Bernd Leitenbergers Blog

Je mehr ich darüber nachdenke, desto sinnvoller erscheint es mir, ein Ammoniak-Ethin-Gemisch zu verwenden: Ethin ist energiereich (pures Ethin kann sich sogar explosiv in Kohlenstoff und Wasserstoff zersetzen!), Ammoniak liefert bei der Verbrennung große Mengen an mittelschweren zweiatomigen Molekülen (N2, NO), die im Raketentriebwerk effizienter Schub erzeugen als dreiatomige (Wasserdampf, Kohlendioxid). Bei letzteren wird nämlich ein größerer Teil der Hitzeenergie aus der Brennkammer in inneren Moden (Rotation, Schwingung) gespeichert als bei zweiatomigen, und diese innere Energie steht dann nicht zur Schuberzeugung zur Verfügung, da diese in der Düse nicht “gleichgerichtet” werden kann.

Ob es am Ende aber so toll ist, wie Jewgeni-7 schreibt, wird sich zeigen. Auf jeden Fall benötigt man ja Druck und/oder Temperaturen unter “Raumtemperatur”, um das überhaupt zu verflüssigen.

Kai

Mit anderen Worten: Bis jetzt steht der Nutzen von Acetam nur auf dem Papier. Niemand weiß, ob das auch in der Realität funktioniert.

Klar ist Wasserstoff teurer als andere Treibstoffe, dafür ist aber die Nutzlast deutlich höher. Und gerade bei einer Flüssigkeitsrakete ist der Treibstoff das Billigste. Mit anderen Treibstoffen spart man so nur wenig Kosten, aber viel Nutzen. Ganz sicher nicht optimal.

Ständig neue Technik entwickeln, wenn man noch nicht mal in der Lage ist, die vorhandene zu nutzen, ist einfach lächerlich. Wozu soll das gut sein, um sie auch nicht zu nutzen?

Daß immer nur große Projekte gemacht werden, ohne daß etwas fertig wird, ist leider Tatsache. Solange nicht wenigstens ein Projekt wirklich fertiggstellt wird, ist das alles nur heiße Luft. Und genau da passiert eben nichts. Kein Wunder, um eine neue Technik wirklich zu entwickeln ist eben eine Menge Geld nötig. Ohne Moos nix los. Das ist auch bei der russischen Raumfahrt nicht anders, egal ob das einen nun paßt oder nicht. Ankündigungen von irgendwelcher Technik mit recht spektakulären Werten gab es schon lange, nur funktioniert hat das noch nie. Von Otrag über SpaceX bis Zubrin, bei genauerer Betrachtuing haben sich die sensationellen Werte als viel zu optimistisch erwiesen. Man könnte auch glatte Lüge dazu sagen. Mit Computersimmulationen läßt sich jedes Märchen “beweißen”, von Enterprise über Babylon 5 bis Stargate. Was noch lange nicht heißen muß, das so etwas auch in der Realität funktioniert.
Die russische Raumfahrt hat das gleiche Grundproblem wie die NASA: Sie hat kein wirkliches Ziel. Wenn Jeder in eine andere Richtung zieht, ist es kein Wunder wenn die Karre nicht vom Fleck kommt.
Ich behaupte nicht, daß die Russen nichts können. Schließlich fliegen amerikanische und indische Raketen mit russischen Triebwerken. Und die ISS wäre ohne Sojus nur noch Schrott. Die russische Technik ist also durchaus brauchbar. Nur wird sie eben im eigenen Land viel zu wenig genutzt.

Klingt ja alles sehr schön, aber solange es nicht fliegt sind das alles nur Träumereien. Fakt ist jedenfalls, daß es nach dem Ende der Sowjetunion keine wirklichen Neuentwicklungen gab, die zur Einsatzreife gebracht wurden. Lediglich kleinere Verbesserungen an vorhandenen Trägern und Umbau von militärischen Raketen zu Satellitenträgern. Alles andere wird entweder immer weiter verschoben oder ganz gestrichen.
Angara, Baikal, Klipper, Rus, Oberstufen mit LH2 / LOX für Sojus und Proton. Mit der vorhandenen Technologie duchaus machbar, aber nichts passiert. Man baut nur das, was man schon immer gebaut hat. Und selbst dabei gibt es immer mehr Pannen.
Jede ernstzunehmende Raumfahrtnation hat inzwischen Trägerraketen mit LH2 / LOX, nur Russland nicht. USA, Europa, Japen, China und Indien. Letztere sogar mit russischen Triebwerken. Dabei hatte man mit der Energija gezeigt, daß man es auch kann. 25 Jahre später geht gar nichts mehr. Nur noch Ankündigungen und heiße Luft. Dagegen ist ja selbst SpaceX ein Muster an Zuverlässigkeit.

