Die vorliegende Erfindung betrifft ein Raketentriebwerk. Insbesondere betrifft die Erfindung ein Raketentriebwerk für einen Raketentreibstoff, mit einer Stützmasse bei deren Verbrennung ein Produkt mit einem Dipolmoment entsteht.

Raketentriebwerke sind Antriebe, die die Antriebskraft (Schub) durch Ausstößen von Stützmasse entgegen der Antriebsrichtung erzeugen. Weil sie dabei keine

Materie von außen ansaugen und beschleunigt wieder ausstoßen, funktionieren sie unabhängig von der Umgebung, also auch im Vakuum. Sie wurden

ursprünglich für den Flug von Raketen entwickelt.

In der US5170623A wird ein Hybrid chemisch-/elektromagnetisches Vortriebssys- tem beschrieben.

In der US2013/0327015A1 wird ein zweifach verwendbares Hydrazin Vortriebssystem beschrieben.

Eine wesentliche Kenngröße von Raketentriebwerken ist der massenspezifische Impuls, der die Effizienz des Antriebs als Verhältnis zwischen Impuls und verbrauchter Treibstoffmasse beschreibt. Er hat - in SI-Einheiten - die Einheit m/s und liegt z. B. bei einem Feststoffmotor bei 2450 m/s, einem Flüssigkeitstriebwerk bei 4444 m/s. Daneben spricht man vom gewichtsspezifischen Impuls, wenn man den massenspezifischen Impuls über die Erdbeschleunigung normiert. Die Sl- Einheit des gewichtsspezifischen Impuls ist s.

Es werden momentan zwei Möglichkeiten untersucht, den (gewichts-)spezifischen Impuls von chemischen Triebwerken zu steigern: Freie Radikale und metastabile Elemente. Alle Methoden befinden sich noch im Experimentierstadium. Ozon ist zwar instabil, das Allotrop Tetrasauerstoff soll aber stabiler sein. Damit wären

(gewichts-)spezifische Impulse von bis zu 564 s (5538 Ns/kg) im Vakuum möglich. Man versucht ebenfalls Wasserstoffradikale als Treibstoff zu verwenden. Um die Stabilität des Elements zu erhöhen, werden sie unter flüssigen Wasserstoff gemischt. Wird diese Kombination (mit theoretischen 15,4 % Radikalen) mit flüssigem Sauerstoff verbrannt, können (gewichts-)spezifische Impulse von bis zu 750 s (7358 Ns/kg) im Vakuum erreicht werden. Es wurde testweise metastabiles Helium erzeugt und als Bose-Einstein-Kondensat gespeichert. Die Reaktion von metastabilem Helium zu Helium würde spezifische Impulse von 2825 s

(27.713 Ns/kg) möglich machen, mehr als bei nuklearen Antrieben.

Raketentriebwerke müssen insbesondere auch einen ausreichend großen

Massendurchsatz erlauben, woran exotische Kombinationen regelmäßig scheitern, beispielsweise eine Rakete mit einer Masse von 100.000 kg und mit einem hohen gewichtsspezifischen Impuls von 10.000 s und einem maximalen Durchsatz von nur 100g/s (Ionentriebwerk) - dies läßt sich nicht für LEO oder GEO Raumfahrt verwenden.

Es ist die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Raketentriebwerk mit einer er- höhten Effizienz bereitzustellen.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch die Merkmale des Anspruchs 1. Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben.

Danach wird die Aufgabe gelöst durch ein Raketentriebwerk für einen Raketentreibstoff, mit einer Stützmasse bei deren Verbrennung ein Produkt mit einem Di- polmoment entsteht, umfassend eine Brennkammer bevorzugt mit einem Flamm- halter, eine Düse, wobei eine Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes vorgesehen ist, mit der zumindest in einem Bereich der Düse ein elektrisches Feld angelegt wird, durch das Quer- und Rotationsfreiheitsgrade der molekularen Be- wegung der Moleküle mit Dipolmoment eingeschränkt wird und die Moleküle mit Dipolmoment beim Durchfliegen des elektrischen Feldes gleichgerichtet werden.

