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Web Log Teil 565: 15.8.2019 -

15.8.2019: Das Space Shuttle und das Starship

Als SpaceX seine Pläne für den Ausbau von Pad 39A vorlegte, wurde ich an das Space Shuttle erinnert, das ja auch von dort aus flog. Und da sehe ich einige Parallelen. Ich will sie mal kurz zusammenfassen. Es ist naturgemäß mehr über das Space Shuttle, schließlich ist es schon Geschichte und ein NASA-Projekt, das öffentlich ist. Die Informationslage ist damit um Größenordnungen besser als bei SpaceX Entwicklungen, die ziemlich geheim ablaufen, auch wenn der Chef andauernd neue Dinge verspricht. Seit Musk ist mir die Doppelbedeutung des Worts "Versprechen" (einmal im Sinne von "Zusage" und einmal im Sinne von "aus Versehen gesagt, ist nicht ernst gemeint, habe mich nur versprochen" erst so richtig klar geworden.

Die Entwicklung

Beide Projekte haben eine durchaus wechselvolle Entwicklungsgeschichte hinter sich. Beim Starship kann man nur von der Designphase sprachen. Ich vermute wie beim Space-Shuttle warten bei der Entwicklung auch noch ein paar Überraschungen auf SpaceX. Die Explosion letzten Monat war da wohl ein Vorgeschmack.

Die NASA fasste den Beschluss für das Space Shuttle 1969 und brauchte drei Jahre um ein Konzept zu wählen. Dabei änderte sich die Konzeption total. Die ersten Entwürfe des US-Aerospacefirmen waren in beiden Stufen wiederverwendbare Gefährte - sie sahen unterschiedlich aus, hatten in beiden Stufen aber geflügelte Startstufe und waren beide bemannt. Die erste Stufe sollte in der Luft die Zweite ausklingen und dann zur Startbasis zurückfliegen. Teilweise wurde die Verwendung der F-1 und J-2 Triebwerke erwogen. Die NASA bekam jedoch keine Finanzierung für dieses Vehikel und so wandelte man das Konzept: Die erste Stufe wurde durch zwei Feststoffbooster ersetzt. Die zweite Änderung war, dass man um Hilfe im Kongress zu bekommen damit das Shuttle genehmigt wurde die Air Force ins Boot holte. Die letzten Entwürfe sahen einen kleinen Shuttle mit nur 12 t Nutzlast vor, mit Stummelflügeln, gerade groß genug um noch genügend Auftrieb zu geben. Ähnlich wie dem damals erprobten X-24 oder später der X-37 bzw. heute der Dreamchaser. Mit dem Eingehen auf die Luftwaffe wurde der Nutzlastraum riesig, die Nutzlast stiegt auf fast 30 t und die Air Force wollte unbedingt ein Vehikel haben, das in einem Orbit starten, Nutzlast aussetzen und landen konnte, was eine hohe Querreichweite nötig machte, da die Erde in den 90 Minuten natürlich weiter rotiert. So kam das Space Shuttle zu den großen Flügeln.

Bei dem Starship/BFR ist das nicht so genau zu dokumentieren, doch 2016 als sie angekündigt wurde, damals noch als "ITS" hatte sie 12 m Durchmesser, war 122 m hoch und brauchte 42 Raptor Triebwerke. Ein Jahr später schrumpfte der Durchmesser auf 9 m, die Höhe auf 118 m. Nun brauchte man nur noch 31 Raptor Triebwerke und die Nutzlast betrug 150 t. Als ich davon hörte, prognostizierte ich, dass sie bei der nächsten Revision wohl die Leistungsdaten der Falcon Heavy hätte und man dann einfach diese umbenennt. Inzwischen hieß sie auch nicht mehr ITS, sondern BFR.

Wieder ein Jahr später verkündete Musk eine neue Änderung. Grafiken zeigen auch leichte Designänderungen an der Rakete, vor allem dem oberen Teil, das nun Starship heißt. Die erste Stufe dann "Super Heavy". Weil Kohlenfaserverbundwerkstoffe so teuer sind, wird man auf Edelstahl in vielen Teilen übergehen. Das sei auch thermisch belastbarer. Kann ich jetzt nicht so nachvollziehen, schließlich ist das ganze Gefährt ja voll wiederverwendbar, da lohnt sich die Mehrausgabe denn bei gleichen Materialeigenschaften sind CFK-Werkstiffe rund dreimal leichter als stahl. Bei einer "Wegwerfrakete" würde ich Musk zustimmen. In der Luftfahrtbranche macht man ja gerade das Gegenteil und ersetzt Aluminium durch CFK, auch wenn es teurer ist, um Gewicht zu sparen. Die Nutzlast liegt nun nur noch bei 100 t in den LEO und 20 t in den GTO. Zum Mond kommt man ohne Auftanken dann sowieso nicht mehr.

Die Nutzlastabnahme

Beide Vehikel haben mit einer deutlichen Nutzlastabnahme zu kämpfen. Bei beiden begannen die Probleme schon in der Entwicklung. Beim Space Shuttle war das eigentlich wie bei jedem bemannten Raumfahrzeug der USA. Es wurde schwerer als geplant. Das war schon bei den vorherigen drei Projekten so. Der wichtige Unterschied. Als Raumtransporter mit einer maximalen Nutzlast von etwa einem Drittel der Startmasse (der Faktor scheint übrigens so eine Art Konstante zu sein. Auch bei den Versorgern der ISS kommt man auf diesen Faktor und bei Frachtflugzeugen liegt auch die Nutzlast bei etwa einem Drittel des Stadtgerichts). bedeutet jede Gewichtszunahme des Orbiters eine Abnahme der Nutzlast. Man konnte das schließlich um 10 t gestiegene Orbitergewicht dann noch abfedern. Die Triebwerke des Shuttles wurden auf 109 % Startschub gesteigert, der Tank nahm 30 t mehr Treibstoff auf. So blieb das Defizit auf 5 t beschränkt.

Bei dem Starship sehen wir etwas Ähnliches. Nun ist nicht mehr von 150 t Nutzlast (für die aktuelle Version, es waren mal 250 t bei der ersten Version) die Rede, sondern nur noch 100 t.

Die Beschränkung

Das Space Shuttle konnte nur einen niedrigen Erdorbit erreichen, ohne Nutzlast maximal einen 1.100 km hohen Kreisorbit oder eine elliptische Bahn mit einem Apogäum in 3.000 km Höhe. Relativ spät kümmerte man sich beim Space Shuttle um Oberstufen die Nutzlasten in den GTO, GEO oder zu den Planeten transportierte. Die schließlich gebaute Centaur erhielt dann nach Challenger Startverbot, was aber angesichts des Ausstiegs aus dem reinen Satellitentransport, auch für NASA und DoD dann nicht mehr so bedeutend war. Damit war aus dem universellen bemannten Transportvehikel ein bemanntes Transportvehikel mit der Fähigkeit zur Nutzlastmitnahme geworden.

Bei der BFR ist das ebenso. Mich wundert sogar das SpaceX eine GTO-Nutzlast angibt: 20 t. Ich habe versucht, die Rakete zu modellieren. Das Grundproblem: da die Geschwindigkeit für einen GTO rund 2500 m/s höher ist nimmt die Nutzlast ab. Bei Trägerraketen im Mittel um den Faktor 2,5 bis 3. Hier ist es war mehr, aber bei einer Stufe die 100 t in den Orbit befördert kann man davon ausgehen, dass sie selbst mehr wiegt als die 68 t die die Wikipedia angibt. Ich habe etwas gespielt und wenn man auf 20 t in den GTO ausgeht muss die oberste Stufe rund 140 t leer wiegen, wenn man der Erststufe wie bei der Falcon 9 große Treibstoffreserven für die Landung zugesteht. Dann kommt man aber in den Erdorbit auf nicht 100 t, sondern über 170 t. Da das so fast das doppelte von 100 t ist vermute ich ist die Angabe für den GTO mit Auftanken, also zwei Flügen. Beide Transporter wären so nicht in der Lage einen Erdorbit zu verlassen (hier ist die Bezeichnung "Space Shuttle" durchaus ehrlicher als "Starship").

