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Web Log Teil 537: 13.10.2018 - 25.10.2018

13.10.2018: Nachlese zum Fehlstart von Expedition 58

Ich denke jeder hat inzwischen davon gehört, das der Start der letzten Crew zur ISS gestern in einer Notlandung geendet hat. Ich will das mal beleuchten, vor allem welche Folgen das hat.

Ich halte mich raus, was die Spekulationen angeht über die Ursachen. Der Abbruch scheint zeitgleich mit der Boosterabtrennung passiert zu sein. Das kann dann alles sein – von einem fehlerhaften Sensor, der die Abtrennung auslöste über einen nicht abgelösten Booster oder irgendeine Beschädigung der Zentralstufe bei der Abtrennung. Das ist auch egal, sofern man die Ursache findet.

Vielmehr geht es um die Auswirkungen. Die erste positive Auswirkung ist nämlich, dass die Crew gerettet wurde und das Rettungssystem ausgezeichnet funktioniert hat. So wünscht man sich das. Die unmittelbare Auswirkung wird sein, das man erst mal keine Sojus starten wird, bis die Ursache geklärt ist. Das bringt dann doch eine Reihe von Problemen mit sich. Die Offensichtlichste ist, das die ISS nun nur noch die Hälfte de Besatzung hat. Die hat nun mehr zu tun, wahrscheinlich wird man das wissenschaftliche Programm stark einschränken müssen, da man sowieso nicht so viel Arbeit für dieses hat und mehrere Personen nur für Housekeepingaufgaben der ISS braucht.

Relativ gut sieht es auch mit der Versorgung aus. Sicher fallen nun die Progress weg, doch es gibt ja noch Dragon und Cygnus. Da kommt bald auch noch der Dream Chaser hinzu. Zudem sind es nun auch nur noch die halbe Besatzung, die zu versorgen ist. Das halte ich für unkritisch. Problematisch ist nur, dass die Progress die einzigen Schiffe sind, die derzeit die Station anheben können. Doch die ISS ist so hoch das sie auch einige Monate ohne Anhebung auskommt.

Der kritische Punkt dürfte die begrenzte Lebensdauer der Sojus sein, die NASA meint, dass man noch einen Monat rausschinden kann, aber im Januar müsste die derzeitige Besatzung mit Alexander Gerst wieder zurück zur Erde. Dann wird’s problematisch. Gemäß der NASA Philosophie „You get no Bucks without Buck Rogers“ ist die ISS nicht für einen längeren Betrieb ohne Besatzung ausgerichtet. Ohne Besatzung können nicht mal die Versorgungsraumschiffe ankoppeln. HTV, Cygnus und Dragon koppeln alle an einem CBM an und diese Anschlüsse wurden für die Verbindung von Modulen entwickelt – sie stoppen kurz vor der Station und werden mit dem Arm eingefangen und von Hand an die Dockingstelle bugsiert.

Die beiden kommenden bemannten US-Raumschiffe koppeln an zwei IDA-Adapter an, die keine Unterstützung durch eine ISS-Besatzung erfordern. Nach einem Fehlstart von IDA-1 brachte eine Dragon inzwischen IDA-2 zur Station, IDA-3 sollte im Mai 2019 folgen. Damit könnte ein US-Raumschiff ankoppeln, auch wenn niemand an Bord ist. Doch wann stehen die zur Verfügung? Das CCDev Programm liegt chronisch hinter dem Zeitplan zurück. Eigentlich sollten die ersten Starts schon 2016 erfolgen, nun redet man von 2019 mit den ersten Testflügen, also noch keinen operationellen Einsätzen. Bis die anstehen, wird es meiner Ansicht noch 2020 werden. Das Gemini und Apollo Raumschiff hat man vier Jahren entwickelt, Starliner und Dragon brauchen 10 Jahre in der Entwicklung. Viel zu lange und das rächt sich jetzt.

Das heißt, es hängt nun davon ab, wie lange die Sojus nicht fliegen darf. Damit wie schnell man den Fehler findet und beseitigt. Als Außenstehender kann man über die beste Lösung nur spekulieren – ist es einfacher die Station im Dezember/Januar zu verlassen und dann mit einer Besatzung entweder durch die US-Raumschiffe oder eine Sojus zu besuchen? Oder wagt man es ein Sojus Raumschiff unbemannt hochzuschicken, sodass die derzeitige Besatzung länger an Bord bleiben kann. Dann käme man wenigstens mal in die Nähe der Zeit die eine Marsexpedition erfordert. Es wäre, wenn man die ISS nicht längere Zeit unbemannt lassen kann, die beste Lösung.

