Wir konstruieren für Aerojet eine Rakete

Nachdem Aerojet mit ihrem AR1 Triebwerk bei der Vulcan unterlegen waren – war nun nicht so verwunderlich, nachdem Blue Origin schon bei Projektbeginn etwa ein Jahr weiter in der Entwicklung war – hat die Firma vorgeschlagen, dass man um das Triebwerk herum bauen kann. Ich selbst sehe die Chance eher schlecht, weil die USAF ja gerade eine Ausschreibung hat, in der die geforderten Nutzlasten noch höher sind als das was im Einsatz ist, aber lassen wir uns mal für ein Gedankenexperiment darauf ein.

Die Grundkonzeption

Es soll eine möglichst billige Rakete werden, das heißt man baut nur die erste Stufe neu und bedient sich bei den Oberstufen im US-Arsenal. Mit dem Schub des AR1 liegt die Masse fest. Das soll 500 klbf Schub auf Meereshöhe haben, das sind 2240 kN. Damit liegt die Masse der Rakete fest. Startet sie mit klassischen 1,25 g, so darf sie 182 t beim Start wiegen. Sind es die bei einigen neueren Trägern üblichen nur 1,1 g, so steigt die Startmasse auf 207 t.

Wenn ich 6 t für die Nutzlastspitze und 24 t für die Oberstufe (die größte nutzbare Oberstufe ist die Centaur DEC mit 23,3 t Masse) abrechne, komme ich bei 207 t Startmasse auf 177 t für die Grundstufe. Andere Oberstufen sind leichter und ergeben eine kleinere Startmasse und höhere Beschleunigung.

Es bittet sich an bei dieser Masse und der Treibstoffkombination Vergleiche zur Atlas zu ziehen. Die Atlas G / Atlas I hatte eine Startmasse von 168 t und Triebwerke mit einem Schub von 2121 kN. Das passt also. Damit könnte man auch die Rakete auf den Fertigungsanlagen für die Centaur fertigen und so Kosten sparen. Daher habe ich 3,05 m Durchmesser und Atlas-Technologie als Basis genommen. Damit wäre die erste Stufe in etwa 26 m lang bei 3,05 m Durchmesser. Die Leermasse läge bei 12 t. Der spezifische Impuls der Triebwerke ist unbekannt, doch ich denke das man mindestens 3.200 m/s im Vakuum erreicht, es ist schließlich ein Hauptstromtriebwerk mit hohem Brennkammerdruck. Wikipedia nennt als Vakuumschub 2.500 kN, das wäre dann ein Impuls auf Meereshöhe von 2867 m/s. Sowohl Vakuumimpuls wie Bodenimpuls sind konservativ geschätzt, russische Triebwerke wie das RD-179, 180, 190 und NK-33 mit derselben Technologie liegen nochmals um 100 bis 150 m/s höher.

Oberstufen

Ich bin im Geiste mal durchgegangen, was es gibt und noch produziert wird und bin auf drei einsatzbereite Oberstufen gestoßen:

  • Delta Oberstufe (von der Delta 2)
  • Centaur SEC (von der Atlas V)
  • Centaur DEC (von der Atlas V)
  • Castor 30 XL (von der Antares)

Wenn ich etwas weiter denke, kämen noch in Betracht:

  • Centaur SEC mit verkürztem Tank (Treibstoffzuladung wie bei der Centaur D)
  • neu konstruierte stufe um das AJ10 herum

Ich will bevor ich die Rakete modelliere, erst mal sagen, warum ich auf die Alternativen komme. Ich habe ja gerade erst die Vulcan und eine Alternative modelliert und da zeigte sich das mit einem Treibwerk bzw. auch mit zwei Triebwerken das Optimum bei leichten Stufen von 20 bzw. 40 t Masse lag. Diese wurden aber von einer fast doppelt so großen Erststufe der Vulcan transportiert (die auch zwei Triebwerke mit demselben Schub hatte). Das heißt, da die Oberstufen nun mehr Geschwindigkeit aufbringen müssen und relativ schubschwach sind verschiebt sich das Optimum weiter zu eienr kleinerer Stufenmasse. Eine Centaur mit 14,5 t Treibstoff, wie sie noch die erste Centaur D hatte, aber nur einem modernen RL10C wäre, so meine Überlegung in der richtigen Region.

