Hybrid-Booster

Bei den gegenwärtig eingesetzten Boostern gibt es zwei Möglichkeiten: Mit festen oder flüssigen Treibstoffen. Beides hat Vor- und Nachteile. Booster mit festen Treibstoffen sind relativ billig. Bei flüssigen Treibstoffen besteht die Möglichkeit, einen Teil der Treibstoffe für das Triebwerk der zentralen Stufe abzuzweigen. Praktisch die Booster als abwerfbare Zusatztanks für die Zentralstufe nutzen. Beim Boosterabwurf sind dann die Tanks der Zentralstufe noch voll. Damit werden die Booster echt zu einer zusätzlichen Stufe, nicht nur zu einer halben. Dafür wird in jedem Booster ein recht teures Triebwerk gebraucht.

Bei den billigeren Feststoff-Boostern läßt sich kein Treibstoff umpumpen – oder doch? Abwerfbare Tanks sind ja nichts wirklich Neues, beim Space Shuttle und der russischen Breeze wird diese Technik schon längere Zeit verwendet. Neu wäre nur die Unterbringung der Zusatztanks an der Spitze eines Feststoff-Boosters. So kommt die Zentralstufe zu abwerfbaren Zusatztanks, ohne daß in jedem Booster ein teures Flüssig-Triebwerk gebraucht wird.

Das wäre doch mal eine wirklich neue Technik für die Ariane 6. Damit die Zentralstufe nicht zu schwer wird, müßte sie die in den Zusatztanks vorhandene Treibstoffmenge weniger mitnehmen. Am einfachsten wäre das wohl durch einen geringeren Durchmesser zu erreichen. Weniger Treibstoff – kleinere Tanks – geringere Leermasse. Und da die Zusatztanks auf den Boostern keine Oberstufen tragen müssen, können die leichter gebaut sein als die Zentralstufe.

Wobei es sinnvoll ist, Booster mit und ohne Zusatztank zu bauen. In der Version mit zwei Boostern werden welche mit Zusatztank verwendet, bei vier Boostern zwei mit und zwei ohne Zusatztank. Als neue Variante besteht dann noch die Möglichkeit, zwei Booster ohne Zusatztank einzusetzen. Das würde den Nutzlastbereich nach unten erweitern.

Sollte man sich doch noch zu sechs Booster-Aufhängungen durchringen, wäre damit auch eine größere Nutzlast möglich. Zwei Booster mit und zwei Ohne Zusatztank beim Start, und ndach dem Abwurf der ersten vier Booster die nächsten Zwei. Durch Zusatztanks auch bei der zweiten Boosterserie läßt sich die Treibstoffmenge für die Zentralstufe noch weiter erhöhen. Mit fünf verschiedenen Versionen wäre das dann ein wirklich flexibles System, und das alles nur durch billige Zusatztanks. Und wenn man die höhere Nutzlast doch nicht braucht, baut man einfach nicht so viele Booster an. So hält man sich diese Möglichkeit offen ohne finanzielles Risiko.

13 thoughts on “Hybrid-Booster

  1. In der Theorie klingt das lles toll, wenngleich auch kompliziert (am denke mal an den Aufwand den Treibstoff umzupumpen um den Verbrauch des Haupttriebwerks von 300 kg/s zu decken).

    Wenn Du ans Nachrechnen gehst wirst Du feststellen, dass der Gewinn minimal ist. Bei der R-7 gab es eine Untersuchung ob man das Zentraltriebwerk nach den Boostern zünden sollte als man sie konzipierte. Das waren weniger als 10% Nutzlasteinbuße. Bei der Falcon 9 Heavy ist es ja genau präzisiert, dort sind es 53 vs 45 t. Dabei ist dort der Gewinn durch fast gleichlange Brennzeiten am höchsten, die Zentralstufe also schon weitgehend leer.

    Be der Ariane 6 dürfte die Zentralstufe 3-4 mal länger als die Booster brennen, dann hat sie wenig Treibstoff verbraucht und den Gewinn würde ich gegen Null ansiedeln.

