Shuttle 2.0 – Teil 1

Ich will heute mal meine Vorstellung eines finanzierbaren Shuttle zur reinen Nutzlastbeförderung skizzieren. Dabei will ich mich soweit möglich auf schon existierende Systeme stützen, ansonsten gebe ich eine Begründung für meine Annahmen. Ich will auch zeigen, wie ich methodisch vorgehe. Anders als „42“ (die Frage nach dem Universum, dem Leben und allem anderem) gehe ich von der Nutzlast aus, anstatt mir ein System zusammenzustellen und dann zu sehen, ob es möglichst viele Nutzlasten transportieren kann. Dieser Ansatz ist natürlich auch möglich. SpaceX scheint so zu arbeiten. Schließlich hat die Falcon 9 seit es sie gibt mindestens drei Versionen mit vier verschiedenen Nutzlastangaben

Das System, das ich anvisiere, ist auf 6 t GTO-Nutzlast ausgelegt. Das ist die Masse, die heute die größten Satelliten haben. Zukunftssicherheit gibt es durch ein flexibles System von Boostern, das dann noch etwas Luft nach oben bringt. Weiter unten gehe ich dann drauf ein, ob man mit der Variation der Boosterzahl dann eher nach unten oder oben skalieren sollte, also mehr oder weniger Nutzlast.

Die Kickstufe

Das Shuttle selbst erreicht nur einen LEO-Orbit. Die Oberstufe muss dann die Nutzlast in einen höheren Orbit bringen. Wenn der Ausgangsorbit einer von 200 km Höhe ist, braucht man 2457 m/s um eine 200 x 35.889 km Bahn zu erreichen. Wenn man die RL-10A-4 Triebwerke als Basis nimmt, (spezifischer Impuls 4452 m/s) dann ist die Startmasse 1,74-mal höher als die Endmasse. Die Stufe wird dann in etwa die Masse der HM-7 der Ariane 1 haben. Nimmt man deren Strukturmassekoeffizient (inklusive VEB) als Basis (6,34) so kommt man nach einer kleinen Feedback-Simulation auf eine Stufe von 6.086 kg voll und 960 kg leer. Die Gesamtnutzlast im LEO beträgt dann 12.086 kg.

Ohne Berücksichtigung der unteren Stufen könnte diese stufe etwa

Feedbacksimulation – wie geht’s?

Zum Thema Feedback Simulation den ich mehrmals hier verwende. Die Vorgehensweise ist die:

Ich benötige eine Geschwindigkeit X,hier 2457 m/s habe gegeben den Strukturmassekoeffizienten (hier 6,34) und den spezifischen Impuls (hier 4452 m/s) sowie die Nutzlastmasse (hier 6000 kg) dann kann ich zuerst einmal unter der Annahme, dass die Leermasse der Stufe 0 kg beträgt, folgende Gleichung aufstellen:

Startgewicht = Exp(2457/4452)* 6000

Startgewicht = 10419 kg.

Der Treibstoff entspricht dann der Differenz zur Nutzlast: 10419 kg – 6000 kg = 4419 kg.

Teilt man diese Treibstoffmasse, durch den Strukturmassekoeffizienten so kommt man auf die Strukturmasse:

Strukturmasse = 4419 kg / 6,34 = 828 kg

Man zählt diese 828 kg zur Startmasse hinzu und führt die Rechnung noch mal durch, man erhält nun als Startmasse = 11857 kg, Leermasse = 942 kg

Das sind 251 kg mehr, weniger als die 116 kg anfangs. Die Abnahme wird immer kleiner und kann irgendwann abgebrochen werden. Hier eine kleine Tabelle der folgenden Iterationsschritte:

 

Itrationsschritt 1 2 3 4 5
Startmasse 10419,2 11856,2 12054,4 12081,8 12085,6
Treibstoff 4419,2 5028,7 5112,7 5124,3 5125,9
Leermasse 827,6 941,7 957,4 959,6 959,9

Nach vier Schritten hat man die Stufenmasse auf unter 1 kg Abweichung genau.

