Die Marsrakete

Im heutigen Blog geht es um eine fiktive Marrakete. Vorletzte Woche kam bei SWR1 „Leute“, einer Radiosendung der Raketenexperte Robert Schmucker. Schmucker ist Professor für Luft & Raumfahrttechnik und auch international anerkannt, weil er sich mit den Militärprogrammen befasst und z.B. aus den veröffentlichten Fotos von geborgenen nordkoreanischen Stufen oder Videos des Fernsehens auf deren Entwicklungsstand schließt. Der Großteil des Interviews drehte sich um militärische Fragen (mein Hinweis an Wolfgang Heim: Es gibt keine „Atomraketen“, sondern nur atomar bestückte Raketen, vielleicht diskutiert er es mit dem nächsten Gast, der Leiterin der Duden-Redaktion Kunkel-Razum). Am Ende kam noch die Frage, wann nach Schmuckers Ansicht die Marsmission kommt. Er meinte der Zeitpunkt sie nicht absehbar, und begründete dies und monierte auch die fehlende Trägerrakete.

Ich dachte zuerst „Moment mal, die NASA entwickelt ja gerade die SLS“. Aber er hat recht. Die SLS ist in der derzeitigen Form nicht leistungsfähig genug für eine Marsmission. Das wird sie erst sein, wenn man in einem zweiten und dritten Schritt eine Oberstufe entwickelt hat und eventuell neue Booster kommen. Da dachte ich mir: Zeit mal die Aufstiegssimulation zu nutzen, um eine solche Marsrakete zu entwerfen. Also gehen wirs an.

Im Prinzip unterscheidet meine Marsrakete sich nicht grundlegend von der SLS, sie ist mehr mit der Ares V vergleichbar. Natürlich greife auch ich zurück auf das, was es schon gibt. Meine Rakete besteht aus drei Stufen und Boostern. Das ist ein Unterschied zur SLS. Ich halte eine dritte Stufe für sinnvoll, da man zum Mars 11,6 km/s aufwenden muss. Mit zwei Stufen und Boostern kommt man gut in den Erdorbit und GTO, doch schon beim GTO macht dann die Trockenmasse der letzten Stufe bei vielen Trägern ein Drittel der Nutzlast aus. Bei Mars mit der höheren Geschwindigkeit ist es noch mehr.

Bei den Boostern landet man fast zwangsläufig bei Derivaten der Shuttle SRB. Sie haben zwar ein schlechtes Voll-/Leermasseverhältnis und niedrigen spezifischen Impuls, aber sie sind schubkräftig und damit kann man eine große Zentralstufe designen. Man könnte auch Falcon 9 Erststufen als Booster nehmen, doch die haben relativ wenig Schubüberschuss. Zudem habe ich bisher nicht gehört, das SpaceX mit anderen Firmen zusammenarbeiten will, wie dies hier nötig wäre.

Ich nehme wie die SLS die 5-Segment-Booster. Eines ist wichtig: Die Booster legen fest, wie groß die Zentralstufe wird. Feststoffbooster werden unten am Düsenenghals und oben am Ende der Hülse befestigt. An der Befestigungsstelle muss die Rakete den Schub aufnehmen, das heißt, dieser Teil ist dann massiv. Bei Integraltanks legt die Länge des Boosters dann die Tanklänge fest. Die Befestigung ist dann oben am Zwischenstufenadapter und unten am Schubgerüst. Bei getrennten Tanks wird oben an der Zwischentanksektion befestigt. Ein SRB-Segment hat eine Länge von 320 Zoll, das oberste eine Länge von 337 Zoll. Das sind dann bei fünf Segmenten 41,07 m Länge der Hülse. Als Triebwerk der ersten Stufe habe ich das RS-68B gewählt. Das hat ein LOX/LH2 Verhältnis von 5,97 zu 1. Wenn ich den Durchmesser auf 10 m festlege, wie bei der Saturn V, so kommt man bei einem Integraltank, wenn man 2 m für den oberen Tankdom abzieht, (unten ist das Triebwerkgerüst lang genug, um die Anbringung etwas zu verschieben) auf 940 t Treibstoff. Die Wahl auf das RS-68 für die Marsrakete entfiel vor allem wegen des Schubs. Bei einem SSME hätte man fast die doppelte Triebwerkszahl gebraucht. Zudem ist es teurer in der Fertigung.

