Ein US-Träger für alle Nutzlasten

Die USA leisten sich seit zwanzig Jahren einen Luxus, den andere Nationen nicht haben. Sie haben nämlich zwei Träger für denselben Nutzlastbereich. Das ging los mit der EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) Ausschreibung aus der Delta 4 und Atlas V entstanden. Inzwischen geht das in die nächste Generation und heißt folgerichtig Next Generation Vehicle Competion und das Programm wurde in NSSL (National Security Space Launch) umbenannt.

2 Mrd. Dollar hat das US-Militär seit 2018 an vier Firmen für Entwicklungsaufträge ausgegeben. Inzwischen sind noch zwei übrig SpaceX und ULA. SpaceX hat der Geldregen nicht gereicht und sie haben prozessiert, um noch mehr zu bekommen, aber das Gericht hat die Klage als substanziell nicht begründet gar nicht erst zugelassen. Dazu gelernt hat man nicht. Zwar gibt es drei Kategorien von Anforderungen, aber in der Praxis muss ein Träger die höchste Kategorie C erfüllen, damit er Gelder bekommt. Andere Träger können nur zertifiziert werden, wie z. B. die Falcon 9. In der Praxis läuft das dann wieder auf einen sehr großen Träger heraus – Chancen haben jetzt nur noch Vulcan und Falcon Heavy. Denn von Kosten für einen Start ist in der Ausschreibung nicht die Rede.

Neben dem, das man die Entwicklung von Schwerlastträgern fördert, die man nur für wenige Nutzlasten braucht wurde auch kritisiert, dass man zwei Träger hat, aber eigentlich nur einen braucht. ULA hat jetzt ja auch die Einstellung der Delta 4 beschlossen. Begründet wird das mit der Absicherung gegen Fehlstarts. Nun ja es gibt immer wieder mal Fehlstarts, aber sie sind doch mittlerweile selten geworden. Im EELV Programm gab es nur einen, aber einige Starts wo die geplante Bahn nicht erreicht wurde, die Nutzlast konnte das aber bisher immer ausgleichen. Daneben einige Anomalien die da die Nutzlast unter der maximalen lag ohne Folge blieben.

Schon als EELV aufkam, waren Fehlstarts selten. Vor allem aber: wenn es einen Fehlstart gibt dann untersucht man ihn, stellt die Ursache fest, macht Änderungen und startet erneut. Wenn das nicht in der Frühphase passiert und es sich um ein massives Problem handelt, dann ist der Träger einige Monate nicht verfügbar. Das ist aber eine Frist, die man sowieso leicht an Verzögerungen bei der Produktion oder Auslieferung von Nutzlasten hat. Entsprechend gab es Kritik an der neuen Ausschreibung, es würde ein Träger reichen.

Das ist doch eine Steilvorlage für alle die meinen, es besser machen zu können, also auch für mich. Ich habe mir zum Ziel gesetzt einen Träger zu entwickeln der alle Kategorien abdeckt, daneben aber auch der ganzen US-Industrie nützt, sonst geht wieder das Klagen von SpaceX los, die ja so sehr auf die Staatskohle angewiesen sind. Das sind die Anforderungen die aktuell ein neuer Träger erfordern muss.

Orbit description

Apogee (km) x perigee (km)

Inclination (degrees)

Mass to orbit (kg)

Payload category

LEO 926 x 926 63.4 6,800 A, B
Polar 1 830 x 830 98.2 7,030 A, B
Polar 2 830 x 830 98.2 17,000 C
MEO Direct 1 18,200 x 18,200 50.0 5,330 A, B
MEO Transfer 1 20,400 x 1,000 55.0 4,080 A, B
GTO 35,786 x 190 27.0 8,165 A, B
Molniya 39,200 x 1,200 63.4 5,220 A, B
GEO 1 35,786 x 35,786 0.0 2,300 A, B
GEO 2 35,786 x 35,786 0.0 6,600 C

Die höchsten Anforderungen in jeder Kategorie sind die GTO und GEO Orbits.

