Raketen die es geben könnte – Atlas Varianten

Ich möchte mal die Retrocomputing Serie unterbrechen und wieder mal zwei Ergebnisse meiner Simulationen vorstellen. Die USA haben zwar etliche Träger für schwere Nutzlasten, aber wenige für kleine. Die Taurus, nun Minotaur C genant ist weitestgehend aus dem Rennen. Von den eingeführten bleibt für die NASA nur die Pegasus, die aber sehr teuer ist und daher nicht mehr eingesetzt wird. Das Militär kann die Minotaur-Serie einsetzen, die bis knapp 3 t Nutzlast geht. Doch preiswert scheint nur das Basismodell die Minotaur 1 zu sein. Die NASA darf wegen des Commercial Space Acts diese Rakete mit militärischen Stufen ohne Ausnahmegenehmigung nicht einsetzen. In jedem Falle gibt es zwischen knapp 3 und knapp 9 t Nutzlast in den LEO eine riesige Lücke was schon dazu führte dass man so kleine Sonden, wie den TESS (365 kg) mit einer Falcon 9 startet. Das ist dann auch nicht mehr preiswert, ein Start mit einer Sojus oder Vega wäre günstiger gewesen.

Früher gab es zum einen noch die Delta als Arbeitspferd, die auch die meisten Starts hatte. Daneben aber auch die Möglichkeit bei der Atlas die Oberstufe zu variieren. Auf den letzteren Gedanken will ich zurückgreifen. Die Centaur ist eine sehr leistungsfähige Oberstufe. Sie hat ein geringes Leergewicht und einen hohen spezifischen Impuls und kann mit einem oder zwei Triebwerken eingesetzt werden. Aber die Centaur ist auch teuer. ULA hat keine Aufschlüsselung veröffentlicht, aber in Foren heißt es die Centaur sei relativ teuer. Dafür spricht auch das Antares und Atlas V eine ähnlich schwere Erststufe beide mit russischen Triebwerken von in etwa gleichem Schub haben. Die Antares aber rund 90 Millionen Dollar, die Atlas V aber 150 Millionen kostet und sie unterscheiden sich im wesentlichen eben in der Oberstufe.

Der Gedanke: wenn die Nutzlast eh nicht die volle Kapazität ausfüllt, dann setze ich auf der Atlas eine kleinere Oberstufe in und spare so Geld.

Ich habe drei Konfigurationen untersucht:

• Star 37 FM – kleine Nutzlasten
• Delta K – mittlere Nutzlast
• Castor 30 – große Nutzlasten

Der Castor 30 ist noch in der Produktion für die Antares. Die beiden anderen Stufen sind aus dem Delta Programm. Zumindest das Triebwerk der Delta K wird aber noch eingesetzt. Die PAM-D habe ich nicht gewählt, weil sie auch relativ teuer ist.

Alle drei Stufen sind relativ klein, sowohl was die Länge wie den Durchmesser angeht (maximal 2,36 m beim Castor 30) und werden in meinen Überlegungen von der Nutzlasthülle mit umhüllt. Die Nutzlasten dürften ja auch kleiner sein. Ich habe kurz auch überlegt, ob man mehrere Star 37 parallel starten sollte. Platz genug gäbe es, wenn die Nutzlast nicht zu breit ist. Doch Starts in den LEO / SSO – und nur darum geht es sind so selten, dass man diese kaum kombinieren kann.

Bei Star 37 FM und Castor kommt jeweils eine Freiflugphase hinzu, da deren Brenndauer so kurz ist. Die Nutzlast, der Delta ist für einen 600 km hohen Orbit, da durch die lange Brenndauer sie fast zwangsläufig ein hohes Perigäum erreicht. Bei den anderen beiden ein 200 km hoher kreisfömiger Orbit. Nutzlasttechnisch wäre bei den Feststoffantrieben ein elliptischer Orbit günstiger, da dann die Freiflugphase kürzer wird. Die Nutzlast müsste diesen dann noch zirkularisieren. Hier die Nutzlasten, alle von „Cape Canaveral Space Force Station“, so heißt nun das Startgelände – ist soweit ich mitzähle die fünfte Umbenennung:

• Cape Canaveral Missile Test Annex bis 1963
• Cape Kennedy Air Force Station von 1963 bis 1973
• Cape Canaveral Air Force Station von 1973 bis 1992
• Cape Canaveral Air Station von 1992 bis 2000
• Cape Canaveral Air Force Station von 2000 bis 2020

Startazimut ist 90 Grad also nach Osten. Es wird dann eine Bahnneigung von etwa 28 Grad erreicht. Alle Varianten nutzen nur die Basisvariante Atlas 401, da es meiner Ansicht nach unsinnig ist, erst auf Nutzlast in der Oberstufe zu verzichten und dann wieder Booster anzubringen.

