MRKN - Wiederverwendbarer russischer Träger

Interessant, dass diese Analyse von Chrunitschew kommt,
Eigentlich wollen die doch "ihre" ANGARA produzieren...

Das eine hat mit dem anderen nichts zu tun. MRKN kommt auch von Chrunischew als auch fast die gesamte Mondlandeinfrastrukr. RKK Energia aufgrund ihrer Erfahrung bei vergangener Marsprojekten arbeitet an TEM und MEK.

MRKN - 2007


Quelle: Roskosmos

Die MRKN Entwicklung hat eine sehr umfangreiche und lange Vorgeschichte mit unzähligen Varianten und bergen von Berechnungen. Aus einer Roskosmos Präsentation von 2007 sehen wir die ersten Umrisse der MRKN für das neue Kosmodrom. Die Entscheidung für diese neue Technologie war aber noch früher gefallen.

MRKN Flugverlauf



Quelle: Roskosmos

Die Roskosmos Publikation zeigt uns den Startverlauf als auch den Niedergang der zweiten H2 Stufe des MRKN Trägers, bezogen auf Kosmodrom Wostotschny und einer Bahnneigung von 51,8 Grad.

MRKN und Methan
29.12.12

Interessante Aspekte zu Methan und MRKN äussserte der Cheffentwickler der Raketentreibstoffe bei NPO Energomasch W. Tschanow.

1) Bei NPO Energomasch gehen die Arbeiten an den Methantriebwerk für den MRKN Träger und der erste Prototyp sein in 3-5 Jahren zu erwarten. Das Hauptproblem liege aber, das der Treibstoff noch keine Zertifizierung erhalten habe. Damit beschäftige sich aber das staatliches Institut für Angewandte Chemie.

2) Durch die Verwendung des Methans in MRKN, werde es möglich sein die Nutzlastkosten um 20% zu senken. 

3) Der Hauptvorteil von Methan sind seine enorme Reserven und niedrige Kosten.

4) Besonders bei MRKN, habe schon berichtet, durch die schnelle Verdampfung des Methans erleichtert er die Reinigung von wiederverwendbaren Triebwerken und der Treibstofftanks.

5) Methan hat aber auch Nachteile, das ist seine geringe Dichte die zwei Mal
niedriger als bei Kerosin liegt. Das hat Nachteile auf die Konstruktion der Tanks, müssen grösser als bei Kerosin sein.

Quelle: NPO Energomasch

MRKN:  erster Start erst nach 2030

Auf eine private Anfrage bezüglich der russischen Strategie bis 2030, die Briefe (Namen werde ich nicht nennen)wurden an Roskosmos und Rogosin gerichtet, hat Roskosmos umfangreich geantwortet.

Das MRKN Projekt bedarf umfangreiche und komplexe Entwicklung und Erprobung sämtlicher Elemente in unterschiedlichen Etappen. Die Aufgabe ist so komplex das der erster MRKN Start mit VRB erst nach 2030 möglich sein wird.

Sachlich betrachtet ist die Entscheidung korrekt aber nicht neu für mich. Zur Zeit steht die Angara in Vordergrund und nach 20/22 erfolgt die Einstellung der Proton Trägerrakete. Eine MRKN ist in der Zeit nicht notwendig und jede Eile wäre nur kontraproduktiv. Erst mit Beginn der Mondflüge um 2030 als auch später sei sie erforderlich. Es sei damit zu rechnen das bis 2040 sämtliche Varianten des Jahrhundertsträgers zu Verfügung stehen werden.

MRKN: Methan vs. Kerosin

Nächste Vergleichsrunde in einer vom MAI veröffentlichten Analyse. Darin ging es vor allem um die Sicherheit von Triebwerkskonzepten

-Methan brennt mit 200°C weniger als Kerosin und ist daher weniger belastend für die Werkstoffe des Triebwerks.
-Oxidatorreiches Hauptstromverfahren (wie bei den meisten russischen Triebwerken heute üblich, RD-275 oder auch RD-170-Familie) wird als zu unsicher eingeschätzt, da es eine Tendenz dazu gibt, dass diese Triebwerke Feuer fangen können. Dieses Risiko ist für einfache Einsätze hinreichend klein, für Wiederverwendung aber kritisch.
-treibstoffreiches Haupstromverfahren ist mit Kerosin aufgrund von Rußentwicklung nicht realisierbar, dafür aber mit Methan.