@ Elendsoft, zu

Mars und Methan, Quellennachweis:

Robert Zubrin, Brian Frankie, Tomoko Kito; Mars In-Situ Resource Utilization Based
on the Reverse Water Gas Shift.

Stephen Teskey; In-Situ Resource Utilization on Mars.

Robert Wagner, Robert Zubrin; Unternehmen Mars; Heyne-Verlag.

Dazu noch diverse NASA Publikationen.

Die Methan Mondlander werden nach dem heutigen Stand wiederverwendbar sein. Nach dem Rückstart und Umstieg der Kosmonauten verbleiben die Lander in der LOS bzw. Mondumlaufbahn. Den Transport von Metan für die nächste Mondexpedition übernehmen unbemannte H2 Raumschlepper. Der Ablauf und das technische Konzept ist plausibel und erspart den ständigen Bau der Lander.

Die Bedeutung des Treibstoffes werde in der weiteren Zukunft, insbesondere mit regulären Flügen und Landungen auf den Planeten und Monden des Sonnensystem und die damit verbundene Möglichkeit Methan, O2 als auch H2 vor Ort zu Gewinnen, signifikant steigern.

Der Mars als eines der nächsten Ziele der Raumfahrt ist geradezu prädestiniert für die Produktion von Methan auf dem Planeten. Ein Marslander werde somit noch effizienter, da er den Treibstoff für den Rücktransport vor Ort erhält und senkt somit die Kosten mit noch anderen Technologien recht deutlich.

Die Methangewinnug und der damit verbundene chemischer Prozess wurde im 19 Jahrhundert vom Franzosen Sabatier entdeckt, wobei die Formel lautet :

CO2 4H2 -> CH4 2H2O, oder anders gesagt, da ich kein Chemiker bin, Kohlendioxid der Marsatmosphäre reagiert zusammen mit Wasserstoff zu Methan und Wasser. Durch eine Wasserelektrolyse erhält man H2 für die erneute Methan Produktion als auch Sauerstoff.

Amerikanische Berechnungen haben gezeigt das aus 1 kg H2 die Gewinnung von 20 kg Methan und Sauerstoff auf dem Mars möglich wäre. Am Johnson Space Center der NASA wurden solche Technologien entwickelt als auch getestet. Der Weg bis zu ständigen bemannten Basen mit Selbstversorgung an Treibstoff, Sauerstoff als auch mit Ressourcen insgesamt ist aber noch sehr weit. Die Stromerzeugung übernehmen recht kompakte nukleare Module mit einer Leistung bis 0,5 MW an denen bei RKK Energia schon gearbeitet wird.

Die weitere Entwicklung von Methan, Acetam als auch der künftigen Konkurenten und ob die Erwartungen auch erfüllt werden, bleibt also abzuwarten. Es wird sehr spannend all das zu verfolgen als auch dabei zu sein.

Da ich hier die Bilder des Methan Trägers nicht posten kann, werde mich auf einige Daten der 35 und 21 Tonnen Variante beschränken.

Gesamthöhe des Trägers : 70,5 Meter
Zentralstufe : 5 Meter in Durchmesser, Länge mehr als 43 Meter, H2/02 Treibstoff
Gesamtbreite mit 2 Boostern : 25,39 Meter

Landebooster:

Gesamtelänge : 42,6 Meter
Durchmesser : 4,25 Meter
Breite mit ausgefahrenen Flügeln bei Landung : 27,5 Meter
Breite bei Start : 14,07 Meter
Treibstoff : Methan
Triebwerke : 4X RD- 0162

Der MRKN – 35 Tonnen hat eine Startmasse von 921 Tonnen und 2 Landebooster.
Die moralisch verschliessne Angara A7P hat eine Startmasse von 1125 Tonnen und 6 Booster bei gleicher Nutzlast.

