DE102021103380B3

DE102021103380B3 - Treibstoff für Raketentriebwerke

Info

Publication number: DE102021103380B3
Application number: DE102021103380.2A
Authority: DE
Inventors: Maxim Kurilov; Dominic Freudenmann; Christoph Kirchberger
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2021-02-12
Filing date: 2021-02-12
Publication date: 2021-12-16
Anticipated expiration: 2041-02-13
Also published as: AU2021427742A1; JP2024509729A; US20240124372A1; EP4291545A1; WO2022171324A1; KR20240007899A

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft einen flüssigen oder gelförmigen Treibstoff für Raketentriebwerke, umfassend- ein anorganisches Salz als Oxidator, wobei das anorganische Salz einen Sauerstoffanteil von mindestens 60 Gew.% aufweist; und- ein Lösungsmittel als Brennstoff, umfassend einen ein- oder zweiwertigen Alkohol, ein Nitroalkan und/oder eine ionische Flüssigkeit mit Nitrat als Anion, wobei das Lösungsmittel einen Sauerstoffanteil von 30 bis 55 Gew.% aufweist, wobei das anorganische Salz in dem Lösungsmittel gelöst vorliegt.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen flüssigen oder gelförmigen Treibstoff für Raketentriebwerke.
Bei Treibstoffen für Raketentriebwerke, die nach dem Rückstoßprinzip arbeiten, wird in erster Linie zwischen festen und flüssigen Treibstoffsystemen unterschieden. Je nach konkretem Anwendungsbereich (Trägerraketen, Orbitaltriebwerke usw.) können unterschiedliche Treibstoffsysteme vorteilhaft eingesetzt werden, jedoch weisen alle Systeme auch spezifische Nachteile auf.
Festtreibstoffe zeichnen sich insbesondere durch eine sehr hohe Energiedichte aus und finden breite Anwendung in der Luft- und Raumfahrttechnik und in der Militärtechnik, z.B. bei Trägerraketen und militärischen Flugkörpern. Es können sowohl Mischungen von festen Brennstoffen und Oxidatoren eingesetzt werden (diergole Systeme), als auch monergole Treibstoffe, bei denen eine intramolekulare Redoxreaktion erfolgt (z.B. Treibstoffe auf Basis von HMX, RBX oder einer Mischung aus Nitroglycerin und Nitrozellulose). Raketentriebwerke mit Festtreibstoffen sind einfach im Aufbau, da der Treibstoff direkt in die Brennkammer eingebracht wird und daher weder ein separater Treibstofftank noch Zuführungssysteme für den Treibstoff erforderlich sind.
Nachteilig ist bei Festtreibstoffen vor allem die mangelnde Flexibilität, sowohl bei der Skalierung der Triebwerke als auch beim Betrieb, da eine Schubvariation durch Steuerung des Abbrandes praktisch nicht möglich ist. Ein Problem ist auch, dass die bekannten Feststofftreibstoffe hochexplosiv sind, was die sichere Handhabung der Treibstoffe vor, während und nach dem Einbringen in die Brennkammer sehr aufwendig macht. Beim Einbringen des Festtreibstoffs muss eine formschlüssige Verbindung mit der Brennkammerwand sichergestellt werden, wobei Fehlstellen oder Rissbildungen zu einem unkontrollierten Abbrand und im Extremfall zum Totalverlust des Vehikels führen können.
Bei Flüssigtreibstoffen treten die oben genannten Nachteile nicht auf, insbesondere sind Raketentriebwerke mit Flüssigtreibstoffen gegenüber Feststofftriebwerken wesentlich flexibler. Sowohl eine Skalierung der Triebwerke ist einfacher möglich, als auch eine Schubsteuerung durch Regulierung der Treibstoffzufuhr in die Brennkammer. Auf der anderen Seite bedeutet dies den Nachteil eines höheren konstruktiven Aufwandes, da ein oder mehrere Treibstofftanks und Zuführungssysteme mit Pumpen, Ventilen und weiteren Hilfskomponenten benötigt werden.
