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Raumfahrt => Unbemannte Raumfahrt => Thema gestartet von: Schillrich am 04. März 2010, 19:51:02
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Da hin- und wieder auch spezielle Themen zu den beiden modernsten Traegern der USA auftauchen, wird es hoechste Eisenbahn auch denen einen eigenen Thread zu widmen.
Die Delta und Atlas Programme sind zwei der aeltesten Raketenprogramme der USA und lassen sich zur Entwicklung der Thor IRBM und Atlas ICBM in den 1950er Jahren zurueckverfolgen. Bis zur Atlas III und Delta III verliefen beide Programme mehr oder weniger evolutionaer, aber sowohl die Atlas V und Delta IV haben mit den Namensgebern nichts mehr gemein.
Beide Raketenfamilien gehen auf eine Ausschreibung der USAF aus dem Jahr 1994 fuer ein Expendable Evolved Launch Vehicle (EELV) zurueck, welche die alternden Raketenprogramme wie die Titan IV ersetzen sollten.
Die Delta IV wurde von McDonnell Douglas entwickelt, welches 1997 mit Boeing fusionierte. Die Atlas V wurde von Lockheed-Martin entwickelt. Seit 2007 bildeten Boeing und Lockheed-Martin ein Joint Venture, United Launch Alliance (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3248.0), in dem sie ihre Traegerprogramme einschliesslich der Delta II zusammenlegten. Beide Traegerfamilien werden heute in einem Werk in Decatur, Alabama, gefertigt.
Mehr zum Thema:
Informationen zum EELV Programm bei globalsecurity.org (http://www.globalsecurity.org/space/systems/eelv.htm)
Informationen zu beiden Traegern bei der United Launch Alliance (http://www.ulalaunch.com/site/default.shtml) (inklusive Payload Planners Guide)
Für beide EELV gibt es bereits Konzepte für Doppelstarts:
- Delta IV Heavy
Sie könnte mit einem SYLDA-Derivat (hier dann Dual-Payload-Attach-Fitting, DPAF, genannt) von Astrium Doppelstarts mit biszu 9860kg in den GTO durchführen, welcher die Besonderheit aufweist: 271km x 71572-km mit 23.3° Inklination. Dabei gäbe es zwei Versionen, eine lange für zwei mittlere Nutzlasten (je 2500kg - 5500kg) und eine kurze für eine leichte (<2500kg) und eine schwere (>5500kg) Nutzlast. 7000kg scheint ein generelles Limit für Einzellasten zu sein. - Atlas V 400
Das System hieße Dual-Spacecraft-System DSS. Zwei mittlere Nutzlasten könnten gemeinsam gestartet werden. Unter der Nutzlastverkleidung wäre DSS eine "besondere Lösung": auf dem oberen Adapter der Centaur sitzt ein weitere Centaur-Adapter verkehrt herum und auf diesem sitzt ein dritter Centaur-Adapter "richtig herum". Auf dem dritten Adapter säße dann die obere Nutzlast, während die untere Nutzlast in dem von den Centaur-Adaptern 2 und 3 umschlossenen Hohlraum säße. - Atlas V 500
Das System hieße Dual-Payload-Carrier DPC. Zwei mittlere oder "intermediate" (mittel-mittlere?) Nutzlasten könnten gemeinsam gestartet werden. Es könnte auch eine kurze Version geben, DPC-S.
Für beide EELV sind quasi Konzepte in der Schublade. Trotzdem scheint man Doppelstarts so noch nicht direkt anzubieten, bzw. sie werden von den Kunden noch nicht nachgefragt. Aber bei ULA scheint man doch langsam konkreter in die Richtung zu schielen, wie wir hier bereits notiert hatten:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3248.msg136931#msg136931 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3248.msg136931#msg136931)
Hallo,
bzgl. der Doppelstarttechnik ist mir noch etwas eingefallen:
Wir sprechen oft von dem Nachteil sich mit dem "Partner" koordinieren zu müssen. Aber was heißt das genau? Man muss nicht nur auf ihn warten, sondern man hat wahrscheinlich auch einen Kompromiss bei der optimalen Flugbahn zu akzeptieren.
Bei Delta IV und Atlas V gleicht keine Trajektorie komplett der anderen. Für jeden Satellit wird, abhängig von seiner Masse, seinem Ziel, seinem Treibstoff und der gebuchten Raketenversion, eine Centaur-Manöverfolge errechnet, die es dem Satelliten ermöglich möglichst viel Treibstoff zu sparen und so seine Orbitlebenszeit zu maximieren. Die Ersparnis ist zwar nur im einstelligen Kilogrammbereich, aber das reicht für eine "Menge" station-keeping im Orbit. Bei einem Doppelstart ist dieses "Goodie" so nicht mehr möglich. Es ist ein kleiner Nachteil.
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Aber würde sich dieser Nachteil nicht minimieren, wenn man ein wiederzündbares Oberstufentriebwerk hätte?
Dann könnten, genügend Reservekapazitäten vorausgesetzt, beide Nutzlasten besser abgestimmt ausgesetzt werden.
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Minimieren kann man das schon, nur wenn du einmal in die "falsche Richtung"* geflogen bist, wird zur Korrektur die (Leistungs-)Reserve aufgebraucht und man kommt immer mit weniger raus, als wäre man alleine geflogen. Immerhin teilt man sich generell die Leistung mit dem Partnersatelliten.
Wie gesagt, man spricht hier von 20, 30 oder aber auch mal von 200 oder 300 kg Treibstoffmasse. Die Größenordnungen habe ich aus Vergleichsrechnungen des Atlas-V-Mission-Planners.
*nicht wörtlich oder bildlich nehmen! ;)
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Dennoch verstehe ich nicht ganz, warum man durch etwas mehr Leistungsreserven und Treibstoffverbrauch nicht trotzdem für beide Nutzlasten die optimale Flugbahn herausholen kann.
Wieso kommt man "immer mit weniger raus, als wäre man alleine geflogen"?
Klar teilt man sich die Nutzlastkapazität, aber wenn die 12 Tonnen für einen GTO beträgt und ich nur zwei Fünftonner starten will, dürfte das doch kein Problem sein, sofern man nicht zu sehr in die "falsche Richtung" fliegen muss.
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Der wichtige Aspekt bei den ULA-Rechnungen ist die Treibstoffmasse und die Delta-V-Kapazität des Satelliten. Man berechnet also eine Trajektorie explizit für diesen Satelliten, die "optimal" anhand dessen Konfiguration vorgibt wie viel Delta-V er selbst aufzubringen hat, um am Ende "gut dazustehen". Bei zwei unterschiedlichen Satelliten kann man jetzt für den einen oder anderen so optimieren, oder irgendwo in der Mitte landen.
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Nur am Rande:
Für die Delta IV Heavy gibt es auch ein Doppelstartkonzept in den GTO/GSO, samt SYLDA-Derivat. Interessant ist der angeflogene GTO: 271km x 71572km bei 23.3° Inklination.
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Eine Erklärung zu diesem speziellen Orbit: Man fliegt ein deutlich höheres Apogäum an als die Zielumlaufbahn hat, weil man dadurch am Apogäum die Inklination mit weniger Aufwand verringern kann, als wenn man bei 36000km stehenbleibt. Man muss dann den Orbit zwar wieder absenken, das ist aber trotzdem effizienter.
mfg websquid
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Und um es noch etwas zu spezifizieren ;):
Bei einem reinen Inklinationsmanöver wird der Geschwindigkeitsvektor gedreht/gekippt. Es wird nur die Richtung geändert, nicht der Betrag. In der Berechnung des [tex]\Delta v[/tex]-Bedarfs geht der Betrag der Bahngeschwindigkeit direkt ein. Daraus ergibt sich: je langsamer man bei dem Manöver ist, desto weniger [tex]\Delta v[/tex] wird zum Kippen benötigt.
Nun ist man in einem hohen Apozentrum deutlich langsamer, was den direkten [tex]\Delta v[/tex]-Bedarf senkt. Dafür steigt natürlich das [tex]\Delta v[/tex], um überhaupt auf eine so hohe Bahn zu kommen. Damit es sinnvoll ist so zu fliegen, muss entweder der eine [tex]\Delta V[/tex]-Bedarf stärker sinken als der andere steigt (man hat einen Nettogewinn), oder man schafft es den einen (steigenden) Bedarf der (überdimensionierten) Rakete anzulasten, den anderen (sinkenden) Bedarf dem Satelliten zu schenken.
@Mods, wir könnten die letzten Beiträge hier in den EELV-Thread packen.
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Moin
Schillrich und ich haben uns gefragt, wie es mit der Delta IV Medium (4,0) weitergeht. Es scheint derzeit kein Start geplant zu sein mit dieser Variante, der letzte Start war im Nov. 2006.
Es gab die Meldung (ob es stimmt, wissen wir nicht), dass die Produktion des Medium-Cores auslaufen soll, der für die (4,0) verwendet wird und nur noch der M+ Core gebaut werden soll, der für die Varianen mit Boostern verwendet wird.
Beim letzten GOES Start haben wir gesehen, dass man die (4,2) genommen hat statt der eigentlich ausreichenden (4,0), um so die Lebensdauer des Satelliten zu erhöhen. Wenn man sich bei anderen Starts auch dazu entschließt, ist das wohl das Ende der Delta IV Medium.
Wie ist die Zukunft dieser Variante? Weiß irgendjemand mehr dazu?
mfg websquid
ps: mein 300. Beitrag!
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Sind die Cores nicht alle gleich bei der Delta IV?
Ich dachte, von Medium bis Heavy wird der selbe Core verwendet - Common Booster Core eben.
Soweit ich mich erinnere, wurde vor kurzem irgendwo eine Delta IV lite oder ähnliches, mit kleinerer und günstigerer Oberstufe angesprochen, ein möglicher "Ersatz" für die Delta II. Gibts dazu mehr?
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Sind die Cores nicht alle gleich bei der Delta IV?
Ich dachte, von Medium bis Heavy wird der selbe Core verwendet - Common Booster Core eben.
tonthomas hat davon geschrieben - Schillrich und ich waren im Chat auch etwas ratlos darüber: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=7841.msg138049#msg138049 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=7841.msg138049#msg138049)
Wäre natürlich das beste, wenn er selbst uns aufklären könnte.
mfg websquid
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Soweit ich weiss hat die normale Medium auch den ueblichen CBC genauso wie alle anderen Versionen. Das waer mir jetzt auch neu. Warum sollte man auch eine extra Version ohne die Halterungen fuer die Zusatzbooster herstellen, wenn man diese auch einfach nur weglassen kann?
