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Web Log Teil 566: 20.8.2019 - 29.8.2019

20.8.2019: Xenon - teuer und selten?

Ionenantriebe haben Zukunft, Ionentriebwerken gehört die Zukunft. Sie sind das Elektroauto der Raumfahrt und wie bei den Elektrofahrzeugen taucht dann auch schnell ein Damoklesschwert auf – das Xenon wird knapp!

Xenon ist das Arbeitsgas der gängigsten Ionentriebwerke. Und da nun immer mehr Raumsonden und Satelliten Xenon einsetzen, befürchten manche, es wird knapp. Es kursiert sogar die Zahl 600 kg Xenon als weltweite jährliche Produktion durch das Netz. Das heißt Raumsonden wie BepiColombo und Dawn haben mit einem Schlag die weltweite Jahresproduktion verbraucht!

Nun ist dem nicht so. In einem NASA-Dokument erfahre ich das die weltweite Produktion 53 t pro Jahr beträgt also rund 100-mal mehr. Doch fangen wir mal mit den Grundlagen an. Woher kommt das Xenon und warum ist es so wichtig?

Xenon ist das schwerste natürlich vorkommende Edelgas (Radium als noch schwereres Edelgas ist radioaktiv und daher nur in Spuren vorhanden – es stellt sich ein Gleichgewicht durch die Erzeugung aus dem Zerfall von Uran und Thorium und dem Eigenzerfall ein). Mit einem anderen „In“-Element Lithium teilt es zwei Eigenschaften – es gibt es eigentlich in großer Menge und es ist trotzdem teuer zu gewinnen. Lithium ist in großen Mengen im Meerwasser vorhanden (im Mittel mit 180 ppm, jedoch großen lokalen Schwankungen). Xenon ist in der Atmosphäre vorhanden. Aber mit noch geringerer Konzentration (0,087 ppm) und gleichmäßig verteilt. Durch die enorme Masse der Atmosphäre ist es wie bei Lithium aber eine enorme Menge: 20 Milliarden Tonnen!

Xenon ist das Arbeitsmedium für Ionentriebwerke. Dabei wird das Xenon ionisiert, verliert also eines oder mehrere Elektronen. Dann wird das Xenon-Ion durch das Triebwerk beschleunigt. Das geschieht durch ein elektrisches Feld, erzeugt durch eine Spannungsdifferenz zwischen Einlass und Ausgang.

Wer aufgepasst hat, merkt, ich habe gar nicht geschrieben, warum das Xenon nun für Ionentriebwerke benötigt wird. Es wird auch nicht benötigt, es ist nur am besten geeignet. Das Arbeitsmedium eines Ionentriebwerks muss aus Triebwerkssicht keine besonderen chemischen Eigenschaften haben, es ist nur von Vorteil, wenn das Atomgewicht groß ist. Durch das Ionisieren kann man keine größeren organische Moleküle einsetzen, die würden dabei meistens zerfallen, deswegen nimmt man als Arbeitsmedium ein Element, das eine hohe Atommasse hat. Und das Element, das gasförmig ist und die höchste Atommasse hat, ist Xenon. Der Gaszustand macht das Fördern sehr einfach. Es genügt ein Druckgastank und ein Reduzierventil.

Es ist aber nicht als einziges Element geeignet. Als ich mich mit Ionentriebwerken erstmals beschäftigte, wurden die meisten von ihnen mit Quecksilber angetrieben. Quecksilber hat die Atommasse 200, Xenon nur eine von 131 (Alle Angaben sind gerundet, das ist für meine Chemikerkollegen sehr wichtig). So gesehen ist Xenon sogar Quecksilber unterlegen. Auch die Ionisierungsenergie ist geringer. Im Handling ist Quecksilber etwas problematischer. Als Flüssigkeit ist es natürlich etwas schwerer zu fördern als ein Gas, doch dafür gibt es auch seit Jahrzehnten Lösungen für andere flüssige Treibstoffe. Als Nebeneffekt ist das Gesamtsystem leichter, denn die Druckgastanks für Xenon sind recht schwer. Doch in den letzten Jahrzehnten hat Xenon Quecksilber als Treibstoff für Ionentriebwerke völlig verdrängt. Sogar bestehende Triebwerke wie das RIT-10 wurden umgerüstet. Ist Xenon ein viel besserer Treibstoff? Nein, nur die Gesetze wurden verschärft. Ein Triebwerk mit 1 kW Leistung und einem spezifischen Impuls von 35000 m/s verbraucht in seiner „Garantielebenszeit“ von 10.000 Stunden rund 40 kg Treibstoff. Es muss für diese Lebensdauer qualifiziert werden und dann landen eben 40 kg Quecksilber in der Testkammer. Selbst wenn man den Großteil davon wieder auffangen kann – Quecksilber verdampft leicht, ebenfalls eine für den Betrieb positive Eigenschaft. Kurz man hat mit etlichen Arbeitsschutz- und Umweltauflagen erfüllen und das geht viel einfacher mit Xenon.

Gibt es weitere Alternativen? Ein Treibstoff für Ionentriebwerke sollte:

Das letzte erfolgt primär aus der Tatsache, dass man jedes Triebwerk wie beschrieben im Dauertest auch erproben muss, die 10.000 Stunden erscheinen lange, wurden Raumsonden aber schon überschritten. Das liegt am niedrigen Schub. Das obige Triebwerk hat nur einen von 0,04 N. Wenn es 20 Jahre lang einen 1440 kg schweren Satelliten im geostationären Orbit um 50 m/s pro Jahr in der Geschwindigkeit verändert, kommt es exakt auf 10.000 Betriebsstunden.

Damals gab es noch einen weiteren Stoff, der geeignet schien, das ist das Alkalimetall Cäsium. Cäsium hat die Atommasse 133, etwas höher als Xenon. Es ist sehr reaktiv, was aber bei Tests kein wirkliches Problem darstellt, denn das System muss ja abgeschlossen sein. Es ist auch leicht ionisierbar. Der Hauptnachteil ist, das es bei Normaltemperaturen fest ist. Es ist jedoch bei 29 °C schmelzbar, eine Temperatur, die man leicht erreichen kann.

Ich persönlich würde die Liste noch um Brom und Iod erweitern. Brom ist ebenfalls bei Normaltemperaturen flüssig, hat aber mit Atommasse 90 ein geringeres Atomgewicht als die obigen Elemente, verdampft noch dazu leicht. Iod sublimiert schon bei Normaltemperaturen, erst recht wenn man ein Vakuum anlegt, sodass der Schmelzpunkt (114 °C) und Siedepunkt (185 °C) eher theoretischer Natur sind. Seine Atommasse von 127 liegt bei denen von Xenon und Cäsium. Alle diese Elemente sind nicht selten und dürften als Ersatz in Frage kommen.

Xenon-JahresporduktionDoch zurück zum Xenon. Ist es nun so selten und so teuer? Nun der NASA-Artikel belehrt uns: Es fällt bei der großtechnischen Luftverflüssigung an und genauso wie die Produktion von Flüssiggasen zugenommen hat, da man reinen Sauerstoff oder Stickstoff in zahlreichen technischen Prozessen braucht, ist auch die Produktionsmenge des Nebenprodukts Xenon angestiegen. Das Gas wird zuerst mit Krypton und anderen Spurengasen, die bei hohen Temperaturen sich verflüssigen, aus der Luft abgetrennt. Dann wird das Gas durch chemische Verfahren gereinigt, wobei alle polaren Gase reagieren. Das entstehende Krypton/Xenon Gemisch wird dann noch in Krypton und Xenon aufgeteilt. Entsprechend der steigenden Produktion ist der Preis in den letzten Jahrzehnten dramatisch gefallen. Allerdings gab es auch wieder zwei Preissprünge.

Derzeit kostet ein Liter 7 bis 15 Dollar. Das leitet mich zu einem Problem über – was ist ein Liter? Bei einer Flüssigkeit ist das klar. Bei einem Gas, das komprimiert werden kann und üblicherweise in Flaschen mit 150 bis 200 Bar Druck gehandelt wird, ist das nicht so eindeutig. Ich war bei den Preisen von mehreren Dollar pro Liter (bei 1 Bar Druck wiegt ein Liter nur 5,9 g) der Meinung es müsse sich auf 1 l in einer Druckgasflasche handeln, also 860 bis 1140 g. Aber wenn ich die Menge von 53 t 2015 mit der Menge von 12.200 m³ 2018 in diesem Artikel in Verbindung setze und ein Kubikmeter dann 11.000 Euro kostet, dann müssen in der Tat Liter unter 1 bar Druck gemeint sein. Nach dem Artikel ist mit einem weiteren Preisanstieg zu rechnen. Denn die Nachfrage steigt. Benötigt. Neben der Beleuchtung wird das Gas in der Analyse und Narkosemedizin benötigt und eben auch für Satelliten. Sie stellten bisher 10 % der Jahresproduktion. Ob eine Nachfrage von 3000 kg pro Jahr für Ionenantrieben nicht den Markt beeinflusst wie der NASA-Bericht meint würde ich daher nicht unterschreiben wollen.

11 Euro pro Liter das sind bei 5,9 g/Liter ein Kilogrammpreis von 1.864 Euro. Das Gas ist also teurer als Silber. SpaceX setzt um Geld zu spanen daher Krypton ein. Krypton ist auch ein Edelgas. Es hat aber nur Atommasse 84 und kommt häufiger vor: Die Atmosphäre besteht zu 1,14 ppm aus Krypton. Es ist also 13-mal häufiger als Xenon. So wurden auch 130.000 m³ Krypton 2017 gehandelt bei einem Preis von 85 Euro pro Kubikmeter. Es ist also 130-mal billiger als Xenon.

