mini|hochkant=1.4|Atlas-V-Flüssigkeitsrakete mit Nutzlast zum Mars Flüssigkeitsraketentriebwerke sind Reaktionsantriebe, die heute vor allem in der Raumfahrt eingesetzt werden.
Im Gegensatz zu Feststoffantrieben, bei denen im Brennraum ein fertiges, in festem Zustand befindliches Gemisch von Brennstoff und Oxidator abbrennt, werden bei Flüssigkeitsraketen eine (Monergol) oder mehrere (Diergole, Triergole) flüssige chemische Komponenten in (getrennten) Tanks mitgeführt und in das eigentliche Triebwerk gefördert. Dort kommt es zu einer kontinuierlichen chemischen Reaktion (katalytische Zersetzung eines Monergols, Verbrennung von Brennstoff und Oxidator). Die dabei durch die Volumenzunahme entstehenden Gasmassen strömen als Stützmasse aus einer Düse aus und erzeugen dadurch Schub in die entgegengesetzte Richtung. Da der Oxidator in der Rakete mitgeführt wird, kann die Verbrennung des Treibstoffes auch ohne die Gegenwart von atmosphärischem Sauerstoff stattfinden, z. B. in der Hochatmosphäre oder im Weltall. Die Mischung von Brennstoff und Oxidator erfolgt bei diergolen Flüssigkeitsraketen erst in der Brennkammer, die Förderung bis zur Brennkammer erfolgt in getrennten Leitungssystemen.
Typische Kenngrößen eines solchen Raketentriebwerkes sind der Schub (die eigentliche Antriebskraft, meist angegeben in Kilonewton (kN), oft noch differenziert in Boden- oder Startschub und Vakuumschub) sowie der spezifische Impuls als Kennzahl der Effizienz des Triebwerkes unabhängig von seiner Größe.
Geschichte mini|hochkant=1.4|1. Stufe der Saturn-V-Rakete mit insgesamt fünf F-1-Flüssigkeitstriebwerken, im Bild Wernher von Braun mini|Walter-Raketenmotor der Me 163b Frühe theoretische Ansätze über die Verwendung von Flüssigkeitsraketen wurden 1903 vom russischen Raumfahrtpionier und -vordenker Konstantin Eduardowitsch Ziolkowski unter dem Titel Erforschung des Weltraums mittels Reaktionsapparaten unter Verwendung von Flüssigsauerstoff (liquid oxygen, LOX) und Wasserstoff in der russischen Zeitschrift Wissenschaftliche Rundschau veröffentlicht. Unabhängig davon veröffentlichte Hermann Oberth 1923 in seinem Werk Die Rakete zu den Planetenräumen die theoretischen Grundlagen der Weltraumfahrt mittels Flüssigkeitsraketen auf der Basis von LOX und Wasserstoff für die bemannte Raumfahrt (Modell A) oder LOX und wasserhaltigem Ethanol für Forschungsraketen (Modell B). Am 16. März 1926 gelang dem US-amerikanischen Forscher Robert Goddard der erste Start einer Flüssigkeitsrakete (2,5 s Flugdauer, 14 m Höhe, 50 m Flugweite) unter Verwendung von LOX und Benzin.
Im Oktober 1930 erreichte eine Rakete Goddards bereits 800 km/h und 610 m Höhe. Beinahe gleichzeitig wurden in Deutschland ab 1930 auf dem Raketenflugplatz Berlin durch den Verein für Raumschiffahrt Versuchsstarts mit Flüssigkeitsraketen durchgeführt. Die deutschen Forschungsbemühungen führten schließlich – nachdem das Militär das Raketenprogramm an sich gezogen hatte – über die Versuchsmodelle A1, A2 und A3 zur ersten Großrakete mit Flüssigkeitsantrieb, der Aggregat 4 (A4), die vor allem unter ihrem propagandistischen Namen, „Vergeltungswaffe 2“, kurz V2, bekannt werden sollte. Diese überschritt mit der Treibstoffkombination von 75%igem Ethanol und Sauerstoff erstmals die Grenze zum Weltraum.Der wasserhaltige Alkohol hatte den Vorteil, dass er kostengünstig herzustellen war und die Verbrennungstemperatur niedriger lag als bei reinem Ethanol. Gleichzeitig wurden im Zweiten Weltkrieg kleinere monergole („kalte“) und diergole Wasserstoffperoxid-Raketentriebwerke (H2O2/Petroleum bzw. N2H4) als Starthilfe für Flugzeuge oder direkt zum Antrieb von Abfangjägern (z. B. die Me 163)Kyrill von Gersdorff, Kurt Grasmann, Helmut Schubert (1995): Flugmotoren und Strahltriebwerke. Bernard & Graefe Verlag. ISBN 3-7637-6107-1, S. 268 ff.Bild und Beschreibung des Walter 109-509C der Me 163 eingesetzt.
