L5 Luftfahrtantriebe

Leitung

Dr.-Ing. Stefan Bindl
Leitung

EOS GmbH Elektro Optical Systems
Robert-Stirling-Ring 1
82152 Krailling

Tel.: 089 - 893 36 1958
E-Mail: Stefan.Bindl(at)eos.info

Prof. Dr.-Ing. Dieter Peitsch
Stellvertr. Leitung

TU Berlin
Institut für Luft- und Raumfahrt
Marchstr. 12-14
10587 Berlin

Tel.: 030 / 31422878
Fax: 030 / 314 79448
E-Mail: dieter.peitsch(at)tu-berlin.de

2. Definition, Abgrenzung , Ziele des Fachbereiches

Der Fachbereich Antriebe befaßt sich mit allen Antrieben für die Luft- und Raumfahrt, nämlich:

- den Kolbenflugmotoren für die zivilen Kleinflugzeuge
- den Turbo-Luftstrahltriebwerken und Turbomotoren für die zivile und 
  militärische Luftfahrt
- den Raketen- und Staustrahltriebwerken für die Raumfahrt, d.h. mit 
  chemischer Verbrennung
- den elektrischen Antrieben kleiner Schübe für die Steuerung von Satelliten
 

 

Ohne Antrieb

 

 

Kolbenmotorantrieb

 

 

Turbostrahlantriebe

 

 

Staustrahlantriebe

 

 

Raketenantriebe

 

 

Elektrische Antriebe

 

 

 

Der Fachbereich Antriebe sieht seine Aufgabe in der Erfassung und Darstellung der Forschungs- und Entwicklungsaktivitäten der nationalen und internationalen Universitäten, Forschungseinrichtungen und der Industrie in Zusammenarbeit mit den Auftraggebern durch Tagungen, Symposien und Seminare.

Diese Veranstaltungen dienen als Foren zum intensiven Austausch der an Luft- und Raumfahrtantrieben Arbeitenden untereinander als auch mit Anwendern ähnlicher Technologien und Methoden in ortsfesten Anlagen, wie z. B. in Industriegasturbinen.

Die Veranstaltungen dienen vor allem auch der Begegnung mit dem ingenieurwissenschaftlichen Nachwuchs, der hier seine Forschungsergebnisse präsentieren kann.

Der Fachbereich L5 sieht ein wesentliches Ziel seiner Aktivität auch in der Darstellung des erreichten Standes und der künftigen Entwicklungsrichtungen sowie der Aufbereitung der vielfältigen Literatur für den Interessierten.

3. Weiterführende Internetadressen

Industrie:

Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, MTU
Rolls-Royce Deutschland GmbH
MAN-Technologie
European Aeronautic Defence and Space Company (EADS N.V.)
Diehl Avionik Systeme GmbH

Forschung und Ausbildung:

TU-Darmstadt, Fachgebiet Gasturbinen und Flugantriebe
TU-Berlin, Fachgebiet Luftfahrtantriebe
RWTH Aachen, Institut für Strahlantriebe und Turboarbeitsmaschinen
RWTH Aachen, Lehr- und Forschungsgebiet Betriebsverhalten der Strahlantriebe
TU-München, Lehrstuhl für Flugantriebe
Universität der Bundeswehr München, Institut für Strahlantriebe
TU-Dresden, Institut für Strömungsmechanik, Turbomaschinen und Strahlantriebe
Universität Stuttgart, Institut für Luftfahrtantriebe

Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt DLR

 

4. Literaturempfehlungen

  • Gersdorff, Kyrill von; Grasmann, Kurt; Schubert, Helmut:"Die deutsche Luftfahrt Band 2: Flugmotoren und Strahltriebwerke", Bernard & Graefe Verlag, Bonn, 1995
  • Loh, W.H.T.:"Jet, Rocket, Nuclear, Ion and Electric Propulsion: Theory and Design", Applied Physics and Engineering, Vol. 7, Springer Verlag, New York, 1968
  • Münzberg, H.G.:" Flugantriebe", Springer Verlag, Berlin/Heidelberg, 1972

Definition, Abgrenzung, Ziele (ehem. T3.1 Luftatmende Triebwerke)

Der Fachausschuß T3.1 „Luftatmende Antriebe“ bündelt alle Aktivitäten im Bereich der Forschung und Entwicklung von luftatmenden Antrieben, die in der zivilen und militärischen Luftfahrt zum Einsatz kommen. Dazu gehören insbesondere alle Arten von Turbostrahltriebwerken, Propellerturbinentriebwerken (Turboprops) und Hubschraubertriebwerken sowie Staustrahlantrieben

Aktivitäten zu den Themenkreisen „Flugantriebe mit Kolbenmotoren“ und „Raketenantriebe“, bei denen der für die Verbrennung des Brennstoffs notwendige Oxidator im Fluggerät mitgeführt wird, sind nicht im Fachausschuß T3.1 vertreten, da sie in anderen Fachausschüssen des DGLR gebündelt werden.

