Eine russische Standardoberstufe

Sieht man sich die drei großen russischen Träger Zenith, Sojus und Proton an, so fällt sofort auf, dass diese vier komplett unterschiedliche Oberstufen mit unterschiedlichen Triebwerken verwenden. Deswegen habe ich mir Gedanken gemacht, wie man da eine Vereinheitlichung erreichen könnte und bin auf das Expander-Cycle Rd 0146 Triebwerk (http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html) mit etwa 10t Schub gestoßen. Wer noch mehr Infos möchte: http://www.lpre.de/resources/articles/AIAA-2006-4904_RD0146.pdf, ich habe es allerdings selbst noch nicht durchgelesen.

Die Anforderungen aller drei Raketen an ihre Oberstufen unterscheiden sich leicht. Zenith und Proton benötigen nur eine Oberstufe mit wenig Schub, schließlich sind Block DM und erst recht die Breeze M selbst schubschwach. Die Sojus-Oberstufe hingegen wird bei einer geringeren Geschwindigkeit gezündet. Um alle Forderungen unter einen Hut zu bringen, sollte die Oberstufe ähnlich der Centaur mit einem oder zwei Triebwerken ausgestattet werden können.

Es gab in Russland bereits Vorschläge für eine O2/H2-Oberstufen, doch waren diese meist recht schwer, so hat der geplante Block „KVRB“ eine etwa um eine Tonne höhere Leermasse als die Centaur auf der Atlas 4/5. Man sollte also noch einmal von vorne anfangen und eine leichtgewichtige Stufe konstruieren. Wenn die Tanks anders als bei der Centaur aus Aluminium statt aus Stahl gefertigt werden, ist es für die von mir angenommene Leermasse nicht einmal nötig, immer ans technische Limit zu gehen, zumal die Oberstufe nicht die Vibrationen von Feststoffboostern aushalten muss. Ob die Oberstufe von der Nutzlastverkleidung umschlossen werden sollte, kann ich nicht beurteilen. Ich bin davon ausgegangen, dass das nicht der Fall ist.

RD 0146
Schub in kN

98,1

Isp. In m/s

4542

Brennkammerdruck in bar

79,00

Flussrate in kg

21,60

Mischungsverhältnis

6,00

Entspannungsverhältnis

210,00

Halsdurchmesser in m

0,086

Enddurchmesser in m

1,250

Masse in t

0,24

Höhe in m

2,37

Stufe F23-1 F23-2
Vollmasse in t

23,24

23,48

Leermasse in t

2,74

2,98

Höhe in m

11,02

11,02

Isp in m/s

4542,00

4542,00

Brenndauer in s

949,14

474,57

Schub in kN

98,10

196,2

Durchmesser in m

3,50

3,50

Tanklänge in m

8,45

8,45

Treibstoff/Oxidator

H2/O2

H2/O2

Dichte Treibstoff in t/m3

0,07

0,07

Dichte Oxidator in t/m3

1,14

1,14

Mischungsverhältnis

6,00

6,00

Höhe Triebwerk+   Schubgerüst

2,57

2,57

Noch etwas zu meiner Berechnungsmethode: Ich habe für die bekannte Maximalnutzlast der jeweiligen Trägerrakete die erreichbare Geschwindigkeit berechnet. Danach habe ich die Oberstufe ausgetauscht und solange herumprobiert, bis die neue mit der alten Geschwindigkeit etwa übereinstimmte. Diese Methode müsste recht genau sein, da sich die Aufstiegsbahn durch die nur geringfügig schwerere/leichtere Oberstufe kaum verändert.

Sojus:

Für die Sojus habe ich die F23-2 genommen, da die Abtrennungsgeschwindigkeit nicht so groß ist. Die Kostenersparnis ist hier recht groß, da man zwei Triebwerke (davon ein sehr hochgezüchtetes) und zwei Stufen ersetzen kann.

