Da ich das Gefühl habe, wenn ich in den letzten Wochen Ergebnisse von Berechnungen vorgestellt habe, das das Echo etwas mau war, habe ich mir heute etwas rausgesucht, wo jeder seinen Senf beitragen kann und wo man mangels Fakten wild spekulieren kann.
- Durchmesser: 7 m
- Antrieb erste Stufe: 7 x BE-4 mit 17.100 kN Schub Meereshöhe
- Abtrieb zweite Stufe: 1 x BE-3U mit 1.340 kN Schub Vakuum
- Nutzlast 45 t in LEO und 13 t in GTO
Das Erste, was dem Kenner auffällt, ist die niedrige Nutzlast. Man kann die Startmasse der Rakete aus dem Schub abschätzen. Wenn wir ein Analogon zur Atlas V mit ähnlichen Treibstoffen in der ersten Stufe ziehen, dann ist die Rakete 5 x schubstärker. Die Nutzlast ist aber kleiner. Die DEC-Version der Atlas 401 bringt 12,5 t in den LEO, die 401 SEC 4,75 t in den GTO. Vor allem die hohe Abnahme der Nutzlast in den GTO erstaunt. Eine Möglichkeit könnte sein, das es ein GTO mit einem ΔV von 1500 m/s wie ihn Arianespace anbietet ist. Aufgrund der nördlichen Lage vom Cape muss die Rakete, da mehr leisten, um die Inklination abzubauen oder das Apogäum zu erhöhen.
Doch beginne ich mal systematisch. Als Erstes kann man die Startmasse abschätzen. Die meisten mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Raketen starten mit einer Beschleunigung von 1,25 g. Das erlaubt einerseits einen stabilen Start. Auf der anderen Seite kann man so die Startmasse maximieren. Bei 17,1 MN Startschub sind das 1.368 t. Davon gehen noch 50 t maximal für die Nutzlastspitze ab. (45 t Nutzlast, 5 t Verkleidung).
Das Erste, was ich machte, war die Visualisierung, wie die Stufen wohl aufgeteilt sind. Mit den obigen Werten (Mittel des spezifischen Impulses für die erste Stufe: 3450 m/s) und 1.600 m/s für Aufstiegsverluste kommt man zu den beiden Diagrammen.
Es ist natürlich, dass man für verschiedene Orbits zu verschiedenen Ideallösungen kommt. Je höher die Geschwindigkeit desto kleiner die Oberstufe. Eine Oberstufe mit 30 % des Startgewichts senkt die GTO-Nutzlast auf 33 t ab, das sind etwa 10 % weniger als bei der idealen Lösung. Umgekehrt kostet die kleine Oberstufe 4 t LEO-Nutzlast.
Die Stufe mit 30 % Startmasse ist viel zu groß. Da reichen die beiden BE-3U als Antrieb kaum aus. Realistisch ist eher die Stufe mit 18 % Anteil an der Startmasse. Trotzdem ist das noch schwer. Das wären rund 240 t bei nur 134 t Schub. Aber es erscheint umsetzbar.
Mit den Daten bin ich nun an eine Detailsimulation gegangen, um die Stufendaten zu ermitteln. Erneut für eine Endgeschwindigkeit von 11,8 km/s, das entspricht GTO mit 1600 m/s Verlusten. Ich bin von einer Startmasse von 1100 t für die erste Stufe ausgegangen und habe die zweite Stufe berechnen lassen. Heraus kam dieses:
| Vollmasse | Leermasse | spez. Impuls | Geschwindigkeit | Strukturfaktor |
|---|---|---|---|---|
| 1.100.000,00 kg | 64.705,9 kg | 3.450,0 m/s | 4.855,3 m/s | 17,0 |
| 234.541,58 kg | 19.545,1 kg | 4.400,0 m/s | 6.945,1 m/s | 12,0 |
| Gesamtstartmasse: | 1.370.883,4 kg | |||
| Nutzlast: | 36.341,8 kg | = 2,7 Prozent der Startmasse | ||
Die Startmasse passt. Doch wie bei der ersten Simulation kommt man auf eine viel höhere Nutzlast als in der Realität: 36 anstatt 13 t. Das kann verschiedene Ursachen haben. Vielleicht deutlich schlechtere Werte für die Rakete als angenommen, oder viel höhere Aufstiegsverluste. Zeit also es genau durchzurechnen. In der Aufstiegssimulation habe ich dies getan. Hier das Ergebnis:
Rakete: New Glenn
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1.372.374 | 29.000 | 10.281 | 2.243 | 2,11 | 160,00 | 200,00 | 35790,00 | 90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 17.100 | 28 | 90 | 6.000 | 220 | 90 | 6 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez.Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 1.100.000 | 64.706 | 3.600 | 17100,0 | 18600,0 | 200,38 | 0,00 |