Als Edelgas hat es die gleichen chemischen und physikalischen Eigenschaften wie Xenon. Hat SpaceX also wieder einen „Coup“ gelandet? Nein, es ist eine typische SpaceX-Lösung. Da die Firma nur für sich selbst entwickelt, kann sie andere Losungen einschlagen als andere Raumfahrtfirmen. Diese produzieren für zahlreiche Kunden, die Satelliten bauen und da gibt es eben eine funktionierende Infrastruktur für Xenon. Von den Tanks bis zu den Triebwerken. Natürlich könnten auch Airbus, Aerojet, Boeing und andere Hersteller von Ionentriebwerken sich auf Krypton umstellen. Doch dann müssten sie alles neu qualifizieren müssen. Und das kostet und es dauert. Die Sparmethode ist ja nichts Neues. Bei der Dragon setzt SpaceX Solarzellen aus kommerziellen Modulen ein, nicht weltraumtauglich. Sie verlieren rapide an Leistung doch da die Dragon für Transporte nur kurze Zeit im Weltraum ist, ist dies nach SpaceXangaben die bessere Lösung. Ebenso wie die nicht strahlenresistenten Elektronikbauteile, SpaceX setzt strahlentolerante Bauteile ein, wie sie auch in der Luftfahrt genutzt wurden. Dafür redundant. Kein Wunder, das bei der zweiten Mission dann der Compter schon kurz nach dem Start einen Reboot hatte. Für die Crewed Dragon musste man dann alles auf raumfahrttaugliche Systeme umkrempeln. Als Folge ist nun beim Frachttransport, wo dieselben Systeme zum Einsatz kommen, SpaceX inzwischen der teuerste Anbieter, trotz Wiederverwendung von Rakete und Kapsel!

Xenon-PreisBeim Einsatz ist der einzige Nachteil von Krypton, das die Endgeschwindigkeit eines Ions von der Masse abhängt. Ein leichtes Ion wird schneller beschleunigt und verlässt so das Triebwerk schneller mit einer niedrigeren Endgeschwindigkeit. Als das RIT-10 noch mit Quecksilber arbeitete, hatte es eine Ausströmgeschwindigkeit von 38,5 km/s. Das heutige Modell, angetrieben mit Xenon, nur noch 30 km/s. Das liegt an der geringeren Atommasse (200 zu 131). Bei Krypton ist sie noch geringer. Natürlich kann man sie wieder steigern durch Erhöhen der Spannungsdifferenz. Für SpaceX, die ja nur ihre eigenen Kleinsatelliten damit ausrüstet, ist der Weg gangbar. Ich habe es mal simuliert: bei (angenommenen) 5 m² abbremsender Fläche und 220 kg Masse benötigt ein Satellit in der erdnächsten Umlaufbahn (340 km Höhe) der Starlink-Konstellation bei einer mittleren Sonnenaktivität (120 SFU) eine Korrekturkapazität von 283 m/s pro Jahr um diese zu Bahnhöhe zu halten. Bei 10 Jahren Einsatzdauer sind das 2830 m/s. Viel, aber wenig, wenn man dies mit dem ΔV von Dawn oder Bepi Colombo vergleicht. Ob der Antrieb dann 20 km/s oder 30 km/s Ausströmgeschwindigkeit bietet, schlägt sich dann nur in 9 kg mehr Treibstoff nieder.

Zumindest innerhalb von Erdumlaufbahnen oder für das Station-Keeping sind die ΔV so gering, das Krypton auch für viele andere Satelliten eine Alternative wäre. Doch in der Raumfahrt zählt weniger der Preis des Gases, als vielmehr der Systempreis. Umgekehrt kann ich die Entscheidung von SpaceX verstehen: 7518 Satelliten in 340 km Höhe multipliziert mit 40/31 kg Treibstoff (bei obiger Rechnung) sind 300 bzw. 233 t. 233 t Nachfrage in wenigen Jahren bei 53 t Produktion pro Jahr dürften den Preis explodieren lassen. Bei Krypton ist die Produktionsmenge mit rund 450 t pro Jahr erheblich höher und der Einfluss viel kleiner.

Mein Tipp für SpaceX: bietet doch eure Hall-Antriebe auch anderen Firmen an. So setzt sich vielleicht Krypton durch.

Auf der anderen Seite: die Nachfrage wird ansteigen. Die ganzen Satellitenkonstellationen, die kommen werden, benötigen zwar nicht so viel Treibstoff, da sie sich in höheren Umlaufbahnen befinden, aber ihre Masse machts. Man sollte nach Alternativen Treibstoffen suchen, auch weil spätestens, wenn man wirklich nachdenkt, Ionenantriebe für bemannte Missionen einzusetzen man nicht mehr von Hunderten Kilogramm pro Mission, sondern 10+ Tonnen rechnet. Alleine das Modul in NASAs letzter Marsreferenzmissoon braucht 12 t Treibstoff und das auch nur für Bahnkorrekturen nach Erreichen der Sonnenumlaufbahn. Würde man wie es ideal wäre, schon von der Erdumlaufbahn aus Ionenantriebe einsetzen, dann benötigt man noch viel mehr Treibstoff und dann wird der Preis explodieren.

22.8.2019: Die Lösung für ein überflüssiges Problem – vom GTO in den SSO

Der Boom nach Klein- und Kleinstsatelliten geht ja ungebrochen weiter. Diese Woche hat eine weitere chinesische Rakete bei ihrem Jungfernstart einen Orbit erreicht und weitere folgen. Mit den Konstellationen könnte es noch viel mehr Startgelegenheiten geben, so ist das heutige „Problem“ ein eher theoretisches – die meisten regulären Starts gehen in den GTO und selten nutzen sie die Nutzlast ganz aus. Könnte man vom GTO wieder in einen SSO gelangen?

Nun sicher nicht mit einem chemischen Treibstoff, doch mit einem Ionenantrieb?

Die grundlegende Bahnmechanik ist in drei Gleichungen zu fassen:

Die Vis-Viva Gleichung gibt Auskunft darüber, wie schnell ein Satellit in einer Bahn bei einer bestimmten Entfernung ist:

v=Sqrt(GM × ((2 ÷ x)-(1 ÷ Halbachse)) [1]

Mit x = dem momentanen Abstand

Will man die Inklination einer Bahn ändern, ohne diese selbst zu ändern, also die Bahn im Raum drehen so gilt:

vi = 2 × sin(Winkel ÷ 2) × v [2]

v: Geschwindigkeit, deren Richtung geändert wird,
Winkel: Winkelunterschied zwischen neuer und alter Inklination

Man sieht: dies ist geschwindigkeitsabhängig, man tut also gut daran dieses Manöver durchzuführen, wenn man eine möglichst geringe Geschwindigkeit hat.

Um von der GTO-Bahn in eine SSO-Bahn zu kommen, muss man aber zweimal die Bahn verändern. Eine GTO-Bahn hat ein Perigäum von 180 bis 250 km Höhe, ein Apogäum in 35.800 km Höhe. Eine sonnensynchrone Bahn ist kreisförmig und liegt in einer Höhe von 500 bis 800 km bei den meisten Satelliten.

Ändert man so die Bahn durch Abbremsen oder beschleunigen, so gilt die letze Gleichung:

vi = √(vs² + ve² – 2 × ve × vs × cos(Winkel)) [3]

vi: Geschwindigkeitsänderung

vs: Startgeschwindigkeit

ve: Zielgeschwindigkeit

Mit den drei Gleichungen haben wir das komplette Rüstzeug um alles zu berechnen. Ich schreibe zuerst mal in einer Tabelle die wesentlichen Parameter der Ausgangsbahn und der Zielbahn auf:


Perigäum

Apogäum

Inklination

v(peri)

v(apo)

Ausgangsbahn

200

35.800

27

10.242 m/s

1.597 m/s

Zielbahn

650

650

98

7.533 m/s

7.533 m/s

Es gibt natürlich unendlich viele Möglichkeiten von der einen Bahn in die andere zu kommen. Ich will die offensichtlichsten mal aufzeigen:

Möglichkeit A: Separate Inklinationsanpassung dann Bahnabsenkung

Analog den geostationären Satelliten finde im Apogäum (in 35.800 km Höhe nur die Inklinationsdrehung nach [2] statt. Dann wird im Perigäum zuerst das Apogäum auf 650 km nach [1] abgesenkt und dann in 650 km nach [1] Höhe das Perigäum von 200 auf 650 km angehoben:


Perigäum

Apogäum

Inklination

fV

Inklination anheben

200

35.800

27->98

1855 m/s

Apogäum absenken

200

35.800 → 650

98

2328 m/s

Perigäum anheben

200 → 650

7650

98

126 m/s

Summe




4309 m/s

Die zweite Möglichkeit ist es bei der Absenkung des Perigäums nach [3] gleichzeitig die Inklination anzupassen und danach nur noch das Perigäum nach [1] anzuheben:

 


Perigäum

Apogäum

Inklination

fV

Apogäum absenken / Inklination anheben

200

35.800 → 650

27 → 98

10713 m/s

Perigäum anheben

200 → 650

650

98

126 m/s

Summe




10839 m/s

Wie man sich denken kann, ist dieses Manöver viel ungünstiger, da man schneller unterwegs ist. Das ist im Orbit nicht anders als auf der Erde. Und die dritte Möglichkeit ist dasselbe Manöver nach [3] im Apogäum:

 


Perigäum

Apogäum

Inklination

fV

Apogäum absenken / Inklination anheben

200 → 650

35.800

27 → 98

1883 m/s

Perigäum anheben

200

35.800 → 650

98

2330 m/s

Summe




4313 m/s

Das ist das bisher günstigste Manöver. Da eine Drehung ist auch um so einfacher möglich, je langsamer man ist.

