{"id":14257,"date":"2019-08-28T19:42:06","date_gmt":"2019-08-28T17:42:06","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=14257"},"modified":"2019-08-28T19:42:06","modified_gmt":"2019-08-28T17:42:06","slug":"die-rekonstruktion-der-vulcan","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/08\/28\/die-rekonstruktion-der-vulcan\/","title":{"rendered":"Die Rekonstruktion der Vulcan"},"content":{"rendered":"

Die für mich in den letzten 10 Jahren übelste \u201eNeuerung\u201c in der Raumfahrt ist, dass man praktisch keine fundierten Informationen mal bekommt. Ich mache es mal an der Entwicklung von Ariane 1 bis 6 fest. Für Ariane 1 gab es noch eine ganze Ausgabe des ESA Bulletins, die sich in verschiedenen Artikeln mit den Stufen und Entwicklung beschäftigte. Bei Ariane 5 waren es noch eisige Artikel zur Konzeption, ELA3 und dem Evolution Programm und bei Ariane 6 \u2013 zumindest, was die technische Seite angeht, absolute Fehlanzeige. Das dies kein Einzelfall ist, zeigt die Vulcan Centaur mit der ich mich heute beschäftige. Man könnte aber auch zahlreiche andere Träger anführen \u2013 New Glenn, LauncherOne, H-III, GSLV überall dasselbe Problem.\"\"\/<\/p>\n

Auf den heutigen Artikel komme ich, weil ich sowohl für die nächste Ausgabe der US-Trägerraketen, wie auch das Web meinen Artikel über die Vulcan – die nach einer Designänderung nun Vulcan Centaur heißt, anpassen will.<\/p>\n

Inzwischen bin ich auch in der glücklichen Lage Aufstiegsbahnen durchzurechnen und damit festzustellen, ob die Modellierung auch stimmt. Vorher konnte ich nur die Endgeschwindigkeit berechnen. Aber nicht, ob dies Endgeschwindigkeit auch dem Orbit entspricht oder ob dieser überhaupt erreicht wurde. Das ist bei Oberstufen mit schwachem Schub nicht unbedingt bei LEO Bahnen selbstverständlich so braucht man für die Starts des Dreamchasers z.B. die DEC Centaur.<\/p>\n

Für die Vulcain Centaur fehlen diese Daten zum größten Teil. Ich schreibe mal, was ich mit Sicherheit an Massen und Impulsen fand:<\/p>\n

Seitens der Booster ist es eindeutig. Es gibt ein Datenblatt von Aerojet. Das enthält zwar nicht den spezifischen Impuls, doch bei dem kann man auf die Daten anderer moderner Antriebe wie dem P80 oder P120 zurückgreifen und bei den Boostern ist die Variation gering und nicht so von Bedeutung.<\/p>\n

Ebenso gibt es ein Datenblatt von Aerojet für das RL10C-1-1 Triebwerk.<\/p>\n

Vom BE-4 sind dagegen nur Schub und Brennkammerdruck bekannt<\/p>\n

Was es nicht gibt und was essenziell ist, sind die Stufenmassen und der spezifische Impuls des BE-4<\/p>\n

Im PDF von Rumme fand ich immerhin die Angabe der Treibstoffzuladung der Centaur. Doch dazu später mehr.<\/p>\n

Zuerst habe ich auf dem Querschneittsdiagramm in diesem Dokument die Tanks ausgemessen, das Volumen berechnet und anhand der bekannten Dichten der Treibstoffe die Treibstoffzuladung berechnet. Im Folgenden übrigens immer nach unten gerundet, in Wirklichkeit also eher höher. So bin ich auch nur von einem Innendurchmesser von 5,3 m ausgegangen, habe also je Wand 5 cm für Wand und Isolierung gelassen. In den LOX-Tank der ersten Stufe passen 322 t Treibstoff, in den Methantank 99 t. Das ist ein niedriges Mischungsverhältnis, doch ich fand es bestätigt in diesem Dokument<\/a>:<\/p>\n

\u201eA single BE-4 engine consumes approximately 150,000 pounds (68,038 kilograms) of LNG and 500,000 pounds (226,796 kilograms) of LO2. \u201e<\/p>\n

