Unter 32-16-8  herrscht Konjunktur die ganze Nacht

Das Buch von Eugen Reichl habe ich genutzt meine Daten der N-1 mal abzugleichen. Schließlich hat der Autor zwar meine Daten übernommen, aber nicht alle. Vor allem fiel mir auf, dass die angegebene Nutzlast so niedrig ist: Die N-1 war dreistufig und sollte 95 t in den Erdorbit bringen. Dabei hat sie höhere spezifische Impulse als die Falcon Heavy und ein günstigeres Stufenverhältnis, trotzdem wäre bei dieser der prozentuale Nutzlastanteil höher. Die N-1 bin ich auch bei der Neuauflage der Trägerraketen übergangen, weil ich eigentlich gedacht habe bei einer so alten Rakete wären die Daten eindeutig. Sie sind es aber nicht. Schon innerhalb einer Quelle differieren sie. So geben Ptrzybilski / Wotzlaw als Trockenmasse 277 t an, wenn man die drei Stufen aber addiert kommt man auf 182 t und auch die Startmasse von 2750 bis 2820 t passt nicht mal mit Maximalnutzlast (2707 t).

So habe ich mich mal auf der Suche nach Daten gemacht und hier mal eine Zusammenstellung:

Quelle N-1 Herkules Entwicklung und Absturz einer Trägerrakete The Sowjet Reach for the Moon Russian Spaceweb Astronautix.com B14643 .de
Vollmasse Block A 1870 t / 1934 t 1870 t 1880 t 1875 t
Leermasse Block A 120 t / 193,4 t 180,8 t 130 t 131,8 t
Spez. Impuls Block A 3180 m/s 3247 m/s 3237 m/s / 3119 m/s 3059 m/s
Brenndauer Block A 120 s 110 s 113 s 125 s 113 s
Vollmasse Block B 540 t / 557,5 t 540 t 560,7 t 540 t
Leermasse Block B  52,5 t 52,2 t 55,7 t 35,4 t
Spez. Impuls Block B 3250 m/s 3394 m/s 3394 m/s / 3188 m/s 3187 m/s
Brenndauer Block B 130 s 130 s 108 s 130 s 122 s
Vollmasse Block V 188,7 / 185 t 185 t 188,7 t 185 t
Leermasse Block V 13,7 t 13,7 t 13,7 t 9,9 t
Spez. Impuls Block V 3120 m/s 3453 m/s 3462 m/s / 3335 m/s 3334 m/s
Brenndauer Block V 288 s 400 s 375 s 370 s 363 s
Startmasse 2750 – 2820 t 2700 t 2783 – 2820 t 2692 – 2753 t 2747 t
Nutzlast in LEO 95 t 92 t 82 – 95 t 71 t 95 t

Leider bekommt man von den Leuten die dabei waren kaum brauchbare Infos. Tschertok nennt nur den Impuls der Erststufentriebwerke (294/331). Vor allem letzterer erscheint mir angesichts des geringen Brennkammerdrucks gering, vor allem verglichen zum Nachfolger NK-33. Ich vermute er hat den des NK-33 angegeben, ein Fehler den viele Autoren machen auch Reichl. Bei Energija und Kusnezow findet man keine Angaben über die Rakete oder nur sehr spärliche ohne Zahlenangaben-

Bei „N-1 Herkules Entwicklung und Absturz einer Trägerrakete“ findet man zwei Treibstoffangaben. Ich vermute die höhere gilt für die N-1F die etwas mehr Treibstoff zulud (1750 zu 1870 t, 540 zu 505 t, 185 zu 175 t). Eine andere Möglichkeit ist das die Autoren das mit der Trockenmasse verwechselt haben. Dann passen aber die im vorherigen Fließtext publizierten Leermassen von 5,25 und 13,7 t für zweite und dritte Stufe nicht.

„The Sowjet Reach for the Moon gibt als Triebwerke die zweite Generation und die haben höhere spezifische Impulse.

Astronautix.com halte ich da auch Massen für Stufenadapter angegeben werden, für die beste Quelle. doch auch hier gibt es Fehler. So sind die spezifischen Impulse beim Datenblatt der N1 die der zweiten Generation, ich habe sie durch die der Orginaltriebwerke auf derselben Webseite ergänzt. Die Nutzlastangabe ist gering, doch handelt es sich um die reale der Testvehikel (andere angaben: bis 83 t) und die wurden in einen elliptischen Orbit (200 x 700 km) entlassen.

B14643 verwendet die realen Impulse der Nk-Triebwerke, aber auch die niedrigen Trockengewichtangaben.

Russian Spaceweb nennt deutlich höhere Trockenmassen die auch besser zu der niedrigen Nutzlast passen. Leider fehlen die restlichen Daten.

Besonders auffällig ist neben den unterschiedlichen Impulsen auch die unterschiedliche Brennzeit, vor allem bei der dritten Stufe, selbst wenn man den Wert von Wotzlaw als Ausreißer ansieht (er korrespondiert auch mit dem sehr viel geringeren spezifischen Impuls. Macht man die Gegenprobe: Brennzeit x Schub / Treibstoffmasse = spez. Impuls so gibt es auch deutliche Abweichungen, außer bei B14643 von Norbert Brügge.

