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Die Sea-Dragon

Die Seadragon war eine gigantische Trägerrakete die von Aerojet 1964 projektiert werden sollte und unter Wasser starten sollte. Konzepte dieser Art bezeichnet man in den USA als Biig Dumb Booster, Ziel ist es die Kosten für die Nutzlast radikal zu senken indem die Rakete enorm vereinfacht wird. Das meiste basiert auf dem Dokument Contract NAS8‑2599 von Aerojet, die das Konzept ausarbeiteten. Es empfiehlt sich, das zu lesen; es ist 550 Seiten lang und sehr detailliert, allerdings auch etwas widersprüchlich, so z. B. was Brennzeiten angeht. Der Artikel schließt an den ersten Beitrag mit Antworten auf eine Frage von Vineyard im Blog an, in dem ihr auch erfahrt, was die Sea-Dragon war, wenn ihr wie ich vorher noch nie von ihr gehört habt.

Die Rakete

Die Sea Dragon war im Entwurf eine zweistufige Rakete. Die erste Stufe arbeitete mit RP‑1/LOX, die zweite mit LH2/LOX. Beide Stufen hatten je ein Triebwerk. In der zweiten Stufe befanden sich noch vier Ullage‑Triebwerke. Sie waren für die Rollachsenlageregelung der ersten Stufe und die gesamte Lageregelung der zweiten Stufe zuständig. Sie schauten fix zur Achse um 90 Grad um den Kreis herum verteilt in einem schrägen Winkel. So etwas nutzte man z. B. auch bei der Atlas; wer frühe Atlas‑Starts mal angesehen hat, sieht diese kleinen seitlichen Flammen. Sie brannten dann auch noch bis zu 1.160 Sekunden länger, um den Orbit zu erreichen.

Alle kryogenen Tanks waren isoliert. In der ersten Stufe war der untere Tank, der komplett unter Wasser war, der RP‑1‑Tank. Das Mischungsverhältnis wurde durch den Tankdruck reguliert. In der ersten Stufe war das Triebwerk schwenkbar. Dazu wurde RP‑1 unter Druck aus dem Tank verwendet; mit dem Druck wurden Aktoren betrieben. Es hatte eine konventionelle Lavaldüse (Kegeldüse), nicht die moderne parabolische Form, welche die Baulänge reduziert. Das Triebwerk der zweiten Stufe war nicht schwenkbar, die Lageregelung übernahmen die vier Ullage‑Triebwerke.

Beide Stufen waren druckgefördert. Dafür benötigt man natürlich Druckgas. Die erste Stufe nutzte gasförmigen Sauerstoff, der durch einen Wärmetauscher am Triebwerk aus dem LOX gewonnen wurde und zurück in den Tank geleitet wurde. Das RP‑1 wurde durch einen eigenen Drucktank mit Methan druckbeaufschlagt. Er enthielt gasförmiges Methan, nicht verflüssigtes, was etwas Gewicht gespart hätte. In der zweiten Stufe erfolgte dies beim LH2‑Tank erneut durch einen Wärmetauscher, beim LOX‑Tank alleine durch den Verdampfungsdruck und den Druckverlust durch die Beschleunigungshöhe („acceleration head“). Den Startdruck lieferte eine Druckgasflasche.

Das für die Zeit Revolutionäre war die ausfahrbare Düse der zweiten Stufe. Praktisch eingesetzt wurde diese erst bei der Delta 3, die 35 Jahre nach dem Konzept erstmals flog. Damit konnte die Baulänge verkürzt werden und der Treibstoff effizienter genutzt werden. Anders als die der Delta war sie aber nicht eine vollständige kurze Düse, der eine Verlängerung übergestülpt wurde, sondern die Düse war vor dem Entfalten ein Zylinder, der durch Entfalten dann konisch wurde (siehe Abbildung) – auch hier eine einfache Konstruktion.

