{"id":2882,"date":"2010-06-17T13:12:48","date_gmt":"2010-06-17T11:12:48","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=2882"},"modified":"2010-06-17T13:12:48","modified_gmt":"2010-06-17T11:12:48","slug":"braucht-die-nasa-ein-neues-triebwerk","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2010\/06\/17\/braucht-die-nasa-ein-neues-triebwerk\/","title":{"rendered":"Braucht die NASA ein neues Triebwerk?"},"content":{"rendered":"

… und zwar für Schwerlastraketen auf der Basis von RP-1\/LOX? Diese Frage stellte sich mir als ich bei Space Reviews diesen Artikel las<\/a>. In dem dort verlinkten PDF der NASA ist wenig konkretes:<\/p>\n

„This new rocket would take advantage of the new technology investments proposed in the budget ? primarily a $3.1 billion investment over five years on heavy-lift R&D. This propulsion R&D effort will include development of a U.S. first-stage hydrocarbon engine for potential use in future heavy lift (and other) launch systems“.<\/em><\/p>\n

Nun das ist doch ein Aufhänger für Spekulationen. Also spekulieren wir. Fangen wir mal technologisch an. Bei der Ares V war ja das RS-68B vorgesehen. Das RS-68 treibt die Delta 4 an. Das RS-68B ist etwas schubstärker und soll zuverlässiger sein. Die NASA hat damals recht lange beratschlagt, was die bessere Wahl ist: Das SSME oder das RS-68. Ersteres war lange Zeit die bessere Wahl, da es ja für bemannte Einsätze entwickelt wurde. Es gab aber einige Bedenken. Zum einen ist das SSME wegen der hohen Leistung auch teuer in der Herstellung. Ein RS-68 kostete deutlich weniger trotz doppelt so hohem Schub. So wären recht viele Triebwerke für eine Schwerlastrakete benötigt worden und diese recht teuer. Das ist so ein typisches fehlgeleitetes Denken: Bei einer Schwerlastrakete, die vielleicht 10-20 mal fliegt, stehen die Entwicklungskosten in keinem Verhältnis zu den Produktionskosten. Besonders, wenn sie bemannt sein soll, weil da viel mehr Tests erfolgen als bei unbemannten Trägern. Selbst wenn die NASA also mehr für die SSME zahlen müsste, wären die Gesamtinvestitionen wohl geringer gewesen. Was aber gegen das SSME sprach, war der geringe Bodenschub von nur 1.700 KN (RS-68: 2.950 kN). So wären recht viele Triebwerke nötig gewesen und dass macht das Design recht komplex, auch wenn vielleicht ein Triebwerksausfall unwahrscheinlich ist.<\/p>\n

Danach wurde das RS-68B favorisiert. Es versprach deutliche Kosteneinsparungen pro Triebwerk. Die (zumindest für NASA Zwecke) nicht optimale Lösung soll eine etwas verbesserte Version das RS-68B korrigieren. Es hat 5% mehr Schub und im Design gibt es zahlreiche Detailanpassungen, um die Zuverlässigkeit zu erhöhen. Trotzdem ist es nicht wirklich „man rated“: Die Ares V sollte den Lander und die Stufe zum Verlassen des Erdorbits starten, eine Ares I aber das Orion-Raumschiff mit der Besatzung.<\/p>\n

Nun ist von einem neuen Triebwerk die Rede. Diesmal mit der Kombination RP-1\/LOX (okay, Hydrocarbon könnte auch LNG\/LOX sein, aber da wäre viel Entwicklungsarbeit zu leisten um von bisher vorliegenden kleinen Experimentalantrieben zu einem großen Antrieb für eine Schwelastrakete zu kommen). Der Artikel von Space Reviews spekuliert da etwas – soll eine Alternative zum RD-180 entstehen? Ich halte das bis auf eine Bemerkung – das die NASA nämlich US-Antriebe bevorzugt – für Blödsinn. Das Problem bei LOX\/RP-1 ist, dass die Rakete schwerer wird weil der spezifische Impuls um etwa 30% geringer ist. Die Details hängen von den einzelnen Stufengrößen ab, aber ich habe mal eine Rechnung mit der Saturn V gemacht. Hätte man die S-IC durch eine Stufe mit LOX\/LH2 ersetzt, so wöge diese nur noch 1.330 anstatt 2.240 t. Die Startmasse würde sich von 2.870 auf 1.760 t verringern, so dass sieben RS-68 für den Start ausreichen würden. Bei einer idealen Stufung und heutigen Werten für Trockenmasse und spezifischer Impuls wären es sogar nur rund 1.610 t Startmasse. LOX\/RP-1 in der ersten Stufe erfordert also schubstärkere Triebwerke als LOX\/LH2.<\/p>\n