Der Fachausschuß T3.1 „Luftatmende Antriebe“ sieht seine Aufgabe in der Förderung des Informationsaustauschs auf dem Gebiet der Triebwerksentwicklung zwischen Universitäten, Forschungseinrichtungen und Industrie im deutschsprachigen Raum (inklusive Österreich und Schweiz). Zu diesem Zweck werden Workshops und Symposien zu besonders interessierenden Themen organisiert.

Weitere Ziele des Fachausschusses sind:

a) die Förderung des wissenschaftlichen Nachwuchses für die Forschung und Entwicklung auf dem Gebiet der Triebwerksentwicklung

b) die Förderung von interdisziplinären Veranstaltungen, die Forschergruppen aus verschiedenen Fachgebieten zusammenbringen und damit die Freisetzung von fachgebietsübergreifenden Synergien ermöglichen.

Technische Unterteilung (ehem. T3.1 Luftatmende Triebwerke)

3.1 Arbeitsprinzip der Turboantriebe

Alle hier betrachteten luftatmenden Antriebe sind thermische Arbeitsmaschinen. Die Triebwerke mit Turboantrieb enthalten eine thermische Turbomaschine als Hauptkomponente, deren Prinzipwirkungsweise im folgenden kurz skizziert wird:

Ins Triebwerk eintretende Luft wird zunächst in ein- oder mehrstufigen Verdichtern mittels rotierender Schaufelreihen auf höheren Druck (bis zum 50-fachen des Eintrittsdruck) verdichtet, wobei die Temperatur ebenfalls ansteigt. Sie tritt anschließend in die Brennkammer ein, wo Brennstoff zugegeben und verbrannt wird. Die heißen Abgase treiben ein- oder mehrstufige Turbinen an, die über eine oder mehrere Wellen mit den Verdichtern verbunden sind und diese antreiben.

Man unterscheidet Schubtriebwerke und Wellentriebwerke. Bei den Schubtriebwerken wird der Vortrieb durch den Impuls des nach hinten ausgestoßenen Gasstrahls erzeugt. Bei den Wellentriebwerken treibt die Turbine neben der Verdichterwelle zusätzlich eine Welle an, die bei Turboprops den Propeller und bei Hubschraubertriebwerken alle Rotoren über Getriebe dreht.

Ableitungen von Flugtriebwerken werden als Wellentriebwerke auch in stationären Gasturbinen zur Energieerzeugung und als Schiffsantriebe eingesetzt, wobei die Leistung für die Elektrogeneratoren oder Schiffspropeller der Niederdruckturbine (über Getriebe) entnommen wird.

Bei kleineren Triebwerken sitzen alle Verdichter- und Turbinenräder auf einer gemeinsamen Welle. Hier werden häufig Radialverdichter und teilweise auch Radialturbinen verwendet. Bild 1 zeigt ein einwelliges Triebwerk mit zweistufigem Radialverdichter und 3-stufiger Axialturbine.

Bild 1: Einwelliges Turbotriebwerk mit zweistufigem Radialverdichter und dreistufiger Axialturbine

Bei größeren Triebwerken werden Hochdruck- und Niederdruckwelle getrennt, was eine unabhängige Optimierung der jeweiligen Drehzahl auf Kosten einer höheren mechanischen Komplexität ermöglicht (2-Wellentriebwerke). Hierbei kommen nur noch (mehrstufige) Axialverdichter und -turbinen zum Einsatz. Jede Welle besitzt Verdichter- und Turbinenstufen. Es gibt auch dreiwellige Triebwerke mit Niederdruck- , Mitteldruck- und Hochdruckwelle.

Im hohen Überschallflug sinkt der Wirkungsgrad von Verdichtern mit rotierenden Bauteilen stark ab. In diesem Bereich können Staustrahltriebwerke eingesetzt werden, in denen die Verdichtung durch Aufstauen der Luft erzielt wird. Die Staustrahltriebwerke funktionieren erst bei hohen Geschwindigkeiten und werden vorwiegend im militärischen Bereich (Flugkörper) verwendet.


3.2 Klassifizierung der luftatmenden Antriebe

3.2.1 Turbostrahltriebwerke

Turbostrahlantriebe nutzen direkt den Abgasstrahl eines Turbotriebwerks zur Erzeugung des Vortriebs und werden in den meisten mittleren und größeren Ziviltriebwerken und Militärflugantrieben eingesetzt. Bild 2 zeigt den Schnitt durch ein dreiwelliges modernes Flugtriebwerk mit Hochdruck-, Mitteldruck- und Niederdruckwelle.