| 2 | 1 | 237.374 | 19.773 | 4.400 | 1340,0 | 1340,0 | 714,51 | 205,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 6,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 35.790 km | 160 km | ||
| Real | 200 km | 35.807 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,2 Grad | 267 km | 267 km | 38.000 kg | 38.421 kg | 913,3 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | Nr. 4 | |
| Zeitpunkt | 71,2 s | 136,0 s | 236,0 s | 360,0 s | |
| Winkel | 62,0 Grad | 34,0 Grad | 12,4 Grad | 6,5 Grad | |
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Verkleidung | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Orbitsim | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 6,0 s | 71,2 s | 136,0 s | 210,0 s | 236,0 s | 360,0 s | 772,7 s | 913,3 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,65 km | 13,47 km | 43,58 km | 108,37 km | 134,40 km | 209,70 km | 186,91 km | 267,41 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 0,7 km | 12,8 km | 24,8 km | 151,2 km | 2240,6 km | 4253,5 km |
| v(v): | 0 m/s | 24 m/s | 410 m/s | 898 m/s | 1393 m/s | 1213 m/s | 309 m/s | -2550 m/s | -4538 m/s |
| v(h): | 410 m/s | 408 m/s | 639 m/s | 1573 m/s | 3740 m/s | 3851 m/s | 4408 m/s | 6831 m/s | 8178 m/s |
| v: | 0 m/s | 452 m/s | 767 m/s | 1856 m/s | 4058 m/s | 4126 m/s | 4622 m/s | 7795 m/s | 10182 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6353 km | -6216 km | -5457 km | -5390 km | -4975 km | -138 km | 200 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 19 km | 65 km | 190 km | 197 km | 218 km | 513 km | 35807 km |
| Zeit: | 0,0 s | 6,0 s | 71,2 s | 136,0 s | 210,0 s | 236,0 s | 360,0 s | 772,7 s | 913,3 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apohgäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 4.059,0 m/s | 188,3 km | 560,3 km | 591,8 s | -5.468,5 km | 188,4 km | 33,7 Grad |
Diagramme
Die Schätzung war nicht schlecht. Ich komme auf 38,6 t in den GTO, realistisch eher 37 t, weil meine Simulation immer etwas optimistischer als die Wirklichkeit ist. Was auffällt ist der hohe Buckel. Er ist energetisch ungünstig, und kommt dadurch zustande das die Rakete am Start stark vertikal beschleunigt, damit die Bahn niemals unter das Minimum (hier 160 km) rutscht, und ergibt sich aus dem kleinen Schub der BE-3U der zweiten Stufe und ihrer hohen Masse bei mehr Nutzlast ist er noch ausgeprägter. Hier derselbe Plot für LEO:
Die Rakete muss bis auf 360 km Höhe steigen, die Nutzlast für LEO beträgt nur noch 73 t mit Aufstiegsverlusten von 2249 m/s anstatt 1652 m/s.
Die kleine Oberstufe scheint also die richtige Wahl zu sein. Ich habe sie trotzdem noch zweimal verkleinert um je 40 t bei sonst gleichen Parametern und die erste Stufe als Ausgleich um je 40 t schwerer gemacht, um zu sehen, ob man durch geringere Aufstiegsverluste doch noch etwas gewinnen kann und hier die Ergebnisse:
| Startmasse erste Stufe | Startmasse zweite Stufe | Nutzlast GTO | Verluste |
|---|---|---|---|
| 1100 t | 234 t | 38,6 t | 1652 m/s |
| 1140 t | 194 t | 42,4 t | 1270 m/s |
| 1180 t | 154 t | 43,1 t | 1112 m/s |
Eine weitere Erklärung für die geringe Nutzlast ist das die Angaben noch aus der Zeit stammen als für die zweite Stufe ein einzelnes BE-4 vorgesehen war. Mit dem BE-3U ist durch den höheren spezifischen Impuls die Nutzlast höher und sie muss es auch sein, denn 13 t in den GTO sind sowohl vom Geschwindigkeitsbedarf her weniger wie auch von der Masse her weniger als die 15 t die man für den Blue Moon Lander benötigt. Ich meine ja sogar das man die Nutzlast hätte um den schwereren Mondlander 6,5 anstatt 3,6 t Nutzlast ~ 27 t Startmasse zum Mond transportieren kann.
