Meine Überlegungen für eine Trägerrakete für Kleinsatelliten

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Der Boom zu Cubesats, aber auch etwas größeren Kleinsatelliten mit einigen Zig bis etwa 100-200 kg Masse hat ja schon zu neuen Trägern geführt. Ihren Jungfernflug hatten schon:

und es folgen noch:

  • Die Firefly
  • LauncherOne

Alle liegen unter 200 kg Nutzlast und sind explizit für solche Kleinsatelliten ausgelegt. Gerade bei so kleinen Trägern ist es aber so, dass die Herstellungskosten und Entwicklungskosten relativ hoch sind. Dass es trotzdem einen Bedarf gibt, liegt daran, dass es nicht genug Startgelegenheiten für kleine Nutzlasten gibt. Es gibt zu wenige dezidierte Starts und so viele Satelliten können pro Start meist gar nicht mitgeführt werden. Das führt dazu, dass Nutzer schon einzelne Starts (nicht Mitfluggelegenheiten) von viel größeren Trägern gebaucht haben, so eine Falcon 9 (inzwischen wieder gestrichen) und schon erfolgt, einer PSLV, die im Frühjahr die Rekordmenge von 104 Satelliten aussetzte.

Es ist also an der Zeit, dass ich auch mal meine Ideen dazu veröffentliche. Schließlich bin ich ja „schlau“. Der Kommentator meinte das wohl negativ, aber in einem Ländle, wo man einen Ministerpräsidenten „Cleverle“ nannte, sollte er mit so was vorsichtig sein. Vielleicht auch nur ein Generationsunterschied, ich habe sowieso das Gefühl, das die Menschen immer unkritischer, weniger nachbohrender und auch weniger gebildet sind. Den Eindruck hatte ich schon beim Informatikunterricht, wo Stoff der weniger komplex war, als das was ich mir in den Achtzigern selbst an einem Heimcomputer beigebracht habe, die Studenten überfordert.

Das primäre Ziel ist es, für einen kleinen Träger die Kosten zu senken. Mein Weg wären einfache Feststoffantriebe. Sie können sehr preiswert sein, wenn man die Mechanik auf ein Minimum beschränkt. Im Extremfall reicht eine Stahlhülle oder wenn es leichter sein soll ein Glasfasermantel, der am Ende in einer festen Düse ausläuft. Diese Düse kann man als Thermalschutz mit Graphit beschichten. Solche Booster wie die Castor 4 waren sehr preiswert. Eine dreistufige Rakete müsste ausreichen, um einen Orbit zu erreichen. Das grundsätzliche Problem einer solchen Rakete ohne schwenkbares Triebwerk ist, wie man den Orbit erreicht. Zum einen muss man die Bahn von senkrecht in die Horizontale umlenken, zum anderen auf Störungen reagieren. Mein Vorschlag:

Wir haben drei Stufen mit festen Treibstoffen. Zumindest die beiden oberen oder beiden unteren könnte man mit gleichem Durchmesser auslegen und so die Fertigung vereinfachen. Alle Düsen sind fest eingebaut und nicht schwenkbar.

Die erste Stufe wird dann in einem schrägen Winkel, so 60-80 Grad aufgehängt und bringt einen großen Teil der Startbeschleunigung auf. Sie sollte eine kurze Brenndauer haben, denn sie muss ja stabilisiert werden. Der einfachste Weg ist dies durch Leitflächen zu tun. Dann verhindern die aerodynamischen Kräfte ein Drehen oder Kippen der Rakete. Die Rakete muss aber dann auch ausgebrannt sein, solange diese Leitflächen noch wirksam sind, sagen wir mal rund 25 km Höhe. Es schließt sich dann eine Freiflugphase aufgrund der hohen Beschleunigung an, in der die Leitflächen weiter stabilisieren. Damit gewinnt die Rakete Höhe. Kurz vor Stufentrennung zünden dann zwei Feststofftriebwerke kurz hintereinander. Der eine kippt die Rakete, sodass der Winkel von rund 70 Grad reduziert, auf etwa 10-20 Grad. Der Zweite stoppt die Kippbewegung nach x Sekunden mit einem genau gleich großen entgegengesetzt wirkenden Impuls. Bei bekannter Masse der Restrakete und bekannter Lage des Massenmittelpunkts ist die Menge des nötigen Treibstoffs genau berechenbar. Zur Stabilisierung wird dann ein axial angebrachter Antrieb gezündet und er versetzt die gesamte Rakete in Rotation. Die Leitflächen stören nun nicht mehr, weil die Rakete eine schon große Höhe erreicht hat. Dann erfolgt die Stufentrennung.