Ein Inertialsystem bildete die Grundlage der Steuerung. Zu dem Zeitpunkt des Entwurfs war auch dies fortschrittlich; viele Träger arbeiteten mit einer Radiolenkung, d. h. die Rakete wurde mit Radar verfolgt und ein Computer berechnete die Aktionen und funkte sie als Befehle zur Steuerung in der Rakete. Ich vermute, das war wegen der langen Brenndauer der Ullage‑Triebwerke nötig, denn nach 1.340 Sekunden war die Sea Dragon längst hinter dem Horizont des Startorts verschwunden; zudem hätte man Schiffe mit den entsprechenden Radaranlagen benötigt. Ein Librascope L‑90‑Computer (eingesetzt in der Lockheed C‑141, 8 K Worte, 28‑Bit‑Worte mit je zwei 14‑Bit‑Instruktionen) war vorgesehen. Ein Upgrade von der Transistorarchitektur zu IC hätte das Gewicht und den Stromverbrauch auf ein Drittel reduziert. Das spielte bei der großen Nutzlast aber keine Rolle. Um die Wiederverwendung auf die Spitze zu treiben war die gesamte Elektronik in einem Kommandomodul, das an Apollo angelehnt war untergebracht und dieses Modul sollte nach Absetzen der Nutzlast deorbitiert und dann wiederverwendet werden.

Die Spitzenbeschleunigung beträgt nach Dokument 4,21 g bei der ersten Stufe und 5,2 g bei der zweiten Stufe. Das waren für die damalige Zeit niedrige Spitzenbeschleunigungen. Die Atlas und Titan die für Mercury und Gemini genutzt wurden lagen darüber, erst bei der Saturn sank die Spitzenbeschleunigung unter 4,5 g. Diese lang arbeitenden Ullage-Triebwerke sind dafür verantwortlich. Denn sie verbrennen 300 t Treibstoff haben aber nur einen Schub von 20 t. So ist die Brennschlussmasse beim Abschalten des Haupttriebwerks der zweiten Stufe 300 t höher als ohne diese Lösung. Es gibt aber keine Hinweise auf einen bemannten Einsatz, wofür dies primär wichtig wäre.

Der Start

Es war vorgesehen, die Sea Dragon zuerst voll zu betanken und dann aufzurichten. Im Wasser würden die kryogenen Treibstoffe natürlich schneller verdampfen, aber da die Sea Dragon mit hohen Brennkammerdrücken arbeitet, war das erwünscht; so hatten die Tanks schon den Flugdruck, ohne dass Druckgas benötigt wurde. Ballast war notwendig, damit sie senkrecht im Wasser stand; der war unter der Düse angebracht und wurde nach Zündung abgetrennt. Ein aufblasbares Kissen, ähnlich wie bei Rettungsbooten, sorgte dafür, dass er an die Oberfläche stieg und erneut verwendet werden konnte. Eine Bergung war auch für die erste Stufe vorgesehen.

Die Rakete wäre aufgrund des hohen Schubs schnell mit 2,0 g gestartet (Standard bei mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Raketen sind 1,25 g). Die erste Stufe wäre schon nach 81 Sekunden ausgebrannt. Dies erfolgt in 38,1 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von ~1.770 m/s. Sie steigt dann bis auf 102 km Höhe. Dann wird eine konische Erweiterung entfaltet, welche die Aerodynamik verbessert und die Stufe abbremst. Diese ist optional; sie kann weggelassen werden, dann hat die Rakete eine um 9,5 t höhere Nutzlast. 200 Sekunden später (8 Minuten nach dem Start) landet die Stufe mit 91 m/s etwa 320 km vom Startplatz entfernt. Man rechnete damit, dass die Stufe zu 75 % unter Wasser liegt; dann würde der Restdruck weiteres Wasser vom Eindringen abhalten.

Die zweite Stufe brennt 260 Sekunden lang, dann wird das Haupttriebwerk abgeschaltet und die Ullage‑Triebwerke arbeiten noch weiter, bis nach 1.344 Sekunden ein 300 nmi (555 km) Orbit erreicht ist. Das System wurde von einem Massenverhältnis bei Stufentrennung von 1,92 zu 1 und einem Schub/Gewichtsverhältnis von 2:1 optimiert. Eine Analyse zeigt, dass die Verluste durch den Wasserstart nur 3 % gegenüber einem Landstart wären. Die Nutzlast wären ohne Optimierungen 498.000 kg in einen 555 km hohen Orbit gewesen. Das Servicemodul des Kommandomoduls hätte dann, wenn nötig, eine Kopplung mit schon gestarteten Teilen durchführen können. Danach wird das Kommandomodul deorbitiert worden.