Alt neu
Masse ohne Nutzlast

311,25

300,88

Nutzlast LEO

8,25

Baikonur

10,4

Baikonur
Nutzlast GTO

3,24

Kourou

4,3

Kourou
Fairing Maße 11,4*4,11 11,4*4,11
Fairing Masse

1,7

1,7

delta v LEO

10121

delta v GTO

12401,19

voll in t leer in t Isp. In m/s Schub in kN voll in t leer in t Isp. In t Schub in kN
Booster

177,668

15,136

3130

4084

177,668

15,136

3130

4084

Stufe 1

99,725

6,545

3130

992,2

99,725

6,545

3130

992,2

Stufe 2

27,555

2,255

3520

294

23,484

2,984

4542

196,2

Stufe 3

6,3

0,95

3207

19,6

 

Zenith:

Mit Sealaunch ging es in letzter Zeit ziemlich bergab, ich habe die Zenith 3SL trotzdem mit einbezogen. Zum Einsatz kommt die F23-1. Der Nutzlastgewinn ist extrem groß, was neben dem höheren Isp. vor allem an dem katastrophalen v/l-Verhältnis des Block DM liegt. Die neue Nutzlast ist groß genug, um Doppelstarts durchführen zu können. Für LEO-Starts wird die Oberstufe weggelassen.

 

alt neu
Masse

465,15

468,58

LEO

15,7

Sealaunch

15,7

Sealaunch
GTO

6

Sealaunch

11,7

Sealaunch
Fairing Maße 11,39*4,15 11,39*4,15
delta V GTO

11278,00

voll in t leer in t Isp. in m /s Schub in kN voll in t leer in t Isp. in m /s Schub in kN
Stufe 1

354,582

32,302

3308

8354

354,582

32,302

3308

8354

Stufe 2

90,757

9,017

3432

891,4

90,757

9,017

3432

891,4

Stufe 3

19,811

3,861

3452

80

23,242

2,742

4542

98,1

 

 

Proton:

Bei der Proton wird ebenfalls die F23-1 verwendet. Der Nutzlastgewinn ist gegenüber der Zenith geringer, es sind aber Doppelstarts mittelschwerer Satelliten möglich. Wie bei der Zenith wird die Oberstufe auch hier bei LEO-Starts weggelassen.

alt neu
Masse

690,76

693,03

LEO

21,6

21,6

GTO

5,645

9,5

Fairing Maße 15,22*5,1 15,22*5,1
delta V GTO

13055,03

voll in t leer in t Isp. In m/s Schub kN voll in t leer in t Isp. In m/s Schub kN
Stufe 1

450,01

30,7

3109

10700

450,01

30,7

3109

10700

Stufe 2

167,513

11,4

3206

2322

167,513

11,4

3206

2322

Stufe 3

52,262

3,7

3187

583

52,262

3,7

3187

583

Stufe 4

15,25

0,65

3192

19,62

23,24

2,74

4542

98,10

Stufe 5

5,72

1,72

3192

19,62

 

Weitere Anwendungen:

Weiterhin sind einige mehr oder weniger sinnvolle weitere Anwendungen denkbar, die ich aber nicht durchgerechnet habe. Denkbar ist der Einsatz auf der Zyklon 4, wodurch sich die Nutzlast in den GTO mehr als verdoppeln sollte. Mit dem Programm geht es, wenn ich richtig informiert bin, in letzter Zeit jedoch nicht voran.  Ein weiterer Kandidat ist die Rockot, allerdings passen die Stufendurchmesser nicht zusammen und die Oberstufe wäre wohl für eine ausgemusterte und sehr billige ICBM ein ziemlicher Kostentreiber. Zu guter Letzt bleibt die Dnjepr, hier hat Bernd das mit der Centaur und der H10 schon berechnet: http://www.bernd-leitenberger.de/dnepr-oberstufe.shtml

 

Alles in allem ergibt das eine gute Nutzlaststeigerung kombiniert mit Serienproduktion. Natürlich muss die Wasserstoffinfrastruktur gebaut werden. Für die Sojus und die Proton ist das kein Problem. Sealaunch hat derzeit einige Probleme, und Umbauten auf dem begrenzten Raum einer schwimmenden Plattform erfordern sicher einen immensen Aufwand

Weiter zum Folgeartikel: http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2013/08/14/macht-mehr-aus-der-angara/

8 thoughts on “Eine russische Standardoberstufe

  1. Beitrag zu wenig Informativ als auch etwas unsachlich. Dazu folgendes in Kurzform.

    Zunächst, die Bezeichnung Oberstufe ist nicht korrekt, auch Booster Bezeichnung wäre/ist nicht korrekt. In der russischen Raumfahrt und Fachpublikationen bezeichnen wir so eine Stufe als Beschleunigungsstufe (разгонный блок, RB), die Booster als Block.

