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Im heutigen Teil will ich auf die Rakete eingehen und das Konzept (reine Druckförderung auf heute) transferieren. Das meiste basiert auf dem Dokument Contract NAS8‑2599 von Aerojet, die das Konzept ausarbeiteten. Es empfiehlt sich, das zu lesen; es ist 550 Seiten lang und sehr detailliert, allerdings auch etwas widersprüchlich, so z. B. was Brennzeiten angeht. Der Artikel schließt an den ersten Beitrag mit Antworten auf eine Frage von Vineyard an, in dem ihr auch erfahrt, was die Sea-Dragon war, wenn ihr wie ich vorher noch nie von ihr gehört habt.

Ich habe mich mit dem Konzept nun detaillierter beschäftigt und das ist ziemlich lang geworden. Noch bin ich nicht fertig, aber es werden mindestens drei sein. In einem ersten Teil geht es um eine Beschreibung der Sea Dragon. In einem zweiten dann eine Beurteilung des Konzepts und da es mich auf eine Idee gebracht hat in einem dritten um eine Übertragung des „Big Dumb Booster“ Konzepts wie diese Konzepte von rein druckgeförderten Raketen in den USA heißen auf heute, aber skaliert auf 4 m Durchmesser und dann in der Region wo es auch Nutzlasten und einen Markt gibt.

Die Rakete

Die Sea Dragon war im Entwurf eine zweistufige Rakete. Die erste Stufe arbeitete mit RP‑1/LOX, die zweite mit LH2/LOX. Beide Stufen hatten je ein Triebwerk. In der zweiten Stufe befanden sich noch vier Ullage‑Triebwerke. Sie waren für die Rollachsenlageregelung der ersten Stufe und die gesamte Lageregelung der zweiten Stufe zuständig. Sie schauten fix zur Achse um 90 Grad um den Kreis herum verteilt in einem schrägen Winkel. So etwas nutzte man z. B. auch bei der Atlas; wer frühe Atlas‑Starts mal angesehen hat, sieht diese kleinen seitlichen Flammen. Sie brannten dann auch noch bis zu 1.160 Sekunden länger, um den Orbit zu erreichen.

Alle kryogenen Tanks waren isoliert. In der ersten Stufe war der untere Tank, der komplett unter Wasser war, der RP‑1‑Tank. Das Mischungsverhältnis wurde durch den Tankdruck reguliert. In der ersten Stufe war das Triebwerk schwenkbar. Dazu wurde RP‑1 unter Druck aus dem Tank verwendet; mit dem Druck wurden Aktoren betrieben. Es hatte eine konventionelle Lavaldüse (Kegeldüse), nicht die moderne parabolische Form, welche die Baulänge reduziert. Das Triebwerk der zweiten Stufe war nicht schwenkbar, die Lageregelung übernahmen die vier Ullage‑Triebwerke.

Beide Stufen waren druckgefördert. Dafür benötigt man natürlich Druckgas. Die erste Stufe nutzte gasförmigen Sauerstoff, der durch einen Wärmetauscher am Triebwerk aus dem LOX gewonnen wurde und zurück in den Tank geleitet wurde. Das RP‑1 wurde durch einen eigenen Drucktank mit Methan druckbeaufschlagt. Er enthielt gasförmiges Methan, nicht verflüssigtes, was etwas Gewicht gespart hätte. In der zweiten Stufe erfolgte dies beim LH2‑Tank erneut durch einen Wärmetauscher, beim LOX‑Tank alleine durch den Verdampfungsdruck und den Druckverlust durch die Beschleunigungshöhe („acceleration head“). Den Startdruck lieferte eine Druckgasflasche.

Das für die Zeit Revolutionäre war die ausfahrbare Düse der zweiten Stufe. Praktisch eingesetzt wurde diese erst bei der Delta 3, die 35 Jahre nach dem Konzept erstmals flog. Damit konnte die Baulänge verkürzt werden und der Treibstoff effizienter genutzt werden. Anders als die der Delta war sie aber nicht eine vollständige kurze Düse, der eine Verlängerung übergestülpt wurde, sondern die Düse war vor dem Entfalten ein Zylinder, der durch Entfalten dann konisch wurde (siehe Abbildung) – auch hier eine einfache Konstruktion.