Wenn man aber weiter ob in derselben Seite von 450 t Startmasse liest, dann passt zwar das Verhältnis von 3,33 zu 1 zu den ermittelten Werten, aber nicht die Masse des Treibstoffs. Denn 68+226 t pro Triebwerk wären bei zwei Triebwerken schon 588 t, mithin mehr als die 450 t die die Rakete beim Start wiegen sollte \u2013 und das halte ich für einen hohen Wert, denn die beiden BE-4 liefern ja nur 480 t Schub. Üblich ist eine Startbeschleunigung von 1,25 g, das heißt eine Startmasse von maximal 391 t. Das ist der erste Widerspruch. Immerhin, mit dem Mischungsverhältnis, das ich sowohl nach Tankausmessen wie in dem Dokument fand, kann man den spezifischen Impuls des BE-4 mit CEA2 berechnen. Ich habe als Düsenmündungsdruck 0,4 Bar angegeben. Das ist ein üblicher Wert für Triebwerke die auf Meereshöhe arbeiten. Man erhält als Mittel aus gefrorenem und freien Gleichgewicht einen spezifischen Impuls von 3305 m\/s auf Meereshöhe und 3477 m\/s im Vakuum. Das Flächenverhältnis würde dann 28,7 betragen und der Vakuumschub 2.528 kN.<\/p>\n

Für die Festlegung der Leermasse der Erststufe kann man auf zahlreiche US-Stufen mit ähnlichen Treibstoffen als Vergleich zurückblicken. Atlas, Titan und Saturn Erststufen, inklusive der Atlas V hatten Strukturfaktoren von 17 bis 18. Mit Hauptstromtriebwerken, Integraltanks sollte man noch auf einen höheren Wert kommen, doch ich habe den Faktor von 17 als konservativem Wert genommen und angesichts maximal 421 t Treibstoff kommt man so zu einer Trockenmasse von 26,3 t.<\/p>\n

Dasselbe habe ich mit dem Centaurtank gemacht, wobei ich hier die mittlere Dichte der Mischung nahm, da es sonst zu diffizil ist. Hier kam ich auf 44 t Treibstoff. In Rummes Dokument<\/a> stehen aber 120 klb Treibstoff, also 54,4 t. Wie das? Nun als ich das Dokument ausdruckte und es mit meinem verglich, stellte ich fest, dass diese Centaur länger ist. Ich kam beim Ausmessen \u201emeines Dokumentes\u201c auf 8,6 m. In \u201eRummes Dokument\u201c steht auch die Länge: 11,6 m. Interessanterweise gilt das aber nur für die Centaur. Bei den Tanks der Erststufe komme ich auf dasselbe Volumen, (im Rahmen der Messgenauigkeit).<\/p>\n

Die Schnittbilder zeigen nur zwei RL10, doch eine Explosionszeichnung zeigt vier RL10. Anders wäre diese schwere Stufe auch nicht transportierbar. Für die Centaur kann man, da die Technologie sich nicht ändert, die Massen der DEC-Centaur als Basis nehmen. Sie hat mit 21 t Treibstoff und zwei Triebwerken eher ein ungünstigeres Massenverhältnis als diese mit 54 t Treibstoff und vier Triebwerken. Man kommt so für die 11,6 m lange Centaur auf 60,8 t Start und 6,4 t Trockenmasse. Die verlängerte Version, für die Heavy Variante sollte, dann bei 76 \/ 7,6 t liegen.<\/p>\n

Gerechnet mit vier RL-10<\/h3>\n

Ich habe erst spät bemerkt, dass es zwei verschiedene Expulsionszeichnungen der Vulcan gibt. Auf diesem<\/a> sieht man vier RL10. Die Rakete mit der Dream Chaser hat dagegen nur zwei<\/a>. Ich wollte die folgende Passage die immerhin einige Stunden probieren und Modellieren verschlang, nicht in den Müll kippen und habe sie gelassen. Man kann aber davon ausgehen das nur die Centaur Heavy vier Triebwerke hat. Ich hoffe nur das die 8,6 m Variante die ich in einem Dokument fand nicht auch noch existiert, denn dann gäbe es drei Versionen mit 8,6, 11,7 und 13,6 m Länge und 43, 54,4 und 69,4 t Treibstoffzuladung.<\/p>\n