Bild 2: Dreiwelliges Turbotriebwerk mit Axialverdichtern und -turbinen

Vor allem bei zivilen Zwei- und Dreiwellen-Schubtriebwerken ist erste Stufe des Niederdruckverdichters als Bläser ausgelegt, eine Art gekapselter Propeller. Hier wird nur ein Teil der Luft durch den Hochdruckteil mit Brennkammer und Turbine geleitet (Primärstrom), während ein zweiter Teil der vom Bläser verdichteten Luft ohne Aufheizung am Antriebsteil vorbei im Sekundärstrom geführt wird. Das Verhältnis der Luftmassenströme von Sekundär- zu Primärstrom wird Nebenstromverhältnis genannt.

In größeren zivilen Turboantrieben werden hohe Nebenstromverhältnisse (4-9) verwendet, die bei den hier üblichen moderaten Fluggeschwindigkeiten (bis 0.85 Mach) einen geringeren Treibstoffverbrauch und reduzierte Lärmemissionen ermöglichen.

Militärische überschallflugfähige Triebwerke müssen eine schlankere Bauform haben, um den Strömungswiderstand zu reduzieren. Sie müssen zudem fähig sein, den Abgasstrahl auf Überschallgeschwindigkeit zu beschleunigen. In diesen Triebwerken findet man geringe Nebenstromverhältnisse, mehrstufige Niederdruckverdichter sowie Nachbrenner, welche die Luft vor dem Austritt durch die Schubdüse nochmals erhitzen und damit für kurze Zeit besonders hohe Flugleistungen ermöglichen.

3.2.2 Propellerturbineltriebwerke (Turboprops)

Das Propellerturbinentriebwerk besteht aus einer Gasturbine, die als Wellentriebwerk über ein Getriebe den Propellers antreibt. Der Schub wird nahezu ausschließlich vom Propeller erzeugt, der sehr große Luftmengen ansaugt und - im Vergleich zum Turbostrahltriebwerk - schwach beschleunigt. Bild 3 zeigt eine Prinzipskizze dieses Triebwerkstyps.

Bild 3: Prinzipskizze eines Turboprop-Triebwerks

Turboproptriebwerke zeichnen sich durch einen vergleichsweise niedrigen Brennstoffverbrauch aus, sind aber auf Fluggeschwindigkeiten bis zu etwa 2/3 der Schallgeschwindigkeit (Ma < 0.65) beschränkt.

3.2.3 Hubschrauberturbotriebwerke)

Hubschrauberturbotriebwerke verwenden eine Gasturbine zum Antrieb des Hubschrauberrotors, ähneln aber im Funktionsprinzip den Propellerturbinenantrieben. Es kommen meist einwellige kleinere Gasturbinen als Wellentriebwerke zur Anwendung.

3.2.4 Straustrahlantriebe

Rotierende Turbomaschinenkomponenten verlieren bei Flug im hohen Überschall (Ma > 3) rasch an Wirkungsgrad. Hier können Staustrahlantriebe zum Einsatz kommen, bei denen die Druck- und Temperaturerhöhung für den Arbeitsprozeß durch Aufstauen der eintretenden Luft erreicht wird.

Man unterscheidet Staustrahltriebwerke, in denen die Luft im Inneren des Triebwerks auf Unterschallgeschwindigkeit verzögert wird und die Verbrennung des Kraftstoffs im Unterschallbereich geschieht (Ramjets). Im Gegensatz werden die Scramjets vollständig mit Überschallgeschwindigkeit durchströmt werden. Dies bedeutet, dass auch die Verbrennung im Überschall erfolgen muß, was besondere Probleme mit sich bringt. Das Prinzip ist in Bild 4 erläutert.

Bild 4: Skizze des Arbeitsprinzips von Ramjet und Scramjet

Triebwerke, die vom Unterschall bis in den hohen Überschall funktionieren müssen, können als Kombinationstriebwerke ausgelegt werden (Beispiel: SÄNGER-Projektstudie). Die Bilder 5 und 6 zeigen das SÄNGER-Kombinationstriebwerk bei Unterschallbetrieb und niedrigen Überschall im Turbomaschinenmodus (mit Nachbrenner) sowie im Staustrahlbetrieb bei Überschallflug. Im letzen Fall wird der Turbomaschinenteil von der Luft außen umströmt und der Nachbrenner fungiert als Brennkammer.

Bild 5: Kombinationstriebwerk im Turbostrahlbetrieb Bild 6: Kombinationstriebwerk im Staustrahlbetrieb


3.3 Aktuelle Schwerpunkte der Arbeit des Fachausschusses:

- Numerische Modellierung der dreidimensionalen reibungsbehafteten Strömung in
mehrstufigen Verdichtern und Turbinen
- Auslegung und Analyse von hochbelasteten Turbomaschinenkomponenten
- Instabilitätsphänomene in Gasturbinen
- Numerische Modellierung der Verbrennung in Gasturbinen
- Moderne Hochtemperatur-Messtechnik zum Einsatz in der Gasturbinenforschung
und -Entwicklung
- Neue Werkstoffsysteme und Fertigungstechnologien
- Multidisziplinäre Optimierung von Triebwerkskomponenten
- Virtuelle Modellierung in der Entwicklung von Gasturbinen

Workshops / Symposien zu diesen Themen sind in letzter Zeit veranstaltet worden oder sind in naher Zukunft geplant.

