Skylon

Ich wurde gefragt was ich von diesem Konzept hatte, und muss sagen, ich hatte bisher nichts davon gehört. Wenn das verwundert, ich verfolge nicht jedes Konzept das es irgendwie schafft genügend Kapital für Entwicklungen zu bekommen, denn ich habe schon zu viele scheitern gesehen (Kistler, Kelly Aerospace, Rocketplane …) und die wo es schaffen präsentieren dauernd irgendwelche neuen Entwicklungen ohne viel über die Technik zu verlieren, machen es also Berichterstattern unnötig schwer (SpaceX, Scaled Composites, Bigelow).

Also habe ich mir zuerst einmal angesehen, was die Wikipedia und der Hersteller drüber schreibt. So wie es dort steht haben wir ein Flugzeug, dass ab Mach 5,4 auf einen Raketenantrieb umschaltet. Sofort fallen mir einige Wenn’s auf:

Ich kenne kein Triebwerk, das gleichzeitig wie ein Raketentriebwerk arbeitet oder wie ein Düsentriebwerk. Scramjets oder Staustrahltriebwerke kommen zwar ohne die Turbinen aus, die Luft komprimieren und die man bei Düsentriebwerken braucht und ähneln so schon mehr einem Raketentriebwerk als einem Düsentriebwerk, aber sie benötigen dafür einen großen Luftstrom, arbeiten also erst bei hohen Machzahlen. Derzeit erproben DoD und NASA solche Konzepte und hier beschleunigt eine Pegasus-Erststufe den Scramjet auf die erforderliche Geschwindigkeit. So war dies auch bei den Konzepten vorgesehen, als man in den fünfziger Jahren an Scramjets dachte um Atomwaffen nach Russland zu befördern. Diese Konzepte wurden dann zugunsten der Interkontinentalrakete aufgegeben.

Das Sabre Triebwerk scheint irgendetwas dazwischen zu sein. Vorne hat es eine normale Turbine, dann folgt ein Raketentriebwerk. Nun sind aber die Turbinen sehr hohen Temperaturbelastungen bei hohen Geschwindigkeiten ausgesetzt, denn ihre Rotorblätter erzeugen viel Widerstand.

Die NASA arbeitete in den Achtzigern an der Erforschung eines Systems das den Shuttle ersetzen könnte. Es bestand aus einer Grundstufe mit Staustrahltriebwerken, die eine herkömmliche Raketenoberstufe startet. Sie stellten es ein, weil sie massive Probleme bekamen. Nicht mit den Triebwerken, sondern der Reibung bei Mach 6. Die Oberfläche erhitzte sich soweit, dass auch hochtemperaturfeste Werkstoffe an Stabilität verloren. Schon das schnellste Flugzeug das gebaut wurde, die SR-71 erreichte an den Triebwerkseinlässen 480 – 585 °C. Das nimmt mit höherer Geschwindigkeit stark zu, auch ein Grund, warum Jagdflugzeuge sich auf Mach 2 beschränken. Ein weiterer Grund ist der hohe Treibstoffverbrauch. Bei der SR-71 betrug der Treibstoffanteil 47% bei 4.800 km Reichweite. Beim A-380 sind es bei 47% bei 14.200 km Reichweite. Der Treibstoffverbauch ist also dreimal so hoch. Der Effekt ist auch bei der Concorde zu sehen, die mit 51% Treibstoffanteil nur 6660 km weit kam.

Ich kann nicht beurteilen ob dieses Triebwerk technisch möglich ist, aber es wird dieselben Temperaturprobleme haben wie die NASA Entwicklungen die schließlich, weil sie nicht lösbar waren aufgegeben wurden und es wird Treibstoff benötigt um Mach 5,4 zu erreichen und nach der Rückkehr wieder zu landen. Nehmen wir an, dies wäre doppelt so viel wie die SR-71 benötigt und wir reden von einer Gesamtstrecke für den angetriebenen Flug in der Atmosphäre so sind dies schon 19% der Startmasse bei Kerosin, entsprechend rund 6,3% bei Wasserstoff.