Damit kann man die Rakete modellieren. Nun beginnen aber die Schwierigkeiten. Voll betankt kann die Rakete nicht abheben. Ich habe also zuerst mal bei der kleinsten Variante Treibstoff in der ersten Stufe weggelassen, bis sie mit maximaler Nutzlast (für einen LEO) auf 450 t Startmasse kommt. Diese Startmasse wird ja im USAF Dokument genannt. Doch selbst dann kommt sie nach meiner Modellierung auf 9,1 t in den GTO nicht 7,6 t. Gut meine Aufstiegssimulation arbeitet mit vereinfachten Modellen und liefert immer 1-3 % mehr Nutzlast als real, aber hier sind es fast 20 %. Ein Rätsel ist auch die geringe GEO-Nutzlast von nur 2,1 t bei der kleinsten Variante. Wenn ich eine Simulation laufen lasse, komme ich selbst bei 7,6 t in den GTO auf eine höhere Nutzlast. Die Oberstufe müsste trocken rund 8,9 t wiegen, um auf eine so niedrige GEO-Nutzlast zu kommen, dann ist sie aber wiederum zu schwer für die GTO-Nutzlast von 7,6 t.<\/p>\n

Also ging ich einen anderen Weg. Ich habe bei der ersten Stufe noch mehr Treibstoff weggelassen, bis die GTO-Nutzlast stimmte. Bei 310 t Erststufenmasse kommt man auf die GTO-Nutzlast und eine \u201enormale\u201c Startbeschleunigung von 12,5 m\/s. Mit 2,3 t GEO-Nutzlast passt diese Version recht gut. Dann habe ich es mit der LEO-Nutzlast probiert und es passt auch \u2013 hier komischerweise ist die Nutzlast etwas zu gering (rund 500 kg, das sind bei 17,8 t aber kein Ding).<\/p>\n

Nun zu den Versionen mit Boostern. Es ist ja nur die Nutzlast der Variante mit sechs Boostern bekannt. Doch hier dasselbe Problem \u2013 nun könnte man die Stufe ja voll befüllen. Nehme ich 320 \/ 96 t Treibstoff an, so beträgt die Startmasse der ersten Stufe 442,3 t anstatt 310 t. Das Treibstoff bei der Basisversion weggelassen wird sehe ich als beweisen an, den im USAF-Dokument wird die Startmasse mit 450 bis 860 t angegeben. Addiert man zu 450 t aber 6 x 54,4 t – so viel wiegt ein Booster – so kommt man auf 776,4 t und nicht 860 t. Selbst mit einer schwereren Nutzlast und verlängerten Centaur kann man die rund 80 t Unterschied nicht erklären \u2013 es würde aber passen wenn es, wie bei der Ariane 4 bei den Versionen ohne oder nur mit zwei Boostern einfach Treibstoff weggelassen wurde.<\/p>\n

Doch erneut dasselbe Problem. Mit einer so voll gefüllten Erststufe sollten es anstatt 13,7 t in den GTO 19,8 t sein. Bei der verlängerten Centaur ist nach meinen Berechnungen die Nutzlast für GTO-Bahnen nicht höher, sondern kleiner (19,1 t). Das liegt daran, dass sie nun für den Schub schon wieder zu schwer ist. Interessanterweise stimmt aber die LEO-Nutzlast eher, aber auch hier ist sie um 2 t zu hoch. Bei der nicht verlängerten Centaur gibt es auch hier das Problem, das diese nach meinen Berechnungen mit 37 t eine höhere Nutzlast als die Vulcan Centaur Heavy hat.<\/p>\n

Nun dachte ich, \u201eokay vielleicht beziehen sich die 120 klb Treibstoff auf die verlängerte Variante\u201c. Doch alleine der zylindrische Teil des Integraltanks fast nach dem Diagramm 70,8 t Treibstoff und da dann kommen noch die beiden heimsphärischen \/ konischen Tankabschlüsse als Volumen hinzu. Tanks werden zwar nie zu 100 % befüllt, aber zu 98+ %. Das man einen Tank baut der 70+ Treibstoff aufnimmt und ihn nur mit 54 t befüllt halte ich für nicht glaubwürdig.<\/p>\n

Natürlich könnte ich nun an der Startstufe drehen und auch hier Treibstoff weglassen. Nur macht das ebenfalls keinen Sinn, denn deren Tanks sollten ja auf die maximale Treibstoffmenge ausgelegt sein und die hat man eben bei den Versionen mit sechs Boostern. Das Volumen der Erststufentanks ist zudem bei zwei Diagrammen in verschiedenen Dokumenten das gleiche.<\/p>\n

