Wie schon in meinem vorletzten Blog erwähnt will ich mal einige Alternativen für die Antares durchspielen. Dabei habe ich drei Prämissen:
- Möglichst wenige Änderungen an der Rakete
- Verzicht auf alles was direkte Konkurrenten einsetzen
- Nix russisches
Oder um es einfacher zu formulieren – ich gehe davon aus, das 2014, als für die Antares man sich für neue (erneut russische) Triebwerke in der ersten Stufe entschlossen hat, man weitsichtig genug gewesen ist zu erkennen, das eine Abhängigkeit von Russland nicht gut ist.
Als US-Triebwerkshersteller kommt dann eigentlich nur Aerojet in Frage. Da Orbital nach der Fusion mit Alliant (2018) ja eine Rakete projektierte, die OmegA, die Aerojet Triebwerke einsetzt (das RL10) sollte das möglich sein. Aerojet hat Pratt & Whittney übernommen, das RL-10 gehört also auch zu deren Portfolio.
Aerojet entwickelte das AR-1 als Alternative zu dem BE-4. Es eignet sich für die erste Stufe der Antares sogar besser als das BE-4, weil es ein LOX/Kerosin und kein LOX/Methan Triebwerk ist, man also die erste Stufe ansonsten unverändert verwenden kann. Ansonsten gibt es kaum verfügbare amerikanische LOX/Kerosin Triebwerke. Russische Triebwerke scheiden aus, die direkten Konkurrenz Merlin natürlich auch und chinesische Triebwerke würden nur eine andere Abhängigkeit schaffen.
Das AR-1 hat mit 2.200 kN Schub einen höheren Bodenschub als das bisher verwendete NK-33 mit 1.510 kN (bei 100 % Schub, in der Antares 1.632 kN, das NK-33 kann bis 135 % des Normschubs gefahren werden) und auch als das RD-193 mit 1.922 kN. Ich lasse die erste Stufe trotzdem unverändert und nutze das so verfügbare Mehrgewicht für größere Oberstufen.
Basis ist meine Simulation der Antares 230 mit einer 180 x 400 kg Übergangsbahn:
Rakete: Antares 230
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
313.178 |
7.700 |
7.883 |
1.830 |
2,46 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
3.845 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
278.050 |
18.715 |
3.325 |
3844,9 |
4170,0 |
206,78 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
244,00 |
Rakete: Antares 230
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
313.178 |
7.700 |
7.883 |
1.830 |
2,46 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
3.845 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
278.050 |
18.715 |
3.325 |
3844,9 |
4170,0 |
206,78 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
244,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 400 km | 160 km | ||
| Real | 186 km | 403 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 36,7 Grad | 226 km | 221 km | 7.700 kg | 7.969 kg | 397,1 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 77,6 s | 130,2 s | 333,0 s | ||
| Winkel | 87,4 Grad | 28,1 Grad | -22,5 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 2,5 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,37 km | 0,0 km | 1 m/s | 46 m/s | 0 m/s | 46 m/s | -6371 km | 0 km | 3,4 m/s |
| Winkelvorgabe | 77,6 s | 12,38 km | 0,0 km | 29 m/s | 399 m/s | 0 m/s | 400 m/s | -6367 km | 15 km | 9,2 m/s |
| Winkelvorgabe | 130,2 s | 45,81 km | 0,0 km | 679 m/s | 826 m/s | 0 m/s | 1069 m/s | -6308 km | 59 km | 18,2 m/s |
| Brennschluss 1 | 206,8 s | 120,69 km | 6,6 km | 3920 m/s | 1063 m/s | 0 m/s | 4062 m/s | -5229 km | 165 km | 67,9 m/s |
| Zündung 2 | 244,0 s | 159,09 km | 23,0 km | 3911 m/s | 715 m/s | 0 m/s | 3976 m/s | -5244 km | 173 km | -9,3 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 164,17 km | 26,3 km | 3985 m/s | 672 m/s | 0 m/s | 4041 m/s | -5198 km | 176 km | 4,4 m/s |
| Winkelvorgabe | 333,0 s | 218,95 km | 120,5 km | 5421 m/s | -200 m/s | 0 m/s | 5424 m/s | -3905 km | 210 km | 14,5 m/s |
| Sim End | 397,1 s | 220,72 km | 292,3 km | 7311 m/s | -1610 m/s | 0 m/s | 7487 m/s | 186 km | 403 km | 40,0 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 4.065,2 m/s | 217,2 km | 0,0 km | 0,0 s | -5.164,3 km | 167,2 km | 38,4 Grad |
In der ersten Optimierung habe ich nur die Triebwerke ausgewechselt und 1 t zur Trockenmasse addiert, weil die Triebwerke stärkereicher sind. DAS AR-1 hat einen Schub auf Meereshöhe von 2.200 kN der im Vakuum auf 2.500 kN steigt. Es werden zwei Triebwerke eingesetzt. Der spezifische Impuls ist unbekannt. Ich habe einen geringeren Ispez als bei den eingesetzten Triebwerken angesetzt: 3.250 im Vakuum. Diese Rakete hat fast dieselbe Nutzlast wie die Antares 230. Der höhere Schub wird durch den schlechteren spezifischen Impuls ausgeglichen.