    – Die oben erwähnte KVRB (КВРБ) Stufe für Angara, Proton-M, Zenit mit einer Startmasse von 22000 kg wird es nicht geben.
    – Eine universele Stufe UKVB (УКВБ) für Angara und Proton-M und Proton-M2 mit einer Startmasse von 51500 kg wird es nicht geben.
    – Der Transport von Nutzlasten auf GEO ist mit dem RD-0146 nicht möglich.
    – Für GEO kommt der RD-0146D zum Einsatz, hat einen Isp von 470s, Brennversuche laufen.

    In Russland wurden ab 1991 einige Stufen für unterschiedliche Träger zum Teil mit Vollendung der Ingenieur Technischer Dokumentation entwickelt.

    – Die N12RA Stufe für Angara
    – Die Jastreb Stufe mit einen Isp von 475s für Zenit, Angara, Proton. Nutzlasterhöhung um 40 bis 60%.
    – Die Proryw und LM Stufen, für alle vorhandenen und zukünftigen Träger.
    – N146 Stufe für Energija-M
    – 204GK für Energija
    – 315GK für Zenit

    Der ständige Vergleich mit Centaur, ohne Kenntnis der technischen Anforderungen, ist für mich wenig informativ. Grundsätzlich zu Materialien, es gibt heute keine grosse Unterschiede zwischen Westen und Osten. Schon bei Energija-Buran und Space Shuttle hatten wir kaum Unterschiede. Die Tanks der Energija hatten fast die gleiche Masse wie Space Shuttle, die Buran Verkleidung hatte die gleiche Eigenschaften wie der Shuttle, war aber um 25% leichter. Heute auf der Tagesordnung stehen Tanks als auch Brennkammer aus Verbundwerkstoffen, wichtig für RB, auch Nanomaterialien halten Einzug. Nun ja, erfordert weitere Gelder. Das neue PTK Raumschiff wird aus Verbundwerkstoffen bestehen, senkt deutlich die Masse und das Chinesiche Unternehmen AVIC (Info der Woche) will für 1,5 Milliarden $ neue Graphene Materialien für die Luft- und Raumfahrt entwikeln.

    Heute ausgehend von ingenieur technischen Stand in Verbindung mit Kosten, Effektivität und Nutzlast wäre eine Acetam Beschleunigungsstufe mit einen Isp 395-400s schon das Optimum (besonders für Kommerz), vereinfacht radikal die Stufe als auch deren Abmessungen.

  2. Es war nicht mein Ziel hier über russische Triebwerksentwicklung/Stufenentwicklung zu informieren sondern ein What if Szenario zu entwerfen was mit einer russischen Standardoberstufe möglich wäre. Ich habe nie behauptet, das diese Stufe jemal in dieser Form in Angriff genommen worden wäre, sondern nur das sie technisch möglich wäre und aus wirtschaftlichen und Nutzlastgründen in dieser Form Sinn ergäbe. Dass ich sie nicht mit Beschleunigungsstufe bezeichnet habe liegt an meinen eigenen westlichen Nomenklaturgewohnheiten, die ich wohl mit der Mehrzahl der Blogbesucher teile, ich nehme den Hinweis aber auf.
    Die Centaur ist das Nonplusultra der Oberstufen wenn es um maximale Nutzlast bei minimaler Stufenmasse geht. Die technischen Anforderungen an die „F23“ wären analog zu denen der Centaur gewesen, wobei etwas Leermasseeinsparung der Produktionsvereinfachung geopfert wird, deswegen die etwas höhere Leermasse im Vergleich zur Centaur. Technische Anfordrung ist also: Eine Stufe mit geringem Schub, aber sehr hoher Ausströmgeschwindigkeit sowie gutem v/l-Massenverhältnis von fast 10 für eine solch kleine Stufe.

  3. Zum Thema Oberstufen.

    Für das neue Kosmodrom und für Roskosmos Auschreibung hat RKK Energija auch die Energija-K als auch die Energija-KW entwickelt. Umfangreiche technische Analyse finden wir in der Fachzeitschrift „Kosmische Technik und Technologie“ von 2013.

    Das besondere an der Energija-KW (Monoblok) war die zweite Stufe mit 4xRD-0146 Triebwerken, die erste Stufe mit 1xRD-171M. Die besondere Besonderheit bestand aber mit 4 Feststoffbeschleuniger um auch im Falle einer Havarie der hochgezüchteter Triebwerke den Träger von der Startrampe wegzubekommen.