Auch bei Flüssigtreibstoffen sind monergole und diergole Systeme bekannt. Zu den letzten zählen kryogene oder teilkryogene Treibstoffe mit Flüssigwasserstoff, Flüssigmethan oder Kerosin als Brennstoff sowie Flüssigsauerstoff als Oxidator. Die Lagerung und Handhabung dieser verflüssigten Gase ist aufwendig und erfordert höchste Sicherheitsmaßnahmen, da jede Leckage zu einer Explosionsgefahr führt.
Neben kryogenen Systemen sind Kombinationen aus flüssigen Brennstoffen und Oxidatoren bekannt, die insbesondere in Orbitaltriebwerken zur Flug- und Lageregelung von Satelliten oder Raumsonden eingesetzt werden. Als Brennstoffe kommen in diesem Zusammenhang typischerweise Hydrazin und dessen Derivate (Mono- und Dimethylhydrazin) zum Einsatz, in Kombination mit Salpetersäure, Distickstofftetroxid oder Wasserstoffperoxid. Hier besteht das wesentliche Problem darin, dass Hydrazine sehr giftig und karzinogen sind, so dass sie aus gesundheitlichen und ökologischen Gründen nach Möglichkeit durch Alternativen ersetzt werden sollten. Auch Distickstofftetroxid ist toxikologisch bedenklich, ein Ersatz durch Wasserstoffperoxid verringert aber die Effektivität der Treibstoffe.
Als weniger giftige Alternativen zu Hydrazinen werden Ammoniumdinitramid (ADN) und Hydroxylammoniumnitrat (HAN) eingesetzt. Diese monergolen Substanzen sind hochexplosiv, so dass sie nur in Form von wässrigen Lösungen handhabbar sind, optional in Kombination mit Methanol und/oder Ammoniak als zusätzliche Brennstoffe. Der Wasseranteil führt wiederum zu einer verminderten Zündfähigkeit, so dass Triebwerke auf Basis von ADN oder HAN im Gegensatz zu Hydrazintriebwerken nicht kaltstartfähig sind, sondern zuvor aufgeheizt werden müssen. Zudem sind ADN und HAN vergleichsweise teuer.
Die US 3 036 940 A offenbart flüssige Treibstoffe mit Lithiumperchlorat als Oxidator und Methanol und/oder Nitromethan als Brennstoff.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Treibstoff für Raketentriebwerke vorzuschlagen, mit dem die oben genannten Nachteile des Standes der Technik soweit wie möglich vermieden werden können.
Diese Aufgabe wird gemäß der Erfindung durch einen flüssigen oder gelförmigen Treibstoff gelöst, der Folgendes umfasst:

- ein anorganisches Salz als Oxidator, wobei das anorganische Salz einen Sauerstoffanteil von mindestens 60 Gew.% aufweist; und
- ein Lösungsmittel als Brennstoff, umfassend eine ionische Flüssigkeit mit Nitrat als Anion, wobei das Lösungsmittel einen Sauerstoffanteil von 30 bis 55 Gew.% aufweist,

Der erfindungsgemäße Raketentreibstoff ist flüssig oder gelförmig, wobei im Falle eines gelförmigen Treibstoffs dieser ebenfalls pumpfähig ist (siehe unten). Somit werden die typischen Nachteile von Festtreibstoffen vermieden. Der erfindungsgemäße Treibstoff ist nicht kryogen, was die Lagerung, Handhabung und Zuführung des Treibstoffs zum Triebwerk grundsätzlich vereinfacht. Schließlich sind die Komponenten des erfindungsgemäßen Treibstoffs toxikologisch und ökologisch relativ unbedenklich, zumindest im Vergleich zu Hydrazin und dessen Derivaten. Im Vergleich zu ADN oder HAN bietet der erfindungsgemäße Treibstoff einen deutlichen Kostenvorteil.
