Billigrakete

Moin
Ich habe mir mal ein paar Gedanken gemacht, wie man eine günstige Trägerrakete gestalten könnte. Ich bin ausgegangen von den Treibstoffen LOX/Kerosin und hab mir mal ein paar Konzepte angeschaut, wie man eine Rakete günstig bauen kann (SpaceX, OTRAG, IOS Neptune).

Grundidee war, ein Triebwerk zu haben, das in allen Stufen verwendet werden kann und günstig sein soll. Ich habe kalkuliert mit einem spezifischen Impuls von 2700m/s (Boden) bis 3000m/s (Vakuum), einem Schub von dementsprechend 540kN bis 600kN und einer Masse von 800kg, bei einem Stückpreis von ca 1 Mio €.

Dann habe ich mir überlegt, Tanks so zu bauen, dass man Endstücke hat, zwischen die man einfache Röhren als Verlängerung setzt, wobei man an einem Ende die Möglichkeit für die Montage von bis zu 9 Triebwerken hat. Unterschiedliche Stufen erhält man durch Einbau unterschiedlich vieler Verlängerungen und Triebwerke.

Ich habe mit 3 Tankgrößen gerechnet, nachfolgend als S, M und L bezeichnet:
S: 42,4t voll, 2,4t leer, 2 Mio €
M: 79t voll, 4t leer, 3 Mio €
L: 228,8t voll, 8,8t leer, 4 Mio €
dazu kommen dann jeweils die Triebwerke (angegeben mit Nummer nach dem Buchstaben) und bei der Oberstufe 1t für Steuerungssysteme, Bordrechner usw (kalkuliert mit 3 Mio €).

Damit komme ich unter anderem auf folgende Varianten (dabei werden alle L-Stufen parallel eingesetzt):

Stufen	Nutzlast LEO	Nutzlast GTO	Preis
L7 + S1	3t	-	17 Mio €
L9 + M3 + S1	7t	800kg	25 Mio €
2 L9 + L6 + M3+ S1	18t	5t	48 Mio €
2 L9 + 2 L6 + L3 + M3 + S1	30t	11t	65 Mio €
4 L9 + 2 L6 + L3 + M3 + S1	40t	15t	91 Mio €

Das sind zwar nur ein paar Varianten, aber daran kann man bereits erkennen, wenn man solch eine Rakete entwickeln würde, lohnt sie vor   allem in den größeren Varianten, wo mehr Stufen vorliegen (durch die unterschiedlichen Brenndauern der parallel verwendeten Stufen).

Was haltet ihr davon? Wo hab ich falsch kalkuliert, was (außer der Zuverlässigkeit) ist am Konzept problematisch?

mfg websquid

LOX/Kerosin

ein Triebwerk zu haben, das in allen Stufen verwendet werden kann

spezifischen Impuls von 2700m/s (Boden) bis 3000m/s (Vakuum)

Möglichkeit für die Montage von bis zu 9 Triebwerken hat.

Falcon 9? 

Wenn man das mal mit den Falcons vergleicht kommt das dem Preisverhaeltnis doch schon relativ nahe. Was bei dir jetzt natuerlich noch fehlt sind Fixkosten. Wie berechnen sich denn deine Preise fuer die einzelnen Bauelemente? Man muss ja auch die Mannstunden mit einbeziehen um das alles zu montieren. Brauch Ground Equipment, also Startrampe, Lagertanks, Telemetriesysteme fuer das Bodensegment, Montagehallen und und und. Desweitern will man in seiner "Firma" ja auch die Kosten fuer die administrativen Arbeitskraefte ueber das Anbieten der Rakete wieder hereinholen und Gewinn moechte man natuerlich auch noch einfahren, darf das Ganze also nicht zum Einkaufspreis anbieten. Und es gibt sicher noch hunderte Kleinigkeiten an die ich jetzt gerade nicht gedacht hab.

@klausd: Falcon 9 war eine Inspiration, ja aber ich wollte es noch flexibler machen.
@Nitro: Ich hoffe eigentlich, dass ich die sonstigen Kosten schon abgedeckt habe mit meiner Kalkulation, aber das ist natürlich nur geschätzt.