Rakete: Antares 430
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
314.178 |
7.700 |
7.883 |
0 |
2,45 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
170,00 |
Rakete: Antares 430
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
314.178 |
7.700 |
7.883 |
0 |
2,45 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
170,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 400 km | 160 km | ||
| Real | 162 km | 399 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 36,9 Grad | 195 km | 192 km | 7.700 kg | 7.692 kg | 324,8 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 77,6 s | 130,2 s | 343,0 s | ||
| Winkel | 71,4 Grad | 10,0 Grad | -29,5 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 4,2 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,61 km | 0,0 km | 1 m/s | 77 m/s | 0 m/s | 77 m/s | -6371 km | 1 km | 5,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 77,6 s | 20,14 km | 0,0 km | 215 m/s | 643 m/s | 0 m/s | 678 m/s | -6353 km | 29 km | 15,7 m/s |
| Winkelvorgabe | 130,2 s | 70,66 km | 0,4 km | 1527 m/s | 1138 m/s | 0 m/s | 1904 m/s | -6161 km | 103 km | 34,3 m/s |
| Brennschluss 1 | 168,6 s | 113,61 km | 4,7 km | 3888 m/s | 1008 m/s | 0 m/s | 4016 m/s | -5251 km | 150 km | 81,7 m/s |
| Zündung 2 | 170,0 s | 115,13 km | 5,0 km | 3892 m/s | 995 m/s | 0 m/s | 4017 m/s | -5249 km | 151 km | -9,5 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 180,04 km | 59,2 km | 5173 m/s | 126 m/s | 0 m/s | 5175 m/s | -4218 km | 177 km | 11,8 m/s |
| Sim End | 324,8 s | 191,70 km | 217,2 km | 7378 m/s | -1401 m/s | 0 m/s | 7510 m/s | 162 km | 399 km | 41,4 m/s |
| Winkelvorgabe | 343,0 s | 0,00 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 km | 0 km | 0,0 m/s |
Bei der Suche nach neuen Oberstufen gibt es eine sehr einfache Lösung, sie erfordert nur einen Stufenadapter und eine Verlängerung der Nutzlastverkleidung aber keine neue Oberstufe. Sie ist sehr einfach: Man setzt den Castor 30XL zweimal ein. Das ist unelegant, wurde aber bei der Athena II so angewandt. Bedingt durch die lange Brenndauer des originalen Castor XL von über 150 s – um ohne größere Gravitationsverluste und Freiflugphase eine Umlaufbahn zu erreichen müsste der zweite „untere“ Castor 30XL eine größere Düse haben, welche den Schub erhöht und die Brenndauer absenkt, ich habe 100 s gewählt, das ergibt über 700 kN Schub und damit genug für eine rund 65 t schwere Nutzlastspitze., Ebenso muss man die Nutzlastspitze um 6 m verlängern. Beides ist in der Rechnung berücksichtigt. Das Ergebnis ist eine deutliche Steigerung der Nutzlast auf 10 t, 2,3 t mehr als bei der originalen Antares.