Ein Inertialsystem bildete die Grundlage der Steuerung. Zu dem Zeitpunkt des Entwurfs war auch dies fortschrittlich; viele Träger arbeiteten mit einer Radiolenkung, d. h. die Rakete wurde mit Radar verfolgt und ein Computer berechnete die Aktionen und funkte sie als Befehle zur Steuerung in der Rakete. Ich vermute, das war wegen der langen Brenndauer der Ullage‑Triebwerke nötig, denn nach 1.340 Sekunden war die Sea Dragon längst hinter dem Horizont des Startorts verschwunden; zudem hätte man Schiffe mit den entsprechenden Radaranlagen benötigt. Ein Librascope L‑90‑Computer (eingesetzt in der Lockheed C‑141, 8 K Worte, 28‑Bit‑Worte mit je zwei 14‑Bit‑Instruktionen) war vorgesehen. Ein Upgrade von der Transistorarchitektur zu IC hätte das Gewicht und den Stromverbrauch auf ein Drittel reduziert. Das spielte bei der großen Nutzlast aber keine Rolle. Um die Wiederverwendung auf die Spitze zu treiben war die gesamte Elektronik in einem Kommandomodul, das an Apollo angelehnt war untergebracht und dieses Modul sollte nach Absetzen der Nutzlast deorbitiert und dann wiederverwendet werden.

Die Spitzenbeschleunigung beträgt nach Dokument 4,21 g bei der ersten Stufe und 5,2 g bei der zweiten Stufe. Das waren für die damalige Zeit niedrige Spitzenbeschleunigungen. Die Atlas und Titan die für Mercury und Gemini genutzt wurden lagen darüber, erst bei der Saturn sank die Spitzenbeschleunigung unter 4,5 g. Diese lang arbeitenden Ullage-Triebwerke sind dafür verantwortlich. Denn sie verbrennen 300 t Treibstoff haben aber nur einen Schub von 20 t. So ist die Brennschlussmasse beim Abschalten des Haupttriebwerks der zweiten Stufe 300 t höher als ohne diese Lösung. Es gibt aber keine Hinweise auf einen bemannten Einsatz, wofür dies primär wichtig wäre.

Der Start

Es war vorgesehen, die Sea Dragon zuerst voll zu betanken und dann aufzurichten. Im Wasser würden die kryogenen Treibstoffe natürlich schneller verdampfen, aber da die Sea Dragon mit hohen Brennkammerdrücken arbeitet, war das erwünscht; so hatten die Tanks schon den Flugdruck, ohne dass Druckgas benötigt wurde. Ballast war notwendig, damit sie senkrecht im Wasser stand; der war unter der Düse angebracht und wurde nach Zündung abgetrennt. Ein aufblasbares Kissen, ähnlich wie bei Rettungsbooten, sorgte dafür, dass er an die Oberfläche stieg und erneut verwendet werden konnte. Eine Bergung war auch für die erste Stufe vorgesehen.

Die Rakete wäre aufgrund des hohen Schubs schnell mit 2,0 g gestartet (Standard bei mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Raketen sind 1,25 g). Die erste Stufe wäre schon nach 81 Sekunden ausgebrannt. Dies erfolgt in 38,1 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von ~1.770 m/s. Sie steigt dann bis auf 102 km Höhe. Dann wird eine konische Erweiterung entfaltet, welche die Aerodynamik verbessert und die Stufe abbremst. Diese ist optional; sie kann weggelassen werden, dann hat die Rakete eine um 9,5 t höhere Nutzlast. 200 Sekunden später (8 Minuten nach dem Start) landet die Stufe mit 91 m/s etwa 320 km vom Startplatz entfernt. Man rechnete damit, dass die Stufe zu 75 % unter Wasser liegt; dann würde der Restdruck weiteres Wasser vom Eindringen abhalten.