Der MRKN – 21 Tonnen hat eine Startmasse von 663 Tonnen und 1 Landebooster. Bei gleicher Nutzlast hat die Angara A5P eine Startmasse von 713 Tonnen und 4 Booster.

Die letzte Variante mit 65 Tonnen Nutzlast hat auch 2 Landebooster und 2 zusätzliche Booster die aber nicht landen. Die 45 Tonnen Variante hat auch 2 Landebooster und 1 zusätzlichen.

Die Sicherheitskriterien wurden bei der Analyse so hoh angelegt wonach die heutigen Proton und Sojus Träger nicht mehr starten dürften. Dazu zählt auch der sehr hohe Schubspektrum der Triebwerke von 30 bis 135 Prozent. Die umfangreiche ZAGI Analyse hat auch gezeigt, das die Verwendung von 4 Methantriebwerken je Booster und 200 Tonnen Schub das Optimum wäre. Computersimulationen mit anderen Triebwerken, wie RD- 180, als auch andere Kombinationen , war für das Konzept nicht optimal.

Ein aussenstehender der keinen fachlichen Bezug und Kenntnisse zur russischen Raumfahrt hat kann ja auch so schreiben.

MRKN ist die offizielle Kurzbezeichnung für den wiedervewendbaren Träger der auch die Angara eines Tages ablösen wird. Dazu könnte ich ein ganzes Buch mit ZAGI Analysen, technische Details, Bildern und Zeichnungen usv. schreiben. Die ersten Arbeiten, auf eine Roskosmos Ausschreibung, begannen schon vor Jahren. Die Ausschreibung gewann Chrunischew. Für die Entwicklung wurde die gennante Firma im Dezember 2011 beaufrtagt. Der Träger ist für Lasten von 7 bis 65 Tonnen vorgesehen. Es ist aber noch ein weterer Weg, insbesondere die Entwicklung der Landebooster und die damit verbundenen sämtlichen technischen Details zu klären und zu Lösen sowie den Bau der Landebahnen und deren Infrastruktur. Der Träger ist für alle russische Kosmodrome, ausser Baikonur, sowie auch für bemannte Starts vorgesehen. Ich habe auch geschrieben das der erste Start sei nach 2025 ev. bis spätestens 2030 vorgesehen. Bei so einen Jahrhundertprojekt kommt es auf die 2-6 Jahre nicht an.

Der Vergleich zu Angara, die lange Entwicklungszeit, ist absolut unsachlich. Die Gründe sind mir alle explizit bekannt wie auch die Geschichte des entwickles KB Saljut, aber das ist ein anderes Thema. Die ersten Starts sind für 2013 fest eingeplannt.

Acetam tauchte erst vor einigen Wochen offiziell auf, wird aber schon seit geraumer Zeit im Inovationszentrum Skolkovo als auch bei NPO Energomasch entwickelt. Die ersten Ergebnise werden im Sommer veröffentlicht und zu Formel werde ich mich später äussern. Möchte mich hier nur auf die offiziellen Aussagen berufen, was ich auch gemacht habe. In der Tat, eine Steigerung der Nutzlast um 30-40 % ist ja gewaltig. Wäre fast vergleichbar mit einen H2 Triebwerk.

Auf dem neuen Kosmodrom gehen die Arbeiten voran. Es ist nach wie vor geplannt den ersten Start einer Sojus-2 um 2015 durchzuführen und somit die ersten Gelder damit einzufahren. Das ist auch ein Grund für die Absage der RUS-M Rakete da sie erst um 2020 startbereit gewesen wäre. Auf der MAKS 2011 war aber schon klar das die Tage der RUS gezählt werden. Es geht also um die Kosten und mit einer Energia- K werden die Startkosten für einen bemannten Träger, als auch mit einen andern Träger mit nur 1 Triebwerk, um die Hälfte kleiner.