Bei der zweiten Alternative ist es so ,das die Delta K mit ihrem kleinen Durchmesser von 1,70 wertvollen Platz in der Nutzlastverkleidung wegnimmt. Besser wäre eine Konstruktion, welche die vollen 3,05 m ausnutzt, indem die Tanks anders angeordnet werden. Die Tanks können das Triebwerk umgeben, so wie dies bei der europäischen EPS ist. Denkbar sind auch zwei AJ10, da eines einen relativ kleinen Schub hat. Für diese Alternativen habe ich die bekannten Abmessungen und Voll-/Leermasseverhältnisse von EPS und Centaur D genommen.

Ergebnisse

Ich habe zuerst mal, das Worst Case Szenario genommen: ein 200 km hoher LEO. Hier hat man die höchste Nutzlast und höhere Gravitationsverluste als bei GTO-Bahnen, dann als Ergänzung noch eine Fluchtbahn berechnet. Das sind so die Extreme an Energien die in der Praxis auftreten.

Oberstufe Nutzlast LEO [kg] Nutzlast Mars [c3=10 km²/s²]
Centaur SEC 6.200 kg 1.700 kg
Centaur DEC 9.300 kg 2.000 kg
Delta K 3.600 kg ~ 200 kg*
Castor 30 XL 4.100 kg
Centaur D RL10C 7.800 kg 1.800 kg
AJ10 Stufe mit 8 t Masse 4.200 kg 300 kg
AJ10 Stufe mit 12 t Masse 4.000 kg 200 kg

Es zeigt sich, das meine Vermutung realtiv richtig war: die alte Centaur mit etwas geringerer Startmasse (15,4 anstatt 23 t) hat die höhere Nutzlast, als die Centaur SEC da die Gravitationsverluste durch die längere Brennzeit mehr ausmachen als der Gewinn durch mehr Treibstoff. Eine Centaur mit zwei Triebwerken liegt in der Brennzeit nochmals kürzer und damit noch besser. Ob die 1.500 kg mehr in den LEO (bei höheren Bahnen wird der Gewinn deutlich kleiner, wie man bei den Fluchtbahnen sieht) die Mehrkosten für ein Triebwerk rechtfertigen wird man sehen. Da man bei der Centaur aber nur die zylindrische Länge der Tanks kürzen müsste, wäre ich für eine angepasste, verkürzte Centaur.

Bei den Oberstufen mit dem AJ10 liefert eine etwas größere Treibstoffzuladung mehr Nutzlast, jedoch nicht signifikant mehr. Daher habe ich auch auf eine Version mit zwei Triebwerken verzichtet, weil hier die Einbuße an Nutzlast nicht so hoch ist wie bei der Centaur mit einem bzw. zwei Triebwerken. Der Stern bei der Delta K zeigt an, das die Nutzlast für die Marstransferbahn nun so gering ist, das der systemimmanente Fehler meiner Simulation hier sich schon deutlich auswirkt. Allerdings würde man wegen 200 kg Nutzlast auch keine Rakete starten die sonst 4 t transportieren könnte, sondern eher noch eine Oberstufe wie einen Star 37 oder 488 hinzunehmen.

Von Bedeutung ist eher das die Delta K fast 6 m lang ist und eine Stufe mit Tanks um das Triebwerk wahrscheinlich nur 3 bis 4 m. Selbst wenn sie keine eigene Stufe bildet und innerhalb der Nutzlastverkleidung bleibt, bringt das mehr Platz für die Nutzlast (ich bin bei der Nutzlastverkleidung von der 4 m Verkleidung der Atlas in Abmessungen und Gewicht ausgegangen, die hat 12,2 m Länge bei 4,2 m Durchmesser).

Der Castor 30 XL hat einen zu niedrigen spezifischen Impuls, um für höhere Bahnen geeignet zu sein. Er hat für LEO Bahnen aber eine höhere Nutzlast als eine Delta und dürfte auch billiger sein. Er ist aber auch 6 m lang und nimmt so Platz in der Verkleidung weg. Ob sich wegen einigen LEO-Starts aber eine weitere Konfiguration lohnt? Ich bin eher skeptisch.

