Eine gemeinsame Oberstufe für Atlas und Delta

Seit sich Boeing und Lockheed Martin zu ULA zusammengeschlossen haben, denken die Firmen auch darüber nach die Kosten zu senken. Das kann man bei den Startservices machen weil man in der Regel nur eine Rakete auf den Start vorbereitet, so braucht nicht jede Firma ihre eigene Mannschaft vor Ort haben, man kann das aber auch bei den Trägern machen. Eine Überlegung die schon aufkam war die Oberstufen auszutauschen, also die Centaur auf der Delta und die DCSS auf der Atlas. Sinn macht nur das erste, weil die DCSS eine im Verhältnis zur Centaur höhere Leermasse hat, die den höheren spezifischen Impuls wieder ausgleicht. Ebenso wurde schon gedacht das RL-10B2 auf der Centaur einzusetzen.

Aber warum nicht weiter gehen und eine neue Stufe, basierend auf den vorhandenen Triebwerken und Legierungen entwerfen? Ihr wisst ja, ich rechne das gerne praktisch durch. Beginnen wir an mit den Triebwerken, es gibt zwei Möglichkeiten das RL-10A-4 mit 99,2 kN Schub und das RL-10B mit 110 kN Schub. Auch der spezifische Impuls des RL-10B ist höher.  Es wiegt aber 100 kg mehr. Problematischer ist das es einen Düsenenddurchmesser von 215 cm hat. Bei der Atlas können für schwere Nutzlasten zwei Triebwerke notwendig werden und mit so breiten Düsen wird das problematisch. Eine Alternative wäre ein neues Triebwerk der 250 kN Klasse, das dann Oberstufen mit einer Treibstoffzuladung von 41 t ermöglicht. Bedingt dadurch dass man nur eines braucht und wahrscheinlich ein höherer Brennkammerdruck angestrebt wird, wird dessen Düse dann wieder in den kleineren Stufenadapter der Atlas passen.

Die beste Lösung dürfte aber das RL-10C sein, dass ist ein RL-10B das keine ausfahrbare Düsenverlängerung hat, aber die normale Düse wurde leicht verlängert. Es passt noch in den Stufenadapter der Atlas. Dem sollte sich ein Schubrahmen anschließen mit drei Positionen. Bei nur einem Triebwerk sitzt dieses in der Mitte, bei zwei sitzt in den beiden äußeren Positionen jeweils eines.

Kommt der Hauptteil, die Stufe. Die DCSS ist keine supertolle Konstruktion mit zwei getrennten Tanks. Das sieht man auch daran, dass die Stufe bei der größeren Version bei 6 t mehr Treibstoff gleich 700 kg mehr wiegt. Auf der anderen Seite ist die Centaur auch keine so moderne Konstruktion. Sie ist innendruckstabilisiert, aber aus Edelstahl. Aber sie hat einen Integraltank. Das sollte man beibehalten, jedoch die leichtere Aluminiumlegierung 2195 wählen. Diese war für die Oberstufen von Ares geplant und wurde im Space Shuttle Tank eingesetzt.

Der Durchmesser sollte so gewählt werden, das das Gewicht zum einen gering wird, zum anderen die Rakete kompatibel mit beiden Trägern ist. Das ist nun etwas komplizierter. Bei der Delta ist es so, dass die CBC einen Durchmesser von 5,10 m hat. Die Nutzlastverkleidung einen von 4,00 und 5,13 m. Bei der Atlas beträgt der Durchmesser der CCB 3,80 m, die der Nutzlastverkleidungen 4,20 und 5,40 m. Eine stufe die überall hinpasst wird man kaum, finden. Denkbar sind in meinen Augen zwei Lösungen. Das eine ist man passt den Durchmesser an den kleinsten Stufendurchmesser, also den der Atlas  an. Die zweite ist, man legt sie auf den Durchmesser der Delta von 5,10 m aus und verzichtet auf die 4 m Nutzlastverkleidungen bei beiden Trägern und standardisiert den Durchmesser der 5 m Verkleidungen auf ein Maß.