Die zweite Stufe zündet dann und baut dank des flacheren Winkels mehr Horizontalgeschwindigkeit auf. Sie wird durch die rasche Rotation (typisch 60 bis 100 U/min) stabilisiert. Das Kippen kann sich wiederholen, wenn die dritte Stufe noch einen flacheren Winkel braucht, jedoch ist es bei einer rotierenden Stufe nicht angebracht. Daher würde ich zweite und dritte Stufe in einem konstanten Winkel zur Erdoberfläche betreiben.

Mit dieser Kombination hat man zwei Nachteile:

Der erste Nachteil ist, dass man so nicht eine ideale, bogenförmige Bahn verfolgen kann. Die Freiflugphasen kosten auch Geschwindigkeit. Das bedeutet, dass man mehr Treibstoff braucht, um eine Umlaufbahn zu erreichen.

Der zweite ist gravierender. Da es immer Störungen geben wird, muss man die Kombination so auslegen, dass sie in jedem Falle eine Umlaufbahn erreicht, das heißt, in jedem Falle eine Mindestbahnhöhe erreicht und auch mindestens die Orbitalgeschwindigkeit. Das bedeutet, ganz niedrige Bahnen sind nicht möglich, und in der Regel werden es elliptische Bahnen sein. Die Scout, die anders als diese Rakete in Grenzen regelbar war, hatte z.B. Schwankungen in den Bahnhalbachsen von bis zu 100 km.

Das Letztere kann man ausgleichen, indem man als weitere Stufe einen kleinen Antrieb mit flüssigem Treibstoff mitführt. Das kann bei diesen kleinen Nutzlasten ein Satellitenantrieb von 200 bis 400 N Schub sein, so was wird in Serie gefertigt und einige Lagereglungstriebwerke von 10-25 N Schub. Treibstoff kann Hydrazin sein oder die biergole Kombination NTO/MMH. Auch hier kann man auf etablierte Systeme von Satellitenzurückgreifen. Das ist heute weitestgehend konfektionierbar mit verschiedenen Tankgrößen und Triebwerken. Die Kombination würde im Orbit die Bahn zirkularisieren, sie könnte bei genügend großem Treibstoffvorrat auch genutzt werden, um höhere Bahnen ohne großen Nutzlastverlust zu erreichen, dann sollte es aber die biergole Kombination sein, die etwa 50% höhere spezifische Impulse hat.

Wenn man diese Kombination hat, dann kann man sie auch nutzen, um für die unteren Stufen einen Teil der Lagekontrolle durchzuführen. Zumindest für die Rollachsenkontrolle, für die letzte Stufe auch in allen drei Achsen, wobei man dann schon nicht mehr die großen Abweichungen in den Bahnen hätte. Die dritte Stufe dürfte dann aber nicht mehr rollachsenstabilisiert sein, sie müsste dann am Ende der Betriebszeit der zweiten Stufe wieder auf Rotation Null gebracht werden. Das können die Triebwerke im Antriebsmodul übernehmen. Das ist ein zweischneidiges Schwert, denn dann braucht man auch eine Avionik, die die Lage und Ausrichtung sowie Geschwindigkeit und Ort feststellt. Das Letzte ist dank GPS-Empfänger heute billig und leicht umsetzbar. Die Lagebestimmung leider noch nicht. Immerhin – eine Rotation ist erkennbar, man benötigt nur eine Optik und einen lichtempfindlichen Sensor. Solange die Rakete rotiert, liefert der innerhalb einer Rotation das Signal hell-dunkel, wenn er mal in Richtung Weltraum und mal in Richtung Erde schaut. Aus der Periode kann man die Rotationszeit ableiten, und wenn man dann mehrmals kurz hintereinander zündet, kann man die Periodenverlängerung messen und so ausrechnen, wie groß der nächste Impuls sein muss, um sie komplett zu stoppen. Den Rest an Restrotation können dann einige Gewichte beseitigen, die man mit Seilen abtrennt – sie nehmen den Drehimpuls mit und wenn sie Seile straf sind, werden sie durchtrennt. Dieses Yo-Yo System ist alt und bewährt.