Daher wäre es sinnvoll, wie bei Kommunikationssatelliten sinnvoll das Apogäum nach [1] zuerst anzuheben und dann erst die Inklination und das Perigäum mach [2] zu ändern und dann wieder abzusenken. Hier eine kleine Tabelle:

Zwischenapogäum

Verlust für Anhebung/Absenkung

Gewinn durch Inklinationssenkung

40.000 km


4261 m/s

50.000 km


4037 m/s

60.000 km


3992 m/s

70.000 km


3936 m/s

80.000 km


3917 m/s

Der Wert fällt dann immer kleiner. Bei 360.000 km, die maximal mögliche Distanz, bevor der Mond an Einfluss gewinnt, sind es 3809 m/s.

Der Mond wäre, wenn man einen chemischen Antrieb einsetzt, auch eine Alternative. Man würde dann zum Mond fliegen (etwa +700 m/s), er dreht die Bahn und hebt das Perihel leicht an, und man braut die Überschussgeschwindigkeit wieder ab (3040 m/s). Man spart allerdings nur 500 m/s ein.

Ideal wäre natürlich eine hohe Ausgangsinklination. Die Proton M Breeze bietet seit einigen Jahren supersynchrone Zwischenbahnen an, vorher wurde in mehreren Manövern sukzessive das Apogäum und Perigäum angehoben und die Inklination gesenkt. Von einem 66.000 km x 57 Grad Orbit braucht man nur noch 3230 m/s in einen sonnensynchronen Orbit in 650 km Höhe. Man spart also rund 1.000 m/s ein.

Ein dV von 4 km/s sind natürlich chemisch nicht zu bewältigen, ohne enorm an Nutzlast zu verlieren, doch mit Ionenantrieb kein Problem. Bei einem Ionentriebwerk mit 1 kW Stromverbrauch, 70 % Wirkungsgrad und einem spezifischen Impuls von 30.000 braucht ein 180 kg schwerer Satellit 23 kg Treibstoff, muss das Triebwerk 172 Tage lange ununterbrochen arbeiten, und man hat die Bahn erreicht. Da man sich die größte Zeit weiter von der Erde entfernt aufhält, dürfte die reale Zeit nicht viel größer sein.

Viel einfacher aber, wäre es einen GEO gleich zu erreichen (1827 m/s) oder wenn es polar sein soll, einen höheren polaren Orbit. Es wäre sogar ein polarer GEO möglich. Bei dem verläuft die Bahn in einer Sinuskurve einmal pro Tag über die Erde. Wenn der Satellit also am Äquator bei Nullmeridian startet, erreicht er den Nordpol auf dem 90 Längengrad, kreuzt den Äquator am 180 Längengrad und den Südpol am 270 Längengrad. Mehrere leicht versetzte Satelliten wären genauso für die Wetterbeobachtung einsetzbar, wie die in niedriger Höhe, hätten sogar ein größeres unverzerrtes Gesichtsfeld. Das dV für einen polaren GEO-Satelliten liegt bei einer 27 Grad GTO-Bahn nur bei 2747 m/s. Und bei der 66.000 x 57 Grad SSGTO Bahn der Proton sind es sogar nur 1701 m/s – nur wenig mehr als von einem GTO mit niedriger Inklination in den GEO.

24.8.2019: Direkter Aufstieg, Parkbahn oder Off-Perigee?

In meinem heutigen Grundlagenartikel will ich mich mit den Möglichkeiten beschäftigen eine GTO-Bahn oder einen GEO zu erreichen. Eine weitere Option, den supersynchronen Orbit habe ich schon mal besprochen.

Zuerst mal eine Begriffserklärung:

Direkter Aufstieg

Die Rakete erreicht den GTO beim Start. Also eine Bahn mit einem Perigäum, das stabil ist (meist oberhalb 180 km, aber stark vom Raketentyp abhängig, es können auch über 500 km sein) und einem Apogäum in 35.800 km Höhe. Technisch von Bedeutung ist, dass die letzte Stufe dafür nur einmal zünden muss, was deren Konstruktion vereinfacht. Ariane 1-5 haben bisher nur direkte Aufstiege absolviert, auch wenn die bei der Ariane 5 G eingesetzte EPS-Oberstufe wiederzündbar ist. Praktisch haben direkte Aufstiege nur eine Bedeutung beim Start vom CSG aus, da dieses so äquatornah ist, das man im direkten Aufstieg schon eine GTO-Bahn mit einer niedrigen Inklination erhält.

Da man die Inklination abbauen muss und diese ohne weitere Maßnahmen in etwa der geografischen Breite des Startorts entspricht, ist der direkte Aufstieg nur für äquatornahe Startplätze ideal, also dem CSG. Theoretisch wäre noch die mobile Startplattform von Sea Launch und das Alcanthara Space Center noch dazu zu zählen.

Parkbahn

Für Starts von Weltraumbahnhöfen die nördlicher liegen wie von Cape Kennedy aus, Baikonur oder den chinesischen und japanischen Startzentren hat sich die Parkbahnmethode eingebürgert. Dabei wird eine Bahn eingeschlagen, die zuerst in einen niedrigen stabilen Erdorbit führt. Das ist ebenfalls einer mit einem stabilen Perigäum. Das Apogäum kann aber je nach genauer Mission etwas höher liegen. Bei der Delta 2 brannte die Delta-Oberstufe aus und hinterließ die Oberstufe in einem leicht elliptischen Erdorbit. Wenn der Äquator überquert wird, je nach Lager des Startsortes nach 10 bis 20 Minuten Freiflugphase zündet die Oberstufe erneut und erreicht einen GTO.

Off-Perigee

Eine seltene Methode, soweit ich weiß nur bei Titan 3C Starts vorgekommen ist der Start off-Perigee. Damit ist gemeint, das der GTO kein stabiles Perigäum hat. Als Folge würde der Satellit beim ersten Durchlaufen des Perigäums verglühen, doch dazu kommt es nicht. Denn beim Erreichen des Apogäums wird die Bahn zirkularisiert. Diese Methode wird nur beim direkten Befördern in den GEO eingesetzt. Das ist bis heute bei militärischen Nutzlasten der Fall. Kommerzielle Starts nutzen dazu einen eigenen Antrieb und sind auf eine stabile Übergangsbahn angewiesen, weil das Inbetriebnehmen des Satelliten länger dauert, als die wenigen Stunden die man bis zum Erreichen des Apogäums hat.

Technisches

Technologisch benötigt man für den direkten Aufstieg nur eine Zündung. Also muss auch die letzte Stufe nur eine Zündung durchführen. Wenn die Treibstoffe nicht selbst entzündlich sind, erleichtert das die Konstruktion. Arianes Oberstufe mit dem HM-7 Oberstufe setzt eine Feststoffkartusche ein, die entzündet mit ihrem heißen Gas de Treibstoffe und liefert das Startgas für die Turbinen zur Treibstoffförderung. Andere nur einmal einsetzbare Methoden sind selbst entzündliche Vorläufe in den Treibstoffleitungen.

Bedeutender ist zumindest bei Off-Perigee Bahnen die Flugzeit. In den 10 bis 20 Minuten in einer Parkbahn kann nur wenig Treibstoff verdampfen, aber in den 5 Stunden bis zum Erreichen des Perigäums schon. Da aber die Transtage als letzte Stufe der Titan 3C nur lagerfähige Treibstoffe einsetzt, spielt dies auch keine Rolle, für den Transport durch Centaur, DCSS oder ULPM ist aber eine Isolation nötig.

Performance

Es gibt zwei Aspekte zu berücksichtigen. Der unmittelbare Vorteil der Parkbahn ist das wir zwei Geschwindigkeitsvektoren haben, die sich addieren. Der erste aus der Parkbahn hat eine Bahnneigung, die etwas kleiner als die des Startorts ist, da die Rakete schon nach Start südwärts fliegt und während die die Orbitalgeschwindigkeit erreicht so die Bahnneigung abnimmt. Beim Start von Cape Kennedy aus sind das typisch etwa 27 bis 28 Grad. Die Wiederzündung am Äquator addiert einen Geschwindigkeitsvektor mit der Bahnneigung von 0 Grad. Die resultierende Bahnneigung ist dann geringer, typisch beim Start vom CCAF aus 21 Grad. Da man diese Bahnneigung abbauen muss, um einen GEO mit Null Grad zu erreichen, ist dies von Vorteil. Das macht bei 6 Grad Unterschied alleine 120 m/s aus.

Bei der Parkbahn kommt aber auch noch hinzu, das das Perigäum stabil sein muss. Das ist zwar auch beim direkten Aufstieg der Fall, aber da muss eine Geschwindigkeit von rund 10,25 km/s erreicht werden. Schon mit 7,8 km/s hat man aber die Geschwindigkeit für eine niedrige Erdumlaufbahn erreicht. Sobald diese erreicht wird, steigt das Perigäum aus kinetischen Gründen automatisch an. Das heißt, bei einem direkten Aufstieg muss bis zu diesem Bahnabschnitt die Umlaufbahn nicht stabil sein. Bei einer Ariane 5 ES liegt das Perigäum dann noch in -420 km Höhe, während es bei der GTO-Bahn auf 450 km steigt. Würde man zuerst eine stabile Bahn anstreben, so reduziert das die Nutzlast um 582 kg, das sind rund 6,7 %. Im Prinzip ist der direkte Aufstieg die Nutzung des Off-Pergiee Prinzips. Der Nutzen ist um so höher, je länger die Brennzeit der Oberstufe ist, also je schubschwacher sie ist.

Bei OFF-Perigee kommt noch etwas hinzu. Der GEO hat eine Bahnneigung von Null Grad. Dazu wird im Apogäum die Restbahnneigung abgebaut. Gleichzeitig das Perigäum angehoben. Der Anteil, der auf die Winkelanpassung entfällt, ist um so kleiner je höher die Geschwindigkeitsdifferenz zum GEO ist und diese ist um so größer, je niedriger das Perigäum liegt. Bei der Titan 3C habe ich dies einmal ausgerechnet. Ohne Maßnahmen würde das Perigäum in 41 km Höhe liegen, ganz niedrig kann es wegen des in allen Stufen relativ hohen Schubs nicht sein, doch das bringt immer noch 48 kg. Das sind immerhin 3 % der nominellen GEO-Nutzlast von 1.600 kg.