Was mich noch interessiern würde:
Ist LOX/RP-1 wirklich die beste Kombination?
Kerosin ist wohl eine billigsten und energiereichsten Treibstoffe, die man einfach handhaben kann.
LOX ist zwar auch billig, aber muss cryogen gelagert werden, was wieder Kosten verursacht.. Wieviel? Keine Ahnung, ich kanns gar nicht abschätzen..
Gibts Alternativen, die ein besseres Preis/Leistungsverhältnis haben?
Vielleicht Wasserstoffperoxid? (H₂O₂)?
Den hat man schon in der Black Arrow eingesetzt, reagiert anscheinend sogar hypergol.
Der spezifische Impuls war bei der Black Arrow am Boden sogar bei 2600 m/s, eigentlich recht akzeptabel.

Woher hast du die Angabe von 2600m/s für die Black Arrow? Ich hab für die erste Stufe gefunden Spezifischer Impuls: 2128 m/s (Meereshöhe),
2462 m/s (Vakuum). Die zweite Stufe hat Spezifischer Impuls: 2599 m/s (Vakuum), hast du das vielleicht damit verwechselt?

Zum Treibstoff an sich: Ich habe auch geguckt ob Dischwefelsäure geeignet wäre (als Hybridtreibstoff, H₂S₂O₇ ist fest, müsste mit Kerosin hypergol reagieren). Ich bin aber nicht dazugekommen, dafür den spezifischen Impuls auszurechnen.

Ich hab nur den spezifischen Impuls genommen der im Englischen Wikipediaartikel zur Black Arrow stand und, da der Wert in Sekunden angegeben war, das ganze mit 9,81 m/s² multipliziert.
Ich bin davon ausgegangen, dass der angegebene Wert für die einzelnen Stufen auch wirklich der ist, mit dem die Stufe arbeiten können.
Gut, ich hätte eigentlich stutzig werden sollen, weil bei der ersten und der zweiten Stufe der selbe Wert stand.

Die Werte die du jetz hast, sprechen schon eher dagegen, dass sich Wasserstoffperoxid lohnen könnte. Gerade in der obersten Stufe wirkt sich der kleine I_sp stark auf die Nutzlast aus, vielleicht könnte man da auf was anderes zurückgreifen.

Tja,

leider ist das aus meiner Sicht nur eine Gedankenspielerei ohne Grundlage. Die Annahme "Ich habe gedacht damit schon alle Kosten abgedeckt zu haben" ist nicht wirklich eine fundierte Argumentation . Außerdem sind die Technologieannahmen auch zu simpel. Die groben Züge, in denen du das System beschreibst, geben ehrlich gesagt keine Grundlage, um Kosten, Aufwände oder Risiken abschätzen zu können. Viel Aufwand kommt auch nicht aus der Tankstruktur, sondern aus den ganzen Systemen, mit denen eine Rakete zum Betrieb ausgerüstet werden muss.

Die grobe Leistung einer Raketentechnologie kann man zwar mit wenigen Handformeln schnell abschätzen, aber die Kosten? Den Aufwand? Die Produktion? Die Systementwicklung?

Mit solchen Bierdeckel - Kalkulationen wurden bis vor nicht all zu langer Zeit Softwareprojekte gemacht. Davon gingen dann 90% den Bach runter. Nach dem Motto die anderen werden schon wissen wie das gemeint ist.

Nicht umsonst entstehen bei großen Projekten Tonnenweise Papiere. Die fressen zwar auch Geld, aber man kann das Risiko damit abschätzen.

Gruß, Klaus

Übrigens wendet SpaceX noch die Wiederverwendbarkeit der ersten Stufe an. Auch wenn das bisher noch nicht geklappt hat.