Am wenigsten Auswirkungen hat das auf das unbemannte Programm. Dort ist es normal, das es mal Fehlstarts gibt und die Sojus-Trägerrakete ist, wenn man die letzten 5 Jahre betrachtet im Durchschnitt: 5 Fehlschlage, davon zwei fehlerhafte Umlaufbahnen, die eine bemannte Sojus korrigieren könnte, bei 88 Starts. Das gilt auch für die Progressstarts. Sicher wäre es schlecht eine Progress zu verlieren, aber dann startet man eben eine neue.

Was mir dagegen Sorgen macht, ist das wir nun schon zwei Pannen mit der Sojus in Folge hatten. Zuerst die Undichtigkeit des Raumschiffs mit dem Gerst zur ISS kam, weil jemand ein Loch in die Wand gebohrt hat, (und dann notdürftig geflickt) nun dieser Fehlstart. Bei Einführung der neuesten Generation mit verbesserter Elektronik gab es schon Probleme wie eine harte Landung, nicht entfaltete Solarzellen und Verfärbung der Außenhülle. Russlands Weltraumprogramm ist nach meiner Ansicht nach in einer Krise und das nicht erst seit heute. Es fing mit dem Auseinanderfallen der Sowjetunion an und seitdem hat man sich davon nicht erholt. Es gibt seitdem fast keine Forschungsmissionen mehr und die einzigen beiden Planetensonden Mars 96 und Phobos Grunt scheiterten kläglich. Es gibt vor allem bei russischen Starts viel mehr Fehlstarts als früher, kommerzielle Starts wie durch ILS scheinen davon nicht betroffen zu sein, was für mich dafür spricht, dass die Raketen wohl anders produziert werden. Fehler wie falsch eingebaute Beschleunigungssensoren oder zu voll betankte Stufen lassen darauf schließen, dass man an den Endprüfungen spart, die wohl ILS und Arianespace bezahlen. Lange Zeit war das bemannte Programm von dem Trend ausgenommen, galt es doch as das Vorzeigestück. Doch nun scheint es auch das bemannte Programm zu erreichen. Erst zwei Totalverluste von Progress in den letzten Jahren nun die Vorkommnisse mit der Sojus. Von Nauka, das eigentlich seit 9 Jahren an der Raumstation sein sollte ganz zu schweigen. Dabei scheint Russland ja genügend Geld zu haben. Im Militär gibt es derzeit eine Modernisierung. Man hat einen neuen Panzer in Dienst gestellt, Flugzeuge modernisiert. Nur die Raumfahrt scheint anders als zu Sowjetzeiten kein Aushängeschild zu sein.

Betroffen ist auch die NASA, indirekt auch ESA und JAXA. Doch sie ist selbst schuld. Während sie bei der Versorgung der ISS darauf achtete, dass diese nicht auf einem System beruht und das auch bei den Mannschaften tat (zwei US-Raumschiffe für vier Flüge pro Jahr) hat sie ansonsten geschlafen. Während man COTS mit dem Beschluss der Ausmusterung des Space Shuttles ins Leben rief und das, auch wenn es trotz Zeitverzögerungen seit 2012 funktioniert, hat die NASA sich mit CCDEV bis 2009 Zeit gelassen und Aufträge für die Entwicklung von Raumschiffen gibt es erst seit Mitte 2012, als die Space Shuttles schon längst flogen. Hätte man das wie COTS 2006 angegangen, so hätten die USA nun ein funktionierendes System und wären nicht von den Sojus abhängig.

17.10.2019: OTRAG 2

Das Thema OTRAG hat mich nicht losgelassen, deswegen schiebe ich noch einen Beitrag nach. Ich hatte ja beim letzten Artikel einen Brennkammerdruck von 85 Bar angenommen, da dies der des P80FW war. Die OTRAG arbeitete mit 40 Bar. Daher will ich heute noch mal unterschiedliche Tankdrücke und weitere Varianten untersuchen.

Aber zuerst mal etwas erklärende Einleitung, auch weil ich immer wieder Mails bekomme „Bernd könntest Du mal …. schnell durchrechnen.“ Ja ja schnell... Ich möchte hier mal zeigen, wie "schnell" das geht. Bei der OTRAG kann man an folgenden Stellschrauben drehen:

Einige andere Parameter hängen von diesen ab. Doch schon mit sechs Parametern kann man sich leicht ausrechnen, dass man nur bei 3 Werten pro Parameter auf 36 = 729 Kombinationen kommt. Das Hauptproblem ist aber das die Parameter nicht unabhängig sind. Wenn ich mit dem Tankdurchmesser runter gehe, müssen die Module länger werden und das Voll-/Gewichtsverhältnis verändert sich.

