Mein durchrechneter Ariane 6 Gegenentwurf – Teil 3

In diesem Teil der Ariane-6-Alternativen will ich mal einen Ausblick machen – was möglich wäre, wenn man die Ariane 6 nicht als „Ariane 5 reloaded“ konzipiert hätte. Kurz nach dem endgültigen Beschluss die Ariane 6 zu bauen hat man ja das Entwicklungsprogramm für ein 100 kN LOX/RP-1 Triebwerk losgetreten, mit dem schönen Namen „Prometheus“. Ich selbst halte das zu dem Zeitpunkt für überflüssig: Wenn man jetzt die Ariane 6 entwickelt so wird sie lange ihren Dienst tun. Ariane 1-4 waren 24 Jahre im Einsatz, Ariane 5 wird mindestens bis 2021 fliegen und damit auch rund 25 Jahre. Es fällt schwer zu glauben, dass man Ariane 6 bald ersetzen wird. Denkbar wäre allerhöchstens, dass man die derzeitigen Feststoffbooster durch Booster mit LOX/RP-1 ersetzt, die dann aber zwei Prometheus pro Booster haben müssen. Sinn macht das nur bedingt, weil der Hauptvorteil von flüssigen Boostern – sie induzieren viel weniger Vibrationen, wodurch die Oberstufen und Zentralstufen einen viel besseren Strukturfaktor haben können, ja nur nutzbar wäre, wenn man die Ariane 6 weitestgehend umkonstruieren würde, damit sie wieder leichter wird. Immerhin – durch den höheren spezifischen Impuls könnten solche „Prometheus-Booster“ die Nutzlast weiter steigern, aber die ist schon jetzt auf einem sehr höhen Niveau.

Doch was wäre, wenn die ESA stattdessen eine Ariane 6 mit einer Zentralstufe auf Basis des Prometheus konstruieren würde? Die Booster könnten dann auch Prometheus einsetzen und es wäre sogar eine Oberstufe mit Prometheus denkbar.

Als ich mir ein Paper über das Triebwerk anschaute, so erschien es mir recht interessant. Mit LOX/Methan erzielt man einen hohen spezifischen Impuls. Das Triebwerk ist im Schub regelbar, also auch für eine Oberstufe einsetzbar, wo 1000 kN Schub definitiv zu viel sind. Der spezifische Impuls ist nicht spezifiziert. Ich habe ihn mit FCEA berechnet: Das Mittel aus freiem und eingefrorenem Gleichgewicht genommen und 3 % Treibstoffverluste für die Turbopumpe abgezogen das sind dann 0,97 * (3344+3125) für den Bodenimpuls (3142 m/s) und 0,97 * (3457+3735) für den Vakuumumpuls (3448). (Variante mit kurzer Düse für Erststufe: 3322 m/s im Vakuum). Der Bodenimpuls ist definiert durch den Düsenmündungsdruck von 0,4 Bar, der bei dem Brennkammerdruck von 100 Bar einem Flächenverhältnis von 22,7 entspricht. Für den Vakuumbetrieb habe ich eine Expansionsdüse mit einem Flächenverhältnis von 80 angesetzt, dass ist konservativ wenig. (Merlin und Vinci kommen auf 165 bzw. 240). Das entspricht einer Düse von 320 cm Durchmesser und passt noch in einen 4 m großen Stufenadapter.

Das sind spezifische Impulse, die liegen deutlich höher als bei den meisten LOX/RP-1 Triebwerken, aber nicht auf sensationellem Niveau. Mit Methan sind auch 3500 bis 3600 m/s möglich.

Wie immer entwickle ich die Rakete parallel zum Blogschreiben, daher schreibe ich immer mit auf, welche Überlegungen ich habe, die ich dann erst durch Berechnungen verifizieren muss.