Für meine Simulation spricht, dass die GTO-Variante der Vulcan Centaur (ohne Booster) die höchste Beschleunigung aufweist: knapp 61 m\/s bei Brennschluss der ersten Stufe. Viel höher darf sie nicht sein, 6 g werden von heutigen Trägern selten erreicht. Üblicherweise bleibt man bei 5 bis 5,5 g. Bei der maximalen LEO-Nutzlast sinkt das auf 52,4 m\/s oder 5,3 g ab. Da das BE-4 im Schub regelbar ist wird man es bei der kleinsten variante wahrscheinlich einfach im Schub leicht senken. Viel muss es nicht sein, eine Reduktion auf 80 bis 85 % reicht.<\/p>\n

Fazit (für vier RL10)<\/p>\n

Ich denke die Modellierung der kleinsten Variante ist richtig. Bei den größeren Versionen mit den Boostern gibt es starke Diskrepanzen in der Nutzlast und eine verlängerte Centaur macht nach meinen Rechnungen keinen Sinn.<\/p>\n

<\/h4>\n

Rakete: Vulcan Centaur Heavy<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

861.240<\/p>\n<\/td>\n

\n

19.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

10.279<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.663<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,21<\/p>\n<\/td>\n

\n

180,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

185,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

35790,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

12.682<\/p>\n<\/td>\n

\n

28<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.540<\/p>\n<\/td>\n

\n

270<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

5<\/p>\n<\/td>\n

\n

10<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

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

\n

6<\/p>\n<\/td>\n

\n

53.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

5.600<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.720<\/p>\n<\/td>\n

\n

1313,6<\/p>\n<\/td>\n

\n

1383,1<\/p>\n<\/td>\n

\n

94,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

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

\n

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

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442.300<\/p>\n<\/td>\n

\n

26.300<\/p>\n<\/td>\n

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3.477<\/p>\n<\/td>\n

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4800,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

5050,0<\/p>\n<\/td>\n

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286,42<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

\n

76.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.600<\/p>\n<\/td>\n

\n

4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

424,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

424,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

718,04<\/p>\n<\/td>\n

\n

290,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Vulcan Centaur Heavy LEO<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

872.540<\/p>\n<\/td>\n

\n

30.300<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.833<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.779<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,47<\/p>\n<\/td>\n

\n

180,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

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90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
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\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
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12.682<\/p>\n<\/td>\n

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28<\/p>\n<\/td>\n

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90<\/p>\n<\/td>\n

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3.540<\/p>\n<\/td>\n

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270<\/p>\n<\/td>\n

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90<\/p>\n<\/td>\n

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5<\/p>\n<\/td>\n

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10<\/p>\n<\/td>\n

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

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
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\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
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1<\/p>\n<\/td>\n

\n

6<\/p>\n<\/td>\n

\n

53.400<\/p>\n<\/td>\n

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5.600<\/p>\n<\/td>\n

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2.720<\/p>\n<\/td>\n

\n

1313,6<\/p>\n<\/td>\n

\n

1383,1<\/p>\n<\/td>\n

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94,00<\/p>\n<\/td>\n

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0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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

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26.300<\/p>\n<\/td>\n

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4800,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

5050,0<\/p>\n<\/td>\n

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0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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

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76.000<\/p>\n<\/td>\n

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7.600<\/p>\n<\/td>\n

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4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

424,0<\/p>\n<\/td>\n

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424,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

718,04<\/p>\n<\/td>\n

\n

290,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

.. und nun mit zwei RL10<\/h3>\n

Nun nochmals für die Versionen ohne Heavy Centaur die Modellierung mit nur zwei RL10. Und da beginnen die Probleme. Die Brennzeit der Stufe liegt wegen der halbierten Triebwerkszahl nun bei über 1100 s. Das Problem, während einer so langen Brennzeit erreicht die Stufe keinen Orbit, sie taucht vorher in die Atmosphäre ein, und das schon bei der vergleichsweise kleinen GTO-Nutzlast. Das gilt vor allem für die kleinste Variante. Natürlich gibt es Raketen mit Stufen langer Beerenzeit wie die Delta 4 oder Ariane 5. Doch bei denen mit ihren LOX\/LH2 Zentralstufen findet die Abtrennung bei hoher Geschwindigkeit statt, die Stufe ha nach wenigen Minuten dann die Orbitalgeschwindigkeit erreicht und von nun an ist die Brenndauer unwichtig. Bei einem GTO Start findet bei der Delta 4M (ohne Booster) die Trennung bei 5,1 km\/s statt, bei der Ariane 5 ECA sind etwa 7,5 km\/s und selbst bei der kleinsten Version der Atlas (401) sind es 5,4 km\/s. Hier sind es bei der Basisversion nur 3,8 km\/s und das langt dann nicht mehr bei nur zwei Triebwerken, um einen stabilen Orbit zu erreichen. Erst mit einer Reduktion der Nutzlast auf 2,7 t erhalte ich eine GTO-Bahn. Dabei muss um das Abfallen zu kompensieren die Rakete zwischendurch eine Spitzenhöhe von 448 km erreichen. LEO-Nutzlasten sind dann erst recht nicht möglich.<\/p>\n

