Die Vega mit einem Apogäumsantrieb / Lyra Stufe

Da niemand so genau weiß wie der Ukainekrieg die Produktion des RD-843 beeinflusst, habe ich mir mal vorgenommen eine Alternative zu finden.

Damit wir alle auf demselben Stand sind: Die Vega setzt im AVUM, das ist ein Mittelding zwischen Stufe und Avionik, ein einzelnes RD-843 Triebwerk ein, das von Yuzmash in der Ukraine produziert wird. Yuzmash befindet sich in der ukrainischen Stadt Dnipol, sodass man damit rechnen kann, dass die Produktion stillsteht – nicht nur wegen russischen Angriffen, davon blieb die Stadt bisher verschont, sondern auch weil die Ukraine alle wehrfähigen Männer zum Militärdienst einberufen hat. Ich sehe aber keine akute Gefahr das die Vega „gegroundet“ war, denn als letztes Jahr ein neuesr Vertrag abgeschlossen wurde, wurde gesagt das noch drei Triebwerke bei Avio sind, seitdem erfolgten zwei Starts, man scheint also für etwa 1 Jahr Vorräte zu haben. Solange der Krieg also die Produktion nicht zerstört sollte man eine Zeitverzögerung auffangen können. Daneben ist derzeit der Jungfernflug der Ariane 62 mit einem Massensimulator geplant, denn könnte man auch noch zu einem „echten“ Start umfunktionieren. Eventuell nutzt diese Option ja OneWeb, die ursprünglich den Start gebucht hatten, als sie in Finanznöte gerieten aber wieder stornierten. Nun haben sie keine Finanznöte, aber Satelliten die sie nicht starten können.

Warum hat die Vega dieses Triebwerk? Es gibt zwei wesentliche Gründe. Das eine ist die Missionsflexiblität und der zweite ist, dass man Weltraumschrott verhindern will. Der Treibstoffvorrat des AVUM ist gering. Es sind bei der Vega maximal 550 kg, bei der Vega C werden es maximal 700 kg sein. Damit kann man ausrechnen, dass das AVUM die Bahn nicht mehr entscheidend ändern kann. Die Stufe darunter, der Zefiro 9A hat über 10,5 t Treibstoff. Hätte das AVUM keinen Triebstoff so würde aber bei höheren Orbits die Nutzlast rapide absinken, weil schon die unteren Stufen die spätere Orbithöhe als Apogäum erreichen müssten und die Oberstufe dann in dieser Höhe zündet um die Bahn zu zirkularisieren. Dadurch wäre sie auch Weltraummüll.

Durch das Triebwerk in dem AVUM kann die Vega mit den ersten drei Stufen eine Suborbitale Bahn erreichen – und der Zefiro 9A Antrieb verglüht. Eine erste Zündung des AVUM hebt das Perigäum auf einen sicheren Abstand an und das Apogäum auf die spätere Zielbahnhöhe. Dort angekommen zirkularisiert das AVUM bei einer zweiten Zündung die Bahn. Bei mehreren Nutzlasten kann es dann noch die Bahn mehrfach abändern (maximal zwei weitere Bahnen) und zuletzt desorientiert es sich selbst mit dem Resttreibstoff.

Es gibt im Westen kein Triebwerk dieser Schubklasse. Das RD-843 ist ein druckgefördertes, aktiv gekühltes Triebwerk, westliche Triebwerke haben keine aktive Kühlung was den Schub auf maximal 500 N begrenzt, sonst würden die Brennkammern und Düsen durchbrennen. Mit 2,45 kN Schub ist es rund fünf bis sechsmal schubstärker als Apogäumsantriebe von Airbus, Leroy oder Aerojet. Die Frage ist – wäre ein RD-843 kurzfristig zu ersetzen?

Die einfachste Lösung ist es das RD-843 durch ein Apogäums-Triebwerk zu ersetzen. Man muss den Schubrahmen an die neue Dimension anpassen, doch das ist kein fundamentales Problem. Das RD-843 ist schwenkbar, doch da das AVUM auch andere Triebwerke für die gesamte Lageregelung der Rakete hat, ist das kein Muss.

Damit dasselbe Profil erhalten bleibt habe ich eine Vega zuerst ohne Treibstoff im AVUM modelliert und zwar so, das die Zielbahn das Apogäum in 700 km Höhe hat, das Perigäum aber so niedrig ist das der Zefiro 9A verglüht, ich fand ein Optimum mit einem Perigäum von -500 km Höhe. Der Zefiro 9A Antrieb steigt dabei bis auf 155 km Höhe. Er verglüht aber, weil das Perigäum unter der Erdoberfläche liegt. Im Apogäum zündet dann der Antrieb (ich habe einen 430 n Antrieb S400-15 von Airbus verwendet). Anschließend habe ich simuliert, wie lange man es betreiben muss um einen 700 km hohen Orbit zu erreichen und ob man eine stabile Perigäumshöhe auch in einem Umlauf erreicht.