Der erfindungsgemäße Treibstoff ist zwar ein diergoles System, da Oxidator und Brennstoff als getrennte chemische Verbindungen vorliegen, es liegt jedoch vorteilhafterweise eine homogene Mischung vor, die dem Triebwerk zudoch vorteilhafterweise eine homogene Mischung vor, die dem Triebwerk zugeführt wird. Dabei nutzt die Erfindung den Umstand aus, dass die als Oxidator verwendeten anorganischen Salze eine relative gute Löslichkeit in verschiedenen, als Brennstoff geeigneten Lösungsmitteln aufweisen, so dass die benötigten Mischungsverhältnisse von Oxidator und Brennstoff eingestellt werden können. Von besonderem Vorteil ist in diesem Zusammenhang, dass als Lösungsmittel sowohl eher niederenergetische Brennstoffe (ein- oder zweiwertige Alkohole) als auch eher hochenergetische Brennstoffe (Nitroalkane/ Nitrate) eingesetzt werden können, um die spezifischen Eigenschaften des Treibstoffs wie Sauerstoffbilanz, Energiedichte, spezifischer Impuls usw. an verschiedene Einsatzbereiche und Anforderungen anpassen zu können.
Der erfindungsgemäße Treibstoff und dessen Komponenten sind in der Regel nicht explosionsgefährlich, was die Handhabung und Herstellung ebenfalls vereinfacht und die Sicherheit des Treibstoffs erhöht. Auf der anderen Seite weist der erfindungsgemäße Treibstoff gute Zündeigenschaften auf, wobei grundsätzlich eine elektrische, thermische, katalytisch-thermische oder katalytische Zündung möglich ist.
Das als Oxidator eingesetzte anorganische Salz ist bevorzugt ausgewählt aus Lithiumnitrat, Lithiumdinitramid, Lithiumperchlorat oder einer Mischung hiervon. Diese Salze weisen in mehreren geeigneten Brennstoffen eine relativ gute Löslichkeit auf, insbesondere in Alkoholen. Beispielsweise beträgt die Löslichkeit von Lithiumnitrat in Methanol ca. 58 g/100 g und die Löslichkeit von Lithiumperchlorat im Methanol ca. 182 g/100 g. In Nitroalkanen und ionischen Flüssigkeiten mit Nitrat als Anion sind die Löslichkeiten geringer, wobei es in diesem Fall möglich ist, durch Beimischung von Alkoholen oder weiteren Lösungsmitteln die Löslichkeit der Salze zu erhöhen.
Der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff kann über einen weiten Bereich variiert werden, er liegt üblicherweise in einem Bereich von 15 bis 65 Gew.%. Der Anteil hängt zum einen von dem gewählten Lösungsmittel und der zuvor diskutierten Löslichkeit des anorganischen Salzes ab, andererseits kann er in Abhängigkeit von der gewünschten Sauerstoffbilanz bei der Verbrennung des Treibstoffs variiert werden.
Gemäß der Erfindung umfasst das Lösungsmittel eine ionische Flüssigkeit, insbesondere Ethylammoniumnitrat. Der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff beträgt bevorzugt von 10 bis 40 Gew.%, weiter bevorzugt von 15 bis 25 Gew.%.
Zusätzlich zu der ionischen Flüssigkeit umfasst das Lösungsmittel bevorzugt einen Alkohol, insbesondere Ethylenglykol und/oder Ethanol. Durch eine solche Mischung kann die Löslichkeit des anorganischen Salzes (Oxidator) gegenüber einem einzelnen Lösungsmittel erhöht werden. Im Fall von Ethylammoniumnitrat liegt das Mischungsverhältnis von Ethylammoniumnitrat zu Alkohol bevorzugt im Bereich von 6:1 bis 1:3.
Der erfindungsgemäße Treibstoff enthält bevorzugt kein Wasser, und unterscheidet sich dadurch insbesondere von den bekannten Treibstoffen auf Basis von ADN oder HAN. Durch die Abwesenheit von Wasser weisen die erfindungsgemäßen Treibstoffe eine gute Zündfähigkeit auf.