Nach dem Zusammenbruch des Deutschen Reiches und dem Abzug von Wissenschaftlern und Technologien wurde die Entwicklung hauptsächlich von den Siegermächten USA und Sowjetunion fortgeführt, die sich beide erbeuteter Unterlagen und deutscher Entwickler bedienten. In der Zeit des Kalten Krieges wurde durch den Bedarf nach immer leistungsfähigeren Interkontinentalraketen die Triebwerksentwicklung vorangetrieben – damals größtenteils mit Flüssigkeitsantrieben. Letztlich konnten einige dieser Entwicklungen auch als Trägerraketen für Raumfahrtzwecke eingesetzt werden (z. b. die R-7-Varianten mit der Treibstoffkombination LOX/Kerosin für die bedeutenden Flüge Sputnik 1 und Wostok 1 mit Juri Gagarin, dem ersten Mensch im Weltall oder die amerikanische Titan II Gemini mit der hypergolischen Treibstoffkombination Stickstofftetroxid/Aerozin 50). Einen Höhepunkt erreichte die Entwicklung in den späten 1960er Jahren mit den riesigen F-1-Triebwerken der Saturn-V-Mondrakete mit der Treibstoffkombination LOX/RP-1. Jüngere Entwicklungen sind z. B. das Haupttriebwerk des Space Shuttles oder das wiederverwendbare RD-170 mit der Treibstoffkombination LOX/Kerosin für die Energija-Rakete. Da sich die Anforderungen an militärische Raketen geändert haben (Mobilität, Stationierungen auf U-Booten als SLBM, dauernde und sofortige Startbereitschaft) haben auf diesem Gebiet die einfacher zu handhabenden Feststoffraketen die Flüssigkeitsrakete abgelöst.
Wie die Geschichte der Raketentechnik und das Schicksal einiger Raketenpioniere zeigt, war die Entwicklung von Flüssigkeitsraketen anfangs mit größeren Gefahren und technischen Hürden verbunden als die von Feststoffraketen. Die Gründe sind vielfältig: Gefahr von Undichtheiten, Verdampfen und Explosionen, Schäden an Pumpen und anderen Aggregaten, Luftblasen oder unzureichende Durchmischung in der Brennkammer, veränderliche Gewichtsverteilung beim Abbrand.
Bauteile Ein Flüssigkeitsraketentriebwerk besteht im Wesentlichen aus einer Brennkammer, einer Düse, einer Pumpvorrichtung für die Treibstoffe (siehe Abschnitt Bauarten) und ggf. einer Zündvorrichtung. Ergänzende Bauteile sind das Schubgerüst, das den Schub auf die Raketenstruktur überträgt, kleinere Tanks für Hilfsmedien (u. a. Druckgas, Kühlmittel, Schmiermittel, Pumpen- und Starttreibstoffe) sowie mehr oder minder aufwändige Rohrleitungen, Ventile und Durchflussregler für die Betriebs- und Hilfsmedien. Ebenso können Steuerelemente wie Hydraulikzylinder oder Stellmotoren zum Schwenken der Brennkammer- bzw. Düseneinheit (siehe auch Schubvektorsteuerung) Bestandteil des Triebwerkes sein.
Brennkammer mini|hochkant=1.4|Aufgeschnittene RD-107-Triebwerkseinheit (Mitte), oben: zylindrische Brennkammer, unten: konische Düsenglocke Die Brennkammer ist ein aus Metall gefertigter Behälter, in dem der Brennstoff mit dem Oxidator vermischt wird und kontinuierlich verbrennt. In der Regel werden Brennkammern aus Fertigungsgründen zylindrisch ausgeführt. An der stirnseitigen, der Düsenöffnung gegenüberliegenden Seite der Brennkammer sind der Einspritzkopf oder eine Injektorenplatte angeordnet. Diese haben die Aufgabe, die in getrennten Rohrleitungen herangeführten Treibstoffkomponenten bei der Einspritzung intensiv und fein zu vermischen, um eine restlose und vollständige Verbrennung sicherzustellen. Der Durchsatz kann dabei bei großen Triebwerken mehrere hundert Liter in der Sekunde betragen (beim F-1 bspw. insgesamt bis zu 155 Tonnen pro MinuteStages to Saturn – Fire, Smoke, and Thunder: The Engines Publikation im history-Archiv der NASA über das F-1-Triebwerk (englische Sprache)). Die Länge der Brennkammer muss dabei so bemessen werden, dass die eingespritzten Komponenten komplett miteinander reagieren können, andererseits muss die Brennkammer so kompakt wie möglich sein, um unerwünschten Wärmeübergang auf die Wandungen zu vermeiden. Der durch die Verbrennung entstehende Druck in der Brennkammer kann dabei je nach Bauweise des Triebwerkes von unter 30 bar bis zu weit über 100 bar erreichen (aktuell 205 bar beim SSME und über 245 bar beim RD-170/171). Im August 2020 erreichte ein Prototyp des SpaceX Raptor laut Elon Musk einen Kammerdruck von 330 Bar.