Variante	Nutzlast
Atlas + Star 37 FM	1.100 kg
Atlas + Delta K	4.000 kg
Atlas + Castor 30	6.600 kg
Atlas V	9.050 kg

Die Lösung mit dem Star 37 FM scheidet wergen der geringen Nutzlast aus. Eine PAM-D wäre wohl doch günstiger gewesen bei (geschätzten) 2 t Nutzlast aber finanziell trotzdem sehr unattraktiv. Die anderen beiden bieten eine Alternative für Nutzlasten von 4 und 6 t – also eine gute Abstufung zu den 9 t einer Atlas V. Wenn dem auch ein entsprechender Preisrabatt entspricht, wäre das nicht so schlecht. Hier noch die Daten der Raketen:

Rakete: Atlas V 401 Castor 30

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	Inklination [Grad]
340.553	6.600	7.831	1.760	1,94	170,00	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]
3.827	29	90	2.087	268	90	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	305.566	21.054	3.175	3827,0	4152,0	217,56	0,00
2	1	26.300	2.180	2.923	395,0	445,0	158,43	350,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	5,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	170 km
Real	200 km	221 km	170 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
28,0 Grad	206 km	206 km	6.600 kg	6.719 kg	507,6 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	93,0 s	160,0 s	518,0 s
Winkel	68,3 Grad	32,0 Grad	-58,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Start	Rollprogramm	Winkelvorgabe	Winkelvorgabe	Brennschluss 1	Zündung 2	Verkleidung	Winkelvorgabe	Orbitsim	Sim End
Zeitpunkt	0,0 s	5,0 s	86,0 s	120,0 s	226,0 s	236,0 s	268,0 s	330,0 s	1154,7 s	1154,7 s
Höhe:	0,01 km	0,01 km	4,60 km	12,77 km	118,21 km	138,35 km	198,95 km	300,04 km	259,42 km	259,42 km
Dist:	0,0 km	0,0 km	0,1 km	0,6 km	14,9 km	19,4 km	38,2 km	93,8 km	5321,8 km	5322,4 km
v(x):	408 m/s	407 m/s	607 m/s	827 m/s	3465 m/s	3468 m/s	3535 m/s	3687 m/s	5377 m/s	5377 m/s
v(y):	0 m/s	14 m/s	398 m/s	683 m/s	2681 m/s	2601 m/s	2379 m/s	1917 m/s	-4408 m/s	-4409 m/s
v(z):	0 m/s	-24 m/s	-405 m/s	-563 m/s	-1040 m/s	-1083 m/s	-1216 m/s	-1459 m/s	-3423 m/s	-3423 m/s
v:	0 m/s	408 m/s	831 m/s	1211 m/s	4503 m/s	4468 m/s	4432 m/s	4405 m/s	7749 m/s	7750 m/s
Peri:	-6378 km	-6370 km	-6344 km	-6308 km	-5404 km	-5400 km	-5356 km	-5252 km	188 km	188 km
Apo:	-6378 km	0 km	6 km	19 km	430 km	432 km	448 km	470 km	332 km	332 km

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	4.510,3 m/s	431,6 km	1.511,7 km	897,0 s	-5.400,2 km	431,6 km	42,0 Grad

Rakete: Atlas V 401 Delta K

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	Inklination [Grad]
318.607	4.000	8.057	1.524	1,26	170,00	600,00	600,00	90,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
3.827	29	90	2.087	268	90	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	305.566	21.054	3.175	3827,0	4152,0	217,56	0,00
2	1	6.954	950	3.129	35,8	35,8	524,76	227,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	5,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	600 km	600 km	170 km
Real	600 km	626 km	170 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
28,4 Grad	600 km	600 km	4.000 kg	4.102 kg	742,0 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	71,2 s	160,0 s	436,0 s
Winkel	53,0 Grad	20,0 Grad	-11,5 Grad
Freiflugphase	Startbedingung	Startwert	Endbedingung	Endwert
Aktiv	Wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht	7.700,0	Wenn Apogäum erreicht	0,0