Gruß, Klaus

Mit der Ausschöpfung von Möglichkeiten zur Kostenreduktion beim Trägergeschäft, technisch wie kommerziell, beschäftigen oder beschäftigten sich sicherlich bereits eine Unzahl von nicht gerade unintelligenten Köpfen bei diversen Raumfahrtagenturen und bei in diesem Geschäftsfeld tätigen Firmen. Und das über einen langen Zeitraum, mit viel Background, Einsatz und Insiderwissen. Wie kann man da nur annehmen, das man da, als Hobbyist auf die "Schnelle", mit so 10 Zeilen auf dem Papier, da etwas seriöses vorstellen kann?  

so ganz aus der Luft gegriffen find ich das gar nicht.
Sind nicht die Expertenschätzungen detailverliebt und täuschen eine vermeindliche Genauigkeit nur vor?

Aus der og. Kalkulation wird schonmal ersichtlich, dass es sich wohl nur um die Produktionskosten handelt (die Entwicklung ist also schon fertig).

Die Frage ist doch, wo Kostenreduktion möglich ist und ob diese Kostentreiber-Einsparungen seriös sind. Sogar SpaceX benennt diese Kostentreiber bzw. erklärt, warum sie billiger sind (noch jedenfalls).

Aus der og. Kalkulation wird schonmal ersichtlich, dass es sich wohl nur um die Produktionskosten handelt

Und warum sollten diese dahin geschriebenen Produktionskosten stimmen? Irgendwelche Lieferanten angefragt oder eine Auflistung über die benötigten Arbeitskräfte aufgestellt? 

Die Frage ist doch, wo Kostenreduktion möglich ist

Darüber ließe sich schon eher diskutieren  

Gruß, Klaus

keine Ahnung ob die geschätzten Produktionskosten stimmen, muß websquid erklären.
Hab nochmal bei SpaceX nachgesehen, die schreiben ua.:

SpaceX has a flat management structure and singular product focus, resulting in lower overhead costs than other launch vehicle providers and a significant cost advantage for any given rocket design.

"Flaches Management, einfacher Produktfocus, wenig Wasserkopf und Kostenvorteile durch ein bestimmtes Raketendesign."
Damit dürfte spätestens Schluß sein, wenn ein Zoo von Systemen, Sonderwünsche und mal dies, mal das gewünscht wird.
BTW: die Kalkulation von Galileo scheint mir auch nicht seriöser als die von Websquid

keine Ahnung ob die geschätzten Produktionskosten stimmen, muß websquid erklären.
Hab nochmal bei SpaceX nachgesehen, die schreiben ua.:

Zitat

SpaceX has a flat management structure and singular product focus, resulting in lower overhead costs than other launch vehicle providers and a significant cost advantage for any given rocket design.

"..wenig Wasserkopf ...."

Ein wenig frei übersetzt?
Hier stellt doch niemand den Anspruch eine absolut seriöse Kalkulation zu machen.
Preiskalkulationen müssen wir wahrscheinlich deswegen lassen, aber wir können uns doch überlegen, wo Sparpotential sein könnte.

P.S.: Die Hauptforderung an Boeing, Arianespace etc. war doch bisher eher Sicherheit und Zuverlässigkeit als Kostengünstigkeit. Insofern: Gab es je ein seriöses Unternehmen, dass ne Rakete wirklich ausschließlich auf billig trimmen sollte?
SpaceX zählt für mich nicht, da sie die Falcon man-rated, und damit nicht ausschließlich billig haben wollen.

SpaceX zählt für mich nicht, da sie die Falcon man-rated, und damit nicht ausschließlich billig haben wollen.

Ist das ihr größter Fehler?

Wenn der Preis raufgeht, geht die Firma den Bach runter...

also, SpaceX ist für mich nicht man-rated, oder gibts da Quellen?

@runner02, dumm nur, wenn eine Firma den Bach runtergeht, die die Nasa mühsam hochgepäppelt hat.

Ich sag mal: Ziel erreicht. Ich geh ja selbst nicht davon aus, dass ich alles richtig eingeschätzt habe, aber wenn wir jetzt weiterdiskutieren, wie man eine Rakete günstig bauen kann, dann ist das das, worum es mir mit diesem Vorschlag hauptsächlich ging.

Was die Falcon betrifft: Derzeit ist die nicht man-rated (zumindest erfüllt sie nicht die NASA-Kriterien, da die Dragon aber auch mal bemannt fliegen soll, muss diese Modifikation der Falcon schon jetzt im Konzept berücksichtigt werden, da u. U. es nicht möglich ist, eine unbemannte Rakete in eine bemannte umzuwandeln.

