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Raketentechnik und Raumfahrt
Historisches
Der Traum des Menschen, die Erde zu verlassen, ist schon sehr alt: Das früheste und bekannte Buch, das von einer Reise in den Weltraum berichtet, erschien um 160 n. Chr. unter dem Titel «Vera Historia»; darin beschreibt Lucian eine Reise zum Mond. Von den einfachen Pulverraketen des 13. Jahrhunderts dauerte es jedoch noch bis zur letzten Jahrhundertwende, bis sich die moderne Raketentechnik zu entwickeln begann, deren Fortschritt in den ersten drei Jahrzehnten dieses Jahrhunderts besonders von drei frühen Raketenpionieren geprägt wurde. Sie haben praktisch unabhängig voneinander die Idee der Weltraumfahrt technisch und wissenschaftlich begründet und die Grundlagen des modernen Raketenantriebs erarbeitet:
- Der sowjetische Lehrer K.E. Ziolkowski (1857-1935) leitete als erster die Raketengleichung her, die den Zusammenhang zwischen der Endgeschwindigkeit einer fliegenden Rakete, der Ausströmgeschwindigkeit der Verbrennungsgase aus der Brennkammer und der Masse der Rakete herstellt. Er fasste seine revolutionären Erkenntnisse in der Schrift «Die Erforschung der Welträume durch Rückstossapparate» zusammen.
- Der amerikanische Physikprofessor R.H. Goddard (1882-1945) verbesserte zunächst die Feststoffrakete, erkannte dann aber, dass mit flüssigem Treibstoff angetriebene Raketen wesentlich höhere Leistungen erbringen können: Am 16.3.1926 glückte ihm der erste Flug einer Flüssigkeitsrakete.
- Der rumäniendeutsche Gymnasialprofessor Hermann Oberth (1894-1989 legte bereits 1920 den Entwurf einer hochenergetischen Flüssigkeitsrakete vor und entwickelte verschiedene Raketentypen und deren Triebwerke. Ihm war es schliesslich vergönnt, die Verwirklichung fast aller seiner Prophezeiungen und Theorien zur Raumfahrt selbst mitzuerleben.
Deutsche Wissenschaftler waren an der Entwicklung der Raketentechnik von den ersten Experimentalraketen bis hin zur serienmässig hergestellten Grossrakete massgeblich beteiligt, sehr früh allerdings schon über den «Umweg» der militärischen Anwendung: Der 1927 in Breslau u.a. von Oberth ins Leben gerufene «Verein für Raumschiffahrt» wurde 1932 nach einer Raketenflug-Demonstration vor Offizieren des Heereswaffenamtes verboten, und seine führenden Mitglieder wurden zur Mitarbeit im Waffenamt verpflichtet. Dort fand dann in den kommenden Jahren die intensive militärische Entwicklung der Raketen «A2» bis zur ersten Grossrakete «A4» statt. Die «A4» (auch «V2» genannt), 14 m lang und 13 t schwer, flog erstmals im Oktober 1942; sie konnte eine 1 t-Nutzlast (Sprengkopf) über 300 km Entfernung befördern und kam bis Kriegsende etwa 4300 mal zum Einsatz. Diese Rakete war dann der Prototyp für alle künftigen Raketenentwicklungen in Ost und West.
Raketengrundgesetz
Im Gegensatz zu Flugzeugen sind Raketen nicht auf den engeren Bereich der Erdatmosphäre begrenzt: Raketen benötigen weder den Auftrieb durch die Luft, noch den in der Luft enthaltenen Sauerstoff zur Treibstoffverbrennung in der Brennkammer. Da Raketen sämtliche zur Verbrennung benötigten Substanzen in fester oder flüssiger Form selbst mitführen, können sie sowohl im lufterfüllten als auch im luftleeren Raum arbeiten. Die Rakete arbeitet nach dem Pr:inzip des Rückstosses (actio = reactio; 3. Newton'sches Gesetz): Genau die gleiche Kraft, die wir beim Abfeuern einer Pistolenkugel in unserem Arm verspüren, treibt die Rakete vorwärts. Eine Rakete fliegt, indem sie eine möglichst hohe Masse an kleinen Teilchen (= Verbrennungsgase) aus ihrem Triebwerk ausstösst und der dabei entstehende Impuls sie in die entgegengesetzte Richtung bewegt: Der entstehende Rückstoss (= Raketenschub) ist um so grösser, je höher der zeitliche Treibstoff-Massendurchsatz und je höher die Ausströmgeschwindigkeit ist.
