Die Bastelrakete

Inzwischen ist die zweite Auflage der „Fotosafari durch den Raketenwald“ durch und wartet auf den Korrekturleser. 232 Seiten sind es geworden – 56 mehr als in der ersten Auflage. Mit 17 neuen Trägern und Startübersichten. Man stolpert dann auch über Träger, die man sonst nicht so im Blickfeld hat. Auf mein heutiges Thema kam ich durch die iranischen und nordkoreanischen Trägern. Nach allgemeiner Auffassung basieren diese auf der russischen Kurzstreckenrakete Scud. Diese wiederum ist nichts anderes als eine leicht verbesserte Wasserfall-Rakete, die wiederum eine verkleinerte A-4 ist. Auf gut deutsch – sie setzen die Technologie ein, die Wernher von Braun schon vor 70 Jahren entwickelte und wenn er damals die Mittel für eine Rakete bekommen hätte, die den Weltraum erreicht hätte. Die Nutzlast wäre wohl ähnlich gewesen. Vergleichen mit heute ist die Nutzlast klein. Die iranische Safir wiegt in etwa so viel wie eine Falcon 1, aber mit einem Zehntel der Nutzlast. Auf den Blogtitel kam ich durch Wolfgang Schmucker. Er ist NATO-Raketenexperte und hat sich die Reste einer nordkoreanischen Unha angesehen, die von Südkorea aus dem Meer gefischt wurde, und benutzte dabei Worte wie „Bastelei“ oder „Baumarktrakete“, weil die Verkabelung quer lief und nicht sauber gebündelt und vibrationsfest fixiert wurde.

Mit meiner Simulation habe ich mir mal vorgenommen, das zu rechnen. Was würde passieren, wenn man nicht nur Cubesats selbst bauen würde (es gibt sogar einen Shop dafür – das Teuerste ist übrigens ein Antriebssystem, das kostet so viel wie eine Eigentumswohnung). Nehmen wir an, eine Gruppe engagierter Amateure würde selbst eine Orbitalrakete bauen. Was könnte sie erreichen. So fern ist das nicht. Es gibt ja Kopenhagen-Suborbitals die versuchen zumindest suborbitale Flüge mit einer selbst entwickelten Rakete. Beschränkt man sich auf Feststoffe, so halte ich das sogar umsetzbar. Das Gehäuse kann aus Edelstahl bestehen. Daraus bestanden auch lange die Booster und die von Ariane 5 tun es immer noch. Im Prinzip ein Rohr in der benötigten Wandstärke reicht. Zur Düse hin dann ein konisches Stück und die Düse dann wieder ausweitend, wobei man zur Materialersparnis nach unten hin die Wandstärke reduzieren kann. Die Befüllung mit HTPB / Aluminium / Ammoniumnitrat kann ein kleineres Chemieunternehmen leisten. Gezündet kann elektrisch werden.

Problematischer ist die Stufentrennung. Sprengschnüre um einen Verbindungsring zu durchtrennen sind wohl Technologien, an die man als Privatperson nicht rankommt. Doch es ginge auch einfacher. Wenn die untere Stufe in einem Kreisring ausläuft und die obere genau in diesen eingestreckt werden kann so sollte das bei Schub von unten halten. Und wenn die obere Stufe zündet, dann zieht sie sich selbst aus dem Ring heraus.

Für eine Privatperson komplex ist die Steuerung. Sie ist eigentlich nicht kompliziert, jedoch im einfachsten Fall schon eine Menge Feinmechanik. Das Grundprinzip setzte schon die A-4 ein. Eine Kreiselplattform wurde vor dem Start in Rotation gesetzt. Die A-4 startete vertikal. Nach einer bestimmten Zeit, diese konnte vor dem Start zur Reichweitenanpassung eingestellt werden wurde die Plattform um einen festen Betrag pro Zeiteinheit geneigt. Ein schnell rotierender Kreisel will seine Rotationsachse aufrechterhalten und da sie nun nicht mehr in die Bewegungsrichtung zeiget gibt er eine Kraft ab. Diese wurde verstärkt und genutzt um die A-4 zu drehen. Solange bis ihre Ausrichtung wieder der Kreiselplattform entsprach. Die A-4 drehte sich. Bei einer Trägerrakete verfährt man genauso. Die Oberstufen der ersten Träger waren dann ungeregelt. Sie wurden vor dem Start durch Rotation stabilisiert indem ein kleiner Antrieb sie aufspinnte und bei einem bestimmten Bahnpunkt gezündet. Im Prinzip nichts komplexes, aber vielleicht eben nichts für jemanden mit einer Werkbank um eine Raketenhülse zu drehen. Ich habe mir für die Bastelrakete ein anderes Verfahren ausgedacht, das wie folgt funktioniert:

