischen Antriebe. Je nach Art der elektrischen Energiegewinnung wird weiterhin zwischen solarelektrischen und nuklearelektrischen Systemen unterschieden. ⓘ

Thermisch

Vorgeheizt

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Heißwasserrakete	Heißes Wasser wird in einem Tank bei hoher Temperatur/hohem Druck gelagert und verwandelt sich in der Düse in Dampf	Einfach, ziemlich sicher	Geringe Gesamtleistung aufgrund des schweren Tanks; Isp unter 200 Sekunden

Solarthermie

Die solarthermische Rakete würde die Sonnenenergie nutzen, um die Reaktionsmasse direkt zu erhitzen, und benötigt daher keinen elektrischen Generator wie die meisten anderen Formen des solarbetriebenen Antriebs. Eine solarthermische Rakete muss nur die Mittel zum Einfangen der Sonnenenergie mitführen, wie Konzentratoren und Spiegel. Der erhitzte Treibstoff wird durch eine herkömmliche Raketendüse geleitet, um Schub zu erzeugen. Der Triebwerksschub steht in direktem Zusammenhang mit der Fläche des Sonnenkollektors und der lokalen Intensität der Sonneneinstrahlung und ist umgekehrt proportional zum I_sp. ⓘ

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Solarthermische Rakete	Das Triebwerk wird durch den Sonnenkollektor erhitzt	Einfacher Aufbau. Bei Verwendung von Wasserstoff als Treibstoff sind 900 Sekunden Isp vergleichbar mit der thermischen Kernrakete, ohne die Probleme und die Komplexität der Steuerung einer Spaltungsreaktion. Möglichkeit der produktiven Nutzung von gasförmigem Wasserstoffabfall - ein unvermeidliches Nebenprodukt der Langzeitspeicherung von flüssigem Wasserstoff in der Strahlungswärme des Weltraums - sowohl für die Stationierung in der Umlaufbahn als auch für die Lageregelung.	Nur im Weltraum nützlich, da der Schub relativ gering ist, aber Wasserstoff traditionell nicht als leicht im Weltraum speicherbar gilt, ansonsten mäßiger/geringer Isp, wenn Treibstoffe mit höherer Molekülmasse verwendet werden.

Thermische Strahlen

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Lichtstrahl-getriebene Rakete	Der Treibstoff wird durch einen Lichtstrahl (häufig ein Laser) erhitzt, der entweder direkt oder indirekt über einen Wärmetauscher auf das Fahrzeug gerichtet ist.	Im Prinzip einfach, im Prinzip können sehr hohe Ausstoßgeschwindigkeiten erreicht werden	~1 MW Leistung pro kg Nutzlast wird benötigt, um eine Umlaufbahn zu erreichen, relativ hohe Beschleunigungen, Laser werden durch Wolken oder Nebel blockiert, reflektiertes Laserlicht kann gefährlich sein, für eine gute Leistung ist ein Wasserstoff-Monopropellant erforderlich, der einen großen Tank benötigt, einige Entwürfe sind aufgrund der Lichtremission auf ~600 Sekunden begrenzt, da der Treibstoff/Wärmetauscher weißglühend wird
Mikrowellenstrahl-getriebene Rakete	Der Treibstoff wird durch einen Mikrowellenstrahl erhitzt, der aus der Ferne auf das Fahrzeug gerichtet wird.	Isp ist vergleichbar mit einer nuklearen thermischen Rakete und T/W vergleichbar mit einer konventionellen Rakete. Während der LH2-Treibstoff den höchsten Isp und Nutzlastanteil bietet, sind Ammoniak oder Methan aufgrund ihrer besonderen Kombination aus hoher Dichte und Isp für Erdumlaufraketen wirtschaftlich überlegen. Der SSTO-Betrieb ist mit diesen Treibstoffen selbst bei kleinen Raketen möglich, so dass keine Einschränkungen hinsichtlich Standort, Flugbahn und Erschütterungen durch die Raketenabstufung hinzukommen. Mikrowellen sind in $/Watt 10-100x billiger als Laser und können bei Frequenzen unter 10 GHz bei jedem Wetter eingesetzt werden.	Je nach Treibstoff werden 0,3 bis 3 MW Leistung pro kg Nutzlast benötigt, um die Umlaufbahn zu erreichen, und es fallen Infrastrukturkosten für die Strahlführung sowie damit verbundene F&E-Kosten an. Konzepte, die im Millimeterwellenbereich operieren, müssen mit der Verfügbarkeit von Wetterbedingungen und hochgelegenen Strahlführungsstandorten sowie mit effektiven Senderdurchmessern von 30-300 Metern zurechtkommen, um ein Fahrzeug in den LEO zu bringen. Konzepte, die im X-Band oder darunter operieren, müssen effektive Senderdurchmesser in Kilometern haben, um einen ausreichend feinen Strahl zu erreichen, um einem Fahrzeug zum LEO zu folgen. Die Sender sind zu groß, um auf mobilen Plattformen Platz zu finden, so dass mikrowellenbetriebene Raketen nur in der Nähe fester Strahlführungsstandorte starten können.