Der erfindungsgemäße Treibstoff ist gemäß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ein gelförmiger Treibstoff. Um eine gelartige Konsistenz zu erreichen, umfasst der Treibstoff ein Verdickungsmittel, das bevorzugt ausgewählt ist aus Polyacrylsäuren, pyrogenen Siliciumdioxiden, mikro- bis nanoskaligen Metallpulvern, Titandioxid-Nanopartikeln und/oder Kohlenstoffnanoröhren. Im Fall von Metallpulver ist dieses bevorzugt ausgewählt aus Aluminium, Magnesium, Aluminium-Magnesium-Legierungen, Bor, Eisen und Zirkonium.
Gelförmige Treibstoffe haben gegenüber flüssigen Treibstoffen den Vorteil einer tendenziell höheren Sicherheit, zum einen weil der Dampfdruck der flüssigen Komponenten reduziert wird, und zum anderen weil aufgrund der höheren Viskosität die Austrittsgeschwindigkeit im Falle einer Leckage geringer ist. Ein weiterer Vorteil ist, dass in einem gelförmigen Treibstoff auch unlösliche Komponenten in einer Suspension gehalten werden können, die sich in einem flüssigen Treibstoff absetzen würden. Dies gilt insbesondere für die optional in dem Treibstoff enthaltenen Metallpulver, die neben ihrer Funktion als Verdickungsmittel auch einen zusätzlichen Brennstoff darstellen und dazu verwendet werden können, die Energiedichte des Treibstoffs zu erhöhen.
Der Anteil an Verdickungsmittel in dem erfindungsgemäßen Treibstoff beträgt vorzugsweise bis zu 10 Gew.%, weiter bevorzugt von 1 bis 5 Gew.%. Dabei können die Art und Menge des Verdickungsmittels günstigerweise so gewählt werden, dass der erfindungsgemäße gelförmige Treibstoff im Wesentlichen alle Vorteile eines flüssigen Treibstoffs aufweist, d.h. insbesondere eine gute Pumpfähigkeit und Flexibilität (einfache Skalierbarkeit, Schubregelbarkeit und Wiederanzündfähigkeit). Dadurch unterscheiden sich die gelförmigen Treibstoffe gemäß der vorliegenden Erfindung wesentlich von bekannten Geltreibstoffen aus dem Stand der Technik, die eine Rheologie mit einem strukturviskosen (scherverdünnenden) Verhalten und eine ausgeprägte Fließgrenze aufweisen, so dass sie mit den für flüssige Treibstoffe üblichen Fördersystemen nicht pumpfähig sind.
Der erfindungsgemäße Treibstoff kann ferner ein oder mehrere Hydride von Leichtmetallen umfassen, die bevorzugt ausgewählt sind aus AlH₃, NaBH₄ und/oder AlLiH₄. Die Metallhydride sind zusätzliche Brennstoffe, mit denen der Energiegehalt und die Leistungsfähigkeit des Treibstoffs modifiziert werden können.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung umfasst der Treibstoff ferner einen weiteren Oxidator, der bevorzugt ausgewählt ist aus den Nitraten und Perchloraten von Ammonium, Natrium und Kalium. Dies gilt insbesondere im Fall von gelförmigen Treibstoffen, in denen diese Oxidatoren aufgrund ihrer geringeren Löslichkeit in suspendierter Form vorliegen.
Der erfindungsgemäße Treibstoff weist typischerweise eine Dichte im Bereich von 900 bis 1.700 kg/m³ auf, bevorzugt im Bereich von 1.100 bis 1.400 kg/m³.