Prometheus
Schub (Bodenlevel) 1.000 kN
Brennkammerdruck 100 bar
Düsenmündungsdruck 0,4 Bar
LOX/CH4 Mischungsverhältnis 3,4
Berechnet: Expansionsverhältnis ε 22,2
Berechnet: Bodenimpuls ε=22,2 3142 m/s
Berechnet: Vakuumimpuls ε=22,2 3322 m/s
Berechnet: Vakuumimpuls ε=57,3 3443 m/s
Berechnet: Vakuumschub ε=22,2 1.057 kN
Berechnet: Vakuumschub ε=57,3 1.096 kN
Berechnet Vakuumimpuls ε=57,3, 30 Bar Brennkammerdruck 3408 m/s
Berechnet Vakuumschub ε=57,3, 30 Bar Brennkammerdruck 325 kN

 

Basiskonzept

Wie schon bei den vorherigen Blogs gesagt, möchte ich eine Rakete haben die ohne Booster auch die Sojus ersetzt. Das sind dann 5 t in einen SSO und 6 t in einen LEO. Nimmt man LOX/Kerosin-Raketen mit vergleichbarer Nutzlast, so kommt man auf die Dnepr, Zenit oder Angara, die bei 2 bis 3 % Nutzlast liegen. Angesichts des hohen spezifischen Impulses würde ich an das obere Ende (3 %) greifen, doch auch dann brauche ich für 6 t LEO-Nutzlast eine Rakete die 200 t wiegt. 200 t ist etwas dumm, weil zwei Triebwerke 200 t Schub haben, aber man mit Schubüberschuss, (erwünscht mindestens 12 m/s Startbeschleunigung = 2400 kN Schub) starten muss. Immerhin ist es auf 110 % steigerbar. Davon muss man Gebrauch machen. Zumindest bei der kleinsten Version, bei den größeren durch Booster mit Schubüberschuss nicht. Bei 220 t Schub und starten mit 12 m/s darf die Rakete maximal 183 t wiegen. Rechnen wir 8 t für Nutzlastspitze und Nutzlast ab, so ist man bei 175 t für zwei Stufen. Die habe ich auf 30 t und 145 t aufgeteilt. Das entspricht bei 6 t LEO-Nutzlast einem Verhältnis von 4,83 und 5 zwischen den Stufen bzw. der Nutzlast.

Die grundlegende Architektur ist die einer Rakete mit einem Triebwerk, gleichem Durchmesser bei allen Stufen und Booster. Damit sind Tankdome überall gleich, zylindrische Tankteile ebenso, ja man kann sogar das Schubgerüst gleichmachen und drei Positionen vorsehen – einer zentralen für eine Rakete mit einem Triebwerk, zwei äußeren für zwei Triebwerke. Alle drei kann man nicht nutzen, weil die Düse 163 cm Durchmesser hat. Drei Düsen hätten dann 489 cm Durchmesser, dazu käme noch Sicherheitsabstand zum Schwenken.

Erststufe

Kommen wir zum Durchmesser der ersten Stufe. Hier einige Daten von LOX/RP-1 Erststufen:

Stufe Masse Strukturfaktor Durchmesser
Thor ELT 70.354 kg 18,9 2,44 m
Angara 141.500 kg 15,5 2.90 m
Atlas H 149.050 kg 18,7 3,05 m
Atlas V 305.440 14,3 3,81 m
Zenit Erststufe 356.082 11,05 3,90 m

Es gäbe noch weitere Stufen zu ergänzten, insbesondere Hydrazin/NTO Stufen, bei denen der Treibstoff eine ähnliche Dichte hat. Ich habe ganz schlanke Stufen weggelassen. Fangen wir mit dem Durchmesser an. Für eine 145 t Stufe wäre bei LOX/Kerosin ein Durchmesser von 3 m angemessen. Methan ist aber vergleichen mit Kerosin nicht so dicht. Die Dichte beträgt nur 0,42 g/cm³ anstatt 0,8 bis 0,85 bei Kerosin. Das entspricht je nach Mischungsverhältnis einem Volumenunterschied von 20 bis 25 %. Daher habe ich den Durchmesser höher angesetzt zu 3,30 m. Die Oberstufendüse muss dann noch kleiner werden. Doch dazu später.