Wenn ich den Füllstand verändere, so verändere ich natürlich auch das Voll-/Gewichtsverhältnis, aber noch gravierender auch der Endschub sinkt, weil das Druckgas am Schluss ein viel größeres Volumen einnimmt, wodurch der Schub absinkt. Damit muss ich den Startschub erhöhen, sonst sinkt der Endschub zum Ende der Brennzeit unter einen kritischen Wert und die Rakete fällt wieder zum Boden.

Wenn ich den Tankdruck verändere, so verändere ich auch den Brennkammerdruck und damit den Schub bei gegebener Triebwerksgröße und den spezifischen Impuls. Noch bedeutender: bei gegebenem Durchmesser darf der Brennkammerdruck nicht unter ein Mindestmaß sinken, sonst liefert die Brennkammer selbst, wenn sie die ganze Modulbreite einnimmt, selbst ohne Düse zu wenig Schub. Vor allem aber bedeutet ein niedriger Brennkammerdruck eine kurze Düse und damit geringen spezifischen Impuls. Kurz: mit „so schnell“ wird’s in der Regel nichts, weil alles miteinander verbunden ist und eine Änderung eine weitere nach sich zieht.

Immerhin habe ich mir nun die Arbeit erleichtert. Einen Großteil der Parameter einer druckgeförderten Stufe kann ich mit meinem Programm Rakete berechnen. Was bisher nicht ging, waren die spezifischen Impulse und die Düsenmündungsdrücke. Der Letztere ist wichtig, weil er beim Start von der Basis aus nicht viel kleiner als 1 bar sein darf. Sonst gibt es turbulente Strömungen in der Düse, die bis zur deren Zerstörung führen können. Das Prometheus wird auf einen Düsenmündungsdruck von 0,4 bar ausgelegt und in der Größenordnung (~ 0,5 bar liegt auch der minimale Düsenmündungsdruck.

Nun habe ich endlich einen Weg gefunden, FCEA mit den Eingabeparametern zu füttern und die Ergebnisse maschinell auszuwerten. Das Problem: FCEA ist ein Konsolenprogramm, das eine Eingabe über die Tastatur erwartet und nur Eingabedateien in einem bestimmten Format parst und analog Ausgabedateien, die für Menschen lesbar sind, erzeugt. Das geht jetzt, wenn auch nicht schnell. Ich habe mir auch die FORTAN Source heruntergeladen und die Eingabe gelöscht und stattdessen wird eine Vorgabedatei verwendet, ob das auch noch so funktioniert, muss ich noch sehen. Idealerweise würde ich die Routine gerne als DLL haben, dann könnte man auch das Parsen der Thermo.lib nur einmal machen und hätte eine definierte Rückgabe und weiß, wenn das Programm fertig ist, bisher muss ich warten, bis die Ausgabedatei vollständig geschrieben ist und dann diese auslesen. Doch bevor ich das mit einem 500 KByte langen Quelltext (eine einzige Datei!) mache, vergeht noch einiges an Zeit.

Doch hier die Ergebnisse. Sie basieren auf folgenden gemeinsamen Daten:


Druckgeförderte Stufe

Parameter

Einheit

Tankvolumen Oxidator:

11,076

Oxidatormenge:

12.500,0

kg

Tankvolumen Treibstoff:

6,235

Treibstoffmenge:

5.000,0

kg

Durchmesser Oxidatortank:

100,00

cm

Zylindrische Länge Oxidatortank:

2.048,6

cm

Durchmesser Treibstofftank:

100,00

cm

Zylindrische Länge Treibstofftank:

1.124,2

cm

Höhe beide Tanks kombiniert

3373

cm

Oxidator/Treibstoffverhältnis:

2,5

Düsendurchmesser

90

cm

Blowdown Füllung:

66,000

Prozent

Blowdown Impuls Vakuum:

2.842,5

m/s

Blowdown Impuls Meereshöhe:

2.540,5

m/s

Blowdown Düsenmündungsdruck:

0,346

bar

Schub Meereshöhe:

420

kN

Die anderen Daten hängen vom Tankdruck ab.



