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Vulcan / Vulcan Centaur

Die Ukrainekrise, aber auch die neue Konkurrenz durch SpaceX, führte zum Umdenken bei ULA. Die Firma beschloss 2014, die Delta 4 einzustellen und eine neue Rakete, die Vulcan zu entwickeln. Dies soll die Konkurrenzfähigkeit von ULA verbessern und die Abhängigkeit von Russland beenden.

Die Grundkonzeption übernimmt die Vulcan von der Atlas V. Sie hat eine mit LOX/Kohlenwasserstoffen angetriebene Erststufe. Sie kann von bis zu sechs Boostern unterstützt werden. Die Oberstufe setzt kryogene Treibstoffe ein. Auch die Nutzlast der kleinsten Version ist mit der Atlas 401 vergleichbar. Das verwundert nicht, dies ist doch mit Abstand die am häufigsten eingesetzte Version. Sie soll aber auch die Nutzlast der Delta 4 Heavy erreichen, da sie diese auch ersetzen will.

Die Vulcan soll nach dem ursprünglichen Konzept in vier Schritten eingeführt werden:

Zentralstufe

Für die Zentralstufe hat sich ULA für das BE-4 entschieden. Diese Entscheidung erstaunte die Fachwelt. Aerojet bot auch ein noch zu entwickelndes Triebwerk mit der Bezeichnung AR-1 an. Beide Triebwerke haben fast denselben Schub (550 klbf = 2.447 kN beim BE-4 und 500 klbf = 2.224 kN beim AR-1). Jeweils zwei Triebwerke werden eingesetzt. Aerojet hat neben dem schon seit Jahrzehnten eingesetzten AJ10 (siehe S.62) nun auch die Triebwerke von Rocketdyne im Portfolio, nachdem die Firma diesen Triebwerksbauer übernommen hat. Aerojet ist bei den laufenden Programmen mit dem SSME, dem RS-68 der Delta 4 und den RL10 beteiligt. Den Ausschlag gab, dass Blue Origin weiter in der Konzeption des BE-4 ist als Aerojet beim AR-1. Damit kann der Zeitplan eingehalten werden. Eventuell waren auch die auf 1 Milliarde Dollar geschätzten Entwicklungskosten des AR-1 zu hoch. Aerojet unterbreitete dann ein Kaufangebot für ULA in Höhe von 2 Milliarden Dollar, welches aber ausgeschlagen wurde.

Das BE-4 ist ein Triebwerk nach dem Prinzip des Staged Combustion Verfahrens. Es ist das erste Triebwerk in den USA, das dieses Verfahren mit Kohlenwasserstoffen einsetzt. Das Hauptstromverfahren wird bei dieser Treibstoffkombination in Russland seit Ende der Sechziger Jahren einsetzt, unter anderem auch beim RD-180. Der Vorbrenner nutzt ein sauerstoffreiches Gemisch, wie das RD-180 der Atlas, um einen hohen Brennkammerdruck zu erreichen. Anders als beim RD-180 ist das BE-4 für andere Unternehmen verfügbar. So könnte es die Antares einsetzen, wenn auch auf Orbital politischer Druck ausgeübt wird, sich vom russischen RD-181 zu trennen. Der Schub ist um knapp ein Viertel höher als beim RD-180, das ergibt mehr Optionen für schwere Oberstufen oder eine größere Zentralstufe. Anders als beim RD-180 werden zwei einzelne Triebwerke eingesetzt. Beim RD-180 gibt es zwei Brennkammern, aber nur eine gemeinsame Turbopumpe.

Die Wahl des BE-4 hat für Lockheed Martin einen weiteren Vorteil. Das AR-1 ist ein Triebwerk, das LOX/Kerosin einsetzt. Kerosin als Treibstoff ist bewährt und würde es erlauben die Strukturen der Atlas-CCB unverändert zu übernehmen. Das BE-4 setzt dagegen Methan als Verbrennungsträger ein. Methan hat einen etwas höheren spezifischen Impuls – die Stufe transportiert bei gleicher Treibstoffmenge eine höhere Nutzlast. Methan hat aber nur die halbe Dichte von Kerosin. Dadurch (und durch den höheren Schub) kann der Durchmesser der Stufe größer sein. Lockheed Martin entschloss sich für einen Durchmesser von 5,40 m, somit hat die gesamte Rakete überall denselben Durchmesser, da auch Nutzlastverkleidung und ACES diesen Durchmesser aufweisen.

Noch Ende 2015 verlautbarte ULA, dass man das AR1 immer noch als Backup-Option unterstützen würde. 6 Millionen zahlte man 2015 an Aerojet für weitere Tests. Beim Einsatz dieses Triebwerks würde man die bestehende CCB der Atlas mit 3,80 m Durchmesser nutzen. Das AR1 wäre aber zwei Jahre in der Entwicklung hinter dem BE-4. Ende 2016 soll die endgültige Entscheidung für das Triebwerk fallen.

Anfang 2016, zum Redaktionsschluss des Buchs hat Blue Origin 100 Komponententests (also von Bauteilen des Triebwerks absolviert) und kündigte an Ende 2016 auf Tests des ganzen Triebwerks überzugehen. Sie sollen Ende 2017 abgeschlossen sein. Die Fertigung soll 2018 anlaufen. Die USAF rechnet nicht damit, dass das AR1 bis 2019 einsatzbereit ist.

RUAG Space ist ebenfalls bei der neuen Trägerrakete beteiligt und fertigt Kohlefaserverbundstrukturen für die Vulcan. Dies sind wie bei der Atlas Nutzlastverkleidungen und Stufenadapter. Lockheed Martin konnte durchsetzen, dass diese Fertigung ab 2017 in Decatur in Alabama stattfindet, nicht nur für die Vulcan, sondern auch für die Atlas. Die größere geografische Nähe soll Kosten senken. Es dürfte die Verantwortlichen aber auch der Seitenhieb von Elon Musk, SpaceX CEO, die Atlas wäre keine US-Trägerrakete da sie russische Triebwerke und eine Nutzlastverkleidung aus der Schweiz einsetzt, geärgert haben.

Masse und Aufbau der Stufe sind unbekannt. Sie wurden von mir aus Angaben und Bildern rekonstruiert. Aufgrund der Anbringung von Boostern wird die Stufe wahrscheinlich getrennte Tanks mit einer strukturverstärkten Zwischentanksektion einsetzen. An dieser können die Booster oben angebracht werden und unten am Schubgerüst.

Booster

Nicht nur beim Triebwerk zog Aerojet den Kürzeren, auch bei den Boostern wechselt Lockheed Martin den Anbieter. Die Booster kommen nun wieder von ATK, dem größten Hersteller von Feststofftriebwerken in den USA. ATK fertigt die GEM-Booster der Delta, die Oberstufe der Antares, die Booster der SLS und die Stufen der Minotaur und Pegasus. Der wichtigste Grund dürfte sein, dass die neuen Booster preiswerter als die von ATK sind. ULA verweist auch auf die höhere Stückzahl, da ATK auch die Booster für die Delta 4 mit fast gleichem Durchmesser fertigt.

Die GEM63 sind Neuentwicklungen und tauchen in ATKs Produktkatalog noch nicht auf. Anfangs ging man von GEM 63 Boostern aus – entstanden aus dem GEM 60 durch Vergrößerung des Durchmessers von 60 auf 63 Zoll. Die alten Booster von ATK haben ebenfalls 60 Zoll Durchmesser. Nun ist die Rede von verlängerten Versionen, den GEM 63XL, die ein 1,52 m längeres Motorgehäuse haben. Sie wären notwendig um die gewünschte Leistung zu erreichen. Die GEM 63 XL haben dieselbe Länge wie die Aerojet AJ60. Das erlaubt einen nahtlosen Übergang, denn sie sollen ab 2019 auch die Booster der Atlas V ersetzen. Auch dies wird ein Grund für die Verlängerung sein, denn die GEM 60 sind mit 15,20 m Länge um fast 4 m kürzer als die AJ60 mit 19,50 m. Sie haben spitzkeglige Verkleidungen, anstatt der auf die Zentralstufe auslaufenden Spitze.

Bis 2018 soll die Qualifikation abgeschlossen werden, 2019 sollen sie zum ersten Mal zum Einsatz kommen. Auch von den GEM-60 gibt es zu Redaktionsschluss keine technischen Daten. Die Angaben sind von mir geschätzt oder aus Bildern abgeleitet worden.

ACES Oberstufe

Die Einführung der neuen Zentralstufe ändert zuerst nichts an der Oberstufe. Die Centaur kommt nach wie vor zum Einsatz. Nur vermittelt ein Adapter zwischen dem Durchmesser der Centaur von 3,05 m und dem der Zentralstufe von 5,40 m. Die Centaur kann wie bei der Atlas V von der Nutzlastverkleidung umgeben werden (5-m-Version) oder nur die Nutzlast (4-m-Version). Die Centaur wird die RL10C Triebwerke einsetzen.

Die neue ACES-Oberstufe (Advanced Common Evolved Stage) soll die Nutzlast der Vulcan in einer zweiten Ausbaustufe steigern. Die bisherigen Stufen der Delta und Atlas basierten auf dem RL10, die Centaur wurde sogar seit 1962 nur verlängert. Sie sind für beide Träger zu klein, vor allem wenn Booster eingesetzt werden. Die ACES wird 67,6 t (149.000 US-Pfund) Treibstoff aufnehmen, die dreifache Zuladung der Centaur. So sind Triebwerke mit 445 bis 667 kN Gesamtschub (100 bis 150 klbf) vorgesehen. Die Stufe kann ein einzelnes Großes, zwei Mittelgroße oder vier kleine Triebwerke aufnehmen. Eine Entscheidung ist noch nicht gefallen. Kandidaten sind das RL10 (bis 110 kN Schub) ein BE-3 Ableger (490 kN, steigerbar auf 670 kN) und ein noch zusammen mit XCOR zu entwickelndes Triebwerk im mittleren Schubbereich. Alle drei nutzen LOX/LH2 als Treibstoff. Das BE-3 soll auch in einer zukünftigen Oberstufe der Antares eingesetzt werden. Die Air Force hat ATK Mittel für die Entwicklung einer verlängerten Düse für das BE-3 zugesagt.

Die ACES-Oberstufe wird 5,40 m Durchmesser haben, genauso groß wie die Nutzlastverkleidung, sodass diese nicht mehr wie bei der Atlas V die Stufe umgibt. Dafür ist die Länge gleich groß wie bei der Centaur, das bedeutet die Statik der Vulcan, die durch die Länge bestimmt wird, verändert sich nicht. Die ACES-Oberstufe bringt einen Performancegewinn, der so beziffert wird, das eine Vulcan mit zwei Boostern und ACES Oberstufe die gleiche Nutzlast wie eine Atlas 551 transportiert, also drei Booster eingespart werden können. Dadurch sollen auch die Starkosten sinken.

Denkbar beim Einsatz der RL10 Triebwerke wäre, dass man Triebwerke und Treibstoff weglässt. Das ist bei kleineren Nutzlasten wirtschaftlich sinnvoller, als das Weglassen von Boostern. Eine kleinere ACES-Oberstufe wäre eine zweite Option.

Geplant ist eine Stufe aus Stahl mit innendruckstabilisierten Tanks und einem gemeinsamen Zwischenboden. ULA verweist darauf, dass diese Technologie, obwohl mittlerweile über 50 Jahre alt, immer noch das höchste Voll-/Leermasseverhältnis hat. Die Struktur der Centaur (Tanks, Zwischentanksektion) soll nur 50% der DCSS betragen. So soll die Stufe leer nur 8% der Gesamtmasse wiegen. Das sind bei 67,6 t Treibstoff nur 5,9 t Leermasse.

Die Avionik befindet sich wie bei der DCSS am Heck. Das erlaubt eine einfachere Integration der Nutzlast und die ACES muss nicht in einem Cleanroom vorbereitet werden, da die Nutzlast nun kein Volumen mit Elementen der ACES teilt.

Die ACES hat als Produktionsziel die gleichen Kosten der Centaur, obwohl die Stufe fast dreimal so schwer ist. Bei Verwendung der RL10 soll dies durch höhere Stückzahlen möglich sein, die anderen neuen Triebwerke werden schon bei der Entwicklung auf Kosten optimiert. Das gilt auch für die gesamte Stufe.

Ein neues System, das die Kosten senken soll, ist das IVF (Integrated Vehicle Fluid System). Es ersetzt alle kleinen Triebwerke der Centaur und DCSS. Die Centaur hat mehrere Triebwerke für die Lageregelung während der Freiflugphasen, Rollachsensteuerung und Sammeln des Treibstoffs. Sie alle nutzen Hydrazin, das zusätzlich mitgeführt wird. Das IVF nutzt dagegen gasförmigen Sauerstoff und Wasserstoff, der automatisch beim Verdampfen von Treibstoff entsteht oder durch Erhitzen am Triebwerk (während des Betriebs) entsteht. Dazu werden neue Triebwerke mit kleinem Schub entwickelt, die diese Mischung verbrennen. Der Vorteil ist zum einen eine Gewichtsersparnis, da die Hydrazinflaschen wegfallen. Zum anderen wird der verdampfende Wasserstoff genutzt, anstatt durch Ventile entlassen zu werden und zum Dritten braucht man aufgrund des höheren Energiegehalts nur die Hälfte der Treibstoffmenge für denselben Gesamtimpuls. Das IVF soll viel längere Missionen, z. B. bei Mondmissionen erlauben, da der Treibstoffvorrat für die Lageregelung nur vom Treibstoff für die Triebwerke begrenzt ist.

Nomenklatur

Die Vulcan setzt ein Nummerierungsschema ein, das an das der Atlas V angelehnt ist. Es besteht aus vier Bestandteilen:

Die Versionen mit Centaur setzen maximal vier Booster ein. Die Versionen mit ACES bis zu sechs. Die Versionen mit Centaur können die Verkleidungen der Atlas übernehmen, das bedeutet, es gibt nach wie vor eine 4-m-Verkleidung und eine 5-m-Verkleidung. Die Version ACE wird nur die 5 m Verkleidung einsetzen. Diese kann verkürzt werden, da sie die Stufe nicht umhüllt.

Es ist wie bei der Heavy der Atlas und Delta eine Version mit drei Zentralstufen geplant. Diese Vulcan Heavy wird die Delta 4H in Nutzlast übertreffen. Sie setzt nur die ACES als Oberstufe ein.

Nutzlasten

Die genauen Leistungen der Vulcan sind unbekannt. Für einige Versionen und Orbits wurden Nutzlasten genannt: (*: GTO mit 1804 m/s Δv, restliche Angaben GTO mit 1500 m/s Δv)

Träger

LEO

GTO

GSO

Fluchtgeschwindigkeit

Startkosten

Proton

22.000 kg

6.380 kg

3.000 kg

5.000 kg

70 – 100 Mill. $

Ariane 5

20.750 kg

10.350 kg

5.000 kg

7.200 kg

160 Mill. €

Falcon 9

13.150 kg

4.850 kg*

1.800 kg

3.600 kg

61,2 Mill. $

Delta 4H

28.790 kg

14.220 kg*

7.990 kg

10.403 kg

400 Mill. $

Atlas 551

18.814 kg

6.860 kg

3.904 kg

6.500 kg

243 Mill. $

Vulcan Centaur 441C / 442C

22.000 kg

11.000 kg*

5.100 kg

7.500 kg


Vulcan ACES 56XA

35.000 kg

17.000 kg*

8.000 kg

12.000 kg

200 Mill. $

Wiederverwendung

Die Experimente von SpaceX um ihre erste Stufe wiederzuverwenden, haben in der Aerospace Industrie Bewegung verursacht. Airbus-Safran-Launchers entwickelte ein Konzept für die Bergung der Triebwerke für einen Ariane-Nachfolger. Dieses setzt Düsentriebwerke ein, um mit aktivem Antrieb zum Startplatz zurückzufliegen. SpaceX dreht die Flugbahn der ersten Stufe durch die eigenen Triebwerke und landet mit diesen auf einer Plattform am Land oder auf See. ULA hat ein anderes Konzept entwickelt. Die Triebwerke sollen sich in einer zweiten Ausbauphase nicht im Heck der Stufe befinden, sondern in zwei Containern an der Seite. Die zylindrischen Container mit einer aerodynamischen Verkleidung werden nach Brennschluss von der Stufe abgesprengt, die Spitze mit der Verkleidung abgetrennt und noch in der Exosphäre ein Schild entfaltet. Der stumpfkegelige Schild von 10 bis 12 m Durchmesser ist mit einem Ablativschild versehen, der einen Teil der Energie beim Wiedereintritt vernichtet. Spitzenbeschleunigung von bis zu -15 g werden erwartet. Die Bergung ist auf zweierlei Weise möglich. Zum einen durch Airbags, die kurz vor dem Aufsetzen entfaltet werden. Sie reduzieren den Landeschock auf 6 bis 8 g. Der Nachteil dieser Vorgehensweise ist, dass die Triebwerke so mit Salzwasser in Berührung kommen, denn die Aufstiegsbahnen aller US-Weltraumbahnhöfe gehen über das Meer. Derzeit favorisiert ULA eine zweite Technik. Dabei wird der Schild zum Abbremsen abgeworfen, sobald Unterschallgeschwindigkeit erreicht wird. Stattdessen wird ein trapezförmiger Fallschirm entfaltet. Ein Hubschrauber soll den Fallschirm im Flug ergreifen und den Triebwerksblock auf einem Schiff oder an Land absetzen. Diese Technik wurde mit kleinen Massen von 1000 US-Pfund Gewicht (454 kg) erprobt. Sie soll auf eine Masse von bis zu 10 t steigerbar sein, eine Last die ein CH-53K Hubschrauber tragen kann. 90 % der Kosten des Antriebs und 65 % der ersten Stufe sollen so eingespart werden können.

ULA rechnet damit, dass dieses Konzept ökonomischer ist als der Ansatz von SpaceX. Das Zusatzgewicht um die Triebwerke zu bergen, senkt die Nutzlastmasse nur wenige Prozent, typisch 2-3 %. SpaceX dagegen birgt die ganze Stufe (75 % der Gesamtkosten der Falcon 9), doch durch den benötigten Treibstoff zum Abbremsen und beim Landen auf Land auch Drehen der Aufstiegsbahn sinkt die Nutzlast nach eigenen Angaben um 15 % bei einer Bergung auf See und 30 % bei der Bergung an Land. ULA rechnet schon bei zweimaliger Wiederverwendung mit Profit, während nach ULAs Rechnung SpaceX die Stufe zehnmal wiederverwenden müsste, um in die Gewinnzone zu kommen. Da SpaceX keine Daten über interne Kosten veröffentlicht, sind dies nur Vermutungen.

Kosten und Zeitplan

ULA verspricht, dass die kleinste Version der Vulcan ohne Booster 100 Millionen Dollar kosten wird, verglichen mit 164 Millionen Dollar beim kleinsten Atlasmodell. Die Vulcan Heavy, das Modell mit ACES und drei Cores soll unter 200 Millionen Dollar kosten.

2018 soll die Produktion des BE-4 beginnen. 2019 der Jungfernflug der ersten Vulcan erfolgen. 2023 folgte die Einführung der ACES-Stufe. Ein Jahr später die Triebwerksbergung. Die beiden Abbildungen zeigen die damals geplanten Versionen mit 4 und 5 m Verkleidung die im Aussehen sehr der Atlas V ähneln.

Datenblatt Vulcan (Entwurf 2014)

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:
Startgewicht:

Max. Nutzlast:




Nutzlasthülle:

Stufenadapter:

 

Startkosten:

2019 –


66,70 m Höhe, 5,40 m Durchmesser
346.500 kg – 723.700 kg

22.000 – 35.000 kg in einen LEO-Orbit
11.000 – 17.000 kg in einen GTO-Orbit
7.500 – 12.000 kg auf einen Fluchtkurs
5.100 – 8.000 kg in einen GSO-Orbit

5,40 m Durchmesser, 31,20 m Höhe
4,20 m Durchmesser, 12,00 m Höhe, 2.127 kg,
4,20 m Durchmesser, 12,90 m Höhe, 2.305 kg

4,20 m Durchmesser, 13,80 m Höhe, 2.487 kg,
5,50 m → 3,80 Durchmesser, 6,72 m Länge, Centaur Forward Load Reaktor: 275 kg

100 - 200 Millionen Dollar


GEM 63XL

CCB

Common Centaur SEC

ACES

Länge:

16,80 m

35,40 m

12,78 m

12,78 m

Durchmesser:

1,61 m

5,40 m

3,05 m

5,40 m

Startgewicht:

53.400 kg

307.500 kg?

23.077 kg

73.956 kg

Trockengewicht:

5.400 kg

24.000 kg

2.247 kg

5.917 kg

Schub Meereshöhe:

1.353 kN?


Schub Vakuum:

2.000 kN (Max)

2 x 2.427 kN

99,2 kN

440 - 670 kN

Triebwerke:

1 × GEM-63 XL

2 × BE-4

1 × RL10C

4 × RL10C

oder 2 x XCOR

oder 1 x BE-3

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2427 m/s

3090 m/s?

Spezifischer Impuls (Vakuum):

2697 m/s

3227 m/s?

4400 m/s

4400 m/s (bei RL10C)

Brenndauer:

90 s?


927 s

> 678 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium /
Ammoniumperchlorat

LOX / Kerosin

LOX / LH2

LOX / LH2

Redesign

Zwischen 2014 und 2019 wandelte sich das Konzept in zahlreichen Details. Inzwischen hatte ULA beschlossen die Delta 4 schon vor der Einführung der Vulcan auslaufen zu lassen, mit Ausnahme von drei Starts, der Delta 4 Heavy die wegen ihrer hohen Nutzlast ein Alleinstellungsmerkmal hat. Die letzte Delta 4 Medium hob am 23.8.2019 ab. Die Rakete erhielt auch einen neuen Namen und heißt nun „Vulcan Centaur“.

War die erste Version der Vulcan noch eine Atlas V mit neuen Triebwerken, so hat sie nun einen durchgehenden Durchmesser von 5,4 m, damit können die Strukturen auf der Fertigungsstraße der Delta 4 produziert werden. Inzwischen endgültig verabschiedet hat man sich vom Triebwerk von Aerojet. Das war allerdings nicht verwunderlich, lag es in der Entwicklung immer hinter dem BE-4 Triebwerk hinterher. Das BE-4 wird von Blue Origin auch in ihrer Trägerrakete „New Glenn“ eingesetzt werden, sieben Stück treiben die erste Stufe an. Das verspricht eine höhere Stückzahl als beim AR-1 und damit geringere Kosten.

Die Diagramme zeigen einen weitaus klügeren Aufbau der Rakete als bei der Atlas V und Delta 4. Beide Träger setzen in der Erststufe getrennte Tanks mit einer Zwischentanksektion ein. Das ist produktionstechnisch einfacher als ein gemeinsamer Zwischenboden. Die Vulcan hat dagegen einen gemeinsamen Tankabschluss. Da flüssiges Methan zwischen -253 und -162 Grad flüssig ist, Sauerstoff zwischen -218 und -182 Grad Celsius flüssig ist, ist es bei den Temperaturen von flüssigem Sauerstoff auch flüssig. Es gibt also nicht die Problematik wie bei Kerosin, das dieses bei den Temperaturen des flüssigen Sauerstoffs zu Eis erstarren kann und dieser umgekehrt verdampfen kann.

Die Tanks bestehen aus einer Orthogrid-Struktur, das beinhaltet waffelförmige Muster auf der Innenseite des Tanks um das Schwappen zu reduzieren. Die Abschlussdome sind durch Drücken und Umformen gebildet worden. Der Tank ist auch ohne Innendruck stabil. Nach den Abbildungen hat der zylinderförmige untere Methantank eine Länge von 10,8 m, der obere Sauerstofftank im Zylinderteil eine Länge von 12,0 m. Nimmt man einen nutzbaren Innendurchmesser von 5,3 m an (5 cm für Wand und Isolation) so entspricht dies einem Volumen von 283 und 238 m³. Das entspricht einer Zuladung von 99 t Methan und 322 t Sauerstoff. Das wäre ein relativ niedriges LOC/Methanverhältnis von nur 3,3 zu 1. Die dem Autor bekannten Triebwerke mit dieser Treibstoffkombination arbeiten mit Mischungsverhältnissen von 3,4 bis 3,8 zu 1. Besonders bei Hochdrucktriebwerken ist das höhere Mischungsverhältnis üblich, und das BE-4 arbeitet nach diesem Verfahren. In einem Dokument für die Umweltbelastung wird dieses niedrige Verhältnis von 3,33 aber bestätigt.

Die erste Stufe hat so die Länge von 33,3 m, etwas kürzer als die Atlas V Grundstufe.

Das BE-4 Triebwerk hat einen Bodenschub von 2400 kN bei einem Brennkammerdruck von 134 Bar. Der Autor errechnet mit dem Tool CEA2 bei einem Mischungsverhältnis von 3,33 zu 1 und 0,4 Bar Düsenmündungsdruck, typischen Werten für diese Triebwerke einen spezifischen Impuls von 3305 m/s auf Meereshöhe und 3477 m/s im Vakuum. Das Flächenverhältnis würde dann 28,7 betragen und der Vakuumschub 2.528 kN

Die Centaur hat, seit ihrer Einführung die größte Wandlung durchmacht. Sie wurde mehrfach verlängert, ihr Durchmesser blieb aber bei 10 Fuß, 3,05 m. Bei der Atlas V führte dies dazu, dass wenn die größere Nutzlasthülle mit über 5 m Durchmesser eingesetzt wurde, der Adapter nicht diesen Unterschied im Durchmesser auffangen konnte und die lange Nutzlasthülle die Centaur mit umgab. Das führte dazu das die Atlas 501 eine kleinere Nutzlast als die Atlas 401 hatte, da die Nutzlasthülle samt weiteren Systemen wie dem Adapter und Abstandshalter erheblich schwerer als die Hülle der 4xx Version war.

Nun wurde ein schon lange überflüssiger Schritt vollzogen und die Centaur hat denselben Durchmesser wie die Erststufe – 5,4 m. Der Integraltank hat nun nur noch eine Länge von 8,6 m und ist damit kürzer als der Tank der ersten Centaur. Die gesamte Stufe hat eine Länge von 11,7 m. Aufgrund der Abbildungen schätzt der Autor die Zuladung auf etwa 47 t Treibstoff. ULA gibt die Zuladung mit 54,4 t an. Doch diese Angabe kann sich auch auf die verlängerte Centaur beziehen. Wie bisher wird die Centaur aus Edelstahl gefertigt und setzt innendruckstabilisierte Ballontanks ein.

Die Centaur setzt nun wieder zwei RL10 Triebwerke ein. Nach Konsolidierung der Produktion werden es RL10C sein, die in der Performance eher bei den RL10A der Atlas als den RL10B der Delta 4 liegen. Langfristig sollen sie durch das RL10X ersetzt werden, eine Weiterentwicklung die von modernen Herstellungsverfahren, wie 3D-Druck Gebrauch macht. Sie sollen die Herstellung deutlich verbilligen.

Ebenso sieht man zwei Heliumflaschen, was für eine höhere Treibstoffzuladung spricht. Die beiden Triebwerke erlauben nicht nur eine höhere Treibstoffzuladung, sondern auch den Transport schwerer Nutzlasten in den LEO. Das konnte die Atlas V nur in Version mit zwei Triebwerken leisten. Als Triebwerk kommt das RL10C-1-1 zum Einsatz. Das ist eine Variante des RL10C-1, das seit 2014 bei der Atlas V eingesetzt wird. Die Düse ist etwas länger, das Mischungsverhältnis und der Schub etwas höher.

Mit Stufen- und Nutzlastadapter ist die Centaur 13,7 m lang, davon macht der Stufenadapter 5,2 m aus. Eine verlängerte Centaur ist für die „Heavy“ Variante vorgesehen. Sie hat eine 13,6 m lange Centaur, also eine von 1,9 m Länge. Sie setzt vier RL10 ein, sonst wäre die Stufe zu schwer. Sie müsste 14 t mehr Treibstoff aufnehmen.

Die Nutzlastverkleidung von 5,4 m Durchmesser fertig Ruag Space um die Kosten zu reduzieren erstmals außerhalb der Schweiz an. Eine Fabrik soll nahe des Produktionsstandorts Decatur in Illinois entstehen. Es gibt sie in zwei Längen. Die längere Version ist 21,3 m lang, die kürzere 15,5 m. Die Vulcan kommt mit einer kürzeren Verkleidung aus, weil bei ihr wie bei anderen Trägern die Verkleidung nur die Nutzlast umgibt. Bei der Atlas V umgab sie auch noch die Nutzlast, wodurch von der 26,5 m langen (größten) Verkleidung der Atlas nur 16,5 m für die Nutzlast übrigblieben.

Die erste Stufe der Vulcan Centaur wird in der Fabrik für die Delta 4 gefertigt. Diese Fabrik wurde 1998 für die Produktion der Delta 4 gebaut und damit wird Boeing für den Wegfall der Delta 4 Produktion entschädigt.

Bei den Boostern gibt es keine gravierende Änderung. Die Vulcan Centaur kann ohne Booster abheben, aber auch bis zu sechs Booster einsetzen. Der GEM-60 wurde nun um die Nutzlast zu steigern gegen eine verlängerte Version des GEM-63, dem GEM-63XL ausgetauscht. Am 21.9.2018 fand der Qualifikationstest des Antriebs statt. Ein zweiter Qualifikationstest bei höheren Außentemperaturen soll 2019 folgen. Inzwischen hat ULA auch die Aerojet-37 durch die GE-63 (kürzere Version) bei der Atlas V ersetzt. Es wurden für beide Träger jeweils 30 Booster bestellt. ULA kann jedoch die Zahl anpassen, also mehr oder weniger GEM-63XL kaufen, solange die Gesamtstückzahl von 60 bleibt. Der GEM-63 soll 40 % billiger als der Aerojet 60 sein, das würde einem Stückpreis von 3 Millionen Dollar pro Stück entsprechen. Die verlängerte Version soll einen ähnlichen Preis haben.


GEM 63

GEM 63 XL

Startmasse:

49.300 kg

53.400 kg

Treibstoff:

44.200 kg

48.000 kg

Länge:

20,90 m

21,95 m

Durchmesser Motorgehäuse:

1,60 m

1,60 m

Durchmesser Düse

1,37 m

1,43 m

Brenndauer:

84 s

94 s

Maximaler Schub:

1.660 kN

2.207 kN

Brennkammerdruck:

102 Bar

Expansionsverhältnis

12,8

14

Neu ist auch eine Doppelstartstruktur, die bei der langen Nutzlasthülle und hohen Nutzlast auch sinnvoll ist. Ruag fertigt ja eine ähnliche für die Ariane 5 und 6, die auch denselben Durchmesser hat. Sie ist nach den Abbildungen 7,9 m lang und sitzt innerhalb der Nutzlastverkleidung.

Geplant sind vier Versionen mit keinen Boostern, zwei, vier oder sechs Boostern. Die Standardmodelle sollen zwei oder sechs Booster einsetzen. Keine oder vier sind Lösungen für besondere Missionen. Etwas später, frühestens 2023 wird die Heavy Version hinzukommen die eine verlängerte Centaur mit vier Triebwerken einsetzt. Sie wird nur mit der langen Nutzlastverkleidung eingesetzt. Die Länge liegt je nach Wahl der Nutzlastverkleidung bei 61,6 und 67,4 m bei den Standardversionen und 69,2 m bei der Heavy Version.

Die Startmasse liegt zwischen 450 und 860 t. Das ergibt bei 490 t Bodenschub eine sehr geringe Startbeschleunigung. Aufgrund des großen Durchmessers – bei der Startmasse, die nicht viel höher als die der Atlas V ist, hätte man eher einen Durchmesser von 4,4 bis 4,5 m erwartet, hat die Vulcan in der Erststufe so lange Treibstofftanks, dass sie bei der Version ohne Booster gar nicht abheben kann, wenn der Tank voll gefüllt ist. Dann werden rund 60 t Treibstoff weggelassen.

Inzwischen gab es auch eine neue Ausschreibung der US Air Force für Schwerlastraketen, genannt NSSL (National Security Space Launch). Die USAF fördert drei Firmen – ULA, Grumman und Blue Origion bei der Entwicklung neuer Schwerlastträgerraketen. Von den drei Firmen erhalten später zwei auch Aufträge. Die unterlegene Firma muss die Entwicklungsmittel zurückzahlen. ULA erhielt mit 967 Millionen Dollar die höchste Summe. Die Vulcan muss dann 30 % mehr als die Delta 4 Heavy transportieren, was ein Grund für das Redesign sein soll. Nur die größte Version mit der verlängerten Centaur erfüllt diese Vorgaben.

Die ersten beiden Kunden wurden im August 2019 bekannt. Beim Jungfernflug wird der Astrobotic Technology's Peregrine Mondlander befördert werden. Die ISS Versorgungsflüge des Dreamchasers finden mit der Version mit vier Boostern statt. Dieser Raumgleiter wiegt mit Nutzlast über 20 t.

Die Nutzlast schon der kleinsten Version liegt mit 7,6 t in den geostationären Übergangsorbit (27 Grad Bahnneigung) gleichauf mit einer Atlas V 431. Die größte Version hat mit 13,7 Nutzlast eine um 5 t höhere Nutzlast als die Atlas V 551.

Orbit

Vulcan Centaur 2 Booster

Vulcan Centaur 6 Booster

Vulcan Centaur Heavy

GEO

2.100 kg

6.700 kg

7.300 kg

GTO. 200 x 35.786 km, 27 Grad

7.600 kg

13.700 kg

15.000 kg – 16.300 kg

LEO 200 km, 28 Grad

17.800 kg

27.400 kg

30.300 kg – 34.900 kg

ISS 407 km, 51,6 Grad

15.400 kg

24.700 kg

26.700 kg – 31.3400 kg

LEO polar 200 km, 90 Grad

14.300 kg

22.500 kg

24.900 kg – 27.900 kg

Datenblatt Vulcan

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:
Startgewicht:

Max. Nutzlast:



Nutzlasthülle:

2021 –


61,7 / 67,4 m Höhe, 5,40 m Durchmesser
450.000 – 840.000 kg

17.800 – 27.400 kg in einen LEO-Orbit
7.600 – 13.700 kg in einen GTO-Orbit
2.100 – 6.700 kg in einen GSO-Orbit

5,40 m Durchmesser, 15,5 und 21,3 m Höhe


GEM 63XL

Core Stage

Centaur V

Centaur V Heavy

Länge:

21,90 m

33,20 m

11,70 m

13,60 m

Durchmesser:

1,60 m

5,40 m

5,40 m

5,40 m

Startgewicht:

53.400 kg

307.500 kg?

44.200 kg?

60.300 kg?

Trockengewicht:

5.400 kg

26.100 kg?

4.200 kg?

5.900 kg?

Schub Meereshöhe:

1.207 kN (Mittel)

4.854 kN

Schub Vakuum:

2.200 kN (Max)

5.056 kN

212 kN

424 kN

Triebwerke:

1 × GEM-63 XL

2 × BE-4

2 × RL10C-1-1

4 × RL10X

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2427 m/s

3305 m/s?

Spezifischer Impuls (Vakuum):

2697 m/s

3477 m/s?

4451 m/s

4451 m/s

Brenndauer:

94 s


839 s

571 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium /
Ammoniumperchlorat

LOX / Methan

LOX / LH2

LOX / LH2

Referenzen

http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Upper_Stages/ACES-Stage_Concept-AIAASpace_2015.pdf

http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Supporting_Technologies/LV_Recovery_and_Reuse_AIAASpace_2015.pdf

https://www.ulalaunch.com/docs/default-source/rockets/atlas-v-and-delta-iv-technical-summary.pdf

Aktuelle Vulcan Centaur

 

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant sowie die deutsche OTRAG), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen. Aber vielleicht erscheint ein eigener Band über die Ariane 6 wenn diese mal einsatzbereit ist und es mehr Informationen über sie gibt,

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiß. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: es ist das Buch "Fotosafari durch den Raketenwald". Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren. Etwa 70 TZrägerraketen die sich äußerlich voneinander unterscheiden werden in diesem Buch kurz vorgestellt - auf je einer Doppelseite.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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