Ein Beitrag über sowjetische Technik, bei der auch Energija erwähnt wurde brachte mich auf meinen heutigen Blog. Bekanntlicherweise stellten die Booster der Energija (Block A) auch die erste Stufe der Zenit. Nun entwickelt die NASA die SLS und irgendwann sollen auch die Feststoffbooster durch neue Booster ersetzt werden. „Irgendwann“, weil es nach einer Ausschreibung recht still geworden ist und es wohl erst in ferner Zukunft sein wird. Klar neue Booster kosten Geld, doch was wäre, so meine Überlegung, wenn man die Konfiguration der Energija übernimmt und Zenit-Erststufen einführt?
Ich will zuerst mal die politische Seite außen vor lassen und mich auf die Ergebnisse konzentrieren. Eine Zenit-Erststufe wiegt 354 t bei 7259 t Startschub. Das ist ein unziemlicher Schubüberschuss, sodass eine SLS sogar nur mit zwei Boostern abheben könnte. Wegen der geringeren Masse wird man eine höhere Nutzlast als mit den SRB aber erst bei vier Boostern erreichen. Prinzipiell könnte man natürlich mehr vorsehen – das Maximum, diktiert durch die Geometrie wären 9 Booster, aber ich gehe davon aus das man bei der SLS nur links und rechts im 180 Grad Winkel Booster anbringt, um die Shuttle-Startanlagen inklusive des Starttischs weiterzuverwenden und der hat eben links und rechts Öffnungen für die SRB. Vier Booster gehen trotzdem, wenn man wie bei der Energija sie direkt nebeneinander montiert und die Triebwerke beim Start zur Öffnung des Starttischs orientiert.
Übernimmt man die technischen Daten der Zenit-Erststufe, so kommt eine SLS mit zwei Boostern und IPCS Oberstufe auf 60 t in den LEO und 21 t zum Mond. Die Lösung mit den SRB kommt in meiner Simulation auf 93 t in den LEO und 28 t auf eine Fluchtbahn. Das wäre so keine Alternative zur heutigen SLS, sofern deren Nutzlast voll gefordert ist, aber vielleicht wenn man sie nicht voll benötigt, z.B. für Europa Clipper.
Mit vier Block A ist deren Startmasse zwar immer noch kleiner als bei den SRB, aber durch die niedrigere Leermasse und den höheren spezifischen Impuls ist deren Leistung höher, auch der Startschub ist gemessen an dem geringeren Gewicht höher. Mit vier Block A kommt diese SLS ohne Oberstufe auf 125 t in den LEO und mit IPCS auf 39 t zum Mond, also in etwa die Anforderung der NASA an die EUS (auch wenn ich etwas höhere Nutzlasten für die EUS errechne, aber die entsprechenden NASA-Dokumente weisen auch „mindestens 39 t“ aus. Mit der EUS habe ich nichts durchgerechnet, weil deren Daten derzeit nur geschätzt werden können, zudem ergibt sich wie ich ja errechnet habe mit den Block A gar nicht mehr die Nötigkeit sie zu entwickeln.
Rakete: SLS ICPS 2 Block A
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
C3 [km²/s²] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1.753.286 | 21.000 | 11.009 | 2.600 | 1,20 | 160,00 | 200,00 | 241,00 | 0,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 21.510 | 29 | 90 | 8.210 | 210 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 2 | 354.582 | 32.032 | 3.308 | 7259,0 | 8354,0 | 127,72 | 0,00 |
| 2 | 1 | 983.452 | 89.420 | 4.420 | 6992,0 | 8564,0 | 461,42 | 0,00 |
| 3 | 1 | 31.460 | 4.240 | 4.516 | 110,0 | 110,0 | 1117,50 | 470,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten | |||||
| Perigäum | Sattelhöhe | c3 | |||
| Vorgabe: | 200 km | 160 km | 0 km2/s2 | ||
| Real: | 764 km | 0 km | 0 km²/s² | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 23,0 Grad | 3.434 km | 3.434 km | 21.000 kg | 21.406 kg | 1.570,8 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | |||
| Zeitpunkt | 127,0 s | 340,0 s | |||
| Winkel | 43,0 Grad | 16,7 Grad | |||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 408 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 2,5 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 406 m/s | 19 m/s | -24 m/s | 408 m/s | -6370 km | 0 km | 2,7 m/s |
| Winkelvorgabe | 127,0 s | 25,11 km | 1,0 km | 1339 m/s | 922 m/s | -595 m/s | 1731 m/s | -6236 km | 41 km | 18,4 m/s |
| Brennschluss 1 | 127,7 s | 25,51 km | 1,1 km | 1354 m/s | 930 m/s | -598 m/s | 1748 m/s | -6234 km | 42 km | 18,6 m/s |
| Verkleidung | 210,0 s | 62,55 km | 10,1 km | 2094 m/s | 833 m/s | -970 m/s | 2454 m/s | -6056 km | 70 km | 3,8 m/s |