Die zweite Stufe brennt 260 Sekunden lang, dann wird das Haupttriebwerk abgeschaltet und die Ullage‑Triebwerke arbeiten noch weiter, bis nach 1.344 Sekunden ein 300 nmi (555 km) Orbit erreicht ist. Das System wurde von einem Massenverhältnis bei Stufentrennung von 1,92 zu 1 und einem Schub/Gewichtsverhältnis von 2:1 optimiert. Eine Analyse zeigt, dass die Verluste durch den Wasserstart nur 3 % gegenüber einem Landstart wären. Die Nutzlast wären ohne Optimierungen 498.000 kg in einen 555 km hohen Orbit gewesen. Das Servicemodul des Kommandomoduls hätte dann, wenn nötig, eine Kopplung mit schon gestarteten Teilen durchführen können. Danach wird das Kommandomodul deorbitiert worden.

Als Material wurde meist Aluminium 2014 T6 verwendet. Dieses Aluminium wird bei Trägern verwendet, aber selten; wenn, dann bei besonders beanspruchten Teilen wie Stufenadaptern, so bei der Saturn V, Ariane 1–4 und PSLV. Wo die thermische Beanspruchung hoch war, wurde Maraging Steel, rostfreier Stahl mit 18 % Nickelanteil, verwendet. Dieser Stahl ist hoch beanspruchbar und rostet nicht im Salzwasser, anders als der bei Raketen gebräuchlichere 301‑Stahl, der dafür bei tiefen Temperaturen (kryogene Flüssigkeiten) eine höhere Zugfestigkeit hat.

Typenblatt

Die Daten sind im Dokument etwas widersprüchlich, vor allem was Brennzeiten angeht. Hier die Angaben der ersten Seiten, ergänzt mit den spezifischen Impulsen weiter hinten im Dokument.

Stufe 1

Die erste Stufe hat 66 mm starke Tanks, innen isoliert mit einer 3,2 cm dicken Isolationsschicht. Das Mischungsverhältnis LOX/RP-1 beträgt 2,3 und wird ohne Ventile allein durch den Tankdruck reguliert. Das ist ein normales Mischungsverhältnis für LOX/Kerosin, die Falcon 9 hat das gleiche Verhältnis. Die Düse der ersten Stufe hat ein Flächenverhältnis von 5,1 zu 1 und einen Durchmesser von 12,67 m. Es ist nur ein Triebwerk, da der Schub des Triebwerks im Quadrat zum Durchmesser ansteigt, die Brennkammergröße aber in der dritten Potenz. Ein Cluster aus mehreren Brennkammern würde mit 28,65 m Durchmesser den Durchmesser der Rakete von 22,86 m deutlich überschreiten. Das Triebwerk ist um 3 Grad in zwei Achsen schwenkbar.

Der Brennkammerdruck beträgt anfangs 21 Bar und sinkt zum Brennende auf 14,5 Bar ab. Der LOX-Tank hat einen Druck von 13,91 Bar, der RP-1-Tank dagegen 26,2 Bar. Eigentlich könnte man LOX nicht gegen den höheren Brennkammerdruck einspritzen, aber man führt die 10 Leitungen von je 84 cm Durchmesser um den RP-1-Tank herum und dessen Wärme soll, durch Verdampfen eines Teils des LOX, den Druck steigern. Das Methan, das den RP-1-Druck aufbaut, hat einen Anfangsdruck von 30,8 Bar. Alleine dieses Methan-Druckgas wiegt 80,8 t. Da dieser nur etwas größer ist als der Tankdruck, ist auch klar, dass der Druck und damit auch der Brennkammerdruck sinkt, wenn sich der Tank entleert. Die Tankform ist ungewöhnlich. Es ist ein Integraltank mit zwei Zwischenböden (CH4/RP-1/LOX) und kegelförmigen Abschlüssen.

Die Zündung erfolgt wie bei vielen Trägern durch das Einspritzen der hypergolen Flüssigkeit TEA (Triethylaluminat). Die Wahl für LOX/RP-1 erfolgte, weil der untere Tank von Wasser umgeben ist. Kryogene Flüssigkeiten würden hier Probleme mit der Eisbildung verursachen. Gegenüber lagerfähigen Treibstoffen sprach der Preis: Diese kosteten 1963 pro Kilogramm beförderter Nutzlast 5 Dollar. Bei einer (geplanten) 100-maligen Wiederverwendung würde der Treibstoff mehr kosten als die Stufe pro Wiederverwendung.

