Die einfache und preiswerte Feststoffrakete
Derzeit gibt es ja eine Flut an neuen Kleinträgern, die meisten in China entwickelt. Ich habe mir überlegt, wie man wohl wirtschaftlich eine solche Trägerrakete entwickeln könnte, die für kleine Nutzlasten, etwa im Bereich der Elektron (maximal 200 kg) liegt.
Feststoffraketen können teuer oder billig sein. Billig sind sie, wenn man einfach ein Gehäuse mit fester Düse nimmt, dann fällt die gesamte Mechanik zum Schwenken der Düse weg. Sie ist aufwendig und dazu kommt noch der Motor. Ebenfalls teuer – bei jeder Rakete – ist die Avionik. Nur wie kommt man ohne aus?
Nun die Avionik ist zumindest bei Feststoffraketen, die kurze Brennzeiten haben, noch relativ einfach von einer Bodensteuerung aus ersetzbar – man sendet ein Signal zur Rakete bzw. diese sendet eines aus und bestimmt Dopplereffekt und Signallaufzeit mit drei Empfangsstationen erhält man über Triangulation dann den Ort und Geschwindigkeit in allen drei Raumachsen. Daraus kann man die Bahn und die nötigen Kurskorrekturen bestimmen. Doch ohne Lenkung geht es nicht. Zum einen muss die Nutzlast einen Orbit erreichen. Das tut sie nur, wenn sie in mindestens 150 km Höhe parallel zur Erdoberfläche beschleunigt. Bei Trägerraketen dient der vertikale Start dazu erst mal eine Vertikalgeschwindigkeit aufzubauen die es erlaubt diese Höhe zu erreichen. Das heißt, irgendwann muss die Rakete in die Horizontale umgelenkt werden, das kann langsam gehen, wie dies heute üblich ist, aber auch schnell.
Das zweiet ist die Stabilisation, d.h. die Rakete soll nicht durch äußere oder innere Einflüsse vom Kurs abkommen, sonst kann es im Extremfall zum Überschlagen kommen. Dafür gibt es mehrere Mechanismen. Zum einen von der Avionik gesteuerte Triebwerke oder das Schwenken der Haupttriebwerke, es können aber auch passive Maßnahmen sein, wie Finnen oder Tragflächen die durch den Luftwiderstand Biegungen quer zur Schubrichtung dämpfen. Eine dritte Möglichkeit ist die Rotation um die eigene Achse, diese bleibt stabil im Raum und das fängt Störungen ab.
Einfache kleine Raketen setzten die letzteren Technologien ein. Bei der Diamant und Juno wurde die erste Stufe aktiv von einem Inertialsystem gesteuert, die letzte bzw. oberen Stufen waren aber drallstabilisiert. Drallstabilsierung ist heute noch bei kleinen Trägern (Epsilon) bei der letzten Stufe üblich, weil man so die Avionik, die ja auch in den Orbit gelangen würde, so in die vorletzte Stufe verlegen kann. Ebenso war die Schubrichtung bei der dritten Stufe der Diamant bzw. den drei Oberstfuen der Juno nicht steuerbar, sodass die erste Stufe die Aufgabe hatte, die Oberstufen auf eine parabolische Bahn zu bringen, in deren Gipfelpunkt die Oberstufen dann gezündet wurden. Vorher neigte sich die erste Stufe, so dass sie parallel zum Erdboden ausgerichtet waren.
Diese Technik habe ich übernommen. Da ich aber auch in der ersten Stufe eine Feststoffrakete einsetze, die nicht steuerbar ist mit einer kleinen Änderung: Die Rakete startet schräg, wobei der Winkel dann die Spitzenhöhe der Bahn festlegt.
Nach Brennschluss der Rakete dreht zuerst ein Antrieb mit festem Impuls die Rakete während einer Freiflugphase, bis der Gipfelpunkt erreicht ist. Das kann ein Schubimpuls sein,d er dann durch einen zweiten gleich hohen wieder aufgehoben wird, wenn die gewünschte Neigung erreicht ist. Dann zündet ein Spinntisch, der die ganze Rakete in schnelle Rotation (typisch 60 bis 100 U/min) bringt und dann folgt die Stufentrennung. Die gesamte Avionik kann so einfach gehalten werden. Es reicht eigentlich ein Sender zur Bahnverfolgung und ein Empfänger für die Kommandos. Ohne ein Inertialsystem wird man aber nicht auskommen, denn mit Radarstationen kann man nur die Geschwindigkeit und Ort bestimmen, nicht aber die Bewegung in den drei Achsen. Da mittlerweile aber schon Handys Gyroskope dafür haben, dürfte das kein großer Kostenfaktor sein. Steuerraketen benötigt man nur für die erste Stufe – ich dachte zuerst daran auch diese wegzulassen und sie durch Finnen zu ersetzen, doch die wirken nur, während die Rakete in unteren Atmosphäre ist und dann gäbe es gerade, wenn das Kippen ansteht, keine Stabilisierung mehr denn dann ist sie schon zu weit oben (sonst würde auch das Aufspinnen wegen des Widerstands der Flächen nicht klappen). Als Nebeneffekt können die Steuerraketen auch ein langsames Kippen wie bei anderen Raketen durchführen und so die Nutzlast leicht erhöhen.
