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Immer wider wird bei neuen Raumfahrtprojekten, vor allem wenn es um neue bemannte Programme oder Schwerlastraketen die Diskussion auf alte Triebwerke neu zu verwenden. Zeit einmal die Probleme, Vor- und Nachteile zu beleuchten.
Es gibt vier grundlegende Verfahren zur Treibnstoffförderung und den grundlegenden Aufbau von Triebwerken:
Neben den grundlegenden Technologien verändern sich aber auch die Umsetzung. Das Design von Subkomponenten wird verbessert, Materialen ändern sich, ebenso die Verarbeitungstechnicken wie z.B. das Schweißen. Während in den sechziger Jahren z.B. viel Edelstahl verwendet wurde ist heute der Einsatz von hochtemperaturfesten Inconellegierungen üblich. Die Legierungen 7020 wurde bei Tanks durch 2219 und 2195 ersetzt.
Die Leistung eines Triebwerks wird gemessen durch die Ausströmungsgeschwindigkeit. Andere wichtige Parameter sind der Schub oder das Schub/Gewichtsverhältnis. Allerdings sind die Sprunge nicht so groß. Die folgende Tabelle zeigt die Entwicklung des höchsten realisierten spezifishcen Impulses bei Oberstufentriebwerken mit dem Expander Cycle:
| Bezeichnung | Einsatz | auf... | Spez. Impuls [m/s] |
| RL-10 | 1961-1965 | 4023 | |
| RL-10 A-1 | 1961-1967 | Atlas LV-3C | 4264 |
| RL-10 A-3 | 1967-1973 | Atlas SLV-3C | 4354 |
| RL-10 A-3-3 | 1973-1989 | Atlas SLV3D, Atlas G, Titan 3E | 4354 |
| RL-10A-3-3A | 1984-2002 | Atlas G, Atlas I+II, Titan 4,Space Shuttle | 4374 |
| RL-10 A-4 | 1984-2002 | Atlas IIA, Atlas IIAS | 4404 |
| RL-10 A-4-1 | 1999- | Atlas III, Atlas V | 4424 |
| RL-10B2 | 1998- | Delta 3, Delta IV | 4560 |
| Vinci | 2005- | Ariane 5 | 4570 |
Seit der ersten Serienversion RL10 A-3 hat sich der spezifische Impuls von 4354 auf 4570 gesteigert, das sind 5%. Auch wenn dieser Wert sich exponentiell auf die Nutzlast auswirkt, ist diese Steiergung doch so gering, als dass sie alleine keine Neuentwicklung rechtfertigt.
Der Grund für eine Neuentwicklung ist aber oft nicht die höhere Leistung, sondern die Produktionskosten. Das RS-68 wurde entwickelt um diese zu senken. Es ist wesentlich einfacher als das SSME aufgebaut Seine Produktionskosten liegen bei 25 Millionen $, verglichen mit 40 Millionen beim SSME, trotz höherem Schub. Der Preis sind jedoch deutliche Leistungseinbußen: es ist für ein triebwerk dieser Schubklasse sehr schwer und sein sepzifischer Impuls ist sehr gering, 400 m/s niedriger als beim SSME.
Es kann also durchaus sinnvoll sein ein neues Triebwerk zu entwickeln, wenn dadurch die Produktionskosten eines Trägers stark reduziert werden. Im wesentlichen kommt es auf die Anforderungen an. In er Tendenz sind ältere Triebwerk den neueren technisch unterlegen, wobei es aber sehr große Unterschiede gibt. Das F-1 und J-1 waren z.B. schon zu ihrer Zeit nicht besonders fortschrittlich. Es wurde zugunsten erhöhter sicherheit bewusst auf Leistung verzichtet. Es gab damals sowohl bei der Kombination LOX/RP-1 wie auch LOX/LH2 Triebwerke mit einem höheren spezifischen Impuls. Auf der anderen Seite ist noch immer das SSME in seiner Schubklasse unegschlagen, obwohl es 30 Jahre alt ist. Es musste Höchstleistung erbringen um den Shuttle in den Orbit zu bringen und dabei auch noch eine nenenswerte Nutzlast zu befördern.