Auch hier ist die Lösung das Weglassen von Treibstoff. Reduziert man die Treibstoffmenge der Centaur um 20 t (Startmasse 40,8 t) und erhöht man die Startmasse der ersten Stufe um diese 20 t bis auf die 450 t Gesamtmasse, die im USAF-Dokument stehen, dann kommt man in der Tat auf 7 t wenn auch keine 7,6 t GTO-Nutzlast. Das gilt dann auch für eine LEO Mission. Die kleinen Differenzen können auf leichte Gewichtsunterschiede zwischen meinen Annahmen und den \u201eechten\u201c Stufen beruhen. Unter diesem Gesichtspunkt wäre dann die nur 8,6 m lange Centaur mit 43 t Treibstoff vielleicht sogar eine in der Praxis eingesetzte Option, es gäbe also drei Centaur Varianten.<\/p>\n

Bei den Versionen mit 6 Boostern sieht es entspannter aus. Ohne Off-Loading der Centaur komme ich sogar auf eine etwa höhere GTO-Nutzlast und auch auf die LEO-Nutzlast. Das liegt daran das die Booster die Trenngeschwindigkeit deutlich anheben. Da die Heavy Variante immer vier RL10 einsetzt ist ihre Modellierung schon oben durchgerechnet worden.<\/p>\n

 <\/p>\n

Rakete: Vulcan 6 Centaur<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

840.740<\/p>\n<\/td>\n

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13.700<\/p>\n<\/td>\n

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10.279<\/p>\n<\/td>\n

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1,63<\/p>\n<\/td>\n

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180,00<\/p>\n<\/td>\n

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185,00<\/p>\n<\/td>\n

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35790,00<\/p>\n<\/td>\n

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90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
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12.682<\/p>\n<\/td>\n

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28<\/p>\n<\/td>\n

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3.540<\/p>\n<\/td>\n

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260<\/p>\n<\/td>\n

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90<\/p>\n<\/td>\n

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10<\/p>\n<\/td>\n

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Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
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1<\/p>\n<\/td>\n

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6<\/p>\n<\/td>\n

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

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4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

1142,14<\/p>\n<\/td>\n

\n

290,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Vulcan 6 Centaur LEO<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

854.440<\/p>\n<\/td>\n

\n

27.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.833<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.879<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,21<\/p>\n<\/td>\n

\n

180,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

12.682<\/p>\n<\/td>\n

\n

28<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.540<\/p>\n<\/td>\n

\n

200<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

5<\/p>\n<\/td>\n

\n

10<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

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

\n

6<\/p>\n<\/td>\n

\n

53.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

5.600<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.720<\/p>\n<\/td>\n

\n

1313,6<\/p>\n<\/td>\n

\n

1383,1<\/p>\n<\/td>\n

\n

94,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

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

\n

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

\n

442.300<\/p>\n<\/td>\n

\n

26.300<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.477<\/p>\n<\/td>\n

\n

4800,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

5050,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

286,42<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

3<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

\n

60.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

6.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

1142,10<\/p>\n<\/td>\n

\n

287,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Vulcan Centaur<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

450.340<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

10.279<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.552<\/p>\n<\/td>\n

\n

1,55<\/p>\n<\/td>\n

\n

180,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

185,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

35790,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

4.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

28<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.540<\/p>\n<\/td>\n

\n

290<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

5<\/p>\n<\/td>\n

\n

10<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

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

\n

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

\n

400.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

26.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.477<\/p>\n<\/td>\n

\n

4800,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

5050,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

257,50<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

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

\n

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

\n

40.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

6.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

212,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

722,24<\/p>\n<\/td>\n

\n

258,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rakete: Vulcan Centaur LEO<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

