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Heute geht es weiter mit dem letzten Teil zur Sea Dragon. Teil 1 mit grundlegenden Antworten zu dem Konzept auf eine Frage von Vineyard erschien schon vor einigen Tagen. Der zweite Teil beschäftigte sich mit dem Konzept und heute kommt der abschluss – die Diskussion. Teil 2 und dieser findet ihr auch mit Abbildungen auf der Website.

Diskussion

Was ich mich zuerst fragte, war, warum diese Rakete so riesig ist – doppelter Durchmesser der Saturn V, sechsfache Masse, vierfache Nutzlast. Bei Aerojet denkt man groß, wie folgender Ausschnitt über den LOX-Tank der ersten Stufe zeigt:

„The cylindrical wall is ported with a number of small diameter holes (1O tubes of 2.75 ft dia) to which lines are attached to pass the flow outside of the RP-1 tank.“

Also sind 2,75 Fuß (84 cm) Durchmesser ein „kleines Loch“. Aerojet – in den Sechzigern ein bekannter Triebwerkshersteller in den USA, sie produzierten z.B. die Haupttriebwerke der Titan oder Delta-Oberstufe – entwickelten auch den bis heute größten Feststoffbooster AJ260 (6,7 m Durchmesser, 831 t schwer). Sie dachten also „groß“.

Meine Vermutung, warum die Rakete so groß ist, was ja auch zum Seestart führte (man denke an die Investitionen für Startanlagen an Land und was bei einem Fehlstart (Bodenexplosion) passieren könnte), ist, weil das primäre Ziel war, dass die Kosten pro Nutzlast möglichst gering sind. Nun ist eine größere Rakete immer billiger pro Kilogramm Nutzlast als eine kleinere. Aber die beiden Hauptgründe sind:

• Druckgeförderte Raketen sind billiger und zuverlässiger
• Man erreicht eine Dimension in der man die Rakete in normalen Werften produzieren kann.

Fangen wir mit Punkt 1 an: Raketen mit flüssigen Treibstoffen haben üblicherweise optimierte Tanks. Man benutzt leichte Legierungen, die selten eingesetzt werden oder schwer zu verarbeiten sind, wie z.B. Titan. Da die Dicke der Tankwände nicht nur durch den Druck, sondern auch durch das Gewicht der Flüssigkeit bestimmt werden, sind viele Tankwände oben dünner als unten oder unten durch Stringer und Spanten verstärkt. Bei Tankwänden, die mehrere Zentimeter dick sind, ist das völlig unnötig. Gegenüber dem Tankdruck ist der Flüssigkeitsdruck vernachlässigbar.

Das bis heute technologisch anspruchsvollste Teil eines Triebwerks sind die Turbopumpen. Sie sind wegen der beweglichen Teile (schnell rotierende Motorblätter und Wellen) auch die primäre Fehlerursache bei Triebwerken. Alle 94 Triebwerksausfälle des Starships (Stand nach IFT-13) hatten ihre Ursache in der LOX-Turbopumpe. Übrig bleiben vom Triebwerk die Brennkammer und Düse, die technologisch recht einfach sind, und der Injektor als zweite Hauptfehlerquelle, aber mit einfachem Aufbau (im Prinzip ein riesiger Duschkopf). Eine druckgeförderte Stufe ist also technologisch viel einfacher, was auch mit einer entsprechenden Kosteneinsparung korrespondiert.

Punkt 2: Raketen werden in kleinen Stückzahlen in spezialisierten Fabriken mit eigenen Werkzeugen produziert. Wenn ich eine Rakete habe, die größer ist als jedes Flugzeug, mit zentimeterdicken Tankwänden, dann scheidet das schon aufgrund der Größe aus. Das nächste bewegliche Gut, das in der Größe und Fertigungstechnologie vergleichbar ist, sind Schiffe: Man hätte die Rakete in einer Schiffswerft herstellen können, mit den dortigen Werkzeugen und Verfahrensweisen. So kommt man auch zwanglos zum Seestart, sie muss nur noch aufs Meer geschleppt werden. Eine kleinere druckgeförderte Rakete hätte man dagegen wie Feststoffbooster, die man von der Stärke der Wände und dem einfachen Aufbau am ehesten vergleichen kann, in eigenen Fabrikhallen hergestellt. Feststoffbooster sind zwar billiger als Raketen mit flüssigen Treibstoffen, aber immer noch teurer als ein Schiffsrumpf mit derselben Masse. Bei der Ariane 5 kosten die Booster z.B. fast gleich viel wie die Zentralstufe, aber sie wiegen 2,8-mal so viel. Die Sea Dragon Erststufe sollte 100-mal wiederverwendet werden und sollte dann 5,5 Millionen Dollar pro Einsatz kosten.