Die ideale Lösung für Zuverlässigkeit und Sicherheit des MRKS-1 sei damit ein Methan-Sauerstoff-Triebwerk.

 http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=36420

Wenn man sich daran hält siehts für ein RD-191-Derivat als Triebwerk wohl schlecht aus. Soweit ich weiß ist das RD-0162 von KbKhA schon so ausgelegt, wie es hier als ideal beschrieben wird.

Im April wurde am TsAGI eine Serie aerodynamischer Tests beendet. Dabei ging es um die Erprobung verschiedener Flügeldesigns etc. Verwendet wurden die Windkanäle UT-1M und T-117

http://en.take-off.ru/pdf_to/to27.pdf (Seite 17, Englisch)

Man hat erfolgreich weitere 40 Testläufe in subsonischen und überschall Windkanälen durchgeführt, dabei wurden viele Berechnungen validiert aber es taten sich auch ein paar Fragen auf, welche man im September und Oktober in moderneren Windkanälen klären will.

http://www.aex.ru/news/2013/8/15/109232/print/




Neben bei im novosti-kosmonavtiki Forum wurde auch folgendes Bild von CNES gepostet. Weiß jemand mehr darüber?



Edit:

Hab kurz gegooglet und folgende PDF von 2010 gefunden. Ich frage mich ob so ein Wiederverwendbarer Booster für 2030+ immer noch angestrebt wird.
http://www.education-cva.eu/data/file/actualites/CVA_JBerenbach_CNES_Future_Launchers_19july2010.pdf

Ein Ariane 5 Derivat mit solchen Boostern wäre ein Traum, wird aber wohl nie kommen, weil man lieber Hightech Ariane 6 baut... 

Ein Ariane 5 Derivat mit solchen Boostern wäre ein Traum, wird aber wohl nie kommen, weil man lieber Hightech Ariane 6 baut... 

Abwarten, laut der PDF will man mit solch einem Booster eher die Ariane 5 ablösen und damit komplementär zu Vega und Ariane 6 betreiben. Wir sollten diese Unterhaltung besser hier fortführen.

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3434.msg260618#new 

Kann jemand das Übersetzen.
http://zemiorka.blogspot.com.au/2009/09/el-proyecto-bargouzine.html
Wie es scheint weiß Jemand in Uruguay etwas über die Zusammenarbeit von Astrium und TSNIIMASH.

Wie sieht das eigentlich mit der Aerodynamik aus, wenn man Flyback-Booster verwendet mit Flügeln und Leitwerk ? Leidet der Luftwiederstand der Rakete stark unter diesen Anbauten oder hält sich das in Grenzen. Ansonsten kann ich Major Tom nur zustimmen, ein funktionierendes Konzept mit Flyback-Boostern wäre echt klasse.

Wie sieht das eigentlich mit der Aerodynamik aus, wenn man Flyback-Booster verwendet mit Flügeln und Leitwerk ? Leidet der Luftwiederstand der Rakete stark unter diesen Anbauten oder hält sich das in Grenzen. Ansonsten kann ich Major Tom nur zustimmen, ein funktionierendes Konzept mit Flyback-Boostern wäre echt klasse.

Ja, das wäre klasse. Interessant ist der Vergleich der zwei Systeme. Einerseits dieses, mit Flügeln und Leitwerk. Andererseits das VTVL von SpaceX.

Das Flügelsystem hat größeren Luftwiderstand beim Start, mehr Masse, auch durch die Fahrwerke mit Rädern und weil der Rumpf waagerecht stabiler sein muß, damit er nicht durchbricht bei der Landung. Andererseits der Bedarf an Treibstoff für reentry boostback und Landung bei VTVL. Für uns sicher nicht erkennbar, was besser ist.

Vielleicht liegen ja beide ungefähr gleichauf. Konkurrierende Systeme sind immer gut.

Kann jemand das Übersetzen.

Übersetzung eines 4 Jahre alten Blogeintrags dürfte wenig bringen... war halt eine Studie, aber zumindest in Europa wird die wohl nich weiter verfolgt (siehe beschlossene Ariane 6). In Russland dürfte das sicher mit eingeflossen sein in die MRKN-Entwicklung.

.. zumindest in Europa wird die wohl nich weiter verfolgt (siehe beschlossene Ariane 6). In Russland dürfte das sicher mit eingeflossen sein in die MRKN-Entwicklung.

Das Konzept heißt BARGUZIN und ist als nächste Generation der Heavy RLV angedacht und somit komplementär zu Ariane 6 zu werten. Es wahr zumindest noch letztes Jahr bei CNES im Gespräche, somit wäre die Infos von dem 4 Jahre alten Blog Eintrag vllt. nicht ganz uninteressant.