Literaturempfehlungen, weiterführende Internetadressen (ehem. T3.1 Luftatmende Triebwerke)

The Jet Engine, Rolls-Royce plc, 5th Edition 1996, ISBN 0-902121-2-35


Bräunling W.: Flugzeugtriebwerke. Grundlagen, Aero-Thermodynamik, Kreisprozesse, Thermische Turbomaschinen, Komponenten- und Auslegungsberechnungen (VDI-Buch), Springer-Verlag Berlin Heidelberg, 2000, ISBN 354067585X

Cohen H., Rogers, G.F.C., Saravanamutoo H.I.H.: Gas Turbine Theory, Longman, London, 4th Ed., 1996

Urlaub A.: Flugtriebwerke - Grundlagen, Systeme, Komponenten, Springer, Berlin, 2. Aufl. 1995

Münzberg, H.G.: Flugantriebe - Grundlagen, Systematik und Technik der Luft- und Raumfahrtantriebe, Springer, Berlin, 1972

siehe auch die Link-Liste des Fachbereichs T3 „Antriebe“

Definition, Abgrenzung, Ziele (ehem. T3.2 Chemische und elektrische Raketen)

Der Fachausschuß befaßt sich mit Raketen- und elektrischen Antrieben für die Raumfahrt, also mit Rückstoßantrieben für Trägerraketen und Raumfahrzeuge, bei denen ein mitgeführtes Stützmedium (Treibstoff) hochbeschleunigt wird und nach dem Prinzip actio = reactio eine Vorwärtskraft, der Schub, resultiert. Die Beschleunigung geschieht

  • bei chemischen Raketenantrieben durch Reaktion von Treibstoffpartnern (Brennstoff und Oxidator) in der Raketenbrennkammer unter hohem Druck und durch nachfolgende Expansion der hocherhitzten Reaktionsprodukte,
  • bei elektrischen Antrieben durch thermische, elektrische oder elektro-magnetische Einwirkung auf ein (theoretisch beliebiges) Stützmedium unter Anwendung elektrischer Energie. Die erzielbaren Geschwindigkeiten sind wesentlich höher als bei chemischen Antrieben, der Schub wegen der im Raum nur begrenzt verfügbaren elektrischen Energie aber sehr gering.

Technische Unterteilung (ehem. T3.2 Chemische und elektrische Raketen)

3.1 Chemische Raketenantriebe

Ein Raketentriebwerk besteht im Prinzip (Bild 1) aus einem Brennraum, in dem unter hohem und höchstem Druck (typischerweise 100 bar) Brennstoff und Oxydator zur Reaktion gebracht werden, wobei Temperaturen von 3000 - nahe 4000 K entstehen. Die Treibstoffe werden durch ein Fördersystem und entsprechende Injektoren in den Brennraum eingebracht. Der Brennraum öffnet sich einseitig in eine Düse mit konvergentem und divergentem Teil, durch die die Brenngase entspannt und beschleunigt werden. Im engsten Querschnitt der Düse herrscht Schallgeschwindigkeit (Ma = 1), im Düsenaustritt etwa Ma 3 - 5 entsprechend Gasgeschwindigkeiten von 2800 - 4800 m/s je nach Treibstoffpaarung. Das Antriebssystem benötigt zahlreiche periphere Komponenten und Hilfsaggregate (Beispiel Bild 2).

Bild 1    Bild 2

3.1.1 Technische Unterteilung und typische Beispiele

Eine Unterteilung erfolgt in:

  • Schubklassen
  • Art der Treibstoffe (flüssig [kryogen, lagerfähig, hypergol], fest, hybrid)
  • Triebwerkszyklen (nur bei Flüssigantrieben - vgl. Bild 2): Hauptstrom bzw. Nebenstrom
    (d.h. Turbopumpentreibgas wird der Hauptbrennkammer nach Verlassen der Turbine wieder zugeführt bzw. parallel an der Hauptbrennkammer vorbeigeleitet)
  • Pumpenförderung bzw. Druckgasförderung nur bei Flüssigantrieben
  • Vorverbrennung oder nicht
    (Der Brennstoff oder ein Teil davon wird zum Antrieb der Turbopumpen mit Oxidatorunterschuß vorverbrannt bzw. nicht vorverbrannt, nur aufgeheizt.)
  • Kühlmethoden etc. und die zugehörigen Komponenten
  • entsprechende Bauweisen unter Berücksichtigung des Brennkammer-Drucks
  • Höhenanpassungsmethoden (Düsenkonzepte)

Von besonderem Interesse sind:

  • Erst- und Zweitstufentriebwerke (Großtriebwerke) der 70-700 t - Klasse mit den Treibstoffkombinationen
    H2/O2: J-2 der Saturn, Vulkan (Schub 100 t) der ARIANE 5 mit leistungsverstärkter Version Vulkan II, SSME (200 t), LE-7 der H2-Rakete (Japan), RD 0120 der Energija
    Kerosin/O2: F-1 der Saturn (700 t), RD 0170 der Energija
    UDMH/N2O4: Viking (70 t) der ARIANE 4
    u.a.
  • Oberstufentriebwerke der 2-20 t - Klasse mit den Treibstoffkombinationen
    MMH/N2O4: AESTUS (3 t) der ARIANE 5, RS72 (5t)
    H2/O2: HM7 (7 t) der ARIANE 4, VINCI für leistungsverstärkte ARIANE 5
  • Feststoffboosterantriebe (500 - 1000 t): ARIANE-Booster, Shuttle Booster; Treibstoffe Poly-Kohlenwasserstoffe (insbes. -butadien)/ Metall (Al)/ AP (Ammoniumperchlorat) oder ähnliche
  • Satelliten-Apogäumsantriebe sowie Bahn- und Lageregelungstriebwerke: 400 N, 10 N mit der Treibstoffkombination MMH/N2O4; auch Einstofftriebwerke mit N2H4 (Hydrazin)

3.1.2 Aktivitäten, Stand der Technik und Problemfelder
unter Berücksichtigung der deutschen und europäischen Situation

Das wesentliche Interesse Europas, und hier besonders Frankreichs und Deutschlands, gilt heute dem ARIANE 5 Träger mit dem kryogenen Zentralstufentriebwerk Vulkan I und dem hypergolen Oberstufentriebwerk AESTUS, an deren beider Entwicklung die Fa. Astrium (Bremen, Ottobrunn, Lampoldshausen) maßgeblich beteiligt ist (Bild 3).

Um dem heute primären Anwendungszweck der ARIANE 5, nämlich Satelliten in GEO zu befördern, besser gerecht zu werden und Doppelstarts mit Großsatelliten bis zu 2 x 3.5 t zu ermöglichen, steht die Weiterentwicklung des Zentralstufentriebwerkes zu einer leistungsverstärkten Version Vulkan II an, die folgende Charakteristika aufweist: Schub 140 t, Erhöhung des brennkammerinternen Mischungsverhältnisses auf ca. 7.0, Verbesserung der Oxydator-Turbine sowie Einleitung der Turbinenabgase in die Expansionsdüse.

Die Fa. Astrium ist wie bisher für die Entwicklung der Schubkammer verantwortlich, wobei die Düse im Unterauftrag an die schwedische VOLVO Aerospace Corporation (VAC) vergeben ist. Ebenso wird derzeit ein leistungsverstärktes Oberstufentriebwerk (VINCI) mit dem primären Ziel entwickelt, die Nutzlastkapazität der ARIANE 5 auf maximal 12 t zu erhöhen. Bei diesem sogenannten Expandertriebwerk wird die Energie zum Betrieb der Turbopumpen ausschließlich aus der Aufheizung des kryogenen Wasserstoffs im regenerativen Kühlkreislauf der Schubkammer bezogen. Auch hier ist Astrium mit den Kernkomponenten beteiligt. Ein weiteres wichtiges Geschäftsfeld Fa. Astrium sind Apogäumsmotoren und Kleinantriebe für Satelliten zur Bahn- und Lageregelung (UPS - Unified Propulsion System bzw. neue Systeme für erdnahe kleine Kommunikationssatelliten).

An Feststoffantrieben ist die Bundesrepublik derzeit kaum beteiligt (Verbund F-I: Europropulsion).

Während Astrium unter anderem in der Triebwerkentwicklung und -fertigung tätig ist, führt das DLR (Lampoldshausen) im Auftrag von ESA und Fa. SEP (F) Qualifikations- und Abnahmetest an Großtriebwerken und -systemen durch (Viking, Vulkan, AESTUS Höhentest). Hierfür stehen Großprüfstände zur Verfügung (Bild 4), die ständig weiterentwickelt werden (Verbesserung der Höhensimulation).

Bild 3 Bild 4

Der Kenntnis- und Entwicklungsstand von Raketenantrieben in Europa hat durch die Triebwerkssentwicklungen für die ARIANE-Trägerfamilie ein international hohes Niveau erreicht. Diese Position gilt es heute zu sichern sowie weiter auszubauen. Grundlagenforschung und neue Technologien spielen hierbei eine zentrale Rolle. Typische Forschungsthemen sind u. a.:

  • Hochdrucktechnologie für kryogene Triebwerke (Verbrennung, Stabilität, Wärmeübergang, Lebensdauer, Wiederverwendbarkeit)
  • Optimierung des Expanderzyklus
  • Alternative Treibstoffkombinationen
  • Düsentechnologie (Seitenlasten, Höhenanpassung)
  • Systemanalysen zur Triebwerksauslegung
  • Modellierung und Simulation (CFD)

Auf diesen Gebieten ist das DLR (Lampoldshausen) in Zusammenarbeit mit Astrium (z.B. nationales Technologieprogramm TEKAN) und den französischen Partnern CNES und SEP tätig.

