{"id":12055,"date":"2016-10-16T16:36:38","date_gmt":"2016-10-16T14:36:38","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=12055"},"modified":"2016-10-16T16:36:38","modified_gmt":"2016-10-16T14:36:38","slug":"raketen-fuer-stratolaunch","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2016\/10\/16\/raketen-fuer-stratolaunch\/","title":{"rendered":"Raketen für Stratolaunch"},"content":{"rendered":"

In meiner allseits beliebten Rubrik \u201eWir wissen es besser\u201c will ich mal heute ausloten, was man mit dem Trägerflugzeug von Stratolaunch starten könnte.<\/p>\n

Dabei habe ich mich auf die Möglichkeiten von Orbital beschränkt, denn die Firma ist ja Vertragspartner von Stratolaunch.<\/p>\n

Die erste Frage ist: Wie schwer kann die Rakete sein?<\/h3>\n

Von offizieller Seite gibt es dazu keine Angaben, doch es kann eine fundierte Schätzung abgegeben werden. Der erste Kontrakt erfolgte mit SpaceX die eine angepasste Version der Falcon 9 bauen wollten, mit nur fünf Triebwerken in der ersten Stufe. Die Merlin 1C hatten damals 342 kN Bodenschub. Im Vakuum steigt er auf 420 kN. Eine Falcon V mit nur 5 Merlin 1C hatte bei SpaceX eine Startmasse von 154,5 t und eine Nutzlast von 4,1 t. Später wurde das Projekt eingestellt.<\/p>\n

Die Rakete für Stratolaunch muss etwas größer sein, denn die Nutzlast ist um rund 50% höher als bei Falcon V. 25% wäre aber zu erwarten, wenn die Falcon V in der Höhe gestartet wird (angekommene 400 m\/s Einsparung in der Geschwindigkeit). Da die Merlin !C im Vakuum 420 kN Schub haben und die Rakete in 11 km Höhe schon bei stark reduziertem Umgebungsdruck startet, kann die Rakete auch schwerer sein 20% mehr Masse, also rund 190 t Startmasse wären so möglich. Dies passt dann auch zur damals publizierten Nutzlast von 6 t in den LEO.<\/p>\n

Der erste Ansatz ist es, zuerst mal die schon bekannten Träger von Orbital einzusetzen. Im Folgenden bin ich von konservativen 400 m\/s einsparten Geschwindigkeit ausgegangen (250 m\/s Startgeschwindigkeit und 150 m\/s eingesparte Verluste beim Luftwiderstand und der Steuerung). In der Realität ist durch den höheren spezifischen Impuls der Erststufentriebwerke in der Höhe noch etwas mehr drin, die Pegasus hat fast 600 m\/s weniger Geschwindigkeitsbedarf als ähnliche Raketen.<\/p>\n

 <\/p>\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Träger<\/th>\nNutzlast 7800 m\/s<\/th>\nNutzlast 7400 m\/s<\/th>\n<\/tr>\n
\n

Arpa Taurus*<\/p>\n<\/th>\n

\n

1218,8 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1487,6 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Minotaur 6<\/p>\n<\/th>\n

\n

3116,8 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

3736,0 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Minotaur I<\/p>\n<\/th>\n

\n

579,4 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

724,2 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Minotaur IV<\/p>\n<\/th>\n

\n

1733,4 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

2091,6 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Minotaur V<\/p>\n<\/th>\n

\n

1983,2 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

2396,9 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Minotaur V Star 37FM<\/p>\n<\/th>\n

\n

1845,4 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

2213,1 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Pegasus*<\/p>\n<\/th>\n

\n

374,5 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

479,1 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Pegasus HAPS*<\/p>\n<\/th>\n

\n

360,6 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

582,8 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Pegasus XL<\/p>\n<\/th>\n

\n

459,5 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

557,4 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Pegasus XL HAPS<\/p>\n<\/th>\n

\n

440,5 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

458,4 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Taurus 2210*<\/p>\n<\/th>\n

\n

1398,7 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1684,3 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Taurus 3110<\/p>\n<\/th>\n

\n

1398,8 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1671,9 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Taurus 3113<\/p>\n<\/th>\n

\n

1665,6 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1977,1 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Taurus 3210<\/p>\n<\/th>\n

