Braucht die NASA ein neues Triebwerk?

… und zwar für Schwerlastraketen auf der Basis von RP-1/LOX? Diese Frage stellte sich mir als ich bei Space Reviews diesen Artikel las. In dem dort verlinkten PDF der NASA ist wenig konkretes:

„This new rocket would take advantage of the new technology investments proposed in the budget primarily a $3.1 billion investment over five years on heavy-lift R&D. This propulsion R&D effort will include development of a U.S. first-stage hydrocarbon engine for potential use in future heavy lift (and other) launch systems“.

Nun das ist doch ein Aufhänger für Spekulationen. Also spekulieren wir. Fangen wir mal technologisch an. Bei der Ares V war ja das RS-68B vorgesehen. Das RS-68 treibt die Delta 4 an. Das RS-68B ist etwas schubstärker und soll zuverlässiger sein. Die NASA hat damals recht lange beratschlagt, was die bessere Wahl ist: Das SSME oder das RS-68. Ersteres war lange Zeit die bessere Wahl, da es ja für bemannte Einsätze entwickelt wurde. Es gab aber einige Bedenken. Zum einen ist das SSME wegen der hohen Leistung auch teuer in der Herstellung. Ein RS-68 kostete deutlich weniger trotz doppelt so hohem Schub. So wären recht viele Triebwerke für eine Schwerlastrakete benötigt worden und diese recht teuer. Das ist so ein typisches fehlgeleitetes Denken: Bei einer Schwerlastrakete, die vielleicht 10-20 mal fliegt, stehen die Entwicklungskosten in keinem Verhältnis zu den Produktionskosten. Besonders, wenn sie bemannt sein soll, weil da viel mehr Tests erfolgen als bei unbemannten Trägern. Selbst wenn die NASA also mehr für die SSME zahlen müsste, wären die Gesamtinvestitionen wohl geringer gewesen. Was aber gegen das SSME sprach, war der geringe Bodenschub von nur 1.700 KN (RS-68: 2.950 kN). So wären recht viele Triebwerke nötig gewesen und dass macht das Design recht komplex, auch wenn vielleicht ein Triebwerksausfall unwahrscheinlich ist.

Danach wurde das RS-68B favorisiert. Es versprach deutliche Kosteneinsparungen pro Triebwerk. Die (zumindest für NASA Zwecke) nicht optimale Lösung soll eine etwas verbesserte Version das RS-68B korrigieren. Es hat 5% mehr Schub und im Design gibt es zahlreiche Detailanpassungen, um die Zuverlässigkeit zu erhöhen. Trotzdem ist es nicht wirklich „man rated“: Die Ares V sollte den Lander und die Stufe zum Verlassen des Erdorbits starten, eine Ares I aber das Orion-Raumschiff mit der Besatzung.

Nun ist von einem neuen Triebwerk die Rede. Diesmal mit der Kombination RP-1/LOX (okay, Hydrocarbon könnte auch LNG/LOX sein, aber da wäre viel Entwicklungsarbeit zu leisten um von bisher vorliegenden kleinen Experimentalantrieben zu einem großen Antrieb für eine Schwelastrakete zu kommen). Der Artikel von Space Reviews spekuliert da etwas – soll eine Alternative zum RD-180 entstehen? Ich halte das bis auf eine Bemerkung – das die NASA nämlich US-Antriebe bevorzugt – für Blödsinn. Das Problem bei LOX/RP-1 ist, dass die Rakete schwerer wird weil der spezifische Impuls um etwa 30% geringer ist. Die Details hängen von den einzelnen Stufengrößen ab, aber ich habe mal eine Rechnung mit der Saturn V gemacht. Hätte man die S-IC durch eine Stufe mit LOX/LH2 ersetzt, so wöge diese nur noch 1.330 anstatt 2.240 t. Die Startmasse würde sich von 2.870 auf 1.760 t verringern, so dass sieben RS-68 für den Start ausreichen würden. Bei einer idealen Stufung und heutigen Werten für Trockenmasse und spezifischer Impuls wären es sogar nur rund 1.610 t Startmasse. LOX/RP-1 in der ersten Stufe erfordert also schubstärkere Triebwerke als LOX/LH2.

Es gibt also, wenn man die zu entwickelnde Rakete wie die Ares V nicht bemannt startet, keinen Bedarf an einem neuen Triebwerk. Diese Einschränkung ist wichtig: Denn es ist nach dem bisherigen NASA Kurs klar, dass das RS-68 dass nicht für bemannte Missionen entwickelt wurde, so einfach akzeptiert wird für den Besatzungstransport. Dafür sind viel umfangreichere Tests nötig. Hier einige Zahlen: Das F-1 Triebwerk wurde 2.471 mal getestet bevor es flugreif war. Das SSME immerhin noch 730 mal. Doch das RS-68 nur 180 mal. (Zum Vergleich: Beim Vulcain waren es 280 Tests). Also kann die NASA nun aufwendig das RS-68B für bemannte Einsätze zertifizieren oder gleich ein neues Triebwerk entwickeln. Sie hat sich wohl für die zweite Möglichkeit entschieden.