Was auffällt, ist das früher Raketen bessere Strukturfaktoren hatten. Die Atlas war innendruckstabilisiert, doch selbst die Thor mit konventioneller Bauweise kommt auf über 18, allerdings kann sie nur mit Boostern abheben. Bei der Atlas trägt die schwere Struktur Rechnung, dass die Booster über sie die Kräfte übertragen. Warum Russlands Träger so miserable Werte haben, entzieht sich meines Wissens. Die hohen Strukturfaktoren kommen auch durch rationelle Fertigung: Früher waren die Materialdicken den Belastungen angepasst, heute ist sie einheitlich. Keiner der modernen Träger hat einen Integraltank mit gemeinsamen Zwischenboden stattdessen zwei getrennte Tanks mit jeweils einem Abschluss und einer zusätzlichen Zwischentanksektion.

Auch unsere Rakete muss Kräfte von Boostern aufnehmen, aber Flüssigboostern die nicht die starken Vibrationen von Feststoffboostern erzeugen. Vibrationen haben kurzzeitige Beschleunigungsspitzen die viel mehr Belastungen als gleichförmiger Schub erzeugen. So könnte der Strukturfaktor höher als bei der Atlas sein. Anderseits ist der Methantank auch größer als der RP-1 Tank. Das ist wieder ein gegenläufiger Effekt. Ich habe für die Erststufe einen Strukturfaktor von 16,1 angenommen. Einen solchen erreichte selbst Ariane 4 L230 und die galt mit ihrer Edelstahlbauweise nicht gerade als Hitech. Der Strukturfaktor ist für die Erststufe relativ unbedeutend. Bei 145 t Startmasse ist sie dann ohne Treibstoff 9 t schwer und vergleichbar dem Angara URM-1. Ich errechne eine Länge von 19,84 m nur für den Treibstoff. Dazu kommen noch unterer Heckskirt, Zwischentanksektion und Stufenadapter, der um Gewicht zu sparen erst beim Oberstufentank aufhört. Das erhöht die Länge auf 30 m.

Booster

An der Erststufe müssen die Booster angebracht werden. Das tut man am besten an strukturverstärkten Teilen. Das kann sein:

  • Oberer Stufenadapter
  • Unterer Heckskirt
  • Zwischentanksektion

Ungünstig ist es sie mitten an einem Tank anzubringen, dann muss die Tankwand extrem stark sein. Titan und Ariane 5 bringen die Booster oben und unten an. Ebenso die Langer Marsch 5. Die ersten Deltas brachten kurze Booster nur unten am Heck an, ebenso ist es bei den kurzen Boostern der H-IIA. H-IIA/B, Atlas V und Delta 4 und Ariane 3+4 unten am Heck und in der Zwischentanksektion. Das Letzte habe ich auch gewählt, weil sonst die Booster einen anderen Durchmesser als die Zentralstufe haben müssen. (Bei der langen Marsch 5 z.B. 2,25 und 3,35 m).

