Wir basteln uns eine Oberstufe

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Also, nachdem ich schon so viel Kritik an EADS Astrium Bremen für ihren, sagen wir mal „robusten“ Vorschlag, was eine Oberstufe wiegen könnte, hier ein Gegenvorschlag. Ich will ihn soweit möglich mit realen Zahlen durchrechnen, was nicht so einfach ist, da es wenige Daten über die Massen der einzelnen Subsysteme gibt. Aber packen wir die Aufgabe an.

Da wären zuerst die Tanks. Es gibt zwei Möglichkeiten: getrennte Tanks für LOX und LH2 und gemeinsame. Für beides gibt es Vor- und Nachteile. Das Trockengewicht eines gemeinsamen Tanks ist kleiner, da der Zwischenboden nur einmal vorhanden ist. Da er aber isoliert sein muss um ein Ausfrieren des LOX und ein verdampfen des LH2 zu verhindern, ist der Gewichtsvorteil gering. Einen gemeinsamen Tank setzten EPC und Centaur ein, getrennte H10, Space Shuttle, Delta IV Zweitstufe. Man kann annehmen, dass die Wandstärke von den Belastungen beim Start vorgegeben ist. Somit ist die Tankmasse nur von der Oberfläche abhängig. Ich habe hier mal die Massen einiger Tanks die ich kenne aufgeschlüsselt. Angenommen wurde zur Vereinfachung eine zylindrische Tankform.

Tank Gewicht Abmessungen Oberfläche Gewicht pro m²
Cenatur D 1074 kg 490 x 305 cm 54,2 m² 19,6 kg/m²
Centaur G Tank 812,4 kg 414 x 436 cm 86,6 m² 9,4 kg/m²
Space Shuttle LOX Tank 4.763 kg 1503 x 838 cm 506 m² 9,4 kg/m²
Space shuttle LH2 Tank 11.341 kg 2946 x 838 cm 886 m² 12,8 kg/m²
EPC 5.600 kg 2380 x 540 cm 174,3 m² 32,1 kg/m²

Wie man sieht haben die Tanks recht unterschiedliche Massen. Die Centaur D hatte noch abwerfbare Panels, die ich hier zur Masse mit dazu gezählt habe. Bei der Centaur G für die Titan und Space Shuttle entfielen diese. Die Centaur besteht aus Edelstahl, aber mit Innendruckstabilisierung. Der Space Shuttle LOX Tank steht so günstig da, da er nicht zylindrisch ist, sondern in einer Spitze ausläuft, hier aber als Zylinder berechnet wird. Wäre er zylindrisch wie der LH2 Tank, so wären es ebenfalls 12,2 kg/m². Die EPC hat anders als der Shuttle SWLT eine konventionelle Legierung (2219) und eine ungünstige Form mit der großen Länge.

Als Basis könnte man den Shuttle SWLT nehmen, der auch die Kräfte von zwei Feststoffboostern aufnehmen muss. Die noch günstigere Centaur G bekommt diese auch mit, aber gepuffert durch die Core 2 bei der Titan oder das Shuttle beim Shuttleeinsatz. Also rechne ich mal mit 13 kg/m², was einer Aluminiumdicke von 4,2 mm entspricht. Die Treibstoffmenge sollte wie bei der ESC-B sein, also 4 t LH2 und 24 t LOX. Das ist bei den Dichten von 0,069 kg/m² und 1,14 kg/m³ ein Volumen von 60 m³ und 21 m³. Bei 4 m Tankdurchmesser mit 10% Zuschlag für das Druckgas sind dies 5,2 und und 1,9 m Länge, zusammen sind dies 139,5 m², was einer Masse von 1814 kg bei getrennten Tanks entspricht. Alternativ könnte man zwei kugelförmige Tanks mit 5,18 und 3,53 m Durchmesser nehmen. Das ist die Form mit der kleinsten Fläche. Das sind 123,9 m² oder 1611 kg Gewicht.

Am einfachsten ist das Triebwerk. Das Vinci wiegt ohne Düse nach EADS Angaben 160 kg. Dazu kommt die Düse hinzu. Das RL10B wiegt 312 kg, davon 37 kg die ausfahrbare Düse, das RL10A-4 mit kurzer Düse 132 kg. Mann kann also nochmals 160 kg für die Düse ansetzen, dann ist man bei 320 kg. Es gibt auch höhere Angaben für das ganze Triebwerk von 550 bis 610 kg, doch erscheinen die sehr hoch. eventuell wurde das Schubgerüst oder anderes hinzugerechnet. Das Schubgerüst wiegt 171 kg.