Mit drei Triebwerken in der 237 t schweren Stufe würde man übrigens die Nutzlast deutlich steigern und käme auf 34 t für einen Mondtransferkurs auf einer freien Fluchtbahn (Apogäum in 450.000 km Distanz). In den GTO wären es 43,7 t. Mit vier Triebwerken (in etwa der gleiche Schub den ein BE-4 hat) sogar 97 t in den LEO.
Die reale New Glenn
Bisher war alles Theorie – okay, das bleibt es mangelnder harten Fakten auch so. Aber es ist auffällig das ich auf zwei bis dreimal höhere Werte, als bei der realen New Glenn komme. Die Ursachen? Also an den Annahmen kann es nur bedingt liegen. Sie sind wirklich konservativ, vor allem bei den spezifischen Impulsen. Die Strukturfaktoren sind auch erreichbar, und zwar ohne sich besonders anzustrengen. Die Atlas V CCB hat einen besseren Strukturfaktor bei getrennten Tanks ohne Innendruckstabilisierung.
Die Hauptursache dürfte in der Bergung liegen, die ja auch New Origin anstrebt. Bei der Falcon 9 wo die Verluste bekannt sind musste ich für die Seelandung 13 t Treibstoff zuladen, bei der Landlandung sogar 44 t – weitaus mehr als die Stufe trocken wiegt. Das senkt die Nutzlast deutlich ab. Ob sich es sich in der Summe rechnet, wenn man so die Nutzlast halbiert, (LEO) bzw. sogar drittelt (GTO) wage ich zu bezweifeln. Allerdings habe ich auch so Zweifel an den Angaben von Blue Origin. Sie sind, was die Nutzlast angeht, her einfach „zu schlecht“. Bei SpaceX sinkt auch die Nutzlast ab, aber nicht auf die Hälfte oder ein Drittel. Vor allem der hohe Unterschied zwischen LEO und GTO-Nutzlast ist auffällig. Er wäre nur durch eine sehr große zweite Stufe, wie die erste (234 t) modellierte zu erklären. Eine solche kann bei der Wiederverwendung von Vorteil sein, denn die Abtrenngeschwindigkeit ist dann nicht so hoch. Das ist auch der Grund, warum Space eine überdimensionierte Oberstufe einsetzt. Als Preis sinkt die Nutzlast für hohe Geschwindigkeiten überproportional ab, weil man immer die hohe Trockenmasse der zweiten Stufe mitbefördert. SpaceX kann so mit der Falcon 9 keine GEO-Missionen durchführen, welche Delta 4 und Atlas V können, trotz nominell kleinerer LEO-Nutzlast.
Das würde auch erklären warum Blue Origin für ihren Mondlander „Blue Moon“ eine dreistufige Version plant. Eigentlich wäre die nicht nötig. Für die erste Version mit 234 t schwerer Oberstufe komme ich auf 27 t auf eine Mondtransferbahn – doppelt so viel, wie ihr Blue Moon Lander wiegt. Je höher die Geschwindigkeit desto kleiner der „Buckel“. Bei einem Marskurs sinken die Verluste auf 1500 m/s und 24 t werden auf eine Marstransferbahn befördert.
Eine Erklärungsmöglichkeit wäre, das Blue Origin auch die Oberstufe bergen will. Gehört habe ich davon bisher nichts, aber es würde den hohen Nutzlastverlust erklären und das man für Mondbahnen eine dreistufige Variante benötigt. Die hat auch den Vorteil, das eine kleinere (billigere?) Stufe verloren geht, denn anders als bei GTO oder LEO-Bahnen kann man sie nicht bergen.
Eine komplett andere Frage ist, ob die Frage jemals klärbar ist. Es gibt einen großen Unterschied zu früher: man bekommt heute nicht mal die Basisinformationen über eine Rakete. Das gilt sowohl für die ohne Regierungsbeteiligung wie auch mit Regierungsbeteiligung entwickelten Raketen. Stattdessen werden Informationshäppchen verteilt, die alleine kaum nutzbar sind, wie vor einigen Tagen der Abschluss eines Vertrags für neue Oberstufentanks für Ariane 6 aus CFK-Werkstoffen. Sie sollen bis zu 2 t Nutzlast bringen. Als Information nutzlos, wenn man nicht mal die Daten der jetzigen Oberstufe kennt.