Als Material wurde meist Aluminium 2014 T6 verwendet. Dieses Aluminium wird bei Trägern verwendet, aber selten; wenn, dann bei besonders beanspruchten Teilen wie Stufenadaptern, so bei der Saturn V, Ariane 1–4 und PSLV. Wo die thermische Beanspruchung hoch war, wurde Maraging Steel, rostfreier Stahl mit 18 % Nickelanteil, verwendet. Dieser Stahl ist hoch beanspruchbar und rostet nicht im Salzwasser, anders als der bei Raketen gebräuchlichere 301‑Stahl, der dafür bei tiefen Temperaturen (kryogene Flüssigkeiten) eine höhere Zugfestigkeit hat.

Typenblatt

Die Daten sind im Dokument etwas widersprüchlich, vor allem was Brennzeiten angeht. Hier die Angaben der ersten Seiten, ergänzt mit den spezifischen Impulsen weiter hinten im Dokument.

Stufe 1

Die erste Stufe hat 66 mm starke Tanks, innen isoliert mit einer 3,2 cm dicken Isolationsschicht. Das Mischungsverhältnis LOX/RP-1 beträgt 2,3 und wird ohne Ventile allein durch den Tankdruck reguliert. Das ist ein normales Mischungsverhältnis für LOX/Kerosin, die Falcon 9 hat das gleiche Verhältnis. Die Düse der ersten Stufe hat ein Flächenverhältnis von 5,1 zu 1 und einen Durchmesser von 12,67 m. Es ist nur ein Triebwerk, da der Schub des Triebwerks im Quadrat zum Durchmesser ansteigt, die Brennkammergröße aber in der dritten Potenz. Ein Cluster aus mehreren Brennkammern würde mit 28,65 m Durchmesser den Durchmesser der Rakete von 22,86 m deutlich überschreiten. Das Triebwerk ist um 3 Grad in zwei Achsen schwenkbar.

Der Brennkammerdruck beträgt anfangs 21 Bar und sinkt zum Brennende auf 14,5 Bar ab. Der LOX-Tank hat einen Druck von 13,91 Bar, der RP-1-Tank dagegen 26,2 Bar. Eigentlich könnte man LOX nicht gegen den höheren Brennkammerdruck einspritzen, aber man führt die 10 Leitungen von je 84 cm Durchmesser um den RP-1-Tank herum und dessen Wärme soll, durch Verdampfen eines Teils des LOX, den Druck steigern. Das Methan, das den RP-1-Druck aufbaut, hat einen Anfangsdruck von 30,8 Bar. Alleine dieses Methan-Druckgas wiegt 80,8 t. Da dieser nur etwas größer ist als der Tankdruck, ist auch klar, dass der Druck und damit auch der Brennkammerdruck sinkt, wenn sich der Tank entleert. Die Tankform ist ungewöhnlich. Es ist ein Integraltank mit zwei Zwischenböden (CH4/RP-1/LOX) und kegelförmigen Abschlüssen.

Die Zündung erfolgt wie bei vielen Trägern durch das Einspritzen der hypergolen Flüssigkeit TEA (Triethylaluminat). Die Wahl für LOX/RP-1 erfolgte, weil der untere Tank von Wasser umgeben ist. Kryogene Flüssigkeiten würden hier Probleme mit der Eisbildung verursachen. Gegenüber lagerfähigen Treibstoffen sprach der Preis: Diese kosteten 1963 pro Kilogramm beförderter Nutzlast 5 Dollar. Bei einer (geplanten) 100-maligen Wiederverwendung würde der Treibstoff mehr kosten als die Stufe pro Wiederverwendung.