3.1.3 Lehrbetrieb, Literaturhinweise

Lehraktivitäten:

An mehreren Universitäten finden explizite Lehrveranstaltungen statt:

3.2 Elektrische Antriebe

Unter elektrischen Antrieben versteht man im Zusammenhang mit der Raumfahrt Triebwerke, die ein Stützmedium durch den Einsatz elektrischer Energie mit hoher Geschwindigkeit gerichtet ausstoßen und damit Schub erzeugen. Diese Triebwerke unterscheiden sich damit grundlegend von den chemischen Triebwerken, die die Energie in sich tragen, sie durch Verbrennung freisetzen und dadurch den Treibstoff beschleunigen. Mit elektrischen Triebwerken sind je nach Triebwerksprinzip bis zu mehr als 10-mal höhere Ausströmgeschwindigkeiten zu erzielen, wodurch der Treibstoffbedarf für eine bestimmte Mission um den gleichen Faktor verringert werden kann. Allerdings können diese Triebwerke nur im Vakuum betrieben werden und die Schübe sind, verglichen mit chemischen Triebwerken, gering, sodaß ihre Anwendung auf den Weltraum beschränkt bleibt. Nach mehr als 20 Jahren Entwicklung bei Instituten und in der Industrie haben in der Zwischenzeit einige Triebwerke nun konkrete Anwendungen in der Raumfahrt gefunden, darunter folgende deutsche Entwicklungen:

  • HF-Ionentriebwerk RITA, 15 mN Schub (Astrium-Ottobrunn/Universität Gießen) für die N/S-Kontrolle des geostationären Nachrichtensatelliten Artemis , Start >2001 mit guten Aussichten auf weiteren Verkauf für kommerzielle Satelliten.
  • HF-Ionentriebwerk RITA, 50 mN Schub (Astrium-Ottobrunn/Universität Gießen) für Bahnkontrolle von geostationären Satelliten über 3000 kg Masse in Orbit.
  • Arcjet Triebwerk mit Hydrazin als Treibstoff, 1,0 kW (Astrium-Bremen/Universität Stuttgart), in Entwicklung für kommerzielle Anwendung auf Kommunikationssatelliten in LEO und MEO.
  • Arcjet Triebwerk mit Ammoniak als Treibstoff, 700 W (Universität Stuttgart & TU Dresden), erster Einsatz auf Amateurfunksatellit P3-D, November 2000.

Weiter wird an folgenden Triebwerken entwickelt:

  • HF-Ionentriebwerk ESA-XX, 200 mN Schub (Astrium-Ottobrunn/Universität Gießen/AEA Technology Culham) als Hauptantrieb für interplanetare Missionen.
  • Arcjet Triebwerke im Leistungsbereich von 5 bis 100 kW als Primärantriebe für große Raumfahrtstrukturen (Universität Stuttgart)

Die für die Raumfahrt entwickelte Triebwerkstechnologie wird auch am Boden eingesetzt:

  • RIM/PRIS-Ionenquellen (Universität Gießen) benutzen das HF-Ionisationsprinzip und erzeugen einen Ionenstahl aus verschiedensten Gasen bei unterschiedlichen Ausströmgeschwindigkeiten zur Bearbeitung von Oberflächen.
  • Modifizierte MPD Triebwerke (Universität Stuttgart) mit Strahlleistungen bis zu 600 kW werden benutzt, um thermische Isolationen (Material für Schutzschilde) unter Wiedereintrittsbedingungen zu testen (z.B. für das Wiedereintrittsfahrzeug X-38, dem Prototyp des zukünftigen Rettungsfahrzeugs für die Internationale Raumstation ISS).

3.2.1 Technische Unterteilung

Bild 5 gibt einen Überblick über die Arten der elektrischen Antriebe.

Bild 5: Schematische Unterteilung der Elektrischen Antriebe

Nach der Art der Beschleunigung werden die elektrischen Antriebe in 3 Hauptgruppen eingeteilt:

Elektrothermische Antriebe
 

  • Resistojets
    Die Stützmasse wird durch elektrische Widerstandsheizer aufgeheizt. Diese Art der Antriebe bringt nur wenig Vorteile gegenüber den chemischen Antrieben. Eine Anwendung finden diese Art von Triebwerken z.B. auf dem Mobilfunk-Satellitensystem Iridium.
  • Thermische Lichtbogentriebwerke - Arcjets
    Die Stützmasse wird in einem Lichtbogen zwischen einer Elektrode und dem Düsenhals erhitzt. Das Gas expandiert anschließend auf konventionellem Wege in einer Düse. Der Schubbereich liegt zwischen 0,1 und 1 N bei einem spezifischen Impuls von 500 bis 700 s für Ammoniak oder Hydrazin als Treibstoff. Bei Verwendung von Wasserstoff konnten mit regenerativ gekühlten 5 - 10 kW Geräten bereits Werte bis 1200 s bzw. bis 2000 s bei 100 kW Triebwerken erreicht werden. Angewendet werden diese Triebwerke für Orbitkontrolle von geostationären Satelliten und andere Aufgaben im erdnahen Orbit. In Deutschland wird an der Universität Stuttgart und bei Astrium in Bremen an dieser Entwicklung gearbeitet.
     