Die zweite Möglichkeit ist die Anbringung an der Zwischentanksektionder Marsrakete bei getrennten Tanks. Das ist oberhalb des Wasserstofftanks. Der macht bei der Mischung rund 2/3 der Länge aus. Ein 39 m hoher Tank nimmt 214 t Treibstoff auf, das entspricht einer Gesamttreibstoffmenge von 1500 t. Ich habe Letzteres gewählt, aus zwei Gründen. Zum Einen, weil die Stufe so größer ist. Zum anderen, weil durch die Anbringung in der Zwischentanksektion die Konstruktion zwar schwerer aber billiger ist. (Zwischenböden für Integraltanks sind relativ teuer wegen der nötigen Isolation). Zum anderen wird dann zwar der obere Sauerstoff gut durchgeschüttelt, was die Stufe schwerer macht, aber dafür wird die Oberstufe leichter, denn der Sauerstoff wirkt so als Dämpfungssystem.

Aber zurück zu den SRB. ATK entwickelt ja gerade moderne Version der SRB. Sie haben ein CFK-Gehäuse das erlaubt einen höheren Brennkammerdruck, sodass nicht nur die Leermasse kleiner ist, sondern auch der spezifische Impuls ansteigt. Doch da deren technische Daten nicht bekannt sind, habe ich für die Marsrakete die 5-Segment SRB der SLS verwendet. Bei der Triebwerksanzahl kann man die noch nicht angeben, da man erst die Masse der Oberstufen kennen muss. Also erst mal zur Oberstufe. Bzw. zwei Oberstufen.

Ich halte es sinnvoll, bei der Konstruktion von ganz oben zu beginnen. Die letzte Stufe der Marsrakete soll 50 % der Startmasse als Schub haben. Für sie habe ich ein J-2X mit 1309 kN Schub vorgesehen. Bei 60 t Nutzlast sind das 200 t für die Oberstufe. Die darunter liegende Stufe hat 80 % des Startgewichts als Startschub und zwei RS-68B mit je 3.545 kN Schub. Das sind 887 t Startmasse, was bei 260 t Gewicht von Oberstufe und Nutzlast 627 t für die Stufe übrig lässt.

Damit kennt man auch das Gewicht der beiden Stufen und kann an die Triebwerkszahl der ersten Stufe gehen. Nach Brennschluss der Booster kann der Schub klein sein. Sie liefern einen Großteil der Vertikalbeschleunigung. Ich habe mich für eine Restbeschleunigung von 10 m/s entscheiden in etwa die gleiche wie bei Ariane 6 und Space Shuttle. Bei 130 s Brennzeit verbrauchen die Triebwerke folgende Treibstoffmengen:

Anzahl RS-68 Verbrauchter Treibstoff Maximale Gesamtmasse
4 454 t 905 t
5 568 t 1454 t
6 681 t 1921 t

Mit fünf Triebwerken kommt man auf eine etwas zu kleine Masse (1500 t Treibstoff + Leermasse), mit sechs auf eine etwas größere Masse. Meine Wahl fiel, da ich ja die Nutzlast maximieren will auf die größere Stufe mit sechs Triebwerken. Damit hätte man alle Teile zusammen.

Bei den Oberstufen habe für den Strukturfaktor den der Ares V EDS (11,5) angesetzt. Bei der Erststufe für die Tanks den Strukturfaktor des Shuttle-ET (ein größerer Tank ohne Spitze müsste auch bei Einsatz modernen Legierungen leichter sein, andererseits sehe ich bis zu acht Booster vor, die übertragen mehr Kräfte. Beide Faktoren sollen sich ausgleichen). Das Triebwerk wiegt 6,8 t. Triebwerksgerüst, Stufenadapter sollen genauso viel wiegen wie die Triebwerke selbst. So kommt man auf folgende Basisdaten:

Art Startmasse Leermasse Spez. Impuls
5-Segment-SRB 733 t 85,2 t 2638 m/s
Zentralstufe 1.640 t 140 t 4062 m/s
Mittelstufe 617 t 54 t 4062 m/s
Oberstufe 200 t 17,4 t 4393 m/s

Die Ares V Zentralstufe sollte 1761,2 t bei 157,3 t leer wiegen, das ist fast derselbe Strukturkoeffizient (11,7 zu 11,2) wie bei der Zentralstufe der Marsrakete. Auch sie setzt sechs RS-68 ein.