Thermische Kernkraft

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Radioisotopen-Rakete/"Pudel-Triebwerk" (radioaktive Zerfallsenergie)	Die Wärme aus dem radioaktiven Zerfall wird zum Erhitzen von Wasserstoff genutzt	Etwa 700-800 Sekunden, fast keine beweglichen Teile	Geringes Verhältnis zwischen Schub und Gewicht.
Thermische Kernrakete (Kernspaltungsenergie)	Der Treibstoff (in der Regel Wasserstoff) wird durch einen Kernreaktor geleitet, um ihn auf hohe Temperaturen zu erhitzen.	Isp kann hoch sein, vielleicht 900 Sekunden oder mehr, bei einigen Konstruktionen über dem Verhältnis von Schub zu Gewicht	Die Höchsttemperatur ist durch die Werkstofftechnologie begrenzt, bei einigen Konstruktionen können radioaktive Partikel in den Abgasen vorhanden sein, die Abschirmung des Kernreaktors ist schwer und von der Erdoberfläche aus wahrscheinlich nicht zulässig, das Verhältnis zwischen Schub und Gewicht ist nicht hoch.

Kernkraft

Der Kernkraftantrieb umfasst eine Vielzahl von Antriebsmethoden, die eine Form der Kernreaktion als primäre Energiequelle nutzen. Für die Anwendung in Raumfahrzeugen wurden verschiedene Arten von Kernantrieben vorgeschlagen und einige davon getestet:

Typ	Beschreibung	Vorteile	Nachteile ⓘ
Gaskernreaktor-Rakete (Kernspaltungsenergie)	Kernreaktion unter Verwendung eines Spaltreaktors im gasförmigen Zustand in engem Kontakt mit dem Treibstoff	Sehr heißer Treibstoff, nicht durch Festhalten des Reaktors begrenzt, Isp zwischen 1.500 und 3.000 Sekunden, aber mit sehr hohem Schub	Schwierigkeiten bei der Erwärmung des Treibstoffs, ohne dass spaltbare Stoffe in den Abgasen verloren gehen, massive thermische Probleme insbesondere im Düsen-/Kehlkopfbereich, Abgase fast von Natur aus hochradioaktiv. Nukleare Glühbirnenvarianten können spaltbare Stoffe enthalten, halbieren aber den Isp.
Fission-Fragment-Rakete (Kernspaltungsenergie)	Spaltprodukte werden direkt abgesaugt, um Schub zu erzeugen		Zu diesem Zeitpunkt nur theoretisch.
Spaltsegel (Kernspaltungsenergie)	Ein Segelmaterial wird auf einer Seite mit spaltbarem Material beschichtet	Keine beweglichen Teile, funktioniert im tiefen Weltraum	Zu diesem Zeitpunkt nur theoretisch.
Kernsalz-Wasser-Rakete (Kernspaltungsenergie)	Nukleare Salze werden in Lösung gehalten und an der Düse zur Reaktion gebracht	Sehr hoher Isp, sehr hoher Schub	Thermische Probleme in der Düse, Treibstoff könnte instabil sein, hochradioaktive Abgase. Zu diesem Zeitpunkt nur theoretisch.
Nuklearer Impulsantrieb (explodierende Spaltungs-/Fusionsbomben)	Geformte Atombomben werden hinter dem Fahrzeug gezündet und die Explosion wird von einer "Schubplatte" aufgefangen	Sehr hoher Isp, sehr hohes Schub/Gewichts-Verhältnis, keine Show-Stopper sind für diese Technologie bekannt	Wurde noch nie getestet, die Druckplatte kann aufgrund der Erschütterung Splitter abwerfen, die Mindestgröße für Atombomben ist immer noch ziemlich groß, teuer in kleinem Maßstab, Probleme mit dem Atomabkommen, Fallout beim Einsatz unterhalb der Magnetosphäre der Erde.
Antimaterie-katalysierter Kernimpulsantrieb (Spaltungs- und/oder Fusionsenergie)	Nuklearer Impulsantrieb mit Antimaterieunterstützung für kleinere Bomben	Kleinere Fahrzeuge könnten möglich sein	Einschluss von Antimaterie, Produktion von Antimaterie in makroskopischen Mengen ist derzeit nicht machbar. Zum jetzigen Zeitpunkt nur theoretisch.
Fusionsrakete (Kernfusionsenergie)	Fusion wird zur Erhitzung des Treibstoffs genutzt	Sehr hohe Ausstoßgeschwindigkeit	Weitgehend jenseits des derzeitigen Stands der Technik.
Antimaterierakete (Annihilationsenergie)	Antimaterie-Annihilation erhitzt den Treibstoff	Äußerst energiereich, sehr hohe theoretische Ausstoßgeschwindigkeit	Probleme bei der Herstellung und Handhabung von Antimaterie; Energieverluste durch Neutrinos, Gammastrahlen, Myonen; thermische Probleme. Zu diesem Zeitpunkt nur theoretisch