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Kleine Abweichungen dürfte es geben ... Kabel und Verbindungen. Die Frage ist, ob sich die Struktur der CBCs zwischen M, M+ und Heavy unterscheidet. Aber ich denke wir werden uns schwer tun dazu etwas zu finden.
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Alles was ich finde deutet zumindest darauf hin, dass es keine Unterschiede gibt.
Ein alter Artikel von SFN über CBC-Tests von 2001:
http://spaceflightnow.com/news/n0105/08delta4/ (http://spaceflightnow.com/news/n0105/08delta4/)
Darin steht, dass der CBC für alle 5 Versionen der Delta IV eingesetzt wird, etc:
The CBC serves as the first stage for all five versions the Delta 4 rocket family, which have the ability to lift cargos from 9,300 to 29,000 pounds to geosynchronous transfer orbit.
Gut, das sagt zwar nicht, dass es keine geringen strukturellen Unterschiede gibt, aber es wäre doch sinnlos, 5 verschiedene Cores zu bauen, wenns auch anders geht. Da wärs wahrscheinlich sogar günstiger, immer gleich die Version mit 4 Boostern fliegen zu lassen, um einen einheitlichen Core zu haben.
Bei der Delta II gabs doch auch nur eine Version der Erststufe, zumindest heißen alle 7xxx, bei der Delta IV haben auch alle die Bezeichnung 9xxx.
Die Wahrheit weiß wahrscheinlich nur Boeing selber ;D
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Ich habe auch noch mal im Planners Guide geschaut und nichts schriftliches dazu gefunden. Es ist aber dennoch interessant das die Medium Version doch als getrennte Produktlinie zur Medium+ aufgefuehrt wird. Wenn man sich dann noch die bekannte schematische Abbildung zu allen Varianten anschaut, sieht man zumindest im Bild das es am unteren Ende des CBC Unterschiede gibt am Triebwerksteil. Moeglicherweise hat die Medium+ noch einen thermalschutz oder sowas am RS-68, um es vor Einwirkungen von den GEM-46 zu schuetzen. Die CBC der Heavy Variante sehen wieder wie jene der normalen Medium aus.
Martin
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Das mit den getrennten Produktionslinien habe ich nicht gesehen, oder übersehen. Wo steht das, Martin?
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Ein Aspekt der Delta IV sollte hier noch mit rein, obwohl ich ihn schon im GOES-P-Thread angesprochen hatte:
Bei Delta IV Starts vom Cape aus wird etwas Leistung verschenkt, da man sich an eine Flight-Termination-System-Launch-Constraint halten muss. Die Bahn ist nicht (leistungs-)optimal, sondern die Nebenbedingung ist, dass die Rakete bis zum (ersten) Orbiteinschuss in "Sicht" von der Bodenstation bleibt, um per Range Safety direkt auf die Rakete wirken zu können.
Bei GTO-Starts verschenkt die einfach Delta IV Medium 33kg, die Delta IV M+(5,4) 529kg, alle andere Versionen, einschließlich Heavy, liegen dazwischen. Man arbeitet aber anscheinend an Regelungen/Lösungen mit der USAF, dass man doch optimaler fliegen kann.
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So viel ich weiss, sind CBC für Medium und Medium+ sehr ähnlich, aber nicht komplett gleich (weil CBC des Medium+ muss auch GEM-46s tragen). ULA plant das Produktion des Medium CBC zu beenden, um Produktionkosten zu senken, und bei weitere Delta 4M CBC des Medium+ verwenden. Die Medium+ CBC sollen aber mehr wiegen, damit wird T/W des Delta 4M senken, aber das kann mit dem neuen RS-68A "geheilt" werden.
(das alles hab ich mal irgendwo in NSF.com gelesen)
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Da gerade auch an anderer Stelle wieder ueber moegliche HLV Konfigurationen der Delta IV und Atlas V gesprochen wird, hier mal eine Zusammenfassung aus den Payload Planner Guides:
Delta IV:
*Relativ schnell umsetzbar sind Upgrades der Medium+ Variante durch zusaetzliche Booster, dies waere z.B. eine (4,4) oder (5,6) oder (5,8) Konfiguration. Mit letzterer koennte man 17,8 t in den LEO und 9,2 t in den GTO befoerdern. Dieser Versionen waeren eine Bruecke zur DIVH und waeren innerhlab von 48 Monaten nach Anfrage verfuegbar. Noetig waeren kleinere Veranderungen an der Startrampe und Modifikationen am CBC, um die zusaetzlichen Booster auzunehmen und die zusaetzliche Fluglast auszugleichen.
*Fuer die DIVH gibt es mehrere Upgradeversionen. Die einfachste waere 6 zusaetzliche GEM-46, welche die Nutzlast auf etwa 35t LEO heben wuerde. Mit einen Upgrade der ersten und zweiten Stufe sowie Einsatz von Al-Li-Legierungen in der Struktur koennte die Nutzlast auf etwa 50t LEO angehoben werden. Das ganze kommt mit einer 6,5m Nutzlastverkleidung. Entwicklungszeit je nach konkreter Variante 4 bis 5 Jahre.
*Komplett neue Infrastrukur waere fuer eine Variante mit vergroesserten CBC noetig. Der Durchmesser ebenjener wuerde auf 7 bzw. 8m gesteigert, jeweils 2/3/4 RS-68 pro CBC und vergroesserter Oberstufe mit 2 oder mehr RL-10 bzw. gaenzlich neuem Triebwerk. Je nach Variante waeren 65 bis 150t LEO denkbar.
Diese Optionen beziehen noch nicht die arbeiten am leistunggesteigerten RS-68A mit ein, welches 102 bzw. 106% des jetzigen RS-68 liefern und 13 % mehr Nutzlast ermoeglichen soll. Diese Modifikation soll ab 2011 verfuegbar sein.
Atlas V
*Bei der Atlas V ist die Heavy Variante noch nicht geflogen, mir ist bis jetzt auch kein geplanter Start bekannt. Diese koennte rund 13 t in den GTO befoerdern.
*Phase I Upgrade: Dieses sieht eine vergroesserte Centaur Stufe mit 5,4m Durchmesser und je nach Bedarf mehreren RL-10 Triebwerken vor. Mit 5 SRB koennte diese Variante 25 t in den LEO und 12,9 t in den GTO schaffen. Als Heavy Variante waeren 40,6 t LEO und 20,9 t GTO moeglich.
*Phase II Upgrade: Dieses nimmt die Centaur aus Phase I und setzt sie auf eine CCB mit 5,4m Durchmesser. Die CCB koennen mit einem oder zwei RD-180 geflogen werden (warum greift man dann nicht gleich zum RD-171?). Varianten zwischen 27,5 und 86t LEO sind denkbar.
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Die CCB koennen mit einem oder zwei RD-180 geflogen werden (warum greift man dann nicht gleich zum RD-171?)
Dazu gibt es zwei mögliche Gründe:
1. Man will das RD-180 verwenden, weil die USA ein neues Kerosintriebwerk in der gleichen Leistungsklasse entwickeln wollen. Wenn man beim RD180 bleibt, kann man leichter zum neuen Triebwerk wechseln.
2. Je nach Verträgen und Produktionssituation könnte es sein, dass es sich nicht lohnt, das RD171 zu verwenden, weil 2 RD180 eventuell günstiger sind, weil das RD180 in recht großen Stückzahlen produziert wird. Die Zenit als einziger Träger mit RD171 wäre ein Partner mit geringen Stückzahlen, wenn aber die Rus-M mit RD180 produziert wird, hat man davon deutlich größere Stückzahlen.
mfg websquid
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Es gibt noch einen konzeptionellen Aspekt: engine-out-capability
Bei zwei RD-180 kann später im Flug eins ausfallen und trotzdem kann man mit dem verminderten Schub des verbliebenen zweiten RD-180 die Mission noch schaffen. Wenn ein RD-171 ausfällt, ist die Stufe antriebslos.
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Noch ein Aspekt:
RD-180 wird auf Grund der Lizenzlage als "eigenes" Triebwerk betrachtet. Sogar eine eigene Produktion ist in der Lizenz enthalten. Das dürfte für RD-171 und 190 nicht zutreffen.
m.f.G. Hegen
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Schillrich, du musst mich auch immer verbessern, oder? ;)
Wir sind doch ein tolles Team hier ;D
Eine Frage hab ich mal zum RD171 (und auch zum RD180): Können die unter Umständen einzelne Brennkammern abschalten? Ich glaube es nicht, aber es wäre mal interessant zu wissen. Die Pumpe vom RD171 kann man auf 74% Leistung runterfahren - das enstspräche einer ausgefallenen Brennkammer, die Leistung passt also, aber gibt es die Möglichkeit, dann eine Brennkammer nicht mehr zu versorgen?
mfg websquid
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War doch keine Verbesserung (im Sinne einer Korrektur), sondern eine Ergänzung ... ;)
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Da die Atlas V regelmäßig startet, müssen natürlich auch regelmäßig Triebwerke in die USA geliefert werden. Jetzt werden vier RD-180 Triebwerke von Sheremetievo aus in die USA geflogen, gab der Pressesprecher von NPO Energomash, dem Hersteller, bekannt.
Frage: Weiß jemand, wie viele RD-180 derzeit in den USA lagern? Es müssen ja eine ganze Menge sein, aber hat einer genaue Zahlen?
mfg websquid
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Genaue Zahlen hab ich auch nicht, allerdings muss LM so viele Triebwerke auf Lager haben, das beim Ausfall der Lieferungen genug Triebwerke vorhanden sind, das Starts erfolgen können, bis die Produktion des RD-180 in den USA aufgenommen oder ein neues Triebwerk entwickelt ist. Da beides vermutlich mindestens 4 Jahre benötigt, müssten bei 5 Flügen im Jahr mindestens 20 Triebwerke bei LM eingelagert sein.
Ich kann mich aber auch an Berichte vor nicht all zu langer Zeit erinnern, das einige Atlas Starts nach hinten verschoben werden musten, weil Triebwerke wohl eine Zeitlang nicht fristgerecht geliefert wurden. Eventuell hat das auch zu der Entscheidung beigetragen, nach über 40 Jahren erstmals wieder ein komplett neues Kerosin - Triebwerk in den USA entwickeln zu wollen.