Die Versprechen

Als das Space Shuttle angekündigt wurde, versprach die NASA folgendes:

Die Kosten pro Flug hatten sich vom Wechsel vom voll wiederverwendbaren Orbiter zum teilweise erneut verwendbaren Entwurf schon verdoppelt. Damals versprach die NASA eine Reduktion der Transportkosten um den Faktor 10, so immerhin noch den Faktor 5. Auf heute umgerechnet wären das dann 60 Millionen Dollar pro Flug.

Heute verspricht und Elon Musk noch mehr. Suborbitaltourismus mit dem Starship zu Business-Class Preisen, zumindest soll die gesamte Kombination in der ersten Phase alle SpaceX Trägerraketen ersetzen. Selbst wenn ich das nicht glaube, ist doch für SpaceX eines beschlossene Dache: Das Starship ersetzt auch die Falcon 9 die für 50 Millionen Dollar bei Bergung der ersten Stufe angeboten wird. Das wäre dann wieder ein Nutzlastgewinn (bezogen auf den LEO, bei gleichen Kosten) zur Falcon 9 um den Faktor 5 wie beim Space Shuttle. Auch die bis zu 24 jährlichen Starts vom Pad 39A entsprechen den Shuttle Planungen.

Wie wir wissen, hielt das Space Shuttle nicht das, was die NASA versprach. Das grundlegende Problem war, das es bemannt war. Die dazu nötigen Aufschläge an Sicherheit führten zu langen Wartungsintervallen und geringer Flugrate. Das Space Shuttle Programm hatte am Schluss einen Fixkostenanteil von 2 Mrd. Dollar pro Jahr bei 3 bis 4 Mrd. Dollar Gesamtkosten. Jeder Flug kostete nur wenig, doch weil die Wartung so langwierig war, kam man auch nicht auf eine hohe Flugrate. Ich habe ja schon mehrfach geschrieben- wäre das Shuttle unbemannt einsetzbar gewesen, es würde heute noch fliegen. Ein Verlust eines Orbiters wäre zwar teuer, aber er wäre ersetzbar. Man hätte nur die Flüge bemannt durchgeführt die nötig gewesen wären und die anderen unbemannt durchgeführt, mit kleineren Anforderungen Sicherheit und höherer Flugrate. Doch das war wegen des Widerstands der Astronauten aber auch des JSC nicht zu machen.

Das Starship wird unbemannt ein, das ist ein Fortschritt. Ich vermute auch das es die NASA-Anforderungen für bemannten Transport in der ersten Generation nicht erfüllt, und daher zuerst mal Satelliten transportiert. Ob es die Versprechungen hinsichtlich Flugrate und Preis einhält, wird sich zeigen. Ich bin höchst skeptisch aus einfacher überschlägiger Berechnung: Wenn die Falcon 9 bei Wiederverwendung der ersten Stufe (je nach Quelle für 75 bis 80 % des Gesamtpreises der Rakete verantwortlich) von 62 auf 50 Millionen Dollar im Preis sinkt, dann bringt 75-80 % Wiederverwendung eine Kostenreduktion um 25 %. Da würde ich bei 100 % Wiederverwendung wie beim Starship auf 30 % Kostenreduktion tippen - allerdings ist es auch zehnmal größer als eine Falcon 9 bei der vierfachen GTO-Nutzlast (dem häufigsten Einsatz der Falcon 9). Es setzt 38 anstatt 10 Triebwerke ein, jedes mit dem doppelten Schub eines Merlin. Wie es unter diesen Randbedingungen billiger als eine Falcon 9 sein kann, ist mir ein Rätsel. Ebenso ein Rätsel ist, woher die vielen Starts herkommen sollen. Neben dem KSC wird auch von Brownsville aus gestartet. Das können, wenn die Frequenz dort ähnlich hoch wie bei 39A ist, dann 48 Starts sein, ich vermute aber weniger, da man dort wegen der Möglichkeit nach Süden zu starten wohl eher stärker geneigte Bahnen anfliegen wird. Space hat ja vor Jahren schon jedes Jahr doppelt so viele Starts der Flacon 9 prognostiziert, nun gab es letztes Jahr nur noch einen leichten Anstieg und dieses Jahr einen Abfall. Einfach weil SpaceX erst Aufträge bekam, die sie auch durch zwei Fehlstarts erst mal nicht erfüllen konnte. Aber der niedrige Trägerpreis hat keine Nachfrage generiert, die es schon vorher gab. Ich denke auch das Starship wird keine neue Nachfrage nach 100 t Nutzlast generieren. Im Gegenteil: Kommunikationssatelliten in den GTO werden leichter, Kleinsatelliten boomen und SpaceX eigenes Starlink Netzwerk besteht ja auch aus leichten Satelliten. So meine Prognose: wir werden die 24 Starts des Starships pro Jahr sehen, zumindest nicht dieses Starship, das heute aktuell ist (SpaceX-Fans reden ja inzwischen vom "Juli Update, wie es in einigen Monaten aussieht, weiß wohl nicht mal Musk). Ich prognostiziere eher das es das Schicksal der Falcon Heavy teilt - es gibt außer einigen schweren Satelliten des US-Militärs einfach keine Nachfrage nach einer Rakete, die so hohe Nutzlasten hat. Hoffen wir mal das das starship nicht die gleiche Verzögerung der Falcon Heavy von fast 6 Jahren zwischen angekündigtem und realem Jungfernflug hat.

15.8.2019: Wir rekonstruieren die Super Heavy / Starship

Zuerst einmal: Wir schreiben heute den 14.8.2019. Ja das steht oben auch bei jedem Artikel, aber da ich inzwischen gewohnt bin, dass SpaceX-Fans nach Jahren einen Artikel im Blog ausgraben und dann behaupten ich hätte was Falsches gesagt muss das sein, denn bei SpaceX ist gemäß den Regeln der asiatischen Philosophie alles im Fluss und Angaben unterliegen der Muskchen-Unschärferelation: will man sich auf sie verlassen, so verändern sie sich. Andere nennen das „dauernde Änderung der Spezifikationen“ oder „Downsizing“, denn angefangen hat die SuS ja mal bei 250 t Nutzlast.

Eigentlich beschäftige ich mich nicht mehr mit der Rekonstruktion von Raketen, außer ich brauche die Werte für eines meiner Bücher. Ich habe schlicht und einfach keine Lust Stunden zu recherchieren, wenn der Hersteller meint, das Abmessungen, Masse und Schub ein Firmengeheimnis wären. Aber die Diskrepanz von GTO-Nutzlast und LEO-Nutzlast bei der „Juli-Version“ der Super-Heavy / Starship (SuS im Folgenden abgekürzt, ich vermeide bewusst das noch kürzere Kürzel) brachte mich doch dazu mal nachzurechnen.

Ausgangspunkt ist die englische Wikipedia. Ich halte die Wikipedia nicht für 100 % verlässlich, doch die englischsprachige ist deutlich besser als die Deutsche und ich sage bewusst Ausgangspunkt: Wichtig sind die dort angegebenen Referenzen, denen ich folge.

Fangen wir mit den Triebwerken an. Die erste Stufe soll 35 Raptor Triebwerke haben, die zweite sechs. Folgt man dem Link so sind es sechs, die Abbildung, die nur wenige Monate alt ist, schon falsch sein soll zeigt noch sieben.

Also erster Sprung zum Raptor. Auch bei dem ist der Schub der Muskschen Unschärferelation unterworfen – Werte von bis zu 8165 kN werden genannt. Ich nehme aber die Standardwerte im Kasten des Wikipediaartikels: 2000 kN Schub, maximaler spezifischer Impuls 3720 m/s. Den letzteren finde ich etwas hoch, besonders, wenn der Sea Level Impuls nur bei 3237 m/s liegt – ein Unterschied von 10 % ist bei einem LOX/Kerosintriebwerk normal, doch hier sind es fast 20 %. Ich nehme weiterhin an das der Schub für das Vakuum gilt (Hersteller geben ja immer den höchsten Wert an) und der Bodenschub so bei 1737 kN liegt. (Errechenbar aus dem Verhältnis des spezifischen Impuls, da der Fluss ja konstant ist).

Der Startschub liegt so bei 60.765 kN was bei einem Standardverhältnis von 1,25 wie es bei flüssig angetriebenen Raketen üblich ist zu einer Startmasse von 4957 t führt. Musk schreibt es gäbe fürs Vakuum optimierte Versionen, sodass der spezifische Impuls und Schub in der ersten Stufe schlechter ist, ich rechne trotzdem mit den obigen Werten, da sie bestenfalls zu einer überoptimistischen Ergebnis führen.