Chemisches Raketentriebwerk

Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet (im Gegensatz zu einigen anderen Triebwerken) völlig unabhängig von seiner Umgebung. Es ist meist eine Verbrennungsmaschine wie das luftatmende Strahltriebwerk, aber im Gegensatz zu diesem nicht auf den Luftsauerstoff als Oxidationsmittel angewiesen. Alternativ kann auch eine andere (exotherme) chemische Reaktion anstatt einer Verbrennung stattfinden, sowie bloßer Molekülzerfall (beides sehr selten). Immer werden jedoch alle notwendigen Betriebsmittel mitgeführt, so z. B. der zur Verbrennung des Brennstoffs notwendige Sauerstoff. Das Triebwerk kann deshalb auch im Vakuum arbeiten. ⓘ

Die folgenden drei Formen von chemischen Triebwerken (auf Sauerstoff-Verbrennung basierend) sind gebräuchlich und unterscheiden sich im Lagerungszustand der Betriebsmittel: ⓘ

Feststofftriebwerk

Der Treibstofftank ist zugleich die Brennkammer. Man unterscheidet zwischen Stirnbrennern, bei denen der zylindrische Brennstoffblock vom Ende her abbrennt (konstante, kreisförmige Brennfläche), 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 (Brennfläche in Form eines Prismenmantels, je nach Kanalquerschnitt ergibt sich eine Verlaufskurve des Brennflächeninhalts). Stirnbrenner entwickeln für längere Zeit eine geringe Schubkraft, Zentralbrenner für sehr viel kürzere Zeit eine sehr hohe Schubkraft; sogenannte Booster werden daher meist als Zentralbrenner ausgeführt. ⓘ

Durch die Konsistenz des Treibstoffes lassen sich verschiedene Eigenschaften ableiten. Man benötigt keinerlei Zuleitungen, Steuerventile oder Pumpen, denn die Reaktionsmasse befindet sich bereits in der Brennkammer. Militärische Raketen werden fast immer als Feststoffraketen ausgelegt. Ein weiterer Vorteil von Feststoffraketen ist die hohe erreichbare Schubkraft. Zu den Nachteilen gehören jedoch die schlechte Regulierung der Schubkraft und der Arbeitsdauer. Die Verbrennung kann nach der Zündung nicht mehr abgebrochen oder neu gestartet werden. ⓘ

Der wichtigste Vorteil von Feststoffraketen ist jedoch der hohe Schub, die Feststoffbooster des Space Shuttle sind mit einem Schub von maximal 14,5 Meganewton bis heute die stärksten eingesetzten Raketentriebwerke überhaupt.^[veraltet] Das größte Flüssigkeitstriebwerk, das F-1 der Saturn V, erreichte maximal rund 6,9 Meganewton. ⓘ

Flüssigkeitstriebwerk

RD-171 (Modell), das bisher schubstärkste Flüssigkeitstriebwerk ⓘ

Ein RS-68-Triebwerk bei einem Testlauf ⓘ

Der Aufbau von Flüssigkeitsraketentriebwerken ermöglicht eine Schubregulierung, lange Arbeitszeit und eine relativ günstige Wiederverwendung. Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken werden Brennstoff und (sofern es sich nicht um ein Monergoltriebwerk handelt) Oxidans außerhalb des Triebwerks gelagert. Sie lassen sich mit geringem Mehraufwand auch wiederzündbar auslegen, so dass das Triebwerk während des Fluges mehrere Brennphasen haben kann. ⓘ

Häufig handelt es sich bei den Betriebsstoffen um sehr aggressive Chemikalien oder kaltverflüssigte Gase. Beide müssen in speziellen korrosionsfesten bzw. isolierten Tanks aufbewahrt werden, um so ein Verdampfen der Gase oder ein Angreifen der Behälterwandung zu vermeiden. ⓘ

Da die Treibstoffe gelagert und gefördert werden müssen, ist eine Flüssigtreibstoffrakete in ihrem Aufbau normalerweise deutlich komplizierter als eine Feststoffrakete. Durch die meist hochenergetischen Treibstoffe entstehen Temperaturen von bis zu 4000 Kelvin in der Brennkammer, was die Verwendung hoch hitzebeständiger Materialien und eine leistungsfähige Kühlung erfordert. Zur Kühlung kann auf Oxidans und Treibstoff zurückgegriffen werden. Durch den hohen Druck, unter dem sich die Gase in flüssiger Form befinden, kann man damit aufgrund der niedrigen Temperatur verschiedene Bauteile über Wärmeübertrager kühlen. ⓘ

Treibstoffförderung

In einem Flüssigkeitsraketentriebwerk müssen der oder die Brennstoffe gegen den dort herrschenden Druck in die Brennkammer gefördert werden.