| Winkelvorgabe | 340,0 s | 103,51 km | 81,4 km | 4065 m/s | 682 m/s | -1526 m/s | 4395 m/s | -5179 km | 112 km | 13,3 m/s |
| Orbitsim | 451,1 s | 179,55 km | 329,5 km | 7495 m/s | 883 m/s | -1962 m/s | 7797 m/s | -1008 km | 1371 km | 43,8 m/s |
| Brennschluss 2 | 461,4 s | 194,94 km | 373,1 km | 8053 m/s | 862 m/s | -2000 m/s | 8343 m/s | -510 km | 3179 km | 51,1 m/s |
| Zündung 3 | 470,0 s | 208,55 km | 412,9 km | 8037 m/s | 792 m/s | -2031 m/s | 8328 m/s | -510 km | 3179 km | -9,2 m/s |
| Sim End | 1570,8 s | 3433,53 km | 15371,7 km | 6343 m/s | -5484 m/s | -3309 m/s | 9014 m/s | 764 km | -679020867 km | 0,1 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 1.749,6 m/s | 41,8 km | 18,0 km | 281,9 s | -6.233,2 km | 42,1 km | 44,6 Grad |
| 2: | 8.339,5 m/s | 2.145,0 km | 14.043,6 km | 1.587,4 s | -584,2 km | 3.240,7 km | 30,8 Grad |
Diagramme
Rakete: SLS ICPS 4 Block A
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
C3 [km²/s²] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 2.480.450 | 39.000 | 11.009 | 1.961 | 1,57 | 160,00 | 200,00 | 241,00 | 0,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 36.028 | 29 | 90 | 8.210 | 210 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 4 | 354.582 | 32.032 | 3.308 | 7259,0 | 8354,0 | 127,72 | 0,00 |
| 2 | 1 | 983.452 | 89.420 | 4.420 | 6992,0 | 8564,0 | 461,42 | 0,00 |
| 3 | 1 | 31.460 | 4.240 | 4.516 | 110,0 | 110,0 | 1117,50 | 470,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten | |||||
| Perigäum | Sattelhöhe | c3 | |||
| Vorgabe: | 200 km | 160 km | 0 km2/s2 | ||
| Real: | 581 km | 0 km | 0 km²/s² | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 23,2 Grad | 3.338 km | 3.338 km | 39.000 kg | 39.001 kg | 1.587,4 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | |||
| Zeitpunkt | 147,0 s | 320,0 s | |||
| Winkel | 18,0 Grad | 1,0 Grad | |||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 408 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 4,7 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,05 km | 0,0 km | 406 m/s | 31 m/s | -24 m/s | 408 m/s | -6370 km | 0 km | 5,1 m/s |
| Brennschluss 1 | 127,7 s | 49,56 km | 2,0 km | 2128 m/s | 1366 m/s | -596 m/s | 2598 m/s | -6061 km | 103 km | 34,8 m/s |
| Winkelvorgabe | 147,0 s | 67,26 km | 4,2 km | 2316 m/s | 1288 m/s | -683 m/s | 2736 m/s | -6008 km | 112 km | 1,4 m/s |
| Verkleidung | 210,0 s | 112,32 km | 20,4 km | 3022 m/s | 962 m/s | -961 m/s | 3314 m/s | -5761 km | 133 km | 3,6 m/s |
| Winkelvorgabe | 320,0 s | 149,51 km | 112,4 km | 4695 m/s | 258 m/s | -1423 m/s | 4913 m/s | -4772 km | 151 km | 10,4 m/s |
| Orbitsim | 431,0 s | 165,57 km | 412,7 km | 7560 m/s | -562 m/s | -1860 m/s | 7805 m/s | -140 km | 473 km | 29,9 m/s |
| Brennschluss 2 | 461,4 s | 180,15 km | 575,8 km | 8876 m/s | -938 m/s | -1973 m/s | 9141 m/s | 124 km | 8101 km | 44,3 m/s |
| Zündung 3 | 470,0 s | 185,62 km | 630,9 km | 8856 m/s | -1008 m/s | -2004 m/s | 9136 m/s | 124 km | 8101 km | -9,3 m/s |
| Sim End | 1587,4 s | 3338,04 km | 19439,3 km | 5097 m/s | -6681 m/s | -3366 m/s | 9053 m/s | 581 km | 8800216 km | -1,7 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.601,3 m/s | 102,8 km | 96,9 km | 392,9 s | -6.060,3 km | 102,9 km | 39,9 Grad |
| 2: | 9.137,8 m/s | 2.428,1 km | 18.107,0 km | 1.587,4 s | 95,3 km | 8.119,2 km | 27,9 Grad |
Diagramme
Ja aber …
Wird der geneigte und gut informierte Blogleser nun sagen, und bevor sie einen Kommentar absetzen, der so in etwa lautet „Die USA wollen aber keine russischen Triebwerke und mustern gerade das RD-181 aus“. Ja sie haben recht. Die Stufe wird zwar in der Ukraine gefertigt, aber die Triebwerke stammen von Energomasch in Russland. Die Herkunft aus der Ukraine scheint kein politisches Problem darzustellen, denn die erste Stufe der Antares wird vom selben Unternehmen gefertigt und ist eigentlich eine gekürzte Zenit-Erststufe. Ich hätte noch einen zweiten Einwand. Es gab einige Fehlstarts der Zenit die auf die Triebwerke zurückzuführen waren, der spektakulärste wohl der einer Sealaunch Zenit die am 30.1.2007 abhob und wieder herunterfiel und explodierte vor 13 Jahren. Die RD-170/1 scheinen wohl nicht so zuverlässig zu sein, anders als die RD-181 als Version für die Atlas mit nur zwei Brennkammern.