Der Arbeit des Raketentriebwerks liegt das Rückstoßprinzip im Rahmen des dritten newtonschen Axioms zugrunde. Je höher die Geschwindigkeit der ausgestoßenen Stützmasse ist, desto effizienter ist das T riebwerk und desto größer ist die mögliche Geschwindigkeitsänderung„Delta v“ der Rakete.

Raketentriebwerke kommen nicht nur als Antriebe von Raketen, Trägerraketen, Raumfahrzeugen zur Anwendung sondern auch bei Flugzeugen und speziellen Landfahrzeugen (z. B. Raketenautos). Rückstoßantriebe, die auf Verbrennung beruhen, führen sowohl ihren Treibstoff als auch ihren Oxidator mit. Das angetriebene Objekt, zum Beispiel eine Rakete, wird durch den Rückstoß mit der gleichen Kraft nach vorn beschleunigt, mit der das Antriebsmedium nach hinten ausgestoßen wird. Die meisten (aber nicht alle) Raketenantriebe sind Verbrennungskraftmaschinen: Sie erhitzen durch Verbrennung eines Brennstoffs mit Oxidationsmitteln eine

Stützmasse (in der Regel das/die Verbrennungsprodukt(e)) in einer Brennkammer bei sehr hoher Temperatur und lassen das energiereiche Produkt des Prozesses in Gasform durch eine Öffnung austreten. Die bei der (exothermen) Verbrennung freigesetzte thermische Energie sowie der entstehende Druck in der

Brennkammer werden beim Austreten (teilweise) in kinetische Energie

(Beschleunigung) umgewandelt und erzeugen somit die Schubkraft nach dem Rückstoßprinzip.

Die speziell geformte Austrittsöffnung der Brennkammer wird Düse genannt, sie dient zur Erhöhung der Austrittsgeschwindigkeit (resultiert in höherer Schubkraft) sowie zur Erhöhung des Innendrucks in der Brennkammer (zugunsten des

Verbrennungsprozesses) . Eine häufig verwendete Düsenart ist die Lavaldüse. Die Düse muss gekühlt werden, was entweder durch Beschichtungen oder durch innen liegende Kühlleitungen, durch die der Brennstoff fließt, erreicht wird.

Idealerweise entspannt man den Strahl bis auf den Umgebungsdruck; im Vakuum oder aus praktischen Gründen (Länge und Gewicht) ist das nicht möglich, die Auslegung der Düse ist daher ein Kompromiss und Teil der Antriebsauslegung, die insbesondere auch abhängig ist von den Betriebsbedingungen: im Weltraum, im Orbit, auf dem Weg zum Orbit, in der höheren Atmosphäre oder in der

Atmosphäre.

Ein chemisches Raketentriebwerk arbeitet (im Gegensatz zu einigen anderen Triebwerken) völlig unabhängig von seiner Umgebung. Es ist eine

Verbrennungsmaschine wie das luftatmende Strahltriebwerk, aber im Gegensatz zu diesem nicht auf den Luftsauerstoff als Oxidationsmittel angewiesen: Es werden alle notwendigen Betriebsmittel mitgeführt, so z. B. der zur Verbrennung des Brennstoffs notwendige Sauerstoff. Die Rakete kann deshalb auch im

Vakuum arbeiten. Die folgenden drei Formen von chemischen Triebwerken sind gebräuchlich und unterscheiden sich im Lagerungszustand der Betriebsmittel: Feststofftriebwerk, Flüssigkeitstriebwerk und Hybridraketentriebwerk. Das

Feststofftriebwerk verwendet Feststoffe zum Verbrennen und der Treibstofftank ist gleichzeitig auch die Brennkammer. Ein Flüssigkeitstriebwerk ermöglicht aufgrund des Aufbaus Schubregulierung, lange Arbeitszeit und eine relativ günstige

Wiederverwendung. Bei Flüssigkeitsraketentriebwerken werden Brennstoff und (sofern es sich nicht um ein Monergoltriebwerk handelt) Oxidans außerhalb des Triebwerks gelagert. Sie lassen sich mit geringem Mehraufwand auch

wiederzündbar auslegen, so dass das Triebwerk während des Fluges mehrere Brennphasen haben kann. Im Hybridraketentriebwerk werden sowohl feste als auch flüssige T reibstofkomponenten verwendet.

