Bei meiner Recherche zu der Sea Dragon stieß ich auch darauf, dass man dort vorhatte die erste Stufe zu bergen. Das war 1963, also vor mehr als 60 Jahren, 50 Jahren bevor SpaceX damit begann. Als ich dann mehr lies und auf das Voll- / Brennschlussmasseverhältnis stieß, dachte ich mir „Da sind die bei SpaceX ja schön blöd“. Denn dieses Verhältnis ist besser als bei einer Falcon 9 Erststufe oder einer SuperHeavy bei der Landung. Beide Raketen sind bei dem Voll- / Leermasseverhältnis erheblich besser, aber so landen sie ja nicht, das ist die „Expendable“ Konfiguration. Real brauchen sie noch Treibstoff zum Landen. Die Falcon 9, weil sie aus Aluminium besteht zum Abbremsen, sonst würde sie den Wiedereintritt thermisch nicht aushalten, die SuperHeavy um zum Startort zurückzufliegen und beide noch zur Landung. Bei beiden Trägern wiegt dieser Treibstoff erheblich mehr als die leeren Stufen, mit der Folge, dass das Voll-/Brennschlussmasseverhältnis schlechter als bei der Sea Dragon ist.
Da die Stufe zudem rein druckgefördert ist, dicke Wände hat ist sie sehr robust und billig zu fertigen. Ideale Voraussetzungen um sie zu bergen. Sie ist unempfindlich, man muss nach der Landung weniger System inspizieren. Die Sea Dragon sollte nur durch einen konischen aber stumpfen Schirm abgebremst werden und mit hoher Geschwindigkeit ~ 330 km/h auf dem Wasser aufschlagen. Heute würde man wohl Fallschirme einsetzen.
Ich will heute mal untersuchen wie so ein Konzept heute aussehen könnte. Allerdings nicht so riesig. Ich habe mich für einen Durchmesser von 3 bis 4 m entscheiden. Eine Rakete hat so eine Masse von 150 bis 180 t, und eine Nutzlast von 4 bis 8 t. In diesem Nutzlastbereich fehlt den USA und Europa eine Rakete, sodass wenn man so was konstruieren würde sich diese Größe anbieten würde.
Die erste Stufe ist in meinem Konzept rein druckgefördert, verwendet aber anders als die Seadragon die Kombination LOX/CH4. Sie hat zwei Vorteile: Zum einen hat sie einen etwas höheren Energiegehalt und zum anderen brauche ich für die Druckbeaufschlagung kein eigenes Gas, sondern kann dazu den Sauerstoff und das Methan nutzen, die Sea Dragon hatte einen eigenen Druckgas-Methantank. Sie wird geborgen, aber nicht durch einen angetriebenen Flug, sondern wie die Shuttle-SRB oder Ariane 5 EAP mit Fallschirmen.
Bei der zweiten Stufe will ich vier Optionen durchspielen:
- LOX/LH2 druckgefördert.
- LOX/LH2 Expander Cycle.
- LOX/CH4 druckgefördert.
- LOX/CH4 Expander Cycle.
Meiner Ansicht nach macht Druckförderung bei der zweiten Stufe wenig Sinn. Sie gelangt in den Orbit, ihr Leergewicht geht von der Nutzlast ab. Die Tanks wiegen erheblich mehr und man spart nur die Turbopumpe beim Triebwerk ein. Aber es sollte ja mit der Sea Dragon vergleichbar sein. Es zeigt auch, was dieses Konzept an Nutzlast kostet.
Nun gibt es keine Rakete dieser Bauart in dieser Größe. Druckgeförderte kleine Stufen gibt es, doch das sind Oberstufen, klein und schon vom Schub nicht vergleichbar. Ich greife daher auf meine Delta-Vorgehensweise zurück, mit der ich schon viele Raketen ohne ihre Details zu kennen erfolgreich rekonstruiert habe, zuletzt habe ich die Nutzlast des Starships erheblich genauer vorhergesagt als SpaceX. Ich nehme aus meinen bekannten Daten von Raketen die am nächsten passende und rechne dann die Unterschiede (Delta) mit hinein. Der Vergleich sind die EAP der Ariane 5, also Feststoffbooster. Das verwundert, aber:
- Die Brennkammer ist die gesamte Länge des Treibsatzes – vergleichbar einem Tank
- Sie haben keine Turbopumpenförderung und hohen Schub
- Sie wurden auch geborgen, wenngleich nur zu Inspektionszwecken
- Ihre Daten sind bekannt.