Relativ konstant scheint die Treibstoffzuladung von 1750 / 505 / 175 t zu sein. Bei der ersten Stufe fällt die hohe Trockenmasse von Russiand Spaceweb aus dem Rahmen. Für mich ist sie allerdings die einzige die ich für sinnvoll halte. Wenn ich bei 500 t Treibstoffzuladung der zweiten Stufe und 5,25 t Leermasse auf 1750 t hochskaliere komme ich von den 52,5 t auf 181 t. Zudem enthält die Masse auch den Zwischenstufenadapter und die nach Block A Betrieb abgeworfene Nutzlastverkleidung, dazu kommen 30 Triebwerke die jedes 1,5 t wiegen. Vor allem kommt man nur so auf die angegebene Trockenmasse der Rakete von 277 bis 281 t (würde man sie sonst addieren wäre man bei 175,4 – 196,2 t ohne Nutzlastverkleidung).

Ich habe nun mal die Gegenprobe gemacht und die Nutzlast mit den am häufigsten gerannten bzw. wahrscheinlichsten Werten berechnet.. Die Gesamtbrennzeit der drei Stufen ist vergleichbar zur Proton K. Daher habe ich mit dem aktuellen Muster die Aufstiegsverluste berechnet. Sie betragen 1684 m/s. Nun habe ich die für die N-1 übernommen und die wahrscheinlichsten Daten eingesetzt. Ich komme dann auf eine Nutzlast von 89,5 t in den Erdorbit. Würde man die höheren spezifischen Impulse der NK-33/43/21 nehmen so wäre selbst bei den hohen Trockenmassen die ich genommen habe die Nutzlast deutlich größer als der maximal publizierte Wert von 95 t. Die 17 t schwere Nutzlastverkleidung ist immer bei der Erststufe mit enthalten. Sie wird nach deren Brennen abgetrennt.

Rakete: N-1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
2762920 85920 0 7802 1684 3,11 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 1 1930800 180800 3118
2 1 557500 52500 3188
3 1 188700 13700 3334

Da schon diese N-1 die geforderte Nutzlast erreicht denke ich braucht man nicht die extrem niedrigen Strukturfaktoren (120 t / 35 t / 10 t) anzusetzen und auch nicht die hohen spezifischen Impulse der zweigen Generation die oft fehlerhaft für die N-1 genannt werden, auch bei Reichl, der in diesem Falle nicht von mir abgeschrieben hat und damit wieder neue Fehler produziert hat. Ich habe sogar noch FCEA2 bemüht, das selbst im optimistischen Fall eines freien Gelichgewichtes nicht auf die Vakuumimpulse der zweiten Generation kommt. Unverständlich warum sie trotzdem immer wieder publiziert werden.

Über die N-1F ist wenig bekannt. Sie soll zum einen die leistungsgesteigerten NK-33/43 Triebwerke einsetzen, zum anderen etwas mehr Treibstoff mitführen. Die Startmasse von 2950 t bis 3020 t lässt darauf schließen, dass sie etwa 200 t mehr Treibstoff zugeladen hat. Zumindest bei Wotzlaw gibt es den Hinweis, das dies durch unterkühlte Treibstoffe erreicht wurde, die Tanks also die gleichen sind. Das passt auch zum etwas oxidatorreichen Mischungsverhältnis der neueren NK-Triebwerke. Sei soll 105 t Nutzlast erreichen. Wenn man die rund 200 t mehr Startgewicht gleichmäßig auf die drei Stufen verteilt und die Impulse der neueren Triebwerke nimmt kommt man auf folgende Werte:

Rakete: N-1F

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
2992858 112658 0 7802 1684 3,76 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 1 2074800 180800 3247
2 1 602200 55700 3394
3 1 203200 13700 3452

Der Verlust ist für die angegebene Nutzlast von 105 t recht hoch. Mit gleichem Verlust wie die N-1 müsste die N-1F auf 112 t Nutzlast in den Erdorbit kommen. Allerdings wurden die Trockenmassen beibehalten. Sie werden wahrscheinlich etwas höher sein.  Nimmt man an, dass die N1F dagegen nur bessere Triebwerke hat so kommt man auf 101 t Nutzlast. Irgendwo dazwischen wird die Wahrheit liegen.

Rakete: N-1F (nur neue Triebwerke)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
2775194 101194 0 7802 1684 3,65 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 1 1930800 180800 3247
2 1 557500 52500 3394
3 1 185700 13700 3452

Zuletzt noch ein Punkt: warum habe ich die beiden Oberstufen Block G und D nicht miteinbezogen? Das liegt an der Auslegung des Mondprogramms. Um mit der deutlich geringeren Mondnutzlast ein Mondprogramm durchführen zu können hat man optimiert wo es nur ging. So entließ die N1 Block G/D mit Mondlandekomplex in einer elliptischen Erdumlaufbahn anstatt einer kreisförmigen um das letzte bisschen Treibstoff der Stufe auszunutzen. Block G reichte trotzdem nicht aus die Geschwindigkeit zum Mond zu erreichen (er hatte nur 55 t Treibstoff bei einer Restmasse von 41,4 t. Daher wurde Block D noch im Erdorbit gezündet und brachte den Rest der Geschwindigkeit auf. Man kann also mittels einfacher Modellierung nicht die Mondnutzlast berechnen. Ich habe mir das dann für einen späteren Zeitpunkt aufgehoben.

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