Der Methan-Tank ist der untere Tank, weil man den dichteren Sauerstoff nahe des Schwerpunkts der Rakete in der Mitte haben möchte. Bei einer Treibstoffzuladung von 136 t und einem Masseverhältnis von 3,4 zu 1 sind es 30,91 t Methan, die bei einer Dichte von 0,42 ein Volumen von 73,6 m³ haben. Im Folgenden bin ich von zylindrischen Tanks ohne die Kugelschnitte am Ende ausgegangen, weil diese auch bei den Boostern in gleicher Größe vorhanden sind. Bei 3,28 m Innendurchmesser entspricht der Tank einer Länge von 8,71 m. Die Gesamtmischung hat eine Dichte von 0,82 g/cm³ das wäre bei den Boostern dann eine Treibstoffzuladung von 60,35 t. Sofern die Booster aber keine Integraltanks einsetzen, sondern getrennte Tanks und das ist aus ökonomischen Gründen sinnvoll, muss man eine Zwischentanksektion abziehen, sodass ich nur 50 t Treibstoff ansetze. Die Booster haben eine ungünstigere, gestauchte Form und das Triebwerk wiegt proportional mehr als bei der Zentralstufe. Für Sie habe ich daher einen Strukturfaktor von 12,1 angesetzt: 54,5 t Voll, 4,5 t Trockenmasse. Die Länge eines Boosters beträgt 13 m ohne und 15 m mit Abdeckung und Anbindung an die Zentralstufe. Jeder Booster hat ein Prometheus-Triebwerk. Es wären von der Geometrie her sechs Booster möglich. Jedoch sitzen die dann eng aufeinander. Ich habe mich auf 5 beschränkt, das lässt etwas Zwischenraum und verhindert so ein Kollidieren bei der Abtrennung. Mit fünf Boosteranbringungspunkten gibt es als schubsymmetrische Kombination 2, 3 und 5 Booster.

Oberstufe

Die Oberstufe ist in der Basisversion 30 t schwer. Ich habe sie bewusst groß ausgelegt, weil sie gleich bleibt der untere Teil aber wegen den Boostern immer schwerer wird. Später werde ich noch Varianten mit mehr Treibstoff studieren. Die Oberstufe setzt ein Prometheus ein. Das geht, weil es auf 30 % Schub regulierbar ist. Maximal gibt es heute 5,5 g Spitzenbeschleunigung bei Raketen. Das sind bei 330 kN Vakuumschub 5,78 t Minimalgewicht. Das ist machbar. Bei einem konservativem Strukturfaktor von 12 wiegt die Stufe leer 2,5. Kann also minimal 3,28 t schwere Nutzlasten transportieren. Anpassen muss man die Düse. Die habe ich zuerst mit einem Expansionsverhältnis von 80 berechnet. Damit hätte sie 3,20 m Durchmesser, das ist zu groß. Lässt man 30 cm Freiheit für die Stufentrennung, so darf sie maximal 2,70 m Durchmesser haben. Das entspricht einem Expansionsverhältnis von 57,2. Der spezifische Impuls sinkt so auf 3443 – um 5 m/s. Bei Schubreduktion, die durch kleineren Brennkammerdruck erfolgt, sinkt er weiter auf 3408 m/s. Die Länge der Oberstufe wird erst ab dem unteren Tank gemessen, da das Triebwerk noch im Stufenadapter steckt. Das addiert mit Zwischentanksektion weitere 6 m.

Mit einer Nutzlasthülle von 4,00 m Durchmesser (größer als die Rakete, das ist aber bei LOX/Kerosin fast nicht anders machbar, außer die Rakete wird extrem pummelig) und 12 m Länge von 1 t Gewicht ist die Rakete komplettiert.

Simulation

Die kleinste Variante kommt bei mir auf 6,1 t LEO (200 km 5,2 Grad geneigter Orbit). Das entspricht 4,7 t in einen 600 bis 700 km hohen SSO. In einen GTO-Orbit transportiert sie 1,7 t wegen der hohen Strukturmasse der letzten Stufe. Alle meine Aufstiegssimulationen sind besser als die Wirklichkeit. Vergleiche ich sie mit der Falcon 9 mit ähnlichen Brennzeiten, so müsste man etwa 6 % abziehen.

