Die LOX/Methan Atlas

Ich greife mal Gerrys Vorschlag wie eine LOX/Methan Atlas aussehen könnte. Ich sage allerdings gleich, dass ich das für eine Schappsidee halte. Zum weinen verschenkt man bei der Oberstufe die ja nun LOX/LH2 einsetzt ziemlich viel an Leistung und zum anderen es zwar experimentelle Erprobungen des RL-10 mit einem Methanbetrieb gibt, aber es niemals einen Entwicklungszyklus für diesen Treibstoff durchlaufen hat. Das macht aber den Großteil der Kosten aus und damit auch der Zeit.

Also die Sache ist relativ einfach. De Gesamtmasse der Rakete muss sich nach dem Schub eines Raptors richten. Das hat 4480 kN im Vakuum, das sind wenn man die spezifischen Impulse von 321 und 363 s kennt 3961 kN am Boden. Wenn die Rakete ohne Booster mit 12 m/s starten soll, darf sie also maximal 330,1 t wiegen. Davon ziehen wir mal 3,1 t für die Nutzlastverkleidung ab, bleiben 323 t für Nutzlast erste Stufe und zweite Stufe. Auf der anderen Seite hat das RD-180 auch nur einen Schub von 3.890 kN; also noch weniger. das bedeutet, wenn die Stufenmassen gleich bleiben und die Nutzlast nicht zu sher ansteigt (maximal 6 t), dann kann man die Stufenmassen der Atlas V übernehmen.

Die zweite Stufe muss sich nach dem Schub des RL-10 richten. Ich Weiß nur das es Methanversuche gab, aber keine Leistungsdaten. Nimmt man an dass die LOX Förderrate gleich bleibt und LOX/Methan im Mischungsverhältnis von 3,5 zu 1 vorliegen, dann hat das Triebwerk in der Methanvariante einen Treibstoffdurchsatz von 26,6 kg in der Version RL10-B2. Beim spezifischen Impuls habe ich den theoretischen Werte für freies Gleichgewicht für das RL-10B mit dem realen bekannten Wert von 4522 m/s vergleichen und entsprechend den theoretischen für Methan angepasst. Dann erhält man als spezifischen Impuls 3624 m/s und als Schub 97,1 kN. Das ist noch unterhalb des Rl-10B2 mit 110 kN. Man wird daher zwei Triebwerke in der Oberstufe benötigen. Das ist auch bei der Atlas V für schwere LEO Nutzlasten vorgesehen. Basierend auf der derzeitigen Centaur dürfen dann Nutzlast und Oberstufe bei zwei Triebwerken maximal 80 t wiegen. (40 t mit einem Triebwerk). Auf der anderen Seite ist der Schub nahe bei dem des (in der Atlas verwendeten)  RL-10A-4 mit 99,2 kN, noch dazu wird der Treibstoff schneller verbraucht, somit wäre es mit diesem vergleichbar.

Nimmt man an, das sich an der Leermasse der ersten Stufe nichts ändert, z.B. indem man für die Tanks leichtere Materialien einsetzt. Das ist legitim, denn diese hat eine hohe Leermasse durch getrennte Tanks und die boosterbefestigungen. Bei der Centaur sollte eine Reduktion der Tankmasse um 200 kg möglich sein, da das Volumen von Methan viel kleiner ist. Berücksichtigt man dies, so erhält man folgende Rakete:

Rakete: Atlas V 401 Methan

Die GTO Nutzlast liegt etwas unter der der Atlas 401 von 4.950 kg in GTO wie zu erwarten. Wie sieht es beim größten Modell aus? Hier ist die Einbüße nur 500 kg, da die Booster die ja gleich sind hier etwas egalisieren. (GTO Nutzlast 8.900 kg)

Rakete: Atlas V 551 Methan

Tendenziell sieht es so aus, das der geringe Spezifische Impuls sich um so stärker auswirkt je höher die Geschwindigkeit ist. Zum Mars transportieren diese Versionen 2.246 /n 5.193 kg, die organalen dagegen 3.079 / 56.89 kg. Bei LEO Missionen steigt die Nutzlast dagegen an. In einen 200 km 28,5° Orbit ergeben sich 11.460 / 22.386 kg (Original: 12.258 / 20.591 kg). Allerdings ist die Centaur nur für eine Last von 9.072 kg bei der 400-er Serie und 19 t bei der 500-er Serie ausgelegt. Ich habe zudem mit der realen Atlas verglichen, aber als Basis das leistungsfähigere RL-20B2 der Delta genommen. Würde man dieses in die Atlas einbauen so würde durch den höheren Schub und spezifischen Impuls deren Nutzlast auch ansteigen.

In der summe: es ginge, nur sehe ich keinen Grund das technisch zu tun (Nutzlastgewinn) noch kostenmäßig (neues Triebwerk muss entwickelt werden) noch organisatorisch (wie wahrscheinlich ist es das Lockheed Martin sich in dem Haupttriebwerke von einem direkten Konkurrenten abhängig macht?).