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Start	Rollprogramm	Winkelvorgabe	Winkelvorgabe	Brennschluss 1	Zündung 2	Verkleidung	Winkelvorgabe	Orbitsim	Sim End
Zeitpunkt	0,0 s	5,0 s	86,0 s	120,0 s	226,0 s	236,0 s	268,0 s	330,0 s	1154,7 s	1154,7 s
Höhe:	0,01 km	0,01 km	4,60 km	12,77 km	118,21 km	138,35 km	198,95 km	300,04 km	259,42 km	259,42 km
Dist:	0,0 km	0,0 km	0,1 km	0,6 km	14,9 km	19,4 km	38,2 km	93,8 km	5321,8 km	5322,4 km
v(x):	408 m/s	407 m/s	607 m/s	827 m/s	3465 m/s	3468 m/s	3535 m/s	3687 m/s	5377 m/s	5377 m/s
v(y):	0 m/s	14 m/s	398 m/s	683 m/s	2681 m/s	2601 m/s	2379 m/s	1917 m/s	-4408 m/s	-4409 m/s
v(z):	0 m/s	-24 m/s	-405 m/s	-563 m/s	-1040 m/s	-1083 m/s	-1216 m/s	-1459 m/s	-3423 m/s	-3423 m/s
v:	0 m/s	408 m/s	831 m/s	1211 m/s	4503 m/s	4468 m/s	4432 m/s	4405 m/s	7749 m/s	7750 m/s
Peri:	-6378 km	-6370 km	-6344 km	-6308 km	-5404 km	-5400 km	-5356 km	-5252 km	188 km	188 km
Apo:	-6378 km	0 km	6 km	19 km	430 km	432 km	448 km	470 km	332 km	332 km

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	4.510,3 m/s	431,6 km	1.511,7 km	897,0 s	-5.400,2 km	431,6 km	42,0 Grad

Rakete: Atlas V 401 Star 37 FM

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	Inklination [Grad]
309.900	1.100	7.831	0	0,35	170,00	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]
3.827	29	90	2.087	268	90	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	305.566	21.054	3.175	3827,0	4152,0	217,56	0,00
2	1	1.147	81	2.844	47,9	47,9	63,29	269,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	5,0 s
Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	170 km
Real	191 km	322 km	170 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
28,0 Grad	191 km	191 km	1.100 kg	1.086 kg	332,2 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	93,0 s	160,0 s	316,2 s
Winkel	63,4 Grad	25,3 Grad	-68,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Start	Rollprogramm	Winkelvorgabe	Winkelvorgabe	Brennschluss 1	Verkleidung	Zündung 2	Winkelvorgabe	Freiflugphase	Sim End
Zeitpunkt	0,0 s	5,0 s	93,0 s	160,0 s	217,6 s	268,0 s	269,0 s	316,2 s	332,2 s	709,6 s
Höhe:	0,01 km	0,02 km	11,45 km	50,81 km	109,00 km	154,47 km	155,30 km	187,34 km	191,15 km	200,00 km
Dist:	0,0 km	0,0 km	0,2 km	3,2 km	23,3 km	88,7 km	90,4 km	201,6 km	254,5 km	6578,1 km
v(x):	408 m/s	406 m/s	722 m/s	2094 m/s	6366 m/s	6373 m/s	6372 m/s	7445 m/s	7651 m/s	6326 m/s
v(y):	0 m/s	19 m/s	607 m/s	1326 m/s	1234 m/s	806 m/s	797 m/s	-77 m/s	-749 m/s	-3660 m/s
v(z):	0 m/s	-24 m/s	-437 m/s	-745 m/s	-1000 m/s	-1214 m/s	-1218 m/s	-1411 m/s	-1475 m/s	-2774 m/s
v:	0 m/s	408 m/s	1040 m/s	2588 m/s	6561 m/s	6538 m/s	6537 m/s	7578 m/s	7828 m/s	7817 m/s
Peri:	-6378 km	-6370 km	-6328 km	-6054 km	-3040 km	-2974 km	-2974 km	-651 km	191 km	191 km
Apo:	-6378 km	0 km	17 km	94 km	269 km	272 km	272 km	353 km	322 km	322 km

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	6.602,7 m/s	201,6 km	226,4 km	332,2 s	-2.974,4 km	272,4 km	30,5 Grad