Das leitet mich zum nächsten Punkt über. Ich halte die angegebene Nutzlast für unmöglich. Für den mit Raketenantrieb zurückgelegten Teil kann man mit bekannten Gleichungen rechnen. Nehmen wir an, das Triebwerk erreicht die Leistung des SSME (Ausströmgeschwindigkeit 4460 m/s) und eine Gesamtgeschwindigkeit von 9.100 m/s (1.300 m/s Gravitationsverluste und Höhenarbeit) so muss bei einem Start mit Mach 5,4 (1837 m/s) noch 7263 m/s aufgebracht werden. Nach der Ziolkowski Gleichung muss dann das Start/Endlmasseverhältnis 5,096 betragen. Bei 56 t im Orbit also rund 285,38 t beim Start. Nun beträgt die Startmasse aber nur 275 t und dies ist die mit dem Wasserstoff den man auch in der Atmosphäre braucht. Bei einer Landung von 66 t Wasserstoff und 150 t Sauerstoff (nach Hersteller( beträgt das Verhältnis 2,27:1. Raketentriebwerke arbeiten mit 6:1, also rund 41 t Wasserstoff wurden verbraucht um die Geschwindigkeit Mach 5,4 zu erreichen. Das passt auch zu den 250 t Sauerstoff aus der Luft die bis dahin aufgenommen wurden (6,09 zu 1).

Nur beträgt dann die Startmasse beim Start mit Mach 5,4 nur noch 234 t und im Orbit sollten dann noch 46 t ankommen – 5 t anstatt 12 t Nutzlast.

Das nächste ist die Frage wo der Treibstoff denn hinkommen soll. Das Skylon hat eine maximalen Durchmesser von 6,25 m und eine Länge von 82 m. Da es pfeilförmig geformt ist, nehme ich mal als Volumen die Hälfte eines Zylinders dieser Größe an. Davon gehen noch 12,3 m für die Nutzlastbucht ab. Das wäre ein Volumen von 920 m³. 66 t LH2 haben ein Volumen von 956 m³, 150 t LOX 132 m³. Das sind also schon mal mehr, als das Innenvolumen beträgt,

Das nächste ist dann die Rechnung ob es sich finanziell lohnt. Wie beim Space Shuttle wird eine Reduktion der Kosten in den Orbit versprochen. Sie sollen nur noch 800 Euro/kg betragen. Doch dafür müsste man 12 Milliarden Dollar investieren. Erstmals: Gerade das Shuttle lehrte, dass es nicht so einfach ist. Es flog weniger oft, die Wartung war teuer und lang andauernd. Das könnte auch beim Skylon so sein. Selbst wenn: Es gehört sich für eine Wirtschaftlichkeitsrechnung nicht nur den Treibstoff und den Flugkörper zu berechnen sondern auch die Entwicklungskosten. 12 Milliarden für 12 t Nutzlast sind viel. Bei Ariane 6 rechnet man mit mehr Nutzlast mit nur 4 Milliarden. Also diese 8 Milliarden mehr, müsste man auf die Flüge umrechnen.

Vor allem gibt es aber nicht die Nutzlasten. 12 t gelangen nur in einen 300 km Equatorialorbit. Schon zur ISS, werden es weniger sein, wenn ich obige Zahlen nehme, wahrscheinlich nur noch 9-10 t. Der lukrative Transport in den GTO geht gar nicht. Damit wird es sicher nicht viele Flüge geben, denn wir reden ja von einem europäischen System. Aufträge seitens der US-Regierung gibt es dann nicht und in Europa allerhöchstens die wenigen Flüge der Vega oder Sojus in erdnahe Orbits. Wenn man eine zusätzliche Stufe mitführt unter günstigen Umständen vielleicht noch 6 t. Diese ist natürlich nicht wiederverwendbar und erhöht dann den Startpreis dramatisch. Doch dies nur wenn es wirklich 12 t sind. Wie oben errechnet sind es eher 5 t. Bei 12 t Nutzlast dürfte das Gefährt nach Verbrauch der 41 t LH2 entweder nur noch eine Endgeschwindigkeit von 8460 m/s (mit Verlusten) erreichen oder es müsste eine Ausströmgeschwindigkeit von 4890 m/s aufweisen, was technisch unmöglich ist, vor allem wenn man die kurzen Entspannungsdüsen sieht. Wie alle Einstufenkonzepte ist Skylon sehr anfällig gegenüber dem Ansteigen der Leermasse. Hier sind es 43 t Leermasse und nur 12 t Nutzlast. Steigt sie nur um 10%, so kostet das ein Drittel der Nutzlast. Dabei ist diese schon sehr günstig gerechnet. Nur als Vergleich, der Space Shuttle Tank, der nicht einen Wiedereintritt übersteht wiegt 27,2 t bei 8,38 m Durchmesser und 47 m Höhe Skylon ist schlanker (6,25 m Durchmesser) aber fast doppelt so lang (82 m).