Im GTO angekommen ist die Inklination aber auch bei Parkbahnen nicht gleich Null. Da sich inzwischen durch die Marktführerschaft von Arianespace der GTO mit niedriger Bahnneigung als Standard eingebürgert hat (äquivalent einem dV von 1500 m/s zum GEO) geben viele Launch Service Provider ihre Nutzlast für einen Parkorbit mit demselben dV an, meist einem supersynchronen Orbit, da das Verändern der Bahnneigung in einem LEO viel zu energieaufwendig ist. Bei der Atlas 401 sind das 4.750 zu 3.460 kg, beim größten Modell Atlas 551 8900 zu 6880 kg (normaler GTO mit dV 1800 m/s, 15009 m/s GTO). Also 28 % bzw. 23 % weniger. Ich vermute auch die Differenz der Website bei SpaceX mit 8300 kg GTO und dem des Chefs für Trägerraketen Koenigsmann vorgetragen beim IAF, also vor Fachpublikum von 6.500 kg beruht auf diesem Umstand. Auch dies sind 22 % weniger.

25.8.2019: Vor 30 Jahren – der Vorbeiflug von Voyager 2 an Neptun

Ja es ist wirklich schon 30 Jahre her seit Voyager 2 an Neptun vorbeiflog. Was hat sich in der Zeit nicht alles geändert. Damals gab es die ersten Nachrichten über Massenflucht von DDR Bürgern aus Ungarn – ein Jahr später fiel die Mauer. Der Kalte Krieg endete und zehn Jahre später begann ein neuer, nun gegen den islamischen Terrorismus. 1989 war noch Orwells Buch „1984“ und die Verfilmung im selben Jahr präsent. Vorstellen konnte sich das keiner. Heute haben viele Amazon Echo zu Hause, und Amazon Mitarbeiter (und wohl bald auch die NRA) können alles Gesprochene mithören. Kameras im Fernseher nehmen dazu noch die ganze Szene auf und keiner regt sich auf. Vor 30 Jahren demonstrierten bei uns die Leute gegen die Volkszählung mit vergleichsweise harmlosen Fragen. Kurz: die Welt hat sich in 30 Jahren gravierend geändert.

Der Vorbeiflug von Voyager 2 an Neptun war etwas Besonderes. Es war der einzige Vorbeiflug im ganzen Programm, bei der das Team die Möglichkeit hatte die Bahn frei zu wählen. Vorher war die Geometrie immer festgelegt, weil man von einem Planeten zum nächsten kommen musste. So gab es schon beim Start 1977 den Termin des Vorbeiflugs an Neptun. Er stand durch die Himmelsmechanik fest.

Es gab intensive Diskussionen, denn Voyager hatte 12 Experimente an Bord, die verschiedenste Phänomene messen. Auch das ein Relikt einer vergangenen Zeit, heute haben Sonden nur wenige Experimente an Bord und erheben nicht den Anspruch alles über einen Himmelskörper herausfinden zu wollen. Es gab Experimente zur Untersuchung der Teilchenumgebung und des Magnetfeldes. Andere stellten die chemische Zusammensetzung von Atmosphären und Oberflächen fest und wieder andere nahmen Bilder auf. Der Kernpunkt war: wie nahe sollte man Neptun passieren. Die Forderungen gingen von „so großer Abstand wie nur möglich“ (die von den Teilchen- und Wellenexperimenten kamen – dadurch war die Aufenthaltszeit in der Umgebung von Neptun maximal, da er die Sonde bei einer nahen Passage beschleunigte) bis zu „Sturz in die Atmosphäre“, die von den Atmosphärenexperimenten kamen, die so viel näher am Objekt waren. Die Distanz war deswegen so bedeutend, weil nach der Passage Neptuns das nächste Ziel Triton war. Der Mond wurde wenige Stunden nach der Passage von Neptun passiert. Da er sich auf einer geneigten retrograden Umlaufbahn befand, bedeutete eine nahe Neptunpassage eine starke Umlenkung der Sonde und eine nahe Passage an Triton. Da Triton der einzige Mond war, der nahe passiert werden konnte – Neptun hatte bis zum Vorbeiflug von Voyager 2 nur zwei bekannte Monde und der zweite Mond, Nereid war zu weit entfernt um ihn passieren zu können, galt ihm die volle Aufmerksamkeit nach der Passage Neptuns. Das war überzeugend und so setzte sich die nahe Passage durch. Doch wie nah? Optimal wäre eine Passage in 1.000 bis 1.300 km über der Wolkenobergrenze. Tiefer wollte man aus Sicherheitsaspekten nicht gehen. Doch man musste die Passage schon im Sommer 1986 festlegen und damals gab es Hinweise für Ringe, die genau in der Zone waren, die die Sonde passieren würde, wenn sie den Äquator kreuzt. Dort liegt die Ringebene. Aus Sicherheitsgründen wurde so die Distanz auf 4.800 km angehoben, das ergab einen Abstand von 5.000 km zu der vermuteten Zone mit den Ringen, dafür stieg der Abstand bei Triton auf 38.500 km an.

Bedingt durch die nahe Passage war Voyager 2 auch bei der Passage voll ausgelastet. Bei früheren Vorbeiflügen gab es in regelmäßigen Abständen vorher schon niedrige aufgelöste Aufnahmen der Hauptmonde. Die entfielen bis auf wenige Aufnahmen von Triton. Die nahe Passage bot optimale Bedingungen für die Untersuchung der Atmosphäre, dann eine lange Bedeckungsperiode, in der Sender ihr Signal zur Erde schicken konnte und man sie so zusätzlich durchleuchten konnte. Erst lange nach dem Vorbeiflug an Neptun richtete sich das Hauptaugenmerk auf Triton.

Ich habe schon vor einem Jahrzehnt einmal alle Voyager Bilder aus dem NASA Datenarchiv herunterladen und konvertiert und ich wunderte mich immer, warum es so wenige Aufnahmen von Triton aus der nächsten Nähe gibt. Es sind insgesamt nur 55 Teleaufnahmen und noch eine Handvoll Weitwinkelaufnahmen. Für den Blog habe ich nun mal einen Blick in die offizielle Ankündigung zum Vorbeiflug geworfen, übrigens viel besser lesbar als heutige Publikationen der NASA zu ähnlichen Ereignissen und auch viel detaillierter – noch etwas, was in 30 Jahren rapide schlechter wurde. Es sind in der Tat nur drei Bildsequenzen. Eine in Farbe über die halbe Oberfläche und zwei Mosaike von dem Zentrum der Scheibe und dem Terminator. Man hat nicht ein vollständiges Mosaik des Mondes angefertigt. Bei 38.500 km Minimaldistanz hätte ein Bild einen Ausschnitt von etwa 300 km x 300 km abgebildet, bei 33 % Überlappung hätte man also 49 Aufnahmen benötigt, um den Mond komplett zu erfassen. Da die Distanz zunimmt und Voyager 2 recht schnell unterwegs war – etwa 6,5 km/s relativ zu Triton und die besten Bilder es nicht am nächsten Punkt, sondern aus 53.500 km Distanz gab, hätte man in der Praxis weniger Aufnahmen benötigt.

Ich habe mir die Angaben zu den Aufnahmen angesehen und gefunden, dass sie in einem Abstand von 96 s aufgenommen wurden. Das entspricht der Datenrate des Bandrekorders der 100 Aufnahmen zwischenspeichern konnte. Die Datenrate zur Erde war trotz Kompression und dem Zusammenschalten von Empfangsantennen geringer. Also ich hätte wahrscheinlich den Bandrekorder voll ausgenutzt, zumal es nur noch ein Experiment gab, das eine ähnlich hohe Datenrate erzeugte, das war das Plasmawellenexperiment und das war zu dem Zeitpunkt nicht aktiv.

Trotzdem waren die Bilder eine Sensation. Triton war ganz anders als alle Monde vorher. Fast ohne Krater, mit verschiedenfarbigen Regionen, Runzeln, hellen und dunkeln Flecken – wie man später feststellte, waren das Geysire. Heute, nachdem man auch Bilder von Pluto hat, fallen die Parallelen auf – auch hier eine zweifarbige Oberfläche, auch hier komische Geländeformationen, die man zuerst nicht erklären kann und ebenfalls eine Atmosphäre, bei Pluto sogar noch ausgedehnter als bei Triton. Da ist aber auch nicht Neptun in der Nähe, der mit seiner Gravitationskraft die Gase „absaugen“ kann.

Voyager sticht in vielen heraus. Natürlich dadurch, dass das Programm vier Planeten anflog. Das ist für die nächsten 134 Jahre ausgeschlossen, zumindest nicht vertretbarem Geschwindigkeitsbedarf. Aber die Sonde brillierten auch durch ihre Technik. Als sie beschlossen wurden, dauerte die längste Raumsondenmission, die von Mariner 9 gerade mal eineinhalb Jahre. Für Voyager wurde eine Arbeit über 5 Jahre gefordert, schon das war ehrgeizig. Inzwischen haben sie 42 Jahre auf dem Buckel. Dann die Technik. Drei Computersysteme jeweils redundant vorhanden, für unterschiedliche aufgaben. Ein Sendesystem das aus Jupiterentfernung, einem Mehrfachen der Marsentfernung die achtfache Datenrate von Viking, der letzten Mission. Vergleichen mit der letzten Jupitermission (Pioneer 10/11) war der Sprung mit dem Faktor 108 sogar noch höher.