• Beim Prinzip der Druckgasförderung werden die Tanks unter Druck gesetzt (meist mit Helium oder einem anderen inerten Gas.) Dies begrenzt den Brennkammerdruck und ist daher nur für Systeme kleiner Leistung geeignet, erhöht aber die Zuverlässigkeit, da weniger Teile benötigt werden.
• Die Pumpenförderung lässt hohe Drücke und Leistungen zu, ohne dass die gesamte Tankstruktur für den Brennkammerdruck ausgelegt werden muss. Nachteilig ist die höhere Komplexität dieser Anlagen. Die Pumpen können beispielsweise mit Hilfstreibstoffen oder direkt mit den Hauptbrennstoffen über eine Turbine betrieben werden, wobei man folgende weitere Unterscheidung trifft: ⓘ

Haupt- oder Nebenstrom

Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken mit Pumpenförderung kann zwischen Haupt- und Nebenstromtriebwerken unterschieden werden:

• Bei Hauptstromtriebwerken werden die gesamten Treibstoffe durch die (Haupt-)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. Eine Bauform des Nebenstromtriebwerkes stellt der Gasgenerator Cycle dar. Hierbei wird zum Antrieb der Treibstoffpumpen ein Teil der Treibstoffe in einem Gasgenerator verbrannt und das Arbeitsgas in einer zum Haupttriebwerk parallelen Düse entspannt oder im divergenten Teil der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt. Eine andere Ausprägung stellt der Topping Cycle dar. Hier wird der Brennstoffstrom in zwei Stränge aufgeteilt. Der kleinere Strom durchfließt die Kühlung des Triebwerkes, treibt die Turbinen der Treibstoffpumpen an und wird im divergenten Bereich der Hauptdüse dem Hauptstrom zugeführt. ⓘ

Hybridraketentriebwerk

In Hybridraketentriebwerken werden sowohl feste als auch flüssige Treibstoffkomponenten verwendet. Dem Festtreibstoff wird der Flüssigtreibstoff geregelt zugeführt, was eine verbesserte Kontrolle über die Arbeitsgeschwindigkeit und -dauer als bei reinen Feststofftriebwerken zulässt. ⓘ

Ein solches Triebwerk wird etwa im SpaceShipOne verwendet, einer privat entwickelten Rakete, die im Jahr 2003 als erstes Privatunternehmen einen Menschen in das Weltall (auf über 100 km Höhe) beförderte. Die Mischung aus Feststoffbrennkammer und einem einfachen Flüssiggas-Oxidans (Distickstoffmonoxid) erwies sich als besonders ökonomisch. ⓘ

Steuersysteme

Es gibt eine Reihe von Möglichkeiten, den Schubvektor eines Raketentriebwerks zu beeinflussen:

• Strahlablenkung (z. B. durch Strahlruder oder -klappen) wurde bei frühen Mustern wie der A4 eingesetzt
• schwenken des Schubstrahls (durch Schwenken des Triebwerks mit Brennkammer) ist die am häufigsten eingesetzte Methode
• asymmetrische Verbrennung (z. B. Injektion von Sekundärtreibstoff in den Schubstrahl). ⓘ

Treibstoffe

Für Raketentriebwerke gibt es eine große Palette an Treibstoffen; bei den chemischen Treibstoffsystemen unterscheidet man allgemein entweder nach der Art des Treibstoffes in Fest-, Flüssig- oder Hybridtreibstoffe oder aber nach Anzahl der am Verbrennungsprozess beteiligten Reaktionsstoffe in monergol (1 Chemikalie), diergol (2 Chemikalien) oder triergol (3 Chemikalien). ⓘ

Solarthermisches Raketentriebwerk

Ein solarthermischer Antrieb, Solar Orbit Transfer Vehicle, SOTV, für den Wechsel von LEO nach GEO, ist in Entwicklung. Dabei konzentrieren zwei aufblasbare Parabolspiegel die Sonnenstrahlung auf einen Graphitblock, durch den Wasserstoff geleitet wird, der dadurch auf etwa 2400 Kelvin aufgeheizt wird. ⓘ

Elektrostatischer Antrieb

Testlauf eines Ionentriebwerks ⓘ

Bei elektrostatischen Triebwerken erfolgt die Schuberzeugung durch Verdampfung der Stützmasse, wenn diese nicht schon gasförmig ist, Ionisation der Atome und Beschleunigung der Ionen in einem elektrischen Feld. Zur Vermeidung einer elektrischen Aufladung des Triebwerkes ist es notwendig, die Stützmasse hinter der Beschleunigungsstrecke durch Zugabe der bei der Ionisation entfernten Elektronen zu neutralisieren. Die Schubkraft je Ion und damit die Effizienz nimmt mit der Masse der beschleunigten Ionen zu, weshalb Ionentriebwerke die Ionen relativ schwerer Elemente benutzen. Verwendet wird heute wegen seiner Reaktionsträgheit und leichten Förderbarkeit fast immer das schwere und teure Edelgas Xenon. ⓘ

Der Wirkungsgrad dieser Antriebe ist relativ hoch, ebenso die Ausströmgeschwindigkeit. Die erreichbaren Schubkräfte sind jedoch sehr gering und liegen im mN-Bereich. ⓘ

Nukleares Raketentriebwerk

NERVA-Kernspaltungs-Raketentriebwerk (NASA) ⓘ

Schema eines nuklearen Raketentriebwerks ⓘ

Unter nuklearen Raumfahrtantrieben werden alle Antriebssysteme zusammengefasst, die mit Hilfe nuklearer Reaktionen betrieben werden. Nukleare Energie kann grundsätzlich durch Kernspaltung oder Kernfusion erzeugt werden. Die so erzielbaren Leistungsdichten sind um den Faktor $10^{6}$ (Kernspaltung) beziehungsweise $10^{7}$ (Kernfusion) größer als die chemischer Antriebe. An der Kernfusion wird noch gearbeitet, etwa bei ITER. ⓘ