Der Orbiter

Das Nächste im Konzept ist dann der Orbiter. Da er die Umlaufbahn erreicht, sollte er so leicht wie möglich sein. Ich habe mich gegen das Space Shuttle Konzept entschieden. Der Orbiter sollte auf das minimal nötige heruntergestrippt werden. Das minimal nötige ist das Antriebssystem und eine aerodynamische Form mit Hitzeschutzschild zum Landen. Das entspricht dem Heck des heutigen Shuttles in einer aerodynamischen Verkleidung. Ich habe auf eine Nutzlastbucht verzichtet. Stattdessen gibt es wie bei einer Rakete eine Nutzlasthülle, die aber wegen der Kollissionsgefahr beim Abtrennen mit den Flügeln des Orbiters erst im Orbit bzw. kurz vorher abgetrennt wird. In der Summe ist dies trotzdem günstiger, denn die Nutzlasthülle wiegt weniger als der Nutzlastraum eines Shuttles und der macht durch größere Flügel und Hitzeschutzschild das Shuttle noch schwerer. Eine Nutzlasthülle von 2 t Gewicht (17 m Länge, 4 m Durchmesser) halte ich für angemessen. Die Masse ist hochgerechnet von der Ariane 5 Nutzlasthülle mit gleicher Länge aber 5,40 m Durchmesser. Das ist dann auch genügend Platz um die Oberstufe mit zu umhüllen. So kann nicht direkt angebracht werden, da der Shuttle ja aerodynamisch sein soll. Ein Gitterrohradapter über dem Nasenkonus addiert eine weitere tonne Gewicht. Er kann vor dem Wiedereintritt abgesprengt werden.

Dies bringt das Gewicht für den Erdorbit auf 15,1 t.

Das offene ist das Gewicht des Orbiters. Hier kann man nur schätzen. Mein Ansatz: ich vergleiche mit existierenden Systemen. Zuerst den Space Shuttles. Die wogen nach Planung 114,4 t beim Start. Die für die Betrachtung wichtigen Teile sind die Triebwerke mit Schubrahmen und OMS aber ohne Treibstoff und die Nutzlast mit Hülle. Dies waren beim Space Shuttle 15,3 und 29,5 t. Das ist ein „Nutzlastanteil“ von 39,1%.

Das bedeutet, wenn man noch die Masse der Triebwerke kennt, wird das fertige Shuttle etwa 2,5-mal schwerer sein als Triebwerke und Nutzlast. Das ist doch etwas ungünstig. Doch es gibt ja noch den Dream Chaser. Der wiegt leer 9 t und transportiert 5,5 t Nutzlast, das ist ein Nutzlastanteil von 38% allerdings mit Treibstoffzuladung (beim Shuttle ohne). Ohne Treibstoff sind es 40,3%. Beide Systeme haben aber einen großen Nutzlastraum, denn wir oben eingespart haben. Also nehmen wir die 40% nur für die eigentliche Nutzlast und die Triebwerke und addieren die 3 t für die Nutzlasthülle und Adapter später hinzu.

Triebwerke des Orbiters

Das leitet über zur Triebwerkswahl. Der einfachere Teil ist der Manövriertriebwerke. Man baucht zwei Gruppen. Einige schwache um kleine Drehungen und Lageänderungen durchführen zu können. Dafür reichen vorhandene RCS-Triebwerke für Satelliten von 100 bis 400 N Schub. Das größere ist notwendig zum Abbremsen aus dem Orbit. Hier habe ich mich für das Aestus entschieden. Bei einem dV von 200 m/s (100 m/s um den Orbit zu erreichen 100 m/s zum Abbremsen) braucht man 6,4% der Masse als Treibstoff.

Schwerer wird die Auswahl des Haupttriebwerks. Sein Schub legt die Masse des Treibstofftanks nach dem Abtrennen der ersten Stufe bzw. der Booster fest. Ich habe mich für LOX/LH2 entschieden, und da das Triebwerk mehrfach verwendet werden sollte, für das Vulcan 3R, eine Variante des Vulcain die wiederverwendbar ist und für die LFFB vorgeschlagen wurde. Es ist 7-mal einsetzbar, hat einen spezifischen Impuls von 4138 m/s im Vakuum, wiegt 2370 kg bei 1622 kN Vakuumschub. Bei einer Beschleunigung von 0,8 g nach der Abtrennung (gängiger Wert bei zweistufigen Raketen) reicht es aus um 203 t Masse zu beschleunigen.