Die Russischen Triebwerke der Atlas 5 dürften auch ein Grund dafür sein, das die Delta 4 überhaupt noch fliegt. Eigentlich ist die Delta 4 überflüssig, sie startet weitaus weniger häufig als die Atlas 5 und treibt so nur die Kosten hoch. Auf eine Kostensenkung durch eine Konkurenzsituation braucht man nach dem Zusammenschluss von LM und Boeing zu ULA nicht mehr zu rechnen. Um die Kosten zu senken bleiben dann bei der Atlas nur nach Ariane Vorbild die optimierte Herstellung und mehrjährige Bestellungen möglichst vieler Träger. Solange die Atlas aber von einem russischen Triebwerk abhänig ist und der Hauptträger des US Millitärs ist, braucht man ein Backup. Das Verhältnis zu den Russen ist nicht immer das Beste. Kühlt es sich mal wieder ab (was nicht undenkbar ist), könnte der Kremel den USA den Triebwerkshahn zudrehen und die US Armee stände mittelfristig ohne Träger da. Zwar müssen genügend Triebwerke gelagert werden, um das Risiko zu minimieren, aber extrem viele werden es auch nicht sein und Verzögerungen bei der Neuentwicklung sind auch eher die Regel als die Ausnahme. Immerhin ist das die erste echte Neuentwicklung eines Kerosin Triebwerkes nach über 40 Jahren in den USA, hier dürften die USA noch einiges zu lernen haben. Um das RD-180 zu ersetzen braucht man ebenfalls ein Hochleistungstriebwerk, diese Entwicklung dürfte alles andere als einfach werden. Immerhin haben die Amerikaner keine über Jahrzehnte aufgebauten Erfahrungen mit dem Bau und Einsatz von Kerosin Triebwerken wie die Russen.
Weiß aktuell jemand, wie der Status bezühlich des neuen Kerosintriebwerkes ist? Wann soll die Entwicklung abgeschlossen sein und das Triebwerk verfügbar sein?
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Die Russischen Triebwerke der Atlas 5 dürften auch ein Grund dafür sein, das die Delta 4 überhaupt noch fliegt. Eigentlich ist die Delta 4 überflüssig, sie startet weitaus weniger häufig als die Atlas 5 und treibt so nur die Kosten hoch.
Es gibt mehrere Gründe: man braucht Delta IV Heavy (man könnte auch Atlas V Heavy entwickeln, aber das würde schon etwas kosten). Und hinter Delta IV stehen auch Arbeitsplätze in U.S. (Boeing und P&W Rocketdyne)
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Welches neue Kerosintriebwerk? Für die Atlas denkt man an eine Lizenzproduktion des RD-180 in den USA. Alles andere sind Ideen nach dem Ende von Constellation ... noch keine Programm.
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Ich weiss nicht ob wir das hier schonmal irgendwo hatten, aber sicherheitshalber hier noch der Link zu einer sehr informativen Praesentation ueber das RD-180 mit vielen Details:
http://www.engineeringatboeing.com/dataresources/rd-180-pres-100101.pdf
Das Dokument ist von 2001, daher nicht mehr ganz auf dem aktuellsten Stand was den Einsatz angeht.
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Da die Atlas V regelmäßig startet, müssen natürlich auch regelmäßig Triebwerke in die USA geliefert werden. ...
Frage: Weiß jemand, wie viele RD-180 derzeit in den USA lagern? Es müssen ja eine ganze Menge sein, aber hat einer genaue Zahlen? mfg websquid
Lt. http://rt.com/Top_News/2010-09-15/atlas-rocket-engine-russia.html (http://rt.com/Top_News/2010-09-15/atlas-rocket-engine-russia.html) sind bereits 50 RD-180-Motore geliefert worden. Man ziehe die in Atlas-V-Raketen schon geflogenen ab, und schon hat man die in den USA lagernden (inkl. der bei Tests verbrauchten) Triebwerke. Der Vetrag mit den Russen soll über insgesamt 101 Motore laufen.
Gruß Pirx
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Laut Wikipedia wären das 22 Starts, ergo wären noch 28 Triebwerke in den Staaten, natürlich müssen die bei Tests verbrauchten abgezogen werden... Dennoch bleibts wohl bei "mehr als genug" ;)
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Der Vertrag wurde aber ursprünglich für die Atlas 3 abgeschlossen. Erst später wurde entschieden, im Rahmen des EELV Programms die Atlas 5 ebenfalls mit den RD-180 zu entwickeln. Die Atlas 3 wurde damit zum großen Teil zum Testmedell für die neue Atlas 5 degradiert und absolvierte nur 6 Flüge.
Du musst hier also noch die 6 Triebwerke abziehen, die bei der Atlas 3 eingesetzt wurden plus die Triebwerke, die eventuell bei Bodentests eingesetzt wurden. Damit dürften gerade mal noch rund 20 Triebwerke gelagert sein.
Nach der derzeitigen Startliste (laut Wikipedia) würden die Triebwerke damit gerade mal bis (rechnet man die zwangsläufigen Verzögerungen mit ein) ca Mitte 2013, also nur noch knapp 3 Jahre ausreichen. Immerhin steigen die Starts der Atlas 5 jetzt ziemlich an, da die neue Navstar Generation jetzt nicht mehr mit der Delta 2, sondern mit der Atlas 5 gestartet werden. Das ist ganz schön knapp, ich könnte mir vorstellen, das da einige im Pentagon durchaus nervös werden können.
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Immerhin steigen die Starts der Atlas 5 jetzt ziemlich an, da die neue Navstar Generation jetzt nicht mehr mit der Delta 2, sondern mit der Atlas 5 gestartet werden.
Einige mit Atlas 5, andere mit Delta 4
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Einige mit Atlas 5, andere mit Delta 4
Sind eigentlich aktuell überhaupt noch Starts für die Delta 4 Medium geplant? Ende Mai gab es zwar einen Delta 4 Flug mit einem Navstar, aber weitere Flüge sind laut Wikipedia aktuell scheinbar nicht geplant. Die Atlas 5 hat laut Wikipedia ein volles Backlog mit über 20 Flügen in den nächsten 3 Jahren, die Delta 4 hat dagegen nur 2 Delta 4 Heavy Flüge (einen davon von Vandenberg) in den nächsten Monaten, weitere Flüge sind aktuell nicht aufgeführt. Kommt da noch etwas oder setzt man zukünftig nur noch die Delta 4 Heavy ein und fliegt alles andere auf der Atlas?
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Wikipedia ist hier vielleicht nicht "die Quelle". Die USAF möchte beide Träger nutzen, aus strategischen Überlegungen. Damit wird man auch beide weiterhin mit Missionen versorgen. Man plant auf Seiten der USAF jetzt sogar in die Richtung, dass man nicht mehr einen Satelliten einer Rakete zuweißt, sondern immer mehrere Satelliten einer Rakete "in der Pipeline", um bei Verzögerungen bei einem Satelliten trotzdem eine effektive Startrate hinzubekommen für die vielen anstehenden Missionen. Auch die Delta wird nicht "zu wenig" bekommen. Es ist eher so, dass es zu wenig Starts gibt.
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Die zukünftigen Starts der Delta IV laut nasaspaceflight (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=8184.msg636794#msg636794):
21 October, 02:00 - NRO L-32 - Delta IV-H - Canaveral SLC-37B
2011:
15 January - NRO L-49 - Delta IV-H - Vandenberg SLC-6
11 March - NRO L-27 - Delta IV-M+(4,2) - Canaveral SLC-37B
23 June - GPS IIF-5 - Delta IV-M+(4,2) - Canaveral SLC-37B
September - TBD - Delta IV - TBD
15 December - NRO L-15 - Delta IV-H - Canaveral SLC-37B
TBD - NRO L-25 - Delta IV-M+(5,2) - Vandenberg SLC-6
Für 2012 stehen keine direkten Delta IV Starts im Plan, allerdings stehen mehrere "EELV-Starts", und da die Atlas V für 2012 ziemlich ausgebucht ist, denke ich dass ein großer Teil dieser Starts letzlich auf die Delta IV fallen wird.
Auch auf lange Sicht (2015) sind bereits Starts für die DIV-H gebucht, also müsste man die Atlas V Heavy entwickeln und starten, bevor man diese überhaupt umlegen könnte.
Dazu muss man auch berücksichtigen, dass ein Heavy-Start die Produktionsanlagen fast 3 mal so lange beansprucht, wie ein Medium-Start. Ist es derzeit Kapazitätstechnisch überhaupt möglich, für einen Träger soviele Cores zu produzieren, dass man sämtlichen "normalen" und Heavy-Starts abdeckt? Ich denke nicht.
Kurz gesagt: Nehmen wir an man könnte alle 1,5 Monate eine Delta IV Medium starten. Könnte man dann davon ausgehen, dass eine Delta IV Heavy 4,5 Monate für sich beansprucht?
Würde bei einer Atlas 5 Heavy das selbe gelten?
Dazu kommt, dass die Heavy die Infrastrukturen in Vandenberg und am Cape länger besetzt. Vor dem ersten Start der DIV Heavy von Vandenberg steht sie mehrere Monate am Pad.
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@ GlassMoon
Danke für die Infos. Sollte mir mal angewöhnen, auch mehr auf englischsprachigen Seiten zu suchen.
Was die Startraten betrifft: Bei mehrjährigen Bestellungen und vernünftigen Planungen sollte es durchaus möglich sein, alle Starts mit einem Träger abzuwickeln. Man muss nur genügend Zeit einplanen, die Produktionsanlagen auf eine ausreichende Kapazität zu bringen, damit man genügend Core Stufen fertigen kann. Das könnte eh nötig sein, ein EELV Small als Ersatz der Delta 2 für kleine Nutzlasten ist ja immer noch in der Überlegung. Allerdings brauchte man dann am Cape einen weiteren Startplatz, mit nur einer Rampe würde man dann definitiv nicht mehr hinkommen, wenn man alle Starts mit einem Modell abwicken will. Dazu kommt die Entwicklung der Atlas 5 HVL. Da man beide Träger jetzt aber im gleichen Werk baut, kann man dadurch die Kosten wohl ebenfalls etwas senken, ohne erst Milliarden (in neue Rampe und HVL) investieren zu müssen. Zudem will man ja auch weiterhin beide Träger verwenden und akzeptiert dadurch auch etwas höhere Kosten. Am freien Markt hat man eh kaum Interesse, aktuell ist man ja mit Regirungsaufträgen gut genug ausgelastet und wie man am Beispiel Sealaunch und Ariane sieht, lohnt es sich auch kaum.
Ich sehe zwar nicht wirklich einen Grund, warum man so lange für die Startvorbereitungen einer Heavy braucht, aber der Start einer Delta 4 Heavy ist halt etwas aufwendiger. Bei Ariane und bei den Medium Versionen geht das allerdings bedeutend schneller.