  2. Die Zusatztanks sitzen oben auf den Boostern, hoch genug daß der Treibstoff durch sein eigenes Gewicht zum Triebwerk fließt.

    Der Nutzlastgewinn ist hier eher ein willkommener Nebeneffekt, der größte Nutzen dürfte das flexiblere Konzept sein, mit dem man einen größeren Nutzlast-Bereich abdecken kann.

    Finanziell lohnend dürfte das bei der 6 Booster-Variante sein, weil so eine größere Menge flüssiger Treibstoff möglich wird. Prinzipiell könnte man den gleichen Effekt auch einfach mit mehr oder größeren Boostern erreichen. Allerdings hat die Hybrid-Lösung einige Vorteile:
    – Durch den höheren spezifischen Impuls der bei der Ariane verwendeten Flüssig-Treibstoffe braucht man weniger als bei festen Treibstoffen.
    – Flüssige Treibstoffe sind billiger als feste.
    – Die Tanks für flüssige Treibstoffe müssen keinen so hohen Druck aushalten wie das Gehäuse von Feststoff-Raketen. Dadurch sind sie leichter und warscheinlich auch billiger.

    Ein weiterer Vorteil ist die leichtere Zentralstufe. Der Schub des verwendeten Triebwerks reicht zwar immer noch nicht aus, um ohne Booster zu starten. Aber es würden schon kleinere Booster ausreichen. Denkbar wären Booster auf Basis der zweiten Stufe der Vega. Das würde den Nutzlastbereich zusätzlich nach unten erweitern.

  3. Die Vulcain-Tubopumpe saugt den Treibstoff mit über 100 bar an. Wenn Du nur Schwerkraft vorsiehst (Maximalbeschleunigung bei der A-5: 4,61 g) brauchst Du aber enorm dicke Tankleitungen um 300 kg oder rund 700 l pro Sekunde zu transferieren, einfach mal die Badewanne voll füllen, entleeren und dann hochrechnen wie dick die Leitungen sein müssen damit man in 1 Sekunde vier Badewannen durchbekommt ….

  4. Ansaugen mit 100 bar würde ja einen negativen Druck erfordern, was physikalisch unmöglich ist. Das verwechselst du mit dem Ausgangsdruck der Turbopumpe. Mal ganz abgesehen davon: Beim Space Shuttle hat das mit den externen Tanks auch funktioniert, bei deutlich höherem Treibstoffverbrauch.

  5. Abwurfbare Außentanks halte ich grundsätzlich für eine gute Idee, allerdings ist die Kombination von Tanks und Boostern in einer in mehrfacher Hinsicht eher ungünstig.

    – Durch die Kombination beschränkt man die maximalen Abmessungen und die maximale Masse sowohl für den Feststofftreibsatz als auch für den Tank.
    – Die Kombination ist ähnlich komplex und teuer wie ein Flüssigtreibstoffbooster.
    – Leere Tanks bei noch brennendem Booster oder ausgebrannte Booster bei noch gefülltem Tank werden zu unnützen Ballast.

    Deutlich sinnvoller erscheint mir die Montage von reinen Außentanks, ähnlich dem Shuttle-Tank nur entsprechend kleiner. Diese könnten preisgünstig individuell in jeder gerade benötigten Größe gefertigt werden und machen nur einen geringen Entwicklungsaufwand nötig. Wenn sie leer sind können sie sofort abgeworfen werden. Ob, und in welchen Fällen, ein solches System mehr Nutzlast bringt, bliebe allerdings noch festzustellen.

  6. Der Trick besteht ja gerade darin, daß die Zusatztanks für die gleiche Brennzeit wie die Booster ausgelegt sind. Theoretisch wären getrennte Zusatztanks flexibler. Wenn Zusatztanks zwischen den Boostern angebaut werden, beschränkt das dann aber wieder den Platz für die Booster. Und bei Zusatztanks die länger reichen als die Booster brennen, braucht man ein stärkeres Triebwerk in der Zentralstufe.
    Was flüssigtreibstoff-Booster kompliziert und teuer macht, ist das zusätzliche Triebwerk. Und auf das soll ja gerade verzichtet werden. Was soll daran komplizierter sein, als Booster und Zusatztanks getrennt anzubauen?