Ich habe mir zuerst folgendes Konzept überlegt: Eine Trägerrakete sollte ohne Booster starten können und dann Kategorie A und B erreichen. Mit Boostern erreicht sie dann C. In der Konzeption kommen die Booster von SpaceX, die Zentralstufe von ULA. Das BE-4 Triebwerk der Zentralstufe von Blue Origin und die Oberstufe von Aerojet/Rocketdyne. Das sind vier der großen US-Firmen die Weltraumhardware bauen. Dann ist jeder beteiligt und keiner kann meckern. Nun ja außer Northrop-Grumman die ja mit ATK Orbital und Alliant im Konzern haben. Aber man kann nicht alles haben. Vielleicht braucht man ab und an einen Feststoffantrieb für eine Kickstufe.

Erster Ansatz

Ich ging bei der Basisrakete vom Schub des BE-4 von 2400 kN aus. Bei einer Beschleunigung mit 1,24 g beim Start legt das die Masse der Rakete zu 195,7 t fest. Nimmt man 2 t für die Verkleidung und 6 t maximal für die Nutzlast, dann bleiben noch 187,7 t für die Rakete. Ich teilte das auf in 168 t für die erste Stufe und 19,1 t für die zweite Stufe – sie entspricht einer DCSS in der 4 m Version. Auch die ganze Rakete hat 4 m Durchmesser bei geschätzten 25 m Höhe in der ersten Stufe und 9 m der zweiten Stufe, die Nutzlastverkleidung addiert weitere 17 m, sodass man auf eine Gesamthöhe von 51 m kommt.

Die Booster haben je ein Merlin Triebwerk. Bei 814 k N Vakuumschub ging ich von 50 t Startmasse und 2,5 m Durchmesser aus. Sie wären dann mit einem aerodynamischen Schutz etwa 17 bis 18 m lang. Sechs Stück passen ohne Probleme an die Rakete.

Die relativ kleine Masse der Booster, gemessen an dem Schub habe ich bewusst gewählt, um mit mehr Boostern die erste Stufe verlängern zu können. Dazu müsste man nur die Tanks aus einer geradzahligen Anzahl an zylindrischen Stücken fertigen. Dann kann man einfach weitere dieser Segmente hinzufügen. Die Booster müssen an strukturell verstärkten Teilen angebracht werden. Das ist je ein Punkt am unteren Ring der Zwischentanksektion und einer am oberen Ring. Bei 4 m Höhe dieser Sektion wäre das eine Verlängerung des unteren Methantanks um 64 % – eine Verlängerung um 50 % wäre also möglich. Analog könnte man die Oberstufe verlängern. Die Verlängerung hat vor allem den Zweck eine zu hohe Schubspitze durch einen nahezu zeitlichen Brennschluss von Zentralsffue und Boostern zu vermeiden.

Eine erste Simulation einer GTO-Bahn mit dem größten Modell ergab aber das diese nur rund 9 t in den GTO erreicht und damit nur Kategorie B. Ist auch logisch, hat sie doch in etwa die Startmasse einer Falcon 9.

Zweier Ansatz

Ich habe im zweiten Versuch zwei anstatt einem Merlin pro Booster angesetzt. Zudem habe ich nach genauem Nachdenken überlegt die Erststufe nicht zu verlängern, sondern nur die Oberstufe. Die Merlins sind ja im Schub regulierbar und das kann man ausnützen, um die Beschleunigung auf 5 g zu begrenzen. Bei 1628 kN Schub (Seelevel) pro Booster und Beschleunigung mit 1,25 g kann jeder eine Masse von 132,7 t anheben. Nimmt man 5,7 t pro Booster weg, für Steigerungen der Masse der Nutzlastspitze und Oberstufe (bei 6 Boostern immerhin 34 t) so wiegt er 126 t. Wie bei der Zentralstufe bin ich von einem moderaten Start-/Leermasseverhältnis von 15 ausgegangen.

Leider ergibt sich dann bei der genauen Berechnung, dass die Booster eine 13 s längere Brennzeit als die Zentralstufe haben. Es geht also so nicht. Ich habe die Masse dann auf 115 t abgedeckt, dann haben sie kurz vor der Zentralstufe Brennschluss. Dann müssen sie in jedem Falle zum Brennende den Schub absenken. Wenn das das BE-4 auch kann, dann wäre das ideal.

Das führt ohne Oberstufenverlängerung zu folgenden GTO-Nutzlasten:

Version GTO-Nutzlast (27 Grad)
Basisrakete 2,1 t
+ 2 Booster 5,2 t
+ 3 Booster 6,3 t
+ 4 Booster 7,2 t
+ 6 Booster 8,5 t

Damit kommt man noch nicht auf die Nutzlast, die für Kategorie C gefordert ist, aber man kann die Oberstufe ja noch verlängern. Auch hier habe ich mich an der DCSS orientiert und für die Verlängerung deren Massenzuwachs zwischen 4 und 5 m Version als Maßstab genommen. Das entspricht einem Strukturfaktor von 10,4 oder 96 kg mehr Trockenmasse pro 1.000 kg Vollmasse.