Aktuell sieht es jedenfalls so aus, als wären beide EELV Träger durch den Wegfall der Delta 2 auf mittlere Sicht gut ausgelastet. Und sollten nach 2015 bemannte Flüge dazu kommen (falls man sich für einen bemannten Träger auf EELV Basis entscheidet), braucht man sich wohl über die Zukunft beider Träger keine Sorgen zu machen.
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....Für 2012 stehen keine direkten Delta IV Starts im Plan, allerdings stehen mehrere "EELV-Starts", und da die Atlas V für 2012 ziemlich ausgebucht ist, denke ich dass ein großer Teil dieser Starts letzlich auf die Delta IV fallen wird....
Für Nutzlasten mit einer Beteiligung von Boeing lässt sich das dort http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/launch/launch_sched.html (http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/launch/launch_sched.html) nachschauen.
Gruß Pirx
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Am 26. Oktober hat man in Russland ein RD-180 Triebwerk getestet. Dies war der 200. Test eines solchen Triebwerks und dauerte 201,5s. Das Triebwerk ist ein Serientriebwerk und wird in einer Atlas V eingesetzt werden. In diesem Jahr ist es das 7. Triebwerk, dass in die USA geliefert wird. Das heißt, dass die Lagerbestände in diesem Jahr um 2 Triebwerke aufgestockt werden (5 Starts, wovon einer noch aussteht).
mfg websquid
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ULA möchte die Wasserstoffflamme beim Delta IV Start verhindern:
http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=space&id=news/asd/2011/08/04/04.xml&headline=ULA%20Plans%20Fix%20For%20Delta%20IV%20Heavy%20Launch%20Flame (http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=space&id=news/asd/2011/08/04/04.xml&headline=ULA%20Plans%20Fix%20For%20Delta%20IV%20Heavy%20Launch%20Flame)
Für den Anfang möchte man nicht mehr alle RS-68 gleichzeitig zünden sondern ein Triebwerk ein paar Sekunden vorher. Langfristig möchte man den kompletten Zündvorgang überarbeiten.
Hier sieht man die Flamme:
ws
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Ein verbesserter GEM-60 Motor wurde von ATK getestet:
http://atk.mediaroom.com/2012-05-31-ATK-and-United-Launch-Alliance-Successfully-Test-GEM-60-Motor (http://atk.mediaroom.com/2012-05-31-ATK-and-United-Launch-Alliance-Successfully-Test-GEM-60-Motor)
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Da wir das Thema gerade im Chat haben...
Anscheinend ist ja nur die Atlas V, aber nicht die Delta IV für nukleare Nutzlasten zugelassen.
Weiß jemand, warum die Delta diese nicht starten darf? Gibt es dafür einen technischen Grund (wie z.B. zu empfindliche Elektronik) oder fehlt nur die Zulassung?
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Das Department of Defense (DoD) beauftragt die ULA für das FY2013 über 1,168 Mrd $.
Dabei ist nicht bekannt, wieviele Delta und Atlas Starts vom DoD eingekauft werden.
http://www.defenseindustrydaily.com/eelv-contracts-after-the-merger-02818/?utm_source=rss&utm_medium=feed&utm_campaign=Feed%3A+did%2Frss+%28Defense+Industry+Daily%29 (http://www.defenseindustrydaily.com/eelv-contracts-after-the-merger-02818/?utm_source=rss&utm_medium=feed&utm_campaign=Feed%3A+did%2Frss+%28Defense+Industry+Daily%29)
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[...] 1,168 Mrd $. Dabei ist nicht bekannt, wieviele Delta und Atlas Starts vom DoD eingekauft werden.
Wäre ich böse, würde ich jetzt sagen: Ein Start ;D
Gruß, Klaus
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Ich glaub, dass ist der Infrastrukturinstandhaltungsauftrag, den bekommen die jedes Jahr für ca. 1 Milliarde Dollar. Da ist ein Start noch nicht mit inbegriffen, der kostet nochmal extra.
Hier stehts:
United Launch Services, Littleton, Colo. (FA8811-13-C-0001), is being awarded a $1,167,800,000 cost plus incentive fee and cost plus fixed fee contract for launch capability for the Delta IV and Atlas V. The location of the performance is Littleton, Colo. Work is expected to be completed by Sept. 30, 2013. The contracting activity is SMC/LRK, Los Angeles Air Force Base, Calif.
Quelle: http://www.defense.gov/contracts/contract.aspx?contractid=4887 (http://www.defense.gov/contracts/contract.aspx?contractid=4887)
"Launch capability" = Startfähigkeit.
Siehe auch hier: http://www.spacenews.com/military/120806-lawmakers-curb-eelv-block-buy.html (http://www.spacenews.com/military/120806-lawmakers-curb-eelv-block-buy.html)
Besides paying Denver-based ULA for the hardware and services associated with specific Atlas 5 and Delta 4 rocket launches, the Defense Department also covers a portion of the company’s overhead under the cost-plus EELV Launch Capability contract.
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Wegen der RL-10 Anomalie und dem Merlin Ausfall bleiben die großen US-Raketen erstmal am Boden. Wird der Taurus II Jungfernflug der letzte verbleibende US-Start dieses Jahr? Oder war der Dragonstart bereits der letzte US-Start des Jahres?
Die große Frage ist, wie lange die RL-10 Untersuchung dauert und wann die EELV wieder freigegeben werden. Eigentlich sollten die EELV ja auch Redundanz bieten aber bei einem Common Mode Problem (RL-10) ist das natürlich nicht mehr der Fall.
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Nana, was schreibst du denn noch von "Taurus II"? ;)
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Da dies gerade an anderer Stelle diskutiert wird, hier ein Dokument der ULA zum RD-180 aus dem Jahr 2011. Es geht auch auf die vertraglichen Vereinbarungen zwischen den Partnern sowie den Datenaustausch ein:
http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Evolution/RD180EstablishedRecord201108_0201.pdf (http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Evolution/RD180EstablishedRecord201108_0201.pdf)
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Da dies gerade an anderer Stelle diskutiert wird, hier ein Dokument der ULA zum RD-180 aus dem Jahr 2011. Es geht auch auf die vertraglichen Vereinbarungen zwischen den Partnern sowie den Datenaustausch ein:
http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Evolution/RD180EstablishedRecord201108_0201.pdf (http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Evolution/RD180EstablishedRecord201108_0201.pdf)
Ein sehr interessantes Dokument.
Zu dem auslaufen der Lizenz. Ich werde das heute mal raussuchen. Es waren zwei Erwähnungen ohne Quelle, aber unwidersprochen. Ob es wirklich stimmt, kann ich also nicht absolut behaupten. Angenommen es stimmt, sollte man lieber ein eigenes Triebwerk entwickeln.
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Habs gefunden.
Ein Twitter von Jeff Foust, er zitiert Griffin.
https://twitter.com/jeff_foust/status/464436170219606016
Griffin: we have the ability to produce the RD-180 in the US. The question, though, is should we? License for doing so expires in 2022.
Wir haben die Fähigkeit RD-180 in den USA zu produzieren. Die Frage ist allerdings, sollten wir? Die Lizenz dafür läuft 2022 aus.
Griffin sollte es wissen.
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Der Grund steht auch in oben verinkten Dokument:
Often times the license and ITAR regulations limit the type of discussions and data transfers that take place between NPO Energomash, United Launch Alliance, and Pratt & Whitney Rocketdyne. Despite this challenge, there
has been an enhancement of communication since the program began. Over time the license or technical assistance agreement has undergone revisions and improvements. These revisions have not necessarily increased or decreased the scope of what is allowed, but the restrictions have become better defined and better understood by all parties. Typically a technical license defined or agreed upon by the U.S. government expires between ten and twelve years. Revisions are added, relationships between companies, and relationships between governments change.
Es scheint also ein Standardprozedere zu sein, das technische Lizenzen welche die Zustimmung der US Regierung beduerfen, auf 10 bis 12 Jahre beschraenkt sind. So hat man die Moeglichkeit, diese bei Verlaengerung anzupassen.
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Unter diesen Umständen macht es keinen Sinn, die Produktion des RD-180 in den USA aufzunehmen. Da fährt man besser damit, ein eigenes Triebwerk zu entwickeln. Das Problem ist halt, das das RD-180 ein sehr effizientes Hauptstromtriebwerk ist und die USA nie ein vergleichbares Triebwerk entwickelt haben. Sieht man mal von SpaceX mit seinem Merlin ab, so wurde das letzte Kerosin-Triebwerk in den USA in den 60er Jahren neu entwickelt, alles was danach kam, baute auf diesen Triebwerken auf. Sicher, man könnte sich am RD-180 orientieren und damit Grundlagenforschung einsparen, aber dennoch wird es nicht einfach. Vielleicht wird es sogar billiger, sich stattdessen am F-1 zu orientieren und ein Nebenstromtriebwerk mit etwas höherem Schub als das RD-180 zu entwickeln, quasi eine Art runter skaliertes F1. Da ein Nebenstromtriebwerk weniger effizient ist, braucht es mehr Treibstoff, für die gleiche Nutzlast muss man also die Stufe etwas vergrößern. Eine etwas vergrößerte Stufe wiegt natürlich auch etwas mehr, weswegen das Triebwerk auch etwas mehr Schub braucht. Nachteil: Man muss an die 1. Stufe ran und diese verlängern und eventuell auch verbreitern.
Allerdings dürfte ein Nebenstromtriebwerk einfacher zu entwickeln sein, und, wenn man sich an der Philosophie des F-1 orientiert, aufgrund des niedrigeren Brennkammerdrucks und der wenigen Teile auch besser für einen bemannten Einsatz geeignet sein. Im Jahr 2022 fliegen die EELVs bereits 20 Jahre, da s ist auch für Trägerraketen eine lange Zeit. Nach dieser Zeit ist eine Weiterentwicklung durchaus üblich, zudem wenn aufgrund der geänderten politischen Bedingungen der weitere Einsatz der russischen RD-180 nicht zweckmäßig erscheint. Ehe man jetzt allein 1 Milliarde Dollar für die Produktionsaufnahme des RD-180 in den USA ausgibt und dieses Triebwerk nur ein paar Jahre produzieren kann, macht es mehr Sinn, lieber gleich etwas Eigenes zu entwickeln. Für dieses Geld lässt sich vermutlich problemlos ein passendes Nebenstromtriebwerk entwickeln und gleichzeitig die Grundstufe der Atlas anpassen. Zudem dürfte ein solches Triebwerk deutlich schneller zu entwickeln sein als ein passendes Hauptstromtriebwerk, so dass man die Zeit, in der die Atlas nicht zur Verfügung steht, minimiert werden kann. Da das DoD ja auch weiterhin zwei verschiedene Träger im Einsatz halten möchte, wird man um eine solche Entscheidung nicht umhin kommen, die Delta 4 entsprechend aufzurüsten genügt da nicht.