Die Masse der ersten Stufe ist nicht belegt. Sie wird mit 3065 t angegeben, was ich bei der Startmasse von 5.000 t für etwas niedrig halte. Das leitet über zur Trockenmasse. Ich glaube nicht am extrem niedrige Strukturfaktoren, vor allem wenn auf die Stufe noch Lasten bei der Landung zukommen. US-Stufen mit LOX/Kerosin liegen seit Jahrzehnten bei Voll-/Leermasse von 17-18, so käme man beim höheren Faktor von 18 auf 170 t Leermasse. Ich setze sie aber größer an, da sie ja noch geborgen wird. Die Vorgehensweise habe ich von der Falcon 9 übernommen: dort habe ich die Leermasse der ersten Stufe solange erhöht, bis die Nutzlast nach Simulation der von SpaceX bei Wiederverwendung der Stufe angegebene Nutzlast entspricht. Schließlich benötigt die Stufe wie die der Falcon 9 Treibstoff zum Abbremsen. Dort kam ich auf einen Strukturfaktor von 13,3, das entspricht einer Masse von 230 t bei 3065 t Startmasse.

Gegenprobe: Die Stufe muss mindestens so groß sein, um den Treibstoff aufzunehmen. Das wären 2895 t Treibstoff bei einem Verhältnis LOX / CH4 von 3,8. Die mittlere Dichte des Gemischs beträgt bei einer Dichte von 1,14 von LOX und 0,45 von Methan 0,864 g/cm³. So sind dies 3.351 m³ Volumen, die bei 9 m Durchmesser einem Zylinder von 52,7 m Höhe entsprechen. Die Stufenhöhe wird mit 68 m angegeben. Das passt, selbst wenn man noch die Höhe der Triebwerke und den Stufenadapter hinzurechnet. Die Stufe könnte größer sein, um auf die 5000 t Startmasse zu kommen, welche die Wikipedia angibt, doch dann bräuchte man auch ewtas schubstärkere Triebwerke. Maximal würde ich, wenn kein Stufenadapter vorhanden ist und man 9 m für die Triebwerke und die elliptsichen Abschlüsse der Tanks abzieht 3242 t Treibstoff zuladen, aber wenn SpaceX einen Stufenadapter oder getrennte Tanks vorsieht, ist eher die Masse etwas kleiner.

Die zweite Stufe hat eine Zuladung von 860 t LOX und 240 t CH4. Die angegebene Trockenmasse von 85 t ist jedoch völlig illusorisch, vor allem wenn die Startmasse mit 1335 t angegeben wird. Die Differenz von 1335 t – 860 – 240 t ist 235 t. Das ist als Trockenmasse schon glaubwürdiger. Das Starship soll einen Nutzlastraum von 1000 m³ haben. Zum Vergleich: Der Rumpf des Space Shuttles mit 300 m³ Volumen wiegt 19,5 t. Da dürfte man annehmen das die 1000 m³ Vilumen alleine 85 t wiegen. Dann käme noch die Stufe mit 1100 t Treibstoff (Leermasse geschätzt: 69 t) hinzu. Dazu die Flügel und Treibstoff, um abzubremsen und zu landen. Ich halte 180 t für die absolute Untergrenze für die Leermasse. Ich rechne mal im folgenden mit 180 und 240 t Leermasse (der letzte Wert weil er aus der Differenz von 1335 t und 1100 t Treibstoff resultiert).

Der Schub müsste bei 6 Raptors bei 12000 kN liegen. Gegenprobe des Volumens, ist wegen der unbekannten Länge der Antriebssektion nicht möglich. Nun zwei Modellierungen dieser Rakete mit 180 und 240 t Trockenmasse:

Rakete: Super Heavy / Starship 180 t

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

4.445.000

100.000

7.821

0

2,25

160,00

180,00

180,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.765

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.065.000

230.000

3.727

60765,0

70000,0

150,94

0,00

2

1

1.280.000

180.000

3.727

12000,0

12000,0

341,64

155,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

5,0 s

Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

180 km

180 km

160 km

Real

180 km

193 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

28,0 Grad

203 km

191 km

100.000 kg

144.286 kg

482,8 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

75,6 s

147,0 s

320,0 s

Winkel

60,8 Grad

24,0 Grad

-5,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

482,8 s

Höhe:

0,00 km

0,57 km

20,13 km

77,31 km

86,25 km

139,13 km

197,66 km

191,01 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,0 km

2,0 km

2,8 km

14,2 km

85,0 km

495,6 km

v(v):

0 m/s

26 m/s

635 m/s

1446 m/s

1450 m/s

1161 m/s

374 m/s

-1211 m/s

v(h):

408 m/s

406 m/s

724 m/s

2315 m/s

2468 m/s

2932 m/s

4145 m/s

7471 m/s

v:

0 m/s

454 m/s

972 m/s

2768 m/s

2906 m/s

3239 m/s

4333 m/s

7789 m/s

Peri:

-6378 km

-6368 km

-6342 km

-6023 km

-5976 km

-5810 km

-5178 km

180 km

Apo:

-6378 km

1 km

33 km

149 km

159 km

182 km

202 km

193 km

Zeit:

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

482,8 s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

2.920,2 m/s

159,0 km

170,3 km

483,0 s

-5.976,0 km

159,0 km

37,2 Grad

und

Rakete: Super Heavy / Starship

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

4.505.000

100.000

7.821

2.433

2,22

170,00

180,00

180,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.765

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.065.000

230.000

3.727

60765,0

70000,0

150,94

0,00

2

1

1.340.000

240.000

3.727

12000,0

12000,0

341,64

155,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

5,0 s

Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

180 km

180 km

170 km

Real

172 km

183 km

170 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

28,1 Grad

184 km

173 km

100.000 kg

106.215 kg

494,7 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

75,6 s

147,0 s

320,0 s

Winkel

37,8 Grad

41,0 Grad

-5,7 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Orbitsim

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

494,6 s

494,7 s

Höhe:

0,00 km

0,57 km

17,77 km

59,35 km

67,23 km

115,72 km

176,47 km

172,79 km

172,79 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,0 km

2,8 km

3,9 km

17,5 km

95,7 km

571,7 km

572,1 km

v(v):

0 m/s

26 m/s

491 m/s

1251 m/s

1292 m/s

1097 m/s

404 m/s

-1327 m/s

-1329 m/s

v(h):

408 m/s

406 m/s

952 m/s

2541 m/s

2662 m/s

3048 m/s

4159 m/s

7451 m/s

7453 m/s

v:

0 m/s

454 m/s

1079 m/s

2870 m/s

3001 m/s

3324 m/s

4351 m/s

7803 m/s

7806 m/s

Peri:

-6378 km

-6368 km

-6325 km

-5973 km

-5930 km

-5775 km

-5177 km

170 km

172 km

Apo:

-6378 km

1 km

25 km

112 km

125 km

155 km

183 km

176 km

183 km

Zeit:

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

494,6 s

494,7 s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

3.013,8 m/s

124,8 km

163,4 km

447,0 s

-5.929,7 km

124,9 km

35,6 Grad

Die erste (180 t Leermasse) hat 44 t zu viel Nutzlast, die letzte gar keine Reserve. Die wahre Masse sollet daher dazwischen liegen. Daher als dritte Simulation mit 210 t Trockenmasse in dem Starship. Das hat dann noch 17,5 t Treibstoff. 8 t braucht man etwa zum Landen (bei einem dV von 200 m/s).