Der Autor hat als Extrembeispiel einmal durchgerechnet welche Nutzlast die Saturn V gehabt hätte, wenn die F-1 durch Triebwerke mit dem spezifischen Impuls des RD-191 (3300 m/s im Vakuum) und des SSME (4480 m/s) im Vakuum ausgerüstet worden wäre. Voll/Leermasse der Stufen sollten sich nicht ändern. (Das F-1 hatte nur einen Wert von 2980 m/s und das J-1 einen von 4.180 m/s). Dann wäre die Nutzlast von 48,7 auf 64,8 t zum Mond gestiegen.
Doch das ist wie schon gesagt ein Extrembeispiel. Andere ältere Triebwerk sind leistungstärker und heute würde eine neue Schwerlastrakete mit Feststoffboostern als erster Stufe gebaut werden. Deren spezifischer Impuls liegt noch unter dem eines F-1 so dass der Nutzlastgewinn nicht so stark wäre.
Natürlich ist die Produktionsaufnahme alter Triebwerke nicht umsonst. Es wird sicher illusorisch sein sie in der gleichen Art zu Produzieren wie vor 20,30 oder 40 Jahren. Doch das ist nicht der entscheidende Punkt. Egal ob Edelstahl oder eine Hochtemperaturfeste Legierung für die Brennkammer zum Einsatz kommt. Ob Elektronenschweissen oder ein anderes Vefahren - wichtig ist dass das Triebwerk den Anforderungen genügt, Das bedeutet das neue Material den Belöastungen stand hält und die Schweißnähte halten.
Das ist aber technisches Basiswissen das auch leicht über Versuche geklärt werden kann. Was ein triebwerk in der Entwicklung teuer macht sind die zahllosen versuche um zu klöären ob es unter bestimmten Umständen zu Verbrennungsinstabilitäten kommt, es zu Rückkopplungen mit der Treibstofffrörderung kommt, Kavitation auftritt. Einsüitzköpfe eine sauebre Vermischung ergeben. die Kühlung ausreichend dimensioniert ist etc. Insbesonders Triebwerke für bemannte Einsätze durchlaufen hier sehr viel mehr Tests als Triebwerke für Satellitenträger.
Diese Kosten können eingespart werden, wenn ein altes Triebwerk erneut verwendet wird. Sie machen aber die Hauptkosten bei der Entwicklung aus. Das bedeutet das die Verwendung schon existerender Triebwerke, auch wenn ihre Herstellung auf aktuelle Standards angepasst wird durchaus Koasten sparen kann.
Für jedes Projekt muss eine Gesamtrechnung aufgestellt werden. Das bedeutet alle Faktoren müssen berücksichtigt werden als da sind:
Die meisten Diskussionen drehen sich um die Verwendung in bemannten Projekten. Sie es die Verwendung von SSME bei den Direct Vorschlägen als Ares V Alternative, oder im frühen Projektstadium dieser Rakete oder die Verwendung von F-1 und J-1 Triebwerken aus der Saturn Ära.
Bemannte Träger nehmen aber eine Sonderrolle ein. Die Anforderungen an Zuverlässigkeit sind so hoch, dass die Triebwerke enorm viele Tests durchlaufen die ihre entwicklungskosten enorm vergrößern. Das macht diese Grafik hier deutlich. Auf den ersten Blick sieht das RS-68 dabei sehr gut aus. Was diese Grafik allerdings nicht verrät ist das das RS-180 nur 180 Tests durchlief, das SSMe dagegen 613 und das F-1 2471. Für ein unbemanntes System mag das RS-68 zwar geeignet sein, doch für die Ares V war eine neue Version geplant, die ein neues Entwicklungsprogramm durchlaufen hätte. Für bemannte Flüge (die ARes V sollte nur die Besatzung aus einer Erdumlaufbahn zum Mond befördern, aber nicht in die Erdumlaufbahn) war es nir vorgesehen und derzeit hat die NASA 3,1 Milliarden Dollar für die Entwicklung neuer Triebwerke für Schwelastraketen vorgesehen.