Es gilt also die Rakete zu „amerikanisieren“, das macht es auch der NASA schmackhafter die Stufe einzusetzen. Ich sehe vier mögliche US-Triebwerke die man einsetzen könnte:
- F-1B, ein Nachbau des F-1A der Saturn V
- AR-1: ein für die Vulkan entwickeltes Triebwerk das Kerosin/LOX verbrennt, unterlag aber dem BE-4
- BE-4: LOX/LNG Triebwerk für die Vulkan und New Glenn
- Raptor: LOX/LNG Triebwerk für die BFR
Das F-1B wäre das einzige Triebwerk mit einem gleichgroßen oder höheren Schub als die RD-170/171. Man benötigt also nur eines. Dafür ist der spezifische Impuls etwas kleiner. Sein wesentlicher Vorteil ist das es ausgereift und erprobt ist. Vom F-1A unterscheidet sich das F-.1B das Dyntex das Triebwerk vereinfacht und dafür etwas auf Leistung verzichtet, so entfällt die Düsenverlängerung des F-1, die Zahl der Kühlröhren wurde reduziert.
Das AR-1 würde ich aussortieren, da es nicht zu Ende entwickelt wurde und sonst in keinem Träger zum Einsatz kommt. Es bietet auch keinerlei Vorteile gegenüber dem BE-4 und Raptor.
BE-4 und Raptor verbrennen Methan. Das bedeutet, dass weitere Änderungen an der Stufe nötig sind. Die Tanks haben eine andere Länge als bei der Zenit und wenn man nicht eine kleinere Stufe haben will, muss man den Methantank verlängern, weil Methan nur die halbe Dichte von Kerosin hat und den Sauerstofftank leicht kürzen.SpaceX reklamiert etwas höhere Werte für den spezifischen Impuls als in der Literatur angegeben, doch dürften die nur für die Vakuumversion gelten, die hier nicht einsetzbar ist, wenn sie nicht Wunschdenken sind. Beim BE-4 finde ich dagegen die 334 s zu niedrig und würde eher auf 360 s tippen. Beim Schub sind beide Triebwerke gleich hoch. Man benötigt mindestens drei, eher vier Triebwerke, um ein RD-170 zu ersetzen.
Will man möglichst schnell eine erprobte Stufe so würde man auf das F-1B setzen, es ist die Option mit den wenigsten Änderungen am Restsystem und das Triebwerk muss keine weitere Qualifikation für bemannte Starts durchlaufen.
Mit dem F-1B sinkt bei gleicher Startmasse der Booster die Nutzlast mit der IPCS zum Mond von 39 auf 35 t ab. Allerdings würde der um 800 kN höhere Schub auch eine Verlängerung der Booster um 60 t pro Stück zulassen, dann kommt man wieder auf die 39 t auf die Mondtransferbahn. In jedem Falle liegt es höher als mit den Shuttle SRB.