Tankdruck bar

Berstdruck bar

Brennkammerdruck bar

Gewicht Treibstofftank kg

Gewicht Oxidatortank kg

Gewicht Helium kg

Expansionsverhältnis

Impuls Vac

Impuls SL

P exit

Brenndauer

SchubVakuum

Schub Blowdown Vac kg

15,000

18,750

12,000

185,92

104,03

15,744

1,818

2.510,8

2.051,8

1,628

120,33

513,97

172,17

20,000

25,000

16,000

246,88

138,15

20,992

2,424

2.641,9

2.246,3

1,382

131,74

493,98

165,52

25,000

31,250

20,000

307,33

171,98

26,240

3,029

2.734,3

2.376,6

1,231

139,38

483,22

161,95

30,000

37,500

24,000

367,30

205,55

31,488

3,635

2.803,8

2.472,3

1,130

144,99

476,33

159,69

35,000

43,750

28,000

426,77

238,84

36,737

4,241

2.858,4

2.546,0

1,059

149,32

471,54

158,11

40,000

50,000

32,000

485,77

271,87

41,985

4,847

2.904,1

2.607,2

1,000

152,91

467,83

156,90

45,000

56,250

36,000

544,29

304,63

47,233

5,453

2.942,2

2.657,8

0,955

155,88

464,94

155,96

50,000

62,500

40,000

602,34

337,14

52,481

6,059

2.975,5

2.701,9

0,916

158,46

462,53

155,18

55,000

68,750

44,000

659,93

369,38

57,729

6,665

3.004,2

2.739,8

0,884

160,68

460,54

154,54

60,000

75,000

48,000

717,06

401,37

62,977

7,271

3.030,1

2.773,7

0,855

162,67

458,82

153,99

65,000

81,250

52,000

773,73

433,12

68,225

7,876

3.053,3

2.804,0

0,829

164,45

457,33

153,51

70,000

87,500

56,000

829,96

464,61

73,473

8,482

3.073,8

2.830,9

0,808

166,03

456,04

153,10

Wie man sieht, hängen natürlich die Tankmassen linear mit dem Tankdruck zusammen, ebenso das zugeladene Helium, das ebenfalls tote Masse ist. Mit niedrigerem Brennkammerdruck muss die Brennkammer größer werden und das Expansionsverhältnis sinkt ab, was neben dem spezifischen Impuls der von beiden Faktoren abhängt. Der Düsenmündungsdruck ist in allen Fällen größer als 0,8 bar. Das liegt an der Schlankheit der Rakete: Schon die Tanks sind 33 m hoch. Macht man sie breiter, dann hat man ein Problem wenn man, wie bei einer Schwerlastrakete hunderte Module braucht, mit der Aerodynamik.

Das Triebwerk soll wie bei der ersten Version 875 kg mit Schubrahmen wiegen, da es 420 kN Schub erzeugen soll. Dann macht es auch nicht so viel aus, ob die Tanks 1.200 oder 800 kg wiegen. Schauen wir daher mal auf den spezifischen Impuls. Er steigt erst rapide an dann wird der Zuwachs immer kleiner. Vor allem beim spezifischen Startimpuls ist der Anstieg sehr groß. Er sollte nicht zu klein sein, sonst bauche ich in der ersten Stufe enorm viele Module. Als guten Kompromiss würde ich einen Tankdruck von 40 bis 45 Bar ansehen. Der Verlust an Impuls ist nur 170-230 m/s, aber das Tankgewicht um 573 kg geringer.

Ein Modul hätte dann (40 bar Tankdruck) folgende Daten:

Vollmasse

19.170 kg

Leermasse

1.660 kg

Spez Impuls SL

2607 m/s

Spezifischer Impuls Vac

2903 m/s

Voll/Leermasse

11,54

Eingesetzt in die Simulation ist das Ergebnis allerdings ernüchternd. Bei der Kombination 24:3:1 sinkt die Nutzlast von 13,3 auf 9,8 t ab. Das liegt allerdings an einem Rechenfehler meinerseits, denn in der ersten Version habe ich vergessen, die Tanks um das Leervolumen zu vergrößern. Mit 70 Bar Tankdruck steigt sie auf 10,2 t und bei 25 Bar sind es 8,4 t. In der Tendenz ist es also von Vorteil, mehr Druck zu haben. So habe ich es mal mit 100 bar Tankdruck probiert 9,4 t Nutzlast. Allerdings berücksichtigt diese erste Simulation nicht das ich bei niedrigem Tankdruck eine kleinere Endmasse habe, die bei hohem Tankdruck den hohen Startschub bestimmt – man kann dann mit dem Startschub runter gehen und damit sinken nicht nur Tankmasse, sondern auch das Triebwerk wird leichter.