Was ich allerdings nicht verstehe, ist die Wahl der Treibstoffkombination. Technologien entwickeln sich weiter. Die USA haben in den sechziger und siebziger Jahren viel Geld investiert um Wasserstoff als Treibstoff zu erforschen und die Probleme zu lösen. Das F-1 war das letzte neue Triebwerk mit der Kombination LOX/RP-1 bis SpaceX diese Kombination wieder aufgriff. Alles danach entwickelte, das J-1, das SSME das RS-68 waren LOX/LH2 Triebwerke. Ähnliche Trends gab es in Europa und Japan. Verfügt eine Nation erst mal über die Erfahrung mit einer Technologie, so ist es unlogisch eine niederenergetische Kombination zu benutzen. Ich sage bewusst „Trend“, weil z.B. die UdSSR LOX/RP-1 und lagerfähige Treibstoffe perfektioniert haben und dies mit Hochdrucktriebwerken, die praktisch alle neue Trägerraketen und ICBM seit den späten sechziger Jahren einsetzen. Doch bei den USA wäre es wohl sicher besser auf die Technologie zu setzen, die in den letzten Jahren vorwiegend genutzt wurde, und das ist LOX/LH2, zumal sie das Potential hat die Startmasse der Rakete um 40 % zu senken und damit auch den benötigten Schub für die Triebwerke.

Gibt es andere Gründe? Vielleicht denkt die NASA darüber nach, eine Alternative zum RD-180 zu haben. Doch dann gibt es andere Probleme; Das F-1 hatte einen Schub von 6.670 kN am Boden, das RD-180 nur 3.830 kN. Wenn die neue Rakete also nicht sehr viele Triebwerke einsetzen will, müssen diese deutlich schubstärker als das RD-180 sein. (Zumal ja schon die Ares V mehr Nutzlast als die Saturn V hat – für Marsmissionen wird wahrscheinlich auch eine Trägerrakete im Bereich 150-200 t LEO Nutzlast nötig sein wird). Eine 175 t LEO-Nutzlast Rakete würde wohl so ohne Booster um die 3.700 t wiegen. Bei 3830 kN Startschub wären zwölf LOX/RP-1 Triebwerke der „RD-180 Klasse“ nötig für die erste Stufe. Ich glaube nicht, dass die NASA so viele Triebwerke Clustern will, das heißt die Triebwerke müssen schubstärker sein. Bei 5-6 Triebwerken also im Bereich von 7.000 – 8.000 kN Schub.

Ein Triebwerk für eine Schwerlastrakete ist also zu schubstark für eine Atlas V, wobei auch nicht gesagt ist, das Lockheed es verwenden würde – als es Forderungen der USAF gab das Triebwerk in den USA zu fertigen rechnete der Konzern vor, dass dies erheblich teurer werden würde als die Einfuhr. Bisher klappt das ganz gut, auch weil Lockheed so viele Triebwerke auf Vorrat hat, dass eine Produktionsstop von 5 Jahren aufgefangen werden kann. Dies musste die Firma als Zugeständnis für DoD Aufträge zusagen.

Ich sehe auch andere Nachteile: Bei LOX/LH2 könnten wenn Feststoffbooster eingesetzt werden zwei Stufen ausreichen selbst für Fluchtgeschwindigkeit. Bei LOX/RP-1 sind es dagegen immer drei Stufen. Wird das Triebwerk auch für eine mittelgroße Rakete für ISS Missionen mit der Orion eingesetzt, so reichen sogar zwei Stufen. Leicht zu errechnen: Ein Triebwerk bei dem 5 Stück eine Schwerlastrakete antreiben kann in einzelner Ausfertigung eine LEO Rakete antreiben die etwa 30 t in die Umlaufbahn bringt: Genug für ein großes Raumschiff für die ISS Versorgung.

Also ich verstehe die Entscheidung nicht. Versteht ihr Sie?

4 thoughts on “Braucht die NASA ein neues Triebwerk?

  1. Ich könnte – könnte – mir vorstellen, dass es etwas mit SpaceX zu tun hat. Elon Musk hat ja schon paar Mal Aussagen in der Richtung fallen lassen, dass die Falcon 9 (Heavy) nicht das Ende der Entwicklung sein könnte und danach die BFR (Big F… alcon Rocket) kommt, für die es ein „F-1-class“ Triebwerk zu entwickeln gäbe. Das wiederum geht für mich auffällig gut mit diesem neuen NASA-Projekt zusammen… Vielleicht denkt man bei der NASA schon über COTS hinaus (selbst wenn CCDEV mit SpaceX nichts würde), auch die Augustine Comission hat sich ja mit der Idee befasst, die Schwerlastrakete von Privaten entwickeln zu lassen.