  7. Nun ja, ein schwacher Beitrag ohne technische Details und Bezüge zu Patenten und Entwicklungen.

    Mache nur kurz zu Treibstoffumverteilung (PTK). Ja, es ist eine sehr effiziente Technologie mit geringen Kosten. Ziel dieser Technologie besteht besteht darin, bevor die Booster abgesprengt werden, die zweite Stufe mit dem Treibstoff der Booster fast vollständigt bis 90-100% auffüllen. Bevor die Booster abgesprengt werden, ist die zweite Stufe wieder „vollständigt“ betank und das erhöht die Leistung der Trägerrakete bis max. 28%. Wir müssen aber unterschiedliche
    mögliche Varianten beachten, wurden auf einer Weltraumkonferenz in Moskau mit Diagrammen zu Angara vorgestellt. Die Algorithmen für die synchrone Umverteilung als auch die Dichtungsventile nach dem Absprengen müssen schon sehr Perfekt arbeiten. Zitat aus einen Symposium, И.А.Биркин (Birkin), von Chrunischew:

    — Zitat —Расчётами подтверждена возможность получения значительного эффекта от ПКТ. В частности, для РН с «пакетом» из 5 готовых универсальных ракетных модулей (без оптимизации их параметров) прирост массы ПГ в зависимости от варианта системы ПКТ составил от 8 до 28 %

    Somit wäre für Angara-A5 eine Nutzlaststeigerung von 24,5 auf 31,5 Tonnen möglich. Roskosmos hat aber zunächst eine Absage aus unterschiedlichen Gründen an PKT erteilt, zunächst hat die Sicherheit der Starts den vorrang.

    Im Keldysch Zentrum wurden auch Hybrid Triebwerke mit einen Schub von 20 KN getestet. Wir erreichen damit eine einfache Konstruktion und Senkung der Startkosten von 20-40%.

  8. Bin auch der Meinung das weder mit Hybrid noch mit einen drei komponenten Triebwerk, obwohl alle Brennversuche sehr erfolgreich waren, wir einen signifikanten Durchbruch erreichen. Die Hoffnung ruht heute auf DRD Triebwerke von morgen, für eine Methan-Oberstufe wäre ein Isp von 500s absolut möglich. Auf die ersten Brennversuche und der Ergebnisse bin ja selbst gespannt.

  9. Unsinn

    Wenn man Methan stöchiometrisch verbrennt und keine Verluste hat (nach dem dritten Hauptsatz der Thermodynamik nicht möglich) kommt man auf maximal 4478 m/s oder 456 s.

    In Russland scheinen die Gesetze der Physik und Chemie wohl nicht zu gelten. Putin hat sie wohl abgeschafft.

  10. DRD-Triebwerke = Detonationstriebwerke. Wir warten lieber die ersten Brennversuche ab, über mögliche Steigerung der Leistung wurde in Fachpublikationen berichtet. Selbst zu Acetam hast ja anfangs ohne Bezug auf russische Fachpublikation und Patente auch Unsinn geschrieben.

    Heute ist ein max. Isp im Vakuum von 385s mit Methan möglich, siehe aktuelle Entwicklungen.

  11. Noch zu DRD Triebwerken, habe hier schon viel gepostet. Davon hat selbst der pro kommunistischer Führer Putin keine Ahnung, der kann nur mit Gewalt die Grenzen verschieben. Bernd, mehr Sachlichkeit und Bezug zu Fachpublikationen wäre angebracht.

    Die thermodynamischen Berechnungen zeigten auch, dass die Effizienz (Wirkungsgrad) des Zeldovitch Zyklus (heute als Detonationsverbrennungszyklus bekannt) um 20% bis 30% höher ist.