Und sie arbeiten immer noch. Natürlich sind die meisten Experimente abgeschaltet, die Kameras als Erste schon 1990, weil sie ja nichts mehr aufnehmen konnten. Die anderen Experimente folgten sukzessive, vor allem um Strom zu sparen. Um 2025 wird man kein Instrument mehr betreiben können. Ich bin trotzdem dafür das die NASA die Raumsonden weiter kontaktiert, auch wenn sie nur noch Telemetrie senden können. Wahrscheinlich nicht ewig, auch wenn es interessant wäre, zu wissen, wie lange sie noch arbeiten können, aber ich denke das 50-ste Jubiläum – die Sonden starteten am 20.8.1977 und 5.9.1977 sollten sie noch erleben.

Ich habe auch an anderes zurückgedacht. Die Voyager-Ergebnisse gab es damals vor allem auf Papier. In Sientific American oder in Fachbüchern. Ich habe 1983 jeweils 30 Mark für zwei dünne Bände (je 96 Seiten) ,mit den Ergebnissen von den Vorbeiflügen an Jupiter und Saturn ausgegeben. Das wären heute sicher um die 60 bis 90 Euro. Hat mir nichts ausgemacht, das wahr es mir wert. Heute beschweren sich Leute, wenn sie umsonst in einer Website viel mehr Informationen als in vielen Büchern finden über die Rechtschreibung.

Mit den beiden Voyagers begann mein Interesse für Raumfahrt, genauer gesagt mit dem Farbteil des Buchs „Planetenlexikon“ das ich mir im Juli 1980 kaufte. Bei den Vorbeiflügen an Saturn fotografierte ich mit einer Pocketkamera die Aufnahmen in den Nachrichten vom Fernseher ab, weil ich nicht Monate oder Jahre bis zu einem Buch warten wollte. . Wie man sich denken kann, wurden die meisten Bilder nichts. Die Kamera war dafür nicht geeignet und von den Tücken des Zeilensprungs hatte ich auch keine Ahnung. Über die ganzen Achtziger verfolgte ich die Sonden. Zugegeben – viel mehr gab es damals auch nicht zu verfolgen. Richtig viele Sonden kamen erst in der zweiten Hälfte der Neunziger zum Start. Doch da gab es schon Internet und ich konnte damals aus dem Vollen stöbern. Doch auch das ist mittlerweile 20 Jahre her und das Rad dreht sich rückwärts. Über eine aktuelle Raumsonde könnte ich weniger schreiben als über Voyager. Ebenso über Ariane 6 weniger als über Ariane 1. Wer Lust hat, sollte mal die eingescannten PDF der JPL Bulletins ansehen. Vergleichen, mit dem was man heute über Missionen erfährt, waren die episch und sie waren aktuell: Die Tritonaufnahmen, die am 25.sten entstanden und erst am Morgen des 26.sten überspielt wurden erschienen am gleichen Tag im Bulletin. Zum Vergleich: Heute meldet Skyweek, das die Mascot-Aufnahmen der Landung auf Ryugu veröffentlicht wurden. Wahnsinn, lediglich 10 Monate nach der Landung am 3.10.2018. Oder was ist mit den Aufnahmen von CASSIS, der Kameras des TGO? Die kann man an den Fingern der Hand abzählen. Dabei haben die Schweizer sogar angekündigt, das die Community mitbestimmen darf, was abgelichtet wird. Ja versprechen kann man viel. Wie vieles andere in den letzten 30 Jahren ist es nicht schlimmer geworden.

Manchmal komme ich mit vor wie die Fans des Fußballs. Es ist nicht mehr das gleiche wie früher. Fußball ist heute nur noch kommerziell, Raumfahrt geheim oder es gibt nur Werbeslogans oder geschönte, seichte Pressemitteilungen. Man sollte sich von beidem verabschieden und seine Zeit in etwas anderes investieren. Aber wie die meisten Fußballfans bleibe ich noch dabei. Wahrscheinlich wird es auch weitergehen wie beim Fußball. Wer Bundesliga und Co ansehen will, muss zahlen. Echte Ergebnisse und Fakten aus der Raumfahrt wird es wahrscheinlich auch bald nur noch in Nature, Science oder ähnlichen Publikationen geben. Die europäische Raumfahrt hat dieses Niveau ja schon erreicht.

Wer in Erinnerungen schwelgen will: Die Tagessschau von damals.

28.9.2019: Die Rekonstruktion der Vulcan

Die für mich in den letzten 10 Jahren übelste „Neuerung“ in der Raumfahrt ist, dass man praktisch keine fundierten Informationen mal bekommt. Ich mache es mal an der Entwicklung von Ariane 1 bis 6 fest. Für Ariane 1 gab es noch eine ganze Ausgabe des ESA Bulletins, die sich in verschiedenen Artikeln mit den Stufen und Entwicklung beschäftigte. Bei Ariane 5 waren es noch eisige Artikel zur Konzeption, ELA3 und dem Evolution Programm und bei Ariane 6 – zumindest, was die technische Seite angeht, absolute Fehlanzeige. Das dies kein Einzelfall ist, zeigt die Vulcan Centaur mit der ich mich heute beschäftige. Man könnte aber auch zahlreiche andere Träger anführen – New Glenn, LauncherOne, H-III, GSLV überall dasselbe Problem.

Auf den heutigen Artikel komme ich, weil ich sowohl für die nächste Ausgabe der US-Trägerraketen, wie auch das Web meinen Artikel über die Vulcan - die nach einer Designänderung nun Vulcan Centaur heißt, anpassen will.

Inzwischen bin ich auch in der glücklichen Lage Aufstiegsbahnen durchzurechnen und damit festzustellen, ob die Modellierung auch stimmt. Vorher konnte ich nur die Endgeschwindigkeit berechnen. Aber nicht, ob dies Endgeschwindigkeit auch dem Orbit entspricht oder ob dieser überhaupt erreicht wurde. Das ist bei Oberstufen mit schwachem Schub nicht unbedingt bei LEO Bahnen selbstverständlich so braucht man für die Starts des Dreamchasers z.B. die DEC Centaur.

Für die Vulcain Centaur fehlen diese Daten zum größten Teil. Ich schreibe mal, was ich mit Sicherheit an Massen und Impulsen fand:

Zuerst habe ich auf dem Querschneittsdiagramm in diesem Dokument die Tanks ausgemessen, das Volumen berechnet und anhand der bekannten Dichten der Treibstoffe die Treibstoffzuladung berechnet. Im Folgenden übrigens immer nach unten gerundet, in Wirklichkeit also eher höher. So bin ich auch nur von einem Innendurchmesser von 5,3 m ausgegangen, habe also je Wand 5 cm für Wand und Isolierung gelassen. In den LOX-Tank der ersten Stufe passen 322 t Treibstoff, in den Methantank 99 t. Das ist ein niedriges Mischungsverhältnis, doch ich fand es bestätigt in diesem Dokument:

„A single BE-4 engine consumes approximately 150,000 pounds (68,038 kilograms) of LNG and 500,000 pounds (226,796 kilograms) of LO2. „

Wenn man aber weiter ob in derselben Seite von 450 t Startmasse liest, dann passt zwar das Verhältnis von 3,33 zu 1 zu den ermittelten Werten, aber nicht die Masse des Treibstoffs. Denn 68+226 t pro Triebwerk wären bei zwei Triebwerken schon 588 t, mithin mehr als die 450 t die die Rakete beim Start wiegen sollte – und das halte ich für einen hohen Wert, denn die beiden BE-4 liefern ja nur 480 t Schub. Üblich ist eine Startbeschleunigung von 1,25 g, das heißt eine Startmasse von maximal 391 t. Das ist der erste Widerspruch. Immerhin, mit dem Mischungsverhältnis, das ich sowohl nach Tankausmessen wie in dem Dokument fand, kann man den spezifischen Impuls des BE-4 mit CEA2 berechnen. Ich habe als Düsenmündungsdruck 0,4 Bar angegeben. Das ist ein üblicher Wert für Triebwerke die auf Meereshöhe arbeiten. Man erhält als Mittel aus gefrorenem und freien Gleichgewicht einen spezifischen Impuls von 3305 m/s auf Meereshöhe und 3477 m/s im Vakuum. Das Flächenverhältnis würde dann 28,7 betragen und der Vakuumschub 2.528 kN.

Für die Festlegung der Leermasse der Erststufe kann man auf zahlreiche US-Stufen mit ähnlichen Treibstoffen als Vergleich zurückblicken. Atlas, Titan und Saturn Erststufen, inklusive der Atlas V hatten Strukturfaktoren von 17 bis 18. Mit Hauptstromtriebwerken, Integraltanks sollte man noch auf einen höheren Wert kommen, doch ich habe den Faktor von 17 als konservativem Wert genommen und angesichts maximal 421 t Treibstoff kommt man so zu einer Trockenmasse von 26,3 t.

Dasselbe habe ich mit dem Centaurtank gemacht, wobei ich hier die mittlere Dichte der Mischung nahm, da es sonst zu diffizil ist. Hier kam ich auf 44 t Treibstoff. In Rummes Dokument stehen aber 120 klb Treibstoff, also 54,4 t. Wie das? Nun als ich das Dokument ausdruckte und es mit meinem verglich, stellte ich fest, dass diese Centaur länger ist. Ich kam beim Ausmessen „meines Dokumentes“ auf 8,6 m. In „Rummes Dokument“ steht auch die Länge: 11,6 m. Interessanterweise gilt das aber nur für die Centaur. Bei den Tanks der Erststufe komme ich auf dasselbe Volumen, (im Rahmen der Messgenauigkeit).