Als Raketentreibstoff werden die Antriebsstoffe des Raketenmotors bzw.

Raketentriebwerks bezeichnet. Durch ihn entsteht der Schub einer Rakete.

Die Wahl des Raketentreibstoffes ist ein bestimmender Faktor für den

spezifischen Impuls eines Raketentriebwerks. Der spezifische Impuls ist ein Maß für die Effizienz von Triebwerken, also für den Verbrauch von Treibstoff pro Impuls.

Obwohl ein hoher spezifischer Impuls immer erstrebenswert ist, kommen häufig auch Treibstoffe mit geringerer Effizienz zum Einsatz. Beispielsweise wird in der ersten Stufe von Raketentriebwerken oft Kerosin als Brennstoff oder

Feststoffraketen verwendet, obwohl Triebwerke mit flüssigem Wasserstoff oder elektrischem Antrieb einen sehr viel höheren spezifischen Impuls haben, also effizienter sind.

Die für Raketen am häufigsten verwendeten Treibstoffe sind chemisch. Dabei werden die Produkte einer chemischen Reaktion mit hoher Geschwindigkeit aus der Triebwerksdüse ausgestoßen. Sowohl Energie als auch Stützmasse kommen aus der chemischen Reaktion. Dies hat sich z.B. in der Raumfahrt als Startsystem in den Orbit bewährt, weil die erzielbaren Beschleunigungen (6g) und der spezifische Impuls sowie der dafür notwendige Durchsatz technisch umsetzbar sind.

Bei den chemischen T reibstoffsystemen erzeugt eine chemische Reaktion den Schub der Rakete. Man unterscheidet allgemein entweder nach der Art des Treibstoffes in Fest-, Flüssig- oder Hybridtreibstoffe oder nach Anzahl der am Verbrennungsprozess beteiligten Reaktionsstoffe in Monergol, Diergol oder Triergol. Bei der chemischen Reaktion werden Wärmeenergie und

Reaktionsprodukte frei, durch die hohe Drücke und Temperaturen in der

Brennkammer entstehen, wodurch die Reaktionsprodukte mit möglichst hoher Geschwindigkeit aus der Triebwerksdüse ausgestoßen werden.

Bei chemischen Raketentreibstoffen werden bevorzugt ein T reibstoff (auch Brennstoff genannt) und ein Oxidator bzw. Oxidanz verwendet. Diese können vor dem Start in gemischter (Feststoffrakete) oder ungemischter Form (bspw. in einer Flüssigkeitsrakete) vorliegen.

Besonders bevorzugt sind insbesondere bei Großraketen folgende

Kombinationen:

Zum Antrieb werden kryogene Treibstoffe wie Kerosin mit LOX (Liquid Oxygen, Flüssigsauerstoff), Flüssiger Wasserstoff mit LOX (Liquid Oxygen,

Flüssigsauerstoff) verwendet. Als Flüssigbrennstoffe werden UDMH oder/und Hydrazin mit Distickstofftetroxid (Hypergol und ohne Kühlung lagerbar) eingesetzt. Als Feststoff-T reibstoffe werden Hydroxyl-terminiertes Polybutadien mit

Ammoniumperchlorat und Aluminium, abgekürzt HTPB / AP / AL verwendet.

Für das Lagekontrollsystem kommen nur nicht-kryogene Stoffe zum Einsatz: MMH mit Distickstofftetroxid oder MON als Hypergol bzw. Hydrazin als Monergol.

Die Stützmasse ist bei Rückstoßantrieben die nach hinten ausgestoßene Masse, durch die der Rückstoß bewirkt wird. Der Schub ist das Produkt aus Massestrom und Austrittsgeschwindigkeit.