Also ich sehe viele Wenn’s und Aber’s. Aber ich lasse mich gerne eines besseren belehren, nur bezweifle ich dass ein privater Unternehmer die 12 Milliarden Entwicklungkosten zusammenbekommt und wenn, dann ist der Markt relativ klein.

13 thoughts on “Skylon

  1. Das faszinierende am Skylon Konzept ist seine scheinbare Einfachheit.
    Wenn man genau hinschaut findet man neben den ganzen Unsicherheiten vor allem eine unnötige Überfrachtung der Komponenten: Ein Triebwerk, das Unterschall, Überschall und Rakete können muss und nebenbei noch die Sauerstofftanks füllen soll. Das klingt nach eierlegender Wollmilchsau aber nicht nach zuverlässig.

    Ich halte das Konzept von Sänger für sinnvoller.
    Dazu wäre deutlich weniger Entwicklungsaufwand nötig.
    Die Oberstufe könnte so konzipiert werden, dass sie mit einem bereits entwickelten Triebwerk und auch sonst vom Shuttle Orbiter bekannter Technologie fliegt.
    Die Unterstufe bräuchte nicht für den Wiedereintritt konzipiert werden.
    Der Schwerpunkt der Entwicklung wäre, einen zuverlässigen Hypersonic Flug bei Mach 5 hinzukriegen. Das Triebwerk wäre deutlich einfacher.

    Die beiden Stufen könnten so optimal auf ihr Einsatzprofil ausgelegt werden, ohne dass unnötige Kompromisse eingegangen werden müssten.

  2. Das SABRE-Triebwerk ist als Idee faszinierend. Es ist aber auch extrem komplex.

    Zur Rechnung: Wenn ich das Konzept richtig verstehe, wird der einkommende Luftstrom aufgeteilt: Ein Teil wird gekühlt, dann komprimiert und im Raketentriebwerk verfeuert, der andere Teil wird in einen Ramjet geleitet. Letzterer zündet natürlich überhaupt erst bei Mach 2 bis 3. Bei den zitierten Mach 5.14 wird wohl das Raketentriebwerk von Luft auf mitgeführten Sauerstoff umgeschaltet, der Ramjet läuft aber weiter mit Außenluft, muss das sogar erst recht tun, da von der einströmenden Luft ja nun kein Teil mehr für das Raketentriebwerk abgezwackt wird, und die Reibungsverluste entsprechend hoch werden würden.

    Am Ende hängt natürlich sowieso alles an Multi-Mach-Strömungsmechanik, die bisher noch niemand so richtig beherrscht. Aber die eine oder andere Forschungsmilliarde zu investieren, halte ich nicht für total falsch. Die Hochleistungs-Wärmetauscher sind z.B. auch für gewöhnliche Kraftwerke sehr, sehr interessant, wenn es um die Erhöhung des Wirkungsgrads geht.