Eine möglichst hohe Ausströmgeschwindigkeit der Raketenabgase aus dem Triebwerk ist schon deshalb ein steter Wunsch jedes Raketenherstellers, weil mit höherer Gasgeschwindigkeit auch die Raketengeschwindigkeit steigt. Daneben spielt für letztere auch das sog. Massenverhältnis, der Quotient aus Start- und Endmasse (im Moment des Brennschlusses) eine grosse Rolle. Von daher ist auch der Zwang der extremen Leichtbauweise im Raketenbau zu verstehen: Von der Gesamtstartmasse einer Rakete muss ein möglichst hoher Anteil auf den Treibstoff und nur ein möglichst geringer Anteil auf die Raketenstruktur (Zelle, Triebwerk, Tanks, Treibstoffförderung, Elektronik, Bergungssystem usw.) fallen.
Trotz Verwendung modernster hochenergetischer Raketentreibstoffe und trotz extremer Leichtbauweise erreichen einstufige Raketen jedoch nicht die zum Transport von Erdsatelliten benötigten Fluggeschwindigkeiten in der Grössenordnung von 8 km/s). Es müssen daher für diese Aufgaben mehrstufige Raketen eingesetzt werden. Bei ihnen zündet die Oberstufe nach Brennschluss und Abtrennen der Unterstufe, so dass die obere Stufe bereits bei Brennbeginn eine Fluggeschwindigkeit entsprechend der Brennschlussgeschwindigkeit der ersten Stufe besitzt. Die Brennschlussgeschwindigkeiten der einzelnen Stufen addieren sich also, so dass sich mit diesem Prinzip sehr hohe Geschwindigkeiten erreichen lassen. Allerdings hat das Stufenprinzip auch Nachteile: Je mehr Stufen eine Rakete hat, desto grösser ist der technische Aufwand und desto weniger Nutzlast kann sie befördern. Eine hohe Nutzlast und eine hohe Fluggeschwindigkeit sind konträre Forderungen, die sich nicht gleichzeitig erfüllen lassen. Wenn dennoch grosse Nutzlasten (z. B. bemannte Raumschiffe) auf hohe Fluggeschwindigkeiten gebracht werden müssen, führt dies zwangsläufig zu sehr grossen Trägerraketen. Ein markantes Beispiel für diesen Sachzwang im Raketenbau ist die frühere dreistufige Rakete Saturn V der NASA, die bis 1972 im US-Mondlandeprogramm ,,Apollo" sowie zum Start der ersten amerikanischen Experimental-Weltraumstation ,,Skylab" (im Mai 1973) verwendet wurde: Diese 111 m hohe Rakete mit einer Startmasse von knapp 3000 t konnte 130 t auf eine 500 km hohe Bahn um die Erde bzw. rund 45 t zum Erdmond befördern. Beim Abheben dieser Rakete lieferten die fünf Triebwerke der 1. Stufe einen Gesamtschub von 3400 t, wobei pro Sekunde 13,4 t Treibstoffe verbraucht wurden!
Moderne Raketen sind in der Regel zwei- oder dreistufig. Zur Weiterbeförderung der Nutzlast auf eine sehr hohe Erdumlaufbahn oder beispielsweise zu einem Planeten wird noch mindestens eine weitere Raketenstufe benötigt; sie ist häufig direkt an der Nutzlast befestigt. Für Sonderzwecke wurden schon siebenstufige Raketen entwickelt.