Schwer einzuschätzen sind die anderen Subsysteme, sprich Strukturen (oberer Abschlussring, Zwischentanksektion), die Druckgasflaschen, der Hydrazintreibstoff zur Lageregelung, die LH2-Startbehälter, Computer, Telemetrie, Batterien. Basierend auf der Centaur G mit fast derselben Treibstoffzuladung (23,1 t) habe ich folgende Massen identifiziert: Tanks: Zwischentanksektion und sonstiges: 300 kg, Aktoren, Druckgas, RCS Treibstoff. Fülleinrichtungen: 507 kg. Avionik, Telemetrie, Batterien: 408 kg

Damit ergibt sich folgender Massen-Breakdown:

Subsystem Masse
Tanks mit Isolation 1.814 kg
Zwischentank, Stufenabschluss 300 kg
Triebwerk mit Schubrahmen 491 kg
Druckgas, Verniertreibstoff, Aktoren etc. 507 kg
Instrumentierung 408 kg
Gesamtmasse trocken 3.520 kg

Das sind mehr als 2,5 t weniger als EADS Astrium anstrebt und liegt in etwa auf dem Niveau der Delta IV Zweitstufe mit ähnlichen Leistungsdaten (Treibstoffzuladung 27,2 t vs 28 t, Trockenmasse 3,49 t vs 3,52 t, Triebwerk mit 110 kN Schub vs 180 kN Schub. Es gibt einige Unsicherheiten bei Triebwerk und Tank, aber da man den Tank um 200 kg leichter machen kann beim Übergang auf kugelförmige Tanks und dann das Triebwerk auch 230 bis 290 kg mehr wiegen kann, gleicht sich dies fast aus.

Mit dieser Auslegung würde die Ariane 5 ME auf 14,5 bis 14,7 t beim Doppelstart kommen. Mit Kosten von 11.700 Euro pro Satellit im Doppelstart (Startkosten 160 Millionen Euro, 13,7 t Nutzlast ohne Sylda-5) liegt sie gleichauf mit einer Ariane 6 mit 6 t Nutzlast (11,670 Euro/kg). Auch die Nutzlast reicht nun aus zwei fast 7 t schwere Satelliten zu transportieren (oder sogar noch größere). Morgen noch ein paar Bemerkungen zur Ariane 6.

4 thoughts on “Wir basteln uns eine Oberstufe

  1. Hallo Bernd,
    Du schreibst, dass man durch kugelförmige Tanks etwa 200kg Masse sparen könnte. Wenn ich Dich richtig verstanden habe, hast Du aber nicht mit einbezogen, dass man dann auch zusätzliche Verbindungsstruktur zwischen den Tanks braucht. Das frisst den Gewinn bei weitem wieder auf, da diese Struktur bei dem Centaur-Tanktyp von der Tankwand ersetzt wird. Eine solche Verbindungsstruktur wird auch bei zylinderförmigen, getrennten Tanks benötigt, weswegen der Centaur-Typ doch ziemlich Gewicht sparen sollte.

    Ich habe mir heute außerdem eine Tabelle zur Stufendurchmesseroptimierung angefertigt und sie testweise mit deinen Daten gefüttert. Die dabei auftretenden Unterschiede zu Deinen Ergebnissen kann man zum Teil damit erkären, dass ich einen Zylinder mit Halbkugeln als Ende des Tanks genommen habe (wenn ich das richtig gelesen habe, verwendest Du als Modell Zylinder ohne Halbkugelenden), aber um alle Unterschiede damit zu erklären sind sie einfach zu groß. Hast Du vielleicht den Zwischenboden nicht mitgerechnet?
    Viele Grüße

  2. Zylinder:
    F = h*d*pi + 2 *(d/2)^2 * pi

    Bei zwwei zylinderförmigen Tanks von 5,2 und 1,9 m Höhe kann man auch mit einer höhe h=7,1 m rechnen und dafür 4 Abschlussböden, also

    7,1 x 4 x pi + 4 x (4/2)^2 * pi
    89,22 m² + 50,26 m² = 139.5 m²

    Das die Tanks in der Regel sphärisch enden habe ich schon berücksichtigt indem ich 10% mehr Volumen angesetzt habe als die Tanks tatsächlich an Volumen brauchen.

    Zu den Kugelförmigen Tanks, Du hast ja Das Buch „US Trägerraketen, da schau die mal die Abbildung auf S.278 an.
    Es geht auch mit Konstruktionen die Verkleidung sparen….

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