Und SpaceX ist im Moment nicht wirklich billig (zumindest nicht so, wie sie sein wollten) und schon gar nicht erfolgreich. Fast alle geplanten Flüge sind NASA-Starts. Ohne COTS würde da gar nichts laufen.

mfg websquid

Es gibt noch keine "Human-rating" Standards für kommerzielle bemannte Trägersysteme, logischerweise kann Dragon auch nicht "human-rated" sein.

Solanbge es keine human-rated-Vorschriften gibt, sind also keine extra Ansprüche gestellt.

Demnach wäre sie jetzt schon bereit....  [/hypothesenmodus aus]

... Fast alle geplanten Flüge sind NASA-Starts. Ohne COTS würde da gar nichts laufen.

mfg websquid

Grob überschlagen ungefähr die Hälfte aufm Manifest - 15 von 28 oder sowas um den Dreh rum sind Starts für die NASA.
Bei den EELVs ist der Anteil der Starts, die nicht für die NASA oder andere öffentlich finanzierte Organisationen (Militär) noch viel höher, willst du etwa sagen dass die nicht erfolgreich sind? Gut, bewiesen hat SpaceX noch nix (nicht viel), aber man lässt ihnen auch gar nicht die Zeit, sich zu beweisen oder zu versagen.

Aber vielleicht sollten wir langsam zurück zum Thema kommen....

Bitte keine Paralleldiskussion zu SpaceX, COTS, etc. hier führen.

Grundidee war, ein Triebwerk zu haben, das in allen Stufen verwendet werden kann und günstig sein soll. Ich habe kalkuliert mit einem spezifischen Impuls von 2700m/s (Boden) bis 3000m/s (Vakuum), einem Schub von dementsprechend 540kN bis 600kN und einer Masse von 800kg, bei einem Stückpreis von ca 1 Mio €.

Ich denke man sollte für die zweite Stufe ein anderes Triebwerk als für die erste verwenden. Ein Triebwerk kann nur für eine bestimmte Höhe optimiert werden. Das hängt mit dem Luftdruck zusammen und mit steigender Höhe nimmt er ab und das Gas dehnt sich weiter beim Austritt aus und gibt somit mehr Impuls senkrecht zu Triebwerk ab. Deshalb baut man die Oberstufentriebwerke etwas länglicher als die von der ersten Stufe. Andererseits verstehe ich nicht wieso Oberstufentriebwerke nicht für die erste Stufe optimiert sind? Liegt es an der kleineren Austrittsöffnung?

Ein paar Vergleiche:

Ariane 5:

Erste Stufe(Vulcain):

https://images.raumfahrer.net/up020061.jpg

Zweite Stufe(Aestus):

https://images.raumfahrer.net/up020060.jpeg

Zenit:

Erste Stufe(RD-171):

https://images.raumfahrer.net/up020058.jpg

Zweite Stufe(RD-120):

http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Diverse/Russian%20engines/RD-120_1.jpg

Delta IV:

Erste Stufe(RS-68):

https://images.raumfahrer.net/up020059.jpg

Zweite Stufe(RL-10):

http://de.wikipedia.org/w/index.php?title=Datei:RL-10B-2_engine_during_nozzle_extension_testing.jpg&filetimestamp=20050601154142


Jetzt wundere ich mich auch, dass SpaceX für die Falcon 9 auch ein Merlin Triebwerk für die Oberstufe benutzt. Da klingen Nutzlastangaben für die F-9 immer unrealistischer für mich. Bei der F-1 ist SpaceX noch einen anderen Weg gegangen.

Ich denke auch das ein einheitliches Triebwerk die Kosten senkt, aber man verliert auch Effizienz.

Ein Aerospike wäre wohl die Lösung  , aber das muss ja noch zur "serienreife" gebracht werden. http://de.wikipedia.org/wiki/Aerospike

Das Merlin-Triebwerk in der zweiten Stufe hat aber eine deutlich verlängerte Düse, was die Effiziens im Vakuum verbessert.