30.03.2016, 10:15 Uhr | 3 |

Ungiftiger Treibstoff Öko-Rakete aus Bremen schießt mit Paraffin in den Himmel

Bremer Studenten starten am 12. April in Schweden eine selbst entwickelte Rakete, die von einem ungiftigen Treibstoff beschleunigt wird. Zusätzliches Ziel bei der Entwicklung war die Senkung der Kosten, um die Raumfahrt für die Privatwirtschaft attraktiver zu machen.

"Grüne Rakete": das Hybridtriebwerk im Test.
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"Grüne Rakete": das Hybridtriebwerk im Test. Bremer Studenten wollen Paraffin nutzen, um eine 80 kg schwere und 3,8 m lange Forschungsrakete in eine Höhe von 4000 m zu schießen. 

Foto: ZARM

Wenn Feuerspucker ihr Publikum mit langen Flammen beeindrucken, die aus ihrem Mund schießen, ist Paraffin im Spiel. Diese Flüssigkeit ist ungiftig, also keine Gefahr für den Artisten, sofern er sein Handwerk beherrscht und die Flamme tatsächlich nur außerhalb seines Mundes lodert.

Die feurigen Eigenschaften des Materials, das auch in Kerzen verwendet wird, hat es Studenten am Zentrum für angewandte Raumfahrttechnologie und Mikrogravitation (ZARM) der Universität Bremen angetan. Sie nutzen es, um eine 80 kg schwere und 3,8 m lange Forschungsrakete in eine Höhe von 4000 m zu schießen. Der Start ist für den 12. April geplant. Am 24. März trat die Rakete ihre Reise ins schwedische Kiruna zum europäischen Weltraumbahnhof Esrange an.

Ohne Kohlendioxid geht es nicht

Auch wenn die Studenten von einer „green rocket“, also einer grünen Rakete sprechen: Ganz so ist es nicht. Beim Verbrennen des Paraffins mit reinem Sauerstoff entstehen Kohlenstoffdioxid und Ruß, allerdings keine weiteren Schadstoffe wie bei normalem Raketentreibstoff. Passend zur Jahreszeit trägt die Rakete den Namen ZEpHyR, was in der griechischen Mythologie so viel wie Frühlingsbote und Windgottheit bedeutet, im Rahmen des Projektes allerdings für „ZARM Experimental Hybrid Rocket“ steht.

Die Entwicklung fand im Rahmen des STERN-Programms, das vom Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) gefördert wird und deutschen Universitätsteams die Chance bietet, abseits des Hörsaals mit selbstgebauten Raketen Raumfahrtforschung praxisnah zu erleben.

Ziel der Bremer Studenten ist die Entwicklung einer Rakete, die kostengünstig und leicht zu handhaben ist. Vor allem aber wollten sie auf hochgiftige Treibstoffe wie Hydrazin verzichten, das bei Fehlstarts die Umwelt verseucht. Unter den STERN-Forschern sind die Bremer die einzigen, die es mit Paraffin versuchen. „Andere europäische Forschungsteams gehen bereits ähnliche Wege, was deutlich zeigt, dass in diesem Antriebskonzept großes Potential für zukünftige Raumfahrtprojekte steckt“, sagt Peter Rickmers, der das ZEpHyR-Projekt leitet. Rickmers ist Leiter der Gruppe Raumfahrtantriebe und Energiesysteme am ZARM.

Fallschirm aus dem Outdoor-Laden

Die jungen Bremer Forscher sparten wo sie nur konnten. Die Schubdüsen stellten sie mit einem 3D-Drucker her. Auch die Ventile für die Sauerstoffzufuhr bauten sie selbst. Die elektronischen Bauteile für die selbst entworfene Steuerung kauften sie im Elektronikhandel ein. Und den Fallschirm, der die Rakete zurück zur Erde schweben lässt, erstanden sie in einem Outdoor-Geschäft. 30 Triebwerkstest waren nötig, um die optimale Mischung von Paraffin und Sauerstoff zu finden.