..by the way, ich sehe gerade dass ich im falschen Thema gepostet hatte, wäre ein Mod so gütig und könnte es in  "Zukünftiges europäisches Trägersystem" verschieben?

Es gibt da wohl eine ganz interessante Idee, wie man mit Triebwerksversagen umgehen will...

Die VRBs sollen ja voraussichtlich 4 Triebwerke vom Typ RD-0162 erhalten. Sollte eines dieser Triebwerke im Flug ausfallen, sollen die anderen 3 mit 133% vom Nennschub betrieben werden. Dadurch könnte die Mission komplett nominal weitergeführt werden ohne irgendeinen Einfluss auf das Flugprofil. Allerdings werden die Triebwerke danach wohl umgetauscht werden müssen, weil das natürlich deutlich auf die Lebensdauer geht. Dennoch eine sehr effiziente Methode, um mit einzelnem Triebwerksversagen klarzukommen.

Es gibt da wohl eine ganz interessante Idee, wie man mit Triebwerksversagen umgehen will...

Die VRBs sollen ja voraussichtlich 4 Triebwerke vom Typ RD-0162 erhalten. Sollte eines dieser Triebwerke im Flug ausfallen, sollen die anderen 3 mit 133% vom Nennschub betrieben werden.  Methode, um mit einzelnem Triebwerksversagen klarzukommen.

Die Verwendung von 4 Triebwerken ist nicht neu. Wurde schon vor 7-10 Jahren analysiert und bei der Roskosmos Ausschreibung festgelegt.

MAKS-2013, alte und neue Variante

MRKS-1, Erste Etappe = Entwicklung der Landebooster.
Im Gegensatz zum Baikal Entwurf, erhält MRKS-1 nicht faltbare Flügel. Diese Lösung verringert die Wahrscheinlichkeit des Auftretens von unverhoften Situationen wie das Versagen der mechanischen Systeme.

MRKS-2, Zweite Etappe = Entwicklung der zweiten Stufe, Nutzlast bis 60 Tonnen.

Durch die Test wurden sehr hohe Wärmeströme an den Flugeln gemessen, somit muss das Design zweifellos verändert werden. Ich habe schon früher gefragt, warum wurde das nicht bei der Computersimulation festgestellt.
 
http://topwar.ru/print:page,1,32531-v-rossii-rabotayut-nad-sozdaniem-mnogorazovoy-rakety.html

MRKN- der Weg bis zum Start

1- Fliegendes Laboratorium basierend auf der IL-76.
    Start von VRDU und Optiemierung von Parametern der VRDU Anlage (Luftstrahltriebwerke).

2- Fliegendes Laboratorium basierend auf Jak-40 Flugzeugen.
    Anflug und Landung auf dem Flughafen. Erarbeitung von Landealgorithmen     
    darunter für die gleichzeitige Landung von 2 VRB, Interaktion mit der
    Bodenstation. 

3- Eine Full-Scale Demonstrator, GLI
    Subsonic Flug der VRB, Landeanflug und Landung auf dem Flughafen. Training
    unter natürlichen Bedingungen, Entwicklung der gesamten Rückkehr und
    Lande Vorgänge.

4- Der Systemdemonstrator
    Für alle Phasen des Fluges, einschließlich mit MRKN, Integrierte Entwicklung
    aller Systeme der VRB, Entwicklung des vollständigen Flug- und Landezyklus.

Angara vs. MRKN

Ein wichtiger Vorteil der MRKN ist die Beförderung von zwei Telekommunikationssatelliten (als Beispiel).
 
Für die Angara brauchen wir einen Einkauf von 10 Raketentriebwerken, 240 Millionen Rubel jeder.
 
Für den Start mit der MRKN brauchen wir nur einen Triebwerk, kosten um 400 Millionen Rubel.
 
Mit der MRKN haben wir nur bei den Triebwerkskosten eine Senkung von 600 %, oder eine Einsparung von 2 Milliarden Rubel.
 
Bei geschätzten 20 bis 30 Starts von Plessezk und Vostotschny, ergeben sich enorme ökonomische Vorteile.

Die Angara hat keine Chance zu überleben.

Важное преимущество МРН это возможность выполнения парных пусков. Для того чтобы запустить два современных телекоммуникационных спутника с помощью ракеты «Ангара», необходимо закупить десять ракетных двигателей стоимостью по 240 млн. руб. каждый. При запуске двух таких же спутников с помощью МРН будет израсходован всего один двигатель, стоимость которого оценивается в 400 млн. руб. Уменьшение затрат только на двигателях составляет 600%!