    Wir sehen das solche Triebwerke aus technische Sicht die zuverlässsigkeit der Methantriebwerke nicht erreichen werden. Darüber ist auch in der berühmten Arbeit von Klepikow über Methan zu lesen. Schon mit den Problemen bei der Entwicklung des RD-171 folgte ein Erlass des Ministers Nr. 367 vom 11 Oktober 1980 über die technische Entwickung der MD-185 Triebwerke für die Energija. Einfache Gesamtkonstruktion, hatte auch um etwa 40% weniger Teile/Aggregate als der RD-171.

    Nun zu Energija-KW, mit einer Nutzlast von 20 Tonnen hatte der Träger nur eine Startmasse von 516 Tonnen, etwa 200 Tonnen weniger als die Angara oder Proton, die Startkosten um 25 bis 40% weniger bei Rus-M oder Angara. Ingenieurtechnisch gesehen das ist bis heute einer der besten Leistungen von allen russischen Träger. Für den Auftraggeber aber nicht interessant, der gibt der Modularität auch mit Recht den Vorzug. Eine Sojus-5 hat ein Spektrum von 9.2, 16.5 und 26-30 Tonnen und moderate Parameter der Methantriebwerke, eine dritte Stufe mit Wasserstoff wird gegenwärtig nicht untersucht.

  4. Das die Centaur das Nonplusultra der Oberstufen wäre, ist für mich nur reiner Unsinn, die Bahnbrechende Leistung liegt aber das zum ersten mal in der Raumfahrt eine Trägerrakete mit einer Wasserstoffstufe verwendet wurde. Die Extreme leichte Bauweise war der Zeit schuldig, schwache Triebwerke der militärischen Raketen, selbst der RL-10 mit 430s war um 10% schwächer als die heutigen. Die Erfolgsrate der Träger auch der R-7 in den Anfangsjahren war sehr bescheiden, bei etwa 50-60%.

    Mit dem Bau der Saturn-1 und den Übergang zu konventionelle Konstruktion mit einer verstärkter Struktur wurden die Anforderungen der Auftraggeber an Sicherheit deutlich erfüllt. Die Saturn Trägerraketen mit allen 32 erfolgreichen Starts wiederspiegeln die Grundsolide amerikanische Arbeit, wahrscheinlich der beste Träger aller Zeiten. Habe auch leichte Zweifel ob die Energija auch so eine Bilanz nach 32 Starts hätte. Die Verwendung der extremen Leichtbauweise mit der Centaur bei Saturn-5, Energija, SLS oder Angara wäre tödlich und Carbon revolutioniert heute den Flugzeugbau, zu sehen bei A-350, A-380 usw., hält auch Einzug in der Raumfahrt und der Stufen der Trägerraketen.

    Statistik der Atlas:

    Atlas-А, von 1957-1958….8 Starts…..4 Fehlschläge…….50% Erfolgsquote
    Atlas-B, von 1958-1959…10 Starts….4 Fehlschläge……..60% “
    Atlas-C, von 1958-1959….6 Starts…..3 Fehlschläge……. 50%
    Atlas-D, von1959-1967..135 Starts…27 Fehlschläge…….80%
    Atlas-E, von 1960-1995…58 Starts…18 Fehlschläge…….69%
    Atlas-F, von 1961-1981…101 Starts, 10 Fehlschläge…….90%

    Statistik der Atlas-Centaur:

    Atlas Centaur LV-3C, von 1962-67, Starts 12….4 Fehlschläge….67%
    Atlas Centaur SLV-3C, von 1967-72, Starts 17..3 Fehlschläge….82%
    Atlas Centaur SLV-3D, von 1973-83, 32 Starts..3 Fehlschläge….90%

    Ausgehend von mathematischen Analysen zu Trockenmasse und Isp, sehen wir auch sehr deutlich die Überlegenheit eines hohen Isp gegenüber der Senkung der Trockenmasse.