Rakete: Super Heavy / Starship

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

4.475.000

100.000

7.821

2.433

2,23

160,00

180,00

180,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.765

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.065.000

230.000

3.727

60765,0

70000,0

150,94

0,00

2

1

1.310.000

210.000

3.727

12000,0

12000,0

341,64

155,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

5,0 s

Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

180 km

180 km

160 km

Real

181 km

182 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

28,0 Grad

197 km

182 km

100.000 kg

117.492 kg

491,2 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

75,6 s

147,0 s

320,0 s

Winkel

60,8 Grad

24,6 Grad

-4,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

491,2 s

Höhe:

0,00 km

0,57 km

19,82 km

75,91 km

84,71 km

136,52 km

192,83 km

182,06 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,0 km

1,9 km

2,7 km

13,8 km

82,1 km

513,7 km

v(v):

0 m/s

26 m/s

624 m/s

1426 m/s

1430 m/s

1143 m/s

371 m/s

-1229 m/s

v(h):

408 m/s

406 m/s

721 m/s

2283 m/s

2433 m/s

2883 m/s

4058 m/s

7467 m/s

v:

0 m/s

454 m/s

963 m/s

2731 m/s

2866 m/s

3189 m/s

4250 m/s

7797 m/s

Peri:

-6378 km

-6368 km

-6342 km

-6033 km

-5987 km

-5829 km

-5233 km

181 km

Apo:

-6378 km

1 km

32 km

145 km

155 km

177 km

196 km

182 km

Zeit:

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

155,0 s

210,0 s

320,0 s

491,2 s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

2.880,2 m/s

154,7 km

160,3 km

477,1 s

-5.987,4 km

154,8 km

37,3 Grad

Für die dritte Rakete (mit 210 t Trockenmasse) habe ich nun noch die GTO-Nutzlast überprüft: Es reicht nicht. Mit 20 t Nutzlast kommt man auf maximal 8800 km Erdferne. Das reicht also nicht. Daher habe ich nochmals die Trockenmasse sukzessive erniedrigt und 20 t GTO-Nutzlast erhalte ich nur bei sensationell niedrigen 150 t Trockenmasse in der zweiten Stufe. Die halte ich aber wegen der Masse des Raumschiffs selbst für utopisch. Ich interpretiere auch die Wikipediaangabe von 85 t als die Masse nur für das Raumschiff ohne die Stufe selbst. Doch mit Stufe und sechs Raptos liegt man schon über 150 t Trockenmasse und Treibstoff um den Orbit zu verlassen braucht man auch noch.

Das zeigt das Dilemma: eine der beiden Angaben kann nicht stimmen. Wenn man 100 t in den LEO bringt, so müsste das Raumschiff rund 210 t wiegen und hätte noch Reserven um den Orbit zu verlassen. Wenn es aber 20 t in den GTO bringen soll, darf es nur 150 t wiegen und hat keine Reserven mehr zum Landen. Ich nehme aber nicht an das Musk auf 50 bis 60 t Nutzlast in den LEO verzichtet.

Zum Mond kommt man übrigens auch beim leichteren Gefährt nicht. Ohne Nutzlast erreicht man bei 150 t Leermasse auf maximal 180.000 km Erdferne.

Zuletzt noch, da es ja bemannt sein soll, ein Blick auf die Beschleunigungen. Bei 100 t Zuladung und dem größeren Raumschiff sind es maximal 40 m/s bei Brennschluss der ersten Stufe. Die Startbeschleunigung liegt bei sportlichen 3,78 m/s. Vom Schub her wäre es durchaus möglich die Rakete zu vergrößern, um auf die 5000 t Startmasse der Wikipedia zu kommen. Ich denke das wird auch von SpaceX gemacht werden, analog der Evolution der Falcon 9.

Ich habe das mal vorweggenommen und als letzet SuS Version eine mit 1,25 g Startbeschleunigung modelliert. Sie kommt auf 200 t LEO Nutzlast (nur die erste Stufe vergrößert) und die Spitzenbeschleunigung sinkt auf 36,9 m/s.

Rakete: Super Heavy / Starship 5000 t

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

4.980.000

200.000

7.821

0

4,02

160,00

180,00

180,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.765

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.470.000

259

3.727

60765,0

70000,0

184,74

0,00

2

1

1.310.000

210.000

3.727

12000,0

12000,0

341,64

190,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

5,0 s

Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

180 km

180 km

160 km

Real

182 km

194 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

28,0 Grad

202 km

190 km

200.000 kg

215.648 kg

526,7 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

75,6 s

147,0 s

320,0 s

Winkel

59,8 Grad

31,6 Grad

-6,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

190,0 s

210,0 s

320,0 s

526,7 s

Höhe:

0,00 km

0,56 km

15,16 km

54,34 km

94,43 km

114,35 km

188,63 km

190,28 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,0 km

1,3 km

7,2 km

12,9 km

89,7 km

691,8 km

v(v):

0 m/s

19 m/s

462 m/s

1086 m/s

1403 m/s

1296 m/s

520 m/s

-1478 m/s

v(h):

408 m/s

406 m/s

689 m/s

1891 m/s

3146 m/s

3289 m/s

4242 m/s

7380 m/s

v:

0 m/s

454 m/s

840 m/s

2229 m/s

3507 m/s

3613 m/s

4443 m/s

7791 m/s

Peri:

-6378 km

-6368 km

-6348 km

-6143 km

-5731 km

-5666 km

-5115 km

182 km

Apo:

-6378 km

1 km

21 km

88 km

165 km

174 km

200 km

194 km

Zeit:

0,0 s

5,0 s

75,6 s

147,0 s

190,0 s

210,0 s

320,0 s

526,7 s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

3.522,0 m/s

164,9 km

320,8 km

531,6 s

-5.730,9 km

164,9 km

35,5 Grad

Mit 31 Triebwerken passt übrigens auch die angegebene Startmasse der ersten Stufe, das soll ja angeblich die gerade aktuelle Startmasse für nur 100 t Nutzlast sein, und mit 31 Triebwerken verliert die Rakete auch 12 t Nutzlast und liegt dann nur noch knapp über 100 t. Ebenso sinkt die Startbeschleunigung auf die „normalen“ 1,25 g ab.

Rakete: Super Heavy / Starship 31 Triebwerke

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

4.475.000

100.000

7.821

0

2,23

160,00

180,00

180,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

53.820

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.065.000

230.000

3.727

53820,0

62000,0

170,42

0,00

2

1

1.310.000

210.000

3.727

12000,0

12000,0

341,64

172,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

5,0 s

Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

180 km

180 km

160 km

Real

173 km

181 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

28,0 Grad

191 km

173 km

100.000 kg

105.219 kg

512,0 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

87,6 s

147,0 s

320,0 s

Winkel

60,8 Grad

38,0 Grad

-3,4 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Orbitsim

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

5,0 s

87,6 s

147,0 s

172,0 s

210,0 s

320,0 s

512,0 s

512,0 s

Höhe:

0,00 km

0,55 km

19,30 km

55,62 km

79,34 km

115,89 km

182,86 km

173,46 km

173,46 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,0 km

1,1 km

3,0 km

9,5 km

64,0 km

511,0 km

511,2 km

v(v):

0 m/s

18 m/s

564 m/s

1169 m/s

1427 m/s

1270 m/s

571 m/s

-1183 m/s

-1184 m/s

v(h):

408 m/s

407 m/s

735 m/s

1673 m/s

2312 m/s

2597 m/s

3700 m/s

7459 m/s

7460 m/s

v:

0 m/s

454 m/s

945 m/s

2093 m/s

2778 m/s

2985 m/s

3936 m/s

7803 m/s

7805 m/s

Peri:

-6378 km

-6368 km

-6341 km

-6181 km

-6012 km

-5917 km

-5427 km

173 km

173 km

Apo:

-6378 km

1 km

28 km

95 km

144 km

163 km

190 km

176 km

181 km

Zeit:

0,0 s

5,0 s

87,6 s

147,0 s

172,0 s

210,0 s

320,0 s

512,0 s

512,0 s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

2.783,2 m/s

143,7 km

143,2 km

480,2 s

-6.012,2 km

143,8 km

38,9 Grad

Soviel für heute. Ich habe den Blog weitestgehend heute Morgen geschrieben und beim Schwimmen (gemäß dem Mottto: „in mens sana in corpore sano“) ist mir dann die Idee gekommen, dass man ja für die GTO Nutzlasten eine Oberstufe einsetzen könnte und ich genügend Daten habe, um mit FCEA2 eine Version des Raptors zu modellieren, das auf Meereshöhe arbeitet und so die Simulation noch verbessern kann. Dazu dann morgen mehr.