Das Voll-/Brennschlussmassenverhältnis beträgt 9 zu 1, ohne Flüssigkeiten und Gase 9,6 zu 1. Zum Vergleich: große nicht druckgeförderte Stufen wie die Erststufen der Atlas und Saturn mit denselben Treibstoffen haben ein Verhältnis von 18 zu 1.

Zweite Stufe

Die zweite Stufe verwendet LOX/LH2. Das verwundert, denn das ist bis heute die Königsklasse bei den Treibstoffen. Weltweit gibt es nur wenige Raketen die diese Kombinationen verwenden und nur von staatliche Organisationen entwickelt wurden. Kein einziges der Dutzenden von Start-Ups wagt sich an diese Kombination heran. Aber wir schreiben 1963. Noch ist keine Rakete mit dieser Kombination jemals getestet worden. Das war also sehr fortschrittlich und passt nicht zu dem Image des „Big Dumb Boosters“. Da flüssiger Wasserstoff eine extrem niedrige Dichte von 68,4 g/liter hat sind die Tanks deren Masse vom Druck und nicht dem Gewicht des Inhalts bestimmt wird viel schwerer als bei der Kombination LOX/RP-1. (Heute rechnet man mit dem dreifachen Tankgewicht gegenüber LOX/RP-1. Der LH2-Tank wiegt z.B. 20 % des Inhalts. So arbeitet die Stufe mit einem geringeren Brennkammerdruck von 5,2 bar um das Tankgewicht zu begrenzen. Eine ausfahrbare Düse soll möglichst viel Energie aus dem Treibstoff herausholen, ohne den Stufenadapter als Totgewicht stark zu verlängern.

Auch für die damalige Zeit hoch war der Startschub. Er lag über 1 g. Normal waren damals für eine zweite Stufe 0,8 g. Der Grund war wohl wie bei der ersten Stufe die Minimierung der Aufstiegsverluste. Ein kleineres Triebwerk hätte zwar eine Düse mit einem höheren Expansionsverhältnis gehabt und so einen höheren spezifischen Impuls erreicht, aber in der Summe scheint die Verringerung der Gravitationsverluste mehr zu bringen: Die Sea Dragon braucht 1.400 m/s mehr als die Kreisbahngeschwindigkeit beträgt um einen Orbit zu erreichen. Typisch für zweistufige Raketen sind 1.800 m/s. Anders als bei der ersten Stufe bleibt der Schub konstant bis zum Brennende.

Das LOX/LH2 Verhältnis von 5 zu 1 entsprach anderen Triebwerken der Zeit. Heute wäre es höher. Die Tanks waren aus Aluminium 2014 T6 mit einer Wandstärke von 18,3 bis 20,3 mm mit einer Isolation von 38 mm beim LOX und 75 mm Stärke beim LH2 Tank.

Hier noch die Druckbelastung an verschiedenen Stellen, alle angaben in psi (14,5 psi = 1 bar), die Station beziehen sich auf die Abbildung neben dem Typenblatt.

Optimierungen

Es war möglich, die ausfahrbare Spitze für die Landung und strukturelle Verstärkungen wegzulassen. Das würde die Nutzlast um 9,5 t erhöhen, was meiner Ansicht nach minimal ist, verglichen damit, dass man eine Stufe verliert.

Anstatt dass die zweite Stufe ihre Ullage-Triebwerke weiter betreibt, bis die Orbitalgeschwindigkeit erreicht ist, wäre es auch möglich, die Stufe nach Erreichen eines Übergangsorbits abzuschalten und im Apogäum für 4 Sekunden wieder zu zünden. Das hätte die Nutzlast von 498 auf 546 t erhöht.
Der Seestart dauert 8 Sekunden, in denen 1245 t Treibstoff verbraucht werden (aber auch die Rakete schon auf 20 m/s beschleunigt wird). Ein Start an Land würde die Nutzlast um 3 Prozent erhöhen (15 t bei der Nominalnutzlast).

