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Seit einigen Jahren klagen die NASA und das NRO/DoD über steigende Kosten bei Starts. Inzwischen werden Lockheed Martin und Boeing jedes Jahr mit rund 500 Millionen Dollar pro Firma gesponsert. Diese Zahlungen erfolgen um weiterhin qualifiziertes Personal zu binden und so Know-How zu erhalten. Ansonsten würde in den USA mit der "Hire and Fire" Mentalität nicht benötigtes Personal sofort bei schlechter Auftragslage entlassen werden.
Das Problem ist natürlich hausgemacht, denn NRO und DoD bestehen darauf, zwei Träger für ihre schweren Nutzlasten verfügbar zu haben, doch auch sonst leisten sich die USA den Luxus zahlreicher Trägerraketen. In dieser Rubrik, wollen wir mal annehmen, die USA wöllten ihre Trägerraketen mit flüssigen Treibstoffen durch ein einziges modulares Modell ersetzen.
Wie kann man bei Trägerraketen Kosten einsparen? Nun es gibt mehrere Ansätze. Ich habe diese auch schon mehrfach diskutiert. In diesem Konzept sollen Kosteneinsparungen dadurch entstehen, dass man für mehrere Modelle weitgehend dieselben Teile verwendet. Daher eine hohe Produktionsrate resultiert. Nun kann man auf die Idee kommen Hunderte von Triebwerken und Stufen zu bauen. Dann kommt man in eine echten Großserienproduktion. Jedoch wird dann die Steuerung recht komplex und ebenso ist ein Triebwerksausfall sehr wahrscheinlich. zudem verschlechtert sich das Voll/Leermasseverhältnis und die Nutzlast sinkt ab. Dieses ist das Konzept der OTRAG.
Ziel soll es sein, eine weitgehend konventionelle Rakete zu bauen, die trotzdem flexibel ist (einen großen Nutzlastbereich mit vielen Zwischenstufen abdeckt) und trotzdem möglichst wenige verschiedene Teile einsetzt, die daher eine hohe Produktionsrate aufweisen. Auf der anderen Seite ist es so, dass ein großes Triebwerk in der Herstellung preiswerter ist als mehrere Kleine. Daher gilt es die Zahl der Triebwerke zu begrenzen. In meinem Konzept sollte es möglich sein eine Nutzlast von 20 t mit maximal acht parallel betriebenen Triebwerken zu erreichen. Diese Zahl ist historisch erprobt bei den Saturn I+V und der Ariane 4.
Die klassischen Methoden, um die zu erreichen, sind die Hinzunahme von Boostern, also Starthilfsraketen. Es gibt mehrere Untervarianten. So große Feststoffbooster wie bei Ariane 5 und Titan. Sie machen die Rakete deutlich preiswerter, weil die Triebwerke von Feststoffboostern sehr einfach aufgebaut sind. Große Feststoffbooster machen aber nur wenige Varianten (bei allen eingesetzten Typen eigentlich nur eine) möglich, da die Spitzenbeschleunigung und auch die induzierten Schwingungen sehr hoch sind. Zudem ist dann das Basismodell ohne Booster unverhältnismäßig teuer für seine reduzierte Nutzlast.
Die Hinzunahme von Flüssigen Boostern wie mehreren ersten Stufen (Falcon Heavy, Delta 4 Heavy) oder zweiten Stufen (Ariane 4) bewirkt entweder einen kleinen Bereich in der die Nutzlast variiert werden kann (Ariane $) oder sie ist gleich dreimal so hoch (Delta 4, Falcon heavy). Ansonsten ist dieses Konzept sehr gut, da eine hohe Produktionsrate erreicht wird.
Mein Konzept ist es nicht, die Rakete modular aus einzelnen Stufen aufzubauen, aber dafür die einzelnen Teile modular zu gestalten. So gibt es für vier verschiedene Träger denselben Schubrahmen. die Tanks beider Stufen haben identische Abschlüsse und die Längen variieren (mit Ausnahme des Sauerstofftanks) auch in ganzen Schritten. So können diese in Kleinserie produziert wird. das gilt auch für die Triebwerke. Es werden nur zwei verwendet, eines auf der Basis LOX/Kerosin für die erste Stufe und eines auf der Basis LH2/LOX für die zweite Stufe, doch ich fange am besten mal an, zu beschrieben, wie ich die Rakete auslegen würde.
Das erste ist das Konzept. Es sollte der Nutzlastbereich von 4 t (derzeit gibt es hier eine Lücke bis 20 t (Anforderung der USAF für Spionagesatelliten) in den LEO-Orbit abdecken Das ist der Faktor 5. Ich habe Booster verworfen, weil die kleinste Anordnung zwei Booster sind, welche praktisch die dreifache Startmasse ergeben - und damit einen Sprung von 4 auf 12 t Nutzlast. Stattdessen setze ich einen Schubrahmen für 5 Triebwerke ein. Damit es keinen großen Sprung gibt setzt die kleinste Version allerdings zwei Triebwerke ein. So kommt man nicht auf 12 t Nutzlast (wenn Schub und Startmasse korrespondieren kommt man so nur auf 10 t). Der Rest müssen dann Booster richten.
Das gilt auch für die Oberstufe, nur sind hier drei Triebwerke vorgesehen. Die kleinste kommt mit einem Triebwerk aus.
Das leitet über zum Schub. Eine Rakete mit LOX/Kerosin und LOX/LH2 Oberstufe und 4 t Nutzlast kann man anhand der Atlas-Centaur auf eine Startmasse von rund 120 t schätzen, wen die Nutzlast 4 t beträgt. Bei einem Schub/Gewichtsverhältnis von 1,3 errechnet sich so bei zwei Triebwerken ein Schub von 800 kN pro Triebwerk.
Die Oberstufe wird typischerweise 1/7 der ersten Stufe wiegen. Oberstufen benötigen weniger Schub als die ersten Stufen. Setzt man hier das Verhältnis von 50% des Startgewichtes (mit Nutzlast), so kommt man bei einer Startmasse von 20 t (Oberstufe von 15-16 t + 4 t Nutzlast) auf einen Schub von 100 kN bei einem Triebwerk.
Den Brennkammerdruck habe ich auf 80 bar festgelegt, einen typischen Druck bei Nebenstromtriebwerken. Daraus errechnet sich eine Fläche von 1000 cm² an Düsenhals. Wenn die Düse maximal 1,2 m Durchmesser haben soll (aus Platzgründen, später erläutert bei der Dimensionierung der Tanks), so resultiert eine Fläche von 11309 cm² und ein Expansionsverhältnis von 11,3. Eine Simulation mit dem NASA Programm FCEA zeigt einen spezifischen Impuls von 3033 m/s im Vakuum und 2837 m/s am Boden. Realistisch sind 100 m/s kleinere Werte wegen des nicht 100% Wirkungsgrad und der Verluste im Gasgeneratorbetrieb. Daher habe ich mit 2730 m/s am Boden und 2930 m/s im Vakuum gerechnet.
Das Oberstufentriebwerk wird im Expander-Cycle betrieben. Bei einem Brennkammerdruck von 60 bar resultiert eine Fläche von 170 cm² für den Düsenhals. Die Düse muss hier kleiner sein, da alle drei Düsenglocken in den Stufenadapter passen müssen. Bei einem maximalen Durchmesser von 1 m resultiert eine Fläche von 7853 m² an der Düsenmündung. Bei einem Treibstoffverhältnis von 6:1 resultiert nach FCEA so ein spezifischer Impuls von 4460 m/s. Auch hier 100 m/s abgezogen werden 4360 m/s verwendet.
Die Triebwerksmasse dürfte nach Erfahrungen mit existierenden Triebwerken bei etwa 1000 kg für das Erststufentriebwerk und 180 kg für die zweite Stufe liegen. Das Schubgerüst muss sich nach dem Maximum der Kräfte von 5 bzw. 3 Triebwerken richten und dürfte 2.700 kg bei der ersten Stufe und 300 kg bei der zweiten Stufe wiegen.
Die Strukturen sind weitgehend unabhängig von der Treibstoffzuladung. Es sind der Stufenadapter, die Zwischentanksektion, Steuerraketen und Stromversorgung. Auf diese entfallen bei der ersten Stufe 1.120 kg plus 350 bis 1.000 kg für die Lenkung/Flüssigkeiten und Gase (missionsabhängig). Das ergibt eine Trockenmasse (ohne Tanks) von
Strukturen für die zweite Stufe
Bei der zweiten Stufe entfallen 215 kg auf die Strukturen und 200 kg auf die Lenkung. Dazu kommt noch ein Bordcomputer, die Stromversorgung und Stufentrennungsraketen mit einem Gewicht von 300 kg. Zusammen mit den Triebwerken und Schubrahmen kommt man so auf eine Trockenmasse von:
Dazu kommt noch der Stufenadapter zur Oberstufe im Gesamtgewicht von 650 kg.
Das von mir gewählte Verhältnis von LOX/RP-1 von 2,8 zu 1. Bei ihm ist das Volumen des Sauerstofftanks genau doppelt so hoch wie beim Kerosintank. Ebenso ist bei einem LOX/LH2 Verhältnis von 6,0 zu 1 und einem Treibstoffverhältnis von erster zu zweiter Stufe von 6,45 zu 1 ist der Wasserstofftank der zweiten Stufe zudem genau gleich groß wie der Kerosintank. Das ermöglicht es die Tanks so aufzubauen:
identische Tankabschlüsse (getrennte Tanks, ohne gemeinsamen Zwischenböden)
Lediglich der LOX-Tank der zweiten Stufe, dessen Länge 1/2,73 eines Segments beträgt muss separat gefertigt werden. Bei der größten Version ist aber auch hier ein Segment von einer Länge 1 einsetzbar. Da allerdings für die Konfiguration mit drei und fünf Triebwerken jeweils noch ein halber Tank benötigt wird, sollte es möglich sein den Sauerstofftank als halbes Tanksegment auszulegen. Dann wird eben ein Teil des Volumens (27%) nicht benutzt.
Da zwangsläufig durch die vielen Triebwerke auf den Schubrahmen ein hohes Leergewicht entfällt, bestehen die Tanks aus der Legierung AL-Li 2195. Der Durchmesser der Tanks habe ich auf 4 m festgelegt und die Länge eines Segments ergibt sich durch die Kerosinzuladung für die kleinste Version dann auf 2,5 m
Es errechnet sich so eine Masse von 190 kg für ein Segment. (Basierend auf dem Flächengewicht der Shuttle-ET). Dazu kommen die Tankdome von 4 m Durchmesser, 15 m Maximalhöhe und 160 kg Gewicht.
Der Zwischenstufenbereich ist bei der Erststufe 4 m lang, bei der Oberstufe nur 3 m, die beiden Tankdome ragen an beiden Enden jeweils 1,5 m weit weg. Dazu kommt noch das 2 m lange Schubgerüst. Daraus errechnen sich die Stufenlängen wie folgt:
Erststufe: 4 m + 3 m + 2 m + (n*3)/2* 2,5 m (n = Anzahl an Triebwerken)
Oberstufe: 3 m + 3 m + 2 m + n*1,5 * 2,5 m (n= Anzahl an Triebwerken)
Ein Problem ist es dass die verschiedenen Modelle unterschiedlich lang sind. Raketen sind deswegen lang und schlank, weil dies die Steuerung erheblich vereinfacht. Dies ist vor allem bei der ersten Stufe wichtig bei der noch aerodynamische Kräfte angreifen. Wäre der Durchmesser angepasst an die Masse einer großen Rakete, so wäre die Rakete bei den kleinen Modellen zu dick. Ich habe mich für einen Durchmesser von 4 m entschieden. Bei diesem beträgt die Länge der kleinsten Version (ohne Nutzlastverkleidung 28,25 m, bei der größten sind es 47 m). Mit Nutzlastverkleidung resultiert so eine Länge von 38,25 bis 69 m. Da mehrere Triebwerke eingesetzt werden und es zum Schwenken Abstand zwischen den Triebwerken geben muss, limitiert der Durchmesser auch die Größe der Expansionsdüsen. Daher ist der spezifische Impuls recht gering.
Vorgesehen sind drei Nutzlastverkleidungen. Eine von 4 m Durchmesser und 10 m Höhe für kleine Nutzlasten bis 10 t Gewicht. Die beiden anderen haben jeweils 5 m Durchmesser. Die kürzere von 14 m Länge wiegt 2.000 kg, die längere von 22 m Länge dann 3.000 kg.
Booster steigern die Nutzlast drastisch. Allerdings ist durch das bessere Verhältnis von Voll/Leermasse bei längeren Erststufen es günstiger, bei den kleinen Modellen keine Boostern einzusetzen. Ab vier Triebwerken sind Booster möglich und sinnvoll. Dabei gibt es zwei Möglichkeiten: Bei Vier Triebwerken ist der Bereich von den Triebwerken bis zum Zwischentankbereich (unten liegt der LOX-Tank) genauso hoch, wie eine komplette Rakete mit zwei Triebwerken. Dieses Modell kann also mit zwei möglichen Boostern ausgerüstet werden: Zwei oder vier Triebwerken. Dazu wäre noch die Zahl der Booster zu variieren. Ich habe im folgenden nur die Versionen mit zwei Boostern untersucht.
Analog ist beim Modell mit fünf Triebwerken eine Ausstattung mit Boostern mit drei oder fünf Triebwerken möglich. In der Gesamtheit besteht nun die Rakete aus folgenden Bestandteilen (von unten nach oben):
So werden jeweils vier Tankdome, zwischen viereinhalb und 12 Tanksegmente, zwei Triebwerkrahmen und zwei Triebwerkstypen benötigt. Die Zwischentanksektion der ersten Stufe und der Stufenadapter können identisch sein, nur nimmt die Zwischentanksektion das Heliumdruckgas auf und der Stufenadapter die Retroraketen. Zur Gewichtsersparnis und weil kein Heliumdruckgas für die zweite Stufe benötigt wird (Druckbeaufschlagung durch die erhitzten Treibstoffe) ist er bei der zweiten Stufe verkürzt. Es könnte hier auch ein Tanksegment zum Einsatz kommen, wodurch eine weitere Ersparnis resultiert.
Es gibt erst einmal vier Grundmodelle mit zwei, drei, vier und fünf Triebwerken. Eine weitere Variation ist möglich mit den Oberstufen, die ein, zwei oder drei Triebwerken einsetzen können. Das kleinste Modell kann nur die kleinste Oberstufe einsetzen. Bei den anderen dreien ist eine Variation möglich. Wobei ich dabei jeweils die Varianten mit nur einem Triebwerk wegen des dann doch gravierenden Nutzlastverlusts weggelassen habe. Dies alleine gibt schon sechs Modelle
Mit der Hinzunahme von Boostern vergrößert sich das Spektrum. Im Prinzip wären für jedes Modell noch Variationen mit 2,4 und 4 Boostern möglich, bei den beiden größten mit Vier und Fünf Triebwerken in der Erststufe noch zusätzliche Kombinationen mit verkürzten Boostern die nur bis zur Zwischentanksektion gehen. Von diesen vielen möglichen Varianten (insgesamt 26 wären denkbar, habe ich nur vier weiter untersucht, weil viele andere auch unökonomisch. Dabei habe ich die jeweils stärkste mögliche Oberstufe gewählt.
Wie sich schon bei diesen wenigen Varianten zeigt, gibt es Versionen mit fast identischer Nutzlast wie hier fünf Triebwerke in der ersten Stufe und zwei in der zweiten und 4 Triebwerke in der ersten und drei in der zweiten von jeweils rund 10 t Nutzlast.
Dafür decken dies Träger den gesamten Bereich ab, den derzeit Delta IV, Atlas V, Falcon 9 und die Taurus aufweisen. Nur setzen diese neun verschiedene Triebwerkstypen in 10 verschiedenen Stufen ein. Die Einsparung ist also offensichtlich.
Ab einer bestimmten Größe ist auch die Möglichkeit gegeben für Hochenergiemissionen eine dritte Stufe einzusetzen. Dies wäre für Fluchtbahnen oder Marsmissionen interessant. Die Wahl würde auf die zweite Stufe mit einem Triebwerk fallen. Es wäre sogar möglich eine Rakete in der Größe der Falcon Heavy zu erzeugen: 4 Booster mit je 5 Triebwerken als erste Stufe, eine Zentralstufe mit 5 Triebwerken als zweite Stufe und eine dritte Stufe mit 3 Triebwerken würde z.B. rund 43 t in einen LEO Orbit transportieren. Die Triebwerkszahl von 28 ist identisch zur der der Falcon Heavy und die Startmasse von 1.300 t ist sogar noch geringer.
Hier die Tabelle der Modelle. Ich habe die Endgeschwindigkeit für einen LEO Orbit mit 9400 m/s festgesetzt. Das sind 1.600 m/s mehr als die Umlaufgeschwindigkeit. Dieser Aufschlag ist typisch für Träger mit flüssigen Treibstoffen und niedriger Anfangsbeschleunigung. Es wären basierend auf anderen Trägern auch niedrigere Werte von 1.200 m/s möglich.
| Modell 1 | Modell 2 | Modell 3 | Modell 4 | Modell 5 | Modell 6 | Modell 7 | Modell 4 + 2 Booster je 2 Triebwerke | Modell 4 + 2 Booster je 4 Triebwerke | Modell 4 + 2 Booster je 3 Triebwerke | Modell 4 + 2 Booster je 5 Triebwerke | |
| Triebwerke | 2 | 3 | 3 | 4 | 4 | 5 | 5 | 4 | 4 | 5 | 5 |
| Boostertriebwerke | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 0 | 4 | 8 | 6 | 10 |
| Länge Erststufe | 16,50 | 20,25 | 20,25 | 24,00 | 24,00 | 27,75 | 27,75 | 24,00 | 24,00 | 27,75 | 27,75 |
| Treibstoff: | 106.074 | 146.551 | 146.551 | 187.028 | 187.028 | 227.505 | 227.505 | 399.175 | 642.037 | 520.606 | 682.514 |
| Leermasse: | 8.630 | 10.465 | 10.465 | 12.300 | 12.300 | 14.135 | 14.135 | 28.730 | 36.070 | 34.190 | 41.530 |
| Startgewicht: | 114.704 | 157.016 | 157.016 | 199.328 | 199.328 | 241.640 | 241.640 | 427.905 | 678.107 | 554.796 | 724.044 |
| Triebwerke | 1 | 1 | 2 | 2 | 3 | 2 | 3 | 3 | 3 | 3 | 3 |
| Länge zweite Stufe | 11,75 | 11,75 | 15,50 | 15,50 | 19,25 | 15,50 | 19,25 | 19,25 | 19,25 | 19,25 | 19,25 |
| Treibstoff: | 15.171 | 15.171 | 30.342 | 30.342 | 45.513 | 30.342 | 45.513 | 45.513 | 45.513 | 45.513 | 45.513 |
| Leermasse: | 2.520 | 2.520 | 3.185 | 3.185 | 3.950 | 3.185 | 3.950 | 3.950 | 3.950 | 3.950 | 3.950 |
| Startgewicht: | 17.691 | 17.691 | 33.527 | 33.527 | 49.463 | 33.527 | 49.463 | 49.463 | 49.463 | 49.463 | 49.463 |
| Nutzlast: | 4.300 | 5.600 | 8.500 | 10.100 | 12.500 | 11.600 | 14.300 | 19.400 | 27.500 | 23.300 | 27.800 |
| Nutzlastverkleidung | 1.000 | 1.000 | 2.000 | 2.000 | 2.000 | 2.000 | 2.000 | 3.000 | 3.000 | 3.000 | 3.000 |
| Gesamtmasse: | 137.695 | 181.307 | 201.043 | 244.955 | 263.291 | 288.767 | 307.403 | 499.769 | 758.070 | 630.559 | 804.307 |
| Endgeschwindigkeit | 4.311 | 4.840 | 3.825 | 4.225 | 3.630 | 4.543 | 3.948 | 4.697 | 5.499 | 5.117 | 5.531 |
| Endgeschwindigkeit 2 Stufe | 5.105 | 4.594 | 5.581 | 5.184 | 5.782 | 4.865 | 5.454 | 4.715 | 3.902 | 4.282 | 3.877 |
| Gesamtgeschwindigkeit | 9.415 | 9.434 | 9.406 | 9.409 | 9.413 | 9.408 | 9.402 | 9.412 | 9.401 | 9.400 | 9.408 |
| Gesamtlänge ohne Nutzlastverkleidung | 28,25 | 32,00 | 35,75 | 39,50 | 43,25 | 43,25 | 47,00 | 43,25 | 43,25 | 47,00 | 47,00 |
| Beschleunigung (m/s) | 11,6 | 13,2 | 11,9 | 13,1 | 12,2 | 13,9 | 13,0 | 12,8 | 12,7 | 14,0 | 14,9 |
| in g | 1,2 | 1,3 | 1,2 | 1,3 | 1,2 | 1,4 | 1,3 | 1,3 | 1,3 | 1,4 | 1,5 |
| Gesamtlänge: | 28,25 | 32 | 35,75 | 39,5 | 43,25 | 43,25 | 47 | 43,25 | 43,25 | 47 | 47 |
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