Hier das Ergebnis:

Zuerst die Simulation des Betriebs des 430 N Motors:

Parameter	Wert	Einheit
Simulationseinstellungen
Maximale Simulationsdauer	10 h	36.000 s
Simulationszeit	2 h 52 m	10.342 s
Davon angetrieben	50 m 5 s	3.005 s
Entfernung bei Sim-Ende:	749,23	km
Geschwindigkeit bei Sim-Ende:	7.471,9	m/s
Satellitenvorgaben
Startmasse:	3.436,0	kg
Leermasse:	1.700,0	kg
Aktuelles Gewicht:	3.035,2	kg
Anzahl Triebwerke:	1
Schub pro Triebwerk:	420,00	Newton
Spezifischer Impuls:	3.149,0	m/s
Treibstoffverbrauch:	0,133	kg/s
Geschwindigkeitsänderung:	390,57	m/s
Abstand zum Perigäum	1.000,0	km
Abstand zum Apogäum	42,000	km
Startbahn:	-500,0 x 600,0	km
Zwischenbahn 1:	151,6 x 747,7	km
Endbahn:	700,2 x 774,8	km
Minimaldistanz::	134,55	km
Maximaldistanz::	761,40	km
Geschwindigkeitsdifferenz Startbahn:	330,65	m/s
Geschwindigkeitsänderung:	390,57	m/s
Geschwindigkeitsdifferenz Endbahn:	19,7	m/s
Zusatzaufwand:	59,913	m/s

Nach einem Umlauf hat man 151 km Höhe erreicht, nicht gerade hoch, aber noch eine sichere Höhe, in der die Atmosphäre den Satelliten nicht beschädigt. Man erhält eine etwas zu hohe Endbahn, das kann man durch Anpassungen des Schubvektors noch kompensieren.

	Vega C	Vega C mit 400 N triebwerk
Nutzlast 700 km SSO	2.560 kg	2.337 kg
Missionsdauer	~ 1 Stunde	~ 3 Stunden
Durchlaufende Bahnen	½ Bahn	1 ½ Bahnen

Der Verlust an Nutzlast hält sich in Grenzen, es sind 230 kg. Mit mehr als einem Triebwerk kann man die Zahl der durchlaufenden Bahnen reduzieren und damit die Missionsdauer. Man kann dann auch wie bei der Vega ein Zweiimpulsmanöver anstreben, das ist energetisch günstiger.

Für die normalen Missionen braucht man nicht so ein schubkräftiges Triebwerk, man spart Zeit. Die veränderte Bahn kostet etwas Nutzlast, allerdings braucht das Triebwerk auch weniger Treibstoff – 400 kg sollten ausreichen. Bei der Vega sind es bis zu 700 kg. Das spart dann wieder Gewicht bei den Tanks ein.

Kritisch wird es nur bei erdnahen Bahnen, weil man dann sukzessive weniger Zeit hat, um die Bahn anzuheben. Dann müssen die Feststoffoberstufen praktisch die ganze Arbeit aufbringen und durch Freiflugphasen in der Höhe zünden. Für eine 200 km SSO Bahn beträgt die Nutzlast auch nur 2.500 kg und für einen äquatorialen Orbit 3.000 kg, dagegen liegt die Vega C mit dem ukrainischen Triebwerk bei 3.900 kg für den äquatorialen Orbit.

Zwei oder noch mehr Triebwerke erlauben eine Schubvektorsteuerung ohne Zusatzsysteme und senken die Zeitdauer weiter ab, mit sechs Triebwerken hätte man im Prinzip das RD-843 gleichwertig ersetzt. Das geht auch – die beiden Raumsonden MRO und MAVEN haben zum Einbremsen in den Marsorbit jeweils sechs Triebwerke genutzt, allerdings welche mit Monopropellant, also nur -hydrazin ohne Oxidator.

Ein schubkräftigeres Triebwerk als das bisherige benötigt man aber nicht. Airbus entwickelt gerade das BERTA Triebwerk und hat dieses schon mal für eine Stufe untersucht, die aber die Nutzlast nicht weiter steigerte. Das Triebwerk hat mehr Schub (so ganz genau weiß man es nicht, genannt werden zwischen 25 und 8 kN, Tests mit 2,5 kN Prototypen laufen gerade), aber auch eine höhere Masse als das RD-843 und keinen höheren spezifischen Impuls, da ebenfalls druck-gefördert. Es würde mehr Treibstoff erlauben, aber durch die Druckförderung würde die Nutzlast durch mehr Treibstoff eher ungünstiger werden als beim leichtgewichtigen Zefiro 9A.

Die Lyra-Oberstufe

Zuletzt habe ich noch die gerade entwickelte Oberstufe für die Vega E untersucht. Sie soll 2026 zum Einsatz kommen. Auf Basis eines ukrainischen Triebwerks RD-046 wurde das M10 Triebwerk (früher Mira) mit einem Schub von 98 kN und einem spezifischen Impuls von 3551 m/s entwickelt. Seit diesen Februar finden die Tests des Triebwerks auf Sardinien statt. Mehr gibt es leider nicht an Informationen über die Stufe, auch nicht die Nutzlast der Vega E.