Es wurde mit konservativen spezifischen Impulsen gerechnet. 1 % mehr waren wohl sicher erreichbar. Das wären 31.000 kg mehr Nutzlast bei der zweiten Stufe und 58.000 kg mehr bei der ersten Stufe. Zusammen also 89.000 kg. Als theoretische spezifische Impulse wurden 2550 m/s für die erste Stufe (Meereshöhe) berechnet, verwendet wurden für die Auslegung 2374 m/s. Bei der zweiten Stufe (Vakuum) sind es 4149 / 3971 m/s. Als Verbrennungseffizienz wurden 93 % angenommen. Flüssigkeitstriebwerke liegen meist zwischen 95 und 98 %, das RS-25 des Space Shuttles hält mit 99,6 % den Rekord.

Diskussion

Was ich mich zuerst fragte, war, warum diese Rakete so riesig ist – doppelter Durchmesser der Saturn V, sechsfache Masse, vierfache Nutzlast. Bei Aerojet denkt man groß, wie folgender Ausschnitt über den LOX-Tank der ersten Stufe zeigt:

„The cylindrical wall is ported with a number of small diameter holes (1O tubes of 2.75 ft dia) to which lines are attached to pass the flow outside of the RP-1 tank.“

Also sind 2,75 Fuß (84 cm) Durchmesser ein "kleines Loch". Aerojet – in den Sechzigern ein bekannter Triebwerkshersteller in den USA, sie produzierten z.B. die Haupttriebwerke der Titan oder Delta-Oberstufe – entwickelten auch den bis heute größten Feststoffbooster AJ260 (6,7 m Durchmesser, 831 t schwer). Sie dachten also "groß".

Meine Vermutung, warum die Rakete so groß ist, was ja auch zum Seestart führte (man denke an die Investitionen für Startanlagen an Land und was bei einem Fehlstart (Bodenexplosion) passieren könnte), ist, weil das primäre Ziel war, dass die Kosten pro Nutzlast möglichst gering sind. Nun ist eine größere Rakete immer billiger pro Kilogramm Nutzlast als eine kleinere. Aber die beiden Hauptgründe sind:

• Druckgeförderte Raketen sind billiger und zuverlässiger

• Man erreicht eine Dimension in der man die Rakete in normalen Werften produzieren kann.

Fangen wir mit Punkt 1 an: Raketen mit flüssigen Treibstoffen haben üblicherweise optimierte Tanks. Man benutzt leichte Legierungen, die selten eingesetzt werden oder schwer zu verarbeiten sind, wie z.B. Titan. Da die Dicke der Tankwände nicht nur durch den Druck, sondern auch durch das Gewicht der Flüssigkeit bestimmt werden, sind viele Tankwände oben dünner als unten oder unten durch Stringer und Spanten verstärkt. Bei Tankwänden, die mehrere Zentimeter dick sind, ist das völlig unnötig. Gegenüber dem Tankdruck ist der Flüssigkeitsdruck vernachlässigbar.

Das bis heute technologisch anspruchsvollste Teil eines Triebwerks sind die Turbopumpen. Sie sind wegen der beweglichen Teile (schnell rotierende Motorblätter und Wellen) auch die primäre Fehlerursache bei Triebwerken. Alle 94 Triebwerksausfälle des Starships (Stand nach IFT-13) hatten ihre Ursache in der LOX-Turbopumpe. Übrig bleiben vom Triebwerk die Brennkammer und Düse, die technologisch recht einfach sind, und der Injektor als zweite Hauptfehlerquelle, aber mit einfachem Aufbau (im Prinzip ein riesiger Duschkopf). Eine druckgeförderte Stufe ist also technologisch viel einfacher, was auch mit einer entsprechenden Kosteneinsparung korrespondiert.