Zuletzt habe ich dann mal systematisch ermittelt, welche Endgeschwindigkeit ein Modul ohne irgendeine Nutzlast erhalten würde, und ermittelte einen Brennkammerdruck von 22,4 Bar / Tankdruck von 28 Bar als Optimum. Das liegt schon näher an dem Tankdruck den OTRAG einsetzte.

Nun kann man auch noch die Füllung variieren. Auch hierfür eine Routine geschrieben und tatsächlich sind die 2/3 Füllung am Optimum. Bei etwas anderen Treibstoffkombinationen verschiebt sich das noch etwas auf 72 %.

Zuletzt habe ich noch das Mischungsverhältnis variiert und siehe da – bei LOX/Kerosin ist das Optimum abhängig vom Brennkammerdruck. Es verschiebt sich bei niedrigem Tankdruck zu kerosinreicheren Mischungen. Ich kam auf 2,27 zu 1. Ich habe mich dann noch an das OTRAG-Konzept erinnert. Einen Vorteil hat die Mischung Salpetersäure/Kerosin ja – sie hat einen hohen volumenspezifischen Impuls, das heißt, bei gegebener Treibstoffmenge sind die Tanks kleiner. Das macht nicht nur die Tanks leichter. Es hat bei diesem Konzept noch einen zweiten Vorteil: Der Startschub mus relativ hoch sein, weil er durch die Entleerung der Tanks und damit den absinkenden Tankdruck auch der Brennkammerdruck sinkt und damit der Schub. Ein leichterer Tank bedeutet eine geringere Endmasse und damit kleineren Startschub und ein leichteres Triebwerk. Mit der Kombination Stickstofftetroxid / Hydrazin hat man die Kombination mit der höchsten Dichte aller Treibstoffe. Eine Simulation ergab 1,13 als optimales Verhältnis und so komme ich zu folgendem endgültigen, besten Modul:


Druckgeförderte Stufe

Parameter

Einheit

Tankvolumen Oxidator:

9,718

Oxidator:

N2O4(L)

Oxidatormenge:

9.300,0

kg

Tankvolumen Treibstoff:

12,169

Treibstoffmenge:

8.200,0

kg

Treibstoff:

N2H4(L)

Durchmesser Oxidatortank:

100,00

cm

Zylindrische Länge Oxidatortank:

1.170,7

cm

Dicke Wand Oxidator-Kugelabschluss:

1,463

mm

Dicke Wand Oxidator Zylinder:

2,893

mm

Durchmesser Treibstofftank:

100,00

cm

Zylindrische Länge Treibstofftank:

1.482,7

cm

Dicke Wand Treibstoff Kugelabschluss:

1,463

mm

Dicke Wand Treibstoff Zylinder:

2,893

mm

Höhe beide Treibstofftanks kombiniert

2.853,4

cm

Masse Treibstofftank:

250,80

kg

Masse Oxidatortank:

199,76

kg

Oxidator/Treibstoffverhältnis:

1,134

Heliummenge:

37,158

kg

Startgewicht:

18.612,7

kg

Brennschlussgewicht:

1.112,7

kg

Brennkammerdurchmesser:

37,697

cm

Expansionsverhältnis:

5,700

Triebwerksmasse:

625,00

kg

Spez. Impuls Vakuum:

2.923,5

m/s

Spez. Impuls Meereshöhe:

2.673,2

m/s

Düsenmündungsdruck:

0,537

bar

Schub Meereshöhe:

250,00

kN

Schub Vakuum:

273,41

kN

Blowdown Füllung:

66,000

Prozent

Blowdown Impuls Vakuum:

2.902,2

m/s

Blowdown Impuls Meereshöhe:

2.652,3

m/s

Schub Blowdown Meereshöhe:

84,335

kN

Schub Blowdown Vakuum:

92,280

kN

Brenndauer:

195,96

sec

Voll/Leermasse:

16,727

Der spezifische Impuls ist etwas schlechter als bei LOX/Kerosin, doch man kommt bei diesem niedrigen Brennkammerdruck und kleinen Tanks auf einen tollen Strukturfaktor, zudem kann so auch das Triebwerk schubärmer sein, es reichen dann 250 kN weil dann immer noch die Untergrenze von 90 kN, die man wegen des leichteren Moduls (1,1 anstatt 2,8 t) zu Brennschluss benötigt überschritten werden. Der Lohn: eine Nutzlast von 12,4 t in den LEO und 4,3 t in den GTO beim 24:3:1 Konzept.