Raketenantrieb
Bei den chemischen Raketentriebwerken wird die Energie fester oder flüssiger Treibstoffe (,,Heizwerk") über die Verbrennung zunächst in ungerichtete «thermische» Energie und diese anschliessend in der Düse der Brennkammer in gerichtete kinetische Energie des austretenden Abgasstrahles umgeformt. Der Festtreibstoff-Raketenmotor ist die älteste Form solcher Raketenantriebe. Der gesamte Treibstoff findet sich bei ihm in fester Form in der Brennkammer, wird dort gezündet und verbrannt. Da keinerlei Treibstoffbehälter, Treibstoff-Förderanlagen, Leitungen und Ventile benötigt werden, ist der Aufbau eines Feststoff-Raketentriebwerkes denkbar einfach. Die Vorteile sind: stete Einsatzbereitschaft (kein stundenlanges Betanken nötig), hohe Betriebssicherheit, einfache Wartung und geringe Produktionskosten. Ausserdem werden mit Feststoff- Triebwerken extrem hohe Schubkräfte realisiert. Das grösste bisher gebaute Triebwerk, 24,5 m lang bei einem Durchmesser von 6 m, war mit 760 t Treibstoff beladen. Es brannte innerhalb von 124s ab und erzeugte dabei einen durchschnittlichen Raketenschub von 16 Mio. Newton (N). Beachtlich auch die Abmessungen (Länge 45,5 m, Durchmesser 3,7 m) und der zeitliche Treibstoffverbrauch (8,4 t/s je Einheit) der Feststoff-Booster des US-Raumtransporters: Jeder der beiden Booster enthält 500 t an festem Treibstoffgemisch und liefert einen Schub von je 12900 kN. Nachteilig ist die nur begrenzt mögliche Änderung des Schubes während der Brenndauer und die technisch recht aufwendige Schub-Vektorsteuerung. Ein Abschalten und ein Wiederzünden eines Feststoff-Triebwerkes ist bei serienmässig eingesetzten Raketen praktisch ausgeschlossen. Von Nachteil ist schliesslich auch die Neigung vieler Substanzen in den festen Raketentreibstoffen, sich im Laufe der Zeit chemisch zu verändern, sowie ihr begrenzter Energieinhalt.
Von daher sind auch die Einsatzmöglichkeiten von Feststoff-Raketenmotoren begrenzt. Von einigen Sonderfällen abgesehen werden sie primär für meist kleinere Forschung- und Militär- Raketen sowie für schubstarke Antriebsbooster von grossen Trägerraketen verwendet. Mit der 23 m langen amerikanischen Trägerrakete Scout existiert sogar eine mehrstufige Trägerrakete für den Transport kleinerer Nutzlasten auf Erdumlaufbahnen, deren einzelne Stufen ausschliesslich mit festen Treibstoffen angetrieben werden.
Als einfachste Pulverraketen werden schon seit über 1000 Jahren Signalfeuerwerks- und frühe militärische Raketen gestartet. Leistungen und damit auch die Reichweite waren allerdings sehr begrenzt. Um 1890 entwickelte der Schwede A. Nobel die aus Nitrocellulose und Nitroglyzerin bestehenden sogenannten doppelbasischen oder homogenen Treibstoffe. Seit Ende des 2. Weltkrieges sind daneben auch die sog. heterogenen oder zusammengesetzten Treibstoffe (Composites) im Einsatz. Bei ihnen ist der Sauerstoffträger (Oxydator) in einen mehr oder weniger zähen, härtbaren Brennstoff (Binder) eingebettet. Die am häufigsten verwendeten Oxydatoren von Composites sind Chlorate und Perchlorate von Lithium, Natrium, Kalium oder Ammonium, während als Binder kautschukähnliche Substanzen (Kunstharze bis hin zu den hoch entwickelten Polymerisationsstoffen) zur Verfügung stehen.
Feststoff-Raketentreibsätze können je nach Treibstoffart entweder durch Giessen oder durch Strangpressen (Extrudieren) hergestellt werden. Es sind Ausströmgeschwindigkeiten bis zu etwa 2500 m/s erreichbar; modernste Feststofftriebwerke, bei denen zur Leistungssteigerung pulverisiertes Metall mitverbrannt wird, erreichen um 3000 m/s.
