====== Trägerraketen — fünf Referenzsysteme für std.astro.launch ====== [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:startplaetze|Die Startplatzseite]] beantwortet die Frage, //von wo// gestartet wird. Diese Seite beantwortet die andere Hälfte: //womit//. Fünf aktive Systeme, die bewusst fünf verschiedene Auslegungen vertreten — vom Microlauncher bis zum Schwerlastträger, von reiner Flüssigkeit über Feststoffbooster bis zum gemischten Antrieb. Wie auf der Startplatzseite gilt: die Herstellerangaben sind **Eingangsdaten**, **alle abgeleiteten Zahlen sind gerechnet** — das Programm in Abschnitt 5 erzeugt sie aus [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:launch|std.astro.launch]]. → [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:launch|std.astro.launch]] · [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:startplaetze|Startplätze]] · [[lyx_-_programmiersprache:units:astro|std.astro (Übersicht)]] · [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:orbitmatrix|Orbit-Matrix]] ---- ===== 1. Die fünf Systeme ===== ^ Kennwert ^ Spectrum ^ Falcon 9 ^ Ariane 64 ^ Angara A5 ^ Long March 5 ^ | Land | Deutschland | USA | Europa | Russland | China | | Höhe | 28 m | 70 m | 56–62 m | 55,4 m | ~57 m | | Kerndurchmesser | 2,0 m | 3,7 m | 5,4 m | 2,9 m %%*%% | 5,0 m | | Startmasse | nicht publiziert | 549 t | 850–870 t | ~773 t | ~869 t | | Startschub | 675 kN | >7.600 kN | ~15.400 kN ¹ | ~9.610 kN | ~10.600 kN | | LEO | 1,0 t | 22,8 t | 21,6 t ² | ~24,5 t | ~25 t (CZ-5B) | | GTO | – | 8,3 t | 11,5 t ² | ~5,4–7,5 t ³ | ~14 t (CZ-5) | | Booster | – | – | 4 × P120C/P160C | 4 × URM-1 | 4 × Kerosin/LOX | | Wiederverwendung | nein | ja, 1. Stufe | nein | nein | nein | %%*%% Angara ist modular aufgebaut; die Zahl ist nicht direkt mit einem durchgehenden Core wie bei Falcon 9 vergleichbar. \\ ¹ hängt von der aktuellen Booster-Konfiguration ab. \\ ² ArianeGroup-Wert für Ariane 64 mit P120C; die seit Juni 2026 geflogenen P160C erhöhen die Leistung. \\ ³ abhängig von Oberstufe und Missionskonfiguration. > **Nutzlastangaben sind keine Messwerte einer gemeinsamen Mission.** Sie hängen an Zielorbit, Startplatz, Konfiguration und Missionsreserve. CZ-5B ist die LEO-optimierte Variante, die normale CZ-5 trägt für höhere Orbits eine zusätzliche Stufe. Die Zahlen taugen als Größenordnung, nicht als Rangliste. ===== 2. Was daraus folgt ===== Gerechnet mit ''AThrustToWeight'', ''ALiftoffAccel'' und ''ALiftsOff'' bei Normfallbeschleunigung: ^ Rakete ^ Schub-Gewicht-Verhältnis ^ Anfangsbeschleunigung ^ Nutzlastanteil LEO ^ | Ariane 64 | 1.826 | 8.10 m/s² | 2.51 % | | Falcon 9 | 1.412 | 4.04 m/s² | **4.15 %** | | Long March 5B | 1.291 | 2.86 m/s² | 2.99 % | | Angara A5 | 1.268 | 2.63 m/s² | 3.17 % | Spectrum fehlt in dieser Tabelle, weil Isar Aerospace die Startmasse nicht veröffentlicht — ohne Masse kein TWR. Das ist kein Mangel der Bibliothek, sondern eine fehlende Eingangsgröße; die Seite rät sie nicht. Drei Dinge stehen in den Zahlen: * **Ariane 64 hebt mit Abstand am härtesten ab.** 1.826 gegen 1.27 bei Angara — das ist die Feststoffsignatur. Vier P120C liefern den Schub sofort und in voller Höhe, ein Flüssigtriebwerk fährt hoch. Der Preis steht im Nutzlastanteil: 2.51 %, der schlechteste der vier. * **Falcon 9 führt beim Nutzlastanteil mit 4.15 %** — und trägt dabei zusätzlich Landetreibstoff, Gitterflossen und Landebeine mit. Das ist die auffälligste Zahl der Seite. * **Angara und Long March 5 liegen dicht beieinander** (1.268 gegen 1.291), obwohl das eine ein Kerosin-Baukasten und das andere ein Wasserstoff-Core mit Kerosinboostern ist. Ähnliche Klasse, völlig verschiedener Weg. > **Der Nutzlastanteil ist kein Effizienzmaß.