    Kai

  3. Als neugieriger Frager, der diesen Beitrag „mitverschuldet“ hat und auch als interessierter bislang Passivleser, wollte ich mich hier auch mal zu Wort melden.
    Zuerst einen Dank an Herrn Leitenberger, der so freundlich war, auf meine Anfrage auch gleich mit so einem ausführlichen und fundierten Bericht zu antworten. Tatsächlich war er für mich sehr erhellend. Auf ein paar Details möchte ich noch eingehen:
    Das Design von Skylon wird offenbar noch überarbeitet, die oben von Ihnen, Herrn Leitenberger, angegebene Werte rechnen mit der „alten“ C1 Variante. Es scheint mittlerweile eine D1 Variante (auf dem Papier) zu geben, die angeblich 15 Tonnen in einen 300 km LEO tragen kann. Ob dies erreicht werden kann, steht natürlich auf einem anderen Blatt.
    Die Angaben auf der englischen Wikipedia Seite unterstützen jedoch insofern diese Aussage, als sie als max. Startgewicht 345 t und als Lehrgewicht 53 t angibt. Die vorgestellten Designs sind also noch nicht das letzte Wort (wahrscheinlich wird sich auch bei der D1 Variante noch etwas verändern, möglicherweise durch Anhebung des Rumpfdurchmessers).
    Was auch noch interessant ist zu ergänzen, ist die Tatsache, dass die Triebwerke mit sogenannten ED-Düsen arbeiten, die bei gleichen Abmessungen gegenüber normalen Glockendüsen eine erhebliche Leistungssteigerung mitbringen, siehe hier: http://en.wikipedia.org/wiki/Expansion_deflection_nozzle
    Leider habe ich nirgendwo Angaben über eine mögliche Erhöhung des spezifischen Impulses finden können.
    Zusammengefasst würde ich zustimmen, dass es viele Wenns und Abers gibt, aber offenbar weniger auf rein technischem Gebiet. Die Precooler-Technologie zumindest ist in diesem Jahr schon mal erfolgreich getestet worden (nach allerdings insgesamt gut 20 Jahren Entwicklungszeit!). Wie das dann insgesamt mit einem Mach 5,4 Triebwerk aussieht, steht wieder auf einem anderen Blatt. Es fällt mir schwer zu glauben, dass bei all diesem Schwierigkeiten (Finanzierung zusätzlich noch!) Skylon ab 2020 fliegen soll.
    Als Hauptschwierigkeiten sehe ich vor allem
    1.: Die Beschränkungen über den LEO hinaus. Skylon und seine Nutzlasten sind förmlich auf 300-500 km Orbithöhe gefesselt.
    2.: Die hohen Entwicklungskosten, die sehr, sehr schwierig werden aufzutreiben. Bis heute angeblich gesichert sind 350 Millionen Euro. Mehr als das 20fache wird benötigt!
    3.: Die Senkung der Startkosten geht nur bei hoher Einsatzrate, was geringe Wartungszeit und -kosten verlangt. Dieser Punkt ist ungesichert und Sie, Herr Leitenberger haben ja richtig darauf hingewiesen, dass der Markt für den LEO nicht sehr groß und lukrativ ist.
    Insgesamt weist das Konzept gegenüber dem Space Shuttle meiner Meinung nach trotzdem eine Reihe von Vorteilen auf:
    1.: Der Start ist weniger heikel, da horizontal und nicht vertikal abgehoben wird.
    2.: Durch das große Volumen des Raumschiffs, wird dieses beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre bereits in größerer Höhe abgebremst und soll somit geringeren thermischen Belastungen ausgesetzt sein, als das Space Shuttle (1100 Kelvin gibt die englische Wikipedia an, was mir aber etwas niedrig vorkommt).
    3.: Die technologische Entwicklung des Precoolers und eines „Allerskönnertriebwerks“ (Unter-Über-Hyperschall-Raketentriebwerks) ist eine Herausforderung und in jedem Falle eine Unterstützung wert.
    Was am Ende herauskommen wird, darauf bin ich schon sehr gespannt!

  4. @Kai Nein ich glaube so funktioniert das nicht. Die Luft wird durch den einlass gebremst und Komprimiert und ins Raketentriebwer eingespeist. Sobald die Luft zu dünn geworden ist (Mach5) schaltet man auf die intern mitgeführten Sauerstoffreserven um. Es gibt keinen Ramjet. Deswegen ist ja der jetzt getestete Precooler die kritische Komponenten und hat so lange gebraucht.

  5. Habe mir mal den Wiki-Artikel über die ED-Düse angeschaut.
    Im wesentlichen sitzt im Düsenhals ein bewegliches Metalstück, daß den Ausströmquerschnitt der Brennkammer an den atmospährischen Druck anpasst.
    Das soll den Unterschied zwischen spezifischen Impuls am Boden und im Vakuum ausgleichen. Soweit nachvollziehbar. Aber ist da nicht ein Denkfehler drin?
    Lt. Artikel soll damit die Ausströmgeschwindigkeit am Boden genauso groß wie im Vakuum sein. Ist aber nicht im Gegenteil damit die Ausströmgeschwindigkeit im Vakuum genauso niedrig wie am Boden?
    Zum verbessern des Schubs kann ich mir daß ja noch vorstellen, aber für den Impuls? Immerhin sitzt da eine „Bremse“ im Düsenhals.
    Und für den Brennkammerdruck ist doch wohl das Zusammenspiel von Turbopumpen zu Düsenhals verantwortlich. D.h. mehr als den maximalen Druck der Pumpen kann ich in der Brennkammer nicht erreichen, ein künstlicher Verschluss des Düsenhalses bremst nur die Turbopumpen aus.