Verlängerung der Oberstufe

Auch wenn der eine oder andere Blogleser meint, das wäre einfach, liegt der Teufel im Detail. Das grundsätzliche Problem einer Oberstufe mit dem RL10 Triebwerk ist der zu geringe Schub. Das führt zu einer langen Brennzeit. Selbst wenn ich nur GTO-Bahnen oder Fluchtbahnen betrachte, (LEO Bahnen sind noch problematischer) erreicht die Stufe erst nach einer bestimmten Zeit die Gleitgeschwindigkeit vorher hat man Triebwerk mit 11 t Schub das eine mit Nutzlast 25, 30 oder 40 t schwere Masse antreibt und so laufend an Höhe verliert. Die erste Stufe und Booster müssen daher einen Höhenüberschuss aufbringen, der wiederum Nutzlast kostet, denn so können sie weniger in die horizontale Beschleunigung investieren. Es gibt daher für jeden Schub einer Oberstufe ein Optimum. Das vertrackterweise von den Boostern und der Basisstufe abhängt. Ich habe zuerst mal nur die größte Version mit 6 Boostern, die eine maximale Verlängerung der Oberstufe zulässt, um je 5 t vergrößert und folgende Nutzlasten errechnet:

Version GTO-Nutzlast (27 Grad)
Basisrakete, 6 Booster 8,5 t
+ 5 t 9,9 t
+ 10 t 11,1 t
+ 15 t 11,5 t
+ 20 t 11,8 t

Man sieht: der Zuwachs wird immer kleiner. Allerdings erfüllt schon ohne Verlängerung das größte Modell die Kategorie C mit 8,5 t in den GTO und etwa 5,9 t (ohne Verdampfungsverluste) die GEO-Nutzlast. Sie reißt aber die Anforderungen an GEO und SSO (nur Basisoberstufe: 12,9 t in den „Polar 2“ Orbit. Als Letztes habe ich daher mir noch mal die Basisrakete angesehen, und zwar ob es auch ohne Oberstufenverlängerung geht, dafür aber mit einer etwas größeren Oberstufe. Die DCSS habe ich ja nur mal als ersten Ansatz genommen. Der anspruchsvollste Orbit ist der LEO, weil da die Orbitgeschwindigkeit erst am Brennschluss erreicht wird.

Version LEO-Nutzlast (28 Grad)
– 4 t 6,0 t
Basisrakete, 6 Booster 5,5 t
+ 5 t 4,5 t
+ 10 t Kein stabiler Orbit wird erreicht

So sehe ich zwei Möglichkeiten. Man kann zum einen nur eine Konfiguration nehmen. Dann würde man bei der Basisrakete auf Nutzlast verzichten und die Stufe mit 24,1 t Start und 3.190 t Trockenmasse einsetzen. Oder man arbeitet mit (mindestens) zwei Versionen. Die Größe der Oberstufe müsste man dann genau ermitteln, bei den Versionen mit 2 bis 4 Boostern wird das Optimum von +10 t nach unten rutschen. Eine Analyse in welchem Segment die meisten Starts liegen wären hilfreich. Denkbar wäre auch das man dann die Stufe für die Basisrakete nur auf 15 t Startmasse auslegt, um hier die Nutzlast in den LEO zu erhöhen.

Mit der 19 t Oberstufe läge die Basisversion bei etwa 1,2 t für einen Fluchtkurs.