Am 3. April reisen die Studenten nach Kiruna, um den Start vorzubereiten. 

Wie Ingenieure die umweltfreundlichsten Alternativen zu Kerosin ermitteln, lesen Sie hier.                  

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Von Wolfgang Kempkens
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18.04.2016, 12:36 Uhr Siegie
Die Technologie und Technik der Hybridtriebwerke ist nicht neu!
Die Technologie und Technik der Nutzung von Hybridtriebwerken bei Raketen ist nicht neu! Bereits seit über 50 Jahren ist diese Technik der Treibstoffkombination von flüssigen Oxidatoren (zumeist flüssiger Sauerstoff) und festen Brennstoffen für Raketentriebwerke bekannt. Daher auch die Bezeichnung Hybridtriebwerk .Der Vorteil dieser Hybridtriebwerke ist die hohe Sicherheit und Zuverlässigkeit und die gefahrlose Abschaltung und Zuschaltung der Triebwerke zu einem beliebigen Zeitpunkt. Dabei befindet sich der Brennstofftank unmittelbar hinter der Brennkammer und der Tank mit flüssigem Sauerstoff ist davor angeordnet. Die NASA hat bereits vor über 13 Jahren derartige Triebwerke erfolgreich erprobt – allerdings nicht mit Paraffin (chemische Strukturformel: CnH2n+2- Reaktionsprodukte H2O und CO2). Paraffin als Brennstoff wird sich aller Wahrscheinlichkeit nicht durchsetzen und keine Zukunft haben, weil die Dichte von Paraffin mit 0,81 kg/dm³ bis 0,86 kg/dm³ einfach zu gering ist. Die NASA hat verschiedene Plaste, wie beispielsweise Polyurethane für ihre Erprobungen genutzt, wo die Dichte zwischen 1,1 bis 1,3 kg/dm³ liegt. Für eine Steighöhe H von 4000 m ist nicht nur die einfache Schallgeschwindigkeit von 343 m/s (bei 20o C Lufttemperatur) als Anfangsgeschwindigkeit vo erforderlich, sondern sogar rund 420 m/s. Denn die Geschwindigkeit für eine Steighöhe H errechnet sich aus der Wurzel aus zweimal der Steighöhe H mal der Erdbeschleunigung g. Es gilt also in erster Näherung vo=√H*2*g = √4000 m*2*9,81 m/s²≈280 m/s. Dazu muss man noch den Verlust durch den Luftwiderstand von ca. 40 Prozent (112 m/s) und den Verlust durch die Schwerkraft (Brennschlusszeit t* Erdbeschleunigung g = 3,4 s*9,81 m/s²≈33 m/s) hinzuaddieren. Die Anfangsgeschwindigkeit vo der Rakete müsste dann bei einer Masse m von 80 kg, einem Durchmesser von 0,15 m (Luftwiderstandsfläche A= 0,018 m²) und einem Widerstandsbeiwert von cw= 0,2 der Rakete rund vo= (√ H*g *2) : (1-√cw*ρ*A*H: m*3) = √4000 m*9,81 m/s²*2) : (1-√0,2*1,3*0,018*4000: 80*3) = 280 m/s: (1- 0,28) = 280 m/s : 0,72 = 388 m/s (+33 m/s für den Geschwindigkeitsverlust durch die Schwerkraft) betragen). Es ergibt sich also eine erforderliche Anfangsgeschwindigkeit