Die erste „nützliche“ GTO-Simulation habe ich mit zwei Boostern gemacht. Sie steigern die Nutzlast auf 4 t in den GTO. Drei Booster dann auf 4,9 t. Das wäre ausreichend für einen mittelgroßen Satelliten. Mit fünf Boostern werden beim gleichzeitigen Start 6000 kg erreicht, allerdings mit einer zu hohen Spitzenbeschleunigung von 61,9 m/s. Werden zwei Booster erst nach 25 s gezündet so reduziert sich die Beschleunigung auf 50 m/s und die Nutzlast, steigt sogar noch auf 6,4 t an. Das wäre ausreichend für die meisten heutigen Satelliten.

Mehr Nutzlast bekäme man durch eine größere Oberstufe. Da das Triebwerk der letzten Stufe im Schub gedrosselt wurde, muss man diesen nur erhöhen. So kommen durch mehr Treibstoff nur neue zylindrische Tankteile hinzu die wenig wiegen. Ich habe pro 15 t Treibstoff 250 kg angesetzt (für große LOX/RP1. Tanks rechnet man 1:100). Den Schub habe ich auf 600 kN erhöht. Mit 45 t Stufenmasse komme ich auf 7,6 t Nutzlast und mit 60 t auf 8,3 t. Das wäre dann ausreichend selbst für schwere Satelliten.

Optimierungen

Es gäbe an dem Konzept nun noch mehr zu optimieren. So kann man die Varianten mit mehr Treibstoff auch bei den kleineren Modellen (ab zwei Boostern) einsetzen. Der Schub in der Oberstufe muss nicht gleich bleiben. Sie kann mit 1000 kN starten und erst zum Brennschluss hin den Schub reduzieren. Das verringert Gravitationsverluste und der spezifische Impuls ist höher. Prinzipiell wäre, wenn man die Tanks aus standardisierten Blechen herstellt, bei mehr Boostern auch die Erststufe und die Booster verlängerbar: Jeder Booster hat 1000 kN Bodenschub bei 54,5 t Masse, das lässt Spielräume für die Verlängerung der Tanks. Damit gäbe es noch mehr Varianten und ich denke man könnte so auch auf 10 t GTO-Nutzlast kommen, wenn dieses Ziel politisch gewollt ist. Technisch macht es bei maximal 7 t schweren Satelliten keinen Sinn. Hier die durchgerechneten Versionen:

Rakete Boosterzahl Oberstufe Treibstoff Nutzlast
Version 1 0 30 t 6.000 kg LEO
0 30 t 4.700 kg 650 km SSO
0 30 t 1.700 kg GTO
Version 2 2 30 t .4000 kg
Version 3 3 30 t 4.900 kg
Version 4 5 30 t 6.000 / 6.400 kg GTO (Zündung aller Booster zeitgleich / zwei nach 25 s)
Version 4/1 5 45 t 7.600 kg GTO
Version 4/2 5 60 t 8.300 kg GTO

Zusammenfassung

Mit nur einem Triebwerk ist eine ganze Familie möglich, die von einer mittleren LEO-Nutzlast bis schwere GEO-Nutzlast alles abdeckt. Mehr noch: Da es überall derselbe Durchmesser ist, sind auch Zwischentanks und Tankdome identisch. Lediglich Stufenadapter und Schubgerüst unterschieden sich zwischen Zentralstufe, Oberstufe und Booster, sowie eine Düsenverlängerung bei dem Oberstufentriebwerk, die jedoch nicht gekühlt werden müsste und so einfach befestigt werden kann. Man kann, wenn man etwas größere Strukturfaktoren duldet, auch die Tanks aus zylindrischen Einzelstücken zusammenschweißen die eine vorgegebene Länge haben. Die kleinste Länge hat der LOX-Tank der Oberstufe von ziemlich genau 1 m. Die anderen Tanks würden dann aus jeweils 1 m Segmenten bestehen. Das ermöglicht eine Serienfertigung.

