Noch’n Stufenvorschlag

Ich hatte vor ein paar Tagen eine Idee wie man anstatt der ESC-B vielleicht eine andere Lösung für die Ariane 5 implantieren könnte, die günstiger ist. Ich dachte an eine hybride Oberstufe, mit Fluor oder FLOX als Oxydator. Der spezifische Impuls wäre unter dem des Vinci, aber das könnte man durch geringes Leergewicht kompensieren. Wie immer suche ich dann auch nach Daten, ob es schon Antriebe in dieser Größenordnung gibt oder nicht und ob man von diesen dann extrapolieren kann. Daraus wurde eine intensive Beschäftigung, welche den Umfang meines Aufsatzes über diese Antriebe mehr als verdoppelt hat. Danach war mir klar: es gibt noch keinen getesteten hybriden Antrieb der Fluor verwendet und je größer die Antriebe werden, desto größer werden die Probleme. Auch ist angesichts dessen, das der Antrieb immer Resttreibstoff beinhaltet, es fraglich ob man eine so geringe Leermasse erreicht als das ein Ersatz die Nutzlast steigern würde.

Damit war der Ersatz für die ESC-B gestorben, was aber gehen würde, wäre eine Ergänzung. Wofür sollte man die Ariane 5 ergänzen? Nun es gibt mehrere Anwendungsszenarien:

  • Steigerung der Nutzlast bei hohen Geschwindigkeiten: ESC-A und B haben eine hohe Leermasse. Je höher die Geschwindigkeitsanforderung ist, desto mehr macht die Leermasse an der Gesamtstartmasse aus. Das wirkt sich noch wenig bei Missionen zu Mond, Venus und Mars aus, doch ins äußere Sonnensystem kommt man so nicht auf direktem Wege.
  • Möglichkeit für die ESA nur eine halbe Ariane 5 zu buchen. Derzeit muss die ESA eine ganze Ariane 5 buchen, weil bei Starts von Raumsonden das Missionsprofil anders als bei GTO Missionen ist. Wenn man eine Stufe mit Nutzlast in den Orbit bringen könnte, so könnte man diese entweder im GTO aussetzen oder vorher und eine zweite Nutzlast dann in den GTO. Die stufe würde dann zünden wenn sie die richtige Position erreicht hat (bei einem GTO-Aussetzen z.B. nach einem Umlauf, etwa 10 Stunden).
  • Einsatz bei der Vega möglich: Ersatz des AVUM und Nutzlaststeigerung

Warum sind hier hybride Antriebe interessant? Sie offerieren höhere Performance als Feststoffantriebe, sind billiger als Triebwerke mit flüssigen Treibstoffen und sie ist wiederzündbar, was wichtig für die Vega wäre, aber auch wenn man die Stufe früh bei der Ariane 5 im Erdorbit abtrennen würde.

Anders als sonst, nehme ich nur absolut bewährtes. Das ist als Treibstoff LOX/Paraffin. Es ist die Druckförderung, ich habe hier einen Brennkammerdruck von 12 bar angesetzt, das ist ein auch bei anderen Stufen mit Druckförderung üblicher Wert. Der niedrige Druck und die Forderung, dass die Rakete auch in der Vega eingesetzt werden soll ergeben ein kleines Problem. Bei der Vega ist der Durchmesser des Stufenadapters 190 cm. Mit 20 cm Freiheit ist man dann bei einem maximalen Durchmesser von 150 cm für die Düsenmündung. Bei 12 Bar Brennkammerdruck liefert aber ein Quadratzentimeter am üsenhals nur 120 N Schub. Ich habe eine Treibstoffmenge von 2700 kg angesetzt und mit einem spezifischen Impuls von 3250 gerechnet um einen Schätzwert zu erhalten. Bei 100 Sekunden Brennzeit kommt man so zu einem recht kleinen Expansionsverhältnis von 23. Daher habe ich die Brennzeit auf 150 s erhöht und damit resultiert eine Expansionsdüse mit einem Verhältnis von 36.

Bei der Ariane 5 ist selbst in einer Sylda eine größere Düse möglich. Bei einem Durchmesser von 330 cm (390 cm Innendurchmesser mit 30 cm Freiheit ist man dann bei einem Expansionsverhältnis von 175. Das wäre mit einer ausfahrbaren Düsenverlängerung realisierbar. Ich habe damit in CEA die spezifischen Impulse berechnen und hier sind die Ergebnisse als Grafik für die optimistischere Berechnung mit freiem Gleichgewicht. Demnach ist das optimale LOX/Paraffinverhältnis gegeben bei einem Verhältnis von 2,6. Es gibt aber ein breites Plateau zwischen 2,4 und 2,8, sodass man auch 2,8 nehmen kann, da hybride Antriebe einen O/F shift in Richtung treibstoffreicheres Gemisch aufweisen. In Wirklichkeit wird man diesen hohen Wert nicht erreichen. Nimmt man einen Wert der bei einem Drittel freien und zwei Dritteln eingefrorenem Gleichgewicht liegt, so ist man bei 2,8 bei einem spezifischen Impuls von 3412 m/s bei einem Expansionsverhältnis von 176 und 3224 m/s bei einem Expansionsverhältnis von 36.

Nach M.Calabros Berechnung für einen größeren Booster kommt er bei 49 t Treibstoffmasse auf eine Leermasse von 3755 kg, allerdings mit Turbopumpenförderung und ohne Resttreibstoff. Die sind bei hybriden Antrieben aber immer gegeben. mit 5% Resttreibstoff kommt man so skaliert auf 2700 kg Treibstoffmasse zu einem Leergewicht von 335 kg ohne verlängerte Düse und 435 kg mit.