vo von rund 420 m/s. Beim groben überschlagsmäßigen Durchrechnen der Rakete ergab sich, dass diese wahrscheinlichen einen theoretischen Schub von rund 6,8 kN erzielen könnte (S= Massendurchsatz *effektive Ausströmgeschwindigkeit = m*ve= 3,4 kg/s*2000 m/s= 6.800 N=6.8 kN. Anderseits lässt sich der Schub S aus dem Produkt der engsten Fläche Fs der Brennkammer (der Durchmesser von ca. 6 cm wurde von einem Foto im Internet abgeschätzt) aus einem und des Brennkammerdrucks po, multipliziert mit einem Koeffizienten, der sich aus der Spezifik der Konstruktion ergibt und sich aus dem Adiabatenexponeten γ, dem Faktor Γ und dem Druckverhältnis des Brennkammerdruckes po und des atmosphärischen Druckes pe errechnet. Es gilt also S=1,24 *Fs*po = 1,24*3²cm²*3,14 *20 kp/cm² 9,81 ≈ 6,9 kN. Beide Resultate zum Schub stimmen also fast überein! Es sind auch keine besonderen anspruchsvollen technischen Parameter bei der 80 kg Masse umfassenden Hybridrakete einzuhalten. Um die Steighöhe H von 4000 m zu erklimmen und die vo von 420 m/s zu erzielen ist lediglich eine Treibstoffmasse MTr von rund 15 kg erforderlich (420:2000= ln Mo: ML = 0,21; e0,21 = Mo:ML ≈1,23 ; ML=Mo:1,23= 80 kg:1,23≈ 65 kg ; Mo-Ml=Mtr= 80 kg-65 kg=15 kg). Das Verhältnis von Startmasse Mo zur Leermasse ML beträgt also lediglich 80:65=1,23 und ist von den raketentechnischen Parametern her nicht besonders anspruchsvoll. Es ergibt sich somit nach der Raketengrundgleichung eine Brennschlussgeschwindigkeit vB bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von ve= 2000 m/s und einem Masseverhältnis von rund 1,23: vB= 2000 m/s*ln 1,23 = 2000 m/s*0,21 = 420 m/s, womit die Steighöhe H=4000 m lässig von der Hybridrakete erklommen werden kann.
Am 16.04.2016 vermeldete die Pressesprecherin des ZARM, dass in Kiruna die Rakete des Bremer Institutes erfolgreich gestartet sein. Allerdrings konnte nur eine Gipfelhöhe von 1500 m innerhalb von 25 s erklommen werden – die ursprünglich angepeilten 4000 m wurden weit verfehlt. Die Rakete soll dabei eine Leistung von über 8000 PS=6 MW entwickelt haben. Denn die Leistung P errechnet sich zu P=H*g*m*: (µ* t) (H=Gipfelhöhe=1500 m; g=Erdbeschleunigung= 9,81 m/s; m=Masse der Rakete=80 kg ; µ=Wirkungsgrad=0,0166; t=Steigzeit=25s. Für P ergibt sich damit P=1500 m *9,81*80 kg : (0,0166*25)≈ 2,8 MW= 3859 PS und nicht 6 MW=8000 PS. Anderseits ergibt sich die Leistung einer Rakete P aus dem Produkt des Schubes und der effektiven Ausströmgeschwindigkeit dividiert durch 2. Es gilt also: P= S*ve*0,5 = 6800 N*2000 m/s*0,5=6.8 MW= 9252 PS.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