Ob der Baikonur nach 2050 weiter von der russischen Seite genutzt wird ist sehr fraglich, genau so ist es fraglich die Fertigstellung des Baiterek Komplexes auf dem Kosmodrom. Es gibt also ernsthafte Unstimmigkeiten der Parteien angesichts des recht hohen Ausgaben die damit zu erwarten sind. Es wir von rund 1,8 Milliarden Dollar gesprochen und dazu noch die Jährliche Pacht die Russland an Kasachstan zu zahlen hat.

Die damaligen Entwicklungen die wir gemacht haben wie mit Boran und anderen Treibstoffen, sind mit den heutigen absolut nicht vergleichbar und es ist keine Modewelle. Es geht primär um die Senkung der Zugangskosten zum Weltraum ( MRKN, Methan, Acetam) als auch um die Senkung der Transportkosten im Weltraum (TEM- 1/25 MW) sowie um ökologische Aspekte insbesondere in Verbindung mit dem neuen Kosmodrom.

Nach den Worten von A. Lichwancew (NPO Energomasch), ergeben sich durch die Verwendung von Acetam jährliche Kosteneinsparungen von mehreren Milliarden Rubel.

Bei der Verwendung der Methantriebwerke in den wiederverwenbaren MRKN Trägern, geht es auch um die signifikante Senkung der Transportkosten als auch um die Erhöhung der Zuverlässigkeit des Trägers auf P= 0,999. Die Triebwereke sind mehrfachverwendbar und haben eine deutliche, um 400 bis 600 kg, geringere Trockenmasse gegenüber eines Kerosintriebwerks. Nur das entspricht schon eine Einsparung von mehreren Millionen Rubel, dazu noch der recht deutlich billige Treibstoff. Es ist also Fakt das die Methantechnologie billiger und effizienter im Vergleich zu Kerosin ist. Sehr ausführlich und sehr positiv haben sich auch unabhänige russische Weltraumexperten auf der Koroljow Lesung, die ich anfang des Jahres auch mitverfolgen konnte, dazu geäussert.

Von einer baldigen Einsatzreife habe ich nicht gesprochen, sondern ich habe schon in einen andern Blog auch genannt, das die MRKN nach 2025 zum Einsatz kommen.

Weder die USA noch Russland schwimmen auf dem Geld um auf die kostensparenden Technologien zu verzichten. Es bedarf natürlich noch viel Zeit und Geld. Auch die Fertigstellung des neuen Kosmodrom, bis zu 7 Startkomplexe, technische Gebäde, H2, Kerosin, Methan Infrastruktur und eine neue Stadt für 50 000 Bewohner bedarf immense Arbeit.Wir haben aber auch keine andere Wahl als den angefangenen Weg weiter zu gehen.

Bezüglich der russischen Raumfahrt bitte ich also um etwas mehr Sachlichkeit. Danke!

Methan ist zur Zeit die beste Alternative zu Kerosin, aber nicht mehr lange. In Russland wird noch an einen besseren Treibstoff mit der Bezeichnung Acetam ( rus. Schreibweise)gearbeitet. Nach Aussagen der Forscher wäre es möglich, angewandt auf den letzten Stufen der Sojus Trägerraketen, die Nutzlast um die 30 bis 40% zu steigern. Die ersten Ergebnisse werden im Sommer 2012 veröffentlicht.

Die russischen MRKN-Trägern, an denen seit Dezember 2011 schon offiziell daran gearbeitet wird, erhalten folgende Treibstoffe und Triebwerke:

Zentralstufe : 1 x RD- 0120, H2/02
Landebooster : 4 x RD- 0162, Methan/O2, Schub je 200 T.

Die Booster sind bis zu 25 wiederverwendbar, später sogar bis 100. Noch ein kurzer Vergleich von Kerosin und Methan Triebwerken. Der Kerosin RD- 0163 hat eine Trockenmasse von rund 2696 kg und einen Isp von 278s. Der Methan RD-0162
hat eine Trockenmasse von 2100 kg und einen Isp von 323s.
Ja, das ist schon gewaltig.

Die russischen bemannten Mondlander PWLK-1 als auch der PWLK-2, wobei der letzte hat eine Startmasse von 39,827 Tonnen und Platz für 6 Kosmonauten , werden mit zwei Methan Triebwerken mit je 4000 kg Schub ausgestattet sein ( Stand Februar 2012).