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Als Ersatz für das RD-180 würde sich meiner Meinung nach am ehesten das TR-107 anbieten, gebaut von Northrop Grumman für die Space Launch Initiative vor etwa zehn Jahren. Ich bin darüber gestolpert, als ich über Tom Mueller recherchiert habe. Der hatte bei TRW vor dem Kauf durch Northrop Grumman das TR-106 entwickelt, auf dem das TR-107 basiert.
Das TR-107 ist ein pintle injector Triebwerk, sehr preisgünstig zu bauen. Es liefert mit 4.900 kN sogar noch 25% mehr Schub als das RD-180. Leider habe ich kaum Info darüber gefunden, aber die Effizienz des RD-180 hat es wohl nicht.
Eine komplett neue Triebwerksentwicklung würde sich wohl kaum lohnen.
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Es gibt ja noch das AJ-1E6 von Aerojet und das F-1B von Rocketdyne und Dynetics. Es ist ja nicht so, dass es keine Optionen gibt. Wie MR schon drauf hingewiesen hatte würde sich vllt. auch eine neue Trägerrakete lohnen. Die Entwicklung könnte man an die Advanced Booster Ausschreibung der NASA koppeln.
F-1B
(https://images.raumfahrer.net/up032412.jpg)
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Es gibt ja noch das AJ-1E6 von Aerojet und das F-1B von Rocketdyne und Dynetics. Es ist ja nicht so, dass es keine Optionen gibt. Wie MR schon drauf hingewiesen hatte würde sich vllt. auch eine neue Trägerrakete lohnen. Die Entwicklung könnte man an die Advanced Booster Ausschreibung der NASA koppeln.
Könnte? ich dachte da läuft schon was? Dazu:
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002714.pdf (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002714.pdf)
Die PDF lässt sich hier irgendwie schwer öffnen, direkt mit dem Adobe Reader ging es dann irgendwann.
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Als Ersatz für das RD-180 würde sich meiner Meinung nach am ehesten das TR-107 anbieten, gebaut von Northrop Grumman für die Space Launch Initiative vor etwa zehn Jahren. Ich bin darüber gestolpert, als ich über Tom Mueller recherchiert habe. Der hatte bei TRW vor dem Kauf durch Northrop Grumman das TR-106 entwickelt, auf dem das TR-107 basiert.
Das TR-107 ist ein pintle injector Triebwerk, sehr preisgünstig zu bauen. Es liefert mit 4.900 kN sogar noch 25% mehr Schub als das RD-180. Leider habe ich kaum Info darüber gefunden, aber die Effizienz des RD-180 hat es wohl nicht.
Klingt sehr interessant. Bei einem Brennkammerdruck von 177 Bar ist es definitiv ein Hauptstromtriebwerk, für ein Nebenstromtriebwerk ist der Brennkammerdruck zu hoch. Selbst wenn es nicht ganz die Effizienz des RD-180 hat, dürfte es doch sehr gut passen. Um die gleiche Nutzlast zu erzielen wie mit dem RD-180, müsste die erste Stufe zwar etwas verlängert werden, das dürfte aber recht unkritisch sein. Je nachdem, wie zuverlässig das Triebwerk ist, dürfte es ein passender Ersatz des RD-180 sein, der zudem offensichtlich auch noch günstig zu produzieren sein dürfte.
Das Triebwerk dürfte aber auch nicht zu schubstark sein: Mehr als 5000 KN würde eine komplette Umkonstruktion der 1. Stufe nötig machen, was wiederrum die Kosten deutlich in die Höhe treiben würde.
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Ich hab mir mal einen schnellen Überblick über die Möglichkeiten verschafft. Ich bin zwar durchaus ein großer Fan des F-1, aber das F-1B ist einfach zu groß und zu schubstark. Man müsste es auf unter 50 % drosseln und dennoch müsste die Grundstufe der Atlas 5 komplett umkonstruiert werden. Das ist leider keine Option. Am besten geeignet wären TR-107 (zudem ich nur sehr wenig gefunden habe) oder das AJ-1E6. Gerade letzteres wäre wohl ein sehr guter Ersatz des RD-180. Je nachdem, wie weit die Entwicklung gediegen ist, halte ich des durchaus für denkbar, das man dieses Triebwerk recht schnell in den Einsatz übernehmen könnte.
Mal sehen, wie sich ULA entscheidet. Man dürfte die Entscheidung auf keinen Fall auf die lange Bank schieben, denn in der aktuellen politischen Lage und auch nach den massiven Preissteigerungen in Russland ist ein US-Ersatz des RD-180 überfällig.
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Es gibt ja noch das AJ-1E6 von Aerojet und das F-1B von Rocketdyne und Dynetics. Es ist ja nicht so, dass es keine Optionen gibt. Wie MR schon drauf hingewiesen hatte würde sich vllt. auch eine neue Trägerrakete lohnen. Die Entwicklung könnte man an die Advanced Booster Ausschreibung der NASA koppeln.
Könnte? ich dachte da läuft schon was? Dazu:
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002714.pdf (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20140002714.pdf)
Die PDF lässt sich hier irgendwie schwer öffnen, direkt mit dem Adobe Reader ging es dann irgendwann.
Ja der NTRS Server, bei mir hat es sich bewährt die PDFs herunterzuladen statt im Browser zu öffnen.
Ja da läuft schon was, siehe z.B. Pyrios mit dem F-1B Triebwerken.
Hier ein bild des AJ-1E6 aus der oben verlinkten PDF, es erinnert schon stark an das RD-180 und soll ja laut Slide auch ein Staged Combustion Triebwerk sein. Wie man dem Slide entnehmen kann könnte das AJ-1E6 eine Lösung für Antares, Atlas V und SLS Booster sein.
(https://cdn.mediacru.sh/SbTt6BSOzEyt.png)
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Mal sehen, wie sich ULA entscheidet. Man dürfte die Entscheidung auf keinen Fall auf die lange Bank schieben, denn in der aktuellen politischen Lage und auch nach den massiven Preissteigerungen in Russland ist ein US-Ersatz des RD-180 überfällig.
Ich glaub wir beide hoffen drauf, das der Atlas V neues Leben ein gehaucht wird und das AJ-1E6 scheint ein guter Kandidat dafür zu sein. Mal schauen sollen ja bald neue Erkenntnisse Vorliegen.
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Als Ersatz für das RD-180 würde sich meiner Meinung nach am ehesten das TR-107 anbieten, gebaut von Northrop Grumman für die Space Launch Initiative vor etwa zehn Jahren. Ich bin darüber gestolpert, als ich über Tom Mueller recherchiert habe. Der hatte bei TRW vor dem Kauf durch Northrop Grumman das TR-106 entwickelt, auf dem das TR-107 basiert.
Das TR-107 ist ein pintle injector Triebwerk, sehr preisgünstig zu bauen. Es liefert mit 4.900 kN sogar noch 25% mehr Schub als das RD-180. Leider habe ich kaum Info darüber gefunden, aber die Effizienz des RD-180 hat es wohl nicht.
Eine komplett neue Triebwerksentwicklung würde sich wohl kaum lohnen.
Es gibt einen Thread zu möglichen Alternativen bei NSF.
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34595.0 (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34595.0)
Im letzten Beitrag argumentiert jemand, TR-107 kommt nicht in Frage. Es wäre geeignet, schnell und kostengünstig verfügbar und an sowas ist der Kongress nicht interessiert. Man braucht ein milliardenschweres Entwicklungsprogramm. :'(
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Ich glaub wir beide hoffen drauf, das der Atlas V neues Leben ein gehaucht wird und das AJ-1E6 scheint ein guter Kandidat dafür zu sein.
Das AJ-1E6 ist aber bisher ein Papiertiger. Das TR-107 ist fertig entwicklt und müsste an sich nur gebaut und getestet werden.
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Es gibt einen Thread zu möglichen Alternativen bei NSF.
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34595.0 (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34595.0)
Im letzten Beitrag argumentiert jemand, TR-107 kommt nicht in Frage. Es wäre geeignet, schnell und kostengünstig verfügbar und an sowas ist der Kongress nicht interessiert. Man braucht ein milliardenschweres Entwicklungsprogramm. :'(
Es würde mich ehrlich gesagt nicht im geringsten wundern, wenn genau das der Fall ist. Es würde einfach zu gut zum Kongress und zu ULA passen. >:(
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Hats von TR-107 einen einzigen Test gegeben?
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Mal hier schauen: (Dokument von 2003)
http://www.nasa.gov/centers/marshall/pdf/172380main_tr107.pdf (http://www.nasa.gov/centers/marshall/pdf/172380main_tr107.pdf)
Komponenten wurden entwickelt, von einem Triebwerk ist das noch weit entfernt.
Außerdem: in 2002 hat Tom Mueller TRW verlassen um zu SpaceX zu gehen. Hätte er das gemacht, wenn dieses Triebwerk eine reale Realisierungschance gehabt hätte? Nein, es war von Anfang an klar, das hier nichts geht und er hat sich spannenderen Aufgaben zugewandt.
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Mal hier schauen: (Dokument von 2003)
http://www.nasa.gov/centers/marshall/pdf/172380main_tr107.pdf (http://www.nasa.gov/centers/marshall/pdf/172380main_tr107.pdf)
Komponenten wurden entwickelt, von einem Triebwerk ist das noch weit entfernt.
Außerdem: in 2002 hat Tom Mueller TRW verlassen um zu SpaceX zu gehen. Hätte er das gemacht, wenn dieses Triebwerk eine reale Realisierungschance gehabt hätte? Nein, es war von Anfang an klar, das hier nichts geht und er hat sich spannenderen Aufgaben zugewandt.
So habe ich es auch gefunden bei einer kurzen Suche. Es wäre aber ein Triebwerk das passt und es gibt schon eine Menge konzeptionelle Arbeit. Es wäre ein guter Startpunkt, wenn man zügig und mit günstigen Kosten eine Alternative zum RD-180 will. Soweit ich das als Laie aus verfügbaren Informationen beurteilen kann.