Bis heute ist jedoch allein die Kernspaltung technisch realisiert und beherrscht, und nur darauf basierende Antriebssysteme wurden bisher entwickelt und erprobt, etwa zwischen 1954 und 1972 bei NERVA. Hier wurde in Tests ein spezifischer Impuls von 825 s erreicht, im Unterschied etwa zu den 452 s aktueller Flüssigtreibstoffmotoren wie dem des Space Shuttle. ⓘ

Zum operativen Einsatz im Sinne einer Raumfahrtmission ist bisher kein nukleares Antriebssystem gekommen, da sie aus ökologischen oder politischen Gründen bisher nicht einsetzbar erschienen. ⓘ

Auch für den militärischen Einsatz geplante und entworfene nukleare Raketenantriebe kamen über den Prototypen­status nicht hinaus. Das für den geplanten interkontinentalen Marschflugkörper Pluto entwickelte nukleare Ramjet-Triebwerk Tory-IIC wurde 1964 zum zweiten und letzten Mal getestet. Das entsprechende Projekt wurde am 1. Juli 1964 beendet. ⓘ

Allen nuklearen Antriebssystemen oder -konzepten ist gemein, dass die in dem nuklearen Prozess erzeugte Energie auf eine Stützmasse übertragen wird und diese in einer Düse entspannt wird. Einzige Ausnahme von dieser Regel stellte das Konzept des nuklearen Pulsantriebs dar. Hierbei sollten Atombomben außerhalb des Raumfahrzeuges gezündet und der Impuls des auf das Raumfahrzeug treffenden Plasmas zur Beschleunigung verwendet werden, siehe Orion-Projekt. ⓘ

Ab 2003 wurde bei der NASA wieder über das Projekt Prometheus nachgedacht. Ziel ist ein Nuklearantrieb, der Sondenmissionen zu den mittleren Planeten des Sonnensystems ermöglichen soll, etwa für das JIMO-Programm. Die mittels Kernkraft erzeugte elektrische Energie soll hier über einen Ionenantrieb umgesetzt werden. ⓘ

Im Oktober 2009 hat die russische Weltraumagentur Roskosmos angekündigt, eine bereits 1954 begonnene Entwicklung eines Gaskernreaktors (Nuclear Gas Core Reactor – NGCR) wieder aufzunehmen. Das Triebwerk nutzt hochangereichertes Uran in einer Plasma-Gasphase bei einem Druck von 1000 bar und Temperaturen bis 70.000 Kelvin. Als Treibstoff soll Wasserstoff eingesetzt werden, ergänzt um Alkalimetalle wie Lithium, um den Energietransfer aus der Strahlung zu fördern. Der Projektplan soll bis 2012 entwickelt worden sein, die Entwicklung kann 9 Jahre dauern, wobei Kosten von 17 Mrd. Rubel (580 Mio. Dollar) budgetiert sind. Das Triebwerk soll die Voraussetzungen für eine bemannte Marsmission herstellen. ⓘ

Schubdüse eines Kaltgastriebwerks einer Amateurrakete ⓘ

Im Jahr 2021 hat die DARPA Aufträge an amerikanische Firmen vergeben, um neue Antriebe für Raketen um sublunaren Raum zu entwickeln. General Atomics, Blue Origin und Lockheed Martin erhielten Forschungsgelder, um bis Ende 2022 ein Kernenergieantriebssystem für ein Raumschiff zu entwickeln. Dann soll es eine Ausschreibung geben, die in einem Testflug im Weltall im Jahr 2025 münden soll. ⓘ

Kaltgastriebwerk

Beim Kaltgasantrieb wird ein unter Druck stehendes Gas, meist Stickstoff, aus einem Druckbehälter über Düsen entspannt. Durch den niedrigen spezifischen Impuls wird dieser Antrieb meist zur Lagestabilisierung von kleinen und kostengünstigen Satelliten eingesetzt. ⓘ

Geschichte der Raketentriebwerke

Nach den Schriften des Römers Aulus Gellius war das früheste bekannte Beispiel für einen Düsenantrieb um 400 v. Chr., als ein griechischer Pythagoräer namens Archytas einen hölzernen Vogel mit Hilfe von Dampf an Drähten entlang antrieb. Er war jedoch nicht stark genug, um aus eigener Kraft abzuheben.

