Da die Diskussion in meinem Beitrag über Russland aufgekommen ist habe ich mich entschlossen das Thema mal wieder aufzugreifen, obwohl ich mir sicher bin, schon mal einen Blog darüber geschrieben zu haben. Zuerst mal eine Nachlese zu tp1024: Bei der Sojus muss technische Umsetzung und rationale Fertigung unterschieden werden. Für eine Trägerrakete ihrer Zeit (nicht vergessen: Bis zur Sojus 2 wurden nahezu unverändert alle Triebwerke seit Beginn der 60 er Jahre verwendet) hat sie gute technische Werte, was Voll/Leermasse betrifft, spezifischer Impuls oder beförderte Nutzlast gemessen am Startgewicht. Natürlich ist heute mehr drin wie die Sojus 2 zeigt wo die Nutzlast durch ein modernes Triebwerk nur in der letzten Stufe schon um 1000 kg anstieg.
Das Problem ist dass Koroljow die Gesamtleistung auf 20 Brennkammern verteilt hat. Auch Block I hat vier Brennkammern. Da die Brennkammern fest eingebaut sind benötigt die Rakete noch weitere 12 kleinere Triebwerke als Verniertriebwerke. In der Sojus gibt es so insgesamt 36 Brennkammern in zwei Stufen. Die Fertigung so vieler ist einfach teurer als weniger stärkerer Triebwerke.
Auf der anderen Seite sinken natürlich auch die Stückzahlen dann ab, wenn weniger Triebwerke produziert werden. Wenn eine Trägerrakete nur selten eingesetzt wird, ist zu überlegen ob sich die Investitionskosten in wenige Triebwerke die sehr leistungsfähig sind, lohnen oder es nicht auf längere Sicht preiswerter ist mehrere Triebwerke zu nehmen und mit höheren Produktionskosten zu leben. Auch hier gibt es ein Beispiel: Die Ariane 5 Entwicklung war bislang viermal teurer als die von Ariane 1-4, die bis zu 10 Triebwerke einsetzte, während es bei Ariane 5 maximal vier sind. Dafür ist die Rakete in der Produktion günstiger, auch wenn die ursprünglichen Ziele nicht erreicht wurden. Für einen Staat, der Trägerraketen nur für eigene Satelliten braucht, sollte daher die Gesamtsumme: Was zahle ich an Entwicklungskosten und Produktionskosten etwa über 20 Jahre vielleicht das Maß der Dinge sein. Leider scheint diese Einsicht sehr selten zu sein.
Ich will hier erneut ein Konzept vorstellen, dass ich seit ich mich für Raumfahrt interessiere im Kopf habe: Alle Trägerraketen von klein bis groß durch eine Familie zu ersetzen die nur wenige Triebwerke und Stufen einsetzt. Die Einsparungen kommen dann an vielen Ecken zusammen:
- In der Entwicklung: Es müssen nur zwei Triebwerkstypen entwickelt werden. Aus diesen entstehen dann durch Kombination der Triebwerke und unterschiedlich große Treibstofftanks vier Stufen. Diese vier Stufen decken dann alle Nutzlasten ab, von einer Falcon 1 bis knapp zur Ares V.
- In der Produktion: Da es nur zwei Triebwerke und vier Stufen gibt, resultieren sehr große Stückzahlen. Das macht die Produktion preiswert. Bei der Technik habe ich bewusst auf technischen „Schnick-Schnack“ verzichtet.
Es gilt dabei natürlich abzuwägen wo das Optimum ist. Ich glaube, wenn ich im Geiste die bisherigen Typen Revue passieren lasse, dass vier Triebwerke pro Stufe das Maximum sind, ab dem man darüber nachdenken sollte ein größeres Einzelnes zu nehmen. Es gibt nur wenige Träger die mehr Triebwerke einsetzen und bei allen gab es gute Gründe dafür. Es gibt aber zahlreiche Träger mit vier Triebwerken in der ersten Stufe. Daher kam ich zu folgendem Konzept
Die Triebwerke
Ich setzte voll auf Wasserstoff/Sauerstoff, da er es ermöglicht mit zwei Stufen einen Orbit zu erreichen und sogar noch eine gewisse Nutzlast in den GTO Orbit zu befördern. Mit drei Stufen kann Fluchtgeschwindigkeit erreicht werden. Zudem wird die Rakete so leichtgewichtiger, was die Anforderungen reduziert. Die Triebwerke erhalten römische Ziffern. Die Größe orientiert sich nach der minimalen Nutzlast und dem benötigten Stufenteiler.