Quelle:

Wladimir Grigorewitsch Wlasenko, Kandidat der technischen Wissenschaften, Abteilung für innovative Entwicklung und strategische Studien, staatliches Forschung und Produktion Raumfahrtzentrum Khrunichev.

Treibstoff und MRKN

Wassestoff verpflichtet eine dramatische Verbesserung der Wärmedämmung und kalten Beständigkeit der Materialien, dadurch haben wir eine sehr hohe Trockenmasse. Zweitens kooperiert Wasserstoff aktiv mit vielen Materialien, vor allem Metalle, sie veranlassend zu Versprödung. Drittens, Wasserstoff ist äußerst flüssig und Mikrorisse sind schon ideale Bahnen für kleine Moleküle von Wasserstoff. Viertens, Bildung von Knallgas. 

Kerosin ist nicht ökologisch sauber. Nach Ende der Verbrennung bleiben noch Reste von Kerosin in den Rohrleitungen und Tanks. Die innere Oberfläche der Tanks und Rohrleitungen wird durch eine dünne Sicht des Kraftstoffs überzogen. Nach dem Brennschluss der Triebwerke in 70 km Höhe, fliegen die Booster bis auf 100 km. Danach der Eintritt in die Atmoshäre, die Konstruktin wird dabei noch zusätzlich erhitzt. Die Restbestände könnten Feuer fangen. Nach der Rückehr müsste eine gründliche Reinigung erfolgen, also noch ein Mehraufwand.

Methan ist spottbillig aber auch explosiv, aber in einem viel engeren Bereich als Wasserstoff. Für den Betrieb der MRKN ist es wichtig, dass nach der Trennung der Stufen, bei dem Rückflug die Methanreste aus den Tanks und Rohrleitungen sich schnell verflüchtigen und bei Landung haben wir Trockene und saubere Leitungen und Tanks. Die wiederverwendung der Triebwerke wäre bis 25-30 mal möglich, der Booster bis max. 200 mal.

RD-0162 und MRKN

Triebwerk Schema: Gas-Gas. Auf einer Welle arbeiten zwei Turbinen. Die erste befindet sich in der Nähe der Flüssigsauerstoff-Pumpe, wird gedreht vom Niedertemperatur oxidierenden Gas. Die zweite ist Methan, von der Brennkammerkühlung. Diese Lösung ermöglicht das Triebwerk bis auf 35 % zu forcieren ohne Erhöhung der Temperatur des oxidativen Gases. Diese Lösung bietet sehr hohe Effektivität und Zuverlässigkeit bei minimalem Gewicht. Deshalb sind die Methantriebwerke bezüglich der Masse leichter als von Kerosin (RD-191) und natürlich preiswerter da die Materialanforderungen geringer sind.

Gastemperaturen beim Eingang in die Turbinen, 315 und 110 Grad und somit sehr moderat. Brennkamerdruck bei 160 Bar, Zuverlässigkeitskoeffizient bei 0.999.

Temperaturen bei RD-170, bei 680 Grad, Brenkammerdruck bis 250 Bar. Die Wärmeströme erreichen 50 Megawatt pro Quadrat-Meter, kaum Vorstellbar. Die Temperatur in der Brennkammer beträgt 3,5 Tausend Grad Celsius. Erforderte spezielle Lösungen für die Brennkammer. Zuverlässigkeitskoeffizient bei 0,9989
 
Bei Brennversuchen hat sich auch die Abhängigkeit der Reinheit von der Russbildung gezeigt, bei nicht weniger als 98% Methan. 

Methan als ein kryogenes Komponent, ermöglicht eine sehr effektive Kühlung. Außerdem ermöglicht Methan theoretisch sehr hohe Schübe mit Gas-Gas Schema zu realisieren.

Bei Brennversuchen hat sich auch die Abhängigkeit der Reinheit von der Russbildung gezeigt, bei nicht weniger als 98% Methan.

Das wundert mich jetzt aber ein bissel - ich dachte, daß man sowieso sehr reines Methan verwendet. 98% - das ist ja wie Biogas

Das wundert mich jetzt aber ein bissel - ich dachte, daß man sowieso sehr reines Methan verwendet. 98% - das ist ja wie Biogas

Man will wohl möglichst unaufbereitetes Erdgas verwenden. Die Erhöhung des Reinheitsgrades würde auch den Preis nach oben treiben.

Bei der Arbeit wurde alles untersucht. Soweit ich weiss, wurde in Russland eine kostengünstige Technologie für hochreines Methan entwickelt. Der Treibstoff hat aber noch keine Zertifizierung für Trägerraketen.