\n

1273,8 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1542,8 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

*: Rakete wird nicht mehr eingesetzt.<\/p>\n

Je weniger Stufen eine Rakete hat desto größer ist der Gewinn. 20% sind im Mittel drin. Das entspricht ungefähr dem Unterschied zwischen einem SSO und einem LEO mit niedrigem Breitengrad.<\/p>\n

Alle Träger sind Feststoffraketen und damit unproblematisch im Handling. Die Minotaur 6 ist mit 133,6 t Startmasse die schwerste Rakete, aber immer noch leicht genug.<\/p>\n

Die Antares im Einsatz für Stratolaunch<\/h3>\n

Die Antares als nächstgrößere Rakete von Orbital ist dagegen zu schwer. Sie wiegt 290 t beim Start. Um die maximal 190 t Startmasse für das Trägerflugzeug zu erhalten, gibt es zwei Möglichkeiten: In der ersten Stufe Treibstoff wegladen oder eines der beiden Triebwerke ausbauen und die Tanks verkürzen. Ich habe beide mal durchgerechnet und komme auf 4.700 bzw. 5.900 kg Nutzlast. Die Offloading Variante ist ungünstiger, weil die Leermasse konstant beliebt. 9.500 kg mehr Leermasse in der ersten Stufe schlagen sich aber in rund 2.000 kg weniger Nutzlast nieder. Zudem erhält man eine sehr kurze Brennzeit für die erste Stufe, was eine Freiflugphase nötig macht. Da man auch zwei Triebwerke pro Flug verliert, ist diese Option auch finanziell ungünstig.<\/p>\n

Da man RL-10 Triebwerke einsetzen will (Stratolaunch hat 12 Stück bestellt) bietet es sich an, dann noch eine verkürzte Antares mit einer DEC-Centaur als Oberstufe zu modellieren. Die Centaur ist die einzige Stufe die zwei RL-10 Triebwerke einsetzen kann, bei der Delta DCSS geht das wegen der großen Düse des RL-10B nicht. Zwei Triebwerke sind aber von Stratolaunch eingeplant. Eine solche Version würde über 11 t in den LEO und 4,8 t in den GTO transportieren. Das wäre eine Rakete, die dann auch im GTO-Geschäft mitspielen könnte, zumal Stratolaunch diese vom Äquator aus starten könnte, damit würde der Inklinationsnachteil der anderen US-Anbieter wegfallen. Da bringt zudem weitere 200 kg Nutzlast.<\/p>\n

Diese Option wäre in der Tat attraktiv. Für mich unverständlich ist, warum Orbital nicht bei der normalen Antares diese Option in Betracht gezogen hat, denn die käme so sogar auf 13,2 t LEO-Nutzlast und dann über 5 t in den GTO, womit die Firma auch in dem Markt für geostationäre Starts gut aufgestellt wäre. Eine Abneigung gegen fremde Komponenten kann es ja nicht sein, denn die RD-181 kommen ja auch von Energomasch.<\/p>\n

Daten<\/h3>\n

Hier noch die Daten der modifizierten Raketen. Die Datenblätter der anderen findet ihr auf der Webseite.<\/p>\n

Rakete: Antares 230 Offloading<\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

191410<\/p>\n<\/td>\n

\n

3423<\/p>\n<\/td>\n

\n

972<\/p>\n<\/td>\n

\n

7800<\/p>\n<\/td>\n

\n

1400<\/p>\n<\/td>\n

\n

1,79 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

160715<\/p>\n<\/td>\n

\n

18715<\/p>\n<\/td>\n

\n

3315<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

26300<\/p>\n<\/td>\n

\n

2180<\/p>\n<\/td>\n

\n

2823<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rakete: Antares 230 verkürzt<\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil<\/th>\n<\/tr>\n
\n

192741<\/p>\n<\/td>\n

\n

4754<\/p>\n<\/td>\n

\n

972<\/p>\n<\/td>\n

\n

7800<\/p>\n<\/td>\n

\n

1529<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,47 %<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

1<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

160715<\/p>\n<\/td>\n

\n

9400<\/p>\n<\/td>\n

\n

3315<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

2<\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n\n

26300<\/p>\n<\/td>\n

\n

2180<\/p>\n<\/td>\n

\n

2823<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

\"\"\/<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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