Das Flüssigkeits-Raketentriebwerk hat gegenüber dem Feststoff-Raketentriebwerk die Vorteile einer fast problemlosen Schub- und Schubvektoränderung. Da auch Brennschluss und Wiederzündung relativ einfach zu bewerkstelligen sind, werden Flüssigkeitsraketen vor allem da eingesetzt, wo es auf eine exakte Einhaltung der Bahnrichtung, der Bahnhöhe und der Bahngeschwindigkeit, kurz auf gute Regelbarkeit, ankommt. Das bevorzugte Anwendungsgebiet ist daher der Transport von Satelliten oder anderen Nutzlasten auf die gewünschten Erdumlaufbahnen oder z. B. der Transport von wissenschaftlichen Raumsonden zu Zielen innerhalb unseres Sonnensystems (z. B. Planeten,Kometen,Sonne).
Ein erheblicher Nachteil der Flüssigkeitsraketen ist ihr komplizierter Aufbau und demzufolge auch ihr hoher Preis: Die Treibstoffe, Oxydator und Brennstoff, lagern getrennt voneinander in grossvolumigen Tanks. Von dort werden sie über ein aufwendiges Leitungs- und Ventilsystem mit Hilfe von Turbopumpen über den sogenannten Einspritzkopf in die Brennkammer geleitet, durch spezielle Düsengestaltung und Anordnung aufbereitet (,,vernebelt"), vermischt, gezündet und verbrannt. Da die Brenndauer eines Flüssigkeits-Raketentriebwerkes (im Vergleich zum Feststoff- Raketentriebwerk) mit bis zu 60 Minuten sehr lange sein kann und die Verbrennungstemperaturen im Brennraum Werte um 4000 K erreichen, müssen die Brennkammer sowie Teile der Ausströmdüse gekühlt werden.
Bewährte Oxydatoren sind z. B. Salpetersäure (vor allem in früheren Jahren vielfach verwendet), Fluor-Hydrazinverbindungen, Distickstofftetroxid und Flüssigsauerstoff. Häufig verwendete Brennstoffe sind Hydrazin bzw. spezielle Verbindungen davon, Kohlenwasserstoffe, Ammoniak und Flüssigwasserstoff. Die höchsten Ausströmgeschwindigkeiten (ca. 4500 m/s) werden mit der hochenergetischen Treibstoffpaarung Flüssigsauerstoff/Flüssigwasserstoff erreicht. Es handelt sich dabei jedoch um kryogene Stoffe, die bei Raumtemperatur (20°C) im gasförmigen Zustand vorliegen. Da diese Stoffe in der Rakete nur in flüssiger Phase verwendet werden können, sind in den Treibstoffbehältern dickwandige Innenisolierungen nötig, um zu hohe Verdampfungsverluste der kalten Flüssigkeiten (Siedepunkt von 02: - 183°C, von H2: - 253°C) zu vermeiden.
Neben der Feststoff- und der Flüssigkeitsrakete gibt es mit der Lithergolrakete noch einen dritten chemischen Raketenantrieb, der sich allerdings bisher kaum durchgesetzt hat. Bei diesen Triebwerken, auch Hybridtriebwerke genannt, liegt eine der beiden Treibstoffkomponenten (meist der Brennstoff) in fester Form in der Brennkammer vor, während die andere in flüssiger Form auf den Festblock in der Brennkammer gespritzt wird. Die Verbrennung setzt vorzugsweise hypergol (selbstzündend) ein. In diesem Konzept sind also die Vorteile von Feststoff- und Flüssigkeitsrakete miteinander kombiniert.
Beim thermonuklearen Raketentriebwerk wird Kernenergie in Form von Wärme auf die zu beschleunigende Teilchenmasse übertragen. Es handelt sich dabei also nicht um eine Verbrennung: Das Arbeitsmedium (z. B. Wasserstoff oder Helium) wird an den heissen Brennelementen eines Kernreaktors erhitzt und anschliessend in der Düse entspannt. Dabei sind z. B. mit Wasserstoff maximale Ausströmgeschwindigkeiten um 11 000 m/s erreichbar. Zwischen 1958 und 1972 arbeiteten die USA an der Entwicklung dieses Triebwerkstyps unter der Projektbezeichnung NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application). Ein Versuchsbodentriebwerk lieferte z. B. schon 1966 ca. 245 kN Schub (Reaktor-Nennleistung 1100 MW). Obwohl ein verbesserter Bodenreaktor «Phoebus» (Leistung 5000 MW) für 1100 kN Schub geplant war, wurde das Versuchsprogramm im Januar 1973 eingestellt und bisher nicht mehr wieder aufgenommen; bei dem gesteigerten Umweltbewusstsein hatte ein derartiges Vorhaben heute auch keine Realisierungschance. Gelegentlich ist zu vernehmen, dass die Sowjetunion an thermonuklearen Raketentriebwerken arbeitet – offizielle Bestätigungen seitens der UdSSR gibt es freilich nicht.