391.140<\/p>\n<\/td>\n

\n

17.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.833<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.903<\/p>\n<\/td>\n

\n

4,55<\/p>\n<\/td>\n

\n

180,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n

\n

90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

4.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

28<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.540<\/p>\n<\/td>\n

\n

220<\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/p>\n<\/td>\n

\n

5<\/p>\n<\/td>\n

\n

10<\/p>\n<\/td>\n

\n

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

Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
\n

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

\n

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

\n

310.000<\/p>\n<\/td>\n

\n

26.300<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.477<\/p>\n<\/td>\n

\n

4800,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

5050,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

195,33<\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

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

\n

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

\n

60.800<\/p>\n<\/td>\n

\n

6.400<\/p>\n<\/td>\n

\n

4.451<\/p>\n<\/td>\n

\n

424,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

424,0<\/p>\n<\/td>\n

\n

571,07<\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rätsel<\/h3>\n

Es bleiben dennoch einige Fragen offen:<\/p>\n

    \n
  • warum passen die Startmassenangaben im USAF Dokument (450 \/ 860 t) nicht zu dem Treibstoffverbrauch der BE-4?<\/li>\n
  • wenn es maximal 860 t sind, passen die Tanks der Erststufe. Dann würde man bei der kleinsten Version rund 80 t Treibstoff (von 418-419 t Gesamttreibstoff) weglassen.<\/li>\n
  • wenn es eine verlängerte Centaur mit vier RL-10 gibt, warum hat man die kleinere Centaur mit zwei Triebwerken nicht auf die kleinste Version (ohne Booster) ausgelegt, so muss man ein Drittel des Treibstoffs weglassen, was rund 1,5 t Trockenmasse bei der Stufe entspricht.<\/li>\n
  • Alternativ gibt es tatsächlich drei Centaur Versionen, doch dann wäre meiner Ansicht nach die mittlere mit 54 t Treibstoff aber nur zwei Triebwerken überflüssig.<\/li>\n<\/ul>\n

    Mein Gegenentwurf<\/h3>\n

    Ich habe mir mal überlegt, wie ich die Vulcan mit den gleichen Triebwerken konstruieren würde. Es gibt zwei Ansätze. Man kann zuerst mal davon ausgehen, das die Centaur die, für die Atlas D in den Sechzigern konstruiert wurde, ideal auf diese ausgelegt war. Alle folgenden Anpassungen hatten dann immer einige Randbedingungen zu beachten und sind nicht sehr gut als Vergleich. Die Atlas Centaur hatte eine Atlas von 128 t Startmasse, eine Centaur von 16 t, das ist das Verhältnis 1:8 also sollte bei der kleinsten Version der Vulcan mit 400 t Startmasse die Oberstufe rund 45 t wiegen, die erste dann 355 t. Da der Schub von zwei RL10C aber gering ist, vergleichen mit dem den die Centaur D hatte (133 kN bei 16 t Masse versus 212 kN bei 45 t Masse) würde ich eher Richtung 40 t Masse für die Centaur gehen.<\/p>\n

    Der zweite Ansatz ist es die höchste Nutzlast bei gegebenem Strukturfaktor (17 und 9,5) und spezifischen Impuls (3477 und 4451 m\/s) zu finden, da erhält man für eine GTO-Bahn dann 350 t und 50 t. Allerdings berücksichtigt der Ansatz nicht, dass man dann drei Triebwerke in der Centaur braucht.<\/p>\n

    Die Triebwerkszahl ist ein wichtiges Argument, denn was mich wunderte, war das man in der Heavy Version sogar vier Triebwerke einsetzt. Die RL10 gelten als teuer, seit Rocketdyne (nun Aerojet) nach Auslaufen der Delta 2 und Shuttle Triebwerke die Fixkosten auf Kur noch zwei Triebwerke umlegen muss. Da Triebwerke nach ULA-Angaben für H\/3<\/sub> der kosten der Stufe verantwortlich sind würde ich also die Stufe verkleinern wenn ich so Triebwerke einsparen kann. Nicht umsonst fliegt die Atlas seit ihrem Erststart immer in der Single Engine Centaur Version. Die DEC Centaur wird erst für große LEO Nutzlasten benötigt.<\/p>\n