Nach meiner Aufstiegssimulation hat diese Marsrakete eine Nutzlast von 58 t für ein C3 von 12 km²/s², ein relativ hohes C3 für Marsbahnen, wenn man zwei Booster einsetzt. Doch es sind mehr Booster möglich. Hier die Nutzlast für 2,4,6,8 Booster

Booster Nutzlast C3 12 km²/s²
2 58 t
4 83 t
6 102 t
8 Hauptstufe nach 135 s gezündet 105 t
8 Hauptstufe mit Booster gezündet 119 t.

Realistisch wird man da mein Aufstiegsmodell generell etwas zu hohe Nutzlasten ergibt 6 % abziehen (so viel mehr Nutzlast errechnet mein Modell bei der Ares V) müssen, das sind 4-7 t. Man sieht die Rakete ist skalierbar. Man kann durch die Boosterzahl die Nutzlast glatt verdoppeln. Das liegt vor allem an stark sinkenden Aufstiegsverlusten. Sie betragen 2654 m/s bei zwei Boostern aber nur 1911 m/s bei acht Boostern.

Vergleich der Marsrakete mit der Ares V

Die Version mit zwei Boostern ist vergleichbar mit der Ares V. Die Booster der Ares V sind mit 5,5 Segmenten etwas größer, ebenso die Zentralstufe. Die Triebwerksanzahl ist vergleichbar. Bei den Oberstufen gibt es Unterschiede. Die EDS ist mit 278 t schwerer, hat ebenfalls ein J-2X. Die Ares V hat eine Marsnutzlast von 48 t (in der Simulation sogar 55,4 t) bei 3674 (meine Rakete 3990 t Startmasse). Das ist fast derselbe Nutzlastanteil.

Die SLS und die Marsrakete

Noch ein Wort zur SLS und ein vergleich mit der Marsrakete. Noch heißt sie ja so, die NASA hat schon vor drei Jahren unter Schulkindern einen Wettbewerb für einen neuen Namen gestartet doch anscheinend ist dabei nichts rausgekommen. Die SLS ist eine Rakete nach dem Prinzip „Wir wollen eine Rakete, aber sie darf nichts kosten“. Na ja übertrieben gesagt denn ganz billig wird sie nicht. Das Grundproblem ist, dass man bei der SLS einen Entwicklungszyklus haben will, der anders als sonst ist. Normalerweise steigen die Kosten an bis kurz vor dem Abschluss der Entwicklung an, um dann zu fallen, das sieht so wie eine Haifisch-Flosse oder ein Sägezahn aus. Bei der SLS sollen sie gleich bleiben, dafür soll es länger dauern. Das Grundproblem aller Raumfahrtprojekte ist, dass sie dauernd Geld kosten, auch wenn nichts passiert. Man kann das im Kleinen bei Kostensteigerungen sehen, wenn eine Mission verschoben werden muss wie bei Curiosity oder extrem beim JWST. Im Großen sieht man das beim Space Shuttle das als es 2003/2004 gegrounded war genauso viel kostete, als wenn es geflogen wäre. So wird es nur teurer.

Entsprechend entwickelt man jetzt eigentlich nur die Zentralstufe. Die Booster sind Verlängerungen der Shuttle SRB, die schon führ die Ares I in Erprobung waren und auch für das Shuttle mal vorgeschlagen wurden und die Triebwerke sind 16 noch verbliebene Triebwerke der Space Shuttles (eigentlich sollte es noch mehr geben). Die reichen auch für vier Flüge, und da ein Flug nur alle zwei Jahre stattfindet, ist das noch lange hin. Neu muss man nur die Zentralstufe, also Strukturen konstruieren.

Erst wenn die Rakete fertig ist, kann man an eine Oberstufe gehen, ohne die man nicht aus dem Erdorbit rauskommt. Für kleine Nutzlasten nutzt man nun eine Delta-Oberstufe als Übergangslösung. Das ist nicht nur wegen der viel zu kleinen Stufe ungünstig. Die Zentralstufe soll auch keinen Orbit erreichen, das würde sie aber bei einer nur 32 t schweren Oberstufe. Daher gibt es ein ungünstiges Flugprofil mit einem niedrigen Perigäum und hohen Apogäum. Das ist auch für die mit 70 t so niedrige LEO-Nutzlast verantwortlich. Auch für die Oberstufe werden RL10 Triebwerke vorgeschlagen nur vier anstatt einem. Ich frage mich nur wozu man dann das J-2X qualifiziert hat. Nach Angaben der NASA ist es zu schubkräftig für eine Oberstufe für die SLS. Sehe ich nicht so. Die RL10 halte ich dagegen für zu wenig schubkräftig. Vielleicht schwenkt man ja noch auf ein BE-3 um, das müsste genau in der Mitte liegen.