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In dem oben von Führerschein verlinkten Thread bei NSF steht etwas von einem PDF von Gary Lyles (NASA) von 2012 über das SLS Programm. Tests wurden demnach durchgeführt, aber nicht mit einem vollständigen TR-107. Im Vergleich mit dem RS-84 ist das Triebwerk leichter und T/W ratio besser. Der ISP minimal geringer, was bei einem Startstufentriebwerk aber nicht wichtig ist. Etwas später im Thread steht, daß die Entwicklung abgeschlossen ist und das Triebwerk mit nur kleinen Modifikationen der Atlas Startstufe innerhalb von zwei Jahren fliegen könnte. Ich kann das aber auf die Schnelle nicht verifizieren.
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Außerdem: in 2002 hat Tom Mueller TRW verlassen um zu SpaceX zu gehen. Hätte er das gemacht, wenn dieses Triebwerk eine reale Realisierungschance gehabt hätte? Nein, es war von Anfang an klar, das hier nichts geht und er hat sich spannenderen Aufgaben zugewandt.
Tom Mueller hat bei TRW das TR-106 entwickelt, auf dem das TR-107 beruht. Dieses Triebwerk war bereits fertig und getestet. Das TR-107 hat dann Northrop Grumman nach dem Kauf von TRW entwickelt.
Ja, spannender ist es bei SpaceX auf jeden Fall, wenn man nicht nur Triebwerke entwickeln sondern die dann auch fliegen sehen will. ;D
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Ich glaub wir beide hoffen drauf, das der Atlas V neues Leben ein gehaucht wird und das AJ-1E6 scheint ein guter Kandidat dafür zu sein.
Das AJ-1E6 ist aber bisher ein Papiertiger. Das TR-107 ist fertig entwicklt und müsste an sich nur gebaut und getestet werden.
Nun für mich waren beide bis jetzt nur Papiertiger. ;)
Warten wir es einfach ab ob es überhaupt notwendig wird und wenn wie man verfährt.
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Warten wir es einfach ab ob es überhaupt notwendig wird und wenn wie man verfährt.
Naja, viele Möglichkeiten gibt es nicht.
- Abwarten und Tee trinken.
- Passendes Triebwerk wie TR-107 nutzen, Startstufe evtl. anpassen
- Passendes Triebwerk neu entwickeln
- Komplett neue Startstufe entwickeln
- Atlas einstellen und evtl. komplett neue Rakete entwickeln
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ULA wird einen Teufel tun und die Atlas 5 einstellen, gerade jetzt, wo die Startraten hochgehen.
Nach den bisher veröffentlichten Daten über die Triebwerke ist das AJ-1E6 wohl am besten geeignet. Es kommt dem RD-180 sehr nah und im günstigsten Fall muss man nicht mal Änderungen an der Hauptstufe vornehmen. Das TR-107 ist etwas weniger geeignet, da man dafür die Startstufe anpassen und vermutlich sogar leicht verlängern müsste, aber es ist immer noch eine denkbare Alternative. Wenn man das RD-180 ersetzen will, dann wird man sich für eins dieser beiden Triebwerke entscheiden. Das F-1B ist zu groß.
Welches Triebwerk man am Ende wählen würde, darüber kann man nur raten. Das hängt nicht zuletzt von den Sicherheitsbeurteilungen, dem Preis und den nötigen Änderungen an der Hauptstufe ab. Rein technisch leichte Vorteile zwar für das AJ-1E6, aber das Rennen ist durchaus offen.
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Nachdem es jetzt rumort dass SpaceX eventuell den Raptor für die Atlas als Ersatz fürs RD-180 ins Rennen wirft mal hier ein paar Gedanken dazu da es im SpaceX-Thread wohl schon zu Offtopic wird.
Grundsätzlich halte ich es am sinnvollsten die Atlas V bekommt ein in den USA gebautes eigenes Hauptstromtrom-Kerosintriebwerk mit vergleichbaren Leistungsdaten wie das RD-180 (Davon abgesehen würde ich mich natürlich am meisten freuen hier bleibt es wie es ist, beziehungen werden wieder freundlicher und Russland exportiert das RD-180 gerne und die USA nehmen es gerne, die Kalte-Kriegsrhetorik der letzen Zeit ist ja schauderhaft genug). Das USA-Ersatztriebwerk würde die minimalsten Änderungen an der nach zahlreichen problemlosen Flügen etablierten Atlas bedeuten. Designs bzw. Ideen für solch ein Triebwerk hat man ja offenbar in der Schublade. So müsste "nur" dieses Triebwerk entwickelt und zertifiziert werden und könnte dann nahtlos das RD-180 ersetzen, ohne weitere Änderungen an der gut funktionierenden Atlas V. Das gäbe eventuell auch Synergien für die Auschreibung der neuen Flüssigbooster am SLS.
Aber dann die Idee, das Raptor, welches SpaceX sowieso entwickeln würde, könnte auch die Atlas befeuern hat schoin was. Neben Hauptzweck MCT könnten dann auch vereinfachte Raptoren für die Atlas abfallen, die braucht ja keine Wiederverwendung, also könnte dieses dann noch günstiger als ohnehin produziert werden, siehe z.B. auch das RS-68. Der Haken an der Sache ist natürlich, ohne jetzt polemisch oder änliches zu werden, ein >1 Meganewton Nebenstromtriebwerk mit Kerosin zu entwickeln ist eine Sache, das hat SpaceX mittlerweile gut hinbekommen, aber da gibts auch genug Daten, Wissen und Beispiele in den USA wie das funktioniert. Ein fast 5 Meganewton Haupstromtriebwerk mit Methan hats aber überhaupt noch nicht gegeben und man darf schon ein paar zweifel anmelden dass das so schnell wie einige denken einsatzbereit wäre. das ist eine ganz andere Schuhgröße an die sich Musk da heranwagt...
Aber ok, davon ausgehend es klappt und Raptor kommt schneller zum Einsatz als gedacht, was würde das für einen Einsatz in der Atlas bedeuten? Also die erste Stufe würde dann nahezu eine komplette Neukonstruktion ergeben, sie müsste insgesamt größer sein, Tanklängen ändern sich, Treibstoffleitungen, isolierung, Schubgerüst... also eine quasi Neukonstruktion der ersten Stufe. Hat man das dann erledigt hat man aber plötzlich drei verschiedene kryogene Treibstoffe und somit Mehraufwand im Groundsupport etc und nicht mehr zwei kryogene und einen einfacher zu händelnden Treibstoff. Dann ist natürlich die Überlegung auch die Centaur-Oberstufe auf Methan umzustellen wenn man konsequent ist. Das RL-10 wurde bereits in den 60ern mit Methan getestet, da der Waserstoff in der Centaur ein viel größeres Volumen einnimmt als Methan müsste trotz dem schlechteren ISP die Centaur wohl nicht in ihren Abmessungen geändert werden, lediglich die Trennwand zwischen den tanks müsste verschoben werden was aber bei der Centaur nicht der grosse Aufwand wäre. Alternativ lässt man die Centaur weg und übernimmt eine adaptierte Form der Delta IV-Oberstufe.
Dann hätte man eine Voll-Methan Atlas VI mit variablen Feststoffboostern die dank einem günstigem Raptor und gleichen Treibstoffen in den Stufen eventuell sogar recht günstig daherkommt. Reizvoll allemal. Aber macht das alles noch Sinn wenn die Falcon 9 auch zu den EELV dazukommt? Dann hätte man gleich drei Träger. Eventuell wäre es doch besser die Atlas am Ende ganz einzustellen?
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Die Aussagen des USAF-Generals lass ich mal offen. Vielleicht ist er auf einen Job bei SpaceX scharf, anders kann ich es mir nicht erklären. Solange wie es um eine Wegwerfrakete geht, bringt Methan mehr Nachteile als Vorteile. Warum also soll man die Atlas 5 oder einen eventuellen EELV-Nachfolger mit Methan fliegen lassen, wo doch bis heute kein großes Methan-Erststufentriebwerk entwickelt wurde? Da ist es viel billiger, die bisherige Erststufe der Atlas 5 weiter zu verwenden und nur ein neues Kerosin-Triebwerk zu entwickeln.
Ich habe da eine andere Theorie. Man ist zu dem Ergebnis gekommen, daß ein Lizenznachbau nichts bringt. Ein Kerosin-Triebwerk bauen, das einfach als Ersatz des RD-180 in die Atlas V eingebaut werden kann, ist sicher schwierig und langwierig.
Wenn man aber sowieso Änderungen an der Atlas vornehmen muß, wird es attraktiver, gleich ein ganz neues modernes Triebwerk und die Erststufe dafür zu bauen.
Ich bin der gleichen Meinung wie Gerry, daß der optimale Nutzen in Bezug auf Startkosten erst erreicht wird, wenn es auch eine Methan-Oberstufe gibt.
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Angenommen SpaceX bekommt den Auftrag für das Erststufentriebwerk, dann bleibt noch die Frage, wer den neuen Träger baut.
SpaceX nicht, das passt nicht in ihre Entwicklungsplanung.
ULA könnte wohl, die haben genug fähige Ingenieure, darf aber nicht. Es sei denn die Elterngesellschaften Boeing und Lockheed Martin einigen sich und geben ULA den Auftrag. Wenn nicht, wäre ULA nach Ablauf des derzeitigen Blockkaufes weg. Gegen Falcon 9 und einen neuen modernen EELV-Träger könnten sie mit der teuren und schwer zu integrierenden Delta IV nicht konkurrieren.
Boeing und Lockheed Martin könnten aber eigene Angebote unterbreiten.
Dann käme noch Orbital in Frage, wenn sie in den Markt wollen.
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Ich habe da eine andere Theorie. Man ist zu dem Ergebnis gekommen, daß ein Lizenznachbau nichts bringt. Ein Kerosin-Triebwerk bauen, das einfach als Ersatz des RD-180 in die Atlas V eingebaut werden kann, ist sicher schwierig und langwierig.
Wenn man aber sowieso Änderungen an der Atlas vornehmen muß, wird es attraktiver, gleich ein ganz neues modernes Triebwerk und die Erststufe dafür zu bauen.
Ich bin der gleichen Meinung wie Gerry, daß der optimale Nutzen in Bezug auf Startkosten erst erreicht wird, wenn es auch eine Methan-Oberstufe gibt.
