Ich hatte mich ja schon mal mit den Einsatzmöglichkeiten des Prometheus beschäftigt. Ich kam darauf, dass dieses Triebwerk eigentlich alle Raketen die die ESA einsetzt – von der Vega bis zur Ariane 64.
Nun baut die ESA Themis als Technologiedemonstrator und entwickelt parallel das Prometheus Triebwerk, das ihn antreiben soll. Das Ganze ist noch in einem relativ anfänglichen Projektstadium, es sind bei Themis nicht mehr als die Tanks vorhanden. Beim Prometheus gibt es inzwischen einen ersten Triebwerkstest.
Die wenigen Daten die man von Themis kennt:
- Drei Prometheus Triebwerke mit je 1.000 kN Vakuumschub
- Startmasse: 150 t
- Höhe 30 m, Durchmesser 3,5 m.
Die Abmessungen orientieren sich an einem Einsatzzweck: als Ersatz für die P120C Feststoffraketen der Ariane 6. Daher auch der hohe Schubüberschuss: die Prometheus haben 300 t Schub bei nur 150 t Masse, selbst mit Oberstufe ist das zu viel Schub für eine Raketenstufe, die alleine arbeitet, aber die Booster müssen ja noch die Zentralstufe und die Oberstufe der Ariane 6 unterstützen. Ich vermute, man geht bei den älteren Daten von den 1.000 kN Schub des ursprünglichen Prometheus aus, inzwischen arbeitet man bei SNECMA an einer Steigerung auf 1.200 kN Schub.
Ich will in dem Artikel nun zeigen, dass man mit diesem Themis Booster und den schon existierenden bzw. in Entwicklung befindlichen Elementen der Ariane 6 und Vega – das Ariane 6 ULPM mit dem Vinci Triebwerk, der Zefiro 40 Antrieb und die Drittstufe der Vega E mit dem M10 Triebwerk problemlos eine Raketenfamilie aufbauen kann die Ariane 6 und Vega ersetzt und sogar noch Zwischenstufen bietet.
Themis 1A
Die kleinste Version basiert auf dem Themis Booster und der Oberstufe der Vega E mit dem M10 Triebwerk. Deren Masse ist unbekannt, aus Skizzen konnte ich aber eine Treibstoffzuladung von etwa 12 t ableiten. Die Trockenmasse habe ich auf 1,8 t festgelegt, diese Masse enthält zusätzlich auch die Avionik.
Diese Rakete könnte die Vega ersetzen. Sie kann auch deren Nutzlasthülle verwenden, denn sie nutzt ja ihre Oberstufe. Ebenso ist von Vorteil das Themis den Durchmesser des P120C hat, so kann man den Stufenadapter der zwischen dem Zefiro 40 und P120C vermittelt verwenden, er muss wegen der längeren Düse des M10 Triebwerks aber etwas verlängert werden.
Themis 1B
die nächst größere Version macht Gebrauch von dem hohen Startschub und nutzt nicht nur die dritte Stufe der Vega E, sondern auch ihre zweite also zusätzlich den Zefiro 40 Antrieb. Hier muss man nun gar nichts neu entwickeln, sondern kann beide Stufen übernehmen. Die Adapter dafür gibt es ja schon.
Themis 1C
Die letzte Version nutzt stattdessen das ULPM der Ariane 6 mit dem Vinci Triebwerk. Dessen Daten sind leider relativ unsicher. Die hohe Trockenmasse wurde von mir so festgelegt, dass Ariane 64 die von Arianespace projektierte GTO-Nutzlast erreicht. Ich habe aber sie um 1 t verringert, weil derzeit ja das Projekt der „schwarzen“ Oberstufe aus CFK-Werkstoffen läuft, dass die Trockenmasse um mindestens 1.000 kg verringern soll.
Hier ist ein neuer Adapter nötig um zwischen den 3,5 m der Themis und den 5,4 m der Oberstufe zu vermitteln. Dafür kann man die Nutzlastverkleidung der Ariane 6 übernehmen.
Ich habe als Kompromiss eine 2 t schwere Nutzlastverkleidung bei allen Versionen übernommen, die dann etwas kürzer als die Ariane 6 Verkleidung ist, aber ausreichend für Einzelstarts großer Satelliten, denn eine Doppelstartkapazität wird die Rakete nicht erreichen.
Themis 2 und 3
Diese Versionen (a,b,c) gibt es auch bei den nächstgrößeren Versionen die dann einfach zwei bzw. drei Themis Stufen beim Start parallel nutzen. Zwei Themis-Booster als erste Stufen ergibt ein asymmetrisches Gefährt, das ist bei Schubvektorsteuerung aber kein Problem, auch die Atlas V hat nur einem Booster oder das Space Shuttle waren solche asymmetrischen Gefährte. Man benötigt für alle drei Versionen bei kluger Planung aber nur eine Startrampe, da man dann einfach einen oder zwei Booster weglässt.
Etwas anders sieht es bei den Oberstufen aus, diese haben unterschiedliche Treibstoffe und unterschiedliche Abmessungen, sodass Versorgungsleitungen auf verschiedenen Ebenen liegen sollten. Man wird sich für eine der drei Optionen entscheiden, wobei nicht nur Performanceaspekte, sondern auch die Kosten eine Rolle spielen. So dürfte die dritte Stufe der Vega erheblich billiger als das ULPM sein, die ganze Vega-Rakete kostet ja nur einen Bruchteil einer Ariane 6. dasselbe gilt für den Zefiro 40.
Optimierung
Bei den Versionen mit zwei und drei Boostern ist ein sehr großer Schubüberschuss vorhanden. Dann ist es möglich ein Prometheus (zwei Booster) oder zwei Prometheus (drei Booster) aus einer Stufe entfernen – bei drei Triebwerken in einer Reihe ist auch diese Konfiguration symmetrisch. Neben den Kosteneinsparungen durch das fehlende Triebwerk wird die Stufe um etwa 1.200 kg leichter und durch die verlängerte Betriebszeit findet die Stufentrennung in größerer Höhe statt, was vor allem bei den a und c-Konfigurationen die Nutzlast deutlich steigert. Alternativ senkt man den Schub eines oder mehrerer Prometheus ab, da sonst die Spitzenbeschleunigung zu hoch wird. Das geht, weil das Prometheus bis auf 30 Prozent im Schub absenkbar ist.
Nutzlasten
Hier die Ergebnisse meiner Simulation. Die Raketen selbst füge ich am Ende des Artikels an, da ich annehme das die meisten die genauen Daten nicht interessieren:
| Rakete | Nutzlast 200 km LEO (5 Grad) | Nutzlast GTO (5 Grad) |
|---|---|---|
| Themis 1a | 6.400 kg | |
| Themis 1b | 7.500 kg | |
| Themis 1c | 6.700 kg | |
| Themis 2a | 5.900 kg | |
| Themis 2b | 5.900 kg | |
| Themis 2c | 6.600 kg | |
| Themis 3a | 9.000 kg | |
| Themis 3b | 9.300 kg | |
| Themis 3c | 12.000 kg |
Wiederverwendung
Die Wiederverwendung ist etwas was Europa mit diesem Konzept erstmals angehen könnte. Der Knackpunkt und das wird von Laien immer falsch dargestellt, ist nicht die Technik. Es gab ja schon genügend Ideen für die Wiederverwendung. Angedacht wurde sie bei der Redstone, Saturn V und Ariane 1 und realisiert bei dem Space Shuttle sowohl bei den Boostern wie auch beim Orbiter. Auch die Ariane 5 Booster wurden mehrmals für Inspektionen geborgen, aber nie wiederverwendet.
Die Bergung der Ariane 5 Booster zeigt die Crux: das war eine rein wirtschaftliche Entscheidung. Für Europa, das in den letzten Jahren maximal sieben Starts einer Ariane 5 und vier einer Vega hat, würde die Stückzahl der produzierten Stufen einfach zu stark absinken. Die Fertigung wäre nicht mehr wirtschaftlich. In den USA kommt SpaceX auch ohne die Starts für die Starlink Flotte auf die benötigte Startzahl, im letzten Jahr waren es 33 Starts.
Da man nun die Zahl der Stufen in beiden Trägern die Europa noch einsetzt von fünf auf zwei bis drei reduziert und vor allem die erste Stufe sehr oft zum Einsatz kommt, könnte man die Wiederverwendung der Thamis Booster angehen.
Die obigen Nutzlasten sind ohne Wiederverwendung, da diese sehr stark von der Umsetzung abhängen. Basierend auf den Erfahrungen mit SpaceX kann man von einer Nutzlasteinbuße von einem Viertel bis einem Drittel der Nutzlast ausgehen. Vorschläge von europäischen Firmen, die ich bei der Recherche fand. für wiederverwendbare Träger haben sogar noch höhere Einbußen, ich vermute man setzt bei den Konzepten auf das Zurückfliegen zum Startplatz das kostet besonders viel Treibstoff.
Real wird man bei den Versionen mit zwei oder drei Boostern die Stufe, die länger brennt nicht bergen. Bei der Version mit nur einer Themis Stufe wäre die Abtrenngeschwindigkeit zu hoch als das es sich lohnen würde. Technisch ist mein Konzept nicht optimal für die Wiederverwendung. Dafür sollte die Trenngeschwindigkeit möglichst klein sein, das ist bei einer schweren Oberstufe der Fall. Ich denke, dass ist auch der Grund, warum die CNES die Maia Rakete mit drei Prometheus Triebwerken in der ersten und einem in der zweiten Stufe entwickelt, denn eigentlich ist ein Prometheus für eine zweite Stufe viel zu schlagstark, außer die stufe ist sehr schwer.
Mögliche Umsetzung
Nun hat man gerade erst mal die Ariane 6 entwickelt. Es fehlt daher der politische Wille diese durch etwas Neues zu ersetzen. Realistisch denke ich, wird Themis zuerst als erste Stfue der von der CNES geförderten Trägerrakete Maia eingesetzt werden. Allerdings finde ich deren Nutzlast von maximal 2,5 t für eine Rakete von wahrscheinlich über 200 t Startmasse doch sehr klein, selbst wenn man berücksichtigt, dass die zweite Stufe mit einem Prometheus wahrscheinlich eine hohe Leermasse hat.
Aber eine mögliche langsame Umsetzung könnte sein:
- Themis als Booster der Ariane 6 anstatt der P120C – sorgt schon mal für eine hohe Stückzahl und steigert, wenn man sie nicht wiederverwendet die Nutzlast der Ariane 6.
- Bergung der Booster: Dies geht am einfachsten bei Ariane 6, da die Trenngeschwindigkeit hier am geringsten ist und damit die Nutzlasteinbuße am kleinsten, aber auch der Aufwand den man für die Umsetzung treiben muss, am geringsten.
- Themis ersetzt P120C der Vega – dann hätte man schon die Version Themis 1b umgesetzt. Hier könnte man wiederverwendete Booster zum letzten Mal einsetzen, da die Trenngeschwindigkeit deutlich höher ist. Ebenso könnte man um Kosten zu sparen auch gleich den Zefiro 40 einsparen und so die Version Themis 1a umsetzen.
- Zwei bis drei Stufenversionen Themis 2 und 3 – ersetzen dann die Ariane 6.
Meine persönliche Meinung
Von den Konzepten her spricht am meisten für die „a“-Version. Nur bei der größten Version punktet das ULPM der Ariane 6, das eben auf eine viel größere Rakete ausgelegt ist. Bei den kleineren Versionen steigert es nur die Kosten. Die „b“-Version punktet bei der kleinsten Version, sonst steigert sie die Nutzlast nur kaum. Sie wäre eine Alternative, wenn es viele Missionen mit noch höheren Geschwindigkeitsanforderungen als GTO-Bahnen gibt, da dann die Nutzlast der „a“-Versionen doch deutlich abnimmt.
Ideal – aber eine Neuentwicklung wäre es auf Basis des M10 Triebwerks eine neue Stufe zu entwickeln, die dann auch an die 3,50 m Durchmesser des Themis Boosters anschließen könnte. Ich denke so um die 15 bis 20 t Treibstoffladung wäre ein guter Kompromiss für die Breite der Versionen. Mehr Treibstoff könnten es sein, wenn man zwei anstatt einem M10 Triebwerken einsetzt.
Rakete: Themis 1a
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 172.200 | 6.400 | 7.831 | 1.292 | 3,72 | 190,00 | 200,00 | 200,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 2.800 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 170,00 |
Rakete: Themis 1b
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 213.777 | 7.500 | 7.831 | 1.407 | 3,51 | 190,00 | 200,00 | 200,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 2.800 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 40.477 | 4.236 | 2.872 | 1120,4 | 1120,4 | 92,90 | 165,78 |
| 3 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 262,00 |
Rakete: Themis 1c
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 195.000 | 6.700 | 7.831 | 2.093 | 3,44 | 190,00 | 200,00 | 200,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 2.800 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 36.300 | 6.300 | 4.560 | 180,0 | 180,0 | 760,00 | 165,00 |
Rakete: Themis 2a
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 320.500 | 5.900 | 10.278 | 1.361 | 1,84 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 4.667 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 148.800 | 8.800 | 3.531 | 1867,0 | 2000,0 | 247,17 | 0,00 |
| 3 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 250,00 |
Rakete: Themis 2b
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 360.977 | 5.900 | 10.278 | 1.247 | 1,63 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 4.667 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 148.800 | 8.800 | 3.531 | 1867,0 | 2000,0 | 247,17 | 0,00 |
| 2 | 1 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 3 | 1 | 40.477 | 4.236 | 2.872 | 1120,4 | 1120,4 | 92,90 | 250,00 |
| 4 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 343,00 |
Rakete: Themis 2c
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 343.700 | 6.600 | 10.278 | 1.676 | 1,92 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 4.667 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 148.800 | 8.800 | 3.531 | 1867,0 | 2000,0 | 247,17 | 0,00 |
| 3 | 1 | 36.300 | 6.300 | 4.560 | 180,0 | 180,0 | 760,00 | 250,00 |
Rakete: Themis 3a
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 474.800 | 9.000 | 10.278 | 1.390 | 1,90 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 6.467 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 20 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 2 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 867,0 | 1000,0 | 494,34 | 0,00 |
| 3 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 500,00 |
Rakete: Themis 3b
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 514.377 | 9.300 | 10.278 | 999 | 1,81 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 7.467 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 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 | 148.800 | 8.800 | 3.531 | 1867,0 | 2000,0 | 247,17 | 0,00 |
| 2 | 2 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 3 | 1 | 40.477 | 4.236 | 2.872 | 1120,4 | 1120,4 | 92,90 | 250,00 |
| 4 | 1 | 13.800 | 1.800 | 3.552 | 98,0 | 98,0 | 434,94 | 345,00 |
Rakete: Themis 3c
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 499.100 | 12.000 | 10.278 | 1.429 | 2,40 | 190,00 | 200,00 | 35800,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 7.467 | 5 | 90 | 2.000 | 190 | 90 | 10 | 20 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 2 | 150.000 | 10.000 | 3.531 | 2800,0 | 3000,0 | 164,78 | 0,00 |
| 2 | 1 | 148.800 | 8.800 | 3.531 | 1867,0 | 2000,0 | 247,17 | 0,00 |
| 3 | 1 | 36.300 | 6.300 | 4.560 | 180,0 | 180,0 | 760,00 | 250,00 |