16.8.2019: Wir konstruieren die Super Heavy / Starship Teil 2

Heute will ich das Thema des letzten Blogs fortführen. An den Massen will ich nicht mehr rühren aber an den Triebwerksdaten, Spekulationen über eine Oberstufe anstellen. Fangen wir mit dem Raptor an. Der Wikipedia Artikel liefert genügend Daten für eine Simulation mit dem NASA-Tool CEA2:

Raptor Daten

Das führt zu folgender FCEA-Eingabedatei:

problem o/f=3.81,

rocket equilibrium frozen nfz=1

p,bar=300,

sup,ae/at=40,200,

react

fuel=CH4(L) t,k=110

oxid=O2(L) t,k=90

end

FCEA kennt zwei Modi, die sich in den Annahmen der chemischen Vorgänge unterscheiden. Vergleicht man die Ergebnisse mit den realen Triebwerksdaten so zeigt sich oft das die eine Methode zu niedrige Ergebnisse liefert, die andere aber zu hohe. Bildet man den Mittelwert, so liegt man meistens richtig. So habe ich für die beiden Düsen die spezifischen Impulse berechnet:

Expansionsverhältnis

Spez. Impuls Boden

Spez. Impuls Vakuum

40

3329 m/s

3503 m/s

150

3619 m/s

3757 m/s

SpaceX

3227 m/s

3727 m/s

Die von SpaceX angegeben Werte von 330 / 380 s für Boden und Vakuum sind also schlüssig. Sie stammen aber von unterschiedlichen Triebwerken optimiert für Bodenbetrieb und Vakuum.

Was hat das nun mit der SuS zu tun? Nun die erste Stufe setzt nur die Meereshöhen Version ein, die eine Düsenmündungsdruck (je nach Modus) von 0,6 bis 0,84 bar hat – ein gängiger Wert. Bei 220:1 Expansionsverhältnis sind es nur 0,012 bzw. 0,07 Bar, das ergibt dann eine turbulente Strömung, die das Triebwerk beschädigen kann. Ich habe nun die Simulation von gestern um die geänderten Werte ergänzt: 3503 m/s als Vakuumimpuls in der Super Heavy Stufe und 3615 m/s (Mittel aus 3727 m/s – SpaceX Angabe - und 3503 m/s, da es drei Triebwerke mit kurzer und drei mit Vakuumdüse sind.

Ich nahm die Version mit 210 t Trockenmasse der Oberstufe als Basis und die erste Erkenntnis: 100 t Nutzlast hat die nicht mehr. Ich musste die Masse auf 190 t reduzieren, bis man knapp auf 100 t Nutzlast kommt. Aber auch diese Version kommt nicht auf 20 t GTO Nutzlast.

Warum nimmt SpaceX in der zweiten Stufe nicht sechs Raptors mit Vakuumdüse? Meine Erklärung: der Platz reicht nicht, denn man kann die Fläche einer Düsemündung berechnen, wenn man Schub und Brennkammerdruck hat. Für die Düse von

€=40: 2,7 m² – Kreis von 1,84 m Durchmesser

€=220; 14,7 m² – Kreis von 4,32 m Durchmesser.

Man kann leicht durch Nachdenken feststellen, das in die 9 m Durchmesser nicht neun Kreise von 4,32 m Durchmesser passen. Bei der ersten Stufe wäre es auch sehr knapp, aber die äußeren Triebwerke können hier nach außen ragen, was den Durchmesser dann effektiv vergrößert.

Am Schub der Raptors habe ich nichts geändert, obwohl man im Wikipediaartikel erwähnt wird, das man bisher nur 1687 kN Schub und einen Brennkammerdruck von 268,9 Bar erreicht hat. Bei dem Schub müsste man in der Tat 35 Triebwerke haben, damit die Rakete mit 3065 t Treibstoff mit 1,25 g startet, das gilt für flüssige Treibstoffe als die Mindestanforderung an die Beschleunigung. Aber man ist ja noch einige Jahre vom Einsatz entfernt und bei vielen anderen Triebwerken wurden die in der Entwicklung auch in der Leistung gesteigert so die SSME und Vikings.

Oberstufen?

Kommen wir zu der GTO-Nutzlast. Wie im ersten Artikel berechnet, passen LEO und GTO Nutzlast nicht zusammen. Ich kam nun drauf, das das Starship diese ja auch gar nicht durchführen muss sondern wie das Space Shuttle eine Oberstufe einsetzen kann.

Für reine Orbitmanöver bei hohem Schub muss man keine Simulation machen, es reicht die Anwendung der Raketengrundgleichung und der Gravitationsgesetze. Für einen 180 km LEO Übergang in den GTO (Apogäum: 35.800 km) benötigt man 2462 m/s. Würde man den GTO ausgehend von einer Bahnneigung von 28 Grad zirkularisieren so wären das weitere 1827 m/s.

Würden Nutzlast und Stufe die 100 t LEO Nutzlast voll ausnutzen so wären dies 80 t für die Stufe. Die logischste Wahl wäre eine Falcon 9 Zweitstufe zu nehmen und leicht zu kürzen bei 80 t Voll- und 4,5 t Leermasse und einem spezifischen Impuls von 3273 m/s (die SpaceX-Angabe ist höher, aber ich vermute es ist anders als bei anderen Raketentriebwerken nur die Angabe für die Brennkammer und nicht das Triebwerk, denn rechnet man die rund 5 % Treibstoff hinzu die bei einem Nebenstromtriebwerk mit diesem Brennkammerdruck keinen Impuls abgeben, weil sie für den Turbinenbetrieb benötigt werden, dann sinkt der Impuls ab, die von SpaceX angegebenen 3413 m/s würden sonst unter Berücksichtigung dieses nicht umgesetzten Treibstoffs die theoretischen Werte überschreiten).

Also mit der Falcon Oberstufe kommt man auf ein ΔV von 4603 m/s – weitaus mehr als die 2462 m/s die man braucht und auch ausreichend um auch den GEO zu erreichen (4289 m/s). Meine Überlegung: Die Stufe wiegt leer ja erheblich weniger als die Nutzlast – könnte man die Nutzlast im GEO aussetzen und dann die Stufe wieder in einen Leo bringen? Eine kleine Rechnung ergibt, dass die Stufe im GEO noch 26,9 t wiegt. Ohne Nutzlast sind es dann 6,9,7 t bei 4,5 t Trockenmasse – das reicht leider nur für ein ΔV von 1432 m/s. Aber ein Transfer vom LEO in den GTO und Rückflug in den LEO wäre möglich.

Gegenrechnung: Die Stufe muss ja nicht die ganze Masse ausnützen, das taten bis auf die Centaur Prime auch die Shuttle Oberstufen nicht. Würde man die Stufe bergen, so wäre das Gespann bei 20 t GTO Nutzlast rund 63 t schwer. In der „Wegwerfversion“ wird es wegen der kleinen Stufenleermasse nur wenig günstiger: 53 t.

Ich vermute aber SpaceX wird die Super-Dracos nehmen die ja auch schon 71 kN Schub haben. Allerdings auch einen jämmerlich niedrigen spezifischen Impuls von 235 s = 2305 m/s. Mit denen dieselbe Rechnung durchgeführt (ebenfalls mit 80 t Start/ 4,5 t Trockenmasse) und man kommt auf ein ΔV von 3241 m/s. Das reicht aus für einen GTO-Transfer und die Bergung – ich errechne eine Startmasse von 96,3 t bei Bergung der Stufe – das passt ja zu den 100 t LEO-Nutzlast. So dürfte auch dieses Rätsel gelöst sein.

Systembetrachtungen

Schaut man sich die Rakete als Hobby- „Rocket Scientist“ an (klingt doch toll oder?) so fällt vor allem auf das die zweite Stufe ein Drittel, der ersten wiegt, das ist bei einer zweistufigen Rakete ein sehr hohes Verhältnis. Daher bringt auch die Zuladung von mehr Treibstoff in die erste Stufe so viel mehr Nutzlast (ich errechnete im ersten Artikel eine glatte Verdoppelung bei nur 1/8 mehr Treibstoff. Die Aufteilung ist physikalisch nicht begründbar. Aber ich habe eine für mich konsistente Erklärungsmöglichkeit gefunden. Es liegt an der Wiederverwendung der ersten Stufe.