Bei NPO Energomasch wird zur Zeit ein neuer Triebwerk mit der Bezeichnung RD-175 entwickelt. Das Triebwerk mit einer Schubleistung von 1000 Tonnen ist für die Energia-K als auch für die Booster eines Schwerlastträgers, der für bis 180 Tonnen ab 2018 entwickelt wird, vorgesehen. Ob davon auch eine Methan Variante geben wird, ist leider nicht bekannt.

Zur Methan wäre noch zu erwähnen eine russische Patententwicklung, die am 27.02.2002 veröffentlicht wurde, bei der sich um eine Mischung aus Methan und Ethylen handelt.

Danke für die weitgehend positive Bewertung des Vorschlags.

Aber wie berechnetst du die performance von Trägerraketen?

1. Einfachste Möglichkeit: Integrieren über den Zeitabhängigen Schub; daraus eine Endgeschwindigkeit errechnen; und diese mit der zum erreichen der Bahn erforderlichen Geschwindigkeit vergleichen.

Nachteil: gilt nur für eine Kanone. Eine Rakete mit einem Schub von unter 1g würde nah dieser rechnung auch jede Bahn erreichen können, hebt aber in der Realität nicht mal ab.

2. Auslegung für einen Planeten ohne Atmosphäre:

Bescheunigung in Horizontaler Richtung bis zu einer Orbitalbahn bei höhe Null bis die Zentrifugalkraft gleich der Gravitation ist.
Ausgleich der Gravitation in vertikaler Richtung. Dies führt zu einem Verlust an Triebwerksleistung, der vor allem am anfang schwehr wiegt.

a(horizont)^2=a(ges)^2-(g-v^2/6400km)^2

Mit Luftwiderstand und unterschidlichem aufbau der Raketen wird das belibig kompliziert. Gibt es da eine reihe von Faustformeln, an dennen du dich orientierst.

Hallo Herr Leitenberger,

ich halte Ihre Webseite für ganz hervorragend gemacht.

Zum Betrieb von Triebwerken mit Wasserstoff ist folgendes zu sagen:

Sie hatten zwar richtigerweise erwähnt, dass die erforderliche Förderarbeit proportional zu dem Volumen ist, es gibt dabei aber noch zwei Punkte.

In einem Turbokompressor wird dem Medium kinetisch Energie zugeführt, die dann in Potentielle energie also Druck umgesetzt wird. Die kinetische Energie ist aber proportional zur Dichte, so dass zum erreichen des selben Drucks die Geschwindigkeit gesteigert werden muss (technisch sehr aufwändig).

Ausserden ist flüssiger Wasserstoff eine besonders stark kompressible Flüssigkeit, so dass die Verdichtungsarbeit hier besonders groß ausfällt.

Triebweke mit Methan erscheinen mir durchaus nützlich:
Im Vergleich zu Kerosin halten sich die geringere Dichte und der höhere spezifische Impults etwa die Wage.

Als Vorteil sehe ich die geringe Anfälligkeit zu Rußen, was für die teilverbennung und regenerative kühlung wichtig ist. Das wird bei kerosin nur mit teuren synthetischen Kraftstoffen erreicht.

Mein Vorschlag für die Ariane5 ist allerdings ein anderer, und kommt mit verfügbaren Treibstoffen aus, naja fast.
4 bzw 6 Booster sind um eine neuartige Zentralstufe gruppiert. Die äußeren Abmessungen dieser Stufe sind identisch mit der gegenwärtigen. Sie ist mit Kerosin/LOX betankt und als Zentraltriebwerg fungiert ein RD-171. Durch den großen Tank (ca 600t Treinstoff) verdoppelt sich die Betriebsdauer des Tribwerks gegenüber der Zenit (ob das das Triebwerk ab kann??).
Als Oberstufe dient dabei die bisherige Zentralstufe der Ariane mit für den Vakuumbetrieb modifizierten Vulcain2-Triebwerk.

Grob gesagt verdoppelt sich die länge der Rakete. Vorteil sieses Aufbaus wäre eine weitgehende Verwändung bereits entwikelter Komponenten. Ausserdem ist der Durchmesser auf der ganzen Länge konstant.

So bitte zerreiße meinen Vorschlag.