Um ein Schmelzen und Durchbrennen oder Explodieren der Brennkammer aufgrund der immensen Verbrennungstemperaturen und Drücke in ihrem Inneren zu verhindern, muss diese gekühlt werden. Verbreitete Verfahren sind hierzu die aktive oder auch regenerative Kühlung, bei der ein Teil des Brennstoffes oder des Oxidators in der Form einer Flüssigkeitskühlung zwischen den doppelwandig gefertigten Brennkammerwandungen hindurchströmt, bevor er eingespritzt wird. Wird die Treibstoffkomponente nach dem Passieren des Kühlmantels nicht der Verbrennung zugeführt, sondern in die Umgebung abgelassen, spricht man von Verlustkühlung (englisch dump cooling). Weitere Maßnahmen sind Film- und Schleierkühlungen, bei denen in der Verbrennungszone in Wandnähe oder direkt an den Wandungen durch eine bestimmte Anordnung der Einspritzbohrungen gezielt ein lokaler Brennstoffüberschuss erzeugt wird, um die Verbrennungstemperaturen dort abzusenken und die Verdunstungskälte des Treibstoffes auszunutzen; ferner wird die Wandung so auch vor der Reaktion mit dem Oxidator geschützt. Ebenfalls werden Beschichtungen der Innenwände mit hitzefesten, isolierenden Werkstoffen (Keramische Beschichtungen, Mineralfasern wie Asbest) oder ablativen Werkstoffen eingesetzt, die durch ihren Phasenübergang beim Abschmelzen eine hitzeisolierende Grenzschicht zur Wandung erzeugen. Diese Maßnahmen kommen bei kleineren Triebwerken mit kurzen Brenndauern zum Einsatz, ebenso wie die Fertigung der Brennkammern aus hochtemperaturfesten Niob- oder Tantal-Legierungen, man spricht in diesen Fällen von einer Passivkühlung.
Die Gestaltung von Brennkammer sowie Einspritzkopf oder Injektorenplatte ist eine Herausforderung bei der Konstruktion und Erprobung, da Fehlfunktionen zu einer unstetigen Verbrennung bis hin zu resonanten Verbrennungsschwingungen führen können, die über die Rückwirkung über die Flüssigkeitssäulen in den Treibstoffleitungen und der mechanischen Struktur das gesamte Raumfahrzeug gefährden können (vgl. Pogoeffekt).
Einspritzkopf Der Einspritzkopf bzw. die Injektorplatte sorgt für die Treibstoffzuführung und eine möglichst gleichmäßige Vermischung der Treibstoffe, um die chemische Energie, die in den Treibstoffen gespeichert ist, möglichst vollständig in Bewegungsenergie umzusetzen. Dabei gibt es unterschiedliche Bauweisen:
Dralleinspritzung: Bei der Dralleinspritzung wird der Treibstoff mit einer koaxialen Anordnung von Oxidator und Treibstoff eingespritzt. Dadurch ergibt sich eine Tangentialkomponente, durch die eine gute Treibstoffausbeute möglich ist. Pralleinspritzung: Der Treibstoff wird durch das Gegeneinanderspritzen unter einem bestimmten Winkel gemischt. Dabei gibt es viele Kombinationsmöglichkeiten bei der Anordnung. Es kann dabei zu Verbrennungsinstabilitäten kommen. Paralleleinspritzung: Durch die Paralleleinspritzung erreicht man eine weniger gute Treibstoffdurchmischung, da hier der Treibstoff axial eingespritzt wird und die Vermischung nur durch die in der Brennkammer auftretenden Turbulenzen passiert. Dagegen hat die Paralleleinspritzung einen geringen Herstellungsaufwand. Koaxialeinspritzung: Bei der Koaxialeinspritzung wird durch die Einspritzung der Treibstoffkomponenten in koaxialer Anordnung bei möglichst großer Geschwindigkeitsdifferenz der Komponenten eine hohe Treibstoffausbeute erreicht. Zusätzlich besitzt die Koaxialeinspritzung eine gute Skalierbarkeit, weshalb sie bei einem Großteil der Triebwerke verwendet wird.
Schubdüse mini|hochkant=1.4|Raketendüse eines Pratt & Whitney RL10B-2 einer Delta-IV-Oberstufe, der rote und der obere dunkle Teil sind fest, der untere dunkle Teil wird nach der Stufentrennung mittels der Gewindespindeln in seine gezeigte Arbeitsposition gebracht. mini|hochkant=1.4|Aus einzelnen Kühlröhrchen aufgebaute Raketendüsen (XLR-87 einer Titan I)