Allerdings: auch wenn man die Rakete auf See startet und so eine enorm große Startanlage mit den Einrichtungen den Schalldruck zu senken einspart (die wären auch riesig) die Triebwerke muss man ja auch testen und dafür gibt es heute keine Testanlage, nicht bei der NASA geschweige den bei Aerojet. Im Prinzip hätte man die Rakete wie die sowjetische N-1 oder das Starship nur durch Testflüge erproben können.

Ich habe mit den bekannten Daten (LOX/RP-1 = 2.3, Brennkammerdruck 20,683 Bar, Expansionsverhältnis 5,02) eine Simulation des Erststufentriebwerks laufen lassen. Einmal mit FCEA2 und einmal mit RPA:

RPA kommt sogar auf noch bessere Werte als FCEA, was ich allerdings bezweifele. Ich habe mal bei der Geschichte von FCEA2 nachgeschaut und es gab zwar Vorläuferversionen, aber der grundlegende Code der Thermodynamik wurde erst ab Mitte der sechziger Jahre geschrieben und 1971 veröffentlicht. So vermute, ich hat man konservativ geschätzt und die spezifischen Impulse nicht berechnet. Ein Computer (IBM 7090) wurde nach dem Dokument nur für die Bahnberechnung genutzt. Noch was zu der 80:20 Berechnung oben. FCEA liefert immer die Werte für zwei extreme Annahmen. Die reale Performance liegt dazwischen. Bei LOX/RP1 habe ich für russische Hauptstromtriebwerke, welche die höchsten spezifischen Impulse erreichen, ermittelt, dass wenn man den optimistischen Wert zu 80 und den pessimistischen zu 20 % nimmt, man auf den publizierten spezifischen Impuls kommt. Die RPA2 Angaben halte ich für zu optimistisch, vergleicht man sie mit Triebwerken dieser Zeit.

Im Dokument findet man die Angabe, dass man mit 93 % des theoretischen Impulses gerechnet hat wobei dieser durch einfache Multiplikation mit der charakteristischen Geschwindigkeit mit einem festen Faktor C_f resultierte. Diese charakteristische Geschwindigkeit C_f wurde relativ genau berechnet worden (1793 m/s gegenüber 1787 m/s nach FCEA2), aber der konstante Faktor stimmt nicht. Immerhin schlägt man die 7 % darauf so kommt man auf einen spezifischen Impuls am Boden von 2553 m/s. Das liegt 40 bzw. 110 m/s unter den Werten von FCEA2. Die Vakuumimpulse und der Vakuumschub der ersten Stufe sind im Dokument nicht aufgeführt, die habe ich aus dem Verhältnis der FCEA2-Werten berechnet.

Bei Stufe 2 sind die Vakuumimpulse angegeben, hier habe ich wegen der zu optimistischen RPA Werte nur mit FCEA2 gerechnet:

Bei längeren Düsen gehen diese Werte weit auseinander, aber hier bei einem geringen Brennkammerdruck und einer Düse mit einem Expansionsverhältnis von 20 liegen sie eng beieinander. Die 50:50 Wichtung habe ich aus dem Vergleich mit bekannten LOX/LH2 Triebwerken abgeleitet.