Für die Triebwerksanlage komme ich so zu folgenden Massen:

  • 2.370 kg Vulcain 3R
  • 800 kg Schubrahmen (typischer Wert 1/3 des Triebwerksgewichts)
  • 111 kg Aestus
  • 54 kg für 6 RCS Triebwerke
  • 3200 kg RCS/Aestus Treibstoff
  • 400 kg RCS/Aestus Tanks und Druckgas
  • Gesamtgewicht: 6935 kg

So kommt man zu einem Antriebsgewicht mit Adapter von 8 t. Bei dem Faktor von 0,4 ist dann der gesamte Orbiter 20 t mit Nutzlast 32 t schwer. Dazu kommen dann noch 2 t für die Nutzlasthülle. Insgesamt sind es also 34 t.

Der Tank

Für den Treibstoff braucht man dann noch einen Tank. Der Space Shuttle Tank kann hier als Vorbild dienen. Allerdings in etwas modernisierter Form. Er wurde in den Siebziger Jahren entwickelt. Später wurde er modernisiert, indem eine leichtere Legierung eingeführt wurde, allerdings nur beim LH2-Tank. Macht man dies auch beim LOX-Tank und der Zwischentanksektion, so sinkt die Trockenmasse auf 25.888 kg bei 746.981 kg Startmasse. Das ist ein Strukturmassekoeffizient von 28,85.

Bei 203,2 t Startmasse darf so der Tank bei Abtrennung noch 169,2 t wiegen. Das entspräche einer Leermasse von 5,9 t, allerdings ist dies nicht die endgültige Masse, denn man wird das Triebwerk vom Start weg laufen lassen. Für wie lange kann man aber erst sagen, wenn man die Brennzeit der ersten Stufe kennt. Es ist aber eine Hausnummer um die erste Stufe abzuschätzen.

Mit dieser Stufe würde ein ΔV von 7024 m/s durchgeführt werden.

Erste Stufe

Für die Größe der ersten Stufe ist zuerst einmal das ΔV wichtig. Da die OMS-Triebwerke 100 m/s aufwenden, braucht man nur 7700 m/s für eine Erdumlaufbahn. Die Gravitationsverluste habe ich zu 2000 m/s angesetzt, etwa 200-300 m/s mehr als wie bei einer aerodynamisch idealen Form. Zieht man die 7024 m/s ab, so verbleiben 2676 m/s. Davon 776 m/s als horizontale Geschwindigkeit.

Die erste Stufe soll LOX/RP1 einsetzen. Die Wahl kommt auch daher, weil sie weich landen sollen und daher zum Startort zurückfliegen sollen. Dazu benötigen sie ein Düsentriebwerk und das kann mit dem RP1 aus den Treibstofftanks gespeist werden.

Typisch gehen die Booster bei der Abtrenngeschwindigkeit von 776 m/s weniger als 400 km vor der Küste nieder. Ein Düsentriebwerk hat eine Reisegeschwindigkeit von 800 km/h. Nimmt man eine Stunde Reisezeit an und ein Triebwerk des Typs CFM56-3B4 ein (bei der Boeing 737 eingesetzt) so verbraucht das nach Wikipedia 11,8 t Treibstoff in einer Stunde. Dieser Treibstoff und das Triebwerksgewicht von 1941 kg kommen zur Trockenmasse hinzu. Dann braucht man noch ein Leitwerk und Flügel. Hier habe ich Differenz der Masse der Pegasus Erststufe zur baugleichen Taurus Zweitstufe (ohne Flügel) als Referenz genommen, das sind 49% mehr bei der Trockenmasse der Rakete.

Als Triebwerk habe ich in einer ersten Überlegung das RD-191 ausgesucht, da es wiederverwendbar ist. Eine geflügelte Angara war ja mal angedacht als „Baikal“. Bei dem spezifischen Impuls von 3310 m/s kommt man bei einer Zielgeschwindigkeit von 2676 m/s auf ein Voll-/Leermasseverhältnis von 2,25. Nimmt man die Trockenmasse der Atlas V als Basis, erhöht um die 49% für die Flügel, so kommt man auf einen Strukturfaktor von 10. Das Düsentriebwerk und der Treibstoff kommen als konstanter Faktor zur zweiten Stufe hinzu, da sie immer anfallen, egal wie schwer die Stufe ist. Erneut kommt man durch Feedback-Rechnung auf die Masse der ersten Stufe: 370.150 kg + (2x 11.800 kg Düsentreibstoff + 2 x 1941 kg Düsentriebwerk) / 37.016 kg. Das ist dann eine Trockenmasse pro Booster von 33 t, in etwa das Gewicht einer leeren 737. Dafür reicht dann ein Triebwerk aus, da eine 737 mit einem Triebwerk noch fliegen und landen kann.