    Das nächste ist der Durchmesser der Rakete. 5,4 m sind viel zu groß. Das geht bei Delta 4 und Ariane mit ihrer Mischung aus LOX\/LH2 und der niedrigen Dichte, doch auch wenn Methan nicht ganz so dicht wie Kerosin ist, macht der höhere LOX-Anteil das wieder zum Teil wett. Die Mischung hat eine Dichte von 0,82. Die LOX\/LH2 Mischungen eine von 0,33. Das bedeutet man benötigt einen viel kleineren Durchmesser. Hochgerechnet von der AtlasD mit 3,05 m würde ich 4,3 m ansetzen. Die Atlas V hat mit einer 308 t (nur 42 t leichteren) Erststufe ja auch 3,80 m Durchmesser. Das ergibt auch für die Centaur eine bessere Tankgeometrie und damit geringere Trockenmasse. Lediglich wenn man die größte Version der Centaur nimmt, mit 70 t Treibstoff, für die wären dann 5,4 m Durchmesser angemessen.<\/p>\n

    Bei einem Stukturfaktor von 17 für die Erststufe und 9,5 (von Atlas V bzw DEC-Centaur übernommen) komme ich dann auf folgende Rakete:<\/p>\n

    Rakete: Vulcan Centaur 6 Alternative<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
    Startmasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Nutzlast
    \n[kg]<\/th>\n    		Geschwindigkeit
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Verluste
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Nutzlastanteil
    \n[Prozent]<\/th>\n    		Sattelpunkt
    \n[km]<\/th>\n    		Perigäum
    \n[km]<\/th>\n    		Apogäum
    \n[km]<\/th>\n    		Inklination
    \n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

    734.940<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    17.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    10.279<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    1.326<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    2,31<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    180,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    185,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    35790,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

    Startschub
    \n[kN]<\/th>\n    		Geographische Breite
    \n[Grad]<\/th>\n    		Azimut
    \n[Grad]<\/th>\n    		Verkleidung
    \n[kg]<\/th>\n    		Abwurfzeitpunkt
    \n[s]<\/th>\n    		Startwinkel
    \n[Grad]<\/th>\n    		Konstant für
    \n[s]<\/th>\n    		Starthöhe
    \n[m]<\/th>\n    		Startgeschwindigkeit
    \n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

    12.682<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    28<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    2.540<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    290<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    5<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    10<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

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

    Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Leermasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Spez.Impuls (Vakuum)
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Schub (Meereshöhe)
    \n[kN]<\/th>\n    		Schub Vakuum
    \n[kN]<\/th>\n    		Brenndauer
    \n[s]<\/th>\n    		Zündung
    \n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

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

    		\n

    6<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    53.400<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    5.600<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    2.720<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    1313,6<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    1383,1<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    94,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

    \n

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

    		\n

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

    		\n

    350.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    20.600<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    3.477<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4800,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    5050,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    226,80<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

    \n

    3<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

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

    		\n

    45.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4.700<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4.451<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    212,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    212,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    846,11<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    227,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

     <\/p>\n

    Rakete: Vulcan Centaur Alternative<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
    Startmasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Nutzlast
    \n[kg]<\/th>\n    		Geschwindigkeit
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Verluste
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Nutzlastanteil
    \n[Prozent]<\/th>\n    		Sattelpunkt
    \n[km]<\/th>\n    		Perigäum
    \n[km]<\/th>\n    		Apogäum
    \n[km]<\/th>\n    		Inklination
    \n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

    406.540<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    9.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    10.279<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    1.605<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    2,21<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    180,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    185,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    35790,00<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

    Startschub
    \n[kN]<\/th>\n    		Geographische Breite
    \n[Grad]<\/th>\n    		Azimut
    \n[Grad]<\/th>\n    		Verkleidung
    \n[kg]<\/th>\n    		Abwurfzeitpunkt
    \n[s]<\/th>\n    		Startwinkel
    \n[Grad]<\/th>\n    		Konstant für
    \n[s]<\/th>\n    		Starthöhe
    \n[m]<\/th>\n    		Startgeschwindigkeit
    \n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

    4.800<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    28<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    2.540<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    290<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    90<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    5<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    10<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

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

    Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Leermasse
    \n[kg]<\/th>\n    		Spez.Impuls (Vakuum)
    \n[m\/s]<\/th>\n    		Schub (Meereshöhe)
    \n[kN]<\/th>\n    		Schub Vakuum
    \n[kN]<\/th>\n    		Brenndauer
    \n[s]<\/th>\n    		Zündung
    \n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
    \n