Das Voll-/Brennschlussmassenverhältnis beträgt 9 zu 1, ohne Flüssigkeiten und Gase 9,6 zu 1. Zum Vergleich: große nicht druckgeförderte Stufen wie die Erststufen der Atlas und Saturn mit denselben Treibstoffen haben ein Verhältnis von 18 zu 1.

Zweite Stufe

Die zweite Stufe verwendet LOX/LH2. Das verwundert, denn das ist bis heute die Königsklasse bei den Treibstoffen. Weltweit gibt es nur wenige Raketen die diese Kombinationen verwenden und nur von staatliche Organisationen entwickelt wurden. Kein einziges der Dutzenden von Start-Ups wagt sich an diese Kombination heran. Aber wir schreiben 1963. Noch ist keine Rakete mit dieser Kombination jemals getestet worden. Das war also sehr fortschrittlich und passt nicht zu dem Image des „Big Dumb Boosters“. Da flüssiger Wasserstoff eine extrem niedrige Dichte von 68,4 g/liter hat sind die Tanks deren Masse vom Druck und nicht dem Gewicht des Inhalts bestimmt wird viel schwerer als bei der Kombination LOX/RP-1. (Heute rechnet man mit dem dreifachen Tankgewicht gegenüber LOX/RP-1. Der LH2-Tank wiegt z.B. 20 % des Inhalts. So arbeitet die Stufe mit einem geringeren Brennkammerdruck von 5,2 bar um das Tankgewicht zu begrenzen. Eine ausfahrbare Düse soll möglichst viel Energie aus dem Treibstoff herausholen, ohne den Stufenadapter als Totgewicht stark zu verlängern.

Auch für die damalige Zeit hoch war der Startschub. Er lag über 1 g. Normal waren damals für eine zweite Stufe 0,8 g. Der Grund war wohl wie bei der ersten Stufe die Minimierung der Aufstiegsverluste. Ein kleineres Triebwerk hätte zwar eine Düse mit einem höheren Expansionsverhältnis gehabt und so einen höheren spezifischen Impuls erreicht, aber in der Summe scheint die Verringerung der Gravitationsverluste mehr zu bringen: Die Sea Dragon braucht 1.400 m/s mehr als die Kreisbahngeschwindigkeit beträgt um einen Orbit zu erreichen. Typisch für zweistufige Raketen sind 1.800 m/s. Anders als bei der ersten Stufe bleibt der Schub konstant bis zum Brennende.

Das LOX/LH2 Verhältnis von 5 zu 1 entsprach anderen Triebwerken der Zeit. Heute wäre es höher. Die Tanks waren aus Aluminium 2014 T6 mit einer Wandstärke von 18,3 bis 20,3 mm mit einer Isolation von 38 mm beim LOX und 75 mm Stärke beim LH2 Tank.

Optimierungen

Es war möglich, die ausfahrbare Spitze und strukturelle Verstärkungen wegzulassen. Das würde die Nutzlast um 9,5 t erhöhen, was meiner Ansicht nach minimal ist, verglichen damit, dass man eine Stufe verliert.

Anstatt dass die zweite Stufe ihre Ullage-Triebwerke weiter betreibt, bis die Orbitalgeschwindigkeit erreicht ist, wäre es auch möglich, die Stufe nach Erreichen eines Übergangsorbits abzuschalten und im Apogäum für 4 Sekunden wieder zu zünden. Das hätte die Nutzlast von 498 auf 546 t erhöht.
Der Seestart dauert 8 Sekunden, in denen 1245 t Treibstoff verbraucht werden (aber auch die Rakete schon auf 20 m/s beschleunigt wird). Ein Start an Land würde die Nutzlast um 3 Prozent erhöhen (15 t bei der Nominalnutzlast).

Es wurde mit konservativen spezifischen Impulsen gerechnet. 1 % mehr waren wohl sicher erreichbar. Das wären 31.000 kg mehr Nutzlast bei der zweiten Stufe und 58.000 kg mehr bei der ersten Stufe. Zusammen also 89.000 kg. Als theoretische spezifische Impulse wurden 2550 m/s für die erste Stufe (Meereshöhe) berechnet, verwendet wurden für die Auslegung 2374 m/s. Bei der zweiten Stufe (Vakuum) sind es 4149 / 3971 m/s.