Man braucht eine hohe Triebwerkszahl. Nimmt man 12 Starts pro Jahr an, wobei im Mittel drei Booster eingesetzt werden so sind es 72 Triebwerke pro Jahr. Doch das Prometheus ist ja auf niedrige Produktionskosten von (Ziel) 1 Million Euro getrimmt, da ist das kein Nachteil. Kurzum: ich halte diese Lösung für flexibler, dauerhaft günstiger und konkurrenzfähiger als sowohl die geplante Ariane 6 wie auch meine Anpassungen, die ich in den letzten beiden Aufsätzen veröffentlicht habe.

Methan rules?

Wer sich nun wundert: Nein ich bin immer noch Wasserstoff-Fan. Ich bin es nach wie vor. Aber man kann nicht die Augen vor der Wirtschaftlichkeit verschließen. Eine reine Wasserstoff-Rakete käme mit ebenso guten Triebwerken wie das Prometheus sicher auf die doppelte Nutzlast (mit Strukturfaktoren von 13/10 und 4250/4560 m/s spezifischer Impuls würde eine 230 t schwere LOX/LH2 Rakete auch 8,3 t transportieren – genauso viel wie die 486,6 t schwere größte Variante). Doch was nützt das, wenn ich zwei Triebwerke für Start und Oberstufe habe, unterschiedliche Anforderungen an die Tanks hinsichtlich Isolationsvermögen und Wanddicke und auch sonst überall Abweichungen habe. Wenn ich etwas standardisieren kann und dann in hohen Stückzahlen produzieren, dann ist das billiger als die optimalste technische Lösung. Wir sehen das in der Raumfahrt ja auch an anderer Stelle. Satelliten kosten sonst dreistellige Millionenbeträge. Die (herkömmlichen) Galileosatelliten kosteten 56 Millionen Euro pro Stück. 24 hat man gebaut, acht weitere wurden mit 324 Millionen Euro (40,5 Millionen pro Stück) noch billiger. Serienfertigung macht sie billiger. Oneweb plant für seine Satelliten sogar noch Kosten im einstelligen Millionenbereich, dafür werden Hunderte gebaut. Kurzum: Mit höheren Stückzahlen rentiert sich erst eine rationelle Fertigung. Dem gegengerechnet muss eine erhöhe Komplexität vor allem durch mehr Triebwerke werden. Doch Ariane 4 arbeitete problemlos mit 10 Triebwerken in der Ariane 44L-Version. Diese Rakete hätte maximal 8 Triebwerke. Das ist noch beherrschbar.

Macht an den Aufsatz ein Lesezeichen. Ich befürchte, wenn es mal eine Ariane 7 geben wird, dann wird in ihr vieles verwendet von dem, was hier steht.

Rakete: Prometheus-Ariane 1 GTO

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
177.600 1.600 10.286 1.479 0,90 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
2.203 5 90 1.000 230 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 145.000 9.000 3.312 2200,0 2326,0 193,65 0,00
2 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 198,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 1 SSO

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
180.700 4.700 8.583 1.401 2,60 170,00 700,00 700,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
2.206 5 0 1.000 250 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 145.000 9.000 3.312 2200,0 2114,0 213,07 0,00
2 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
289.000 4.000 10.286 1.482 1,38 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
4.005 5 90 1.000 180 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 2 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 0,00
2 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
3 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
344.400 4.900 10.286 1.564 1,42 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
5.006 5 90 1.000 190 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 3 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 0,00
2 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
3 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 4

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
454.500 6.000 10.286 1.887 1,32 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
7.007 5 90 1.000 170 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 5 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 -1,00
2 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
3 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 4/2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
454.900 6.400 10.286 1.818 1,41 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
5.007 5 90 1.000 170 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 3 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 0,00
2 2 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 25,00
3 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
4 1 30.000 2.500 3.407 330,0 330,0 283,92 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 4/3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
471.100 7.600 10.286 1.619 1,61 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
7.009 5 90 1.000 180 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 5 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 0,00
2 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
3 1 45.000 2.750 3.407 600,0 600,0 239,91 218,00

 