Japan verweist darauf, das die Avionik ihre NL-520 bedeutend leichter isst als herkömmliche Raketen. Das scheint also möglich zu sein. Ich würde aus Kostengründen aber weiter gehen. Anstatt eine komplexe Avionik zu entwickeln, verlagert man dies wie bei den früheren Trägern auf den Boden, also eine Radiolenkung. Man kann leicht mit Radargeräten die Höhe und Geschwindigkeit einer Rakete bestimmen. Für die Zirkularisierung muss man dann nur im Apogäum nach Bahnvermessung an die Rakete die Daten senden, wie lange man das Triebwerk zünden muss, bzw., wenn man das Triebwerk mit Radar online überwacht, kann man auch das Stoppsignal senden.

Allerdings macht das immer noch einen Mechanismus notwendig um die Lage zu kontrollieren, denn wenn die Stufe torkelt oder nur nicht in die Bahnrichtung schaut, klappt das nicht. Doch das ist einfach lösbar. Man benötigt nur ein Gegenstück zu den Horizontsensoren früherer Stufen wie der Agena. Das Prinzip: Man nimmt sechs Weitwinkelkameras, die an vier Seiten der Längsachse im Winkel von 90 Grad und vorne und hinten angebracht sind. In jeder ist ein Zeilensensor. Nehmen, wie die beiden Sensoren die vorne und hinten angebracht sind. Nickt die Rakete, d.h. die Spitze schaut nach unten oder oben, so ist der leicht zu detektierende Übergang zwischen Erde und Weltraum (hell zu dunkel) bei der einen Kamera oberhalb der Hälfte der Pixel, bei der anderen unterhalb. Zündet man nun die Triebwerke, wandert die Grenze, bis sie bei beiden Kameras in der Mitte ankommt. Dann zündet man die Düsen auf der anderen Seite um die Bewegung zu stoppen, bis die Grenze nicht mehr wandert. Analog geht, dies bei den anderen Kameras, wobei man hier vier braucht, weil man nicht weiß, wie die Stufe ausgerichtet ist. Nur zwei sehen den Horizont, die anderen beiden die Erde oder den Weltraum. Auch hier kann man einfach die Signale übertragen. Bei 1000 Pixel pro Sensor sind das 48 kbit pro Messung, bei Datenraten im Megabitbereich also keine große Belastung des Datenbugdets.

Wenn ich auf flüssige Antriebe setzen würde, dann wäre das Resultat wohl ähnlich der Elektron: wegen des höheren spezifischen Impulses und der Möglichkeit mit nur einem Triebwerk auszukommen, nur zwei Stufen (wobei man das obige Modul mit einem kleinen Satellitenantrieb auch als dritte Stufe einsetzen könnte, diese wäre aber dann viel kleiner als eine adäquate dritte Stufe). Ich würde auf LOX/Kerosin setzen, die Kombination hat einen höheren spezifischen Impuls als NTO/MMH und ist billiger und vereinfacht die Kühlung. Allerdings würde ich dann wohl eine druckgeförderte Stufe nehmen, da man dann den beweglichen Teil und damit auch anfälligsten Teil die Kreiselpumpe und Gasturbine für die Treibstoffförderung einsparen kann. Leider schlägt sich das dann auch in einer hehren Startmasse nieder. Ich vermute bei Rocketlab hat man dies genauer durchgerechnet und ist auf die heutige Lösung gekommen, bei der es aber auch keine Turbinen und Turbopumpen gibt, sondern Elektromotoren, die den Treibstoff fördern. Dafür hat man ein Zusatzgewicht für die Batterien.