Zwei Triebwerke

Eine schwerere Oberstufe wäre kein Problem, wenn es zwei Triebwerke gäbe. Die Centaur hatte ja auch jahrzehntelang zwei Triebwerke. Nur die hohe Abtrenngeschwindigkeit, der viel größeren Atlas V mit ihren schubstarken RD-181 Triebwerken machte, das Verzichten auf ein Triebwerk möglich – allerdings nicht für jeden Orbit. Für hohe LEO Nutzlasten benötigt man eine Centaur mit zwei Triebwerken. Das gab es bisher nur beim Jungfernflug des Starliners und diese Version wird wohl auch auf diese Nutzlasten beschränkt bleiben. Auch bei der Vulcan ist eine Version mit sogar vier Triebwerken für schwere Nutzlasten geplant. Das zweite Triebwerk bringt aber nur bei LEO Nutzlasten etwas. Bei GTO-Nutzlasten ist selbst bei der größten Stufe die fast 40 t wiegt der Gewinn nur bei 200 kg und diese 200 kg dürfte auch das zweite Triebwerk wiegen. Aber es bringt etwas bei LEO Nutzlasten, denn damit gelangt die größte Version (6 Booster, 39 t Oberstufe) von 12,9 auf 17,8 t in den Polar 2 Orbit und erfüllt auch dieses Kriterium. Nur die GEO-Nutzlast von 6,6 t wird sie nicht erreichen. Das schafft aber auch die Falcon Heavy nicht – nur die Vulcan. Immerhin würden zwei Triebwerke dann eine noch schwerere Oberstufe zulassen, doch das geht dann mehr und mehr in Richtung zwei verschiedene Oberstufen für die Rakete, sodass ich dies nicht weiter verfolgt habe.

Fazit

Auch wenn man das Konzept noch weiter ausarbeiten sollte, ist doch klar, dass man, selbst wenn man keine Verlängerung vorsieht, sondern nur eine Basisrakete von 168 t Startmasse, Booster von 115 t lind eine Oberstufe von 19,1 t die Rakete in der kleinsten Version 5,5 t in den LEO, 2,1 t in den GTO und 1,2 t auf eine Fluchtbahn transportieren kann. Mit sechs Boostern sind es 21,8 t in den LEO, 8,5 t in den GTO, 4,8 t in den GEO und 6 t auf eine Fluchtbahn befördern. Damit deckt die Rakete den Bereich einer Delta 2 bis über das größte Modell von Atlas und Delta (mit Ausnahme der Heavy ab).

Für deren Starts (vor allem schwere LEO Nutzlasten) könnte man die Falcon Heavy einsetzen. Der wesentliche Vorteil wäre aber ein viel größerer Nutzlastbereich als bei den derzeitigen Modellen und die Einbeziehung aller größeren Firmen der US-Trägerindustrie. So muss man nicht befürchten das dies noch weniger werden, sicher auch ein Grund, warum es bisher immer zwei Träger waren. Wofür die USAF 6,6 t in den GEO braucht – die größte Version der Atlas V (551) kommt nicht über 3,9 t in den GEO, weiß wohl nur sie. De Fakto schafft keine Rakete, die derzeit im Einsatz ist, diese Nutzlast auch nicht Ariane 6 und die Langer Marsch 5.

Aber natürlich ist dies nur eine Utopie. Denn eines ist klar: Da SpaceX nicht mit anderen Firmen zusammenarbeiten will, wird es nicht dazu kommen. Und es setzt voraus das ULA überhaupt mit SpaceX zusammenarbeiten will, das heißt, das die USAF von dem Konzept, Aufträge für Entwicklungsarbeiten zu vergeben abrücken müsste und die Rakete selbst konzipieren müsste. Und das ist nun wirklich sehr realitätsfremd. So was gibt es eigentlich nur noch bei bemannten Schwerlastträgern.

2 thoughts on “Ein US-Träger für alle Nutzlasten

  1. Wahrscheinlich sind die Nutzlasten des NRO so geheim, dass nicht mal die Leute, die sich um den Einkauf der Raketen kümmern, Zugriff auf die exakten Satellitenspezifikationen haben. Anders kann ich mir auch das Verlangen nach vertikaler Integration des Satelliten nicht vorstellen, was ja wahrscheinlich auch dazu führt, dass SpaceX SO viel Geld für die Starts bekommt.

    1. Die Antwort ist relativ einfach: bisher wurden alle Raketen so integriert, nicht nur in den USA, sondern auch in Europa, Japan und China. Es mag keine Unmöglichkeit geben die Nutzlast horizontal zu integrieren, in dem Sinne, das der Satellit beschädigt wird, aber man riskiert eben nichts. Vergleich mit einem anderen Industriezweig: Autos werden horizontal integriert. Vertikal ginge das auch würde viel Platz sparen, trotzdem wechselt die Industrie das System nicht.

      SpaceX bekommt so viel geld wie sie fordern. Das ist eben immer genau etwas weniger als ULA verlangt.

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