Auf einige Konstanten kann sich der Weltraumfan verlassen, das Elon Musk irreale Terminpläne verkündet und das in Russland alle paar Jahre eine neue Schwerlastrakete konzipiert wird, ohne das es zu einer kommt.
Das Nachdenken über das Starship brachte mich auf die heutige Idee. Im Prinzip haben die Raptors fast denselben Schub wie ein RD-191, das die Angara in der ersten Stufe, den URM einsetzt. Bei der Angara werden schon Erststufen geclustert, bis zu sieben. Erfahrungen mit dem Betrieb von vielen Triebwerken hat Russland auch – mit der N1. Nun ja die Ergebnisse waren nun nicht so überzeugend.
Ich habe mir überlegt, das eigentlich man durch das Clustern von Angara Erststufen die nötige Schwerlastraakete bekommen müsste und nach leichtem Überschlagen im Kopf kam ich auch darauf, dass die Nutzlast ausreichen würde. Hier der Plan:
Russland baut die erste Stufe aus 31 Angara-Erststufen angeordnet in folgender Konfigurationen
- 1 Stufe in der Mitte
- 6 Stufen in einem ersten Ring um sie
- 24 Stufen in einem zweiten Ring um sie
- macht zusammen 31 Stufen.
Die Oberstufen kommen wie sonst auch üblich auf diese 31 Stufen, es sind sieben Angara Erststufen welche die ersten beiden (inneren) Ringe bilden. Der äußere Ring bildet die erste Oberstufe und die innere Stufe die zweite Oberstufe, das ist im Prinzip eine Angara A7 auf der ersten Stufe.
Neben Verbindungen der Stufen zueinander, Sprengvorrichtungen und Abtrennraketen damit die Abtrennung sauber geht (wäre bei der ersten Stufe nicht mal nötig) braucht man nur einen angepassten Stufenadapter. Wenn dieser so ausgelegt ist, dass er die Lasten der beiden Oberstufen nicht auf die unteren sieben sondern alle 31 Stufen (oder nur den 24 äußeren) verteilt, muss man an den Strukturen überhaupt nichts ändern. Für den Stufenadapter habe ich bei jeder Erststufe 1 t in der Leermasse addiert.
Dann braucht man, noch eine Nutzlasthülle die drei Stufendurchmesser der Angara hat, so breit ist das Oberstufenbündel, also 3 x 3,35 m = 11,05 m. Sie könnte etwa 25 m lang sein.
Eine solche Rakete könnte vom Start von Baikonur aus 56 t in eine Mondtransferbahn befördern. Das wären 8 t mehr als bei Apollo und würden wahrscheinlich für eine Mondlandung ausreichen.
Das frappierende an der Lösung ist, dass sie zwar nicht technisch optimal ist (man könnte viel Leermasse einsparen, wenn die Stufen jeweils einen gemeinsamen Tank hätten, aber das wäre eben eine Neunkonstruktion) aber die Entwicklungskosten vergleichsweise gering sind und man so auch auf relativ hohe Stückzahlen für die URM kommt, was dann auch die normalen Angara Starts verbilligt.
Die Verwendung von vielen Einzelstufen hat aber auch Nachteile. So sollten alle Stufen möglichst zum gleichen Zeitpunkt Brennschluss haben. Aber zum einen gibt es die Bündelung schon in kleinem Ma0stab bei der Angara 3 bis 7. Zum anderen kann man selbst ohne Maßnahmen mit kleinen produktionsbedingten Abweichungen leben, dann löst eben das Ausgehen des Treibstoffs in einer Stufe den Brennschluss aller aus. Da aber die RD-191 im Schub senkbar sind, kann man die Stufen auch so steuern das alle gleichzeitig Brennschluss haben. Problematisch wird es nur, wenn man eine Stufe vorzeitig abschalten muss. Doch auch damit kann man leben, indem man die volle Nutzlast nicht voll ausnützt und Reserven für den Fall lässt.
Das Problem eines Ausfalls entschärft sich, wenn man mit der Nutzlast nicht auskommt. Dann gibt es die Möglichkeit zwei Starts einzusetzen. Eine voll betankte letzte Stufe kann bei einer zweistufigen Kombination gerade in einen 200 km Erdorbit gebracht werden. Der Mondlander wird dann separat gestartet und dockt an. In diesem Falle läge die Nutzlast bei 70 t. Der zweite Start könnte problemlos einen Ausfall auffangen, der erste, auch wenn die letzte Stufe gezündet wird, um den Verlust aufzufangen. Limitiert ist hier die Nutzlast durch die Treibstoffvorräte der Stufe im Parkorbit. Setzt man eine eigene Stufe zum Einschwenken in den Mondorbit ein, wie dies bei dem Mondprogramm der UdSSR in den Sechzigern der Fall war, dann kann diese auch schon im Erdorbit die Geschwindigkeit erhöhen. In diesem Falle würde die Nutzlast für eine Mondtransferbahn auf rund 90 t ansteigen.