Punkt 2: Raketen werden in kleinen Stückzahlen in spezialisierten Fabriken mit eigenen Werkzeugen produziert. Wenn ich eine Rakete habe, die größer ist als jedes Flugzeug, mit zentimeterdicken Tankwänden, dann scheidet das schon aufgrund der Größe aus. Das nächste bewegliche Gut, das in der Größe und Fertigungstechnologie vergleichbar ist, sind Schiffe: Man hätte die Rakete in einer Schiffswerft herstellen können, mit den dortigen Werkzeugen und Verfahrensweisen. So kommt man auch zwanglos zum Seestart, sie muss nur noch aufs Meer geschleppt werden. Eine kleinere druckgeförderte Rakete hätte man dagegen wie Feststoffbooster, die man von der Stärke der Wände und dem einfachen Aufbau am ehesten vergleichen kann, in eigenen Fabrikhallen hergestellt. Feststoffbooster sind zwar billiger als Raketen mit flüssigen Treibstoffen, aber immer noch teurer als ein Schiffsrumpf mit derselben Masse. Bei der Ariane 5 kosten die Booster z.B. fast gleich viel wie die Zentralstufe, aber sie wiegen 2,8-mal so viel. Die Sea Dragon Erststufe sollte 100-mal wiederverwendet werden und sollte dann 5,5 Millionen Dollar pro Einsatz kosten.

Allerdings: auch wenn man die Rakete auf See startet und so eine enorm große Startanlage mit den Einrichtungen den Schalldruck zu senken einspart (die wären auch riesig) die Triebwerke muss man ja auch testen und dafür gibt es heute keine Testanlage, nicht bei der NASA geschweige den bei Aerojet. Im Prinzip hätte man die Rakete wie die sowjetische N-1 oder das Starship nur durch Testflüge erproben können.

Ich habe mit den bekannten Daten (LOX/RP-1 = 2.3, Brennkammerdruck 20,683 Bar, Expansionsverhältnis 5,02) eine Simulation des Erststufentriebwerks laufen lassen. Einmal mit FCEA2 und einmal mit RPA:

RPA kommt sogar auf noch bessere Werte als FCEA, was ich allerdings bezweifele. Ich habe mal bei der Geschichte von FCEA2 nachgeschaut und es gab zwar Vorläuferversionen, aber der grundlegende Code der Thermodynamik wurde erst ab Mitte der sechziger Jahre geschrieben und 1971 veröffentlicht. So vermute, ich hat man konservativ geschätzt und die spezifischen Impulse nicht berechnet. Ein Computer (IBM 7090) wurde nach dem Dokument nur für die Bahnberechnung genutzt. Noch was zu der 80:20 Berechnung oben. FCEA liefert immer die Werte für zwei extreme Annahmen. Die reale Performance liegt dazwischen. Bei LOX/RP1 habe ich für russische Hauptstromtriebwerke, welche die höchsten spezifischen Impulse erreichen, ermittelt, dass wenn man den optimistischen Wert zu 80 und den pessimistischen zu 20 % nimmt, man auf den publizierten spezifischen Impuls kommt. Die RPA2 Angaben halte ich für zu optimistisch, vergleicht man sie mit Triebwerken dieser Zeit.

Im Dokument findet man die Angabe, dass man mit 93 % des theoretischen Impulses gerechnet hat wobei dieser durch einfache Multiplikation mit der charakteristischen Geschwindigkeit mit einem festen Faktor C_f resultierte. Diese charakteristische Geschwindigkeit C_f wurde relativ genau berechnet worden (1793 m/s gegenüber 1787 m/s nach FCEA2), aber der konstante Faktor stimmt nicht. Immerhin schlägt man die 7 % darauf so kommt man auf einen spezifischen Impuls am Boden von 2553 m/s. Das liegt 40 bzw. 110 m/s unter den Werten von FCEA2. Die Vakuumimpulse und der Vakuumschub der ersten Stufe sind im Dokument nicht aufgeführt, die habe ich aus dem Verhältnis der FCEA2-Werten berechnet.

Bei Stufe 2 sind die Vakuumimpulse angegeben, hier habe ich wegen der zu optimistischen RPA Werte nur mit FCEA2 gerechnet:

Bei längeren Düsen gehen diese Werte weit auseinander, aber hier bei einem geringen Brennkammerdruck und einer Düse mit einem Expansionsverhältnis von 20 liegen sie eng beieinander. Die 50:50 Wichtung habe ich aus dem Vergleich mit bekannten LOX/LH2 Triebwerken abgeleitet.