19.04.2016, 22:24 Uhr Siegie
Hybridrakete besaß 22 kg Treibstoff und eine Höhenkapazität von über 9000 m!
Dem Online-Portal der Zeitung MK Kurier konnte am 19.04.2016 entnommen werden, dass die Hybridrakete vom Bremer ZARM 22 kg Treibstoff besaß. Aus diesem exakten Parameter lässt sich die theoretische Brennschlussgeschwindigkeit ermitteln und die Rakete grob technisch Rekonstruieren. Bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von rund 2000 m/s, die sich aus dem Produkt von spezifischen Impuls Isp mit 204 s für einen Treibsatz aus Paraffin und flüssigem Sauerstoff (laut Literatur und Internet) und der Erdbeschleunigung mit g=9,81 m/s zu
ve=204 s*9,81 m/s² = 2001 m/s (1)
ergibt sich eine Brennschlussgeschwindigkeit von
vB=2000 ln 80:58= 2000 m/s*0,322= 644 m/s. (2)
Der Schub S der Rakete errechnet sich wiederum aus dem Produkt der engsten Fläche Fs der Düse (der Durchmesser von ca. 6 cm wurde von einem Foto im Internet abgeschätzt) multipliiert mit dem Brennkammerdrucks po, (es sollen 20 bar=20 kp/cm² angenommen werden, weil ist Usus ist) multipliziert mit einem Koeffizienten, der sich aus der Spezifik der Konstruktion ergibt und sich aus dem Adiabatenexponeten γ, dem Faktor Γ und dem Druckverhältnis des Brennkammerdruckes po und des atmosphärischen Druckes pe errechnet. Es gilt also mit Γ=0,66 und γ=1,27 für Hybridtriebwerke
S= Γ*√ 2 γ: (γ-1) [1- (pe:po) (γ-1) γ]*Fs*po= 1,24*3²cm²*3,14 *20 kp/cm² 9,81 ≈
6,9 kN. (3)
Damit lässt sich schlussendlich der Massendurchsatz m in kg/s der Rakete bestimmen, da der Schub S sich aus dem Produkt des Massedurchsatzes in kg/s und der effektiven Ausströmgeschwindigkeit ve sich zusammensetzt. Es gilt also:
m= S:ve = 6,9 kg*m/s²: 2000 m/s= 3,45 kg/s≈ 3,5 kg/s. (4)
Nunmehr kann die Brennschlusszeit t, die sich aus dem Quotienten von Treibstoffmasse und Massedurchsatz bestimmen lässt, wie folgt berechnet werden:
t= 22 kg: 3,5 kg/s = 6,286 ≈ 6,3 s. (5)
Mit der Anfangsgeschwindigkeit von vo = 644 m abzüglich des Betrages durch den Schwerkraftverlust, der sich aus dem Produkt der Brennschlusszeit und der Erdbeschleunigung zusammensetz und
∆v= t*g= 6,3*9,81≈62 m/s (6)
beträgt, ließe sich eine theoretische Gipfelhöhe H mit folgender Parameter der Rakete berechnen: durchschnittlichen Masse m von 69 kg [(80 +58)kg: 2≈ 69 – siehe weiter oben), einem Durchmesser von 0,16 m (Luftwiderstandsfläche A= 0,02 m²) und einem Widerstandsbeiwert von cw= 0,4 Die theoretische Gipfelhöhe H beträgt damit:
H= vo²: [2*g+(vo²*cw*ρ*A): (m*3)]=
582² m²/s²: [20+(582²*0,4*1.3*0,02): (3*69)] m/s² = 338724 m²/s²: (20+17) m/s² =
9155 m. (7)
Warum die Mission der Bremer jungen Raketenforscher schlussendlich missglückte und weder die euphorisch angekündigten 8000 m (MAZ vom 14.04.2016) noch wie überwiegend verbreiteten 4000 m und schlussendlich nur 1500 hoch flog, darüber kann nur spekuliert werden: Unterbrechung Sauerstoffzufuhr, Ventildefekt des Sauerstofftanks, Undichtheiten im Leitungssystem, Erosion oder gar Zerfall des Paraffinkörpers (…), viele Möglichkeiten sind dabei denkbar.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen

22.04.2016, 20:00 Uhr Siegie
Die Triebwerksdüse führte zum Desaster von Zephyr
Wie einer Seite aus dem Internet entnommen werden konnte, soll die Düse der Bremer Zephyr-Rakete vom ZARM aus Baumwolle und Harz bestanden haben. Dies musste ja denn auch kräftig nach hinten losgehen – im wahrsten Sinne der Bedeutung! Die Ursache des Raketendesaster, dass nicht die angepeilten 4000 m Gipfelhöhe erzielt werden konnten, sondern lediglich 1500 m bestand also im Versagen der Düsen, so dass die ganze Ladung Treibstoff quasi im Leerlauf nach hinten „abpfeifen“ musste. Es sollen einmal die Hauptparameter dieser quasi havarierten und ramponierten Rakete ermittelt werden, wobei die Paramater unter (1), (3) und (4) auch in diesem Falle gelten sollen. Da die Gipfelhöhe 1500 m betrug, ergibt sich für das lädierte Projektil eine Anfangsgeschwindigkeit von nur
vo (1500 m)= √2 H*g : √[1- [(cw*p*A*H):3*m]=
√2*1500*9,81 m/s: √[1-(0,4*1,3*0,02*1500): 3*75]=
√29430 m/s: √1-0,2= 172 m/s: 0,93 = 185 m/s. (1)
Zu diesem Betrag muss für den Verlust durch die Schwerkraft noch
∆v= Brennschlusszeit t* Erdbeschleunigung g = 2,6 s*9,81 m/s²≈25 m/s (2)
addiert werden, wobei sich die Brennschlusszeit von 2,6 s aus dem Quotienten von MTr=9 kg und den Massedurchsatz von m=3,5 kg/s errechnet, also zu rund
t= MTr: m=9 kg: 3,5 kg/s≈ 2, 6 s (3)
ergibt. Damit beträgt die Anfangsgeschwindigkeit im Endeffekt
vo= 185 m/s+25 m/s=210 m/s. (4)
Damit kann das Masseverhältnis von Startmasse Mo zu Leermasse ML bestimmt werden. Es gilt somit:
210:2000= ln Mo: ML = 0,11. (5)
Daraus resultiert
e0,11 = Mo:ML ≈1,13 (6)
und
ML=Mo:1,12= 80 kg:1,12≈ 71 kg. (7)
Damit betrug die faktisch abgebrannte und funktionstüchtige Treibstoffmasse
Mo-Ml=Mtr= 80 kg-71 kg=9 kg. (8)
Das Verhältnis von Startmasse Mo zur Leermasse ML beträgt also lediglich 80:71=1,12 und ist von den raketentechnischen Parametern her nicht besonders anspruchsvoll. Es ergibt sich somit nach der Raketengrundgleichung eine Brennschlussgeschwindigkeit vB bei einer effektiven Ausströmgeschwindigkeit von ve= 2000 m/s und einem Masseverhältnis von rund 1,12:
vB= 2000 m/s*ln 1,13 = 2000 m/s*0,12 = 240 m/s, (9)
(-25 m/s für den Verlust durch die Schwerkraft), womit die Steighöhe H=1500 m lässig von der Hybridrakete erklommen werden kann. Zur Überprüfung der Güte der theoretischen Rekonstruktion der Rakete wurden noch die Beschleunigungswerte errechnet. Die Beschleunigung einer Rakete kann zunächst einmal über den Schub S und der durchschnittlichen Masse M bestimmt werden. Es gilt also:
a=S: M= 6800 N: 75 kg = 91 m/s². (10)
Anderseits lässt sich die Beschleunigung a über die Anfangsgeschwindigkeit vo und der Brennschlusszeit t bestimmt werden. Es gilt also:
a = vo: t= 240 m/s : 6,2 s = 92 m/s². (11)
Die beiden Resultate korrespondieren sehr gut miteinander, was drauf hindeutet, dass die raketentechnische und rechentechnische Rekonstruktion relativ gut gelungen ist und die Rakete gar keine größere Leistung entwickeln konnte. Zum Schluss soll rechnerisch und theoretisch die Steigzeit t ermittelt werden, die für die 1500 m empirisch mit 25 s ermittelt bzw. gemessen werden konnte. Für die Beschleunigung a gilt mit den obigen Parametern unter (7) und (21)
a= Fw: m= vo²*cw*A*p : 6 m=215²*0,4*0,02*1,3 m/s²: 6*75= 1,068 m/s²≈ 1,1 m/s². (12)
Damit errechnet sich die Steigzeit t zu
t= vo: (g+a)+√vo²:(g+a)²- 2*H: (g+a) = 215 m/s: 11 m/s² + √ (215:11)²- (3000 m/s: 11) m/s²≈
19,5 s + 10,5 s = 30 s. (13)
Damit stimmt die empirisch registrierte mit der theoretisch ermittelt Steigzeit fast überein.
Siegfried Marquardt, Königs Wusterhausen


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