    Allgemein zum Skylon:
    Seit Zielkowsky und Oberth weis die Menschheit, daß ein SSTO-Konzept bestenfalls schwierig ist. Der aerodynamische Flug bringt Richtung Orbit nur einen kleinen Teil an Höhe und Geschwindigkeit auf, danach sagt die Raketengrundgleichung, daß man nen Haufen Ballast mitschleppen muss.

    Grüsse, Bernd

  6. @Atlan:
    Es gibt im Sabre-Triebwerks-Design einen Ramjet, der parallel zu dem Hochdruck-Triebwerk (letzteres ist das, das von luftatmend auf Raketentriebwerk umgestellt wird) arbeitet. Die englische Wikipedia schreibt beispielsweise:

    „Avoiding liquefaction improves the efficiency of the engine since less entropy is generated and therefore less liquid hydrogen is boiled off. However, even simply cooling the air needs more liquid hydrogen than can be burnt in the engine core. The excess is dumped overboard through a series of burners – „spill duct ramjet burners“[2][13] which are arranged in a ring around the central core. These are fed air that bypasses the precooler. This bypass ramjet system is designed to reduce the negative effects of drag resulting from air that passes into the intakes but doesn’t get fed into the main rocket engine, rather than generating appreciable thrust of their own. At low speeds the ratio of the volume of air entering the intake to the volume that the compressor can feed to the combustion chamber is at its highest, requiring the bypassed air to be accelerated to maintain efficiency at these low speeds. This distinguishes the system from a turboramjet where a turbine-cycle’s exhaust is used to increase air-flow for the ramjet to become efficient enough to take over the role of primary propulsion.“

    Der Ramjet bekommt also die Luft, die vorne zu viel reingedrückt wird, und den Wasserstoff, der beim Kühlen der Verbrennungsluft zu viel verdampft. Allerdings passt das nicht sonderlich gut zusammen, denn bei niedrigen Mach-Zahlen hat man am meisten Exzess-Luft und bei hohen Mach-Zahlen am meisten Exzess-Wasserstoff (man muss ja immer mehr kühlen, da der Druck beim Abbremsen auf Unterschall um so mehr steigt, je schneller die Luft ursprünglich war).

    Diesbezüglich erscheint mir aktuell das Konzept auch noch nicht sonderlich rund, und entsprechend wenig verwundert es, dass Reaction Technologies diese Ramjets auf der eigenen Seite erstmal gar nicht erwähnt. Das beste wäre, man wird die los, z.B., indem man den Einlass regulierbar macht, dass gar nicht erst zu viel Luft reinkommt, und überflüssigen Wasserstoff einfach als Heißgas hinter der Brennkammer in das Triebwerk einspritzt.

    Kai

  7. @Kai Petzke
    Siehe hier: http://en.wikipedia.org/wiki/SABRE_(rocket_engine)
    Dort steht auch, dass ein geschlossener Kreislauf von flüssigem Helium genutzt wird, um die Luft herunterzukühlen. Das dadurch aufgeheizte Helium wird mittels flüssigem Wasserstoff wieder heruntergekühlt. Klingt für mich ein bisschen kompliziert, aber wenn’s funktioniert… Nein, so richtig rund klingt das für mich auch noch nicht. Da muss noch viel (und lange) experimentiert und getestet werden.
    Hier auch die Seite von Reaction Engines zum SABRE-Triebwerk: http://www.reactionengines.co.uk/sabre_howworks.html

  8. Das Problem dabei: Wenn man mit flüssigen Helium kühlen will, wie will man das verdampfte Helium mit Wasserstoff soweit runterkühlen, daß es wieder flüssig wird? Wasserstoff hat einen deutlich höheren Siedepunkt, das würde also niemals funktionieren.

  9. Irgendwie ist die Begründung für den Helium-Kreislauf ziemlich an den Haaren herbeigezogen. Angeblich wegen Metall-Materialproblemen bei Wasserstoff. Nun fliegen aber schon seit Jahrzehnten mit Wasserstoff gekühlte Triebwerke, und diese Kühlung ist auch nichts anderes als ein Wärmeaustauscher. Also statt einem Wärmeaustauscher zwei, und noch dazu ein eigentlich unnötiger Heliumkreislauf. Nur um Probleme zu vermeiden, die schon seit Jahrzehnten gelöst sind.
    Grundvoraussetzung für ein einstufiges Gerät ist aber eine extrem geringe Leermasse. Wie die erreicht werden soll indem man zusätzliches Gewicht reinpackt, ist mir schleierhaft.

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