Die Rakete startet schräg, das tun heute auch noch japanische Raketen. Der Startwinkel muss so bemessen sein, dass der Scheitelpunkt der Bahn nahe der späteren Minimalhöhe eines Satelliten liegt. Nach Ausbrennen der ersten Stufe kommt eine Freiflugphase, in der zwei kleine Feststoffantriebe die Rakete drehen. Der erste Stufe dreht sich in der Freiflugphase um einen bestimmten Betrag pro Zeiteinheit. Im Vakuum geht die Drehung endlos weiter, sodass sobald 0 Grad oder ein kleiner Winkel erreicht sind, ein zweiter Antrieb mit demselben Impuls die Drehung stoppt. Die Zeit dafür gibt es bei einer Freiflugphase. Dann zünden kurz hintereinander die Oberstufen. Sie bringen die Horizontalbeschleunigung auf.

Für die Rakete habe ich die Daten eines Castor IV Boosters genommen. Das war ein Low-Expensive-low Technology Booster, der im Prinzip nur aus einer Stahlhülse mit Treibstoff bestand. Keine schwenkbare Düse, keine CFK-Gehäuse. Er wog rund 4,5 t und kostet, wenn man den Preis auf heutige Verhältnisse hochrechnet, rund 600.000 Dollar. Nimmt man das Voll/Leermasseverhältnis von 7:1 und den niedrigen spezifischen Impuls so erhält man diese Rakete:

Rakete: Einfachrakete

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	Inklination [Grad]
17.910	50	7.891	1.359	0,28	140,00	200,00	400,00	90,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
300	28	90	20	160	86	80	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez.Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	14.000	2.000	2.500	300,0	350,0	85,71	0,00
2	1	3.000	410	2.600	80,0	80,0	84,17	198,00
3	1	700	180	2.600	25,0	25,0	54,08	293,17
4	1	140	20	2.600	5,0	5,0	62,40	353,25

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,3 Grad	10 m	0 m/s	86 Grad	87,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	400 km	140 km
Real	177 km	402 km	140 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
27,5 Grad	191 km	178 km	50 kg	58 kg	411,5 s
Umlenkpunkte	Nr. 1
Zeitpunkt	207,0 s
Winkel	1,2 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Start	Brennschluss 1	Rollprogramm	Verkleidung	Zündung 2	Winkelvorgabe	Brennschluss 2	Zündung 3	Brennschluss 3	Zündung 4	Orbitsim	Sim End	Brennschluss 4
Zeitpunkt	0,0 s	85,7 s	87,0 s	160,0 s	198,0 s	207,0 s	282,2 s	293,2 s	347,3 s	353,3 s	410,5 s	411,5 s	415,6 s
Höhe:	0,00 km	50,01 km	51,96 km	137,78 km	162,96 km	167,74 km	190,76 km	191,27 km	186,10 km	185,26 km	178,25 km	178,26 km	0,00 km
Dist:	0,0 km	0,1 km	0,2 km	2,4 km	4,5 km	5,1 km	14,6 km	17,5 km	46,5 km	52,3 km	147,3 km	149,9 km	0,0 km
v(v):	0 m/s	1823 m/s	1814 m/s	1197 m/s	880 m/s	996 m/s	475 m/s	384 m/s	22 m/s	-27 m/s	-419 m/s	-431 m/s	0 m/s
v(h):	410 m/s	542 m/s	542 m/s	535 m/s	530 m/s	550 m/s	3190 m/s	3189 m/s	5442 m/s	5443 m/s	7638 m/s	7699 m/s	0 m/s
v:	0 m/s	1910 m/s	1902 m/s	1404 m/s	1225 m/s	1338 m/s	3381 m/s	3383 m/s	5590 m/s	5597 m/s	7801 m/s	7865 m/s	0 m/s
Peri:	-6378 km	-6310 km	-6309 km	-6310 km	-6310 km	-6299 km	-5696 km	-5694 km	-4108 km	-4102 km	166 km	177 km	0 km
Apo:	-6378 km	176 km	177 km	176 km	176 km	186 km	191 km	191 km	188 km	188 km	196 km	402 km	0 km
Zeit:	0,0 s	85,7 s	87,0 s	160,0 s	198,0 s	207,0 s	282,2 s	293,2 s	347,3 s	353,3 s	410,5 s	411,5 s	415,6 s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apohgäum	Inklination
1:	1.912,7 m/s	176,1 km	29,8 km	415,6 s	-6.309,4 km	176,8 km	65,9 Grad
2:	3.384,8 m/s	191,3 km	83,4 km	415,6 s	-5.694,2 km	191,3 km	32,8 Grad
3:	5.595,2 m/s	191,3 km	138,9 km	415,6 s	-4.102,0 km	187,9 km	28,9 Grad

Diagramme

Wie man sieht, schafft sie rund in den Orbit, in etwa die Leistung der Safir. Das spezifische Programm erkennt man an der Abbildung, die beim Höhen-/Distanzprogramm diese schnelle Umlenkung zeigt. Die dritte Stufe ist für Steuerung, Batterien. Telemetrie etwas schwerer. Sonst könnte man noch etwas Nutzlast rausholen. Vier Stufen sind es weil die Leermassen hoch und spezifische Impulse recht ungünstig sind.