Als SpaceX die ersten Versuche mit der Bergung machte, noch bei der Falcon 9 v 1.0 kam die Stufe nur als Bruchteile im Ozean an. Man lernte, dass die aerodynamischen Kräfte zu stark waren. Musk sprach davon, dass die Atmosphäre bei Überschallgeschwindigkeit zäh wie Melasse wäre. Für die Bergung hat man daher seitdem die Stufe aktiv abgebremst. Das benötigt aber Treibstoff, und zwar um so mehr je höher die Trenngeschwindigkeit ist. Also ist man an einer möglichst geringen Trenngeschwindigkeit interessiert, bei der die Oberstufe dann mehr leisten muss. Bei der Verlängerung der Falcon wurde daher die Oberstufe mehr als doppelt so schwer, wärmend es bei der Erststufe nur 50 % mehr wurden. Schon diese hat ein hohes Massenverhältnis von 4,4 zu 1. Der Nachteil des Konzepts: Durch die hohe Leermasse der großen Oberstufe nimmt die Nutzlast jenseits des LEO stark ab. Während eine Atlas V noch GEO-Missionen für das DoD durchführen kann, benötigt SpaceX dafür die Falcon Heavy, obwohl Falcon 9 und Atlas V eine vergleichbare GTO-Nutzlast haben. Aber die Centaur wiegt auch nur 2,3 und nicht 5 t leer.

Dasselbe Prinzip findet nun bei der SuS Anwendung. Auch hier erfolgt die Stufentrennung bei niedriger Geschwindigkeit statt. Da aber das Gefährt keine Oberstufe, sondern ein Raumfahrzeug mit entsprechender Leermasse ist, senkt das massiv die Nutzlast ab.

Optimal bei einer Rakete (ohne Raumschiff) mit Strukturfaktor von 17 in beiden Stufen wäre eine nur 462 t schwere zweite Stufe. Selbst mit den Treibstoffresten zur Landung (dann verschiebt sich das Optimum) wäre die zweite Stufe dann nur 525 t schwer. Ich habe mir mal als Jux mit denselben Triebwerksdaten aber Strukturfaktoren von 17, für eine 600 t schwere zweite (drei Triebwerke) und 3800 t schwere erste Stufe (gleiche Startmasse) die Rechnung durchgeführt. Sie kommt auf 260 t Nutzlast. Die Gesamtmasse (mit Oberstufe) in den Orbit liegt mit 295 t aber nur wenig über den 290 t die ich mit den gleichen Triebwerksdaten für die SuS errechnet habe. Aber davon würden eben auch nur 35 t auf die Oberstufe entfallen, was der Kombination die Möglichkeit gäbe 80 t auf einen Mondkurs zu befördern.

Was kostet die SuS?

Ich habe noch keine Preisangabe für die SuS gefunden. Man muss kein SpaceX-Kritiker zu sein, um zu begreifen, das die Aussage, das die SuS alle Falcon Raketen ersetzen soll wirtschaftlicher Unsinn ist. Die SuS wiegt achtmal mehr als eine Falcon 9 hat 41 anstatt 11 Triebwerke mit viel höherem Schub. Die Falcon 9 wird schon zu 75 bis 80 % (Herstellungskosten der ersten Stufe) wiederverwendet, was die Rakete nur um 25 % billiger machte. Es fällt jemanden mit gesundem Menschenverstand schwer, zu glauben, dass man dann mit weiteren 20 bis 25 % Wiederverwendung eine achtmal größere Rakete gleich teuer produzieren kann.

Und nein, SpaceX-Fans es zählt dabei die Nutzlast nicht. Wenn ein Kunde einen Flug zu einem bestimmten Termin oder Orbit braucht, dann nützt es nichts, wenn SpaceX diesen billiger anbieten könnte, wenn sie noch drei weitere Kunden finden, um die Nutzlast voll auszunutzen. Sie verliert den Kunden an die Konkurrenz denn auch bei Satelliten ist Zeit gleich Geld. Nicht umsonst plant sie für die erste Startrampe auch 24 Starts pro Jahr, so viel Nutzlast gibt es ja weltweit nicht. Parallele zur Vergangenheit: 2011 kündete SpaceX auch an 40 Cores zu produzieren, was schon damals mehr war als alle anderen US-Raketen zusammen. Bisher haben sie aber maximal 23 pro Jahr gestartet.

Aus dem Grunde das man genügend Kunden finden muss, hatte man bei der Konzeption der Ariane 6 auch zeitweise die Idee auf die Doppelstarts zu verzichten – ist nun aber wieder der Fall. Aber mehr als zwei Kunden zu einer Zeit zu finden, wird schwer sein. Die Dreifach-Startvorrichtung für die Ariane 5 SPELTRA wurde ja nach den Testflügen eingestellt. Das heißt: Um konkurrenzfähig zu sein, müsste die SuS nicht mehr kosten als eine Rakete mit Doppelstartfähigkeit, z.B. die Ariane 6 mit 120 Millionen Euro.

Hier meine Schätzung: Ich nehme die offiziellen Zahlen von SpaceX 50 Millionen Dollar bei Bergung der Stufen bei der Falcon 9 und 90 Millionen bei der Heavy. Das Verhältnis ist 1,8 zu 1 bei den Massen liegt es bei 1421 / 549 t also 2,58 zu 1. Nimmt man an das sich dies fortsetzt (entspricht einer Kurve mit einer Potenz von 0,618) so müsste das SuS 1,97-mal teurer als eine Falcon Heavy sein, also 178 Millionen Dollar kosten.

Ist für 100 t Nutzlast billig, aber angesichts der hausinternen Konkurrenz und auch anderen Trägern, die billiger sind, aber für aktuelle Satelliten völlig ausreichen bin ich doch etwas skeptisch hinsichtlich der Zukunft der SuS. Ich befürchte es wiederholt sich das Schicksal der Falcon Heavy. Ich vermute bei SpaceX meinte man, wenn es diese Rakete gäbe, würden sich auch Kunden finden die die Nutzlast wünschen. Aber das war nicht der Fall. Zumindest bei den kommerziellen Satelliten ist es so das diese so konzipiert sind das mit möglichst vielen Raketen kompatibel sind, man möchte nicht von einem Launch Service Provider abhängig sein. So wiegen die meisten heute gestarteten Satelliten daher unter 6 t – die Nutzlast die Falcon 9, Falcon Heavy, Ariane 5 und Proton schaffen. Bei 7 t engt es sich schon auf zwei Träger ein.

So viel zu meinem „Educated Guess“ mit dem Informationsstand vom 15.8.2019. Mal sehen was ist, wenn in zehn Jahren jemand diesen Artikel erneut herauskramt...

17.8.2019: Meine Vorstellung des Ariane 5 Nachfolgers

Bald kommt ja nun die Ariane 6, wenn es nach Plan geht sind es weniger als ein Jahr bis zum Jungfernflug. Meine Meinung zur Ariane 6 habe ich ja schon genügend kundgetan. Sie ist, das gibt inzwischen auch die Industrie zu, nichts anderes als eine Ariane 5, die neue Booster und eine Oberstufe erhielt, die man schon in der Planung hatte, aber deren Produktion rationalisiert ist.

Ariane 5 entstand zu einer Zeit, als es noch um den Zugang zum Weltraum ging. Man hatte sie nicht für GTO-Transporte optimiert und sie war ein ESA-Projekt wie andere auch mit dem Prinzip des geografischen Rückflusses, was bedeutete, dass jedes Land auch Aufträge entsprechend seiner Beteiligung bekam, was dazu führte, das Ariane 5 in der ganzen EU entsteht. Aus heutiger Sicht ist es erstaunlich das man so lange mit einem solchen System der US-Konkurrenz und auch den Russen Paroli bieten konnte. Bei Ariane 6 ist die Produktion nun auch wenige Standorte konzentriert. Einer wie bei SpaceX wird es nicht sein, weil die Teile immer noch aus verschiedenen Ländern kommen. Man versuchte das ja noch zu verwässern, indem die Booster in Italien und Deutschland entstehen, hat es aber zugunsten einer neuen Oberstufe aus Deutschland verworfen.

Der Grundgedanke

Ich will mich aber nicht so lange über die Ariane 6 auslassen, sondern eine Alternative aufzeigen. Mich stört an der Ariane 6 zweierlei: es gibt zwar zwei Versionen, aber ich halte das für zu wenige, vergleicht man das mit der Delta 4, Atlas V oder Ariane 4. Meiner Ansicht nach könnte eine Ariane 6 einen viel größeren Nutzlastbereich abdecken. Außerdem stört mich die hohe Trockenmasse der dritten Stufe (nur eine Vermutung, aber anders kann ich mir die niedrige Nutzlast und die hohen Unterschiede zwischen der 62 und 64 erklären. Die Oberstufenmasse liegt an den Feststoffboostern. Sie schütteln den oberen Teil der Rakete durch und der muss entsprechend massiv aufgebaut sein. Also Zeit für eine eigene Alternative.