- Typ I: Ein Triebwerk mit Expander Cycle Technologie. Es hat 84 kN Schub und einen Vakuum Impuls von 4365 m/s. Es arbeitet mit einem Brennkammerdruck von 40 bar und wird mit zwei Düsen gefertigt. Eine mit einem Expansionsverhältnis von 20 für den Bodenbetrieb und daran angebracht eine radiativ gekühlte Verlängerung auf ein Expansionsverhältnis von 100 für Oberstufen. Es verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 6:1
- Typ II: Ein Triebwerk im Nebenstromverfahren. Es hat 1400 kN Schub und ebenfalls einen Vakuum Impuls von 4365 m/s. Es arbeitet mit einem Brennkammerdruck von 80 Bar und wird ebenfalls mit zwei Düsen gefertigt. Eine mit einem Expansionsverhältnis von 40 für den Bodenbetrieb und eine mit einer Verlängerung auf ein Expansionsverhältnis von 200. Es verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 6:1
Verzichtet habe ich bewusst auf Hochdrucktriebwerke, hohe spezifische Impulse,. auch müssen die Triebwerke nicht wiederzündbar sein, obwohl das für das erste Triebwerk technisch leicht möglich ist.
Die Stufen
Aus diesen beiden Triebwerken entstehen vier Stufen. Jede Stufe wiegt genau das vierfache der vorherigen. Das ist bei zweistufigen Raketen nahe des idealen Stufenteilers. Aus Produktionstechnischen Gründen haben jeweils zwei Stufen den gleichen Durchmesser aber unterschiedlich lange Treibstofftanks. (So unetrscheiden sich die gefertigten Triebstofftanks nur in der Länge der Mittelstücke) Stufen bekommen Großbuchstaben als Bezeichnung:
- Stufe A: 1 x Triebwerk I. Startgewicht: 5000 kg, Trockengewicht: 800 kg. Brennzeit: 218 s. Länge: 6,00 m, Durchmesser: 2,00 m nimmt 3600 kg LOX und 600 kg LH2 auf.
- Stufe B: 4 x Triebwerk I: Startgewicht: 20.000 kg, Trockengewicht: 3.000 kg. Brennzeit: 221 s. Länge: 18,00 m, Durchmesser 2,00 m. Nimmt 14,5 t LOX und 2,5 t LH2 auf.
- Stufe C: 1 x Triebwerk II: Startgewicht 80.000 kg, Trockengewicht: 8000 kg. Brennzeit: 224 s. Länge 15,00 m, Durchmesser: 5,00 m. Nimmt 61,7 t LOX und 10,3 t LH2 auf
- Stufe D: 4 x Triebwerk II: Startgewicht: 320.000 kg, Trockengewicht: 30.000 kg. Brennzeit: 226 s. Länge: 42 m, Durchmesser: 5,00 m. Nimmt 248,5 t LOX und 41,5 t LH2 auf.
Dazu kommen dann noch zwei VEB im Durchmesser von 2,00 und 5,00 m und mindestens zwei Nutzlastverkleidungen ebenfalls im Durchmesser von 2,00 und 5,00 m.