Nur als Vergleich: Mit einem optimierten Aufstiegsprogramm erreicht dieselbe Rakete eine Nutzlast von 90 kg, also 80 % mehr. Der Unterschied ist vor allem deutlich im Höhendiagramm erkennbar.

Die Nutzlast wird in einen elliptischen Orbit entlassen, wie ihn auch die ersten Satelliten auf Junos, Black Arrow und Diamant hatten. Es ist bei der Strategie sehr schwierig, Bahnen mit einem hohen Perigäum zu erhalten. Man müsste dazu die oberen Stufen erleichtern, was die Nutzlast reduziert. Der Satellit ist aber dann auf einer stabilen Umlaufbahn und kann selbst die Bahn anheben. 50 bis 90 kg reichen immerhin für Mikrosatelliten.

Rakete: Einfachrakete

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	Inklination [Grad]
17.910	50	7.891	2.582	0,28	140,00	200,00	400,00	90,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
300	28	90	20	160	86	80	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez.Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	14.000	2.000	2.500	300,0	350,0	85,71	0,00
2	1	3.000	410	2.600	80,0	80,0	84,17	198,00
3	1	700	180	2.600	25,0	25,0	54,08	293,17
4	1	140	20	2.600	5,0	5,0	62,40	353,25

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,3 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	400 km	140 km
Real	194 km	403 km	140 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
27,5 Grad	195 km	195 km	90 kg	97 kg	331,6 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2
Zeitpunkt	161,8 s	240,0 s
Winkel	2,2 Grad	-10,6 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Start	Rollprogramm	Brennschluss 1	Zündung 2	Verkleidung	Winkelvorgabe	Brennschluss 2	Zündung 3	Winkelvorgabe	Brennschluss 3	Zündung 4	Orbitsim	Sim End	Brennschluss 4
Zeitpunkt	0,0 s	10,0 s	85,7 s	128,7 s	160,0 s	161,8 s	212,9 s	215,9 s	240,0 s	270,0 s	273,0 s	330,2 s	331,6 s	335,4 s
Höhe:	0,00 km	1,31 km	46,19 km	92,75 km	122,43 km	124,29 km	166,95 km	168,83 km	181,48 km	190,50 km	191,03 km	195,07 km	195,09 km	0,00 km
Dist:	0,0 km	0,0 km	0,2 km	1,6 km	3,9 km	4,1 km	16,0 km	17,3 km	31,1 km	60,2 km	64,2 km	181,8 km	186,0 km	0,0 km
v(v):	0 m/s	89 m/s	1534 m/s	1166 m/s	1346 m/s	1354 m/s	876 m/s	850 m/s	557 m/s	79 m/s	54 m/s	-700 m/s	-717 m/s	0 m/s
v(h):	410 m/s	407 m/s	1382 m/s	1373 m/s	1938 m/s	1982 m/s	3979 m/s	3984 m/s	4709 m/s	6052 m/s	6056 m/s	7664 m/s	7720 m/s	0 m/s
v:	0 m/s	451 m/s	2072 m/s	1839 m/s	2413 m/s	2455 m/s	4140 m/s	4141 m/s	4817 m/s	6130 m/s	6135 m/s	7791 m/s	7850 m/s	0 m/s
Peri:	-6378 km	-6369 km	-6238 km	-6239 km	-6113 km	-6102 km	-5337 km	-5334 km	-4847 km	-3440 km	-3431 km	186 km	194 km	0 km
Apo:	-6378 km	3 km	136 km	136 km	182 km	184 km	197 km	197 km	197 km	195 km	195 km	208 km	403 km	0 km
Zeit:	0,0 s	10,0 s	85,7 s	128,7 s	160,0 s	161,8 s	212,9 s	215,9 s	240,0 s	270,0 s	273,0 s	330,2 s	331,6 s	335,4 s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apohgäum	Inklination
1:	2.075,5 m/s	135,9 km	26,9 km	335,3 s	-6.237,6 km	136,7 km	42,2 Grad
2:	4.145,3 m/s	197,3 km	114,0 km	335,3 s	-5.334,0 km	197,3 km	31,1 Grad
3:	6.136,1 m/s	195,3 km	176,9 km	335,3 s	-3.431,1 km	195,3 km	28,4 Grad

Diagramme