Rakete: Prometheus-Ariane 4/4

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
486.800 8.300 10.286 1.594 1,71 170,00 185,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
7.009 5 90 1.000 190 90 7 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 5 54.500 4.500 3.312 1000,0 1057,0 156,67 0,00
2 1 145.000 9.000 3.312 2000,0 2114,0 213,07 0,00
3 1 60.000 3.000 3.408 600,0 600,0 323,67 218,00

12 thoughts on “Mein durchrechneter Ariane 6 Gegenentwurf – Teil 3

  1. Hallo Bernd du konstruierst eine Rakete deren Durchmesser kleiner ist als die Nutzlastverkleidung.
    Das ist bei vielen Raketen so, aber bis auf die bessere Transportabilität mit LKW und Bahn fallen mir hier nur Nachteile ein.

    -schlechteres Volumen zu Oberflächenverhältnis dadurch schwerere Tanks
    -Mehr Oberfläche die zu mehr Isolierung der Tanks führt
    -die Struktur für längliche Raketen wird je länger sie werden immer Problematischer (F9 hat hier den kritischen Punkt erreicht)
    -Eine spätere verlängerung der Tanks ist eher möglich.
    -das Integrationsgebäude kann niedriger gebaut werden
    -der Startturm kann niedriger gebaut werden.

    Wieso macht man es trotzdem?

  2. Weil dein erster Punkt nicht stimmt. Die Rakete wäre extrem dick. Die Zylinderwände werden zwar kleiner, aber die Tankdome steigen an.
    Kannst Du dich noch an die Schule an die Maxmimierung/Minimierungsrechnung erinnern? Ein Zylinder vom Durchmesser 10 m und Höhe 1 m hat eine größere Oberfläche als einer von 3 m Durchmesser un 11,1 m höhe bei gleichem Volumen. daneben ist die Steuerung und die negative Auswirkung von Treibstoffschwappen um so einfacher/kleiner je länger die Rakete ist. Balanziere mal mit einem Glas und einem Suppenteller (gefüllt) auf einer Hand und du weist wovon ich rede.

    1. Hallo Bernd, Kay kann sich offenbar wunderbar an die Maxmimierung/Minimierungsrechnung aus der Schule erinnern, Du leider nicht. Dein Beispiel mit 10 m Durchmesser und 1 m Höhe ist eher für fliegende Untertasten relevant, zur Erinnerung: wir sprechen hier über Raketen.
      Bitte nicht falsch verstehen: es gibt sicherlich sehr gute Gründe dafür, dass Raketendurchmesser kleiner ist als Durchmesser der Nutzlastverkleidung, das sehe ich genauso wie Du. Schließlich macht es SpaceX bei Falcon 9 so, also muss es gut sein. (OK, letzter Satz war nur ein kleiner Scherz am Rande).
      Wenn die Optimierung des Volumen/Fläche-Verhältnisses das einzige Kriterium wäre, würde man sich allerdings für dickere Raketen entscheiden.
      Hier ein für Raketen eher relevantes Beispiel:
      Eine Erststufe einer Beispielrakete ist 41 m hoch und hat 3,6 m Durchmesser.
      Daraus ergibt sich Volumen von ca. 417 kbm und Oberfläche von ca. 484 qm.
      Nehmen wir an, die Nutlastverkleidung hat 5,2 m Durchmesser. Wenn jetzt der Raketendurchmesser auf 5,2 m erhöht würde bei konstantem Volumen, dann würde sich die Höhe auf ca. 19,65 m. verringern, und die Oberfläche würde sich auf ca. 363 qm verringern:
      Volumen/Fläche-Verhältnis wäre also besser.
      Erklärung:
      Der Körper mit maximalem Volumen bei gegebener Fläche ist ja die Kugel. Je „kugelähnlicher“ ein Objekt ist, desto höher ist sein Volumen bei konstanter Fläche. Deshalb war Dein Beispiel scheinbar richtig, aber nur scheinbar, wie gesagt eher für fliegende Untertassen relevant.
      Viele Grüße