Das wesentliche ist: Beide Annahmen sind kleiner als berechnete FCEA2 Werte, die heute für das Design genutzt werden. Das lässt Spielraum für ein Absinken des Brennkammerdrucks oder wenn er gehalten wird, dann ist die reale Performance höher. Mann kann aber auch den höheren Wert mit 0,93 für die angenommenen 93 % Verbrennungseffizienz multiplizieren, dann erhält man:

Daher ist anzunehmen das in Wirklichkeit die Nutzlast deutlich höher ist. Mit in den Orbit gelangt auch die zweite Stufe die fast genau soviel, wie die Nutzlast wiegt, so kann ein leichtes Steigern des spezifischen Impulses die Nutzlast deutlich steigern.

Es war vorgesehen die Stufe zu bergen. Zuerst dachte ich, dies wäre problemlos möglich, hat sie doch 50 mm dicke Wände. Als ich dann aber über die Masse (1300 t) und die Geschwindigkeit (über 300 km/h) nachdachte, bekam ich doch Zweifel. Ich habe es nachgerechnet und die Stufe übersteht es nur, wenn sie noch einen Innendruck hat, der in etwa der Hälfte des Ausgangsdrucks beträgt. Aerojet hat erkannt das die Aluminiumtanks beim Wiedereintritt zu stark erhitzt werden. Daher wurde die konische Erweiterung ausgefahren, um den Widerstand zu erhöhen und die Stufe abzubremsen. 50 Jahre danach begann SpaceX mit den ersten Tests der Bergung der Falcon 9 Erststufe. Sie explodiert durch die Erhitzung und kommt in Einzelteilen zur Meeresoberfläche. Schlussendlich muss SpaceX die Stufe abbremsen, indem sie Treibstoff nicht für die Mission nutzt, sondern in den Tanks zurücklässt und die stufe so abbremst. Beim Nachfolger Starship entfällt dies, aber hier wechselte SpaceX auf Stahl als Material für die Tanks der auf 800 °C erhitzbar ist, ohne an Festigkeit zu verlieren – Aluminium schmilzt dagegen schon bei 270 °C.

Ansonsten finde ich ist die Rakete nicht „dumb“ (große, druck geförderte Flüssigkeitsraketen werden in den USA als Big Dumb Booster bezeichnet). Man hat durchaus das Konzept optimiert: so die Verwendung von kryogenen Treibstoffen in der ersten Stufe anstatt des damals gebräuchlichen LOC/RP-1, die Verwendung der Treibstoffe als Druckgas, das erspart Druckgasflaschen und das teure Helium das sonst genutzt wird. Auch der ungewöhnliche Seestart gehört dazu: das spart Investitionen in Startanlagen. Die Herstellung in Schiffswerften spart Kosten. Dabei gäbe es noch Raum für Optimierungen. Aerojet behandelt diese Rakete wie eine normale Rakete mit flüssigen Treibstoffen. Die Treibstoffzufuhr wird abgeschaltet, wenn die Treibstoffe zu Ende gehen. Der Grund: geht eine der beiden Komponenten aus, so dringt Gas in die Turbopumpen, die dann explodieren. So bleiben typisch 0,5 bis 1 % des Treibstoffs in den Tanks, das sind 10-20 % der Brennschlussmasse. Hier könnte man die Treibstoffe vollständig nutzen, denn es gibt keine Turbopumpen. Dafür bleiben viele Restgase in dem Tank, in der ersten Stufe rund 323 t. Sie sind, weil sie ja auch brennbar sind, nutzbar. Bei einer Simulation die stoppte, wenn ein Schub von 60.000 kN (1 g Beschleunigung, bis dahin beschleunigt die Rakete weiter) erreicht ist, zeigte das 240.000 vom 323.000 t verbannt werden (in 0,88 s), was die Rakete noch weiter beschleunigen würde. Bei der zweiten Stufe ist das Restgas durch die Ullagetriebwerke sogar noch besser nutzbar.