Die Schnittbilder zeigen nur zwei RL10, doch eine Explosionszeichnung zeigt vier RL10. Anders wäre diese schwere Stufe auch nicht transportierbar. Für die Centaur kann man, da die Technologie sich nicht ändert, die Massen der DEC-Centaur als Basis nehmen. Sie hat mit 21 t Treibstoff und zwei Triebwerken eher ein ungünstigeres Massenverhältnis als diese mit 54 t Treibstoff und vier Triebwerken. Man kommt so für die 11,6 m lange Centaur auf 60,8 t Start und 6,4 t Trockenmasse. Die verlängerte Version, für die Heavy Variante sollte, dann bei 76 / 7,6 t liegen.

Gerechnet mit vier RL-10

Ich habe erst spät bemerkt, dass es zwei verschiedene Expulsionszeichnungen der Vulcan gibt. Auf diesem sieht man vier RL10. Die Rakete mit der Dream Chaser hat dagegen nur zwei. Ich wollte die folgende Passage die immerhin einige Stunden probieren und Modellieren verschlang, nicht in den Müll kippen und habe sie gelassen. Man kann aber davon ausgehen das nur die Centaur Heavy vier Triebwerke hat. Ich hoffe nur das die 8,6 m Variante die ich in einem Dokument fand nicht auch noch existiert, denn dann gäbe es drei Versionen mit 8,6, 11,7 und 13,6 m Länge und 43, 54,4 und 69,4 t Treibstoffzuladung.

Damit kann man die Rakete modellieren. Nun beginnen aber die Schwierigkeiten. Voll betankt kann die Rakete nicht abheben. Ich habe also zuerst mal bei der kleinsten Variante Treibstoff in der ersten Stufe weggelassen, bis sie mit maximaler Nutzlast (für einen LEO) auf 450 t Startmasse kommt. Diese Startmasse wird ja im USAF Dokument genannt. Doch selbst dann kommt sie nach meiner Modellierung auf 9,1 t in den GTO nicht 7,6 t. Gut meine Aufstiegssimulation arbeitet mit vereinfachten Modellen und liefert immer 1-3 % mehr Nutzlast als real, aber hier sind es fast 20 %. Ein Rätsel ist auch die geringe GEO-Nutzlast von nur 2,1 t bei der kleinsten Variante. Wenn ich eine Simulation laufen lasse, komme ich selbst bei 7,6 t in den GTO auf eine höhere Nutzlast. Die Oberstufe müsste trocken rund 8,9 t wiegen, um auf eine so niedrige GEO-Nutzlast zu kommen, dann ist sie aber wiederum zu schwer für die GTO-Nutzlast von 7,6 t.

Also ging ich einen anderen Weg. Ich habe bei der ersten Stufe noch mehr Treibstoff weggelassen, bis die GTO-Nutzlast stimmte. Bei 310 t Erststufenmasse kommt man auf die GTO-Nutzlast und eine „normale“ Startbeschleunigung von 12,5 m/s. Mit 2,3 t GEO-Nutzlast passt diese Version recht gut. Dann habe ich es mit der LEO-Nutzlast probiert und es passt auch – hier komischerweise ist die Nutzlast etwas zu gering (rund 500 kg, das sind bei 17,8 t aber kein Ding).

Nun zu den Versionen mit Boostern. Es ist ja nur die Nutzlast der Variante mit sechs Boostern bekannt. Doch hier dasselbe Problem – nun könnte man die Stufe ja voll befüllen. Nehme ich 320 / 96 t Treibstoff an, so beträgt die Startmasse der ersten Stufe 442,3 t anstatt 310 t. Das Treibstoff bei der Basisversion weggelassen wird sehe ich als beweisen an, den im USAF-Dokument wird die Startmasse mit 450 bis 860 t angegeben. Addiert man zu 450 t aber 6 x 54,4 t - so viel wiegt ein Booster - so kommt man auf 776,4 t und nicht 860 t. Selbst mit einer schwereren Nutzlast und verlängerten Centaur kann man die rund 80 t Unterschied nicht erklären – es würde aber passen wenn es, wie bei der Ariane 4 bei den Versionen ohne oder nur mit zwei Boostern einfach Treibstoff weggelassen wurde.

Doch erneut dasselbe Problem. Mit einer so voll gefüllten Erststufe sollten es anstatt 13,7 t in den GTO 19,8 t sein. Bei der verlängerten Centaur ist nach meinen Berechnungen die Nutzlast für GTO-Bahnen nicht höher, sondern kleiner (19,1 t). Das liegt daran, dass sie nun für den Schub schon wieder zu schwer ist. Interessanterweise stimmt aber die LEO-Nutzlast eher, aber auch hier ist sie um 2 t zu hoch. Bei der nicht verlängerten Centaur gibt es auch hier das Problem, das diese nach meinen Berechnungen mit 37 t eine höhere Nutzlast als die Vulcan Centaur Heavy hat.

Nun dachte ich, „okay vielleicht beziehen sich die 120 klb Treibstoff auf die verlängerte Variante“. Doch alleine der zylindrische Teil des Integraltanks fast nach dem Diagramm 70,8 t Treibstoff und da dann kommen noch die beiden heimsphärischen / konischen Tankabschlüsse als Volumen hinzu. Tanks werden zwar nie zu 100 % befüllt, aber zu 98+ %. Das man einen Tank baut der 70+ Treibstoff aufnimmt und ihn nur mit 54 t befüllt halte ich für nicht glaubwürdig.

Natürlich könnte ich nun an der Startstufe drehen und auch hier Treibstoff weglassen. Nur macht das ebenfalls keinen Sinn, denn deren Tanks sollten ja auf die maximale Treibstoffmenge ausgelegt sein und die hat man eben bei den Versionen mit sechs Boostern. Das Volumen der Erststufentanks ist zudem bei zwei Diagrammen in verschiedenen Dokumenten das gleiche.

Für meine Simulation spricht, dass die GTO-Variante der Vulcan Centaur (ohne Booster) die höchste Beschleunigung aufweist: knapp 61 m/s bei Brennschluss der ersten Stufe. Viel höher darf sie nicht sein, 6 g werden von heutigen Trägern selten erreicht. Üblicherweise bleibt man bei 5 bis 5,5 g. Bei der maximalen LEO-Nutzlast sinkt das auf 52,4 m/s oder 5,3 g ab. Da das BE-4 im Schub regelbar ist wird man es bei der kleinsten variante wahrscheinlich einfach im Schub leicht senken. Viel muss es nicht sein, eine Reduktion auf 80 bis 85 % reicht.

Fazit (für vier RL10)

Ich denke die Modellierung der kleinsten Variante ist richtig. Bei den größeren Versionen mit den Boostern gibt es starke Diskrepanzen in der Nutzlast und eine verlängerte Centaur macht nach meinen Rechnungen keinen Sinn.

Rakete: Vulcan Centaur Heavy

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

861.240

19.000

10.279

1.663

2,21

180,00

185,00

35790,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

12.682

28

90

3.540

270

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

6

53.400

5.600

2.720

1313,6

1383,1

94,00

0,00

2

1

442.300

26.300

3.477

4800,0

5050,0

286,42

0,00

3

1

76.000

7.600

4.451

424,0

424,0

718,04

290,00



Rakete: Vulcan Centaur Heavy LEO

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

872.540

30.300

7.833

2.779

3,47

180,00

200,00

200,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

12.682

28

90

3.540

270

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

6

53.400

5.600

2.720

1313,6

1383,1

94,00

0,00

2

1

442.300

26.300

3.477

4800,0

5050,0

286,42

0,00

3

1

76.000

7.600

4.451

424,0

424,0

718,04

290,00

.. und nun mit zwei RL10

Nun nochmals für die Versionen ohne Heavy Centaur die Modellierung mit nur zwei RL10. Und da beginnen die Probleme. Die Brennzeit der Stufe liegt wegen der halbierten Triebwerkszahl nun bei über 1100 s. Das Problem, während einer so langen Brennzeit erreicht die Stufe keinen Orbit, sie taucht vorher in die Atmosphäre ein, und das schon bei der vergleichsweise kleinen GTO-Nutzlast. Das gilt vor allem für die kleinste Variante. Natürlich gibt es Raketen mit Stufen langer Beerenzeit wie die Delta 4 oder Ariane 5. Doch bei denen mit ihren LOX/LH2 Zentralstufen findet die Abtrennung bei hoher Geschwindigkeit statt, die Stufe ha nach wenigen Minuten dann die Orbitalgeschwindigkeit erreicht und von nun an ist die Brenndauer unwichtig. Bei einem GTO Start findet bei der Delta 4M (ohne Booster) die Trennung bei 5,1 km/s statt, bei der Ariane 5 ECA sind etwa 7,5 km/s und selbst bei der kleinsten Version der Atlas (401) sind es 5,4 km/s. Hier sind es bei der Basisversion nur 3,8 km/s und das langt dann nicht mehr bei nur zwei Triebwerken, um einen stabilen Orbit zu erreichen. Erst mit einer Reduktion der Nutzlast auf 2,7 t erhalte ich eine GTO-Bahn. Dabei muss um das Abfallen zu kompensieren die Rakete zwischendurch eine Spitzenhöhe von 448 km erreichen. LEO-Nutzlasten sind dann erst recht nicht möglich.

Auch hier ist die Lösung das Weglassen von Treibstoff. Reduziert man die Treibstoffmenge der Centaur um 20 t (Startmasse 40,8 t) und erhöht man die Startmasse der ersten Stufe um diese 20 t bis auf die 450 t Gesamtmasse, die im USAF-Dokument stehen, dann kommt man in der Tat auf 7 t wenn auch keine 7,6 t GTO-Nutzlast. Das gilt dann auch für eine LEO Mission. Die kleinen Differenzen können auf leichte Gewichtsunterschiede zwischen meinen Annahmen und den „echten“ Stufen beruhen. Unter diesem Gesichtspunkt wäre dann die nur 8,6 m lange Centaur mit 43 t Treibstoff vielleicht sogar eine in der Praxis eingesetzte Option, es gäbe also drei Centaur Varianten.