Ist halt nur die Frage, warum sollte man in der ersten Stufe Methan nehmen? Einen Vorteil bringt das nicht. Zum einen müsste man dafür die Stufe komplett umkonstruieren, was nicht billig wird. Selbst wenn ein neues Kerosintriebwerk nicht die gleiche Effizienz haben sollte wie das RD-180, so fallen die Änderungen an der Stufe recht gering aus, eine simple Verlängerung genügt. Zudem wirc es sicher auch alles andere als Einfach, ein Hauptstrom-Methan Triebwerk zu entwickeln. Ich vermute mal eher, das wird noch schwerer als die Entwicklung eines Rd-180 Ersatzes. Man hat mit Methan bei Grosstriebwerken keine Erfahrung, da gibt es auch international keine Erfahrungen. Dazu fehlen den USA auch grosse Erfahrungen mit der Hauptstrom-Technik. Schon das ist problematisch, aber dazunoch ein komplett neuer Treibstoff macht eine Entwicklung noch kritischer. Zusätzlich zu den reinen Entwicklungskosten fällt da noch eine Menge an Grundlagenforschung an. Das wird am Ende weitaus teurer als ein einfacher Ersatz für das RD-180, ohne einen praktis hen Nutzen.
Auch in der Oberstufe sehe ich keinen Nutzen bei der Verwendung von Methan. Sicher, man könnte das RL-10 auf Methan umrüsten, aber wozu? Die Kosten würden nur minimal sinken, die Nutzlast dafür sehr deutlich. Da genügt auch der leichte Zuwachs durch die etwas leistungsfähiger Startstufe nicht. Um die Nutzlast zu erhalten, müsste man auch die Oberstufe komplett umkonstruieren. Das treibt die Kosten zusatzlich hoch. Ich glaube auch nicht, das eine Methanoberstufe viel billiger wäre. Ein Methan-Triebwerk ist nicht viel weniger aufwendig als ein Wasserstoff-Triebwerk, vermutlich wurde man in diesem Fall eh ein auf Methan ein umgerustetes RL-10 verwenden. Da kann an auch bei Wasserstoff bleiben. Niedrigere Kosten erreicht man eher durch eine vernünftige und rationale Fertigung. Der Blockkauf ist da schon ein gutes Beispiel.
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Dann ist natürlich die Überlegung auch die Centaur-Oberstufe auf Methan umzustellen wenn man konsequent ist. Das RL-10 wurde bereits in den 60ern mit Methan getestet, da der Waserstoff in der Centaur ein viel größeres Volumen einnimmt als Methan müsste trotz dem schlechteren ISP die Centaur wohl nicht in ihren Abmessungen geändert werden, lediglich die Trennwand zwischen den tanks müsste verschoben werden was aber bei der Centaur nicht der grosse Aufwand wäre. Alternativ lässt man die Centaur weg und übernimmt eine adaptierte Form der Delta IV-Oberstufe.
Weil Raptor doch deutlich mehr Leistung als das RD-180 haben soll, könnte der Oberstufentank wohl durchaus auch ein wenig verlängert werden. Das sollte den gegenüber LH2 etwas niedrigeren ISP von LNG mehr als ausgleichen. Die potentielle Methanrakete Atlas VI hätte damit eine etwas höhere Nutzlastkapazität als die Atlas V.
Aber macht das alles noch Sinn wenn die Falcon 9 auch zu den EELV dazukommt? Dann hätte man gleich drei Träger. Eventuell wäre es doch besser die Atlas am Ende ganz einzustellen?
Konkurrenz belebt das Geschäft. ;)
Übrigens denkt man recht laut über das Ende der Delta nach, weil sie viel zu teuer ist. Wird die mögliche neue Rakete der Nachfolger sowohl von der Atlas als auch der Delta wären es wieder zwei Träger.
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Wenn eine neue EELV, z.B. Atlas VI, mit Raptor-Triebwerken von SpaceX ausgestattet werden würde, dann müsste der andere Träger wohl auch ein anderes Triebwerk erhalten, selbst wenn dieser von SpaceX gebaut würde.
Andernfalls würde Uncle Sam das Risiko eingehen müssen, dass bei einem Problem in der Triebwerkskonstruktion auf einmal beide Träger am Boden bleiben müssten - und mit ihnen die teuren und wichtigen Regierungssatelliten. Das wird man sicherlich nicht tun.
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Kein Problem, Falcon 9 und Heavy haben mit Merlin völlig andere Triebwerke. ;)
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Die einfache 9 ist aber für viele Nutzlasten der Regierung zu schwach auf der Brust, oder? Und die Rakete, für die man die Raptor-Triebwerke entwickelt, dürfte dann keine starten wegen der oben erwähnten Problematik. Nun ja, man wird sehen.
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Im Dezember will die ULA eine neue Version der RL-10 Oberstufe auf einer Atlas 5 testen. Das soll der erste Schritt zu einer gemeinsamen Oberstufe zwischen Atlas 5 und Delta IV werden.
http://spaceflightnow.com/news/n1406/04rl10c/#.U5CfYyiF98E (http://spaceflightnow.com/news/n1406/04rl10c/#.U5CfYyiF98E)
Gruß
Minotaur IV
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Die einfache 9 ist aber für viele Nutzlasten der Regierung zu schwach auf der Brust, oder? Und die Rakete, für die man die Raptor-Triebwerke entwickelt, dürfte dann keine starten wegen der oben erwähnten Problematik. Nun ja, man wird sehen.
Aber es wird die Falcon Heavy geben.
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Über die gerade jemand beim Leitenberger kommentiert hat, dass Musks Herz nicht mehr daran hängt und dass die Rakete womöglich eingestellt wird, bevor sie so richtig ans Fliegen kommt. Und nein, es war nicht der bekennende SpaceX-Chefkritiker selber.
Nun ja: Abwarten!
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Über die gerade jemand beim Leitenberger kommentiert hat, dass Musks Herz nicht mehr daran hängt und dass die Rakete womöglich eingestellt wird, bevor sie so richtig ans Fliegen kommt. Und nein, es war nicht der bekennende SpaceX-Chefkritiker selber.
Nun ja: Abwarten!
Ich bin sicher, daß es die Falcon Heavy geben wird. Ich habe aber selber schon geäußert, daß sie möglicherweise nie mit Crossfeed fliegen wird, weil der neue große MCT-Träger vielleicht früher kommt, als wir glauben. Sie würde dann nie die angekündigte Kapazität erreichen, aber trotzdem genug für so gut wie jede Satellitenmission. Das würden dann wohl einige wieder in der Kategorie nicht erreichte Ziele von SpaceX einsortieren. ;D
In der Praxis würde dann Falcon Heavy sehr bald wieder eingestellt, nur Falcon 9R würde für den Nutzlastbereich fliegen, den sie abdecken kann. Für den hypothetischen Fall, daß der MCT-Träger und ein auf Raptor basierendes EELV-System wegen Triebwerksproblemen vorübergehend ausfallen, könnte man wegen der weitgehenden Baugleichheit jederzeit kurzfristig wieder Falcon Heavy einsetzen. Vielleicht sogar mit ein paar eingelagerten Boostern auf Abruf in Wochen. Die Falcon Familie könnte so den gesamten EELV-Bereich abdecken. Obwohl natürlich Falcon 9R kein EELV ist, nach Definition. Das zweite E steht ja für Expendable und das wird Falcon 9R eben normalerweise nicht sein. :)
Streng genommen alles OT, weil der Titel EELV auf Atlas V und Delta IV einschränkt. Möglicherweise kann und sollte das geändert werden, denn die EELV-Familie wird erweitert.
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Im Dezember will die ULA eine neue Version der RL-10 Oberstufe auf einer Atlas 5 testen. Das soll der erste Schritt zu einer gemeinsamen Oberstufe zwischen Atlas 5 und Delta IV werden.
http://spaceflightnow.com/news/n1406/04rl10c/#.U5CfYyiF98E (http://spaceflightnow.com/news/n1406/04rl10c/#.U5CfYyiF98E)
Gruß
Minotaur IV
Interessant sind da auch die weiteren angesprochenen Perspektiven:
- Trotz gleicher Triebwerke RL10C auf Delta und Atlas wird die Düse weiterhin nur auf der Delta verlängerbar sein.
- Man behält auch das RL10A, da derzeit nur damit eine zwei-triebwerkige Centaur möglich ist. Die Anforderungen kommen offenbar aus Commercial-Crew-Programm.
- Man plant immer noch eine neue, 5m-Advanced Common Evolved Stage (ACES), die dann zwei RL10C tragen könnte und auf beiden Trägern zu Einsatz käme. Da jetzt aber auch ein Ersatz für das RD-180 diskutiert wird, könnten sich die Prioritäten in der Entwicklung verschieben.
- ACES soll offenbar Kleintriebwerke tragen, die aus Restgasen der Tanks befeuert werden. Damit könnte man gezielte De-Orbits der Oberstufe hinbekommen, ohne direkt Treibstoff dafür zu opfern (dafür aber etwas Zusatzmasse des Systems). 2016 soll das System getestet werden.
Schön, dass man aktiv am De-Orbit arbeitet.
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Bei Spaceflightnow gibt es einen Artikel der schreibt, dass die ULA Verträge mit mehreren US Firmen unterzeichnet hat, um nach einem neuen Triebwerk für die Atlas 5 zu suchen. Erststart mit dem neuen Triebwerk soll erst 2019 sein.
http://spaceflightnow.com/news/n1406/16ulaengine/#.U6QNqrGF98E (http://spaceflightnow.com/news/n1406/16ulaengine/#.U6QNqrGF98E)
Gruß
Minotaur IV
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Jetzt gibt es offenbar mehr Skepsis über einen Kaltstart für ein neues Triebwerkprogramm:
http://www.spaceflightnow.com/news/n1407/07engine/ (http://www.spaceflightnow.com/news/n1407/07engine/)
Despite bipartisan agreement in the House and Senate, which proposed funneling millions of dollars into an engine development program beginning next year to eventually replace the RD-180, the White House's Office of Management and Budget released a policy statement June 17 calling for a more measured approach to the propulsion predicament.
Obwohl aus dem Kongress beide Parteien Vorschläge entwickelt haben, so ein Entwicklungsprogramm zu starten, ist man im Weißen Haus vorsichtiger.
"This approach prematurely commits significant resources and would not reduce our reliance on Russian engines for at least a decade" (White House official)
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"I think it's premature to think about a new rocket engine," Bolden said. "We've been discussing this quite a bit ... Our focus is on access to space. How do we provide routine, reliable access to space? ... "NASA's approach is let's focus on access to space""
Der Ansatz wird erhebliche Ressourcen binden und die Abhängigkeit von russischer Technik frühestens in einem Jahrzehnt breduzieren. Auch Bolden sagt, dass es noch zu früh ist. NASA schaut auf einen Zugang in den Orbit an sich, wie das gelöst wird, scheint NASA sekundär zu sein.
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Moin,
als Ergänzung zu Schillrich's Beitrag:
Nix wird so heiß gegessen, wie es gekocht wird. Von Herrn Rogozin hat man seit seinem "Ausbruch" nichts mehr in dieser Hinsicht gehört, und wie sich die Situation bezüglich Verfügbarkeit von RD-180 entwickelt, wird sich schon sehr bald zeigen.