Bei der Verbrennung der Stützmasse entsteht mindestens ein Produkt mit einem Dipolmoment. Das Dipolmoment ist ein Maß für die Stärke eines Dipolmoleküls und damit für die Polarität des Moleküls. Ein solches Produkt mit Dipolmoment beim Verbrennen der Stützmasse kann beispielsweise Wasser sein.

Die Brennkammer ist das Bauteil, in dem der Brennstoff mit dem Oxidator kontinu- ierlich verbrennt. Bei einem Feststoffraketentriebwerk ist dies der Behälter, in dem der Feststoff eingebracht ist und verbrennt, bei einem Flüssigkeitsraketentriebwerk ist das ein bevorzugt 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. Besonders bevorzugt ist die Brennkammer der vorliegenden Erfindung mit teilweise geraden Wänden, bevorzugt einem Behälter mit rechteckigem, sechseckigem, achteckigem oder quadratischen Querschnitt ausgebildet. Dieser Querschnitt kann über die gesamte Brennkammer gleich bleibend ausgebildet sein nur in vorbestimmten Bereichen der Brennkammer gleich bleibend ausgebildet sein. Der Querschnitt kann sich über die Länge der Brennkammer vergrößern oder verkleinern. Bevorzugt wird dabei die geometrische Grundform des Querschnitts erhalten, auch wenn diese sich vergrößert oder verkleinert. An der stirnseitigen, der

Düsenöfnung gegenüberliegenden Seite der Brennkammer sind bevorzugt der Einspritzkopf oder eine Injektorenplatte bzw. ein Flammhalter 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.

An die Brennkammer schließt bevorzugt unmittelbar eine Düse an. Die Düse ist bevozugt als Schubdüse ausgebildet, bevorzugt in Form einer Lavaldüse. Diese besteht aus einer Einschnürung zur Geschwindigkeitssteigerung des Gases, dem sogenannten Düsenhals, der wiederum in einen glockenförmigen oder

kegelförmigen Teil übergeht, in dem durch die Expansion der Gase der Schub erzeugt wird. Bevorzugt werden Brennkammer und Düse in einem Teil gefertigt.

Durch die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes ist es möglich, ein elektrisches Feld zu generieren. Ein elektrische Feld ist ein physikalisches Feld, das durch die Coulombkraft auf elektrische Ladungen wirkt. Es bewirkt die

Bindung von Elektronen an den Atomkern und beeinflusst so die Gestalt der Materie. Elektrische Felder werden hervorgerufen von elektrischen Ladungen und durch zeitliche Änderungen magnetischer Felder. Bevorzugt ist das generierte elektrische Feld das elektrische Feld einer Punktladung, besonders bevorzugt mehrerer Punktladungen, bevorzugt das elektrische Feld einer Linienladung, bevorzugt das elektrische Feld eines Dipols, besonder bevorzugt das elektrische Feld einer Flächenladung, besonders bevorzugt ein homogenes elektrisches Feld, insbesondere das elektrische Feld eines Plattenkondensators. Bevorzugt ist die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Felds ein Plattenkondensator.

Besonders bevorzugt ist ein elektrisches Feld vorgesehen, das lateral angeordnet ist. Damit wird die sonst freie Molekularbewegung der Dipolmoleküle in 3 von 6 Freiheitgraden behindert bzw. moderiert. Damit entsteht eine Möglichkeit, die Wärmeenergie mehr in die axiale Bewegung (=kinetische Energie) zu lenken, als sie dem Massenstrom vor allem in Form einer Temperaturerhöhung zuzuführen.

Weiter bevorzugt ist eine quasi Punktladung am Düsenausgang vorgesehen besonders bevorzugt mit einer Flächenladung bei dem Flammhalter. In diesem Fall wirkt das E-Feld axial. Außerdem werden 2 Freiheitsgrade blockiert. Besonders bevorzugt wird die Strömung mit Aufkommen der Dipolmoleküle bis zum Austritt aus der Düse durch ein E-Feld moderiert. Hierbei liegt das E-Feld besispielsweise mit der Verbrennung bis zum Austrittsquerschnitt an, bevorzugt von Brennkammeranfang bis Düsenaustritt.