Auf der anderen Seite ist die Zahl der Flüge - zumindest bei Schwerlastträgern begrenzt. Es wurden 15 Satrun V gefertigt, davon 13 gestartet. Zwei waren Testflüge. Das bedeutet es gab 11 Einsätze für das Apolloprogramm, davon drei zur Erprobung der Mission (Apollo 8-10).
Bei einem Flug zum Mars, Mond oder Asteroiden wird heute keine solche inkrementelle Vorgehensweise durchgeführt werden. Selbst wenn mehrere Träger für eine Expedition außerhalb des Erde-Mondsystems benötigt werden - wie viele solcher Expeditionen wird es geben? Vier oder Fünf? Sicher wird eine Schwerlastrakete in einer kleinen Stückzahl, ich vermute unter 20 Trägern gefertigt werden.
Bei so kleinen Stückzahlen sind dann aber die Produktionskosten weitgehend unwesentlich. Die Entwicklung der Saturn V kostete über 9 Millairden Dollar, davon entfielen aber nur 3 Milliarden auf die gefertigten Träger. Wenn ein RS-68 15 Millionen $ billiger als ein SSME ist und sechs davon benötigt werden, dann werden pro Träger 90 Millionen $ eingespart, doer bei 20 Stück 1,8 Milliarden Dollar. Das klingt nach viel, ist jedoch schon deutlich kleiner als die 3,1 Millairden Dollar welche ie NASA jetzt für eine Vorentwicklung von Triebwerken einplant.
Vor allem erfordern Schwerlastträger sehr leistungsfähige Triebwerke, deren Entwicklungskosten dann sehr hoch sind. Sollen sie bemannt starten, so sind die entwicklungskosten sogar noch höher, da dann die Sicherheitsanforderungen etwa umd en Faktor 10 ansteigen.
Bei bemannten Trägern für Erdorbitmissionen mit Raumkapseln, also Träger die in einem Nutzlastbereich von 7-20 t angesiedelt sind ist es schon von Fall zu Fall zu entscheiden. Zum einen ist ein solcher Träger etwa zehnmal kleiner als eine Schwerlastrakete und liegt in dem Bereich den auch Träger für Kommunikationssatelliten liegen. Zum zweiten ist durchaus ein längerer Einsatz denkbar. Die Sojus Raumkapsel wird seit 40 Jahren eingesetzt.
Bei anderen neuen Trägern foel in der letzten Zeit sehr oft die Entscheidung gegen ein neues Triebwerk unf für ein altes.
Die folgedne Liste kann nur eine Auswahl sein, da immer wieder vorgeschlagen wird alte Triebwerke erneut zu verwenden.
Die F-1 Triebwerke wurden zuerst vorgeschlagen für den Einsatz beim Space Shuttle, als noch Booster mit LOX/RP-1 vorgesehen waren. Dadurch das Feststofbooster gewählt wurden. In den späten achtziger Jahren waren sie erneut im Gespräch für ein Heavy Lift Vehicle. Rocketdyne rechnete 1992 vor, das die Weideraufnahme der Prduktion 445 Millionen Dollar (Wert 2005) und 21 Millionen Dollar pro Triebwerk (bei einer Produktion von 10-12 Stück pro Jahr).
Auch das J-1 war in Diskussuion für das Space Shuttle. Es flog jedoch sehr bald aus dem Rennen, da ein Triebwerk maximal zehnmal eingesetzt werden könnte, denn es war nicht wie das space Shuttle Triebwerk für eine häufige Wiederverwendung konzipiert. Eine Weiterentwicklung des J-1
Thunder in a bottle:
the non-use of the mighty F-1 engine
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