Aus dem verlinkten Artikel:There are currently 15 RD-180 engines in the United States, with 29 more engines due to arrive from Russia through 2017. A decision on a contract extension is needed next year to ensure no gap in engine deliveries in 2018 and beyond.
Es sind also zur Zeit 15 Triebwerke in den USA, 29 weitere sollen bis 2017 kommen. Nächstes Jahr müssen dann Verhandlungen über weitere Triebwerke für Lieferung ab 2018 erfolgen.
An anderer Stelle wird erwähnt, daß im August 2 weitere Triebwerke geliefert werden sollen, und daß es keinerlei Anzeichen gibt, daß das nicht passiert. ;)
Gruß
roger50
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Ich denke, man wird das einfach so wie es jetzt ist laufenlassen, bis ein Nachfolgesystem für die Atlas (evtl. auch gleich für die Delta) vorhanden ist. Man hat ja noch ein paar Jahre Zeit. Die Entwicklung des neuen Trägers wird wohl schon bald beginnen.
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@tobi
....die mit Abstand teuerste Rakete der Welt...
interessant wäre mal, grad auch im Vergleich mit Ariane, jeweils aufzutrennen in Entwicklungs/Herstellungskosten einerseits und Betreibungskosten (Aufstellen, Handling am Pad etc.)
Wie jetzt hier, könnte doch das Letztere eine ganz eklig teure Sache sein/werden oder?
Das liegt daran, dass die Delta IV keinen "common" booster core hat, wie der Name sagt. Siehe auch hier:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12541.msg247409#msg247409 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12541.msg247409#msg247409)
Die Ariane 5 fliegt nur in 2 Versionen, alle anderen Versionen wurde aus Kostengründen stillgelegt. Die Delta IV hat sehr viele Konfigurationen und die Heavy hat 3 nicht identische Booster (sehen nur identisch aus). Die Seitenbooster sind gespiegelt und nicht "punktsymmetrisch" gedreht und damit nicht(!) identisch. Die Kernstufe ist sowieso anders. Das Processing ist wohl auch suboptimal wie man bei NSF nachlesen kann. Zwar wird die Delta horizontal zusammengebaut wie die Falcon und dann vertikal gedreht, es müssen jedoch sehr viele Arbeitsschritte noch in der vertikalen Ausrichtung vorgenommen werden. Und die vertikalen Integrationstower sind sowieso deutlich teurer als eine einfache Halle wie in Russland oder bei SpaceX Standard.
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Da kommt freilich Einiges zusammen. Aber sie wird halt noch ein paarmal gebraucht....
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Tory Bruno hat mal was interessantes getwittert:
(https://pbs.twimg.com/media/B8xjOj-CEAAk5lx.jpg:large)
https://twitter.com/torybruno/status/561933155951595520
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Tory Bruno hat mal was interessantes getwittert:
(https://pbs.twimg.com/media/B8xjOj-CEAAk5lx.jpg:large)
https://twitter.com/torybruno/status/561933155951595520
Na wenn das nicht für die Wiederverwendung spricht!
Auch die Oberstufe sollte man nicht verschwenden.
Offenbar brauchte es erst einen Elon Musk, um das anzustoßen. ::)
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Hallo Jörg,
wieso spricht das für Wiederverwendung? Da sind nur Kostenanteile zu sehen (und die sind nicht überraschend) und keine absoluten Zahlen, und auch keine Aufwands-Nutzen- oder Gewinn-Verlust-Rechnung verschiedener Betriebsmodelle.
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Die Kostenaufteilung ist wirklich interessant.
Noch wesentlich interessanter wäre es gewesen, das Kostenverhätnis zwischen der ersten und der zweiten Stufe zu sehen.
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Jetzt sind ja erstmal die Kostenanteile interessant.
In der russischen Raumfahrt gibt es ja bezüglich Wiederverwendung den Ansatz, nur die Erststufentriebwerke am Fallschirm zu landen, weil das die teuersten Komponenten sind. Alles andere lohne sich nicht.
Aber auch die Strukturen und vor allem die Avionik schlagen gehörig zu Buche.
Absolute Zahlen kann es ja vorher nicht geben.
Mit absoluten Zahlen ist das überhaupt so eine Sache...
Die kann man wohl frühestens nach einigen Jahren Wiederverwendung erheben, wenn eine 1. Stufe ausgedient hat und erneuert werden muss.
Wobei die erste wohl teuer und weniger aussagefähig ist, denn die Prozesse müssen sich ja erstmal einspielen.
Es wird Fehler und Rückschläge geben, die Tests müssen optimiert werden.
Baugruppen und Arbeitsschritte müssen rationalisiert werden.
Dazu muss man erstmal sehen, welche Probleme sich genau ergeben.
Wer das jetzt vorausberechnen will, ist ein Scharlatan!
Absolute Zahlen gibt es nur für die bisherigen Raketen und die stehen auf 100% Verlust - jedes mal!
Das ist jedenfalls zu teuer.
Die ULA Raketen sind besonders teuer - deshalb müssen sie sich schon einige Gedanken machen.
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Der hohe Kostenanteil des RD-180 bei der Erststufe ist vielleicht bemerkenswert: ca. 55%.
Dagegen macht das RL-10A in der Centaur nur etwas mehr als ein Viertel aus: ca. 25%.
Auch wenn das wieder nur Anteile, und keine absoluten Werte, sind: Ist der russische Import (so) teuer? Oder machen die zusätzlichen Inspektionen und Tests samt Integration in den USA diese Triebwerke an der Atlas teuer?
PS: vielleicht wäre diese eher technische Diskussion im EELV-Thread besser aufgehoben:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=7997.0 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=7997.0)
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Der hohe Kostenanteil des RD-180 bei der Erststufe ist vielleicht bemerkenswert: ca. 55%.
Dagegen macht das RL-10A in der Centaur nur etwas mehr als ein Viertel aus: ca. 25%.
Auch wenn das wieder nur Anteile, und keine absoluten Werte, sind: Ist der russische Import (so) teuer? Oder machen die zusätzlichen Inspektionen und Tests samt Integration in den USA diese Triebwerke an der Atlas teuer?
Der Vertrag war doch über 1 Mrd Dollar für 100 Triebwerke RD-180, also 10 Mio Dollar für jedes RD-180. dann würde die ganze Erststufe ca. 20 Mio kosten. Die Oberstufe beinhaltet aber mehr Elektronik für die gesamte Flugsteuerung. Das kostet natürlich auch.
Energomash bekam in Russland bereits Schwierigkeiten, weil sie das Triebwerk angeblich unter den Eigenkosten verkaufen würden.
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Was denn: Zu billig und trotzdem zu teuer? ???
Das würde ja auch für Wiederverwendung sprechen! 8)
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Atlas-Beiträge aus dem ULA-Thread hierher verschoben ...
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Jetzt habe ich aber anlässlich des Atlas V 401 Starts mit Cygnus noch eine Frage. Wir haben darüber diskutiert das der Treibstoff noch im Weltraum entleert wird da der flüssige Wasserstoff verdampft und so die Centaur-Stufe zerreißen könnte. Ich nehme mal an das er nicht ganz entleert wird um noch den Deorbit ggf. durch zu führen.
So nun zu meiner Frage: ULA wirbt ja sehr damit das sie GEO-Flüge mit der Atlas V machen können. Wie zum Teufel halten die aber für Stunden den flüssigen Wasserstoff kühl damit es die Centaur-Stufe nicht zerreißt? :) Weil für GEO-Flüge müssten sie eine Freiflugphase bis zum Apogäum (35786 km) machen und dort die Centaur erneut zünden.
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So nun zu meiner Frage: ULA wirbt ja sehr damit das sie GEO-Flüge mit der Atlas V machen können. Wie zum Teufel halten die aber für Stunden den flüssigen Wasserstoff kühl damit es die Centaur-Stufe nicht zerreißt? :) Weil für GEO-Flüge müssten sie eine Freiflugphase bis zum Apogäum (35786 km) machen und dort die Centaur erneut zünden.
Der Wasserstoff ist entweder kalt und flüssig oder nicht mehr ganz so kalt und gasförmig. Das Gas wird einfach abgelassen. Wasserstoff hat außerdem eine enorm hohe Wärmekapazität und Verdampfungswärme. Eine Menge Energie ist notwendig um den komplett zu verdampfen und das dauert seine Zeit.
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Moin,
für solche Flugphasen richtet man entweder die Nutzlast oder aber das Heck der Stufe mit dem Triebwerk Richtung Sonne aus (also die x-Achse des Geräts), sodaß die Tanks nicht direkt von der Sonnenstrahlung getroffen werden.
Dadurch wird die Verdampfung minimiert.
Gruß
roger50
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Moin,
für solche Flugphasen richtet man entweder die Nutzlast oder aber das Heck der Stufe mit dem Triebwerk Richtung Sonne aus (also die x-Achse des Geräts), sodaß die Tanks nicht direkt von der Sonnenstrahlung getroffen werden.
Dadurch wird die Verdampfung minimiert.
Als kleine Anekdote nennt man dieses Verfahren auch scherzhaft das BBQ-Manoever. :)
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Sicher? War das BBQ-Manöver nicht das mit der ständigen Rotation um die Längsachse? Aber gut, das hat natürlich auch etwas mit der Hitzeentwicklung zu tun.
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Sicher? War der BBQ-Modus nicht der mit der ständigen Rotation um die Längsachse? Aber gut, das hat natürlich auch etwas mit der Hitzeentwicklung zu tun.
Es ist nicht genau das selbe Verfahren, aber beim BBQ Manoever dreht man die Stufe gleichmaessig um die Achse damit Temperaturverteilung gleichmaessig bleibt.
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Und, dreht sich die Centaur um die eigene Längsachse?
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Bei vergangenen Missionen war das waehrend der Freiflugphase oefters der Fall:
https://twitter.com/ulalaunch/status/576218380266516481 (https://twitter.com/ulalaunch/status/576218380266516481)
https://twitter.com/ulalaunch/status/621356021081051136 (https://twitter.com/ulalaunch/status/621356021081051136)
https://twitter.com/ulalaunch/status/639047105429012480 (https://twitter.com/ulalaunch/status/639047105429012480)
https://twitter.com/ulalaunch/status/557712696989474817 (https://twitter.com/ulalaunch/status/557712696989474817)
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EELV wurde in NSSL. Dafür haben wir hier einen neuen Thread gestartet:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=16724 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=16724)
Bitte führt die Diskussion dort weiter.