Bevor noch jemand das erwähnt – natürlich wäre es viel einfacher mit Zenit-Erststufen. Der Haken ist dabei aber das zwar deren Triebwerk RD-171 von Energomasch aus Russland stammt, die Stufe selbst von KB Juschnoje aus der Ukraine. Solange diese nicht annektiert ist, was derzeit ja befürchtet wird, scheidet das für Russland aus.
So gesehen wäre es umsetzbar. Angesichts der wenigen Starts der Angara in den letzten Jahren, ja überhaupt wenigen Starts schwerere Raketen in den letzten Jahren – auch die Proton startet kaum noch, der letzte Start war 2019. Sie läuft zwar aus, doch korreliert dies nicht mit einem Ansteigen der Angara-Starts, von denen es nur zwei orbitale bisher gab. Wie es um Russlands Raumfahrt steht, zeigt auch die Mitteilung das Anna Kikina, die einzige Frau im Kosmonautencorps nun im Herbst 2022 zum ersten Mal ins All fliegen wird. Kikina ist seit 2012 Kosmonautin, es vergingen also mangels Flügen zehn Jahre, bis sie zum Einsatz kommt.
Rakete: Angara 31-6-1
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 5.300.900 | 57.000 | 10.964 | 1.761 | 1,08 | 130,00 | 200,00 | 450000,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 59.582 | 52 | 90 | 7.500 | 250 | 90 | 10 | 120 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 31 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 0,00 |
| 2 | 6 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 204,00 |
| 3 | 1 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 408,00 |
Rakete: Angara 31-6-1
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 5.300.900 | 57.000 | 10.964 | 1.761 | 1,08 | 130,00 | 200,00 | 450000,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 59.582 | 52 | 90 | 7.500 | 250 | 90 | 10 | 120 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 31 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 0,00 |
| 2 | 6 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 204,00 |
| 3 | 1 | 137.800 | 9.800 | 3.310 | 1922,0 | 2085,0 | 203,20 | 408,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 52,0 Grad | 120 m | 0 m/s | 90 Grad | 10,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 450.000 km | 130 km | ||
| Real | 180 km | 456.969 km | 130 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 49,0 Grad | 283 km | 277 km | 57.000 kg | 57.354 kg | 610,6 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 114,4 s | 200,0 s | 400,0 s | ||
| Winkel | 52,0 Grad | 31,0 Grad | -26,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,12 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 1,5 m/s |
| Rollprogramm | 10,0 s | 0,20 km | 0,0 km | 1 m/s | 17 m/s | 0 m/s | 17 m/s | -6374 km | 0 km | 1,9 m/s |
| Winkelvorgabe | 114,4 s | 20,39 km | 0,1 km | 560 m/s | 443 m/s | 0 m/s | 714 m/s | -6335 km | 17 km | 10,5 m/s |
| Winkelvorgabe | 200,0 s | 89,73 km | 4,4 km | 2530 m/s | 1255 m/s | 0 m/s | 2825 m/s | -5886 km | 99 km | 36,8 m/s |
| Brennschluss 1 | 203,2 s | 94,00 km | 4,9 km | 2661 m/s | 1301 m/s | 0 m/s | 2962 m/s | -5837 km | 107 km | 39,0 m/s |
| Zündung 2 | 204,0 s | 95,08 km | 5,0 km | 2663 m/s | 1294 m/s | 0 m/s | 2961 m/s | -5837 km | 107 km | -9,5 m/s |
| Verkleidung | 218,9 s | 115,02 km | 8,2 km | 2824 m/s | 1239 m/s | 0 m/s | 3084 m/s | -6378 km | -6378 km | 3,4 m/s |
| Brennschluss 2 | 407,2 s | 282,92 km | 238,5 km | 6923 m/s | -1019 m/s | 0 m/s | 6998 m/s | -1342 km | 303 km | 40,3 m/s |
| Zündung 3 | 408,0 s | 282,96 km | 241,1 km | 6926 m/s | -1028 m/s | 0 m/s | 7001 m/s | -1333 km | 305 km | -9,0 m/s |
| Orbitsim | 448,5 s | 281,49 km | 396,2 km | 7278 m/s | -1593 m/s | 0 m/s | 7450 m/s | -288 km | 611 km | 3,3 m/s |
| Sim End | 610,6 s | 276,82 km | 1681,4 km | 9751 m/s | -3938 m/s | 0 m/s | 10517 m/s | 180 km | 456969 km | 22,0 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.963,8 m/s | 205,3 km | 29.964,0 km | 572,9 s | -5.769,8 km | 108,2 km | 54,0 Grad |
| 2: | 6.933,0 m/s | 283,3 km | 1.331,6 km | 611,2 s | -1.085,3 km | 335,8 km | 49,9 Grad |
Höhe/Zeit Diagramm
Höhe/Distanz Diagramm
Beschleunigung/Zeit Diagramm