Nun noch was für die weniger schlauen. Natürlich findet man viel von meinen Überlegungen schon in den obigen Trägern:

NS-520 und Super-Strypie starten schräg und setzen Rotation zur Stabilisierung der ersten und zweiten Stufe ein (bei der Super-Strypie Stufe 2+3)

Die NL-520 hat leichte Elektronik die nur 52 kg wiegt und diese wurde in die zweite Stufe integriert, was die Nutzlast erhöht. Dann muss im Prinzip die zweite Stufe eine definierte Bahn erreichen, da der Gesamtimpuls der dritten Stufe nicht mehr geändert werden kann. Das Konzept ist so auch nicht neu, sondern wurde schon bei der Scout so gemacht.

Das Konzept des flüssigen Antriebsmoduls findet man bei der Vega aber auch zumindest als Option bei zahlreichen US-Feststoffträgern wie Athena, Taurus und Pegasus.

Hier ein möglicher Träger mit konservativen Werten für spezifischen Impuls und Strukturfaktoren. Ich habe für die Berechnung die Startmasse der ersten Stufe fix zu 10 t angesetzt und dann die Optimierung laufen lassen. Diese Version ist noch ohne flüssiges Nutzlastmodul. Mit knapp 200 kg Nutzlast ist es auch geeignet für Kleinsatelliten.

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit
10000,0 kg 1250,0 kg 2600,0 m/s 2318,0 m/s
3853,6 kg 385,4 kg 2800,0 m/s 3543,4 m/s
779,2 kg 77,9 kg 2800,0 m/s 3538,9 m/s

Gesamtstartmasse: 14831,1 kg

Soviel für heute. Da ich noch immer an meinem Auftrag arbeite, wird es auch in näherer Zukunft wenig Neues im Blog geben (aber irgendwann muss ich auch mal etwas Geld verdienen), aber so Anfang übernächster Woche dürfte ich damit fertig sein.

10 thoughts on “Meine Überlegungen für eine Trägerrakete für Kleinsatelliten

  1. Musk hat die Kosten pro Start für den ITS Tanker (380t Nutzlast nach LEO) mit 3,5Mio $ angegeben. In anderen Worten will er mehr als die 1000fache Nutzlast für weniger als den Startpreis der Electron anbieten. Wenn das nur annähernd klappt: Wow!

  2. @jpo234: Denk noch mal drüber nach….

    2 Tips, die weiter helfen können:
    Die Saturn 5 hatte eine Leo-Nutzlast von ca. 130 Tonnen
    Der Nordamerikaner zählt ‚Million, Billion, Trillon …‘ , der Europäer bzw. Deutsche ‚Million, Milliarde, Billion, Billarde….‘ daß wissen selbst mache profesionelle Übersetzer nicht.

    Der andere Bernd

  3. Totale Traumtänzerei, das reicht ja noch nicht mal für die Spritkosten beim Start. Trotzdem es gibt Leute die so einen Schwachsinn wirklich glauben.

  4. Gibt es die Firefly überhaupt noch? Im letzten Jahr gab es dort ja einen Rechtsstreit um einen ranghohen Mitarbeiter der von Virgin Galactic zu Firefly wechselte. Mitnahme von Firmengeheimnissen usw…
    Kurz danach ist ihnen ein ganz wichtiger Investor abgesprungen, es gab Entlassungen und schließlich die Insolvenz. Ich glaube ein großer Teil der Technologie ging dann in den Besitz einer Firma Namens EOS?
    Wie auch immer, schade um das Unternehmen.
    Es kommen aber zum Glück immer wieder neue Firmen, welche ihr Glück versuchen wollen (Vector Space).

    Es gibt sogar europäische Unternehmen wie Zero 2 infinity, oder Ripple Aerospace. Die Konzepte der beiden sind sehr interessant, jedoch sind diese noch im Power-point-Stadium.