    Hier past ein Beispiel aus der letzten Woche, werden Namen aber nicht nennen. Ein russischer Raumfahrtingenieur der noch nie im Leben was gepostet hat, hat sich in der letzten Woche so sehr über den Unsinn mancher Schreiber und möchte gern Raumfahrtingeniure aufgeregt, das er sich angemeldet hat und deutliche Worte an die Besserwisser richtete. Er hat sogar vorgeschlagen, möge doch so ein Schreiber mit Bewerbungsunterlagen bei seinen Unternehmen sich doch vorstellen.

    Dazu auch eine kleine Episode, ein Gespräch des Kosmonauten Titow mit Koroljow. Titow beklagte sich: „Wir fliegen auf sehr schlechten Raumschiffen. Grosse Belastungen bei der Landung. Wir brauchen ein Raumschiff mit den Eigenschaften eines Flugzeugs, wir haben sowas schon entwickelt (Arbeit der Kosmonauten an der Schukowski Akademie). Koroljow lachte nur: „Haben sie schon ein Ingenieur Diplom erhalten ?“ „Nein noch nicht“ antwortete Titow. Dazu Koroljow: „Wenn sie Diplom erhalten kommen sie noch einmal, da werden wir uns zu gleichen Bedingungen unterhalten“.

  5. Sofern ich von Centaur spreche meine ich die aktuelle Centaur auf 5 (ich gebe zu das eine Präzisierung hier angebracht gewesen wäre). Die aktuelle Centaur ist wohl aktuell diejenige Raketenstufe mit dem höchsten Antriebsvermögen von etwa 10000m/s. Sofern ich jetzt nichts vollkommen übersehe ist das der Spitzenwert für eine Oberstufe (Beschleunigungsstufe). Und das bei einer Zuverlässigkeit von fast 100% (der einzige Fehler war ein „partial failure“), bei dem der Satellit nur etwas zu langsam ausgesetzt wurde.
    Zum Vergleich: Die KVTK (ist eine Angara Wasserstoffstufe eigentlich noch in Entwicklung und sind die Masseangaben im verlinkten Wikipediaartikle korrekt?) laut diesem Wikipedia Artikel: https://en.wikipedia.org/wiki/KVTK_(rocket_stage)
    hat nur ein Antriebsvermögen von maximal etwa 8200m/s. Wenn es nach bloßer Leistung geht, dann ist die Centaur also unangefochten. Ich stimme dir auch bei der generellen Überlegenheit von Isp-Erhöhung gegenüber Masseverhältnisverbesserung zu.
    Über Kostenvorteile der russischen Stufe durch andere Konstruktion kann man nun streiten. Diese abzuschätzen ist (anders als das Antriebsvermögen) mit meinen Mitteln nicht möglich.
    Zum russischen Raumfahrtingenieur: Ich bin jeder Diskussion gegenüber offen und in dem Blog sofern ich mich erinnern kann immer sachlich und defensiv geblieben. Ich behaupte nicht die russische Standardoberstufe alle Probleme löst. Ich bin aber von technisch machbaren Parametern ausgegangen und die mit der Raketengrundgleichung errechneten Nutzlasten sind Tatsachen, durch eine Computersimulation sollten keine sehr viel anderen Nutzlastangaben herauskommen. Siehe dazu auch Bernds sehr genaue Nutzlastberechnung zur Falcon 9 mit derselben Methode, gerne suche ich auf Wunsch link heraus.

  6. Weiterhin: Die „Russische Standardoberstufe“ ergibt gleichzeitiger Steigerung der Nutzlast bei der Sojus 2-1b eine Nutzlaststeigerung von etwa 1t. Gleichzeitig wird der Block 1 und die Fregat ersetzt. Wir sparen also bei gleichzeitiger Nutzlaststeigerung eine Raketenstufe ein. Das sollte doch einen Kostenvorteil bringen, zumal der BLock 1 ein aufwendiges Hauptstromverfahren-Triebwerk mit 4 Kammern verwendet? Auf solchen Überlegungen basiert die Idee der russischen Standardoberstufe. Selbst wenn Acetam/Methanstufen billiger sein sollten, so sollte doch eine Wasserstoffstufe die alle anderen russischen Beschleunigungsstufen ersetzt billiger sein als 3 verschiedene Kerosinstufen/UdmH-Stufen gleichzeitig zu produzieren.

  7. Ich habe auf der Seite bereits nach stufendaten gesucht als ich meinen Kommentar schrieb, allerdings gibt es auf der Seite leider wenig harte zahlen, auch wenn sie sonst sehr interessant ist.

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