Das im ersten Jahrhundert v. Chr. beschriebene Äolipil, das oft als Heldentriebwerk bezeichnet wird, bestand aus einem Paar Dampfdüsen, die auf einem Lager montiert waren. Er wurde fast zwei Jahrtausende vor der industriellen Revolution entwickelt, aber die Prinzipien, die ihm zugrunde lagen, wurden nicht richtig verstanden, und er wurde nicht zu einer praktischen Energiequelle entwickelt. ⓘ

Die Verfügbarkeit von Schwarzpulver zum Antrieb von Geschossen war ein Vorläufer für die Entwicklung der ersten Feststoffrakete. Chinesische taoistische Alchemisten des neunten Jahrhunderts entdeckten auf der Suche nach dem Lebenselixier das Schwarzpulver; diese zufällige Entdeckung führte zu Feuerpfeilen, die die ersten Raketenantriebe waren, die den Boden verließen. ⓘ

Es heißt, dass "die reaktiven Kräfte von Brandbeschleunigern wahrscheinlich nicht vor dem 13. Ein Wendepunkt in der Raketentechnologie wurde durch ein kurzes Manuskript mit dem Titel Liber Ignium ad Comburendos Hostes (abgekürzt: Das Buch der Feuer) eingeleitet. Das Manuskript enthält Rezepte für die Herstellung von Brandwaffen aus der Mitte des achten bis zum Ende des dreizehnten Jahrhunderts - zwei davon sind Raketen. Das erste Rezept sieht vor, dass ein Teil Kolophonium und Schwefel mit sechs Teilen in Lorbeeröl aufgelöstem Salpeter (Kaliumnitrat) vermischt, in ein hohles Holz gesteckt und angezündet wird, um "plötzlich an einen Ort zu fliegen, den man wünscht, und alles zu verbrennen". Das zweite Rezept kombiniert ein Pfund Schwefel, zwei Pfund Holzkohle und sechs Pfund Salpeter - alles fein gemahlen auf einer Marmorplatte. Diese Pulvermischung wird fest in eine lange und schmale Kiste gepackt. Die Einführung von Salpeter in pyrotechnische Mischungen steht im Zusammenhang mit dem Übergang von geschleudertem griechischem Feuer zu selbstangetriebener Raketentechnik. . ⓘ

Vom fünfzehnten bis zum siebzehnten Jahrhundert erschienen zunehmend Artikel und Bücher zum Thema Raketentechnik. Jahrhundert schrieb der deutsche Militäringenieur Conrad Haas (1509-1576) ein Manuskript, in dem er den Bau von mehrstufigen Raketen vorstellte. ⓘ

Raketenmotoren wurden auch von Tippu Sultan, dem König von Mysore, eingesetzt. Sie bestanden in der Regel aus einem Rohr aus weichem, gehämmertem Eisen mit einer Länge von etwa 20 cm und einem Durchmesser von 3,8 bis 7,6 cm, das an einem Ende geschlossen, mit Schwarzpulver gefüllt und an einem etwa 120 cm langen Bambusschaft befestigt war. Eine Rakete mit etwa einem Pfund Pulver konnte eine Reichweite von fast 910 m (1.000 Yards) erreichen. Diese mit Schwertern bestückten "Raketen" flogen mehrere Meter durch die Luft, bevor sie mit den Schwertkanten in Richtung des Feindes herunterkamen. Sie wurden sehr effektiv gegen das britische Empire eingesetzt. ⓘ

Moderne Raketentechnik

Die langsame Entwicklung dieser Technologie setzte sich bis zum späten 19. Jahrhundert fort, als der Russe Konstantin Ziolkowski erstmals über flüssigkeitsbetriebene Raketenmotoren schrieb. Er war der erste, der die Ziolkowsky-Raketengleichung entwickelte, auch wenn sie einige Jahre lang nicht veröffentlicht wurde. ⓘ

Die modernen Feststoff- und Flüssigkeitsantriebe wurden Anfang des 20. Jahrhunderts dank des amerikanischen Physikers Robert Goddard Wirklichkeit. Goddard war der erste, der eine De-Laval-Düse in einem Raketentriebwerk mit festem Treibstoff (Schießpulver) einsetzte, wodurch sich die Schubkraft verdoppelte und der Wirkungsgrad um etwa das Fünfundzwanzigfache stieg. Dies war die Geburtsstunde des modernen Raketentriebwerks. Anhand seiner unabhängig aufgestellten Raketengleichung berechnete er, dass eine Rakete von angemessener Größe und mit festem Treibstoff eine Nutzlast von einem Pfund auf dem Mond absetzen könnte. ⓘ

Opel RAK.1 - Weltweit erster öffentlicher Flug eines bemannten, raketengetriebenen Flugzeugs am 30. September 1929 ⓘ

Fritz von Opel war maßgeblich an der Popularisierung von Raketen als Antriebsmittel beteiligt. In den 1920er Jahren initiierte er zusammen mit Max Valier, dem Mitbegründer des "Vereins für Raumschiffahrt", das weltweit erste Raketenprogramm, Opel-RAK, das zu Geschwindigkeitsrekorden für Automobile und Schienenfahrzeuge sowie zum ersten bemannten Raketenflug im September 1929 führte. Monate zuvor, 1928, erreichte einer seiner raketengetriebenen Prototypen, der Opel RAK2, unter den Augen von 3000 Zuschauern und der Weltpresse auf der AVUS-Rennstrecke in Berlin eine Rekordgeschwindigkeit von 238 km/h, gesteuert von von Opel selbst. Ein Weltrekord für Schienenfahrzeuge wurde mit dem RAK3 und einer Höchstgeschwindigkeit von 256 km/h erreicht. Nach diesen Erfolgen führte von Opel den ersten öffentlichen Raketenflug der Welt mit Opel RAK.1 durch, einem von Julius Hatry entwickelten Raketenflugzeug. Die Weltmedien berichteten darüber, darunter auch die US-Nachrichtenagentur UNIVERSAL Newsreel, und lösten als "Raketen-Rummel" weltweit große Begeisterung aus, vor allem in Deutschland, wo unter anderem Wernher von Braun stark beeinflusst wurde. Die Weltwirtschaftskrise führte zum Ende des Opel-RAK-Programms, aber Max Valier setzte die Bemühungen fort. Nachdem er von Feststoff- auf Flüssigtreibstoffraketen umgestiegen war, starb er bei einem Test und gilt als der erste Todesfall des beginnenden Raumfahrtzeitalters. ⓘ

