EELV (Atlas V und Delta IV)

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, 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

Informationen zu beiden Traegern bei der United Launch Alliance (inklusive Payload Planners Guide)

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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

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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.

Aber würde sich dieser Nachteil nicht minimieren, wenn man ein wiederzündbares Oberstufentriebwerk hätte?

Dann könnten, genügend Reservekapazitäten vorausgesetzt, beide Nutzlasten besser abgestimmt ausgesetzt werden.

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!}

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.

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.

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.

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

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.

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!}

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?

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
Wäre natürlich das beste, wenn er selbst uns aufklären könnte.

mfg websquid

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?

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.

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/

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

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

Das mit den getrennten Produktionslinien habe ich nicht gesehen, oder übersehen. Wo steht das, Martin?

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.

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)

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.

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

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.

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

Schillrich, du musst mich auch immer verbessern, oder?
Wir sind doch ein tolles Team hier

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

War doch keine Verbesserung (im Sinne einer Korrektur), sondern eine Ergänzung ...

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