Ich will erklären, wie ich zur Konzeption komme und ich hoffe der eine oder andere Blogleser lernt was daraus. Aber fangen wir mit was profanem an. Ich nennen die Rakete nicht „Ariane 7“. Ich bin für einen neuen Namen und hätte schon Ariane 5 anders benannt, weil sie technisch nichts mit Ariane 1-4 zu tun hat. Da die Raketen vorwiegend in Frankreich entstehen und französisch auch gut klingt, suchte ich nach einem gut klingen französischen Wort, das auch in anderen Sprachen gut aussprechbar ist und probierte mal Raubtiere bei leo.org aus und bin dann beim Luchs, französisch „Lynx“ hängen geblieben. Lynx, das hat was.

Nun zur Konzeption. Die Rakete ist wie Ariane 5 zweieinhalbstufig, also zwei Serienstufen durch Booster unterstützt. Ich setze, um auf eine leichte Oberstufe zu kommen, keine Feststoffbooster ein, obwohl es verlockend ist, die P80FW oder P120 zu verwenden, die schon existieren. Stattdessen will ich das Prometheus-Triebwerk in Kernstufe und Boostern einsetzen. Damit habe ich schon mal ein Triebwerk mit dem Schub von 1000 kN Schub und eine Eckvorgabe. Die Oberstufe soll das Vinci einsetzen.

Das Nächste ist die Größe der Rakete. Sie soll auch die Sojus ersetzen, also etwa 5 t in einen SSO oder eine kleine Nutzlast in den GTO transportieren. Auf der anderen Seite soll die Maximalnutzlast für die schwersten heutigen Satelliten ausreichen, also rund 7 t in den GTO, was in etwa dreimal mehr ist. Das ist ein riesiger Bereich, doch ich denke es ist machbar.

Das Design der Lynx

Ich fange zuerst immer mit Vergleichen an: Wir haben eine Rakete mit LOX/Kohlenwasserstoff und LOX/LH2 Stufen. Sie soll etwa 5 t in den LEO transportieren – ein Vergleich unter bekannten Raketen ist die Atlas Centaur. Damit wiegt sie ungefähr 150 t beim Start.

Ich habe das aufgeteilt auf anfangs 120 t erste Stufe und 30 t zweite Stufe – die zweite Stufe ist für die 120 t schwere Erststufe relativ groß, doch da sie konstant bleibt, und die Unterstufen immer schwerer werden habe ich sie für die kleinste Version überdimensioniert.

Durch die Hinzunahme der Booster verschiebt sich das Stufenverhältnis zudem kann, wenn die Booster die gleiche Brennzeit wie die Hauptstufe haben, eine unangenehme Beschleunigungsspitze entstehen. Daher kam ich auf eine Idee, die man auch bei Ariane 4 angewandt hat: Die erste Stufe ist viel größer als eigentlich benötigt. Wenn die Rakete ohne Booster startet, lässt man einfach Treibstoff weg. Bei LOX/Kerosin mit der hohen Dichte des Treibstoffs wiegt ein Tank typisch nur 1/60 seines Inhalts, das bedeutet 60 t mehr Treibstoff erhöhen die Leermasse nur um 1 t. Die 1 t habe ich hinzugenommen, auch wenn ich vielleicht keine 60 t zulade. Sie machen an der Nutzlast wenig aus.

Bei 110 t normaler (170 t maximaler) Treibstoffzuladung komme ich so auf 10 t Trockenmasse und einer Startmasse von 120 t.

Bei der Oberstufe habe ich nun einfach experimentiert. Zuerst mit 30 t, dann 25 t und dann 20 t Masse. Die maximale Nutzlast für einen LEO-Orbit gab es bei 25 t Masse. Für die größeren Versionen, bei denen dann die Unterstufe mit Boostern dreimal so viel wiegt, wäre die Stufe aber zu klein. So kam ich darauf, das man das gleiche Prinzip ja auch hier einsetzen kann: Ich habe eine Stufenmasse von 30 t angenommen, doch sie wird nur bei der kleinsten Version mit 25 t Treibstoff beladen. Das kostet 0,5 t Nutzlast, was bei einem LEO noch verschmerzbar ist. Diese erste Version hat eine Nutzlast von 3,7 t in einen 700 km hohen SSO und 4,8 t in einen 200 km hohen LEO. Bei GTO-Bahnen sinkt die Nutzlast durch die hohe Stufentrockenmasse der zweiten Stufe stark ab auf 1,4 t. Meine erste Annahme mit dem Atlas Centaur Analogon war also nicht schlecht. Damit steht die Basisversion und ich kann deren restliche Daten nachreichen. Das Prometheus ist nicht genau beschrieben, doch fand genügend Daten, um eine CEA-2 Simulation zu machen:

Das ergibt nach CEA-2 (Mittel aus eingefrorenem und freiem Gleichgewicht) einen Bodenimpuls von 3232 m/s und einen Vakuumimpuls von 3410 m/s. Bei einem Schub von 1000 kN den ich mal fürs Vakuum annehme, kommt man so auf einen Bodenschub von 947 kN. Wenn es der Schub am Boden sein sollte, dann ist das sogar noch besser, doch ich habe erst mal den pessimistischeren Ansatz genommen.

Bei der Oberstufe habe ich wegen der ähnlichen Masse einfach die Delta IV DCSS als Vorlage genommen und komme auf eine Trockenmasse von 3,4 t bei 30 t Startmasse. Die Daten des Vinci (180 kN Schub, spezifischer Impuls 4560 m/s) sind bekannt. Angesichts bis zu 170 t Startmasse komme ich bei ansonsten gleichen Proportionen wie bei der Atlas auf einen Durchmesser von 3,35 m.

Nun zu den Boostern. Man hat hier natürlich eine Wahlfreiheit: kleine, schubstarke Booster reduzieren die Gravitationsverluste, lassen mehr Treibstoff in der Zentralstufe zu (nützt den kleineren Versionen mit wenigen Boostern). Große Booster erhöhen die Gesamtnutzlast (nutzt den höheren Boostern).

Da die Lynx aber auch den Anspruch erhebt, ökonomisch zu sein kam für mich nur in Frage das die Booster denselben Durchmesser von 3,35 m haben. Damit haben alle Stufen gleichen Tankdurchmesser und man kann für alle drei Stufen die Tanks mit derselben Fertigungsstraße fertigen und hat dann auch identsiche Tankabschlüsse (was nebenbei dann getrennte Tanks als Folge hat). Dann aber liegt die Länge des Boosters auch fest:

Er muss aus strukturellen Gründen an der Zwischentanksektion der ersten Stufe, oberhalb des unteren Methantanks befestigt werden. Da im Booster dasselbe Triebwerk verwendet wird, ist die Triebwerkssektion des Boosters genauso lang wie bei der ersten Stufe und man kommt zu folgenden, einfachen Zusammenhang: Gesamttanklänge Booster / Gesamttanklänge Methantank der ersten Stufe = 1.

Mit den bekannten Dichten von Methan (0,42 g/cm³), Lox (1,14 g/cm³) und dem Mischungsverhältnis von 3,5 zu 1 kommt man so darauf, dass der Booster 1/2,39 tel der Zentralstufe aufnehmen kann, also maximal 69 t Treibstoff.

Dann haben wir aber ein Problem: bei einem Schub des Prometheus von 947 kN und einer gewünschten minimalem Startbeschleunigung von 1,25 g kann ein Booster maximal 77 t anheben. Das sind bei 69 t Treibstoff und der dann noch nötigen Trockenmasse aber zu wenige Reserven für mehr Nutzlast. Ich bin daher einen Schritt zurückgegangen und habe 60 t Treibstoff angesetzt. Der Booster wiegt dann 65 t und pro Booster kann die Gesamtrakete um 12 t schwerer werden. Mit fünf Boostern erreiche ich dann 60 t Mehrmasse, was den 50 t mehr Treibstoff und 10 t mehr Nutzlast bei der Zentralstufe führt. Die Tanks der Booster wären dann auch hier nicht ganz gefüllt, aber man verschenkt hier nur 9 t Treibstoff. Alternativ hätte ich auch die Zentralstufe wieder etwas verkleinern können, doch ich wollte wegen nur einigen hundert Kilo mehr Nutzlast, die das bei den ersten Stufen bringt, alles neu konzipieren. Würde man die Rakete tatsächlich bauen, so würde man wohl nur 35 t mehr Treibstoff in der Zentralstufe (anstatt 50 t) zuladen, dann wären alle Tanks bei der größten Version mit fünf Boostern voll gefüllt.