  • Elektromagnetische Antriebe - MPD Antriebe
    Die Stützmasse wird durch Bogenentladung ionisiert und mittels magnetischer Kräfte beschleunigt. Das Prinzip eignet sich besonders für Triebwerke mit hohen Leistungen (>20 kW). Man unterscheidet MPD-Triebwerke mit eigenmagnetischer Beschleunigung, d.h. die beschleunigenden Lorentzkräfte entstehen durch die Wechselwirkung des Entladungsstroms mit dem von ihm selbst induzierten Magnetfeld und MPD-Triebwerke mit angelegtem Magnetfeld, sogenannte Fremdfeld-MPD-Triebwerke. Eine Anwendung in der Raumfahrt wird derzeit für größere Strukturen ins Auge gefaßt. Derartige Triebwerke werden unter anderem bei der Universität Stuttgart entwickelt und derzeit am Boden als Plasmaquellen für die Simulation von Wiedereintrittsbedingungen benutzt. 
  • Elektrostatische Antriebe
    Das Stützmedium wird mittels verschiedener Methoden ionisiert. Die Ionen werden in einem elektrostatischen Feld beschleunigt. Zur Neutralisation werden nach der Beschleunigung dem lonenstrahl wieder Elektronen zugeführt. Nach der Art der Ionisierung unterscheidet man folgende Systeme:
     

Elektron Bombardement Triebwerke Die meisten der elektrostatischen Antriebe benutzen zur Ionisierung des Stützmediums dieses Prinzip, das in USA von H. Kaufman entwickelt wurde. Das Plasma wird durch eine Gleichstromentladung erzeugt. Die Triebwerke liefern Schübe von 5 bis 200 mN bei einem spezifischen Impuls von 2000 bis 3000 s. In Deutschland wird derzeit nicht auf diesem Gebiet gearbeitet.

Hochfrequenz Ionentriebwerke
Das Plasma (ursprünglich Hg, heute Xenon) in einem Entladungsgefäß wird durch ein Hochfrequenzfeld erzeugt. Das Triebwerksprinzip wurde von Prof. Loeb an der Universität Gießen entwickelt und von Astrium in Ottobrunn industriell weiterentwickelt. Die Triebwerke liefern Schübe von 5 bis 200 mN bei einem spezifischen Impuls von 3000 bis 4000 s.

Feldemissionstriebwerk (FEEP)
Ionen werden durch ein hohes elektrostatisches Feld erzeugt, das an extrem scharfen Kanten angelegt wird, die mit einem flüssigen Stützmedium (vorzugsweise Cäsium, auch Indium) benetzt wird. Dieser Triebwerkstyp wurde hauptsächlich bei ESTEC entwickelt. Die Schübe bewegen sich zwischen 0,001 und 0,05 mN bei einem spezifischen Impuls von 6000 s. In Deutschland gibt es auf diesem Gebiet keine Aktivitäten mehr.

Kontaktionentriebwerke
Ionen können auf geheizten Oberflächen erzeugt werden, die mit einem flüssigen Stützmedium, vorzugsweise flüssiges Metall (z.B. Cs), benetzt sind. Dieses Prinzip findet derzeit keine Anwendung.

Hall Ionen Triebwerk
In Rußland werden seit langer Zeit Triebwerke entwickelt, die eine Mischung aus Ionen- und Elektromagnetischen Triebwerken darstellen. Die Triebwerke laufen unter der Bezeichnung SPT (Stationary Plasma Thrusters) und sind bereits bei vielen Missionen im erdnahen Orbit seit etwa 20 Jahren eingesetzt worden. Ein ringförmiger Kanal mit quer angelegtem Magnetfeld dient gleichzeitig als Plasmaerzeugungs- und Beschleunigungsstrecke. Die Schübe liegen zwischen 40 und 200 mN, bei einem spezifischen lmpuls von ca. 1500 s. In Deutschland gibt es auf diesem Gebiet keine Aktivitäten.

3.2.2 Stand der Technik

In Deutschland wird seit über 30 Jahren an der Entwicklung von elektrischen Antrieben erfolgreich gearbeitet.