Weiterhin bevorzugt ist die Kombination von unterschiedlichen E-Feldern, beispielsweise axial und lateral orientierte E-Felder.

Bevorzugt ist auch ein oszillierendes E-Feld, das beispielsweise durch

Wechselspannung erzeugt wird - hierdurch wird ein etwaiger Elektrolyseeffekt bzw. eine einseitige Belastung der Strömung verringert. Bevorzugt ist ein

Spannungswechsel mit bis zu 10.000 Hz;dann ist die beeinflußte Weglänge I = ca. 5.000 m/s / 10.000 1/s = 0,5 m.

Die Einrichtung zur Erzeugung des elektrischen Felds ist so eingerichtet, dass das elektrische Feld zumindest in einem Bereich der Düse anlegbar, ist. Bevorzugt ist das elektrische Feld im gesamten Bereich der Düse inklusive Brennkammer anlegbar, besonders bevorzugt zumindest in einem Teil der Düse, insbesondere bevorzugt in dem Bereich, der der Brennkammer zugewandt ist, ...

Durch das elektrische Feld wird die Strömung von dipolartigen Molekülen durch die Düse moderiert, d.h. die Quer- und Rotationsfreiheitsgrade (3 von 6) der mole- kularen Bewegung der Dipolmoleküle wird eingeschränkt, und damit die Effizienz des Raketentriebwerks verbessert. Auch beim Leeren von Behältern kann dies eingesetzt werden.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung ist das Raketentriebwerk ein Flüssigkeitsraketentriebwerk.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel ist die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes so ausgebildet ist, dass im Bereich der Brennkammer und im kompletten Bereich der Düse ein elektrisches Feld anlegbar ist. Durch die Wirkung des elektrischen Felds nicht nur an der Düse sondern auch im Bereich der Brenn- kammer werden die Dipolmoleküle gleich beim Entstehen in der exothermen Reaktion moderiert und ebenso bei der Strömung durch die Düse. Durch das Dipol- moment werden Quer- und Rotationsbewegungen der Dipolmoleküle in der Strömung gehindert und die Energieumsetzung in kinetische Energie, d.h. in axiale Bewegung, verbessert; dadurch wird die Effizienz des Raketentriebwerks verbessert. Bevorzugt wird das elektrische Feld im gesamten Bereich der Brennkammer und bevorzugt auch der Düse vorgesehen, besonders bevorzugt hinter dem Flammhalter, besonders bevorzugt vom Einlass der Brennkammer bis zur Düse.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel ist die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes so ausgebildet ist, dass ein statisches homogenes elektri- sches Feld erzeugbar ist. Dadurch wird ein Feld bereitgestellt, in dem die Moleküle mit Dipolelement beim Durchfliegen dieses Feldes gleichgerichtet werden und dadurch die gegengerichtete Bewegung der einzelnen Moleküle untereinander vermindert wird.

Besonders bevorzugt weist das elektrische Feld eine Stärke von mehr als

0,5 MV/m auf, bevorzugt von mehr als 1 MV/m auf, insbesondere mehr als 1 ,6 MV/m auf.

In einem weiteren Ausführungsbeispiel ist die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes so ausgebildet ist, dass ein variables elektrisches Feld erzeugbar ist. Durch ein variables Feld können die Moleküle mit Dipolmoment entweder zeitlich veränderbar oder aber räumlich unterschiedlich ausgerichtet werden. So ist je nach Orientierung des Feldes (axial/lateral) vorgesehen, dass das elektrische Feld zeitlich veränderbar ist, beispielsweise oszillierend mit fester Frequenz oder mit veränderbarer Frequenz. Bevorzugt ist bei lateralem E-Feld vorge- sehen, dass das elektrische Feld kontinuierlich oder auch stufenweise veränderbar ist, bevorzugt in Abhängigkeit von externen Zuständen, beispielsweise etwaiger Flugmanöver. Bevorzugt ist das elektrische Feld auch räumlich unterschiedlich modulierbar, d.h. bevorzugt unterschiedlich stark entlang der Längsachse des Raketentriebwerks im Bereich der Brennkammer-Düse-Achse.