Es gibt also, wenn man die zu entwickelnde Rakete wie die Ares V nicht bemannt startet, keinen Bedarf an einem neuen Triebwerk. Diese Einschränkung ist wichtig: Denn es ist nach dem bisherigen NASA Kurs klar, dass das RS-68 dass nicht für bemannte Missionen entwickelt wurde, so einfach akzeptiert wird für den Besatzungstransport. Dafür sind viel umfangreichere Tests nötig. Hier einige Zahlen: Das F-1 Triebwerk wurde 2.471 mal getestet bevor es flugreif war. Das SSME immerhin noch 730 mal. Doch das RS-68 nur 180 mal. (Zum Vergleich: Beim Vulcain waren es 280 Tests). Also kann die NASA nun aufwendig das RS-68B für bemannte Einsätze zertifizieren oder gleich ein neues Triebwerk entwickeln. Sie hat sich wohl für die zweite Möglichkeit entschieden.<\/p>\n

Was ich allerdings nicht verstehe, ist die Wahl der Treibstoffkombination. Technologien entwickeln sich weiter. Die USA haben in den sechziger und siebziger Jahren viel Geld investiert um Wasserstoff als Treibstoff zu erforschen und die Probleme zu lösen. Das F-1 war das letzte neue Triebwerk mit der Kombination LOX\/RP-1 bis SpaceX diese Kombination wieder aufgriff. Alles danach entwickelte, das J-1, das SSME das RS-68 waren LOX\/LH2 Triebwerke. Ähnliche Trends gab es in Europa und Japan. Verfügt eine Nation erst mal über die Erfahrung mit einer Technologie, so ist es unlogisch eine niederenergetische Kombination zu benutzen. Ich sage bewusst „Trend“, weil z.B. die UdSSR LOX\/RP-1 und lagerfähige Treibstoffe perfektioniert haben und dies mit Hochdrucktriebwerken, die praktisch alle neue Trägerraketen und ICBM seit den späten sechziger Jahren einsetzen. Doch bei den USA wäre es wohl sicher besser auf die Technologie zu setzen, die in den letzten Jahren vorwiegend genutzt wurde, und das ist LOX\/LH2, zumal sie das Potential hat die Startmasse der Rakete um 40 % zu senken und damit auch den benötigten Schub für die Triebwerke.<\/p>\n

Gibt es andere Gründe? Vielleicht denkt die NASA darüber nach, eine Alternative zum RD-180 zu haben. Doch dann gibt es andere Probleme; Das F-1 hatte einen Schub von 6.670 kN am Boden, das RD-180 nur 3.830 kN. Wenn die neue Rakete also nicht sehr viele Triebwerke einsetzen will, müssen diese deutlich schubstärker als das RD-180 sein. (Zumal ja schon die Ares V mehr Nutzlast als die Saturn V hat – für Marsmissionen wird wahrscheinlich auch eine Trägerrakete im Bereich 150-200 t LEO Nutzlast nötig sein wird). Eine 175 t LEO-Nutzlast Rakete würde wohl so ohne Booster um die 3.700 t wiegen. Bei 3830 kN Startschub wären zwölf LOX\/RP-1 Triebwerke der „RD-180 Klasse“ nötig für die erste Stufe. Ich glaube nicht, dass die NASA so viele Triebwerke Clustern will, das heißt die Triebwerke müssen schubstärker sein. Bei 5-6 Triebwerken also im Bereich von 7.000 – 8.000 kN Schub.<\/p>\n

Ein Triebwerk für eine Schwerlastrakete ist also zu schubstark für eine Atlas V, wobei auch nicht gesagt ist, das Lockheed es verwenden würde – als es Forderungen der USAF gab das Triebwerk in den USA zu fertigen rechnete der Konzern vor, dass dies erheblich teurer werden würde als die Einfuhr. Bisher klappt das ganz gut, auch weil Lockheed so viele Triebwerke auf Vorrat hat, dass eine Produktionsstop von 5 Jahren aufgefangen werden kann. Dies musste die Firma als Zugeständnis für DoD Aufträge zusagen.<\/p>\n

Ich sehe auch andere Nachteile: Bei LOX\/LH2 könnten wenn Feststoffbooster eingesetzt werden zwei Stufen ausreichen selbst für Fluchtgeschwindigkeit. Bei LOX\/RP-1 sind es dagegen immer drei Stufen. Wird das Triebwerk auch für eine mittelgroße Rakete für ISS Missionen mit der Orion eingesetzt, so reichen sogar zwei Stufen. Leicht zu errechnen: Ein Triebwerk bei dem 5 Stück eine Schwerlastrakete antreiben kann in einzelner Ausfertigung eine LEO Rakete antreiben die etwa 30 t in die Umlaufbahn bringt: Genug für ein großes Raumschiff für die ISS Versorgung.<\/p>\n

Also ich verstehe die Entscheidung nicht. Versteht ihr Sie?<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

… und zwar für Schwerlastraketen auf der Basis von RP-1\/LOX? Diese Frage stellte sich mir als ich bei Space Reviews diesen Artikel las. 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