Das grosse und bisher ungelöste technische Problem ist die Entwicklung eines entsprechend leistungsfähigen, flugfähigen Reaktors. Zur Erzielung hoher Raketenschübe muss dieser nämlich bei 10-mal höherer Temperatur, 100facher Leistung und 2000-3000facher Leistungsdichte betrieben werden als ein erdgebundener Kernreaktor!
Im Gegensatz zu den chemischen Raketenantrieben haben die elektrischen Antriebe eine direktere Energieübertragung. Bei ihnen erhält das Arbeitsmedium («Stützmasse») seine Energie durch primär erzeugte Elektroenergie. Vereinfacht lautet das Schema: Primärenergie (solar oder nuklear) – elektrisches Zwischenglied – kinetische Strahlenenergie. Diese Triebwerksart wurde in den letzten zwei Jahrzehnten in vielen Ländern, u.a. auch in Deutschland, intensiv weiterentwickelt und auch bereits mehrfach im Weltraum erprobt. Prinzip bedingt haben jedoch alle elektrischen Raketen den Nachteil ausserordentlich geringer Massendurchsätze. Die erreichbaren Raketenschübe (max. ca. 10 N) und Schubbeschleunigungen (10.2 - 10.5 G) lassen daher einen Raketenstart vom Erdboden nicht zu. Elektrische Raketen können die chemischen oder nuklearthermischen deshalb nicht ersetzen, sondern nur ergänzen. Einmal durch konventionelle Raketen auf eine Erdumlaufbahn gebracht und erst dort in Betrieb gesetzt, können elektrische Raketen dank ihres geringen Massenverbrauchs ununterbrochen für viele Wochen, ja sogar Monate in Betrieb sein. Typische Anwendungen sind die raketengestützte Ausrichtung grosser Solarzellenflächen (Solargeneratoren) auf die Sonne, die Lageregelung von Erdsatelliten oder der Hauptantrieb von zu entfernten Zielen fliegenden Nutzlasten (z. B. Raumsonden zu den äusseren Planeten).
Von den drei bekanntesten Arten elektrischer Raketen hat die Ionenrakete (elektrostatische Rakete) den weitesten Entwicklungsstand erreicht. Bei ihr werden die positiv geladenen Ionen eines ionisierten Metalldampfes (Quecksilber, Cäsium) in einem elektrostatischen Feld beschleunigt und zum Antriebsstrahl geformt. Der austretende Ionenstrahl (Geschwindigkeit bis zu 100 km/s) wird anschliessend durch Zumischen von Elektronen neutralisiert.
Neben der Ionenrakete haben elektrothermische Raketen («Lichtbogentriebwerke») und elektromagnetische Raketen, die zur Gruppe der Plasmaantriebe zusammengefasst sind, nur geringe Bedeutung. Beim Lichtbogentriebwerk wird das Arbeitsmedium (z. B. Wasserstoff) in einem Lichtbogen stark aufgeheizt und expandiert dann thermisch in der Ausströmdüse. Elektromagnetische Triebwerke nutzen den Plasmazustand des heissen Arbeitsmediums aus, um ihn mit Hilfe elektromagnetischer Felder weiter beschleunigen zu können.
Extrem hohe Ausströmgeschwindigkeiten liessen sich erreichen, wenn die kontrollierte Kernfusion beherrscht und für Raketenantriebszwecke genutzt werden könnte. Würde die bei der Umwandlung von 4 Wasserstoffatomen in ein Heliumatom freigesetzte Energie (25 MeV) verlustlos in kinetische Energie umgeformt, wäre theoretisch eine Strahlgeschwindigkeit von knapp 35 000 km/s erreichbar. Der Kernfusionsantrieb zählt jedoch genauso zu den heute noch utopischen Antriebsmethoden, wie auch andere Quantenraketenantriebe, z. B. die Photonenrakete, die Lichtquanten als Treibstrahl verwendet und mit der sich theoretisch die höchste physikalisch mögliche Strahlgeschwindigkeit (300'000 km/s = Lichtgeschwindigkeit) erzeugen liesse.