Bei der Universität Gießen werden Triebwerke und Ionenquellen entwickelt, die auf dem Prinzip der Hochfrequenz-Ionisation aufbauen. Von der Raumfahrtindustrie hat die Fa. Astrium in Ottobrunn die Idee des HF-Ionenantriebes aufgenommen und entwickelt Triebwerke in Zusammenarbeit mit der Universität Gießen für die Lageregelung von geostationären Satelliten und für interplanetare Missionen. Das am weitesten entwickelte Triebwerk, das RIT 10, wurde bereits 1980 für den Einsatz auf dem Satelliten TV-Sat vorbereitet (Lebensdauertests und Vakuum-Qualifikation durch DLR Stuttgart). Es wurde 1992 auf dem rückführbaren Satelliten EURECA erstmals im Raum erprobt und wird derzeit für den Einsatz auf dem ESA-Nachrichtensatelliten Artemis vorbereitet. Es bestehen gute Hoffnungen auf eine erfolgreiche Vermarktung dieses Triebwerkskonzeptes. Die größeren Triebwerke RIT 15 und ESA-XX befinden sich in Entwicklung und sind noch etwas weiter von der kommerziellen Anwendung entfernt. Die lonenquellen aus Gießen für die Oberflächenbearbeitung und als Neutralteilchen-Injektoren haben ihren Markt gefunden und werden kontinuierlich weiterentwickelt.

An der Universität Stuttgart wird auf der Basis von früheren Arbeiten des DLR Stuttgart (1960-75) an elektrothermischen und an elektromagnetischen Antrieben gearbeitet. Arcjets von 0,7kW bis 100 kW werden untersucht. Die besten Aussichten für eine Anwendung haben derzeit die Arcjets im unteren Leistungsbereich, die für verschiedenen Antriebsaufgaben an kleinen und mittleren Satelliten herangezogen werden können. Für den Amateurfunksatelliten AMSAT P3D wurden Triebwerke bereits ausgeliefert. Industriemäßig wird der Arcjet von der Fa. Astrium in Bremen in Zusammenarbeit mit der Universität Stuttgart entwickelt mit dem Ziel, eine konkurrenzfähige Antriebskomponente auf dem Markt zu bringen. Magnetoplasmadynamische Triebwerke werden ebenfalls in Stuttgart entwickelt und gebaut. Damit werden Plasmawindkanäle ausgerüstet, die zur Simulation von Wiedereintrittsbedingungen von Raumflugkörpern Verwendung finden. Diese Palette an erfolgreichen Entwicklungen auf dem Gebiet der elektrischen Antriebe in Deutschland wäre nicht möglich gewesen ohne die Finanzierung der öffentlichen Auftraggeber wie DLR (ehem. DARA), ESA, DFG und ohne hohe Eigenmittel der an der Entwicklung beteiligten Firmen. Es bleibt zu hoffen, daß auch weiterhin Mittel zur Verfügung stehen werden, um auf diesem innovativen und zukunftsträchtigen Gebiet die Entwicklung vorantreiben zu können.

Workshops / Symposien zu diesen Themen sind in letzter Zeit veranstaltet worden oder sind in naher Zukunft geplant.

Literaturempfehlungen, weiterführende Internetadressen (ehem. T3.2 Chemische und elektrische Raketen)

4.1 Chemische Raketenantriebe

  • Vorlesungsmanuskripte
  • Konferenz-Proceedings (DGLR-Jahrestagung, AIAA Joint Propulsion Conference et al., IAF, AAAF)
  • Beiträge in "Luft- und Raumfahrt" (DGLR), "Aerospace Science and Technology" (D-F), AIAA-Journal, J. Propulsion and Power
  • DLR Berichte (Lampoldshausen: Systemanalyse, Treibstoffaufbereitung, Brennkammer- und Düsenströmungen, Brennkammertechnologie, Versuchsbetrieb; Stauantriebe)
  • Sutton, G.P.: "Rocket Propulsion Elements, An Introduction to the Engineering of Rockets", J. Wiley & Sons, New York ..., 6. Auflage, 1992
  • Huzel, D.K., Huang, D.H. (Rocketdyne): Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engines, AIAA Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 147, 1992
  • Dadieu, A., Damm., R., Schmidt., E.: "Raketentreibstoffe", Springer, Wien ..., 1968
  • Lo, R.: "Trägersysteme", in Hallmann, W., Ley, W. (Hrsg.): "Handbuch der Raumfahrttechnik", Hanser, München, 1988

4.2 Elektrische Antriebe

  • Löb, Freisinger : " Ionenraketen", Friedrich Vieweg u. Sohn, Braunschweig, 1967
  • Auweter-Kurtz : "Lichtbogenantriebe für Weltraumaufgaben" B.G. Teubner, Stuttgart, 1992, ISBN 3-519-06139-2
  • Proceedings of the 23rd International Electric Propulsion Conference, Electric Propulsion Society, Columbus, OH, 1993, 3 Bände
  • Proceedings of the 24th International Electric Propulsion Conference, Moskau, Russland, 1995, 2 Bände
  • Proceedings of the 25th International Electric Propulsion Conference, Electric Propulsion Society, Cleveland, OH, 1997, 2 Bände
  • Proceedings of the 26th International Electric Propulsion Conference, Kitakyushu, Japan, 1999, 2 Bände