Bei einer Gesamtmasse von 601.012 kg und einem Startschub des RD-191 von 1922 kN braucht man für eine Startbeschleunigung mit 1,2 g insgesamt 3,7 RD-191. Da noch das Vulcain 3R arbeitet, kommt man mit 3 Triebwerken aus. Diese brennen 191,2 s lang. Damit kann man nun auch die Treibstoffzuladung des Tanks berechnen. Dies sind weitere 71.800 kg, was zu einem Tankgewicht von weiteren 2.600 kg führt. Damit hat man die Bilanz:

Stufe Vollmasse Leermasse Spezifischer Impuls Brennzeit
Kickstufe 6.086 kg 960 kg 4452 m/s 253 s
Orbiter OMS 3.711 kg 511 kg 3187 m/s 174 + 181 s
Tank 243.600 kg 8.500 kg 4139 m/s (Vulcain 3R) 191,2 + 408,8 s
Booster: 2 x 198.816 kg 2 x 38.957 kg + 11.800 kg Düsentreibstoff 3310 m/s 191,2 s

Nun erst kann man eine Nutzlastbilanz des Gesamtsystems aufstellen. Die Nutzlast unterscheidet sich von der geplanten, weil ich bei der Berechnung der ersten Stufe nicht den Treibstoffverbrauch des Vulcain 3R mit einberechnet habe, der erst nach Festlegung der Boostermassen feststeht. Zudem ist auch die Tankmasse nun verändert. Als Optimierung habe ich die Nutzlasthülle und Adapter mit dem Tank abgetrennt, da gibt es eine kurze Freiflugphase, bevor man die OMS-Triebwerke zündet. So kann man die Möglichkeit einer Kollission mit einem sich beschleunigenden Orbiter ausschließen. Ich erhalte eine Nutzlast von 13.506 kg. Damit kann man folgendes Datenblatt aufstellen.

Parameter Wert
Nutzlast GTO 6.000 kg
Stufe 3 Vollmasse: 6.086 kg
Stufe 3 Leermasse 960 kg
Stufe 3 Triebwerk: 1 x RL-10A4
Nutzlast LEO: (genau berechnet) 8.506 kg
Nutzlasthülle: 2.000 kg
Adapter 1.000 kg
Orbiter mit Nutzlast: 34.000 kg
Davon Haupttriebwerk Vulcain 3R 2.370 kg
Davon OMV Triebwerk Aesus 111 kg
Davon RCS Triebwerke (6 x 227 N) 54 kg
Davon OMV+RCS Treibstoff, Tanks und Druckgas 3.600 kg
Davon Schubrahmen 800 kg
Davon Tragflügel, Hitzeschutzschild, Fahrgestell, elektrische und hydraulische Systeme 11.940 kg
Tank Vollmasse: 243.600 kg
Tank Leermasse 8.500 kg
Booster Startmasse: 199.000 kg
Booster Brennschlussmasse: 50.800 kg
Davon Triebwerk CFM56-7B 1.941 kg
Davon Treibstoff für Düsenantrieb 11.800 kg
Davon Flügel, Leitwerk und Fahrwerk 12.400 kg
Davon Stufe mit RD-191 24.700 kg
Anzahl der RD-191: 3
Gesamtstartmasse 602.000 kg

Optimierung

Wenn man nun das ganze durchrechnet d.h. Mit Berücksichtigung, dass schon beim Start Treibstoff aus dem Tank verbraucht wird, so fällt die Nutzlast etwas ab auf 8,5 t. Vor allem braucht man sehr viele RD-191. Drei ist zudem eine unglückliche Zahl, die man schwer auf zwei Booster aufteilen kann.