Das Schub-/Gewichtsverhältnis von 8,9 (erste stufe) bzw. 8,84 ist unterschiedlich zu bewerten. Bei der ersten Stufe ist es deutlich schlechter als bei LOX/RP-1 Stufen die auf 18 kommen, berücksichtigt man die Resttriebstoffe sinkt das aber auf 16 ab und ohne Resttreibstoffe kommt auch die erste Stufe auf 9,6. Anders sieht es bei der zweiten Stufe aus. Auch LOX/LH2 Stufen mit Turbopumpen haben hier hohe Leermassen und der Druck ist hier deutlich geringer. Die S-II der Saturn V als große und auf Gewicht optimierte Stufe kommt auf ein Voll-/Brennschlussverhältnis von 12,85, was nicht mehr so viel besser als bei der zweiten Stufe der Sea Dragon ist.

Der ghröße Kritikpunkt ist das die Rakete nur zweistufig ist mit einer hohen Leermasse der zwieten Stufe. Man könnte ja die Ullagetriebwerke in eine dritte Stufe verlagern. Sie haben nur 317 t Treibstoff, also weniger als ein Zehntel der Zweitstufe und das gäbe selbst bei einem ungünstigen Masseverhältnis von 8 dann nur eine 46 ansatt 5346 t schweren Stufe beim Brennschluss.

Simulation

Hier meine Simulation der Seadragon. Die Daten variieren etwas von dem pdf. Ein Problem ist, das die erste Stufe einen absinkenden Brennkammerdruck und damit absinkenden Schub hat. Die Ullage-Triebwerke arbeiten auch von Anfang an, offen ist, ob sie immer mit vollem Schub oder alle vier gleichzeitig arbeiten. Ich ging davon aus das die Massen und der spezifische Impuls korrekt sind, aber Brenndauer und Schub können aus diesen berechnet werden. Da die Ullagetriebwerke die letzten Triebwerke sind, die laufen ist habe ich die gesamte Leermasse der zweiten Stufe hier zugeschlagen, da ich sie als separate Stufen modellieren muss.

Weiterhin hatte ich wegen der kurzen Brennzeiten ein Problem eine kreisförmige Bahn zu erreichen. Der Schub der Ullagetriebwerke ist zu klein um eine 555 km Bahn wie im Aerojet Dokument zu erreichen. Ich habe als Ziel eine 185 km Bahn vorgegeben. Erreicht wird eine 174 x 621 km Bahn. Könnte man Freiflugphasen einschieben, so betrüge die Nutzlast rund 34 t mehr für eine 185 km Kreisbahn, also 524 t was relativ gut zu den 498 t in eine 555 km Kreisbahn passt. Aerojet hat also gut modelliert.

Rakete: Sea Dragon

Simulationsvorgaben

Ich habe dann die gleiche Rakete nochmal berechnet, und zwar mit den von FCEA2 berechneten Impulsen. Da die Brenndauer nun ansteigt, ist es wesentlich einfacher eine Bahn zu erreichen. Die Nutzlast steigt drastisch auf 710 t, also deutlich mehr. Das liegt an der hohen Masse der Zweitstufe: Steigt die Orbitmasse um 10 % so steigt die Nutzlast um fast 20 %, weil die Leermasse der zweiten Stufe gleich bleibt.

Als zweite Optimierung habe ich mal simuliert wie das optimale Stufenverhältnis mit 1.400 m/s Verlusten bei dieser Strukturmasse ist. Die zweite Stufe müsste dann etwas leichter werden. Da die Rakete Probleme hat, mit der kurzen Brennzeit eine Bahn zu erreichen, habe ich die Ullage Triebwerke weggelassen und dafür mit einer längeren Brennzeit der zweiten Stufe gearbeitet. Diese Rakete habe ich dann simuliert. Obwohl die Startmasse nun etwas geringer ist, kommt man auf 750 t Nutzlast, also hat Aerojet die Stufenmasse recht gut eingeschätzt.

Rakete: Sea Dragon 5

Als Letztes habe ich wieder die Originalimpulse genommen, diesmal aber die Ullagetriebwerke als eigene Stufe ausgegliedert (mit dem Voll-/Leermasseverhältnis der zweiten Stufe). Alleine dies steigert die Nutzlast auf 580 t. Vor allem ist die Rakete vielseitiger einsetzbar. So transportiert sie 175 t in einen GTO, denn die zweistufige Version nicht erreicht:

Rakete: Sea Dragon 4

Simulationsvorgaben

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Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

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