Die Raketen
Es sind aus diesen erst mal drei Raketen sofort denkbar, die ideale Stufungen aufweisen:
- Typ 1: 1 x Stufe B + 1 x Stufe A
- Typ 2: 1 x Stufe C + 1 x Stufe B
- Typ 3: 1 x Stufe D + 1 x Stufe C
Die beiden letzten Typen können auch dreistufig arbeiten:
- Typ 2(A): 1 x Stufe C + 1 x Stufe B + 1 x Stufe A
- Typ 3(B): 1 x Stufe D + 1 x Stufe C + 1 x Stufe B
Weiterhin sind einige Typen denkbar die nicht optimale Stufenteiler haben:
- Typ 4 : 1 x Stufe C + 1 x Stufe A
- Typ 5: 1 x Stufe D + 1 x Stufe B
- Typ 6: 1 x Stufe D + 1 x Stufe B + 1 x Stufe A
Da alle Stufen so ausgelegt sind, dass sie genügend Schub haben, auch beim Betrieb beim Boden, entstehen weitere Typen einfach durch die Hinzunahme von weiteren Stufen als Boostern. Als Beispiel habe ich nur mal den Nutzlastbereich zwischen Typ 1 und 2 gewählt:
- Typ 7: 2 x Stufe A + Stufe B + Stufe A
- Typ 8: 3 x Stufe A + Stufe B + Stufe A
Es kann sich jeder leicht vorstellen, dass bei den größeren Typen durch mehr Möglichkeiten kleinere Booster zu kombinieren noch viel mehr Abstufungen möglich sind. Als letzten Typ will die größte Version vorstellen, sie erreicht fast Ares V Niveau (mehr als die Saturn V)
- Typ 9: 4 x Stufe D + 1 x Stufe D + 1 x Stufe C
Die Daten dieser Raketen finden sie in der Tabelle unten. Ich habe mit einem Verlust von 1700 m/s gerechnet. Die reale Nutzlast ist etwas geringer, weil bei keinem Typ die VEB mit eingerechnet wird. Trotzdem ist so eine Palette von Trägern zwischen 1 t in einen LEO Orbit (Falcon 1e Niveau) und 52 t zum Mond (Ares V Niveau, entspricht rund 138 t im LEO Orbit) möglich. Das bedeutet dass vier Stufen mit zwei Triebwerken alle derzeit in Dienst befindlichen US Trägerraketen ersetzen könnten. Die USA betreiben derzeit 14 Trägerraketen mit noch mehr Subtypen und Stufen. (Das die Startkosten nicht so stark gesunken sind wie erwartet könnte meiner Meinung nach auch daran liegen, dass es in den 60 er Jahren noch fünf Typen waren (Scout, Thor, Atlas, Titan und Saturn) bei erheblich mehr Starts.
Meiner Meinung nach wäre das eine „vernünftige“ weil ökonomische Entwicklung, doch aus verschiedenen politischen und wirtschaftlichen Gründen wird sie nicht kommen.
Rakete: Typ 1
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 26621 | 1121 | 500 | 7800 | 1701 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 20000 | 3000 | 4365 | |
| 2 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 2
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 107020 | 6020 | 1000 | 7800 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 80000 | 8000 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 |
Rakete: Typ 2/A)
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 109019 | 3019 | 1000 | 10250 | 1776 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 80000 | 8000 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 | |
| 3 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 3
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 432742 | 29742 | 3000 | 7800 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 320000 | 30000 | 4365 | |
| 2 | 80000 | 8000 | 4365 |
Rakete: Typ 3(B)
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 437913 | 14913 | 3000 | 10250 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 320000 | 30000 | 4365 | |
| 2 | 80000 | 8000 | 4365 | |
| 3 | 20000 | 3000 | 4365 |
Rakete: Typ 4
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 90458 | 4458 | 1000 | 7800 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 80000 | 8000 | 4365 | |
| 2 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 5
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 362361 | 19361 | 3000 | 7800 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 320000 | 30000 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 |
Rakete: Typ 6
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 356796 | 8796 | 3000 | 10250 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 320000 | 30000 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 | |
| 3 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 7
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 37453 | 1953 | 500 | 7800 | 1701 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 10000 | 1600 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 | |
| 3 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 8
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 42813 | 2313 | 500 | 7800 | 1701 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 15000 | 2400 | 4365 | |
| 2 | 20000 | 3000 | 4365 | |
| 3 | 5000 | 800 | 4365 |
Rakete: Typ 9
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Verkleidung [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
|---|---|---|---|---|
| 1742091 | 52091 | 10000 | 11000 | 1700 |
| Stufe | Name | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
| 1 | 1280000 | 120000 | 4365 | |
| 2 | 320000 | 30000 | 4365 | |
| 3 | 80000 | 8000 | 4365 |