Rakete: Antares 430 Castor 30XL
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
343.531 |
10.000 |
7.883 |
0 |
2,91 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.275 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4399,9 |
4999,9 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.753 |
1.888 |
2.923 |
628,8 |
726,8 |
100,00 |
170,57 |
|
3 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
272,57 |
Rakete: Antares 430 Castor 30XL
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
343.531 |
10.000 |
7.883 |
0 |
2,91 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.275 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4399,9 |
4999,9 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.753 |
1.888 |
2.923 |
628,8 |
726,8 |
100,00 |
170,57 |
|
3 |
1 |
26.453 |
1.588 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
272,57 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 400 km | 160 km | ||
| Real | 180 km | 401 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 36,8 Grad | 207 km | 191 km | 10.000 kg | 10.763 kg | 422,6 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 77,6 s | 200,0 s | 400,0 s | ||
| Winkel | 53,0 Grad | 4,0 Grad | -21,6 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 3,0 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,44 km | 0,0 km | 1 m/s | 56 m/s | 0 m/s | 56 m/s | -6371 km | 0 km | 4,1 m/s |
| Winkelvorgabe | 77,6 s | 14,23 km | 0,0 km | 357 m/s | 425 m/s | 0 m/s | 555 m/s | -6348 km | 17 km | 12,1 m/s |
| Brennschluss 1 | 168,6 s | 87,78 km | 4,2 km | 3001 m/s | 1165 m/s | 0 m/s | 3219 m/s | -5704 km | 134 km | 49,9 m/s |
| Zündung 2 | 170,6 s | 90,21 km | 4,5 km | 3003 m/s | 1147 m/s | 0 m/s | 3214 m/s | -5704 km | 134 km | -9,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 200,0 s | 123,54 km | 12,6 km | 3341 m/s | 931 m/s | 0 m/s | 3468 m/s | -5558 km | 151 km | 3,3 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 167,64 km | 40,0 km | 4031 m/s | 470 m/s | 0 m/s | 4058 m/s | -5172 km | 169 km | 6,9 m/s |
| Brennschluss 2 | 270,6 s | 181,31 km | 58,6 km | 4388 m/s | 251 m/s | 0 m/s | 4396 m/s | -4918 km | 175 km | 9,7 m/s |
| Zündung 3 | 272,6 s | 182,47 km | 60,6 km | 4388 m/s | 232 m/s | 0 m/s | 4394 m/s | -4918 km | 175 km | -9,3 m/s |
| Winkelvorgabe | 400,0 s | 200,14 km | 331,0 km | 6567 m/s | -1538 m/s | 0 m/s | 6745 m/s | -1725 km | 182 km | 20,2 m/s |
| Orbitsim | 420,4 s | 191,86 km | 415,3 km | 7155 m/s | -1974 m/s | 0 m/s | 7423 m/s | 116 km | 180 km | 27,8 m/s |
| Sim End | 422,6 s | 190,79 km | 425,5 km | 7231 m/s | -2016 m/s | 0 m/s | 7507 m/s | 180 km | 401 km | 28,8 m/s |
Innerhalb des firmeneigenen Portovolios wäre der beste Ersatz für den Castor 30XL der Castor 120. Er wiegt etwa doppelt so viel, hat denselben Durchmesser wie der Castor 30, ist aber 3 m länger. Ich habe entsprechend die Nutzlastverkleidung um 3 m verlängert. Da der Castor 120 aber sehr kurz (50 s) brennt muss man eine recht lange Freiflugphase einschieben die Nutzlast kostet, zudem ist seine Leermasse über 1 t höher und der spezifische Impuls kleiner. Er bringt keine Vorteil, im Gegenteil, ich bekomme keine stabile Bahn mit dem geforderten Perigäum:
Rakete: Antares 430 Castor 120
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
340.745 |
7.700 |
7.883 |
0 |
2,26 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
53.020 |
4.211 |
2.805 |
1607,0 |
1925,0 |
71,12 |
290,00 |
Rakete: Antares 430 Castor 120
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
340.745 |
7.700 |
7.883 |
0 |
2,26 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
975 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
53.020 |
4.211 |
2.805 |
1607,0 |
1925,0 |
71,12 |
290,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 400 km | 160 km | ||
| Real | 70 km | 484 km | 1.600 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 37,4 Grad | 114 km | 88 km | 7.700 kg | 7.600 kg | 361,0 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 77,6 s | 130,2 s | 420,0 s | ||
| Winkel | 70,4 Grad | 9,1 Grad | -22,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 3,1 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,46 km | 0,0 km | 1 m/s | 58 m/s | 0 m/s | 58 m/s | -6371 km | 0 km | 4,2 m/s |
| Winkelvorgabe | 77,6 s | 15,52 km | 0,0 km | 200 m/s | 497 m/s | 0 m/s | 536 m/s | -6357 km | 20 km | 12,4 m/s |
| Winkelvorgabe | 130,2 s | 53,66 km | 0,3 km | 1314 m/s | 821 m/s | 0 m/s | 1549 m/s | -6216 km | 66 km | 26,0 m/s |
| Brennschluss 1 | 168,6 s | 83,01 km | 3,4 km | 3073 m/s | 654 m/s | 0 m/s | 3141 m/s | -5691 km | 88 km | 51,9 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 114,17 km | 32,0 km | 3046 m/s | -114 m/s | 0 m/s | 3048 m/s | -5702 km | 93 km | -9,5 m/s |
| Zündung 2 | 290,0 s | 109,98 km | 57,1 km | 3021 m/s | -495 m/s | 0 m/s | 3061 m/s | -5699 km | 92 km | -9,5 m/s |
| Sim End | 361,0 s | 88,04 km | 162,5 km | 7517 m/s | -1178 m/s | 0 m/s | 7608 m/s | 70 km | 484 km | 151,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 420,0 s | 0,00 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 km | 0 km | 0,0 m/s |
Der Aerojet 37F der als Startbooster bei der Atlas V eingesetzt wird, als zweite Altermative, hat ein noch schlechteres Leergewicht und einen schlechteren spezifischen Impuls, Dahier habe ich ihn gar nicht erst durchgerechnet.
Flüssige Oberstufen
Es gäbe wenn man Aerojet als Triebwerkslieferanten nimmt. Zwei Triebwerke für Oberstufen, das AJ10 und das RL10. Das AJ10 steckt in der Delta K Oberstufe der Delta II, das RL-10 in den Centaur und DCSS. Nehme ich die Delta II Oberstufe so ist diese so leicht, dass man sie als zusätzliche Stufe einsetzen kann. Ich habe 300 kg beim Castor 30XL für den Stufenadapter hinzugerechnet.
Auch bei dieser Rakete gibt es das Problem, das durch die lange Brennzeit der Delta Stufe und ihren kleinen Schub das Perigäum recht niedrig ist, es liegt aber in 120 km Höhe und kann leicht durch durch eine Freiflugphase erhöht werden. Meine Simulation ist hier nicht ganz akkurat um das Apogäum exakt zu erreichen, aber ich komme auf eine Nutzlast von etwa 8,5 t, das sind 800 kg mehr als bei der Antares 230. Von Vorteil ist die Delta K Oberstufe bei leichteren Nutzlasten. Sie transportiert 2,5 t in einen GTO oder 1,2 t auf eine Fluchtbahn. Das erhöht das Einsatzspektrum der Rakete.
Rakete: Antares 430 Delta K
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
322.532 |
8.600 |
7.883 |
0 |
2,67 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.175 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.753 |
1.888 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
170,57 |
|
3 |
1 |
6.954 |
950 |
3.129 |
35,8 |
35,8 |
524,76 |
327,37 |
Rakete: Antares 430 Delta K
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
322.532 |
8.600 |
7.883 |
0 |
2,67 |
160,00 |
180,00 |
400,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.175 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
26.753 |
1.888 |
2.923 |
406,2 |
469,5 |
154,80 |
170,57 |
|
3 |
1 |
6.954 |
950 |
3.129 |
35,8 |
35,8 |
524,76 |
327,37 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 400 km | 160 km | ||
| Real | 180 km | 739 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 35,0 Grad | 407 km | 176 km | 8.600 kg | 8.519 kg | 836,6 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 86,2 s | 138,2 s | 744,0 s | ||
| Winkel | 71,3 Grad | 12,1 Grad | -8,6 Grad | ||
| Freiflugphase | Startbedingung | Startwert | Endbedingung | Endwert | |
| Aktiv | Wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | -1,0 | Wenn Apogäum erreicht | 0,0 | |
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 3,8 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,56 km | 0,0 km | 1 m/s | 71 m/s | 0 m/s | 71 m/s | -6371 km | 1 km | 5,1 m/s |
| Winkelvorgabe | 86,2 s | 24,37 km | 0,0 km | 249 m/s | 719 m/s | 0 m/s | 761 m/s | -6349 km | 36 km | 16,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 138,2 s | 79,47 km | 0,5 km | 1573 m/s | 1272 m/s | 0 m/s | 2023 m/s | -6144 km | 122 km | 35,9 m/s |
| Brennschluss 1 | 168,6 s | 119,56 km | 3,2 km | 3338 m/s | 1334 m/s | 0 m/s | 3594 m/s | -5534 km | 183 km | 69,7 m/s |
| Zündung 2 | 170,6 s | 122,33 km | 3,6 km | 3341 m/s | 1316 m/s | 0 m/s | 3591 m/s | -5533 km | 183 km | -9,4 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 216,10 km | 41,5 km | 4309 m/s | 745 m/s | 0 m/s | 4373 m/s | -4966 km | 242 km | 6,1 m/s |
| Brennschluss 2 | 325,4 s | 287,74 km | 145,3 km | 5785 m/s | 240 m/s | 0 m/s | 5790 m/s | -3466 km | 364 km | 18,0 m/s |
| Zündung 3 | 327,4 s | 289,60 km | 149,4 km | 5784 m/s | 222 m/s | 0 m/s | 5788 m/s | -3466 km | 365 km | -9,0 m/s |
| Freiflugphase | 384,8 s | 337,04 km | 294,4 km | 5844 m/s | -273 m/s | 0 m/s | 5850 m/s | -3306 km | 400 km | -6,4 m/s |
| Antriebsphase | 516,5 s | 400,00 km | 6778,1 km | 5584 m/s | -1394 m/s | 0 m/s | 5755 m/s | -3306 km | 400 km | -8,7 m/s |
| Winkelvorgabe | 744,0 s | 267,02 km | 3701,8 km | 5101 m/s | -4712 m/s | 0 m/s | 6944 m/s | -895 km | 500 km | -5,7 m/s |
| Sim End | 968,2 s | 175,81 km | 4935,2 km | 4801 m/s | -5610 m/s | 0 m/s | 7384 m/s | 180 km | 739 km | -5,6 m/s |
Mit dem RL10 gibt es derzeit zwei Stufen die von der Größe her passen. Die 4 m DCSS der Delta 4 und die Centaur. Da beide sehr schwer sind, ersetzen sie die bisherige Castor 30XL Stufe. Die DCSS habe ich wegen der höheren Leermasse verworfen. Bei der Centaur habe ich auf die DEC mit zwei RL10 gesetzt, auch die Atlas V benötigt für erdnahe Bahnen mit schweren Nutzkasten wie dem Starliner eine DEC Centaur eingesetzt. 300 kg für den Adapter zur Basisstufe und 200 kg für die etwas längere Nutzlastverkleidung hinzugerechnet. Die Centaur bringt nun einen wirklichen Performance-Boost, nämlich von 7,7 auf 12 t Nutzlast für diese Bahn. Das ist so viel, das ich nicht verstehe warum man bei Northrop-Grumman diese Option nicht gewählt hat. Selbst wenn die Cygnus diese Nutzlast nie voll ausnutzen kann, so wäre die Antares dann doch eine attraktive und international konkurrenzfähige Rakete für zahlreiche Missionen. Sie könnte auch 2,2 t in eine Fluchtbahn befördern oder 4.800 kg in den GTO, das reicht für kleinere und mittelgroße Kommunikationssatelliten. Bei diesen Bahnen käme man auch mit einer Single Engine Centaur aus, was weitere 200 kg Nutzlast addiert. Zudem wäre mit der Centaur es auch möglich, die für das Militär nötigen Direkt-GEO-Transfermissionen in den GEO durchzuführen (etwa 2,2 t in den GEO).