Den geringen spezifischen Impuls kann man steigern, wenn man die Module breiter und weniger schmal macht. Bei 1,10 m Durchmesser kommt man auf 2974 m/s – dafür sind die Tanks um 5 m kürzer, viel mehr geht nicht will man nicht den Düsenmündungsdruck unter 0,4 bar absinken lassen.

Würde man diese Module für 1 Million Dollar pro Stück herstellen, so wäre sie billiger als SpaceX. Nicht unmöglich, soll doch das Prometheus mit dem 5-fachen Schub nur 1 Million Euro kosten und bei ULA entfallen zumindest bei der ersten Stufe 2/3 der Kosten nur auf das Triebwerk. Doch das Prometheus ist dann schon wieder relativ schubkräftig und Thema eines weiteren Aufsatzes.

19.10.2018: Das Modulkonzept: mit dem Prometheus

As kleiner Abschluss meiner Reihe über moderne Modulbauweisen will ich mich einem realistischen Konzept widmen. Derzeit wird ja das Prometheus-Triebwerk entwickelt. Es ist in vielem ideal für eine modulare Rakete

Ich habe dies einmal zu einem Bestandteil eines Modulkonzepts gemacht. Ich habe als Startmasse 65 t angenommen, das ermöglicht es, das als kleinste Version vier Booster reichen, um eine Zentralstufe zu starten. Wenn man mit der Modulmasse heruntergeht, dann reichen auch drei, dann gibt es aber ein Problem bei großen Nutzlasten. Ich halte es dann besser, wie bei Ariane 4,0 einfach Treibstoff wegzulassen. Man spart ein Modul ein, das ist preiswerter, als Nutzlast zu verlieren.

Bei 60 t Treibstoff wäre ein Modul mit 2 m Durchmesser angemessen. Die Tanks wären 23,2 m lang gewesen, die Rakete also sehr schlank (mit Triebwerkssektion und aerodynamischer Spitze etwa 30 m), aber da man die Raketen bündelt, und so eine Rakete mit mindestens doppeltem Durchmesser erhält, ist das besser.

Die Trockenmasse habe ich mit 5 t angesetzt. Das ist konservativ, aber wenn ich eine preiswerte Rakete bauen will, dann lieber eine die man billig produzieren kann mit schlechtem Strukturfaktor, als eine leichte die teuer ist. Zum Vergleich: die Thor LT wog 70,3 t voll und 3,7 t trocken.

Der Aufbau ist relativ einfach. Eine Stufe ist die Zentralstufe oder zweite Stufe, die ersten Stufen sitzen außen. Ich habe zuerst drei Versionen untersucht:

  1. 3 Außenblocks (Teilbefüllung mit 57 t Startmasse)

  2. 4 Außenblocks

  3. 6 Außenblocks.

Die Nutzlasten habe ich für GTO-Bahnen berechnet mit meiner Aufstiegssimulation vom CSG aus. Da nicht bekannt ist ob man das Prometheus im Vakuum zünden kann habe ich es einfach 1 s vor Ausbrennen der Außenblocks gezündet. Ich komme auf folgende Nutzlasten:

Außenblock

LEO (200 km)

GTO (200 x 35.800 km)

3

7.000 kg

1.000 kg

4

12.900 kg

3.600 kg

6

20.400 kg

6.600 kg

Der rapide Anstieg der Nutzlasten liegt daran das noch die 5 t schwere Zentralstufe zur Nutzlast gezählt werden muss. Die starke Nutzlastabnahme zwischen LEO und GTO liegt an den nur zwei Stufen mit einem spezifischen Impuls von 3530 m/s (360 s).

Man könnte nun noch einiges optimieren. So könnte die Zentralstufe die eine kleinere Beschleunigung braucht zumindest bei der letzten Version einen längeren Tank haben, was bei 20 t mehr Treibstoff und 1 t mehr Trockenmasse die Nutzlast für den GTO auf 7,2 t anheben würde. Ich halte mehr davon eine verlängerte (ausfahrbare Düse) zu nehmen. Mit einem Expansionsverhältnis, das von 28 auf 250 steigt, dann ist die Düse 2 m breit also so breit wie ein Modul steigt der spezifische Impuls um 200 m/s, das erhöht die Nutzlast auf 8,1 t was mehr als ausreichend für die größten Satelliten heute ist.