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

    		\n

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

    		\n

    350.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    20.600<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    3.477<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4800,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    5050,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    226,80<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

    \n

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

    		\n

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

    		\n

    45.000<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4.700<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    4.451<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    212,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    212,0<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    846,11<\/p>\n<\/td>\n

    		\n

    227,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

    Das Verrückte: diese Version hat eine viel höhere Nutzlast als die von ULA nämlich 9 t in den GTO bei keinen Boostern und 17 t bei sechs Boostern. Das liegt an der rund 2 t niedrigen Trockenmasse der Centaur und den geringen Gravitationsverlusten durch eine um 300 s kürzere Brennzeit. (siehe Wert bei Verluste). Da man bei ULA sicher noch wesentlich bessere Möglichkeiten hat die Rakete auf den Markt auszulegen, sehe ich nur eine Möglichkeit die Diskrepanz zu erklären. Die liegt in der Wiederverwendung der Triebwerke. Sie könnte für eine wesentlich höhere Strukturmasse der ersten Stufe verantwortlich sein. Das müsste man dann durch eine leistungsfähigere Oberstufe ausgleichen. Auch deren Größe wäre dann zu erklären, denn es ist von Vorteil, wenn die Abtrennung bei möglichst geringer Geschwindigkeit stattfindet, und das ist ja der Fall. In diesem falle würde dann die Oberstufe auch eine wesentlich geringere Trockenmasse aufweisen. Die ACES, die mal für die Vulcan geplant war, hat einige Ähnlichkeiten zur \u201eHeavy\u201c Centaur, vielleicht hat man auch nur umbenannt:<\/p>\n

      \n
    • 67,6 anstatt 54,4 bis 69,4 t Treibstoff<\/li>\n
    • 445 bis 676 kN Schub \u2013 Centaur: 212 \/ 414 kN<\/li>\n
    • 5,40 m Durchmesser bei beiden Stufen<\/li>\n
    • Strukturfaktor 12,5 (SEC-Centaur: 10,4, DEC-Centaur: 9,5)<\/li>\n<\/ul>\n

      Wenn man bei der Centaurstufe auf 8 % Trockenmasseanteil kommt, wie für die ACES versprochen so würde die Leermasse der kleineren Version von 6,4 auf 4,8 t sinken (1,6 t mehr Nutzlast) und bei der Heavy Variante von 7,6 auf 6 t (ebenfalls +1,6 t Nutzlast).<\/p>\n

      Bei der Heavy Variante entsprechen ungefähr 4 t mehr Trockenmasse in der Erststufe 1 t weniger Nutzlast. Mit den gewonnenen 1,6 t Nutzlast könnte man so die erste Stufe um 6,4 t schwerer machen, sprich 6,4 t mehr Ausrüstung für die Bergung hinzunehmen. Bei den kleineren Varianten ist der Gewinn wahrscheinlich noch etwas höher.<\/p>\n

      Alles in allem finde ich aber hat man die Rakete zu sehr auf die \u201eschweren\u201c Versionen ausgelegt. Von den 80 Starts der Atlas V entfielen 38, also fast die Hälfte auf die kleinste Version Atlas 401. Nun hat schon die kleinste Version die Nutzlast der Atlas 431 und nur eine etwas kleinere als die Atlas 551. Mit einer kleineren Oberstufe, ohne Offloading käme sie sogar auf 9 t. Mit 6 Boostern trotzdem auf 16,5 t also mehr als die \u201eechte\u201c Vulcan. Ich kann das nur durch die geplante Bergung erklären.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

      Die für mich in den letzten 10 Jahren übelste \u201eNeuerung\u201c in der Raumfahrt ist, dass man praktisch keine fundierten Informationen mal bekommt. Ich mache es mal an der Entwicklung von Ariane 1 bis 6 fest. Für Ariane 1 gab es noch eine ganze Ausgabe des ESA Bulletins, die sich in verschiedenen Artikeln mit den Stufen […]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[1,3],"tags":[],"class_list":["post-14257","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-allgemein","category-raumfahrt","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":1383,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18449,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/10\/16\/das-v4-wirds-schon-richten-2\/","url_meta":{"origin":14257,"position":0},"title":"Das V4 wirds schon richten (2)","author":"Bernd Leitenberger","date":"16. Oktober 2025","format":false,"excerpt":"So, heute der zweite Teil des Artikels von gestern. 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