Autor: Bernd Leitenberger

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Die Sea Dragon (3)

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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“. (mehr …)

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Die Sea-Dragon (2)

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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. (mehr …)

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Die Sea Dragon (1)

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Ich bekam von Vineyard ein PDF, das weiter unten wiedergegeben ist, mit der Bitte um meine Meinung. Ich muss zugeben, von der Sea Dragon habe ich noch nie vorher gehört, aber ich habe mich inzwischen informiert und die Rakete sogar durchgerechnet. Darum wird es im zweiten Teil gehen. Im ersten Teil geht es um die Stellungnahme von Vineyard und meine Erwiderung.

Aber damit ihr wenigstens wisst, wovon die Rede ist: Die Sea Dragon war ein Aerojet-Entwurf einer Riesenrakete aus zwei Stufen und einer Kickstufe. Sie war nicht nur riesig (23 m Durchmesser, über 18.000 t schwer), sondern arbeitete trotz der Größe mit Druckförderung.

Stufe 1 (12.800 t) war eine LOX/Kerosinstufe, die nur 81 Sekunden lang brannte und schon vom Start weg mit 2 g beschleunigte. Stufe 2 (4.822 t) war eine LOX/LH2-Stufe, die 260 s brannte. Dann kam noch eine „Ullage“-Stufe mit 356 t Gewicht, die ziemlich lange (116 s lang) brannte. Sie sorgte für die Lageregelung und lieferte am Schluss noch Geschwindigkeit für den Orbit. Da diese Rakete so riesig ist, wären Startanlagen an Land sehr teuer geworden. So kam man auf die Idee, die Rakete aufs Meer zu schleppen, mit Ballast zu versehen, dass der untere Teil ins Wasser ragt, und so zu zünden. Die Nutzlast hätte 550 t in einen LEO betragen. In den Zeichnungen sieht man nur eine kleine Kommandokapsel auf der Rakete.

So nun erst mal Vineyards PDF, die Antworten findet ihr darunter: (mehr …)

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Nachlese 13-ter Teststart des Starships IFT-13

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Nach dem Startabbruch am 15.07.2026, bei dem vier Triebwerke nicht ansprangen, wurde bekannt, dass sechs Triebwerke Probleme mit ihren LOX-Turbopumpen hatten und ihre Parameter außerhalb der Toleranz waren. Die Drehrate beim Hochlaufen war „off-nominal“. Lediglich zwei der sechs Triebwerke wurden danach ausgetauscht. Die Ursache soll Feuchtigkeit aus früheren Operationen sein, die durch die kryogenen Flüssigkeiten (die Triebwerke werden vor dem Start gekühlt, um die Hitzebelastung zu reduzieren) gefror. Einige Turbopumpen hatten danach eine zu niedrige Drehzahl oder liefen gar nicht hoch. Die Turbopumpen wurden überprüft und ein Triebwerk bei McGregor auch gezündet. Wie in der Übertragung vor dem Start bekannt wurde, wurde schon am 16.3.2026 bei einem Test mit 10 Triebwerken dieser abgebrochen. Es gab dabei einen Bruch im Flammenabweiser der 2,46 Millionen Liter pro Minute freisetzt. Die V3 soll 18 Millionen Pfund Schubkraft haben und 65.000 Pfund Treibstoff pro Sekunde umsetzen, das entspricht 80010 kN Schub, einem spezifischen Impuls von 2716 m/s und bei 3650 t Treibstoff einer Brennzeit von 123 Sekunden bei vollem Schub. Reklamiert werden für Raptor 3 aber 82170 kN Startschub. Wie bei den Raptoren 2 scheinen sie also noch nicht mit voller Leistung zu laufen. Vor dem Start war das Starship mit 98,2 % CH4 und 98,9 % LOX betankt, bei der letzten Anzeige -5 Minuten vor dem Start die SuperHeavy aber nur zu 92 %. Man erfuhr weiterhin das es nun eine Abschaltregel gibt: maximal zwei Triebwerke dürfen nicht zünden, beim ersten Teststart IFT-1 fielen schon vorher mehr aus und er endete katastrophal. (mehr …)

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