Damit stehen die wesentlichen Eckdaten fest. Zuerst einmal habe ich die Stufe auf der Vega (Expansionsverhältnis von 36 eingesetzt). Das hebt die Nutzlast um 380 kg an.

Bei der Ariane 5 gibt es mehrere Möglichkeiten. So könnte man die Stufe in einen GTO transportieren und ein normales Ariane 5 Profil fliegen. Sie würde dann aus dem GTO dann die Nutzlast weiter befördern. Mit 100 kg Mehrmasse für eine größere Düse könnte man aus dem GTO 670 kg zum Jupiter transportieren (3670 kg Startmasse, kompatibel zu einem Doppelstart). Für Marsmissionen wäre die Nutzlast zu hoch. hier könnte man über 5,2 t transportieren, was aber nur noch 2 t für Sylda und zweite Nutzlast übrig lässt.

Für erdnahe Missionen wäre es daher besser die Stufe früher zu zünden. Beim Einsatz der ESC-A wäre die beste Lösung sie nach Ausbrennen der EPC abzutrennen und dann erst die ESC-A zu zünden. Für die Abtrennung der Sylda hat man zu wenig Zeit bei diesem Regime, man transportiert sie als totes Gewicht mit den GTO-Orbit. Bei einer Abtrennung bei 7,4 km/s läge die Marsnutzlast (11,6 km/s Zielgeschwindigkeit) bei 660 kg. Da die ESC-A weniger Gewicht in den GTO transportieren muss, wäre ihre Nutzlast größer, allerdings würde eine höhere Nutzlast wieder die Abtrennungsgeschwindigkeit erniedrigen. In der Summe müsste die Gesamtnutzlast aber ansteigen. Es müssten noch mindestens 8,7 t in den GTO transportiert werden können.

Wie die kleinen Nutzlasten für Mars und Jupiter zeigen, ist die Stufe zu klein. Ich hatte als Hintergedanken, dass bei einem GTO-Start Nutzlast und Stufe + Sylda maximal 5 t wiegen dürfen, was wie die obige Rechnung zeigt, aber eh nicht hinhaut.

Da die Stufe ja einige Zeit zur Entwicklung braucht kann man gleich die ESC-B als Basis nehmen. Hier kann man die ESC-B kurz zünden um einen Erdorbit zu erreichen, die Stufe mit Nutzlast abtrennen, dann die Sylda abtrennen und dann erneut die ESC-B zünden um noch eine zweite Nutzlast in den GTO zu bringen. Bei 12 t normaler GTO Nutzlast sollen 7 t für die zweite Nutzlast verbleiben. Eine kleine Rechnung zeigt, dass dann zusätzlich 9500 kg in einen erdnahen Orbit transportiert werden können. Wenn man den Mars als Referenz nimmt könnten dorthin noch 2320 kg transportiert werden. Das wäre dann allerdings eine 7,3 t schwere Stufe. Sie wäre zu schwer als zusätzliche Stufe für die Vega. Sie könnte dann AVUM und Zefiro 9 bei der Vega ersetzen. Die Nutzlast wäre fast gleich hoch, eventuell resultiert eine Kostenersparnis.  Gleichzeitig hätte sie eine lange Brennzeit, sonst müsste man den Düsenhals erweitern und würde wieder an Leistung verlieren. Die Stufe hätte dann eine Brennzeit von 378 s was relativ lange ist.

Prinzipiell wäre die Stufe durch Anpassung des Treibsatzes und der Oxydatormenge an unterschiedliche Nutzlasten anpassbar. Die Leermasse würde sich aber nicht ändern und die Füllung ist bei Hybridtreibwerken sensitiv für Geometrieänderungen. Sinnvollerweise wird man daher eher die Brennkammer verkürzen und den Oxydatortank ebenfalls.  GTO-Einsätze kommen mit dieser in der Ariane 5 Version 7,3 t schweren Stufe (Leermasse 905 kg, bei der Vega 7200 / 805 kg) nicht in Frage. In einem Einzelstart befördert sie aber über 2200 kg zum Jupiter. Das reicht leider nicht für JUICE, die 3140 kg bei der Ankunft bei Jupiter wiegen soll, aber 3140 kg zu Jupiter könnte keine Rakete die derzeit verfügbar oder geplant ist transportieren. Das geht nur Gravity Assist.

5 thoughts on “Noch’n Stufenvorschlag

  1. Wenn schon ein Hybridtriebwerk verwendet wird, slllte man aber auch die Vorteile nutzen: Bei einem festen Brennstoff lassen sich ohne größere Probleme leistungssteigernde Zusätze wie Leichtmetalle oder Leichtmetallhydride beimischen. In dem Fall wäre ein Zusatz von Lithiumhydrid wohl am günstigsten.

  2. Bei dieser relativ kleinen Oberstufe werden keine so großen Mengen gebraucht. Teuer wäre es zwar immer noch, aber für Raumfahrtverhältnisse im bezahlbaren Bereich. Als Alternative gibt es Aluminiumpulver. Weniger wirksam, aber preiswert und seit Jahrzehnten in Feststoffraketen eingesetzt.

  3. Wie ich geschrieben habe, ich nehme nur was getestet wurde und das ist nicht gegeben. Daneben ist es sehr ungünstig wenn der Zusatz mit Wasser exotherm reagiert, dazu reicht bei Lithiumhydrid schon die Luftfeuchtigkeit in Guyana.

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