    Mehrdimensionale gasdynamischen Berechnungen des Arbeitsprozesses in Flüssigraketentriebwerken mit Detonationsverbrennung haben auch gezeigt, das sie einen grösseren Wirkungsgrad von 13 bis 20% gegenüber herkömmlichen Raketentriebwerken haben.

    Der Weltweit erste Demonstrations DRD Triebwerlk hat um 10 % grössere Leistung, dient dazu die Prozesse zu verstehen, die mathematischen Grundlagen zu bestätigen als auch weitere Verbesserungen vorzunehmen.

  12. Oh ich gehe gerne eine Wette ein. Die reaktionsenthalphie von Methan/O2 ist bekannt, die physikalischen Gleichungen zur Berechnung der Geschwindigkeit von Molekülen bei gegebener Energie sind auch bekannt. Demnach kommt Methan/LOX nie auf 500. Mein Wert ist der maximal mögliche wenn das Triebwerk keinerlei Energie auf die Umgebung überträgt z.B. die Brennkammer sich nicht erwärmt und schon das ist technisch nicht möglich.

    Man kann sich aber auch über den einfachen Vergleich mit dem Wasserstoff herantasten – wie soll Methan/LOX bei nur 2/3 der Energie pro g Abgas und höherer mittlerer Atommasse einen höheren spezifischen Impuls liefern?

  13. Bernd, hier geht es nicht um die 500s, auch nicht um die heutigen Triebwerke, sondern um den aktuellen Stand des Zeldovitch Zyklus, der hat einen höheren Wirkungsgrad als die heutige Technologie der Triebwerke. Mit NTR Triebwerken können wir mit Wasserstoff sogar 950s erreichen. Das habe ich schon gepostet, extra für dich:

    Zeldowitsch hat ein Model vorgeschlagen (Zeldowitsch-Neumann-Doring = ZND Model) der Detonationswellenausbreitung im Gas, die Schockfront adiabatisch komprimiert das Gas auf eine Temperatur bei der eine chemische Reaktion die Verbrennung unterstützt, die wiederum eine nachhaltige Schockwellenausbreitung, also eine Art von Kettenreaktion. Deshalb die hohe Temperatur von 6000 Grad in der Brennkammer und somit eine hohe Effizienz (Isp) der Verbrennung eines Raketentriebwerks.

    Im Prinzip haben wir eine normale aber verstärkte Brennkammer wo die vorhandene Druckwelle bis zu 8000 – 10000 Umdrehungen pro Sekunde macht. Für einen effizienten Betrieb ist eine hohe Wiederholungsfrequenz der Einleitung einer Detonationswelle (100-200 Hz) ausschlaggebend. Bei der Arbeit wurden auch ältere amerikanische und russische Patente berücksichtigt und deutliche Verbesserungen vorgenommen, darunter technische Reduzierung der Schwingungsbeanspruchungen als auch die Stabilität der Impulsdetonation durch Minimierung der Anzahl von Impulsventilen.

    Der Begriff Detonation tauchte schon in der „Abhandlung über elementare Chemie“ (fr. Traité élémentaire de chimie) die 1789 in Paris veröffentlicht wurde. Die weitere Forschung Aufgrung der hohen Geschwindigkeit der Detonationswelle und den möglichen verheerenden Auswirkungen wurde nicht weiter verfolgt. Mit dem Wachstum einer experimentellen Untersuchung der Detonations haben die britische Forscher Campbell und Woodhead 1926 einen Effekt der Spiral Wirkung der Detonationsfront des Gasgemisches entdeckt. Heute nennen wir das als „spin Detonation“.

    Nach Aussagen der Konstrukteure ist Kerosin kaum für Detonationtriebwerke geeignet, optimale Ergebnisse sind nur mit Methan möglich. Damit wäre mit dem heutigen Demonstrator (Ausgang sind 385s) etwa 423s im Vakuum möglich, eine Steigerung auf 15% ergiebt 442s. Wie gesagt, wir müssen auf die Ergebnisse der experimentellen Arbeit abwarten.

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