Bei der Verbrennung weist der erfindungsgemäße Treibstoff günstigerweise eine Sauerstoffbilanz von 0 bis -50% auf, weiter bevorzugt von -20 bis -40%. Bei einer Sauerstoffbilanz von 0 läuft die Verbrennung vollständig stöchiometrisch ab, so dass der Energiegehalt des Treibstoffs vollständig ausgenutzt wird. Allerdings ist eine negative Sauerstoffbilanz, d.h. ein Überschuss an Brennstoff gegenüber dem Oxidator, in den meisten Fällen bevorzugt, um eine zu leichte Selbstentzündung (Explosivität) des Treibstoffs zu vermeiden.
Aufgrund der oben beschriebenen Möglichkeiten, die qualitative und quantitative Zusammensetzung des flüssigen oder gelförmigen Treibstoffs im Rahmen der vorliegenden Erfindung zu variieren, kann auch der spezifische Impuls des Treibstoffs innerhalb eines weiten Bereichs liegen (z.B. im Bereich von 150 bis 300 s bei einem Verbrennungsdruck von 7 MPa und einem Expansionsverhältnis von 70:1). Dementsprechend können die erfindungsgemäßen Treibstoffe in verschiedenen Arten von Raketentriebwerken in der Luft- und Raumfahrttechnik eingesetzt werden, insbesondere für Trägerraketen, Booster-Raketen oder Orbitaltriebwerken. Daneben können Treibstoffe mit einem spezifischen Impuls am unteren Ende des oben genannten Bereiches auch zum Betrieb von Gasageneratoren in Luft- und Raumfahrtsystemen eingesetzt werden.
Diese und weitere Vorteile der Erfindung werden anhand der nachfolgenden Beispiele näher erläutert.
Beispiele für flüssige Treibstoffe

In der nachfolgenden Tabelle 1 sind für zwei Referenzbeispiele (Bsp. 1 und 2) und für zwei Beispiele von flüssigen Raketentreibstoffen gemäß der Erfindung (Bsp. 3 und 4) jeweils die prozentuale Zusammensetzung, der spezifische Impuls, die Dichte, die adiabate Verbrennungstemperatur und die Sauerstoffbilanz angegeben. Als Vergleichsbeispiele dienen herkömmliche Treibstoffe auf Basis von Hydrazin (V1) bzw. Ammoniumdinitramid (V2 und V3). Tabelle 1

Bsp.	Zusammensetzung in Gewichtsprozent	Spezif. Impuls	Dichte	Adiabate Verbrennungstemperatur	Sauerstoffbilanz
1	30% Lithiumperchlorat 10% n-Butanol 60% Nitromethan	284 s	1280 kg/m³	2472 K	-31%
2	60% Lithiumperchlorat 40% Ethanol	246 s	1100 kg/m³	1682 K	-40%
3	18% Lithiumnitrat 70% Ethylammoniumnitrat 12% Ethylenglycol	230 s	1280 kg/m³	1198 K	-50%
4	17% Lithiumnitrat 11% Ammoniumnitrat 60% Ethylammoniumnitrat 12% Ethylenglycol	233 s	1320 kg/m³	1307 K	-41%
V1	100% Hydrazin	233 s	1010 kg/m3	880 K	-
V2	63% ADN 18% Methanol 5% Ammoniak 14% Wasser	256 s	1240 kg/m³	1863 K	-16%
V3	65% ADN 11% Monomethylformamid 24% Wasser	262 s	1360 kg/m³	2184 K	-0,4%

Die Werte für den spezifischen Impuls (bei einem Verbrennungsdruck von 5 MPa und einem Expansionsverhältnis von 50:1) sind mit denen der herkömmlichen Treibstoffe vergleichbar oder z.T. auch höher. Die Dichte der erfindungsgemäßen Treibstoffe liegt ebenfalls in einem ähnlichen Bereich.