Aber mit den Daten kann man nun die Reihe vervollkommnen. Ich habe maximal fünf Booster vorgesehen. Sechs wären maximal geometrisch möglich, doch der Abstand ist dann sehr gering, sodass ich Probleme beim Abtrennen sehe. Möglich ist in jedem falle eine asymmetrische Bestückung. Die hat die Atlas V und das Space Shuttle demonstriert. Man kann also 1-5 Booster einsetzen, was eine breite Palette ergibt. Bei einer Liftkapazität von 77 t pro Booster und einem Gewicht von 65 t kann jeder Booster die Zuladung der restlichen Rakete um 14 t erhöhen.

Ich nehme von jeweils 10 t für die Zuladung der Rakete, sodass man bei fünf Boostern die Tanks der Zentralstufe voll hat. Im Folgenden habe ich nur noch die GTO-Nutzlast berechnet. Das sind die Brot- und Butterstarts von Arianespace.

Bei einem Booster gibt es noch eine Besonderheit: Die Brenndauer on Booster und Zentralstufe wären fast gleich (204 zu 208 s). Da hier auch die Erhöhung der Oberstufenmasse um 5 t erstmals hinzukommt, habe ich hier im Booster 5 t Treibstoff weggelassen.

Hier die Nutzlasten der Versionen:

Version

GTO-Nutzlast

Treibstoff erste Stufe

Kein Booster

1.400 kg

110 t

1 Booster

3.800 kg

120 t

2 Booster

5.900 kg

130 t

3 Booster

7.600 kg

140 t

4 Booste

10.100 kg

150 t

5 Booster

12.000 kg

160 t

Jeder Booster bring rund 2 t mehr Nutzlast. Anfangs mehr (2,4 t) zuletzt etwas weniger (1,9 t) Ein kleiner Nachteil ist die, bei Brennschluss der Booster, der relativ spät erfolgt, eine Beschleunigungsspitze resultiert. Doch das Prometheus ist im Schub regelbar. Wenn man anfangs mit 110 % startet und dann am Schluss zum Ausgleich den Schub herunterfährt, kann man die Beschleunigung begrenzen.

Ein Vorteil ist auch das man so eine hohe Stückzahl an Triebwerken erhält. Würde man die 7 Starts einer Ariane 5, die heute maximal pro Jahr erfolgen mit je einem schweren Satelliten (2 Booster Version) und einem leichten (1 Booster Version) mit Einzelstarts abwickeln, so käme man auf 14 Starts pro Jahr mit 49 Prometheus Triebwerken pro Jahr. Da das Prometheus vergleichsweise billig ist und auf eine hohe Produktionszahl ausgelegt ist, ist das von Vorteil. Trotzdem hätte man eine Version, die schwere Nutzlasten befördern kann, die Versionen mit 1-3 Boostern entsprechen zudem den Massen von heutigen leichten, mittleren und schweren Satelliten. Doppelstarts wären trotzdem mit 4 / 5 Boostern möglich.

Die größte Version könnte auch 9,3 t zum Mond befördern, 1,8 t zum Jupiter und 25 t in einen LEO. Hier stellvertretend für alle Versionen das Datenblatt der wohl am häufigsten eingesetzten Version mit zwei Boostern.

Rakete: Lynx 3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
384.6007.600 10.28101,98 160,00 200,00 35800,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
4.622590 2.000260 90520 0
StufeAnzahlVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1365.000 5.0003.410 947,0 1000,0 204,60 0,00
21150.000 10.0003.410 1781,0 2000,0 238,70 0,00
3130.000 3.4004.560 180,0 180,0 673,87 242,00

Simulationsvorgaben

AzimuthGeografische BreiteHöhe StartgeschwindigkeitStartwinkelWinkel konstant
90,0 Grad5,2 Grad20 m0 m/s90 Grad 5,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
 PerigäumApogäumSattelhöhe
Vorgabe200 km35.800 km160 km
Real201 km35.835 km160 km
Inklination:MaximalhöheLetzte HöheNutzlast MaximalnutzlastDauer
5,2 Grad265 km265 km7.600 kg7.914 kg 907,9 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 87,6 s 147,0 s 520,0 s
Winkel 58,7 Grad 15,5 Grad -2,8 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Winkelvorgabe Zündung 3 Verkleidung Winkelvorgabe Orbitsim Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 5,0 s 87,6 s 147,0 s 242,0 s 260,0 s 520,0 s 701,5 s 907,9 s
Höhe: 0,00 km 0,07 km 13,28 km 39,39 km 97,13 km 109,91 km 174,41 km 175,21 km 264,61 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 0,6 km 26,5 km 41,3 km 755,3 km 2115,0 km 5231,7 km
v(v): 0 m/s 12 m/s 331 m/s 479 m/s 417 m/s 264 m/s -1993 m/s -3583 m/s -6488 m/s
v(h): 463 m/s 462 m/s 768 m/s 1754 m/s 5065 m/s 5132 m/s 6149 m/s 6912 m/s 7814 m/s
v: 0 m/s 464 m/s 837 m/s 1821 m/s 5085 m/s 5142 m/s 6475 m/s 7801 m/s 10185 m/s
Peri: -6378 km -6367 km -6348 km -6216 km -4708 km -4641 km -2936 km 1 km 201 km
Apo: -6378 km 0 km 19 km 53 km 147 km 151 km 175 km 349 km 35835 km
Zeit: 0,0 s 5,0 s 87,6 s 147,0 s 242,0 s 260,0 s 520,0 s 701,5 s 907,9 s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1:4.000,3 m/s101,9 km 268,3 km461,6 s -5.451,4 km102,3 km5,8 Grad
2:5.089,5 m/s147,2 km 939,2 km605,1 s -4.708,0 km147,3 km5,7 Grad

Diagramme

 

Optimierungen

In der Summe ist die Rakete doch relativ groß geworden. Würde man nur Einzelstarts absolvieren, wie eigentlich von mir vorgesehen, keine größeren planetaren Missionen durchführen und keine schweren LEO-Nutzlasten wie ein ATV starten, so wäre die Version mit 4 und 5 Boostern überflüssig. Brächte es etwas, wenn man nun alles wieder etwas kleiner macht? Also die Booster kleiner, die Zuladung an Treibstoff in der ersten Stufe? Man würde dann vielleicht mehr Zwischenversionen erhalten, die Version ohne Booster würde dann auch niedriger liegen. Aber man würde meiner Ansicht nach nichts gewinnen. Gerade um die Fertigung zu rationalisieren, habe ich den Durchmesser ja bei Boostern und Zentralstufe identisch gewählt. Dann spart man hier wenig ein, nur einige Tanksegmente. Aber man braucht immer noch gleich viel Triebwerke. Und die machen nach ULA-Angaben bei der Atlas 2/3 der Kosten aus. Die Rakete wäre fast genauso teuer, nur hätte sie weniger Nutzlast.

Berücksichtigt man, dass es nun viele Starts geben sollte, mit vielen Triebwerken, die noch dazu preiswert sind (Ziel: 1 Million Euro/Prometheus), so müsste diese Rakete eigentlich finanziell sehr attraktiv sein.

Da das Prometheus ja schon als Kandidat für den Ariane 6 Nachfolger gehandelt wird, bin ich mal gespannt, wie diese aussieht. Wenn die Ariane 6 aber genauso lange in Dienst bleibt wie Ariane 1-4 (1979-2003), Ariane 5 (1996-2021), also rund ein Vierteljahrhundert, dann werde ich schon sehr alt sein. Wenn es dazu kommt und diesen Blog wahrscheinlich vergessen haben. Bis dahin wird auch das Prometheus schon veraltet sein und man wird wohl ein neues Triebwerk entwickeln. Die reele Chance für das Prometheus sehe ich nur darin, das die ESA mal eine Rakete zwischen der Vega und Ariane 62 entwickelt, also so mit 4 t in den SSO. Das könnte die kleinste Version leisten, die man auch mit einer Stufe auf Basis des Aestus Triebwerks entwickeln könnte – etwas niedriger spezifischer Impuls, aber auch viel geringere Trockenmasse und günstiger in der Herstellung.

 

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