Das wäre dann ein Durchmesser von 5,10 m. Bei zwei Triebwerken wäre auch denkbar den zylindrischen Teil der Stufe zu verlängern, da man nun doppelt so viel Schub hat, aber die Startmasse nicht so viel größer ist. Nimmt man eine konstante Beschleunigung an, so dürfte die Treibstoffmasse um 10 t ansteigen. Bei 27,2 t Basiszuladung (Delta IV DCSS 5 m Version) und 37,2 t erweiterte Zuladung und einem LOX/LH2 Verhältnis sind das 57,3 m³ LH2 / 78,6 m³. Bei LOX sind es 20,4 / 27,9 m³. Bei einem zylindrischen Tank sind dies bei 5,10 m Durchmesser eine Länge von 2,80 m / 3,90 m (LH2) und 1,0 / 1,4 m Länge. Das bedeutet die Stufe ist relativ kompakt. Bei 4 m Durchmesser sind es 56,25% mehr. Das bedeutet die Länge des zylindrischen Teils des Treibstofftanks liegt zwischen 3,80 m (kurze 5,1 m Version) und 8,30 m (lange 4 m Version). Ich würde daher eher zur 4 m Version neigen. Basierend auf den Daten des Wasserstofftanks des Space Shuttles kommt man so auf ein Gewicht des Tanks von 1.800 kg (lange Version) bzw. 1400 kg (kurze Version).

Modernisiert sollte auch das System der Hilfsantriebe. Beide Stufen nutzen Hydrazin und zusätzliche Lageregelungstriebwerke. Sie sind für die Vorbeschleunigung zuständig, Kolissionsvermeidungsmanöver und für die Lageregelung während Freiflugphasen. EADS Astrium hat aber schon 300 N LOX/LH2 Antriebe im Angebot. Das spart einen zusätzlichen Treibstofftank ein. Zudem kann man den vorhanden Treibstoff so effizienter nutzen.

Nimmt man nun außer den Triebwerken und dem eingesparten Hydrazin die Masse der Subsysteme der Centaur G hinzu so kommt man auf eine Trockenmasse von 3.240 kg (kurze Version) und 3630 kg (lange Version). Das ist eine konservative Schätzung weil die Centaur G relativ viel Gewicht in den Systemen hat, die zur Avionik gehören, aber leider ist es die letzte moderne Stufe für die ich einen Massenbreakdown habe. Die Centaur D sah da erheblich besser aus.

Bei der Delta ist so die Nutzlast bei der kurzen Version um 250 kg höher, da die Treibstoffzuladung identisch ist, die Startmasse aber um 250 kg kleiner. Bei der größten Atlas V wäre die GTO-Nutzlast um 630 kg höher. Bei den langen Versionen wäre die Nutzlast bei der Atlas V für GTO-Transporte um 2300 kg höher und bei LEO-Missionen um 5000 kg. Bei der Delta IV Heavy würde die lange Version die Nutzlast um 2400 kg anheben und bei der größten Delta 4M um 1900 kg. Hier wirkt es sich aus, das als Zusatzgewicht nur ein Triebwerk und ein zylindrisches Tankstück hinzukommt.

In der Summe gewinnt man bei beiden Trägern etwas Nutzlast bei den Standardversionen und relativ viel bei den verlängerten Versionen. Der Hauptnutzen ist aber die Kostenreduktion. derzeit werden für rund 8 Starts pro Jahr zwei verschiedene Oberstufen in drei Ausführungen mit zwei Triebwerken gebaut. Sie könnten durch eine Oberstufe mit zwei Triebwerken und einer Ausführung ersetzt werden, wobei sich diese nur im verlängerten Tank unterscheidet (bei der DCSS sind es zwei verschiedene Tanks). Damit steigt die Stückzahl und die kosten sinken.

Ähnliche Ansichten hat auch die Air Force die zur Zeit die Ausschreibung für eine evolved Upper stage laufen hat. Sie scheint aber eher die anfangs beschriebene Option mit einem neuen Triebwerk der 200 bis 250 kN Klasse zu bevorzugen.

Referenzen:

http://www.ulalaunch.com/site/docs/publications/EELVPhase2_2010.pdf

http://www.alternatewars.com/BBOW/Space_Engines/RL10B-2.pdf

http://www.alternatewars.com/BBOW/Boosters/Centaur/RLTC_Weights.gif

http://www.spacenews.com/article/us-air-force-ponders-new-upper-stage-rocket-engine

2 thoughts on “Eine gemeinsame Oberstufe für Atlas und Delta

  1. Wo wir bei Thema „was wäre wenn“ sind, würde ich für Russland eine Vierkammerversion vom RD-0146 vorschlagen. Die Brennkammer und die Düse wird vom RD-0146 übernommen, es muss noch eine neue Pumpe entwickelt werden.

    Das neue Triebwerk kann dann auf Oberstufen von der Sojus und der Angara verwendet werden (und Naro,…).Durch die Vierkammerversion werden die Brennkammern und Düsen en Masse produziert und damit auch für eine Einkammerversion billiger.

    KB Khimavtomatika hat das RD-0146 entwickelt und durch das RD-0124 schon viel Erfahrung mit Vierkammer-Hochleistungsoberstufentriebwerken.

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