Hier die für die Konstruktion wesentlichen Angaben der EAP 241:
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Brennkammerdruck: | 64 Bar |
| Masse Gehäuse: | 18,9 t |
| Masse Düse: | 6.400 kg |
| Masse Bergungssystem: | 1.200 kg |
| Abmessungen Gehäuse: | 3,07 m Durchmesser 24,77 m Länge |
| Material Wand: | D6AC Stahl, wärmebehandelt, 8,1 mm Stärke |
| Gesamtgewicht ohne Bergungssystem: | 30,1 t |
Das Volumen der EAP mit zwei Halbkugelkalotten als Abschluss und einem Integraltank beträgt 182,15 m³. Ich rechne mit 180 m³, da ja noch Volumen für das Gas bleiben muss. Ich arbeite mit LOX/CH4 = 3,5 und damit nimmt der Tank 148,6 t Treibstoff auf.
Bei der Wandstärke nehme ich an, dass diese bei geändertem Druck sich proportional zum Druck verändert. Mit dem D6AC Stahl habe ich auch mal die Festigkeit durchgerechnet, ich komme bei den Tabellenwerten für diese Stahlsorte auf 59 % Sicherheitsspielraum bei den EAP. Praktisch würde man den Maraging Stahl (18 % Nickelstahl) verwenden, er hat eine höhere Zugfestigkeit und ein höheres Streckmodul, wichtig beim Aufprall auf das Wasser. Er ist nicht so thermisch belastbar, aber in den Tanks findet ja anders als bei den Ariane Feststoffboostern keine Verbrennung statt. Der Tank würde bei gleicher Wandstärke wie die EPC 14,4 t wiegen. Deutlich weniger als diese, denn diese bestehen aus mehreren Segmenten die an der Verbindungsstelle 12 mm dick sind. Diese Verbindung addiert Gewicht.
Der Druck leitet mich weiter zum nächsten Punkt: Welchen Tankdruck soll man nehmen? Ich gehe von einem Brennkammerdruck von 2/3 des Tankdrucks aus, so wie bei der Sea Dragon und bekannten druckgeförderten Triebwerken. Hier die FCEA Werte für unterschiedliche Drücke:
| Druck: | 20 | 30 | 40 | 50 | 60 |
|---|---|---|---|---|---|
| Spezifischer Impuls SL | 2947 m/s | 3079 m/s | 3167 m/s | 3231 m/s | 3282 m/s |
| Zuwachs: | +132 m/s | + 88 m/s | +64 m/s | +51 m/s | |
| Spezifischer Impuls Vac | 3255 m/s | 3362 m/s | 3434 m/s | 3487 m/s | 3528 m/s |
| Zuwachs: | +107 m/s | + 72 m/s | + 53 m/s | + 41 m/s | |
| Tankmassenzuwachs: | +50 % | +33 % | + 25 % | + 20 % |
Wie man sieht, wird der Zuwachs immer kleiner sowohl beim spezifischen Impuls wie auch beim Gewicht. Ich habe mich für einen Brennkammerdruck von 40 Bar und einem Tankdruck von 60 Bar entscheiden, da sind wir auch recht nahe beim Vorbild (64 Bar Brennkammerdruck).
Kommen wir zur Düse. Diese wog bei den EAP 6,4 t mit allen Subsystemen (Hydraulik, Wärmeschutz). 40 Bar Brennkammerdruck sind nahe an den 41 Bar des MB3 Triebwerksblocks der Thor. Der wog 830 kg bei 662 kN Bodenschub. Ich schätze die Startmasse auf 200 t und den Anfangsschub auf 2648 kN (1,32 g Beschleunigung). Der Schub ergibt sich auf der maximalen Größe der Düse, die ja nicht breiter als die Rakete sein soll. Eine 3 m Düse hätte bei 40 Bar Brennkammerdruck diesen Schub. Hochskaliert wiegt das Triebwerk dann 3,32 t.
Wir brauchen dann noch eine Steuerung für die Rollachse, das können kleine LOX/CH4 Triebwerke sein. Sie können aus dem Haupttank gefördert werden und Strukturelemente, wie der Triebwerksrahmen und der Stufenadapter und dann käme das Bergungssystem hinzu dessen Masse von 1,2 t ich unverändert übernommen habe. Zusammen schätze ich das Gewicht der Strukturen auf 3,5 t.
Dann verbleibt noch Restgas im Treibstoffbehälter, und zwar bei 40 Bar Druck 2.250 kg Methan und 5.800 kg Sauerstoff. Die würden (dazu komme ich noch) von der Treibstoffmenge abgehen.