Will man die Nutzlast weiter steigern so wäre eine optionale Stufe mit etwa 10 t Masse und ebenfalls einem Methan-LOX Triebwerk mit 100 kN Schub sinnvoller, vor allem für die kleinen Versionen. Bei der Version mit 3 Boostern steigert sie die GTO-Nutzlast auf 4,5 t. Bei den größeren Versionen ist der Gewinn kleiner, bei der mit 6 Boostern z.B. von 6,6 auf 10 t. Realistisch ist der Gewinn kleiner, da ich die Stufe mit nur 700 kg Leergewicht modelliert habe. Da käme aber noch die Elektronik, Batterien, Sender und Lageregelungssystem hinzu. Bei Ariane 1-5 war das immerhin 300 bis 900 kg schwer. Mit einer 15 t schweren Stufe sind es 11,2 t. Größere Stufen bringen weniger, eine 20 t Stufe liefert 1,4 t Nutzlast. Für die kleinen Versionen mit 3 und 4 Boostern wäre sie zu groß. Bei der 3-Modul-Version würde man sie weglassen. Sie hat auch zu wenig Nutzlast für GTO, würde aber für alle ESA-Nutzlasten in LEO ausreichen.

Methan als Treibstoff habe ich genommen, weil man so im Prinzip die gleiche Technologie wie für Prometheus und die unteren Stufen nehmen kann. Eine Oberstufe wäre auch für Fluchtmissionen nötig.

Im Prinzip könnte man auch die größeren Raketen ringfömig aufbauen. Mit 9 Boostern kommt man auf die Nutzlast der Ariane 5 ECA und mit 12 auf die der Ariane 6. Das wäre dann ein weiterer Ring mit 3 bzw. 6 Boostern, die aber geneinsam mit den inneren 6 abgetrennt werden. Man sieht aber schon – der Gewinn wird immer kleiner. Dann würde man eher andere Stufungskonzepte wie 9:2:1 vorziehen (9 Booster in Ring 1+2, zwei Booster in Ring 1, eine Zentralstufe, jeweils nacheinander gezündet), das erreicht trotz einem Booster weniger als die 12-1 Variante fast 2 t mehr Nutzlast als 12:1.

Doch wenn man das Modulkonzept wirklich ernst nimmt, wird man die großen Konfigurationen (Doppelstarts) meiden und stattdessen mehr Einzelstarts durchführen. 14 Einzelstarts pro Jahr mit im Mittel 6 Modulen ergeben auch so die nötige Anzahl von Triebwerken (84 pro Jahr).

Prometheus soll die Kosten auf 5.000 $/kg in GTO senken, das wäre 50 % der Kosten der Ariane 6 und ein Drittel der Ariane 5. Wenn ein Modul maximal 4,7 Millionen Euro kostet, ist das machbar – und der Preis wäre auch machbar, denn das Triebwerk soll ja nur 1 Million kosten und ist normalerweise das teuerste Teil der Rakete.

Ich denke das Konzept ist sogar relativ einfach technisch machbar, und selbst wenn man noch eine Oberstufe mit einem weiteren Triebwerk entwickelt - es waren nur zwei Stufen anstatt drei wie bei der Ariane 6.

Hier eine Übersicht der Nutzlasten der Versionen:


Außenblock

LEO (200 km)

GTO (200 x 35.800 km)

2 (41 t Treibstoff)

2.700 kg


3 (51 t Treibstoff)

7.000 kg

1.000 kg

3 + 10 t Oberstufe


4.500 kg

4

12.900 kg

3.600 kg

4 + 10 t Oberstufe


6.900 kg

6

20.400 kg

6.600 kg

6 + 21 t mehr Treibstoff


7.200 kg

6 + verlängerte Düse


8.100 kg

6 + 10 t Oberstufe


10.100 kg

6 + 15 t Oberstufe


11.200 kg

6 + 20 t Oberstufe


11.400 kg

9


9.800 kg

12


12.400 kg

9 + 2


14.300 kg

Fazit

Mit einem Modultyp und einer Oberstufe von 10 bis 15 t Gewicht kann man mit 2 bis 6 Modulen 2,7 bis 20,4 t in den LEO und 3,6 bis 11,2 t in den GTO bringen. Damit deckt man nicht nur gängige Satellitenmassen in den GTO ab (wenn man z.B. sich auf die 10 t Oberstufe festlegt, 3,6 t, 4,5 t, 6,6 t, 10,1 t in GTO sondern mit 2 oder 3 Boostern auch die Nutzlast der Vega oder Sojus in den LEO. Damit könnte man alle Raketen der ESA ersetzen, wäre nicht mehr auf Doppelstarts angewiesen und würde auf hohe Stückzahlen kommen. Eine Düsenverlängerung (hier nur an einem Modell untersucht) würde noch mehr Nutzlastgewinn bringen.