Hierdurch ist ein verbessertes Begleiten des Flows des Fluids der Molküle möglich.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung sollen nun anhand eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Ansicht eines Ausführungsbeispiels Raketentriebwerks gemäß der vorliegenden Erfindung

Fig. 2 einen Querschnitt durch ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Raketentriebwerks

Fig. 3 einen Querschnitt durch ein Ausführungsbeispiel einer Düse eines erfindungsgemäßen Raketentriebwerks

Figur 1 zeigt eine schematische Ansicht eines Ausführungsbeispiels Raketentriebwerks 1 gemäß der vorliegenden Erfindung. Ein Raketentriebwerk 1 umfasst eine Brennkammer 10 und eine Düse 15. ln der Brennkammer ist ein katalytischer

Flammhalter 11 angeordnet sowie Zuleitungen A und B für Wasserstoff und Sauerstoff. Daneben ist eine Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Felds 20 vorgesehen.

Durch die Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Felds 20 wird eine elektrisch positive Ladung auf der oberen Seite der Brennkammer 10 und der Dü- se 15 erzeugt und eine elektrisch negative Ladung auf der unteren Seite der Brennkammer 10 und der Düse 15. Dadurch wird ein elektrisches Feld zwischen der oben dargestellten und der unten dargestellten Seite der Brennkammer und der Düse generiert.

Wenn nun über die Zuleitungen A und B Wasserstoff und Sauerstoff in die Brennkammer geführt und am Flammhalter verbrannt werden, entsteht das Molekül Wasser, das ein Dipol ist. Dieses Wassermolekül wird aufgrund seines Dipolmoments in dem anliegenden elektrischen Feld ausgerichtet und über die Brenn- kammer in die Düse geleitet und ausgestoßen. Durch die Ausrichtung der Wassermoleküle werden die ungeordneten Wärmebewegungen der Wassermoleküle reduziert und damit einhergehende Energieverlust vermieden. Damit arbeitet der Raketenantrieb 1 mit einer höheren Effizienz.

Figur 2 zeigt einen Querschnitt durch ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Raketentriebwerks 1. Es sind in diesem Querschnitt Keramikplatten 27 dargestellt, die benachbart zu Metallplatten 25 angeordnet sind. Eine Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Felds 20 generiert eine Ladungsverteilung auf den Metallplatten, so dass auf der links dargestellten Metallplatte ein negativer Ladungsüberschuss herrscht und auf der rechts dargestellten Metallplatte ein po- sitiver Ladungsüberschuss entsteht. Hierdurch wird durch den damit gebildeten Kondensator ein elektrisches Feld zwischen diesen beiden Ladungsverteilungen gebildet. Die Moleküle mit Dipolelement, die diesen Bereich durchströmen, werden entsprechend ausgerichtet.

Figur 3 zeigt einen Querschnitt durch ein Ausführungsbeispiel einer Düse eines erfindungsgemäßen Raketentriebwerks 1. Es handelt sich um ein Triebwerk im Torus-Modell, bei dem im Bereich der Austrittsdüsen 15 mehrere Kammern durch die Düsen gebildet sind. Eine Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Felds 20 nutzt die Zwischenbereiche der einzelnen Düsenkammern, um hier jeweils ne- gative oder positive Ladungsüberschüsse zu erzeugen und damit in den Kammern der Düse 15 ein elektrisches Feld zu erzeugen, das die dort hindurchfliegenden Moleküle mit Dipolelement ausrichtet.

Bezugszeichenliste

I Raketentriebwerk

3 Flüssigkeitsraketentriebwerk

5 Raketentreibstoff

8 Produkt mit einem Dipolmoment

10 Brennkammer

I I Flammhalter

15 Düse

20 Einrichtung zur Erzeugung eines elektrischen Feldes

25 Metallplatte

27 Keramikplatte