In einer Optimierung setze ich daher auf Booster mit je einem RD-181. Dafür zwei, drei oder vier. Bei dem Bodenschub von 3827 kN kann ein Booster in der zwei Booster-Kombination 255.000 kg beim Start wiegen, das korrespondiert mit einer Brennschlussmasse von 38.000 kg. Mit zwei, drei oder vier Boostern kann man dann auch die Nutzlast anpassen. Man erhält folgendes neues Datenblatt:

 

Stufe Vollmasse Leermasse Spezifischer Impuls Brennzeit
Kickstufe 6.086 kg 960 kg 4452 m/s 253 s
Orbiter OMS 3.711 kg 511 kg 3187 m/s 174 + 181 s
Tank 243.600 kg 8.500 kg 4139 m/s (Vulcain 3R) 187,9 + 413,1 s
Booster: 2 x 255.000 kg 2 x 38.000 kg 3312 m/s 187,9 s

Mit nur zwei Boostern kommt man so auf eine Nutzlast von 17,3 t. Mit drei Boostern sind es 24 t und mit vier 29 t – genauso viel wie das Space Shuttle. Durch die höhere Nutzlast könnte man dann auch an die Verwendung schon existierender Stufen wie der Centaur denken, zumindest bei der größeren Ausbaustufe. Bei Weglassen von Treibstoff auch bei der zweitgrößten, oder man greift zur Oberstufe der H-IIA die ist etwas leichter.

Tabellen

Rakete: Shuttle 2.0 2 Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
792959 17359 0 7800 2000 2,19 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 2 290900 38000 3427
2 1 173800 10500 4139
3 1 20000 18000 3187

 

Rakete: Shuttle 2.0 3 Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
1054703 24104 0 7800 2000 2,29 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 3 278933 38000 3394
2 1 173800 10500 4139
3 1 20000 18000 3187

 

Rakete: Shuttle 2.0 4 Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
1315149 29549 0 7800 2000 2,25 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 4 272950 38000 3375
2 1 173800 10500 4139
3 1 20000 18000 3187

 

Rakete: Shuttle 2.0 2 Booster V1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
669603 8603 0 7800 2000 1,28 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 2 234900 50800 3530
2 1 171200 10500 4139
3 1 20000 18000 3187

4 thoughts on “Shuttle 2.0 – Teil 1

  1. Sie bleiben zu sehr am alten Konzept hängen. Bei ihn schwenkt der Shuttle 2.0 in eine Erdumlaufbahn ein, dafür wird Treibstoff verbraucht. Zur Landung wird wieder Treibstoff gebraucht um aus dieser Bahn herauszukommen. Mein Ansatz ist, der Shuttle 2.0 fliegt nur ein suborbitaler Flug – Start Florida, entweder Landung in Europa/Afrika oder Landung in Florida. Der Satellit mit Oberstufe wird noch im Steigflug des Shuttles ausgesetzt.
    Dieses Konzept ist allerdings uralt.

  2. In meinen Augen liegt ihr beide falsch. Nutzlasten lassen sich heute mit Einwegraketen besser in den Orbit bringen. Will man die Kosten senken, bieten sich günstige Feststoffbooster zur Erhöhung der Nutzlast und eine (teilweise) Wiederverwendung speziell durch die Landung der ersten Stufe an.

    Ein richtiger Shuttle hat für mich nur einen Einsatzzweck, die Versorgung einer Raumstation mit Ausrüstung und Personal. Aktuell mögen die kleinen Kapseln ausreichen, aber in 20 – 30 Jahren wird man wieder einen Space Shuttle von den Maßen und der Kapazität der alten US-Shuttle benötigen. Beginnt man im Orbit mit einer industriellen Fertigung, stoßen alle Kapseln an ihre Grenzen. Anders kann man die hergestellten End- oder Zwischenprodukte kaum aus dem Orbit zur Erde befördern.

  3. Bernd hat beschrieben wie ein Shuttel aussehen könnte nicht,dass das die beste Lösung ist.

    Zu 42

    Dein Konzept für das Suborbitale Shuttle entspricht dem Flugprofiel der F9 Erststufe. Da auf einer solchen Flugbahn nur ein kleiner Teil der nötigen beschleunigung erfolgt, muss die Oberstufe recht stark sein. Stell es dir einfach so vor: Die komplette Oberstufe Nutzlast der F9 muss in deinen Suborbitalen Hüpfer. Die Oberstufe der F9 setzt dabei LOX ein. Wenn die Oberstufe im Bauch deines Shuttles liegen soll, dann wird man wohl keinen RP1 mit LOX nehmen können sondern müsste auf Hydrazin umstellen was die Stufe wieder viel schwerer macht.
    Dein Konzept hat so wie ich das keinen einzigen Vorteil.

  4. Also, ich bin schon sehr gespannt auch „Shuttle 2.0 – Teil 2 ff“. Da kommen dann bestimmt Konzepte, die vom geflogenen US-Shutte deutlich abweichen werden 😉

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