Das wesentliche ist: Beide Annahmen sind kleiner als berechnete FCEA2 Werte, die heute für das Design genutzt werden. Das lässt Spielraum für ein Absinken des Brennkammerdrucks oder wenn er gehalten wird, dann ist die reale Performance höher. Mann kann aber auch den höheren Wert mit 0,93 für die angenommenen 93 % Verbrennungseffizienz multiplizieren, dann erhält man:

Daher ist anzunehmen das in Wirklichkeit die Nutzlast deutlich höher ist. Mit in den Orbit gelangt auch die zweite Stufe die fast genau soviel, wie die Nutzlast wiegt, so kann ein leichtes Steigern des spezifischen Impulses die Nutzlast deutlich steigern.

Es war vorgesehen die Stufe zu bergen. Zuerst dachte ich, dies wäre problemlos möglich, hat sie doch 50 mm dicke Wände. Als ich dann aber über die Masse (1300 t) und die Geschwindigkeit (über 300 km/h) nachdachte, bekam ich doch Zweifel. Ich habe es nachgerechnet und die Stufe übersteht es nur, wenn sie noch einen Innendruck hat, der in etwa der Hälfte des Ausgangsdrucks beträgt. Aerojet hat erkannt das die Aluminiumtanks beim Wiedereintritt zu stark erhitzt werden. Daher wurde die konische Erweiterung ausgefahren, um den Widerstand zu erhöhen und die Stufe abzubremsen. 50 Jahre danach begann SpaceX mit den ersten Tests der Bergung der Falcon 9 Erststufe. Sie explodiert durch die Erhitzung und kommt in Einzelteilen zur Meeresoberfläche. Schlussendlich muss SpaceX die Stufe abbremsen, indem sie Treibstoff nicht für die Mission nutzt, sondern in den Tanks zurücklässt und die stufe so abbremst. Beim Nachfolger Starship entfällt dies, aber hier wechselte SpaceX auf Stahl als Material für die Tanks der auf 800 °C erhitzbar ist, ohne an Festigkeit zu verlieren – Aluminium schmilzt dagegen schon bei 270 °C.

Ansonsten finde ich ist die Rakete nicht „dumb“ (große, druck geförderte Flüssigkeitsraketen werden in den USA als Big Dumb Booster bezeichnet). Man hat durchaus das Konzept optimiert: so die Verwendung von kryogenen Treibstoffen in der ersten Stufe anstatt des damals gebräuchlichen LOC/RP-1, die Verwendung der Treibstoffe als Druckgas, das erspart Druckgasflaschen und das teure Helium das sonst genutzt wird. Auch der ungewöhnliche Seestart gehört dazu: das spart Investitionen in Startanlagen. Die Herstellung in Schiffswerften spart Kosten. Dabei gäbe es noch Raum für Optimierungen. Aerojet behandelt diese Rakete wie eine normale Rakete mit flüssigen Treibstoffen. Die Treibstoffzufuhr wird abgeschaltet, wenn die Treibstoffe zu Ende gehen. Der Grund: geht eine der beiden Komponenten aus, so dringt Gas in die Turbopumpen, die dann explodieren. So bleiben typisch 0,5 bis 1 % des Treibstoffs in den Tanks, das sind 10-20 % der Brennschlussmasse. Hier könnte man die Treibstoffe vollständig nutzen, denn es gibt keine Turbopumpen. Dafür bleiben viele Restgase in dem Tank, in der ersten Stufe rund 323 t. Sie sind, weil sie ja auch brennbar sind, nutzbar. Bei einer Simulation die stoppte, wenn ein Schub von 60.000 kN (1 g Beschleunigung, bis dahin beschleunigt die Rakete weiter) erreicht ist, zeigte das 240.000 vom 323.000 t verbannt werden (in 0,88 s), was die Rakete noch weiter beschleunigen würde. Bei der zweiten Stufe ist das Restgas durch die Ullagetriebwerke sogar noch besser nutzbar.