25.10.2018:  Das Mercuryprogramm

So ich habe heute das PDF zum Mercuryprogramm hochgeladen. Ich bin ein wenig erleichtert, dass es jetzt fertig ist. Es ist das dritte Buch in einem Jahr und das merkt man. Irgendwie ist die Luft raus und ich habe jetzt mal genug geschrieben. Beim nächsten Buch „Das Apolloprogramm“ bin ich aus demselben Grund auch in den letzten 2 Monaten nicht viel weiter gekommen. Ich habe mir aber vorgenommen, wenn ich das Saturn-Kapitel von Mario zurückbekomme, ich dann wieder was tue. Derzeit stolpere ich nämlich beim Lesen immer wieder auf Dinge, welche die Saturn betreffen und die ich dort einbauen will. Wie beim Mercuryprogramm fange ich bei den Trägerraketen nicht bei Null an, sondern nehme das entsprechende Kapitel aus den US-Trägerraketen und erweitere es.

An der Stelle meinen Dank an die beiden Korrekturleser, vor allem an Mario, den ich diesmal bewusst als Ersten an das Manuskript gesetzt habe, weil er relativ viel korrigiert. Von mir aus hätte es noch mehr sein können. Auch nach zwei Korrekturlesern und viermaligem Selbst-Durchlesen fielen mir viele meine typischen Fehler auf wie die zu häufige Verwendung des Konjunktivs und Passivs oder zu umständliche Sätze oder Füllwörter wie „auch“, „aber“, „noch“. Leider habe ich wie wohl viele da eine Betriebsblindheit. Meist sehe ich das nur, wenn ich einen Absatz kürzen will, um ein einzelnes Wort in der letzten Zeile auszutreiben.

Wie ist es nun?

Im Normalfall denke ich nach jedem Buch, das ich neu rausbringe, es wäre toll. Das liegt wohl daran, dass man sich monatelang damit beschäftigt hat und dann muss es doch toll sein, sonst müsste man noch mehr tun. Das ist aber auch bei Programmen bei mir so, die dann nach einigen Monaten oft ein Facelifting bekommen, weil ich denke „das kann man besser machen“. Diesmal ist es nicht so. Ich bin zufrieden, aber auch nicht mehr. Zum einen, weil bemannte Raumfahrt nicht mein Ding ist, da fehlt mir die Begeisterung, auch beim Schreiben und da arbeite ich mich dann auch nicht so sehr in die Materie ein. Zum andern denke ich habe ich zu viel geschrieben. Man hätte es raffen können, einige Dinge werden zu oft wiederholt. Aber wenn es erst mal fertig ist, dann ist es zu spät. 368 Seiten sind es geworden. Viel für ein Programm mit einer primitiven Kapsel und nur sechs bemannten Flügen. Mein Buch über das Geminiprogramm mit doppelt so vielen Flügen war halb so lang. Ich bin mal gespannt, was die Leser denken.

Einen Vorteil hat es: ich muss nicht mit Plagiaten rechnen, denn der wichtigste Plagiator hat schon vor mir ein Buch über das Thema veröffentlicht und der zweite mir bekannte Plagiator veröffentlicht im selben Verlag der wohl nicht zwei Bücher zu einem Thema publizieren wird.

Ich habe mir vorgenommen, dass ich auch etwas in die Webseite übernehme, nämlich die Sektion mit den Missionen. Das ist etwa ein Drittel des Buchs. Einen Aufsatz über Mercury Redstone 1 habe ich ja schon seit Jahren online.

Eines habe ich geschafft: ich wollte es publiziert haben, bevor sich das Mercuryprogramm zum 60-sten Male jährt. Das wäre der 26.11. Im Normalfall braucht es eine bis zwei Wochen, bis es in den Druck geht, das reicht also noch. Beim Apolloprogramm bin ich nicht so optimistisch. Da gibt es so viel mehr Quellen und sowohl Raumschiffe wie auch Programm sind so viel komplexer.

Der Packungshinweis ist übrigens drin geblieben.

Wers schon mal bestellen will:

ISBN: 978-3-74814-913-2, „Das Mercuryprogramm Technik und Geschichte“, 368 Seiten 24,99 €.


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