  2. Was ich gerade überhaupt nicht verstehe ist, warum die Triebwerke der ersten beiden Stufen der Ares V man-rated sein müssen.

    Die Ares V soll ja keine Menschen in den Orbit bringen, also ist es doch letztlich egal ob man dort auch noch das letzte quäntchen Zuverlässigkeit herausquetscht oder nicht.

    Angenommen, man würde aus vorhandener Technologie (4-6 SRB Zentrale Stufe mit flüssigen Treibstoff) mit minimalen Kosten- und Testaufwand eine Rakete „zusammenbasteln“ die … sagen wir mal, gewisse Chancen hat die nötige Nutzlast in den Orbit zu bringen.

    Wenn man bei 20 Starts eine Zuverlässigkeit von nur 90% erreicht, dann würde sich die Frage darauf reduzieren, ob die Herstellung von 2 Ersatznutzlasten billiger oder teurer ist als die zusätzlichen Kosten für die Entwicklung einer zu 98% oder 99% zuverlässigen Rakete, bei der immernoch ein Start schief gehen kann.

    Was ich auch nicht ganz verstehe, ist wieso man beim man-rating so sehr auf die Zuverlässigkeit der Triebwerke fixiert ist. Für eine Konstruktion ohne Feststoffbooster würde ich beispielsweise weniger auf die absolute Zuverlässigkeit der Triebwerke achten, sondern auf eine Trägerkonstruktion die von der Startrampe bis zum Orbit jederzeit einen sicheren Abbruch der Mission gewährleisten kann.

    Und das war ja gerade beim SpaceShuttle nicht der Fall, weil ein Problem mit den SRB de facto nicht beherrschbar ist. Ein Ausfall der SSME hätte zwar die Mission, aber im allgemeinen nicht die Besatzung gefährdet. Außerdem war das Space Shuttle von Anfang an nicht auf einen Missionsabbruch hin ausgelegt – was für das Sicherheitskonzept doch eher bedenklich ist.

    Eigentlich sollte jede Konstruktion suspekt sein, die auf Gedeih und Verderb auf das Funktionieren eines zentralen Teils ausgelegt ist, das gleichzeitig am Rande des technisch möglichen betrieben werden muss. (Ansonsten kann man oft durch Überdimensionierung und Redundanz die nötige Zuverlässigkeit erreichen.)

    Denn die 99,2% Zuverlässigkeit der SRB (bzgl. Verlust der Crew) kann man ganz leicht mit 95% zuverlässigen Flüssigboostern übertreffen die den rechtzeitigen Einsatz eines Rettungssystems überhaupt zulassen – selbst wenn dieses Rettungssystem nur in 90% der Fälle funktioniert.

  3. @tp1024: Es geht nicht um man rated bei der Ares V, aber schon durchaus um Zuverlässigkeit. Bei sechs Triebwerken ist ein Ausfall nun mal wahrscheinlicher als bei einem und bei den Stufenmassen der geplanten Ares V Erststufe ist da kein Platz für Ausfälle. Das RS-68B ist ja nun nicht gerade eine revolutionäre Neuentwicklung. Es geht eigentlich nur darum etwas mehr Performance aus dem Triebwerk herauszuholen, ein Prozess den PWR schon selbst in einem ersten Schritt dem RS-68A begonnen hat.

    @Bynaus: SpaceX wird mit der derzeitigen Technologie sicher keine Menschen befördern. Auch das hat die augustine Komission klar gestellt. Es liegen hier Welten zwischen den Anforderungen der NASA. Auch ein Panel das die Regierung berät kam zum gleichen Schluss. SpaceX hat schon viel angekündigt. Ich glaube allerdings nicht dass die NASA Astronauten ihr anvertraut wenn sie noch Alternativen hat, die schon jahrzehnte Erfahrung damit haben.

  4. Dem Nachteil der höheren Startmasse von RP-1/LOX im Vergleich zu LH2/LOX steht der Vorteil des kleineren Volumens gegenüber. Bei der Saturn V wurde beides optimal kombiniert. Wären alle Stufen mit LH2/LOX geflogen, dann wäre diese Rakete noch riesiger geworden.

    Bei Space Shuttle, Ariane 5 und Ares V ist die „erste Stufe“ daher ein Paar von sehr großen Boostern. Deren Treibstoff hat eine noch höhere Dichte als RP-1/LOX, aber einen noch niedrigeren Isp.

    Die großen Booster haben aber auch Nachteile: Starke Vibrationen, keine Regulierbarkeit. Das spricht dann eben doch wieder für RP-1/LOX.

    Kai

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