So kommt man auf folgende Massenbilanz:
| Parameter | Wert |
|---|---|
| Treibstoff ohne Druckgas | 140,55 t |
| Druckgas | 8,05 t |
| Triebwerk | 3,32 t |
| Schubrahmen, Strukturen, Bergungssystem | 3,5 t |
| Tank | 14,4 t |
| Startmasse: | 169,82 t |
| Brennschlussmasse: | 29,27 t |
| Leermasse | 21,22 t |
| Voll-/Leermasse | 8,02 (Sea Dragon 9,61) |
| Voll-/Brennschlussmasse | 5,80 (Sea Dragon 8,92) |
Die Rakete steht in der Massenbilanz deutlich schlechter da als die Sea Dragon, was vor allem an der ungünstigen Tankform liegt – es ist eine Form anlehnt an die EPC mit 27,77 m Länge bei 3 m Durchmesser. Schlank aber mit großer Oberfläche. So sah die Sea Dragon nicht aus. Also mache ich die Rakete dicker: bei 4 m Durchmesser wiegt der Tank noch 13,6 t, bei 5 m 12,2 t, ist aber nur noch 10 m lang. Ich habe mich daher für 4 m Durchmesser entschieden. Ab jetzt gebe ich nicht mehr alle Rechenschritte an, nur noch das Ergebnis. Der Rest der Massen bleibt gleich, so verbessert sich das Voll-Leermasseverhältnis auf 8,27. Der Tankdruck ist der Hauptfaktor beim Gewicht, bei dem geringen Tankdruck der Sea Dragon beträgt das Voll-/Leermasseverhältnis schon 11,45.
Nun komme ich zur Restgasmenge. Ein Turbopumpen-Raketentriebwerk darf seinen Treibstoff nicht vollständig verbrauchen, ist eine Komponente verbraucht so gelangt das Druckgas in die Pumpe, die ohne Widerstand zu schnell rotiert und explodiert. Doch unser druck gefördertes Triebwerk hat keine Turbopumpe. Aber sie hat 8 t Gas in den Tanks, das man verbrennen kann und das habe ich mal simuliert, und zwar bis die Beschleunigung auf 1 g abnimmt, so lange beschleunigt die Rakete effektiv weiter. Nach 2,5 Sekunden ist der Schub auf 500 kN (50 t geschätzte Restmasse x 1 g) abgesunken und 6,45 t des Treibstoffs wurden verbrannt. Es bleiben also nur noch 1,6 t nicht nutzbarer Treibstoff. Damit sieht die Bilanz besser aus:
| Parameter | Wert |
| Treibstoff ohne Druckgas | 147 t |
| Druckgas | 1,6 t |
| Triebwerk | 3,32 t |
| Schubrahmen, Strukturen, Bergungssystem | 3,5 t |
| Tank | 13,6 t |
| Startmasse: | 169,02 t |
| Brennschlussmasse: | 22,02 t |
| Leermasse | 20,42 t |
| Voll-/Leermasse | 8,27 (Sea Dragon 9,61) |
| Voll-/Brennschlussmasse | 7,67 (Sea Dragon 8,92) |
Durch den höheren Brennkammerdruck erreichen wir nicht die guten Werte der Sea Dragon, aber weil ich weiß, dass die EPS-Booster mit dem gleichen Tankdruck eine Fallschirmbergung gut überstehen, wollte ich nicht auf niedrigere Brennkammerdrücke heruntergehen.
Als Ausgleich ist der spezifische Impuls höher. Ich rechne in der Simulation mit 95 % Effizienz, moderne LOX/Kohlenwasserstofftriebwerke kommen auf 98 %, SpaceX-Raptors sogar auf über 100 % und wir haben nicht den Verlust durch das Antriebsgas für die Turbinen. Das wären 3009 m/s SL und 3262 m/s im Vakuum in etwa das Niveau eines Hochdrucktriebwerks mit LOX/Kerosin und 200-300 m/s schlechter als das Raptor mit derselben Treibstoffkombination.