Die adiabate Verbrennungstemperatur wurde, wie auch der spezifische Impuls, mit Hilfe des NASA-CEA-Programms (McBride & Gordon, 1996) berechnet. Auch dieser Wert liegt bei den Beispielen 2 bis 4 in einem ähnlichen Bereich wie bei den Vergleichsbeispielen. Das bedeutet, dass für den Bau der Triebwerke sehr ähnliche Materialen genutzt werden können wie bisher, was die technische Implementation der neuen Treibstoffe vereinfacht. Eine Ausnahme bildet das Beispiel 1. Hier sind sowohl die Verbrennungstemperatur als auch die Leistung (spezif. Impuls) deutlich höher, sodass ggf. eine Anpassung der bestehenden Triebwerkstechnologien notwendig wäre (hochtemperaturfeste Konstruktionsmaterialien, insbesondere von Katalysatorvorrichtungen), was jedoch durch die Realisierung des Leistungspotenzials lohnenswert scheint.
Die Sauerstoffbilanz der erfindungsgemäßen Treibstoffe ist geringer als bei den herkömmlichen „Green Propellants“ auf Basis von ADN. Dies bedeutet einerseits, dass die Verbrennung weniger stöchiometrisch abläuft, was nicht zu einer vollständigen Umwandlung der chemischen Energie in Vortriebsenergie führt; andererseits kann dies ein Hinweis dafür sein, dass die neu entwickelten Treibstoffe schwerer durch mechanische und thermische Belastungen zu einer Detonation zu bringen sind.
Die 1 zeigt ein Diagramm mit dem Leistungspotenzial (Delta v) der in Tabelle 1 aufgeführten Treibstoffe, ausgedrückt als prozentuale Abweichung gegenüber dem Referenztreibstoff Hydrazin (V1), in unterschiedlichen Raumfahrzeugkonfigurationen. Diese werden durch das Brennschlussmassenverhältnis (BMV, ζ), welches auf der Rechtsachse aufgetragen ist, abgebildet. Zum Beispiel entspricht ein BMV von 0,55 einer typischen Raumsonde, welche mit Hydrazin betankt ist (d.h. der Treibstoff nimmt 45% der gesamten Raumfahrzeugmasse ein); ein BMV von 0,92 würde einem Erdbeobachtungsatelliten, der mit Hydrazin betankt ist, entsprechen.
Durch den Einsatz eines dichteren Treibstoffs kann bei gleichem Tankvolumen mehr Treibstoff mitgeführt werden, d.h. das BMV sinkt und das Delta v des Raumfahrzeugs, d.h. die Menge der für Orbitalmanöver benötigten Anpassungen der Orbitalgeschwindigkeit, steigt. Die Linien im Diagramm stellen dar, wie viel mehr Delta v aufgebracht werden kann, wenn man andere Treibstoffe anstatt Hydrazin im gleichen Raumfahrzeug verwenden würde. Mit herkömmlichen Treibstoffen auf Basis von ADN (V2 und V3) können zwischen 30 und 50% mehr Delta v erbracht und damit die Betriebsdauer für Sonden und Satelliten bis zu 1,5-fach verlängert werden. Die erfindungsgemäßen flüssigen Treibstoffe liegen in einem ähnlichen Bereich bzw. darüber (Bsp. 1), und sind daher mit den herkömmlichen Hydrazin-Ersatzstoffen konkurrenzfähig.
Beispiele für gelförmige Treibstoffe

In der nachfolgenden Tabelle 2 sind für drei Beispiele von gelförmigen Raketentreibstoffen gemäß der Erfindung (Bsp. 5 bis 7) jeweils die prozentuale Zusammensetzung, der spezifische Impuls, die Dichte und die C*-Verbrennungseffizienz angegeben. Als Vergleichsbeispiele dienen verschiedene herkömmliche Treibstoffe (V4 bis V7). Tabelle 2

Bsp.	Zusammensetzung in Gewichtsprozent	Spezif. Impuls	Dichte	C*-Verbrennungseffizienz
5	15% Lithiumnitrat 59% Ethylammoniumnitrat 10% Ethylenglycol 15% Aluminiumpulver 1% Carbopol 980	269 s	1420 kg/m³	45%
6	50% Lithiumperchlorat 34% Ethanol 15% Aluminiumpulver 1% Carbopol 980	263 s	1280 kg/m³	55%
7	23% Lithiumperchlorat 8% n-Butanol 50% Nitromethan 15% Aluminiumpulver 2% Carbopol 980 2% Aerosil 200	291 s	1370 kg/m³	>70%
V4	69% Ammoniumperchlorat 19% Aluminiumpulver 12% HTPB	280 s	1808 kg/m³	k.A.