** Die veröffentlichten LEO-Werte beziehen sich nicht auf dieselbe Inklination, Höhe, Bergungskonfiguration und Missionsreserve. Falcon 9 sieht hier gut aus, und das zu Recht — aber die 1,64 Prozentpunkte Vorsprung auf Ariane 64 sind kein sauber gemessener Abstand. ===== 3. Die Triebwerke sind der interessantere Vergleich ===== ^ Rakete ^ Hauptantrieb ^ Treibstoff ^ Konzept ^ | Spectrum | Aquila | LOX/Propan | flüssig | | Falcon 9 | Merlin 1D | LOX/RP-1 | flüssig | | Ariane 6 | Vulcain 2.1 + P120C/P160C | LOX/LH₂ + Feststoff | hybrid | | Angara A5 | RD-191 | LOX/Kerosin | flüssig | | Long March 5 | YF-77 + YF-100 | LOX/LH₂ + LOX/Kerosin | flüssig, gemischt | Aus dem spezifischen Impuls folgen Austrittsgeschwindigkeit und Massenstrom — ''AExhaustSpeed'' und ''AMassFlow'': ^ Triebwerk ^ Isp ^ Austrittsgeschwindigkeit ^ Massenstrom ^ | Merlin 1D (Meereshöhe) | 282 s | 2765 m/s | 305.6 kg/s | | RD-191 (Meereshöhe) | 310.7 s | 3047 m/s | 630.8 kg/s | | YF-100 (Meereshöhe) | 300 s | 2942 m/s | 407.9 kg/s | | Vulcain 2.1 (Vakuum) | 431 s | 4227 m/s | 324.1 kg/s | | P120C (Vakuum) | 278.5 s | 2731 m/s | 1281.5 kg/s | Zwei Zeilen daraus lohnen den zweiten Blick: * **Vulcain 2.1 hat den mit Abstand höchsten Isp** (431 s, 4227 m/s) und trotzdem einen kleineren Massenstrom als ein einzelnes RD-191. Wasserstoff kauft Effizienz, nicht Schub — genau deshalb hängen vier Feststoffbooster daneben. * **Ein P120C verbrennt 1281 kg/s.** Damit ergibt sich die Brenndauer direkt aus der Ladung (''ABurnTime''): 142 t Feststoff halten **110.8 s**, die 156 t des P160C **121.7 s** — knapp elf Sekunden mehr Booster-Phase. ===== 4. Fünf Auslegungen nebeneinander ===== Launch Vehicle Benchmark Spectrum ──────── Microlauncher | +-- LOX / Propan +-- dedizierter Start statt Mitflug Falcon 9 ───────── wiederverwendbar | +-- LOX / RP-1 +-- Triebwerksausfall verkraftbar +-- Rueckkehr der Erststufe Ariane 6 ───────── kryogen + Feststoff | +-- LOX / LH2 +-- Feststoffbooster +-- wiederzuendbare Oberstufe Angara A5 ──────── modular | +-- LOX / Kerosin +-- URM-Architektur Long March 5 ───── gemischter Antrieb | +-- LOX / Kerosin (Booster) +-- LOX / LH2 (Core) **Angara** ist dabei der konzeptionell eigenständigste Entwurf: statt für jede Nutzlastklasse eine eigene Rakete zu entwickeln, kombiniert Angara identische //Universal Rocket Modules//. Die A5 bündelt fünf URM-1 im unteren Verbund, jedes mit einem RD-191 auf LOX/Kerosin: URM-2 | +----+----+ | URM-1 | URM-1 | | URM-1 | | URM-1 +---------+ URM-1 ===== 5. Das Programm ===== unit main; import std.astro.launch; import std.io; import std.string; fn f(v: f64, d: int64): pchar { return FloatToStr(v, d); } fn zeile(name: pchar, schubKN: f64, masseT: f64, leoT: f64): void { var thrust: f64 := schubKN * 1000.0; var mass: f64 := masseT * 1000.0; var g0: f64 := AStandardGravity(); Print(name); Print(" TWR "); Print(f(AThrustToWeight(thrust, mass, g0), 3)); Print(" a0 "); Print(f(ALiftoffAccel(thrust, mass, g0), 2)); Print(" m/s2 Nutzlastanteil "); Print(f(leoT / masseT * 100.0, 2)); Print(" % hebt ab: "); if ALiftsOff(thrust, mass, g0) { PrintLn("ja"); } else { PrintLn("nein"); } } fn triebwerk(name: pchar, schubKN: f64, isp: f64): void { var mdot: f64 := AMassFlow(schubKN * 1000.0, isp); Print(name); