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Web Log Teil 124: 11.8.2009

Dienstag den 11.8.2009: Eine deutsche Trägerrakete

Heute bin ich mit dem Konzept meines nächsten Buches fertig geworden: Band 2 des Raketenlexikons, nun mit den internationalen Trägern. Schlussendlich sind es 104 Träger auf 392 Seiten geworden. Was mir dabei auffällt. Heute will jede noch so kleine Nation eine eigene Trägerrakete haben will. Derzeit führen Süd- und Nordkorea ein Rennen, wer zuerst einen Satelliten in den Orbit zu bringen. Indonesien, Pakistan und Argentinien planen auch eine Trägerrakete und Iran hat ja schon eine.

Wo bleibt Deutschland? Was sind die deutschen Anstrengungen in 50 Jahren Weltraumfahrt bezüglich einer eigenen Rakete? Die OTRAG hat es in das Buch geschafft, und darauf kann man gewiss nicht stolz sein, als einzigen deutschen Beitrag in den letzten Jahrzehnten. Könnte Deutschland heute eine Trägerrakete bauen? Vielleicht eine zusammen gestellt aus Höhenforschungsraketen, wie Indonesiens Lapan. Aber an eigenen Triebwerken, vollständig entwickelt in Deutschland, können wir nur eine Reihe von Satellitenantrieben und das Aestus Triebwerk vorweisen. Echt Toll. Aestus kann mit 30 k N Schub nicht mal 3 t von der Erde hochheben. Zwar entstehen die Boostergehäuse der Ariane 5 bei MT Aerospace, aber eben nur die Gehäuse und nicht die ganzen Booster.

Es ist also mal Zeit für die allseits beliebte Rubrik "Was wäre wenn....?" Also was wäre wenn wir wirklich innovative, national (im positiven Sinne) gesinnte Politiker hätten, die eine eigene Trägerrakete anstreben würden? Eine die auch Chancen auf dem Markt hätte und nützlich wäre? Nun mir fällt hier eine wichtige Synergie ein: Die CFK Booster für Ariane. Die Fertigung der Boostergehäuse aus CFK Werkstoffen. Dieser Schritt ist als einer von weiteren Ariane 5 Erweiterungen nach der ESC-B geplant. Die Übertragung der Technologie der Vega auf die Ariane 5 Booster soll deren Leermasse auf 27 t senken. die HTPB Mischung 1912 hat eine höhere Ausströmungsgeschwindigkeit und so sollten diese Booster 1000-1500 kg mehr Nutzlast bringen. Warum nehmen wir das nicht selbst in die Hand, entwickeln die Booster auf eigene Faust und nutzen sie für eine eigene Rakete als erste Stufe? Damit wäre erstens die erste Stufe schon fertig und zweitens würde so die Boosterfertigung in Deutschland bleiben, die sonst wenn man nichts tut, garantiert nach Italien abwandert.

So damit haben wie die erste Stufe. Daten der Booster nach ESA Angaben: 281,5 t voll, 27 t leer, v=2747 m/s. Wenn man nun auf einen solchen Booster noch einen weiteren mit einem von 25,9 auf 6 m gekürztes Gehäuse drauf setzt, erhält man auch die zweite Stufe - mit derselben Technologie, analog wie in den USA verkürzte SRB Booster als Stufen gedacht sind. Das führt uns zur zweiten Stufe: 63,8 t voll, 5,0 t leer, v = 2839 m/s (vom Zefiro 23 übernommen). Die dritte Stufe könnte entweder ein weiteres verkürztes Segment sein (1,50 m Länge) oder eine neue Stufe mit 2,0 m Durchmesser und 4,0 m Länge (alle Angaben nur Brennkammerlänge ohne Düsen). Das führt zur dritten Stufe: 18 t voll, 1,3 t leer, v=2839 m/s.

Nun haben Feststoffraketen einen Nachteil: Aufgrund der kurzen Brennzeiten und der fehlenden Wiederzündbarkeit nimmt die Nutzlast für hohe Bahnen schnell ab. Weiterhin ist die Genauigkeit, mit der eine Bahn erreicht wird, nicht sehr hoch. Auch dafür habe ich eine Lösung gefunden: In der VEB braucht man sowieso ein System zur Rollachsenkontrolle, so eines gibt es in der Vega und Ariane 5, betrieben mit Hydrazin und 200 N Triebwerken. Das kann man erweitern auf NTO/MMH und mit größeren Triebwerken in der Längsachse. Astrium Deutschland hat hier 500 N Satellitentriebwerke im Angebot. Diese können benutzt werden um eine elliptische Umlaufbahn, die von den Feststofftriebwerken resultiert, in eine Kreisbahn umzuwandeln. Dazu muss folgendes gegeben sein: Der Geschwindigkeitsunterschied muss innerhalb einer halben Umlaufszeit durch den Schub kompensiert werden. Sonst ist das Apogäum erreicht und der Betrieb des Triebwerkes würde den Gegenteilligen Effekt haben und man braucht einen zweiten Umlauf. In 2700 Sekunden, das entspricht einer halben Umlaufdauer bei erdnahen Bahnen, können 2 x 500 N Triebwerke rund 2,7 Millionen Ns aufbringen. Bei der zu erwartenden Nutzlast von rund 5 t und einem Leergewicht der VEB von 0,63 t entspricht dies einer Geschwindigkeitsänderung von rund 430 m/s. Das reicht aus um rund 2000 km hohe Bahnen zu erreichen. Nun ja nicht ganz, die Gravitationsverluste sind nicht mit kalkuliert, aber sicher mehr als 1000 km hohe Bahnen, und das reicht.

Die VEB nimmt so 870 kg Treibstoff mit auf (entsprechend dem Treibstoffverbrauch des Astrium 500 N EAM in 2700 s) auf und wiegt beim Start 1.500 kg voll und 630 kg leer. Für unsere Schweizer Eidgenossen lassen wir noch die Nutzlasthülle übrig. Die Ariane 4 Verkleidung wäre angemessen. So damit haben wir alle Zutaten für eine Rakete. Nun braucht das Kind noch einen Namen. Ich habe mal kurz über berühmte Persönlichkeiten nachgedacht, aber das wirkt abgenutzt. "Germania", "Wotan" oder "Teutonia" fand ich zu sehr "rechts" belastet. Ich habe mich dann an die Tradition der Wehrmacht erinnert, Panzer nach Raubtieren zu benennen und bin auf ein echt deutsches Tier gekommen, das sich in etlichen Märchen findet: Nennen wir sie also mal "Wolf". Übrigens kann man die erste Stufe auch weglassen und erhält eine kleinere Rakete mit 0,9 t Nutzlast, die man dann in Analogie "Fuchs" nennen kann. Und das wären ihre Daten:

Datenblatt "Wolf"

Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit:
Abmessungen:
Startgewicht:
Max. Nutzlast:
Nutzlasthülle:

?
?
?
54,00 m Höhe, 3,05 m Durchmesser
370.700 kg
5.200 kg in einen 800 km hohen sonnensynchronen Orbit
8,60 m Länge, 4,00 m Durchmesser, 750 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

VEB

Länge

29,00 m

9,00 m

7,00 m

1,00 m

Durchmesser:

3,05 m

3,05 m

2,00 m

2,00 m

Startgewicht:

281.500 kg

63.800 kg

18,000 kg

1.500 kg

Trockengewicht:

27.000 kg

5.000 kg

1.300 kg

630 kg

Schub Meereshöhe:

4.820 kN

-

-

-

Schub Vakuum:

5.296 kN

1264 kN

359 kN

+ 2 × 0,5 kN

Triebwerke:

1 × EAP242

1 × EAP49

1 × EAP17

2 × EAM 500

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2500 m/s

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2747 m/s

2839 m/s

2839 m/s

3187 m/s

Brenndauer:

132 s

132 s

132 s

2770 s

Treibstoff:

HTPB1912

HTPB1912

HTPB1912

NTO/MMH

Und für die Fuchs:

Datenblatt "Fuchs"

Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit:
Abmessungen:
Startgewicht:
Max. Nutzlast:
Nutzlasthülle:

?
?
?
25,00 m Höhe, 3,05 m Durchmesser
89.200 kg
900 kg in einen 800 km hohen sonnensynchronen Orbit
8,60 m Länge, 4,00 m Durchmesser, 750 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

VEB

Länge

9,00 m

7,00 m

1,00 m

Durchmesser:

3,05 m

2,00 m

2,00 m

Startgewicht:

63.800 kg

18,000 kg

1.500 kg

Trockengewicht:

5.000 kg

1.300 kg

630 kg

Schub Meereshöhe:

-

-

-

Schub Vakuum:

1264 kN

359 kN

+ 2 × 0,5 kN

Triebwerke:

1 × EAP49

1 × EAP17

2 × EAM 500

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2839 m/s

2839 m/s

3187 m/s

Brenndauer:

132 s

132 s

2770 s

Treibstoff:

HTPB1912

HTPB1912

NTO/MMH

Die Nutzlasten sind für 800 m hohe Sonnensynchrone Orbits angegeben (v=10.000 m/s mit Verlusten), das dürfte auch der wichtigste Orbit sein. Wo starten wir die Rakete? Nun am besten von einem Ort, in dem man Richtung Nordpol freie Bahn hat - tja und das ist  bei der deutschen Nordseeküste bei den westfriesischen Inseln, oder noch besser Helgoland, gegeben. Natürlich könnte sie auch Nutzlasten in den GTO Orbit transportieren. Die Nutzlast beträgt dann noch 1,9 t - das ist recht wenig und vor allem gibt es ja schon die Sojus 2 in Kourou. Aber die Wolf wäre eine würdige Trägerrakete und durch den Einsatz von festen Treibstoffen auch nicht zu teuer und es gäbe Synergien zu Ariane. Schade nur, dass unsere Politiker lieber russische und ukrainische Firmen fördern, wohl damit sie nach Abwahl dort einen Managerposten bekommen.

Mittwoch 12.8.2009: Aus dem Hinterhof in den Orbit

Da wir ja nun alles Geld für das deutsche Mondprogramm brauchen, müssen wir an der eigenen Trägerrakete sparen, das sieht der Blogautor ein, schließlich muss unsere Regierung ja Konzerne wie EADS subventionieren. Zudem kam die Frage beim gestrigen Blog auf. Also wie bekommen wir am billigsten zu einer Rakete? Nun da fällt mir spontan das OTRAG Konzept mit seinen Modulen ein - nicht effizient aber spotbillig. Die nötigen Komponenten bekommt man auch heute ohne Probleme, ohne sie selbst zu entwickeln (Röhren aus der Pipeline Industrie als Tanks, Scheibenwischermotoren um Ventile zu steuern, Ventile aus der chemischen Industrie, einen Stahlring mit Löchern als Injektor und ein Epoxidharz/Astbestblock als Brennkammerdüse).

Ich nehme mal die von Lutz Kayser übermittelten Daten für die Module, allerdings korrigiert auf niedrigere spezifische Impulse von 2400 m/s (Boden) und 2600 m/s Vakuum, mit denen auch damals intern gerechnet wurde, wie mir übermittelte Dokumente aufzeigen.

Die kleinste Rakete die man damit entwickeln kann hat 12 Module in der ersten, 3 in der zweiten und eines in der dritten Stufe. Das Datenblatt dieser Rakete finden sie am Ende des Artikels. Eine derartige Rakete wiegt etwas über 21 t und hat eine Nutzlast von 110 kg (mit Steuersystem) - immerhin mehr als Irans Safir mit rund 27 kg und 26 t Startmasse.

Wie würde die Steuerung erfolgen? Nun, auch diese muss Hinterhof-kompatibel sein. Wir verzichten also auf eine aktive Steuerung. Es geht praktisch recht einfach: Eine der Düsen der Erststufe wird so eingebaut, das sie nicht senkrecht nach unten schaut, sondern leicht zu Seite. Der Winkel muss so bemessen sein, dass nach Ausbrennen die Rakete von einem Winkel von 90 Grad zum Horizont auf 0 Grad gesunken ist, sie sich also parallel zur Erdoberfläche bewegt (oder in einem kleinen Restwinkel, aber auf jeden Fall größer 0 Grad). Die Brennzeit muss daher so bemessen sein, dass die Rakete dabei eine möglichst große Höhe erreicht hat.

Bei 25 kN Schub pro Triebwerk in der ersten Stufe beträgt die Startbeschleunigung 1.4 G und die Brenndauer dann rund 120 Sekunden. Bei den Oberstufen kann man einen kleineren Graphitring als Düsenhals einsetzen und eine Brenndauer von 150 Sekunden anstreben (Schub: 20 kN pro Modul).

Wie macht man die Stufentrennung? Das halte ich für am schwierigsten. Das OTRAG System mit einer aus der Unterstufe herausrollenden Stufe (die Stufen sind ineinander verschachtelt) wurde nie erprobt und ich halte es für riskant. Die Steuerung kann recht einfach durch einen Beschleunigungssensor erfolgen: Er muss nur ein Signal auslösen, wenn er unter einen Grenzwert fällt, z.B. weil mindestens zwei Module ihren Treibstoff verbraucht haben. Sinnvoll ist es auch hier noch in einigen Modulen für einige Sekunden Resttreibstoff vorrätig zu halten, denn diese heiße Stufentrennung kann nur gelingen, wenn die Rakete weiter stabil fliegt, dazu müssen zumindest einige Module weiter arbeiten. Am sinnvollsten die vier Module in den Ecken. Bei dieser kleinen Trägerrakete gibt es aber noch eine zweite Möglichkeit: Erste und zweite Stufe werden nur an den vier Ecken verbunden und diese Verbindungen werden nach Zündung der zweiten Stufe gesprengt.

Die Trennung von zweiter und dritter Stufe ist noch einfacher, weil diese in einer Ecke der zweiten Stufe steht (siehe folgende Tabelle)

1 1 1 1
1 2 2 1
1 2 3 1
1 1 1 1

Eine komplexe Elektronik brauchen wir nicht, nur einfache Beschleunigungssensoren und vielleicht einen Zeitgeber. Ein Mikrocontroller kann das ganze Programm ablaufen lassen- Der Satellit wird abgetrennt wenn auch die dritte Stufe ausgebrannt ist. Durch die hypergole Zündung mit Furanol am Tankboden müssen alle Stufen unter Beschleunigung gezündet werden.

So das wäre die Hinterhof Rakete und was kostet sie? Nun Lutz Kayser gibt als Herstellungskosten für vier Module 33.200 Dollar an. Für diese Version brauchen wir 16 Module, also rund 132.800 Dollar oder rund 94.000 Euro. Rechnen wir noch 6.000 Euro für die Steuerung und eine Nutzlastverkleidung (die man bei Zündung der zweiten Stufe abtrennen kann), so haben wir für 100.000 Euro eine 100 kg Trägerrakete - rund 13 mal billiger als eine Falcon 1 von SpaceX. Also Hinterhof-Raumfahrer ran an die Rakete.

Mich verwundert nur, warum die OTRAG rund 150 Millionen DM ausgab und damit nur einige Starts mit einem oder vier Modulen durchgeführt hat. Vielleicht gibt es da noch etwas Optimierungspotential....

Datenblatt Hinterhof Rakete

Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit:
Abmessungen:
Startgewicht:
Max. Nutzlast:
Nutzlasthülle:

2009
-
-
21,00 m Höhe, 1,20 m Durchmesser
22.000 kg
100 kg in einen LEO-Orbit
3,00 m Länge, 1,20 m Durchmesser, 100 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe  2

Stufe 3

Länge

18,00 m

18,00 m

18,00 m

Durchmesser:

1,20 m

0,60 m

0,27 m

Startgewicht:

12 × 1.361 kg

3 × 1.361 kg

1 × 1.361 kg

Trockengewicht:

12 × 172 kg

3 × 172 kg

1 × 172 kg

Schub Meereshöhe:

12 × 25 kN

3 × 20 kN

1 × 20 kN

Schub Vakuum:

12 × 30 kN

3 × 25 kN

1 × 25 kN

Triebwerke:

12 × OTRAG

3 × OTRAG

OTRAG

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2400 m/s

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2600 m/s

2600 m/s

2600 m/s

Brenndauer:

120 s

150 s

150 s

Treibstoff:

Salpetersäure/Heizöl

Salpetersäure/Heizöl

Salpetersäure/Heizöl

Donnerstag, 14.8.2009: COTS

Das Commercial Orbital Transportation Services, kurz COTS ist ein Programm das ich mal heute näher beleuchten will. Es wurde im Januar 2006 engkündigt mit dem Ziel, die ISS privat zu versorgen bis ihre Orion Kapsel zur Verfügung steht. Dabei geht es um den Transport von Fracht unter Druck, ohne Druck und Rücktransport zur Erde. Die Wikipedia führt auch den Mannschaftstransport auf, doch habe ich keine Ausschreibung gesehen, bei der die NASA dies wirklich privat durchführen will.

Im Mai 2006 gab es die ersten Finalisten und gewählt wurden SpaceX und Kistler. Nicht das Boeing und Lockheed sich nicht auch beteiligt hätten - das taten sie mit adaptierten Versionen des HTV und ATV auf US-Trägerraketen. Aber die NASA bevorzugte die Newcomer. SpaceX bekam 278 Millionen Dollar und Kistler, damals schon pleite, 207 Millionen, von denen die bankrotte Firma noch 32,1 Millionen einstreichen konnte bevor die NASA das merkte und in einer zweiten Runde an OSC die restlichen 170 Millionen ausgab.

SpaceX muss dafür 3 Demo Versionen fliegen. Nach den NASA Angaben ist SpaceX da wohl etwas im Zeitverzug, denn die Demo 1 Mission sollte im Juni dieses Jahres abgeschlossen sein. Die letzte im März 2010. OSC muss nur einen Flug für seine 170 Millionen Dollar absolvieren.

COTS wurde dann, nachdem hier 500 Millionen Dollar zur Anschubfinanzierung ausgegeben wurden, von CRS abgelöst (Commercial Resupply Services). Auch hier boten wieder verschiedene Anbieter mit. Inzwischen hatten sich Boeing, Lockheed und ATK sogar zu PlanetSpace zusammen geschlossen, es gewannen aber wieder OSC (8 Flüge für 1,9 Milliarden Dollar) und SpaceX (12 Flüge für 1,6 Milliarden Dollar).

Was ist davon zu halten? Nun wie vieles hat das ganze mehrere Aspekte. Nehmen wir mal die Versorgung der ISS. Die NASA hat hier eine preiswerte Möglichkeit für die ISS Versorgung mit Fracht gefunden. Ein Flug von OSC transportiert 2300 kg zur ISS und 1.200 kg zurück. Ein Flug kostet 237,5 Millionen Dollar. SpaceX bekommt deutlich weniger. Hier darf ein Flug nur 133 Millionen Dollar kosten, obwohl nach den SpaceX Angaben diese mit 3000 kg eine höhere Fracht transportiert.

In jedem Falle zahlt die NASA nur für erfolgte Flüge. Kann einer der Anbieter nicht die 20 t Nutzlast erbringen geht er leer aus. So ist das Risiko für die NASA gering. Fällt ein Anbieter aus, so kann sie noch einen ATV Flug buchen oder eine Progress. Ein Vergleich der Progress mit US-Systemen ist unfair, weil wir alle wissen, dass die Lohnkosten in Russland andere sind als bei uns und die machen in der Raumfahrt den Hauptkostenanteil. Ein ATV transportiert 7767 kg für 500 Millionen Dollar, also rund 64.300 $/kg. Die Cygnus von OSC liegt bei 103.200 $/kg und die Dragon bei 44.300 $/kg. Im einen Fall wird es also ziemlich billiger, im anderen etwas teurer. Dann gäbe es noch die Progress (bedeutend billiger) und das HTV (bedeutend teurer) als Alternativen.

Wenn beide Anbieter scheitern, hat die NASA maximal die 500 Millionen Dollar der Anschubfinanzierung in den Sand gesetzt. Das ist ein Gesichtsprunkt. Es gibt noch einen zweiten. Geht es eigentlich wirklich um die Versorgung der ISS? Wenn dem so wäre, warum schreibt man die Aufträge erst 2006 aus, wenn schon 2004 der Beschluss gefallen ist die Space Shuttles 2010 auszumustern? Wenn man die ISS versorgen will, warum gibt man sich nicht mehr Mühe frühzeitig die Orion Kapsel verfügbar zu haben, schließlich ist der Mannschaftstransport wichtiger, denn Versorgungssysteme gibt es ja schon drei Stück. Wenn die ISS so wichtig ist, warum taucht dann immer wieder im Zusammenhang mit dem Constellation Programm die Idee auf, die ISS 2015, wenn die vertraglichen Verpflichtungen gegenüber Europa und Japan enden, aufzugeben? Und warum bekamen Anbieter keine Chance die schon existierende und erprobte Systeme auf US-Trägern offerierten?

Meine Meinung: Es ging nie um die ISS. Die NASA hat ein anderes Problem, dass sie damit lösen will: Im Laufe der letzten Jahrzehnte haben alle größeren Aerospace Firmen fusioniert. Erinner sich noch jemand an Namen wie Douglas, McDonnell, General Dynamics, Martin-Marietta, North American ? Heute gibt es nur noch Boeing und Lockheed und diese fangen an, sich nicht mehr Konkurrenz zu machen, sondern gemeinsam als ein Anbieter aufzutreten. Bei den Trägern ist es "United Launch Alliance" und bei dem COTS Programm fanden sich beide auch in der Firma "PlanetSpace" wieder. Natürlich kann ein Monopolist die Preise diktieren, wie man an dem deutlichen Anstieg der Startpreise von Atlas und Delta zwischen 1999 und 2006 sieht - im gleichen Zeitraum sanken die von Ariane 5 um 30 %! Die NASA vergibt die Aufträge bewusst an einen Newcomer und kleine Firma um diese quer zu finanzieren und so neue Konkurrenten zu kreieren.

Ist das eine Auszeichnung für SpaceX und OSC? Vielleicht. Aber ich habe, wie die Wahl von Kistler zeigt, eher das Gefühl, dass es für die NASA keine Alternative mehr gab, als diese Firmen. Zumindest SpaceX wird dabei nicht reich werden. 133 Millionen Dollar für einen Start ist verdammt wenig. Wenn ihre Falcon 9 so im Preis steigt und die Nutzlast so abnimmt wie bei der Falcon 1, dann zahlt die Firma wahrscheinlich sogar drauf. Für SpaceX gab es wahrscheinlich kaum Alternativen für das Angebot, denn kommerzielle Kunden hat sie ja keine. Von den zwei die es Anfang dieses Jahres gab, ist ja einer abgesprungen. Elon Musk hofft auf das große Geld durch bemannte Transporte. Das Spiel ist ja nicht neu - erst mal preiswert ein System anbieten, dann es bemannt verkaufen und Druck durch Publicity machen "Wir können doch nicht unsere Astronauten von Russen befördern lassen" und dann erheblich mehr für die Kapsel kassieren und so doch noch zu schwarzen Zahlen kommen. Ich glaube aber das die Rechnung nicht aufgehen wird. Die NASA weiß aus zwei Space Shuttle Unglücken welche Publicity es gibt wenn Astronauten sterben. Daher wird sie diese nicht starten lassen, wenn nicht alles 100 % sicher ist und hinsichtlich Kompetenz sehe ich da einige Bedenken gegenüber SpaceX. Das ist bei Fracht Wurst, das juckt die Öffentlichkeit nicht und man bestellt mal schnell eine Progress bei den Russen.

Die Cygnus halte ich für besser kalkuliert. Egal wie es läuft. Spätestens 2014/15 wenn die Orion einsatzbereit ist, werden beide Firmen ihre Transporte einstellen müssen, denn dann hat die NASA wieder selbst genug Transportkapazität.

So zum Schluss noch eine Quizfrage. Mal sehen wie viele Raketen meine Blogleser kennen. Wie schon an dieser Stelle angekündigt gibt es als nächste Bücher ein zweibändiges Raketenlexikon (bevor dann Teil 2 der Europäischen Trägerraketen mit Ariane und Vega kommt). Es enthält Datenblätter über jede Subversion einer Rakete, für die ich genug Daten fand um ein solches zu erstellen. Was meint ihr wie viele Datenblätter sind es auf 780 Seiten geworden? Ein Tipp: Es sind mehr als in dem existierenden Werk von Eugen Reichl.

Samstag 15.8.2009: Gehts noch ne Nummer kleiner?

Da wir ja mal die Diskussion eröffnet haben, die kleinste Trägerrakete der Welt zu bauen, machen wir mal weiter. Ich will das heute mal intuitiv angehen, ohne vorher alles durchzurechnen, sondern life, während ich den Artikel schreibe. Fangen wir an uns bei einem Raumfahrtkonzern zu bedienen: Hier der erste ein Vorschlag, aus dem Gemischtwarenladen EADS. Die haben ein kryogenes Triebwerk mit 300 N Schub im Angebot. Es hat einen Schub von 240-480 N, einen spezifischen Impuls von 4071 m/s und wiegt 1,9 kg. Ein Triebwerk könnte eine zweite Stufe antreiben, die dann ungefähr 25 kg wiegt. Eine erste Stufe wäre dann fünfmal schwerer. Wegen des schlechteren spezifischen Impulses am Boden (wir müssten die Düse kürzen, weil das Entspannungsverhältnis 55 beträgt) und weil die zweite Stufe auch noch befördert werden muss, braucht man allerdings mehr als 5 Triebwerke in der ersten Stufe - nämlich etwa 8 wenn man einen Schubverlust von einem Viertel annimmt. Zum Glück kann das Triebwerk auf 480 N Schub gesteigert werden, so dass wir doch noch mit 5 Triebwerken à 480 N Schub auskommen.

Das ergäbe eine Rakete mit 150 kg Startmasse (ohne Nutzlast), davon entfallen 25 kg auf die zweite Stufe.

Die Triebwerke dafür wiegen 5 x 1,9 = 9,5 kg und 1,9 kg. Nun geht es an die Treibstofftanks. Das Triebwerk verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 5,5 zu 1. Gehen wir mal (großzügig) von 85 % Treibstoffmasse aus, so sind dies 16,4 kg Wasserstoff und 89,9 kg Sauerstoff für die erste Stufe und 3,3 kg Wasserstoff und 18 kg Sauerstoff für die zweite Stufe. Das sind in 238 / 47,5 l Liter für den Wasserstoff und 75 l / 15 l für den Sauerstoff. (Erste/Zweite Stufe)

Also weiter im Gemischtwarenhandel EADS zu den Tanks: Der kleinste Tank hat dort schon ein Volumen von 78 l und wiegt 6,4 kg. Nehmen wir an wir könnten ihn linear verkleinern, so wären das für die zweite Stufe 3,9 kg für den LH2 und 1,3 kg für den LOX Tank.

Für die erste Stufe können wir ihn so wie er ist verwenden und für den Wasserstoff nehmen wir den 16 kg schweren 235 l Tank.

Nun brauchen wir noch Strukturen - Die sollen 1/6 der Tankmasse ausmachen und wir erhalten folgende Leergewichte:

erste Stufe: 5 * 1,9 kg + 6,4 kg + 19 kg + 1/6*(6,4+19 kg) = 39,2 kg

zweite Stufe: 1,9 +kg + 3,9 kg + 1,3 kg + 1/6*(3,9 + 1,3 kg) = 8 kg.

Der Rest ist dann Treibstoff (85,8 kg in der ersten Stufe und 17 kg in der zweiten Stufe),

Erreicht die Rakete einen Orbit? Dazu müsste sie typischerweise eine Geschwindigkeit von 9500 m/s erreichen. Leer erreicht sie 8093 m/s - das war es dann. Wir erreichen in zweistufiger Bauweise keinen Orbit. Bei drei Stufen brauchen wir aber dann schon eine Menge Triebwerke ind er ersten Stufe.

In der Tat ist bei kleinen Tanks LH2/LOX nicht die richtige Technologie oder wir brauchen drei Stufen. Doch wir sieht es bei MMH/NTO aus ? Auch da gibt es 400 und 500 N Triebwerke (400 N :3,60 kg, 500 N 5 kg Gewicht). Mal sehen wie es damit funzt. Also: 5 x 500 N Triebwerke in der ersten Stufe sind 25 kg, verglichen mit 9,5 kg bei dem kryogenen Triebwerk. Dafür benötigen wir nur zwei 78 l Tanks, die dann 12,8 kg. wiegen - Zusammen mit den Strukturen sind wir dann auch bei auch bei 39,8 kg - wir sparen also kein Gewicht ein, obwohl die Tanks leichter sind, weil die Triebwerke schwerer sind. Da der spezifische Impuls geringer ist, ist auch das keine Lösung.

In der Tat sind bei kleinen Stufen Feststofftriebwerke die beste Wahl. Bei kleinen Antrieben kann man sehr leichtgewichtige Kohlefasergehäuse einsetzen. Also habe ich mich mal bei Astronautix umgeschaut. Die Liste für Stufen mit festen Treibstoffen ist nicht so übersichtlich, sie ist nicht nach Stufenmasse sortiert, so dass man bei etwas Suchen sicher noch eine leichtere Möglichkeit finden könnte. Aber hier mal ein Vorschlag:

Dritte Stufe 1.9KS2150 (10 / 2 kg, 1,7 m Länge, 0,08 m Durchmesser)

Zweite Stufe Star 13A (38 / 5 kg, 0,34 m Durchmesser)

Erste Stufe: Star 17A (126 / 14 kg, 0,98 m lang, 0,44 m Durchmesser).

Diese Kombination könnte 1 kg auf 9500 m/s beschleunigen - eine typische Orbitalgeschwindigkeit mit Verlusten. Das ganze wiegt dann also rund 174 kg, hat einen maximalen Durchmesser von 0,44 m und ist unter 4 m lang,

Ein Tipp: Zum Starten des ersten eigenen Cubesats empfiehlt sich ein kleiner Urlaub in Sizilien - wegen der höheren Erdrotation und weil man da über menschenleeres Mittelmeer starten kann....

Damit entlasse ich euch ins Wochenende. Am Montag geht es dann darum, eine optimale einstufige Lösung für einen Flug in den Orbit zu finden.


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