Das Schub-/Gewichtsverhältnis von 8,9 (erste stufe) bzw. 8,84 ist unterschiedlich zu bewerten. Bei der ersten Stufe ist es deutlich schlechter als bei LOX/RP-1 Stufen die auf 18 kommen, berücksichtigt man die Resttriebstoffe sinkt das aber auf 16 ab und ohne Resttreibstoffe kommt auch die erste Stufe auf 9,6. Anders sieht es bei der zweiten Stufe aus. Auch LOX/LH2 Stufen mit Turbopumpen haben hier hohe Leermassen und der Druck ist hier deutlich geringer. Die S-II der Saturn V als große und auf Gewicht optimierte Stufe kommt auf ein Voll-/Brennschlussverhältnis von 12,85, was nicht mehr so viel besser als bei der zweiten Stufe der Sea Dragon ist.

Der ghröße Kritikpunkt ist das die Rakete nur zweistufig ist mit einer hohen Leermasse der zwieten Stufe. Man könnte ja die Ullagetriebwerke in eine dritte Stufe verlagern. Sie haben nur 317 t Treibstoff, also weniger als ein Zehntel der Zweitstufe und das gäbe selbst bei einem ungünstigen Masseverhältnis von 8 dann nur eine 46 ansatt 5346 t schweren Stufe beim Brennschluss.

Simulation

Hier meine Simulation der Seadragon. Die Daten variieren etwas von dem pdf. Ein Problem ist, das die erste Stufe einen absinkenden Brennkammerdruck und damit absinkenden Schub hat. Die Ullage-Triebwerke arbeiten auch von Anfang an, offen ist, ob sie immer mit vollem Schub oder alle vier gleichzeitig arbeiten. Ich ging davon aus das die Massen und der spezifische Impuls korrekt sind, aber Brenndauer und Schub können aus diesen berechnet werden. Da die Ullagetriebwerke die letzten Triebwerke sind, die laufen ist habe ich die gesamte Leermasse der zweiten Stufe hier zugeschlagen, da ich sie als separate Stufen modellieren muss.

Weiterhin hatte ich wegen der kurzen Brennzeiten ein Problem eine kreisförmige Bahn zu erreichen. Der Schub der Ullagetriebwerke ist zu klein um eine 555 km Bahn wie im Aerojet Dokument zu erreichen. Ich habe als Ziel eine 185 km Bahn vorgegeben. Erreicht wird eine 174 x 621 km Bahn. Könnte man Freiflugphasen einschieben, so betrüge die Nutzlast rund 34 t mehr für eine 185 km Kreisbahn, also 524 t was relativ gut zu den 498 t in eine 555 km Kreisbahn passt. Aerojet hat also gut modelliert.

Rakete: Sea Dragon

Simulationsvorgaben

Ich habe dann die gleiche Rakete nochmal berechnet, und zwar mit den von FCEA2 berechneten Impulsen. Da die Brenndauer nun ansteigt, ist es wesentlich einfacher eine Bahn zu erreichen. Die Nutzlast steigt drastisch auf 710 t, also deutlich mehr. Das liegt an der hohen Masse der Zweitstufe: Steigt die Orbitmasse um 10 % so steigt die Nutzlast um fast 20 %, weil die Leermasse der zweiten Stufe gleich bleibt.

Als zweite Optimierung habe ich mal simuliert wie das optimale Stufenverhältnis mit 1.400 m/s Verlusten bei dieser Strukturmasse ist. Die zweite Stufe müsste dann etwas leichter werden. Da die Rakete Probleme hat, mit der kurzen Brennzeit eine Bahn zu erreichen, habe ich die Ullage Triebwerke weggelassen und dafür mit einer längeren Brennzeit der zweiten Stufe gearbeitet. Diese Rakete habe ich dann simuliert. Obwohl die Startmasse nun etwas geringer ist, kommt man auf 750 t Nutzlast, also hat Aerojet die Stufenmasse recht gut eingeschätzt.

Rakete: Sea Dragon 5

Als Letztes habe ich wieder die Originalimpulse genommen, diesmal aber die Ullagetriebwerke als eigene Stufe ausgegliedert (mit dem Voll-/Leermasseverhältnis der zweiten Stufe). Alleine dies steigert die Nutzlast auf 580 t. Vor allem ist die Rakete vielseitiger einsetzbar. So transportiert sie 175 t in einen GTO, denn die zweistufige Version nicht erreicht:

Rakete: Sea Dragon 4

Simulationsvorgaben