V5	Flüssigsauerstoff und Methan im Massenverhältnis von 3,6:1	343 s	1105 kg/m³	k.A.
V6	Flüssigauserstoff und Kerosin im Massenverhältnis von 2,7:1	337 s	1049 kg/m³	k.A.
V7	75% Nitromethan 15% Aluminiumpulver 10% Geliermittel und weitere Zusätze	287 s	1270 kg/m³	92%

Die Werte für den spezifischen Impuls sind hier niedriger als bei den kryogenen oder teilkryogenen Bipropellant-Treibstoffen und eher mit den Energiecharakteristiken von Festtreibstoffen zu vergleichen. Die Dichten der erfindungsgemäßen Treibstoffe sind jedoch höher, aber nicht so hoch wie die Dichte von Festtreibstoffen.
Die 2 zeigt ein Diagramm mit dem Leistungspotenzial (Delta v) der in Tabelle 2 aufgeführten Treibstoffe, ausgedrückt als prozentuale Abweichung gegenüber dem Vergleichsbeispiel V4, in unterschiedlichen Raumfahrzeugkonfigurationen. Die dargestellten BMV-Werte sind typisch für Flugkörper und Höhenforschungsraketen (0,15 bis 0,35), sowie für Boosterstufen (0,3 bis 0,45) oder Oberstufen (0,4 bis 0,65).
Alle in dem Diagramm dargestellten Treibstoffe würden bei gleicher Stufengröße weniger Delta v liefern als die Festreibstoffreferenz (V4), die z.B. in der P-80-Boosterstufe des VEGA-Trägersystems eingesetzt wird. Im Fall der kryogenen oder teilkryogenen Treibstoffe sind es zwischen 1 und 20% weniger Delta v. Im Fall der erfindungsgemäßen Treibstoffe sind es zwischen 12 und 25% weniger Delta v. Eine Ausnahme bildet das Beispiel 7: Die Delta-v-Leistung dieses Treibstoffes liegt im Bereich von herkömmlichen kryogenen und teilkryogenen Bipropellants.
Dass alle untersuchten Treibstoffe ein geringeres Delta v aufbringen würden als der Referenztreibstoff, bedeutet jedoch nicht, dass deren Einsatz nachteilig ist. Was in diesem Vergleich nicht berücksichtigt ist, sind die Unterschiede zwischen den einzelnen Antriebssystemen. Es muss zum Beispiel berücksichtigt werden, dass der „Tank“ eines Festtreibstoff-Triebwerks gleichzeitig die Brennkammer ist und aus diesem Grund hohen Drücken und gleichzeitig hohen thermischen Lasten widerstehen muss, was insbesondere im Fall von sehr großen Stufen mit kleinem BMV zu höheren Strukturmassen führt, und damit zu höheren minimalen BMVs als bei Flüssig- oder Geltreibstoffen. Hinzu kommt, dass Feststofftriebwerke bedingt durch den Hohlraum in der Mitte des Brennstoffblocks entlang der Längsachse einen geringeren maximalen Treibstoffeinfüllgrad aufweisen als Flüssigtreibstoffstufen.
Ein weiterer wichtiger Systemaspekt kommt beim Vergleich von flüssigen bzw. gelförmigen Mono- und Bipropellants zum Tragen: Im ersten Fall muss nur ein Stoff, im zweiten Fall zwei Stoffe innerhalb einer Raketenstufe gelagert und gefördert werden. Monopropellantsysteme sind daher deutlich weniger komplex als Bipropellantsysteme. Hinzu kommt, dass keiner der erfindungsgemäßen Monopropellants kryogen ist. Das vereinfacht das Handling ebenfalls erheblich. Anders als andere lagerfähige Treibstoffe, wie MON oder Hydrazin, sind die erfindungsgemäßen, hochenergetischen Monopropellants nicht giftig, krebserregend oder umweltgefährlich.