Die Masse des Bergungssystems habe ich unverändert von den EAP übernommen, obwohl die Landemasse etwa um ein Drittel kleiner ist. Es gibt aber Änderungen. Ich sehe unter dem Stufenadapter eine ausfahrbare spitzkegelige Spitze vor mit ihr dringt die stufe ins Wasser ein, des reduziert die Belastung deutlich. Das Fallschirmsystem kommt daher ans Heck zu der Düse. Dort gibt es an der Tankunterseite Luftkissen die durch den Aufprallschock entfaltet werden. Sie sollen verhindern, dass die Düse ins Wasser gelangt. Dem Stahl dürfte das Salzwasser nicht viel ausmachen, er ist korrosionsfest, aber die Düse dürfte vom Betrieb noch heiß sein und sollte nicht abrupt abgekühlt werden wie auch das Triebwerk. Zudem kann so kein Wasser nach innen gelangen, selbst wenn es nicht gelingt vor der Landung die Ventile zu den Tanks zu schließen. Das sollte eigentlich noch erfolgen, bevor der Wiedereintritt beginnt. Schließt man die Ventile, wenn die Beschleunigung durch die Nachverbrennung des Druckgas 1 g unterschreitet so beträgt der Tankdruck noch etwa 6 Bar. Der Innendruck stabilisiert den Tanks zusätzlich.
Oberstufen
Wie erläutert sollen je eine LOX/CH4 und eine LOX/LH2 Oberstufe einmal druckgefördert und einmal nicht untersucht werden. Bei den beiden normalen Oberstufen habe ich es mir leicht gemacht: ich habe einfach eine aktuelle DEC-Centaur (für die Atlas genommen) und bei der CH4-Stufe die Brenndauer und Schub beibehalten und die Voll-/Leermasse des Tanks angepasst. Hier habe ich den Schub und spezifischen Impuls des M10 Triebwerks übernommen. Die DEC-Centaur, weil durch die im Vergleich zur Atlas kleineren Erststufe mit höherem Brennschlussgewicht zwei Triebwerke die Wahrscheinlichkeit für einen zu geringen Schub absenken. Mit der SEC-Centaur habe ich eine Rechnung probiert, aber die ist zu schubschwach.
Etwas mehr Gehirnschmalz stecke ich in die druckgeförderten Stufen, vor allem die mit Wasserstoff, die wird nämlich sonst zu schwer.
Ich fange aber beim Triebwerk an. Aufgrund des niedrigen Brennkammerdrucks ist die Düsenenghalsfläche recht groß und damit das Expansionsverhältnis begrenzt. Ich nehme an das der maximale Durchmesser der Düse 3 m bei einer 4 m Stufe betragen darf. Dann ergeben sich bei FCEA2 folgende Werte:
| 100 kN Schub | 5 Bar | 10 Bar | 15 Bar | 20 Bar |
|---|---|---|---|---|
| Flächenverhältnis | 13,3 | 15,9 | 19,5 | 26,6 |
| FCAE2 vakuum LOC/LH2 | 4107 m/s | 4177 m/s | 4241 m/s | 4323 m/s |
| Steigerung | +70 m/s | +64 m/s | +82 m/s | |
| Tankgewicht | 307 kg | 615 kg | 922 kg | 1230 kg |
Der Vorteil ist das so die Tanks leicht sind und auch die Strukturen – es sind nur Gitterrohrstreben für die Tanks, der Satellitenadapter und das Triebwerksgerüst. Dafür muss oben die Nutzlastverkleidung auf 2 m der Länge des Wasserstofftanks überbrücken und der Stufenadapter von der Unterstufe sogar 8- 9 m. Am Äquator des LH2-Tanks treffen sie sich. Aber dieser Adapter bleibt an der Unterstufe und die Nutzlastverkleidung wird während des Flugs abgeworfen.
Ich habe auch diese Architektur für eine LOX/CH4 Stufe beibehalten, hier hat der LOX-Tank als der größere Tank 3,15 m Durchmesser und der LNG-Tank 2,86 m. (bei 24 t Treibstoff). Die Trennebene bleibt am Äquator. Wegen des großen Tanks muss man dann einen Befestigungsring für die Trennebene Unterstufenadapter/Nutzlastverkleidung einführen.
Hier noch die Daten für den spezifischen Impuls für LOX/CH4. Da hier die Tanks (24 t Treibstoff) viel weniger wiegen habe ich noch zwei deutlich höhere Brennkammerdrücke untersucht. Ich habe mich hier für 20 Bar Druck entscheiden. Wegen des höheren Gewichts habe ich eine 150 kN Version des Triebwerks untersucht.
| 150 kN Schub | 5 Bar | 10 Bar | 15 Bar | 20 Bar | 30 Bar | 40 Bar |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Flächenverhältnis | 8,86 | 17,7 | 26,6 | 34,4 | 53,2 | 68,8 |
| FCAE2 vakuum LOX/CH4 | 3284 m/s | 3353 m/s | 3416 m/s | 3497 m/s | 3584 m/s | 3655 m/s |
| Steigerung | +89 m/s | +69 m/s | +81 m/s | +87 m/s | +71 m/s | |
| Tankgewicht | 197 kg | 393 kg | 590 kg | 786 kg | 1180 kg | 1572 kg |
Die restlichen Massen habe ich durch Differenzrechnung zur Centaur ermittelt. Ich habe in der Berechnung jeweils den spezifischen Impuls um 5 % gesenkt (Verbrennungseffizienz 95 %), obwohl ich denke das es etwas höher geht.