Bei den Versionen mit 6 Boostern sieht es entspannter aus. Ohne Off-Loading der Centaur komme ich sogar auf eine etwa höhere GTO-Nutzlast und auch auf die LEO-Nutzlast. Das liegt daran das die Booster die Trenngeschwindigkeit deutlich anheben. Da die Heavy Variante immer vier RL10 einsetzt ist ihre Modellierung schon oben durchgerechnet worden.

Rakete: Vulcan 6 Centaur

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

840.740

13.700

10.279

2.370

1,63

180,00

185,00

35790,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

12.682

28

90

3.540

260

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

6

53.400

5.600

2.720

1313,6

1383,1

94,00

0,00

2

1

442.300

26.300

3.477

4800,0

5050,0

286,42

0,00

3

1

60.800

6.400

4.451

212,0

212,0

1142,14

290,00

Rakete: Vulcan 6 Centaur LEO

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

854.440

27.400

7.833

2.879

3,21

180,00

200,00

200,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

12.682

28

90

3.540

200

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

6

53.400

5.600

2.720

1313,6

1383,1

94,00

0,00

2

1

442.300

26.300

3.477

4800,0

5050,0

286,42

0,00

3

1

60.800

6.400

4.451

212,0

212,0

1142,10

287,00

Rakete: Vulcan Centaur

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

450.340

7.000

10.279

1.552

1,55

180,00

185,00

35790,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

4.800

28

90

2.540

290

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

400.000

26.000

3.477

4800,0

5050,0

257,50

0,00

2

1

40.800

6.400

4.451

212,0

212,0

722,24

258,00

Rakete: Vulcan Centaur LEO

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

391.140

17.800

7.833

1.903

4,55

180,00

200,00

200,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

4.800

28

90

2.540

220

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

310.000

26.300

3.477

4800,0

5050,0

195,33

0,00

2

1

60.800

6.400

4.451

424,0

424,0

571,07

200,00

Rätsel

Es bleiben dennoch einige Fragen offen:

Mein Gegenentwurf

Ich habe mir mal überlegt, wie ich die Vulcan mit den gleichen Triebwerken konstruieren würde. Es gibt zwei Ansätze. Man kann zuerst mal davon ausgehen, das die Centaur die, für die Atlas D in den Sechzigern konstruiert wurde, ideal auf diese ausgelegt war. Alle folgenden Anpassungen hatten dann immer einige Randbedingungen zu beachten und sind nicht sehr gut als Vergleich. Die Atlas Centaur hatte eine Atlas von 128 t Startmasse, eine Centaur von 16 t, das ist das Verhältnis 1:8 also sollte bei der kleinsten Version der Vulcan mit 400 t Startmasse die Oberstufe rund 45 t wiegen, die erste dann 355 t. Da der Schub von zwei RL10C aber gering ist, vergleichen mit dem den die Centaur D hatte (133 kN bei 16 t Masse versus 212 kN bei 45 t Masse) würde ich eher Richtung 40 t Masse für die Centaur gehen.

Der zweite Ansatz ist es die höchste Nutzlast bei gegebenem Strukturfaktor (17 und 9,5) und spezifischen Impuls (3477 und 4451 m/s) zu finden, da erhält man für eine GTO-Bahn dann 350 t und 50 t. Allerdings berücksichtigt der Ansatz nicht, dass man dann drei Triebwerke in der Centaur braucht.

Die Triebwerkszahl ist ein wichtiges Argument, denn was mich wunderte, war das man in der Heavy Version sogar vier Triebwerke einsetzt. Die RL10 gelten als teuer, seit Rocketdyne (nun Aerojet) nach Auslaufen der Delta 2 und Shuttle Triebwerke die Fixkosten auf Kur noch zwei Triebwerke umlegen muss. Da Triebwerke nach ULA-Angaben für H/3 der kosten der Stufe verantwortlich sind würde ich also die Stufe verkleinern wenn ich so Triebwerke einsparen kann. Nicht umsonst fliegt die Atlas seit ihrem Erststart immer in der Single Engine Centaur Version. Die DEC Centaur wird erst für große LEO Nutzlasten benötigt.

Das nächste ist der Durchmesser der Rakete. 5,4 m sind viel zu groß. Das geht bei Delta 4 und Ariane mit ihrer Mischung aus LOX/LH2 und der niedrigen Dichte, doch auch wenn Methan nicht ganz so dicht wie Kerosin ist, macht der höhere LOX-Anteil das wieder zum Teil wett. Die Mischung hat eine Dichte von 0,82. Die LOX/LH2 Mischungen eine von 0,33. Das bedeutet man benötigt einen viel kleineren Durchmesser. Hochgerechnet von der AtlasD mit 3,05 m würde ich 4,3 m ansetzen. Die Atlas V hat mit einer 308 t (nur 42 t leichteren) Erststufe ja auch 3,80 m Durchmesser. Das ergibt auch für die Centaur eine bessere Tankgeometrie und damit geringere Trockenmasse. Lediglich wenn man die größte Version der Centaur nimmt, mit 70 t Treibstoff, für die wären dann 5,4 m Durchmesser angemessen.

Bei einem Stukturfaktor von 17 für die Erststufe und 9,5 (von Atlas V bzw DEC-Centaur übernommen) komme ich dann auf folgende Rakete:

Rakete: Vulcan Centaur 6 Alternative

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

734.940

17.000

10.279

1.326

2,31

180,00

185,00

35790,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

12.682

28

90

2.540

290

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

6

53.400

5.600

2.720

1313,6

1383,1

94,00

0,00

2

1

350.000

20.600

3.477

4800,0

5050,0

226,80

0,00

3

1

45.000

4.700

4.451

212,0

212,0

846,11

227,00

Rakete: Vulcan Centaur Alternative

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

406.540

9.000

10.279

1.605

2,21

180,00

185,00

35790,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

4.800

28

90

2.540

290

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

350.000

20.600

3.477

4800,0

5050,0

226,80

0,00

2

1

45.000

4.700

4.451

212,0

212,0

846,11

227,00

Das Verrückte: diese Version hat eine viel höhere Nutzlast als die von ULA nämlich 9 t in den GTO bei keinen Boostern und 17 t bei sechs Boostern. Das liegt an der rund 2 t niedrigen Trockenmasse der Centaur und den geringen Gravitationsverlusten durch eine um 300 s kürzere Brennzeit. (siehe Wert bei Verluste). Da man bei ULA sicher noch wesentlich bessere Möglichkeiten hat die Rakete auf den Markt auszulegen, sehe ich nur eine Möglichkeit die Diskrepanz zu erklären. Die liegt in der Wiederverwendung der Triebwerke. Sie könnte für eine wesentlich höhere Strukturmasse der ersten Stufe verantwortlich sein. Das müsste man dann durch eine leistungsfähigere Oberstufe ausgleichen. Auch deren Größe wäre dann zu erklären, denn es ist von Vorteil, wenn die Abtrennung bei möglichst geringer Geschwindigkeit stattfindet, und das ist ja der Fall. In diesem falle würde dann die Oberstufe auch eine wesentlich geringere Trockenmasse aufweisen. Die ACES, die mal für die Vulcan geplant war, hat einige Ähnlichkeiten zur „Heavy“ Centaur, vielleicht hat man auch nur umbenannt:

Wenn man bei der Centaurstufe auf 8 % Trockenmasseanteil kommt, wie für die ACES versprochen so würde die Leermasse der kleineren Version von 6,4 auf 4,8 t sinken (1,6 t mehr Nutzlast) und bei der Heavy Variante von 7,6 auf 6 t (ebenfalls +1,6 t Nutzlast).

Bei der Heavy Variante entsprechen ungefähr 4 t mehr Trockenmasse in der Erststufe 1 t weniger Nutzlast. Mit den gewonnenen 1,6 t Nutzlast könnte man so die erste Stufe um 6,4 t schwerer machen, sprich 6,4 t mehr Ausrüstung für die Bergung hinzunehmen. Bei den kleineren Varianten ist der Gewinn wahrscheinlich noch etwas höher.

Alles in allem finde ich aber hat man die Rakete zu sehr auf die „schweren“ Versionen ausgelegt. Von den 80 Starts der Atlas V entfielen 38, also fast die Hälfte auf die kleinste Version Atlas 401. Nun hat schon die kleinste Version die Nutzlast der Atlas 431 und nur eine etwas kleinere als die Atlas 551. Mit einer kleineren Oberstufe, ohne Offloading käme sie sogar auf 9 t. Mit 6 Boostern trotzdem auf 16,5 t also mehr als die „echte“ Vulcan. Ich kann das nur durch die geplante Bergung erklären.

29.8.2019: Meine Vulcan Alternative

Ich habe mich mal hingesetzt und geschaut, ob ich so was Ähnliches wie die Vulcan konstruieren kann. Besser gesagt: eine Rakete mit Aerojet GEM 63 XL Boostern, zwei BE-4 in der ersten Stufe und zwei RL-10 in der zweiten. ULA hat sicher ihre Gründe für ihr Design. Das hat sicher auch wirtschaftliche Gründe. Ich kann an der Stelle nur über das technische Optimum schreiben, und zwar, damit wir auf einem Level sind unter folgenden Randbedingungen:

Die Größe der Oberstufe

Eie Masse der oberen Stufe ist bei gegebenem Schub vor allem bei der kleinsten Version wichtig, weil diese keine Startunterstützung hat. Ich habe für beide Stufen eine Gesamtmasse von 405 t festgelegt, das lässt bei 480 t Startschub noch Platz für die Nutzlastspitze und trotzdem resultiert eine gängige Startbeschleunigung von mindestens 12 m/s. Im ersten Schritt habe ich für eine Standard GTO-Bahn (185 x 35.800 km, 27 Grad Bahnneigung) die Nutzlast errechnet, wenn man die Oberstufe systematisch in der Masse variiert.