Wenn diese Systemaspekte beachtet werden, besitzen Antriebssysteme, die mit den erfindungsgemäßen Treibstoffen betrieben werden, das Potenzial, vielen herkömmlichen Antriebssystemen überlegen zu sein. Besonders hervorzuheben ist in diesem Zusammenhang der Treibstoff gemäß dem Beispiel 7, der die Leistung von Bipropellants aufweist bei gleichzeitigen Systemvorteilen: Es lassen sich Schubregelung und Wiederanzündung des Triebwerks einfach implementieren. Wie oben beschrieben ist dies bei Festtreibstoff-Treibwerken weitaus komplexer.

Claims

Flüssiger oder gelförmiger Treibstoff für Raketentriebwerke, umfassend - ein anorganisches Salz als Oxidator, wobei das anorganische Salz einen Sauerstoffanteil von mindestens 60 Gew.% aufweist; und - ein Lösungsmittel als Brennstoff, umfassend eine ionische Flüssigkeit mit Nitrat als Anion, wobei das Lösungsmittel einen Sauerstoffanteil von 30 bis 55 Gew.% aufweist, wobei das anorganische Salz in dem Lösungsmittel gelöst vorliegt.
Treibstoff nach Anspruch 1, wobei das anorganische Salz ausgewählt ist aus Lithiumnitrat, Lithiumdinitramid, Lithiumperchlorat oder einer Mischung hiervon.
Treibstoff nach Anspruch 1 oder 2, wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff von 15 bis 65 Gew.% beträgt.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Lösungsmittel Ethylammoniumnitrat umfasst.
Treibstoff nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei der Anteil des anorganischen Salzes in dem Treibstoff bevorzugt von 10 bis 40 Gew.% beträgt, weiter bevorzugt von 15 bis 25 Gew.% beträgt.
Treibstoff nach Anspruch 5, wobei das Lösungsmittel zusätzlich einen Alkohol umfasst, insbesondere Ethylenglycol und/oder Ethanol, bevorzugt in einem Gewichtsverhältnis von Ethylammoniumnitrat zu Alkohol im Bereich von 6:1 bis 1:3.
Treibsoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treibstoff kein Wasser enthält.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treibstoff ferner ein Verdickungsmittel umfasst, das bevorzugt ausgewählt ist aus Polyacrylsäuren, pyrogenen Siliciumdioxiden, mikro- bis nanoskaligen Metallpulvern, Titandioxid-Nanopartikeln und/oder Kohlenstoffnanoröhren.
Treibstoff nach Anspruch 8, wobei das Metallpulver ausgewählt ist aus Aluminium, Magnesium, Aluminium-Magnesium-Legierungen, Bor, Eisen und Zirkonium.
Treibstoff nach Anspruch 8 oder 9, wobei der Anteil an Verdickungsmittel bis zu 10 Gew.% beträgt, bevorzugt von 1 bis 5 Gew.%.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treibstoff ferner ein oder mehrere Hydride von Leichtmetallen umfasst, die bevorzugt ausgewählt sind aus AlH₃, NaBH₄ und/oder AlLiH₄.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, ferner umfassend einen weiteren Oxidator, der ausgewählt ist aus den Nitraten und Perchloraten von Ammonium, Natrium und Kalium.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treibstoff eine Dichte von 900 bis 1.700 kg/m³ aufweist, bevorzugt von 1.100 bis 1.400 kg/m³.
Treibstoff nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei der Treibstoff bei der Verbrennung eine Sauerstoffbilanz von 0 bis -50% aufweist, bevorzugt von -20 bis -40%.