Rakete: Antares 430 DEC Centaur
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
308.613 |
4.800 |
10.277 |
0 |
1,56 |
160,00 |
180,00 |
35887,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.175 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
23.588 |
2.758 |
4.415 |
198,4 |
198,4 |
463,00 |
170,00 |
Rakete: Antares 430 DEC Centaur
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
308.613 |
4.800 |
10.277 |
0 |
1,56 |
160,00 |
180,00 |
35887,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
4.400 |
38 |
90 |
1.175 |
250 |
90 |
16 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
279.050 |
19.715 |
3.250 |
4400,0 |
5000,0 |
168,57 |
0,00 |
|
2 |
1 |
23.588 |
2.758 |
4.415 |
198,4 |
198,4 |
463,00 |
170,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 38,0 Grad | 20 m | 0 m/s | 90 Grad | 16,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 35.887 km | 160 km | ||
| Real | 237 km | 35.889 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 36,1 Grad | 253 km | 209 km | 4.800 kg | 5.158 kg | 624,9 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 77,6 s | 130,2 s | 600,0 s | ||
| Winkel | 62,8 Grad | 10,4 Grad | -33,3 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 4,5 m/s |
| Rollprogramm | 16,0 s | 0,64 km | 0,0 km | 1 m/s | 81 m/s | 0 m/s | 81 m/s | -6371 km | 1 km | 5,8 m/s |
| Winkelvorgabe | 77,6 s | 20,82 km | 0,0 km | 316 m/s | 648 m/s | 0 m/s | 721 m/s | -6346 km | 30 km | 16,4 m/s |
| Winkelvorgabe | 130,2 s | 70,34 km | 0,7 km | 1762 m/s | 1104 m/s | 0 m/s | 2080 m/s | -6110 km | 101 km | 36,6 m/s |
| Brennschluss 1 | 168,6 s | 114,04 km | 6,3 km | 4295 m/s | 1098 m/s | 0 m/s | 4433 m/s | -4979 km | 171 km | 92,0 m/s |
| Zündung 2 | 170,0 s | 115,73 km | 6,8 km | 4300 m/s | 1085 m/s | 0 m/s | 4435 m/s | -4976 km | 172 km | -9,5 m/s |
| Verkleidung | 249,7 s | 193,48 km | 66,0 km | 4830 m/s | 369 m/s | 0 m/s | 4844 m/s | -4557 km | 207 km | -1,6 m/s |
| Orbitsim | 498,4 s | 241,15 km | 920,8 km | 6969 m/s | -2471 m/s | 0 m/s | 7394 m/s | -62 km | 529 km | 5,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 600,0 s | 213,08 km | 1833,8 km | 8296 m/s | -4043 m/s | 0 m/s | 9229 m/s | 231 km | 15360 km | 12,8 m/s |
| Sim End | 624,9 s | 209,13 km | 2146,8 km | 8718 m/s | -4512 m/s | 0 m/s | 9816 m/s | 237 km | 35889 km | 15,9 m/s |
Fazit
Es gäbe durchaus zahlreiche Möglichkeiten für eine rein US-amerikanische Antares (die erste Stufe wird noch in der Ukraine gefertigt, aber das sind reine Strukturen die man leicht auch in Amerika herstellen kann). Selbst die einfachste Möglichkeit nur die Triebwerke auszuwechseln ergibt genauso viel Nutzlast die die russischen RD-191. Verdoppelt man die Castor 30XL Stufe so gewinnt man für relativ geringe Kosten 2,3 t Nutzlast die auf etwa 1,5 t mehr zur ISS hinauslaufen. Die Cygnus wiegt rund 3,4 t trocken und kann derzeit maximal 3 t Nutzlast zur ISS befördern. Beim Start auf der Atlas waren schon 3,6 t mit einem verlängerten Nutzlastraum möglich. Eine weitere Verlängerung wäre möglich, eventuell müsste man auch man Antriebssystems die Tanks vergrößern, aber selbst wenn man sich auf 3,6 t beschränkt sind das 20 % mehr als bisher und dürfte die Kosten für US-Triebwerke und Castor 30XL sicher kompensieren.