Fazit

Mein Favorit wäre eine Version mit Centaur. Egal ob mit DEC, SEC oder verkürzter SEC. Man hat eine Stufe die vielseitig einsetzbar ist und auch für Fluchtbahnen noch eine hohe Nutzlast hat. Würde man die Centaur einsetzen so wären auch die Entwicklungsarbeiten minimal. Man müsste eigentlich nur die Tanks der alten Atlas nachbauen und unten ein neues Schubgerüst um das Triebwerk herum bauen, da die Atlas ja bekannterweise drei Triebwerke hatte.

Die Rakete fügt sich aber in der Nutzlast gut ein, deutlich unterhalb der kleinsten Versionen von Atlas V und der Delta 4 oder Falcon 9. Deutlich oberhalb der Minotaur C. Mit je nach Version 1,7 bis 2 t Nutzlast zum Mars wäre sie auch für Raumsondenmissionen gut geeignet. Die GTO-Nutzlast würde bei rund 3,3 bis 3,9 t liegen. Auch das wäre für kleinere Kommunikationssatelliten noch ausreichend, wodurch sich sogar Aufträge aus dem kommerziellen Markt ergeben könnten, speziell, wenn der Trend zu „All Electric“ Satellites anhält, denn dann wiegt ein bisher etwa 4,5 bis 5 t schwerer Satellit nur noch rund 3 t und die Rakete würde auch für mittelgroße nur durch Ionenantrieb angetriebene Satelliten ausreichen. Speziell die NASA hat ja mehr leichte bis mittelgroße Satelliten und auch Raumsonden in der Größenordnung sie würde davon profitieren. Da alle Finanzierungen von neuen Raketen von der US-Air Force kamen, sehe ich aber eher schwarz für eine solche Rakete. Ebenso dürfte alleine der Markt an leichten Satelliten in den GTO zu klein sein, für Kleinstatelliten gibt es alleine durch die Konstellationen genügend Startgelegenheiten. Eine größere Chance sehe ich, wenn Grumman/ATK die RD-193 durch US-Triebwerke ersetzen will, eventuell um sich bei der USAF zu bewerben die nun ja auf die Unabhängigkeit von Russland durch Kongressbeschluss achten muss. Vergleichen mit der Antares die in etwa die gleiche Nutzlast hat, aber zwei Triebwerke und eine viel größere Erststufe einsetzt, wäre die Rakete in jedem Falle besser.

Hier als stellvertretendes Datenblatt, das der optimalen Version:

Rakete: AR1 Centaur D

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]

198.243

3.300

10.280

1.417

1,66

180,00

185,00

35800,00

90,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

2.240

28

90

2.000

280

90

10

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

177.000

12.000

3.200

2240,0

2600,0

203,08

0,00

2

1

15.943

1.718

4.451

106,0

106,0

597,32

204,00

 

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 185 km 35.800 km 180 km
Real 195 km 35.815 km 180 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
27,8 Grad 230 km 230 km 3.300 kg 3.525 kg 791,8 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 104,0 s 300,0 s 550,0 s
Winkel 31,9 Grad 2,1 Grad -8,1 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Orbitsim Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 104,0 s 204,0 s 258,4 s 550,0 s 628,8 s 791,8 s
Höhe: 0,00 km 1,06 km 20,38 km 70,66 km 115,01 km 178,55 km 181,00 km 230,48 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,1 km 13,8 km 55,3 km 1009,5 km 1610,0 km 3719,6 km
v(v): 0 m/s 30 m/s 477 m/s 1172 m/s 777 m/s -1670 m/s -2396 m/s -4547 m/s
v(h): 410 m/s 408 m/s 1154 m/s 4649 m/s 4882 m/s 6490 m/s 7039 m/s 8388 m/s
v: 0 m/s 444 m/s 1275 m/s 4847 m/s 5034 m/s 7018 m/s 7798 m/s 10215 m/s
Peri: -6378 km -6369 km -6298 km -4939 km -6378 km -1919 km 73 km 195 km
Apo: -6378 km 2 km 25 km 144 km -6378 km 179 km 290 km 35815 km
Zeit: 0,0 s 10,0 s 104,0 s 204,0 s 258,4 s 550,0 s 628,8 s 791,8 s

Parameter der Stufen

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