Die Entwicklung neuer Booster halte ich dagegen für keine gute Idee. Als unterster Teil der Rakete tragen sie am wenigsten zur Nutzlast bei, dürften aber teuer in der Entwicklung sein. Eine Möglichkeit wäre es CFK-Werkstoffe zu nehmen, wie sie ATK für die OmegA anstrebt. Wenn man für sie den günstigen Voll/Leermassefaktor des Vega P120C und dessen spezifischen Impuls erreicht, dann steigern sie die Marsnutzlast nur um 3 t bei der kleinsten Version. Für eine bedeutende Nutzlaststeigerung braucht man Booster mit flüssigen Treibstoffen und hohem spezifischen Impuls die bei dem geforderten Schub (ein SRB hat denselben Schub, wie zwei Falcon 9 Erststufen oder zwei F-1), teuer in der Entwicklung wären. Auch ohne sie hat die Marsrakete eine beträchtlich höhere Nutzlast als die SLS.

4 thoughts on “Die Marsrakete

  1. Ihr seid Euch bewusst, dass SpaceX das mit der BFR absolut ernst meint? Das sind nicht nur Musk’s Ideen, Tom Mueller hat gestern erst wieder gesagt: „I’ve been working on Mars for the last four years“, “The Merlin holds the thrust-to-weight record for now,but the Raptor’s coming.” und „We’ve got the first flight version of that engine in work.“

    Die wollen wirklich in 9 Monaten anfangen, das Ding hopsen zu lassen (ähnlich den DC-X Tests).

    1. Klar, ist das hier jedem bewusst. Jedem sollte aber auch bewusst sein, dass:
      1. Mit BFR/BFS etwas wirklich Neues geschaffen werden soll. Und Neues hat so die gern gezeigte Eigenschaft, das es selten bis nie funktioniert, wie geplant. Und da ist sehr viel von dem Neuen geplant – selbst der verwendete Treibstoff wurde noch nie in der Raumfahrt eingesetzt.
      Anmerkung: Die Falcon 9 nutzte eingeführte Technologien, als sie entwickelt wurde. Auch mit der Landung der Unterstufe ist auch nur etwas gemacht worden, was andere schon – zumindest ansatzweise – vorgemacht und noch viele andere mehr komzipiert haben … und weil zu teuer/zum Zeitpunkt des Konzepts zu aufwändig wieder verworfen. Dieser Erfolg kommt daher nicht wirklich überraschend, immerhin, die Landung auf einer Barke zeigt die Möglichkeiten, wozu die Steuerungstechnik heute in der Lage ist. Wirklich spannend wird es zu sehen, ob SpaceX tatsächlich in der Lage ist, durch Wiederverwendung Starts kostengünstiger zu machen, d.h. Wiederaufbereitung und Aufwände für die Logistik weniger kosten als neu zu produzieren.

      2. Das Ziel Mars ist bisher „nur“ unbemannt erreicht worden. Selbst eine Mission mit Rückflug von Proben steht noch in den NASA-Sternen. OK, SpaceX macht das so mal nebenbei …
      3. Hat der Mars bzw. seine Oberfläche ein paar unangenehme Eigenschaften, z.B. Staub, der aufgrund von Wetter garantiert in jede Ritze eindringt, die er findet. Und da finden sich bei einem gerade gelandeten Raumschiff eine ganze Menge von, z.B. in den Triebwerken. Dieses Problem kann man eigentlich nur lösen, indem man eine separate Aufstiegsstufe für die Rückkehr hat – das sieht SpaceX aber so gar nicht vor. Nur mal ein Beispiel …

      Und btw. verstehe ich Bernd so, das er hier nur eine Möglichkeit aufzeigen will, wie man mit schon existierenden Technologien und Komponenten eine für ein Mars-Projekt adäquaten Launcher bauen könnte, als Alternative zur SLS. Und das Ergebnis dann nicht nur leistungsfähiger als das SLS sein wird, sondern möglicherweise auch noch deutlich kostengünstiger in Entwicklung, Bau und Betrieb ist.

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