Die Ära der Flüssigtreibstoff-Raketenmotoren

Goddard begann 1921 mit der Verwendung von Flüssigtreibstoffen und war 1926 der erste, der eine Rakete mit Flüssigtreibstoff startete. Goddard leistete Pionierarbeit bei der Verwendung der De Laval-Düse, leichter Treibstofftanks, kleiner, leichter Turbopumpen, der Schubvektorsteuerung, des sanft gedrosselten Flüssigtreibstofftriebwerks, der regenerativen Kühlung und der Vorhangkühlung. ⓘ

In den späten 1930er Jahren untersuchten deutsche Wissenschaftler wie Wernher von Braun und Hellmuth Walter den Einbau von Flüssigtreibstoffraketen in Militärflugzeuge (Heinkel He 112, He 111, He 176 und Messerschmitt Me 163). ⓘ

Die Turbopumpe wurde von deutschen Wissenschaftlern im Zweiten Weltkrieg eingesetzt. Bis dahin war die Kühlung der Düse problematisch, und die ballistische Rakete A4 verwendete als Treibstoff verdünnten Alkohol, der die Verbrennungstemperatur ausreichend senkte. ⓘ

Die gestufte Verbrennung (Замкнутая схема) wurde erstmals 1949 von Alexey Isaev vorgeschlagen. Das erste Triebwerk mit gestufter Verbrennung war das S1.5400, das in der sowjetischen Planetenrakete verwendet wurde und von Melnikow, einem ehemaligen Assistenten von Isajew, entwickelt wurde. Etwa zur gleichen Zeit (1959) begann Nikolai Kusnezow mit der Arbeit an dem Triebwerk mit geschlossenem Kreislauf NK-9 für Koroljows orbitales ICBM GR-1. Kusnezow entwickelte diese Konstruktion später zu den Triebwerken NK-15 und NK-33 für die erfolglose Mondrakete N1 weiter. ⓘ

Im Westen wurde das erste Labortesttriebwerk mit gestufter Verbrennung 1963 in Deutschland von Ludwig Boelkow gebaut. ⓘ

Mit Wasserstoffperoxid/Kerosin betriebene Triebwerke wie das britische Gamma-Triebwerk aus den 1950er Jahren nutzten einen geschlossenen Kreislauf, bei dem das Peroxid katalytisch zersetzt wurde, um Turbinen anzutreiben, bevor es mit dem Kerosin in der eigentlichen Brennkammer verbrannt wurde. Dies bot die Effizienzvorteile einer gestuften Verbrennung, ohne die großen technischen Probleme. ⓘ

Flüssigwasserstofftriebwerke wurden erstmals erfolgreich in Amerika entwickelt: Das RL-10-Triebwerk flog erstmals 1962. Sein Nachfolger, das Rocketdyne J-2, wurde in der Saturn-V-Rakete des Apollo-Programms eingesetzt, um Menschen zum Mond zu bringen. Der hohe spezifische Impuls und die geringe Dichte des flüssigen Wasserstoffs verringerten die Masse der Oberstufe sowie die Gesamtgröße und die Kosten des Fahrzeugs. ⓘ

Der Rekord für die meisten Triebwerke auf einem Raketenflug liegt bei 44, aufgestellt von der NASA im Jahr 2016 mit einer Black Brant. ⓘ

Technik

Atlas-V-Rakete beim Start ⓘ

Die meisten (aber nicht alle) Raketenantriebe sind Verbrennungskraftmaschinen: Sie erhitzen durch Verbrennung eines Brennstoffs mit Oxidationsmitteln eine Stützmasse (in der Regel die Verbrennungsprodukte) in einer Brennkammer bei sehr hoher Temperatur und lassen das energiereiche Produkt des Prozesses in Gasform durch eine Öffnung austreten. Die bei der Verbrennung freigesetzte thermische Energie sowie der entstehende Druck in der Brennkammer werden beim Austreten in kinetische Energie umgewandelt und erzeugen somit die Schubkraft nach dem Rückstoßprinzip. Die speziell geformte Austrittsöffnung der Brennkammer wird Düse genannt, sie dient zur Erhöhung der Austrittsgeschwindigkeit (resultiert in höherer Schubkraft) sowie zur Erhöhung des Innendrucks in der Brennkammer (zugunsten des Verbrennungsprozesses). Eine häufig verwendete Düsenart ist die Lavaldüse. Die Düse muss gekühlt werden, was entweder durch Beschichtungen oder durch innen liegende Kühlleitungen, durch die der oft kryogene Brennstoff fließt, erreicht wird. Idealerweise entspannt man den Strahl bis auf den Umgebungsdruck; im Vakuum oder aus praktischen Gründen (Länge und Gewicht) ist das nicht möglich, die Auslegung der Düse ist daher ein Kompromiss und Teil der Antriebsauslegung. ⓘ