Raumfahrt in Ost und West
Zahlreiche Länder betreiben heute wissenschaftliche, anwendungstechnische und militärische Satelliten im Weltraum. Die spektakulärere bemannte Raumfahrt ist jedoch vorerst den USA und Russland, als «Haupterbe» der UdSSR-Raumfahrt vorbehalten.
Dieser Weg führte in den USA über das bemannte Apollo-Mondlandeprogramm (inklusive der bemannten Testflüge: 1968-1972), die experimentelle US- Miniraumstation Skylab (1973) und das gemeinsame russisch-amerikanische Raumflugunternehmen Apollo-Sojus (1975) – nach langjähriger Pause – bis zum wieder venwendbaren Weltraumtransporter (Space Shuttle; erster bemannter Weltraumflug mit «Columbia» am 14.4.1981). Vorläufiger Höhepunkt sollte die für 1995 geplante, ständig bemannte US-Weltraumstation sein. Die Explosion der Raumfähre ,,Challenger" am 28.1.1986, bei der alle sieben Astronauten und Astronautinnen getötet und die Nutzlast sowie der Shuttle zerstört wurden, hatte allerdings einen schwerwiegenden Rückschlag sowohl der unbemannten als auch der bemannten Raumfahrt Amerikas zur Folge, der in Konsequenz zu einer Vielzahl von Verzögerungen bei fast allen Raumfahrtprojekten geführt hat.
Demgegenüber waren die sowjetischen Raumfahrtprogramme vielseitiger, kontinuierlicher und intensiver. Die Sowjetunion startete rund zehnmal mehr Erdsatelliten pro Jahr als die USA und konzentrierte ihre bemannten Raumflüge auf ständig verbesserte Einheiten von Saljut (Raumstation; zum Gerät Mir weiterentwickelt), Sojus- T bzw. -TM (bemanntes Zubringerfahrzeug) und Progress (unbemanntes Versorgungsfahrzeug). Sowjetische Kosmonauten halten auch den bisherigen Dauer- Raumflugrekord von 366 Tagen.
Russland arbeitet ferner unter anderem an der Vorbereitung von sensationellen unbemannten Missionen zu Planeten, Kometen und Asteroiden und an der Entwicklung und Erprobung eines Shuttle-ähnlichen wieder venwendbaren Raumtransporters (Buran) sowie an schubstärkeren Trägerraketen: Mitte Mai 1987 glückte der Erststart der neuen Trägerrakete ,,Energia", die bei einer Startmasse von 2000 t ca. 100 t auf eine erdnahe Umlaufbahn transportieren kann. Zum Vergleich hat der 2040 t schwere US-Space Shuttle ein Nutzlastvermögen von 29,5 t (niedrige Umlaufbahn), wobei sich die Nutzlastkapazität durch die technische Modifizierung des Shuttle als Folge der Challenger-Katastrophe verringert hat.
Durch Beiträge zum wissenschaftlichen Raumfahrtprogramm (z. B. Sonnensonde Helios, wissenschaftliche Experimente für Satelliten Russlands (und früher der UdSSR) und der NASA, Kometensonde Giotto, Raumlabor Spacelab als Nutzlast für den Space Shuttle, europäische Wissenschaftsastronauten) sowie die Entwicklung einer schubstarken eigenen Rakete (Ariane) und den Start eigener Wetter- und Nachrichtensatelliten hat sich Europa in den letzten Jahren in der Raumfahrt grosse Verdienste erworben und ist auf dem Trägerraketen-Markt ein ernstzunehmender Wettbewerber.
Wesentliche Zielsetzung des europäischen Raumfahrtprogrammes für dieses Jahrzehnt ist die Schaffung einer umfassenden, autonomen europäischen Raumfahrtkapazität, wobei jedoch die bi- und multinationale Zusammenarbeit, vor allem die mit den USA und verstärkt mit Russland, fortgesetzt werden soll.