Man sieht: Ws gibt bei 30 bis 45 t Startgewicht ein Niveau, das sich nur um wenige Hundert Kilo ändert. Als Vergleich habe ich für die beiden kleinsten Version auch eine Stufe mit nur einem RL-10 modelliert. (SEC: Single Engine Centaur) Es liegt nur wenig schlechter, das ändert sich bei steigender Masse aber rapide, wie man schon bei 35 t sieht. Jenseits 55 t Stufenmasse sinkt die Nutzlast auch bei zwei Triebwerken rapide ab und die Verluste steigen an.

Startmasse erste Stufe

Startmasse zweite Stufe

Nutzlast GTO

Verluste

375 t

30 t

9.500 kg

1.346 m/s

375 t

30 t SEC

8.900 kg

1.524 m/s

370 t

35 t

9.700 kg

1.405 m/s

370 t

35 t SEC

8.000 kg

1.918 m/s

365 t

40 t

10.000 kg

1.345 m/s

360 t

45 t

9.500 kg

1.531 m/s

355 t

50 t

8.800 kg

1.697 m/s

350 t

55 t

7.600 kg

2.107 m/s

345 t

60 t

6.800 kg

2.398 m/s

340 t

65 t

4.800 kg

3.065 m/s

Die optimalste Stufe für die kleinste Version wäre also eine mit 40 t Startmasse. Doch wie sieht es bei den größeren Versionen aus? Ich würde von meinem Gespür her sagen, das sich das Optimum in Richtung schwerere Stufen verschiebt. Da aber die kleinste Variante am häufigsten eingesetzt werden wird – schon diese hat über 9 t Nutzlast, also mehr als eine Atlas 551 – habe ich mich auf die Stufen mit maximal 45 t Treibstoff beschränkt:

Startmasse erste Stufe

Startmasse zweite Stufe

Nutzlast GTO

Verluste

375 t

30 t

16.200 kg

1.238 m/s

375 t

30 t SEC

16.000 kg

1.310 m/s

370 t

35 t

16.600 kg

1.318 m/s

370 t

35 t SEC

16.100 kg

1.408 m/s

365 t

40 t

16.700 kg

1.441 m/s

360 t

45 t

16.200 kg

1.508 m/s

Siehe da: in beiden Fällen liegt das Optimum bei der 40 t Stufe. Aus wirtschaftlichen Gründen wäre die SEC-Variante mit 30 t Stufenmasse auch eine Alternative. Man verliert bei der Rakete (30 t Stufe) ohne Booster 600 kg und bei der großen Variante 200 kg im Vergleich zur DEC-Version, verglichen mit der 40 t Stufe beträgt der Verlust 1.100 und 700 kg. Da die Triebwerke der teuerste Teil der Rakete sind, kann es durchaus sinnvoll sein, auf eines zu verzichten, wenn der Gesamtträger billiger wird, vor allem wenn selbst die kleinste Variante in der Nutzlast bei Einzelstarts viel zu hoch liegt.

Im Folgenden habe ich aber mit 40 t Stufe und zwei RL-10 weitergerechnet. Die Oberstufenmasse spielt für die folgende Betrachtung auch nur noch eine geringe Rolle.

Treibstoff weglassen

So würde man auf Deutsch die Technik des Propellant Offloadings beschreiben. Bei Feststofftriebwerken ist sie Standard, schließlich muss ihr Impuls auf die Nutzlast angepasst werden und die kann unterschiedlich schwer sein. Bei Stufen mit flüssigen Treibstoffen kenne ich den Einsatz nur bei der Ariane 4. Die erste Stufe fasste nach Verlängerung mehr Treibstoff, aber die Triebwerke waren unverändert, sodass man mit vollen Tanks gar nicht mehr abheben konnte.

Bei LOX/Kerosin, das gilt aber auch für Hydrazine/NTO sind die Treibstoffe so dicht, das ein Tank nur 1/70 seines Inhalts wiegt – wenn wir von großen Tanks reden, und das ist hier gegeben. LOX/Methan ist in der Dichte etwas kleiner und man benötigt auch noch Druckgas, um das Volumen auszufüllen. Ich habe so mit 1/50 der Treibstoffmasse als Tankmasse gerechnet und im Folgenden bei der Version mit sechs Boostern eine erneute Simulation durchgeführt.

Doch wie viel Treibstoff soll man weglassen? Ich habe als Kriterium ganz einfach genommen, das wenn die Booster nach 94 s ausgebrannt sind, die Startbeschleunigung immer noch 12 m/s beträgt. Bei 5050 kN Schub der beiden BE-4 (man ist nun schon im Vakuum) sind dies 420 t Masse. 20 t für Nutzlastspitze und 40 t für die Oberstufe abgezogen, ist man bei 360 t die die erste Stufe zu diesem Zeitpunkt wiegen darf.

In den 94 s konsumieren die BE-4 136 t Treibstoff. Die kommen noch hinzu, Damit dürfte die erste Stufe beim Start 556 t wiegen. Das sind 190 t mehr als in der Basisversion. Diese 190 t verteilen sich auf 186 t Treibstoff und 4 t Leermasse. Das ist das Maximum. Für die 40 t schwere Oberstufe und sechs Booster (an der größten Version muss sich ja die Dimensionierung orientieren) habe ich die Nutzlast für verschiedene Zuladungen berechnet:

Startmasse erste Stufe

Leermasse erste Stufe

Nutzlast GTO

Verluste

556 t

25,5 t

21.300 kg

1.470 m/s

496 t

24,3 t

21.100 kg

1.274 m/s

436 t

23,1 t

20.300 kg

1.139 m/s

400 t

22,2 t

19.200 kg

1.148 m/s

365 t (Basisversion)

21,5 t

16.700 kg

1.441 m/s

Dem ist gegenzurechnen, was die erhöhte Trockenmasse der ersten Stufe an Nutzlast bei der kleinsten Version kostet. Da sich nur die Trockenmasse der ersten Stufe ändert habe ich mir es gespart alle Zwischenversionen durchzurechnen und nur die größte Version berechnet: Hier sinkt die Nutzlast um eine ganze Tonne von 10 auf 9 t ab. Man kann annehmen, dass der Zusammenhang linear ist, also ein Verlust von 200 bis 300 kg pro Zwischenstufe.

In der Praxis muss man abwägen. Relativ sicher ist die Zuladung von wenig Treibstoff (400 t), das alleine bringt 2,5 t bei der Version mit sechs Boostern, kostet aber nur 200 kg Nutzlast bei der kleinsten Version. Für weitere 1.100 kg Nutzlast bei sechs Boostern gibt es weitere 200 kg Verlust bei der kleinsten Version und für weitere 800 kg Nutzlast bei sechs Boostern kommt man auf 300 kg Verlust bei der kleinsten Version. Die Variante mit 556 t Startmasse ist in jedem Falle von Nachteil.

So halte ich das Optimum für sechs Boostern die 496 t Startmasse. Da es in der Praxis ja noch die Zwischenversionen mit zwei, drei und vier Boostern gibt, würde ich aber eher eine Nummer kleiner gehen, denn auch diese können das Optimum nicht nutzen. Die Treibstoffzuladung lässt auch eine Anpassung der Startmasse zu. Das Tankvolumen gibt es ja. Bei 450 t Startmasse wie bei der Vulcan kann man dann ein endgültiges Datenblatt für alle Versionen (null, zwei, drei, vier, sechs Booster) erstellen:

Booster

Nutzlast GTO

Keine

10.100 kg

Zwei

14.300 kg

Drei

16.000 kg

Vier

17.300 kg

Sechs

19.700 kg

Fazit

In der Summe habe ich dann doch ein ähnliches Konzept wie die Vulcan hinbekommen – bei der sind es 418 t Treibstoff in der ersten Stufe, bei mir 431 t – eine vernachlässigbare Differenz. Und das ohne Absicht! Der große Unterschied liegt in der Oberstufe. Nach meinen Berechnungen ist eine kleinere Oberstufe vor allem für die Version ohne Booster besser – die 15 t mehr Treibstoff bei der „echten“ Vulkan dürften eben auch 1 bis 1,5 t Mehrgewicht bei der Trockenmasse entsprechen und die gehen eben von jeder Nutzlast ab, ohne das die größere Stufe (zumindest bei der Version mit keinen oder nur zwei Boostern) auch mehr Nutzlast bringt, im Gegenteil sie kostet meiner Berechnung nach Nutzlast auch bei sechs Boostern. Meine Version liegt auch bei sechs Boostern in der Nutzlast vorn.

Ich habe daraufhin nochmals das Diagramm genau abgemessen und das Volumen bestimmt und komme bei der „langen“ Centaur der Heavy auf ein Maximalvolumen von 60,4 t Treibstoff – bei 90 % Zuladung entspricht das ziemlich genau der Treibstoffangabe für die Centaur, die sich dann auf die verlängerte Version bezieht (mit vier RL10). Bei der kürzeren Version wären es dann 40,3 t Treibstoff.

Allerdings kann ich dann die geringe Nutzlast nicht verstehen, vielmehr sollte sie dann ähnlich, wie bei meiner Modellierung liegen. Die naheliegendste Begründung die auch zu den vergleichsweise geringen GEO-Massen passt ist eine relativ hohe Trockenmasse, der letzten stufe, die dann eigentlich keine Centaur mehr ist – diese Stufe war durch ihr Konzept der innendruckstabilisierten Tanks immer eine Stufe mit sehr geringer Trockenmasse – die SEC Centaur wiegt 2243 kg trocken, die Ariane 5 ECA bei kleinerer Treibstoffzuladung dagegen 3.300 kg (nach Zündung). Ich hoffe nur das nicht ULA wie Arianespace Blei als Werkstoff für Tanks entdeckt hat ...

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