Eine wesentliche Kenngröße von Raketentriebwerken ist der spezifische Impuls, der die Effizienz des Antriebs als Verhältnis zwischen Impuls und verbrauchter Treibstoffmasse beschreibt. Er hat – in SI-Einheiten – die Einheit m/s und liegt z. B. bei einem Feststoffmotor bei 2450 m/s, einem Flüssigkeitstriebwerk wie etwa dem des Space Shuttle bei 4444 m/s. ⓘ

Als weitere Bauteile kommen häufig Behältnisse für mitgeführte Betriebsstoffe, Betriebsstoffpumpen und Kühlsysteme hinzu. ⓘ

Eine Rakete verliert während der Betriebsdauer ihres Raketentriebwerks an Masse (es sei bemerkt, dass bei gleich bleibendem Schub deshalb die Beschleunigung steigt). Bei einem chemischen Raketenantrieb ist der Brennstoffverbrauch sehr hoch, deshalb fällt dieser Effekt viel stärker ins Gewicht als bei einem nuklearen Raketentriebwerk, der das auszustoßende Gas durch eine Kernreaktion erhitzt. Noch weniger Treibstoff verbrauchen elektrische Raketentriebwerke, zu denen zum Beispiel der Ionenantrieb zählt. ⓘ

Der Raketenantrieb ist die bisher einzige Antriebsart, die es ermöglicht, Raumfahrt zu betreiben. Zum Beschleunigen innerhalb unseres Sonnensystems dient oftmals zusätzlich die Swing-by-Methode zur Treibstoffersparnis. Diskutierte Alternativen zum Raketenantrieb in der Raumfahrt sind Antriebe ohne Reaktionsmasse wie Sonnensegel, Abschussmechanismen mit einer Railgun und weitere; es gibt zahlreiche Spekulationen über Antriebe mit Antimaterie oder Wurmlöchern. ⓘ

Raketenantriebe werden in der militärischen Luftfahrt zur Starthilfe benutzt. In Einzelfällen werden sie auch bei Automobilen eingesetzt, um etwa Geschwindigkeitsrekorde zu erzielen. Auch gibt es Anwendungen im Hobbybereich, Modellbau und bei Spielzeugen: Hier werden vielfach Druckluftraketen und Wasserraketen eingesetzt. ⓘ

Wirkungsgrad des Raketenantriebs

Geschwindigkeitsverhältnis ve/vg und Wirkungsgrad als Funktion des Massenverhältnisses ⓘ

Zur Bestimmung des Wirkungsgrades gehen wir davon aus, dass eine Energie $E$ die Treibstoffmasse $M$ und die verbleibende Fahrzeugmasse $m$ (Struktur, Nutzlast usw.) auseinander treibt. Für die interessierende Geschwindigkeit $V$ der Rakete nach der Antriebsphase erhält man die kinetische Energie ⓘ

$E_{\text{Rakete}}={\frac {1}{2}}mV^{2}$ ⓘ

Ferner gilt wegen Impulserhaltung folgende Relation zur Geschwindigkeit $v_{g}$ des Treibstoffs:

$V=-{\frac {M}{m}}v_{g}$ ⓘ

Eingesetzt und nach der Energie der Rakete aufgelöst erhält man ⓘ

$E_{\text{Rakete}}={\frac {1}{2}}{\frac {M^{2}v_{g}^{2}}{m}}$ ⓘ

Mit Einführung des Massenverhältnisses $R$ (Anfangsmasse/Endmasse) und bezogen auf die gesamte zur Verfügung stehende Energie erhält man ⓘ

${\frac {E_{\text{Rakete}}}{E}}={\frac {R-1}{R}}$ ⓘ

Dabei wird allerdings vorausgesetzt, dass die gesamte Energie auf einen Schlag in Geschwindigkeit umgesetzt wird. Dies ist in der Realität nicht erreichbar, vielmehr geht ein wesentlicher Teil der Energie zur Beschleunigung des noch unverbrannten Treibstoffes verloren. Man integriert daher analog zum Verfahren bei der Raketengrundgleichung und erhält wieder aus der Relation zur Gesamtenergie ⓘ

${\frac {E_{\text{Rakete}}}{E}}={\frac {\ln ^{2}R}{\ln ^{2}R+(R-1)}}$ ⓘ

Die entsprechende Funktion weist ein deutliches Maximum bei einem Massenverhältnis von knapp 5 auf, erreicht aber auch dann nur knapp 40 %. ⓘ

Test

Das Deutsche Zentrum für Luft- und Raumfahrt betreibt in Lampoldshausen das „Europäische Zentrum für Raumfahrtantriebe“, in dem beispielsweise das Hauptstufentriebwerk Vulcain 2.1 für die Ariane 6 getestet wird – Europas bisher stärkstes Raketentriebwerk (Stand 10/2018). ⓘ