  5. Statt auf Geschwätz zu hören, empfiehlt es sich immer hier aufmerksam zu lesen. Ein Bernd Leitenberger analysiert nüchterne Fakten und stelle diese hier auf sehr nachvollziehbare Weise zur Verfügung. Alles andere …

  6. Vielen Dank für den Diskussionsvorschlag! Prinzipiell denke ich, dass drei kleine Feststoffstufen und eine druckgeförderte Flüssigtreibstoffoberstufe mit Monotreibstoff ausreichen sollten. Die Oberstufe enthält dann auch Roll- und Kipp-Kontrolle, so dass sie insgesamt sieben Düsen benötigt: Die Hauptdüse für den Vortrieb, und sechs für die Kontrolle der Orientierung im Raum.

    Steuerung vom Boden aus halte ich für wenig sinnvoll. Für CubeSats gibt es ja bereits kostengünstige Steuerungseinheiten, die nur wenige Gramm wiegen, und sich dank GPS und/oder Star Tracker auch problemlos im Weltall „zurechtfinden“. Da GPS alleine für eine mit 1,5 … 5g beschleunigende Rakete eine zu geringe Kurzzeitstabilität bietet, wird man das GPS-Modul um Gyrosensoren ergänzen müssen, aber dafür reichen die Billigsensoren, wie man sie in Smartphones milliardenfach verbaut, vermutlich bereits aus. Die driften zwar um einige Grad pro Minute, aber es geht ja nur um die Stabilität im Bereich von einigen Sekunden, wo GPS halt arg verrauscht ist.

    Als Monotreibstoff für die Oberstufe bietet sich das von der NASA neu entwickelte AF-M315E an. Als Monotreibstoff deswegen, weil so die Konstruktion der Stufe einfacher wird. Generell sollte die Oberstufe nur noch ein Δv von 500 bis max. 1000 m/s aufbringen, halt das, was nötig ist, um die genaue Zielbahn zu erreichen. AF-M315E deswegen, weil es weniger giftig als Hydrazin ist und zugleich eine höhere Dichte hat, also die Oberstufe insgesamt etwas kleiner sein kann.

    So, jetzt kommt allerdings das große ABER: So, wie es aussieht, führt die Falcon 9 die kommenden Jahre jeweils zwei Starts im Monat von Cape Canaveral in einen LEO mit mittlerer Inklination oder GTO und einen Start im Monat von Vandenberg in einen SSO oder einen LEO mit hoher Inklination aus. Bei einem erheblichen Teil dieser Starts gibt es Performance-Reserven, und die könnten genutzt werden, um Cubesats im LEO auszusetzen. Auch bei GTO-Missionen hat die Falcon 9 ja eine Freiflugphase von über 20 Minuten Dauer, während der sie Cubesats aussetzen kann. Zwar ist das zugehörige 250 x 300 km-Orbit für Cubesats, die mehr als ein paar Tage im All bleiben wollen, nicht sonderlich attraktiv. Aber das Problem lässt sich entweder dadurch lösen, dass die Falcon 9 Oberstufe mehrfach wiederzündet (also erstmal z.B. einen 500 km zirkularen Orbit erreicht und dann weiter zum GTO beschleunigt) oder halt eine Mini-Oberstufe mitgeführt wird, die die Cubesats nach der Separation in ihr finales Orbit bringt. Oder die Cubesats bringen ihren eigenen Antrieb mit, was für viele Missionen eh nötig ist.

    Bei anderen Trägern sieht das ähnlich ist – da ist möglicherweise nur der Anbieter nicht ganz so ambitioniert wie bei SpaceX.

    Nach dem gesagten stellt sich daher die Frage, ob die Cubesat-Raketen wie Electron und Co. überhaupt langfristig ein Geschäftsmodell haben.

  7. Die Mitführgelegenheit gibt es fast überall. Es gibt sogar eine Plattformen dafür die europäische ASAP und den ESPA-Ring von Ula. Und dann kannst Du deiner Liste noch 10 Starts von Ariane und Sojus und in etwa genauso viele bei der atlas hinzufügen. Wie viele Nutzlasten wurden in den letzten Jahren mitgeführt? Gerade die Unfähigkeit der etablierten Anbieter hat ja gerade zu der Entwicklung der kleinen träger geführt. Der einzige US-Anbieter der bisher in größeren Mengen Kleinstsatelliten mitgeführt hat ist Orbital.

