Raketentreibstoffe

Raketenantriebe werden unterteilt in chemische, elektrische und nuklearthermische Antriebe. Außerdem gibt es noch den nuklearen Pulsantrieb und den Photonenantrieb. Eine praktische Bedeutung haben bislang nur die chemischen Antriebe. Alle anderen genannten Raketenantriebsmöglichkeiten sind noch in der Entwicklungs- und Erprobungsphase.
Aber egal, ob sie auf chemischer-, kern- oder elektrischer Grundlage arbeiten, sie haben alle eines gemeinsam: Sie arbeiten alle nach dem Rückstoßprinzip. Raketenantriebe stoßen massereiche Teilchen aus ihrem Antriebsaggregat aus. Dabei erfährt die Rakete einen Impuls. D. h., der Ausstoß bewirkt einen Schub entgegen seiner Austrittsrichtung (Aktion = Reaktion) und treibt so die Rakete an.

Chemische Raketentreibstoffe sind Redoxsysteme , bei denen ein oder mehrere Oxidationsmittel mit einem oder mehreren Reduktionsmitteln in stark exothermen Reaktionen, also unter Energieabgabe, ablaufen.
Energie alleine genügt aber noch nicht, man benötigt auch noch die Masse in Form von Gasteilchen. Reaktionen, bei denen Gase entstehen und Energie abgegeben wird, sind Verbrennungs-reaktionen.

Ein Raketentriebwerk besteht zum einen aus einer Brennkammer, in der die thermochemischen Reaktionen stattfinden. Und zum zweiten aus der Düse, in der die Umwandlung der thermischen Energie in mechanische Energie der Gasteilchen erfolgt und diese so beschleunigt. Dadurch besitzen sie eine sehr hohe kinetische Energie.

Aufgrund des verwendeten Treibstoffes für die thermochemische Reaktion unterscheidet man Feststofftriebwerke und Flüssigkeitstriebwerke.
Welche Oxidations- und Reduktionsmittel eingesetzt werden, hängt von der Zweckbestimmung der Rakete ab.
Als Oxidationsmittel kommen Salpetersäure, Wasserstoffperoxid, Fluor, flüssiger Sauerstoff und Distickstofftetraoxid $(N_2{O}_4)$ zum Einsatz. Als Reduktionsmittel dienen z. B. Wasserstoff, Kohlenwasserstoffe, Hydrazin $(N_2{H}_4),$ Borane (Verbindungen aus Bor und Wasserstoff), Ammoniak und Amine.

Ein geeigneter Treibstoff für Weltraumraketen ist flüssiges Hydrazin $N_2{H}_4,$ das mit flüssigem Sauerstoff unter Energiefreiset-zung zu den gasförmigem Produkten Stickstoff und Wasser reagiert.

$\stackrel{I}{H_2}\stackrel{–II}{N}–\stackrel{–II}{N}\stackrel{I}{H_2}+\stackrel{0}{O_2}\stackrel{}{\to }\stackrel{0}{N_2}+2\stackrel{I}{H_2}\stackrel{–II}{O}{\Delta }_R\text{H = –}\text{622 kJ}$

Flüssigraketentriebwerken sind daurch gekennzeichnet, dass Brennkammer und Treibstoffvorratsbehälter immer verschiedene und voneinander getrennte Teile des Triebwerkssystems sind.

Für Feuerwerksraketen werden Treibsätze aus Feststoffen genutzt. Dabei verwendet man unter anderem Ammoniumchlorat $(N{H}_{4}Cl{O}_4)$ und Kaliumchlorat $(KCl{O}_4)$als Oxidationsmittel und kohlenstoffreichen organischen Verbindungen $(z.B.C_{23}{H}_{28}{O}_4)\text{.}$als Reduktionsmittel.

Im technischen Aufbau unterscheiden sich Feststoff- und Flüssigkeitsantriebe vollständig voneinander. Das wichtigste Merkmal der festen Raketentreibstoffe ist, dass alle Bestandteile ein fast homogenes Gemisch bilden. Aus dieser Tatsache heraus ergibt sich auch der relativ einfache Aufbau eines Feststofftriebwerkes. Brennkammer ist zugleich der Treibstoffbehälter, da der feste Treibstoff sich nur unter sehr hohem Aufwand aus einem Vorratsbehälter befördern lässt.

Ein wichtiger Parameter für die Auswahl von Raketentreibstoffen ist das Verhältnis von Masse des Treibstoffes und Energiegewinn. Es ist deshalb nicht verwunderlich, dass insbesondere Verbindungen der sehr leichten Elemente eingesetzt werden.

$\begin{array}{l}2\stackrel{0}{H_2}+\stackrel{0}{O_2}\stackrel{}{\to }2\stackrel{I}{H_2}\stackrel{–II}{O}{\Delta }_{R}H\text{= –}\mathrm{483,6}\text{kJ}\\ \\ \stackrel{IV}{{\text{N}}_{\text{2}}}\stackrel{–II}{O_4}+2\stackrel{–II}{{\text{N}}_{\text{2}}}\stackrel{I}{H_4}\stackrel{}{\to }3{\stackrel{0}{N}}_2+4\stackrel{I}{H_2}\stackrel{–II}{O}{\Delta }_{R}H\text{= –}\mathrm{1077,8}\text{kJ}\\ \\ \stackrel{–III}{{\text{B}}_{\text{2}}}\stackrel{I}{H_6}+6\stackrel{0}{F_2}\stackrel{}{\to }2\stackrel{III}{\text{B}}\stackrel{–I}{F_3}+6\stackrel{I}{H}\stackrel{–I}{F}{\Delta }_{R}H\text{= –}1647\text{kJ}\end{array}$

Um aber noch weitere Entfernungen im Weltall zurücklegen zu können bzw. um die Flugzeit zu andere Planeten zu verkürzen, braucht man in der Antriebsphase der Rakete eine höhere Antriebskraft.
Zum Mars, unserem nächsten Planeten, benötigt z. B. eine Rakete mit thermochemischen Antrieb ca. 200 Tage.
Daher geht die Forschung dahin, neue Wege in der Technik des Rückstoßantriebes zu finden. Nach bisherigen Ergebnissen scheint es sinnvoll, rein physikalische Vorgänge für die Erzeugung der Energie für den Antriebsstrahl zu nutzen. Diese Systeme lassen sich etwa in folgende Hauptgruppen zusammenfassen: Atomtriebwerke, elektrische Triebwerke und die noch hypothetischen Photonenantriebe.
Bei den thermonuklearen Antrieben ist man in der Forschung am weitesten. Die gesamte Brennkammer einer solchen Rakete ist praktisch ein Kernreaktor, der nach den bekannten Prinzipien funktioniert.