Aus Abbildungen der stufe kann man errechnen wie viel Treibstoff der Tank fasst, wenn sie denselben Durchmesser wie der Zefiro 40 hat (2,3 m). Man kommt auf 10 t. Das passt zu den Tests, die das M10 über einen vollen Betriebszyklus laufen lassen und das sind 370 s, was 10,211 t Treibstoff entspricht. Auf Basis eines Voll-/Leermasseverhältnis der Stufe (ohne Avionik) von 11 komme ich dann auf 11.140 t Startmasse und 929 kg Trockenmasse. Dazu käme noch die Avionik und der Satellitenadapter, das sind bei der Vega 323 kg, ich habe so mit 11,5 / 1,3 t Masse gerechnet. Die Rakete müsste rund 5 t in eine 700 km hohe SSO-Bahn befördern also das doppelte der Vega-C. Selbst wenn die Stufe deutlich schwerer ist, wie das bei den Entwürfen von Airbus für alternative Stufen mit dem BERTA / Aestus Triebwerk der Fall ist, bleiben dann sicher noch 4 t übrig. Das wäre eine Steigerung um rund 1,5 t gegenüber der Vega C.

Ich vermute, dass man nun einen Grund mehr hat, diese Stufe möglichst bald zu entwickeln. Bei einem Planungshorizont von 2026 ist sie aber keine Lösung für einen aktuellen Lieferstopp der RD-843.

Rakete: Vega Myra

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
212.864	5.000	8.436	885	2,35	130,00	200,00	700,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.660	5	3	860	220	90	5	20	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	155.027	13.303	2.736	2660,4	2857,5	135,70	0,00
2	1	40.477	4.236	2.872	1120,4	1120,4	92,90	142,00
3	1	11.500	1.300	3.551	98,0	98,0	369,59	235,00

 

Rakete: Vega Myra

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
212.864	5.000	8.436	885	2,35	130,00	200,00	700,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.660	5	3	860	220	90	5	20	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	155.027	13.303	2.736	2660,4	2857,5	135,70	0,00
2	1	40.477	4.236	2.872	1120,4	1120,4	92,90	142,00
3	1	11.500	1.300	3.551	98,0	98,0	369,59	235,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
3,0 Grad	5,2 Grad	20 m	0 m/s	90 Grad	5,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	700 km	700 km	130 km
Real	213 km	701 km	130 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
84,0 Grad	184 km	145 km	5.000 kg	5.147 kg	592,0 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	60,0 s	200,0 s	500,0 s
Winkel	46,8 Grad	15,0 Grad	-16,9 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Dist:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Peri:	Apo:	a:
Start	0,0 s	0,02 km	0,0 km	0 m/s	0 m/s	0 m/s	0 m/s	-6378 km	-6378 km	2,7 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,05 km	0,0 km	0 m/s	14 m/s	0 m/s	14 m/s	-6367 km	0 km	3,0 m/s
Winkelvorgabe	60,0 s	6,48 km	0,0 km	17 m/s	223 m/s	315 m/s	387 m/s	-6362 km	10 km	8,2 m/s
Brennschluss 1	135,7 s	37,76 km	1,5 km	98 m/s	669 m/s	1877 m/s	1995 m/s	-6189 km	85 km	29,9 m/s
Zündung 2	142,0 s	41,93 km	2,0 km	98 m/s	608 m/s	1875 m/s	1973 m/s	-6188 km	85 km	-10,1 m/s
Winkelvorgabe	200,0 s	80,29 km	13,1 km	166 m/s	590 m/s	3166 m/s	3225 m/s	-5818 km	162 km	22,2 m/s
Verkleidung	220,0 s	94,77 km	22,0 km	202 m/s	572 m/s	3855 m/s	3903 m/s	-5512 km	205 km	31,3 m/s
Brennschluss 2	234,9 s	106,55 km	31,9 km	238 m/s	579 m/s	4542 m/s	4585 m/s	-5114 km	261 km	44,5 m/s
Zündung 3	235,0 s	106,61 km	32,0 km	238 m/s	579 m/s	4544 m/s	4587 m/s	-5113 km	261 km	50,7 m/s
Winkelvorgabe	500,0 s	175,13 km	752,3 km	325 m/s	-1998 m/s	6206 m/s	6528 m/s	-2576 km	352 km	1,4 m/s
Orbitsim	566,7 s	154,47 km	1183,7 km	355 m/s	-2818 m/s	6777 m/s	7348 m/s	-688 km	396 km	4,0 m/s
Sim End	592,0 s	145,05 km	1389,6 km	368 m/s	-3181 m/s	7019 m/s	7715 m/s	213 km	701 km	5,4 m/s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	1.996,4 m/s	63,9 km	46,9 km	329,7 s	-6.188,7 km	85,6 km	72,7 Grad
2:	4.587,0 m/s	161,9 km	926,9 km	594,4 s	-5.112,4 km	261,2 km	81,1 Grad