    Das Verrückte: durch diese Inflexibilität werden heute Cubnesats im Frachtbehälter von Cygnus und Dragon zur ISS befördert und dort von den Astronauten ausgesetzt. Das geht, weil nun die NASA für die Fracht verantwortlich ist….

  8. @bernie @dard
    Die Kostenvorstellungen zum Flug des ITS findet man auf der Mars-Präsentation vom letzten Jahr:
    http://www.spacex.com/sites/spacex/files/mars_presentation.pdf
    Folie 41 hat den Titel „Costs“ und macht eine Überschlagsrechnung für die Kosten eines Mars-Flugs. Für den Träger werden für 6 Flüge (1x Marslander, 5x Tanker) zusammen $11M angegeben, wobei M für Millions steht. Macht pro Flug 1,8 Millionen. Beim Tanker werden für 5 Flüge Kosten von $8M angesetzt (M steht wieder für Millions), macht 1,6 Millionen pro Flug. Zusammen macht das 3,4 Millionen für eine Nutzlast von 380t Treibstoff.

    Ich gehe mal davon aus, dass eine Frachtvariante teurer wäre und eine geringere Nutzlast hätte.

    Ich sage nicht, dass Musk & Co. das schaffen werden. Ich warte da einfach ab. Aber das ist zumindest das, was sie erreichen wollen.

  9. Vermutlich hat die Ariane so wenige Sekundärnutzlasten, weil die „Papierarbeit“ bei Arianespace zu deren Genehmigung zu hoch ist. Problem ist halt immer, dass der Hauptkunde Angst um seine Nutzlast hat, sollte mit der Sekundärnutzlast beim Start etwas Schlimmes passieren.

    SpaceX wird beim zweiten Start der Falcon Heavy eine ganze Reihe von Testsatelliten für NASA und DoD in den Orbit schicken. Die beiden Hauptnutzlasten (COSMIC-2 und DSX) gehen in stark unterschiedliche Orbits, nämlich LEO und MEO, so dass die Oberstufe entsprechend zwischen dem Aussetzen der Nutzlasten „arbeiten“ muss. Das LEO ist 720 km kreisförmig bei 24° Inklination, das MEO 6000 x 12000 km bei 45° Inklination. Nach dem Aussetzen der MEO-Nutzlast soll sich noch eine Freiflugphase von mindestens 3 Stunden, besser 5 Stunden anschließen, nach der die Oberstufe erneut für mindestens 5 Sekunden gezündet wird.

    Zusätzlich zu den beiden Hauptnutzlasten sollen bis zu sechs Sekundärnutzlasten und bis zu 8 Cubesats mitgeführt werden. Immerhin benötigen diese keine weiteren Orbits, sie werden ja nach Nutzlast also entweder im LEO oder MEO ausgesetzt.

    Insgesamt sind also voraussichtlich fünf Brennphasen der Oberstufe nötig: Zwei zum Erreichen des initialen LEO, zwei für den MEO und eine dann zum Schluss. Damit das alles nicht zu einfach wird, sollen zudem noch fünf Tonnen Ballast über die gesamte Mission mitgeschleppt werden.

    Evtl. kann sich SpaceX eine Brennphase sparen, wenn sie den 720-km-Orbit direkt anfliegen. Das dürfte angesichts dessen, dass die beiden äußeren Cores der Falcon Heavy zum Startplatz zurückfliegen sollen, energetisch nicht allzu ungünstig sein. Gespannt bin ich auf die Zeitdauer zwischen Start und Landung in diesem Fall – die dürfte bei einem Direktanflug auf einen hohen LEO deutlich länger sein als bei „normalen“ Falcon-9-Missionen.

    Aber zurück zum Thema: Sobald SpaceX mit dieser Mission gezeigt hat, dass sie komplexe Missionsprofile mit unterschiedlichen Zielorbits beherrschen, dürfte es für sie leichter sein, Kunden davon zu überzeugen, dass sie „mal ein paar Cubesats extra mitnehmen“.

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