Als Modell habe ich die Rakete aus Stufen zusammengesetzt, die es mal gab:
- Erste Stufe: Castor 4
- Zweite Stufe: PAM-D2
- Dritte Stufe: Star 37FM
- Vierte Stufe Altair 2
Die Ergebnisse der Modellierung seht ihr: es ist möglich einen erdnahen Orbit zu erreichen, diesen müsste dann die Nutzlast selbst anheben. Höhere Orbits werden schwieriger. Das Problem ist, das die Rakete schon für diesen niedrigen Orbit im 81 Grad Winkel startet – ich habe zuerst mit 60 Grad modelliert, erreichte dabei aber gerade mal 100 km Höhe. Würde man die Rakete neu konstruieren und etwas kleinere Oberstufen (oder eine etwas größere erste Stufe) nehmen, sodass der Winkel absinkt, dann wären auch höhere Orbits möglich. Es gibt innerhalb des US-Arsenals an Star Antreiben aber genügend Alternativen das zu bewerkstelligen. Die Verwendung von schon existierenden Triebwerken hat den Vorteil, das die Entwicklungskosten entfallen.
Ich habe den Castor um 500 kg schwerer gemacht, das soll die Masse der Steuertriebwerke und Treibstoff abfedern, aber auch ein Bergungssystem – zum einen stecken in der Stufe die gesamte Regelung, die kostet, zum anderen ist sie die größte und teuerste Stufe und als Drittes findet die Stufentrennung bei niedriger Geschwindigkeit ab. Die Stufe könnte wie die SRB-Booster des Space Shuttle geborgen werden, zuerst abgebremst durch Fallschirme, dann im Wasser stabilisiert durch Airbags die verhindern das die Castor sinkt. Der prinzipielle Nachteil ist das die Einschussgenauigkeit relativ gering ist. Alle Einflüsse der untreuen Atmosphäre und der ersten Stufe kann die Steuerung bis zur Stufentrennung noch abfedern, indem sie beschleunigt, abbremst oder die Gipfelhöhe ändert. Danach kann man nur noch den Zündungszeitpunkt verschieben. Wie genau eine Bahn erreicht wird, hängt dann davon ab, wie genau der Gesamtimpuls der erreicht wird, dem vorgesehenen entspricht. Bei der Scout und Pegasus mit demselben Manko gab es daher durchaus größere Bahnabweichungen. Für höhere Umlaufbahnen sinkt ohne Zweiimpulsmanöver die Nutzlast zudem deutlich ab. Daher sollten Nutzlast die Möglichkeit zur Bahnkorrektur haben z.B. durch Triebwerke, die Hydrazin oder Wasserstoffperoxid katalytisch zersetzen. Doch ich denke das wäre verkraftbar, wenn der Preis stimmt.
Rakete: Simple Rakete
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 17.384 | 205 | 7.831 | 1.907 | 1,18 | 130,00 | 200,00 | 200,00 | 90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 378 | 28 | 90 | 50 | 150 | 81 | 5 | 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 | 12.000 | 1.600 | 2.560 | 377,5 | 404,5 | 65,82 | 0,00 |
| 2 | 1 | 3.697 | 431 | 2.766 | 78,3 | 78,3 | 115,37 | 180,82 |
| 3 | 1 | 1.147 | 81 | 2.844 | 47,9 | 47,9 | 63,29 | 297,19 |
| 4 | 1 | 285 | 37 | 2.810 | 22,2 | 22,2 | 31,39 | 361,48 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 81 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 200 km | 130 km | ||
| Real | 176 km | 269 km | 130 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 27,5 Grad | 182 km | 177 km | 205 kg | 204 kg | 392,8 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | |||
| Zeitpunkt | 191,4 s | 264,0 s | |||
| Winkel | 81,0 Grad | -2,0 Grad | |||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Brennschluss 1 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Brennschluss 2 | Zündung 3 | Brennschluss 3 | Zündung 4 | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 65,8 s | 141,1 s | 191,4 s | 264,0 s | 296,2 s | 297,2 s | 360,5 s | 361,5 s | 392,8 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,64 km | 38,66 km | 115,02 km | 137,35 km | 170,46 km | 180,03 km | 180,20 km | 179,87 km | 179,77 km | 177,20 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,1 km | 1,6 km | 3,7 km | 10,9 km | 17,9 km | 18,2 km | 54,6 km | 55,7 km | 103,6 km |
| v(x): | 410 m/s | 425 m/s | 712 m/s | 705 m/s | 719 m/s | 1767 m/s | 2765 m/s | 2767 m/s | 5729 m/s | 5732 m/s | 7681 m/s |
| v(y): | 0 m/s | 67 m/s | 1597 m/s | 956 m/s | 693 m/s | 884 m/s | 599 m/s | 590 m/s | 11 m/s | 3 m/s | -293 m/s |
| v(z): | 220 m/s | 197 m/s | -84 m/s | -420 m/s | -638 m/s | -945 m/s | -1077 m/s | -1081 m/s | -1336 m/s | -1340 m/s | -1464 m/s |
| v: | 0 m/s | 473 m/s | 1751 m/s | 1259 m/s | 1185 m/s | 2190 m/s | 3027 m/s | 3029 m/s | 5883 m/s | 5887 m/s | 7824 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6317 km | -6378 km | -6309 km | -6120 km | -5845 km | -5845 km | -3769 km | -3764 km | 176 km |
| Apo: | -6378 km | 2 km | 139 km | -6378 km | 144 km | 181 km | 182 km | 182 km | 181 km | 181 km | 269 km |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 1.753,4 m/s | 138,7 km | 18,3 km | 377,0 s | -6.316,4 km | 139,9 km | 55,3 Grad |
| 2: | 2.995,4 m/s | 181,0 km | 59,4 km | 392,8 s | -5.857,3 km | 181,0 km | 35,8 Grad |
| 3: | 5.703,7 m/s | 181,2 km | 93,4 km | 392,8 s | -3.985,2 km | 179,9 km | 29,0 Grad |
Diagramme