Drei BE-4 haben einen etwas geringeren Schub als das RD-171. Der spezifische Impuls ist nicht bekannt. Mit 334 s, einem Wert, der geschätzt wird, ist er aber fast genauso hoch wie beim RD-171, daher auch die Nutzlast gleich hoch. Aus geometrischen Gründen würde man wohl eher vier Triebwerke einsetzen. Da man sowieso die Tankaufteilung für Methan ändern muss, bietet es sich an die 2400 kN Mehrschub für eine Verlängerung um 200 t auf 550 t Startmasse zu nutzen. Dann käme man auf 52 t Nutzlast zum Mond bei vier Boostern. Mit höherem spezifischen Impuls wie ich annehme sogar noch mehr. Die Raptors habe ich außen vorgelassen, da sich monatlich die technischen Daten (zumindest die spärlichen veröffentlichten) ändern. Sollte SpaceX den reklamieren Wert von 380 s für den spezifischen Impuls erreichen, dann wäre bei gleichem Schub wie die BE-4 die Nutzlast nochmals etwas höher.
Rakete: SLS ICPS 4 Block A F-1B
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
C3 [km²/s²] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 2.476.450 | 35.000 | 11.009 | 1.989 | 1,41 | 160,00 | 200,00 | 241,00 | 0,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 39.112 | 29 | 90 | 8.210 | 210 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 4 | 354.582 | 32.032 | 2.972 | 8030,0 | 8989,0 | 106,64 | 0,00 |
| 2 | 1 | 983.452 | 89.420 | 4.420 | 6992,0 | 8564,0 | 461,42 | 0,00 |
| 3 | 1 | 31.460 | 4.240 | 4.516 | 110,0 | 110,0 | 1117,50 | 470,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten | |||||
| Perigäum | Sattelhöhe | c3 | |||
| Vorgabe: | 200 km | 160 km | 0 km2/s2 | ||
| Real: | 593 km | 0 km | 0 km²/s² | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 22,7 Grad | 3.084 km | 3.084 km | 35.000 kg | 35.001 kg | 1.587,4 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | |||
| Zeitpunkt | 147,0 s | 320,0 s | |||
| Winkel | 18,0 Grad | 0,2 Grad | |||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 408 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 6,0 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,06 km | 0,0 km | 406 m/s | 37 m/s | -24 m/s | 409 m/s | -6370 km | 0 km | 6,5 m/s |
| Brennschluss 1 | 106,6 s | 43,71 km | 1,0 km | 1671 m/s | 1434 m/s | -499 m/s | 2258 m/s | -6164 km | 105 km | 35,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 147,0 s | 82,83 km | 4,6 km | 2036 m/s | 1299 m/s | -681 m/s | 2509 m/s | -6075 km | 127 km | 1,5 m/s |
| Verkleidung | 210,0 s | 127,93 km | 19,1 km | 2747 m/s | 976 m/s | -957 m/s | 3069 m/s | -5856 km | 147 km | 3,8 m/s |
| Winkelvorgabe | 320,0 s | 162,09 km | 100,3 km | 4442 m/s | 258 m/s | -1416 m/s | 4669 m/s | -4954 km | 163 km | 10,6 m/s |
| Orbitsim | 435,9 s | 167,79 km | 393,3 km | 7550 m/s | -639 m/s | -1870 m/s | 7804 m/s | -40 km | 379 km | 32,5 m/s |
| Brennschluss 2 | 461,4 s | 176,44 km | 523,4 km | 8709 m/s | -969 m/s | -1965 m/s | 8980 m/s | 143 km | 6554 km | 45,6 m/s |
| Zündung 3 | 470,0 s | 180,41 km | 574,9 km | 8689 m/s | -1040 m/s | -1996 m/s | 8976 m/s | 143 km | 6554 km | -9,3 m/s |
| Sim End | 1587,4 s | 3084,13 km | 19769,0 km | 4878 m/s | -6990 m/s | -3391 m/s | 9173 m/s | 593 km | 8437535 km | -1,6 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.261,0 m/s | 105,0 km | 63,6 km | 377,2 s | -6.163,6 km | 105,1 km | 43,4 Grad |
| 2: | 8.979,1 m/s | 2.094,3 km | 18.404,7 km | 1.587,4 s | 122,4 km | 6.579,8 km | 27,8 Grad |
Diagramme
Fazit
Mit vier BE-4, eine auf 550 t Startmasse verlängerte Stufe würde man deutlich über 50 t Nutzlast kommen, mithin über 10 t mehr als die EUS bringen sollte, wobei diese, wenn sie eingesetzt wird, ja noch weitere Nutzlaststeigerungen bringt. Das wäre also wenn die Kosten beherrschbar bleiben attraktiv. Die Kostenfrage ist wohl auch der Grund, warum man die Stufe in der Ukraine bauen lassen sollte, denn nicht umsonst hat Grumman/ATK den Auftrag an Juschnoje vergeben und nicht die Stufe selbst gebaut. Es wird natürlich nicht dazu kommen, dazu steckt zu viel Prestige in der SLS, aber es gibt einen Anhaltspunkt, was mit dann US-gefertigten Boostern möglich ist.