Hier die Nutzlasten für LEO und GTO:
| LEO | GTO | |
| CH4 Druck | 4.800 kg | 1.300 kg |
| CH4 M10 | 5.700 kg | 1.900 kg |
| LH2 Druck | 5.500 kg | 1.800 kg |
| Centaur II DEC | 7.600 kg | 3.000 kg |
| Zum Vergleich: Pumpengefördert/Centaur | 11.300 kg (+48 %) | 5000 kg (+67 %) |
| Zum Vergleich: Pumpengefördert/M10 | 9.300 kg (+63 %) | 3.600 kg (+89 %) |
Man sieht: die schwereren Tanks machen sich bei einer geringeren mittleren Dichte des Treibstoffs stärker bemerkbar. LH2 hat größere Einbußen als CH4. Da sie bei steigender Geschwindigkeit immer mehr Nutzlast kosten sinkt auch die GTO-Nutzlast überproportional ab. Schon aus wirtschaftlichen Gründen würde ich daher bei der sowieso nicht wiederverwendeten Oberstufen eine normale Turbopumpenförderung einsetzen. Die Centaur bringt hier eine echte Zusatznutzlast.
Ich habe noch die Nicht-Druckgeförderte Variante (Voll-/Leermasse=18, spezifischer Impuls im Vakuum 3354 m/s) als Vergleich aufgeführt (nur bei den Oberstufen mit Pumpenförderung). Deutlich ist wie das Konzept Nutzlast kostet. Das diese Einbuße immer größer wird je höher die Geschwindigkeit ist die zu erreichen ist, ist ebenfalls eine Folge. Das und nicht etwa die Unfähigkeit der Raumfahrtagenturen und Firmen die Jahrzehnte vor SpaceX Raketen gebaut haben, ist der wahre Grund warum man bisher nicht an die Wiederverwendung dachte. Der zweite wichtige Grund ist die Wirtschaftlichkeit, bis vor wenigen Jahren waren typische Produktionszahlen für Raketen im einstelligen bis niedrigen zweistelligen Bereich, sinkt die ab, weil man die Hauptstufe wiederverwendet so wird die Fertigung unwirtschaftlich.
Den Nutzlastabfall sehen wir auch bei den bekannten Beispielen. Die Falcon 9 kann 6,5 t ohne Wiederverwendung in den GTO befördern (hätte SpaceX sie nicht für die Wiederverwendung modifiziert sogar 8,3 t), so sind es aber real nur 5.5 t. Beim Starship sind es 100 t mit und satte 250 t ohne Wiederverwendung. (Alles SpaceX-Angaben, derzeit liegt das Starship noch unter 100 t Nutzlast).
Würde man diese Rakete in Real konstruieren so wäre dies nur die erste Iteration. Man würde nun daran gehen zu optimieren, also z.B. alle Druckvarianten, die ich anführte, durchrechnen und die beste nehmen. Ich habe mich ja nur für je eine Kombination entschieden. Daneben kann man den Schub variieren. Ein Beispiel: die druckgeförderte LH2 Oberstufe wiegt 17,8 t mit 100 kN Schub, die DEC Centaur 23,3 t mit 198,4 kN Schub. Eine SEC Centaur mit 99,2 kN Schub reicht nach meinen Rechnungen nicht aus, also irgendwo zwischen 17,8 und 23,2 t muss man den Schub verdoppeln. Bei einer neuen Rakete mit neuem Triebwerk könnte man das Triebwerk natürlich auf das Schuboptimum anpassen.
Das wesentliche ist aber: Die erste Stufe und damit ein Großteil der Produktionskosten der Rakete kann wiederverwendet werden. Nicht so elegant wie bei SpaceX aber man braucht auch kein Drohnenschiff, die ESA kam mit Tauchern und einem Schlepper für die EAP Bergung aus und weil die Rakete so robust ist muss man auch nicht so viel nach der Bergung inspizieren und wahrscheinlich auch weniger austauschen. Wir haben hier im Prinzip die gleiche Vorgehensweise wie bei den Shuttle SRB Boostern, die ja auch zum größten Teil wiederverwendet wurden. Lange vor SpaceX, aber heute weitestgehend vergessen.