  3. Hallo Bernd

    das mit dem je kugelähnlicher desto besser war auch mein Verständnis.
    Das mit dem Schwappen ist aber ein Argument an das ich nicht gedacht habe.
    Bei Tanks setzt man gelochte Schwallbleche gegen Schwappen ein, da diese keinen Druck aushalten müssen können die extrem leicht gebaut werden. Es hat mich gewundert, das so etwas bei Raketen nicht nötig ist.

  4. Das Schwappen ist ein Aspekt. Früher hat man Prallbleche eingebaut, heute macht man eher die Tanks dicker bzw. versieht die Oberfläche mit einem Muster.

    Simon hat auch was vergessen. Er muss die Rechnung pro Tank machen, die Tanks werden dann übereinander gestapelt und schwupps wird die Rakete lang.

    1. Ja, die beiden Tanks für Sauerstoff und Kerosin habe ich tatsächlich vergessen, es ändert allerdings nichts daran, dass auch hier beim 5,2 m Durchmesser das Volumen/Fläche-Verhältnis besser wäre. In diesem Zusammenhang habe ich mir die Saturn V angeschaut, hier ist die erste Stufe 42,1 m lang, also fast genauso wie die Rakete aus meinem Beispiel, hat aber 10,1 m Durchmesser – hier ist man tatsächlich ziemlich nah an dem optimalen Volumen/Fläche-Verhältnis. Deswegen wundert es mich doch ein wenig, dass man bei den meisten aktuellen Raketen sich für die „schlanke“ Variante entscheidet, die Probleme des größeren Durchmessers müssten seit der Saturn V gelöst sein. Die russische N-1 hatte sogar Basisdurchmesser von 15,9 m, flog allerdings nie.
      Die aktuelle Entwicklung scheint auch in Richtung „dickeren“ Raketen gehen, zumindest bei sehr großen Raketen, die New Glenn von Blue Origin soll 7 m Durchmesser haben, die BFR von SpaceX sogar 9 m. Damit würde Durchmesser wesentlich stärker wachsen als die Länge.

      1. Also meine Rakete soll in etwa die Schlankheit einer Atlas oder Titan in der ICBM Form haben, da komme ich auf 3,3 bis 3,4 m Durchmesser. Nehmen wir mal die Booster. Der größere Tank hätte als Kugeltank, das ist der maximale Durchmesser der sinnvoll möglich ist, 4,01 m. Der Booster sähe mit 5,2 m Durchmesser sehr gewöhnungsbedürftig aus. Ein Integraltank wäre z.B. nur 2,87 m als Zylinder hoch. Zudem ist die Nutzlasthülle nur 4 m groß, das macht meiner Ansicht nach gar keinen Sinn.

  5. Warum werden heute keine Tanks mit Zwischenwand zwischen LOX und LHX oder LOX und Methan mehr gebaut, sondern zwei einzelne Tanks?

    Bei LOX und Kerosin kann ich es wegen der unterschiedlichen Temperaturen am ehesten verstehen.

    1. Kostengründe. Ein Zwischentankboden der ja auch isolieren muss ist viel aufwendiger als die Tankdome zum Abschluss. Bei der Centaur war er das Teil das die Entwicklung m längsten aufhielt. In der Regel und das war schon früher so setzt man bei der ersten Stufe getrennte Tanks ein, da das Zusatzgewicht nur zu einem kleinen Teil auf die Nutzlast durchschlägt. Bei der/den Oberstufen dann Zwischenböden so bei Atlas, Titan Saturn V, Ariane 1-5. Ariane 6 wird aber auch getrennte Oberstufentanks haben. Umgekehrt hat die DCSS das schon immer gehabt. Auch die Falcon 9 hat in der Unterstufe getrennte Tanks.

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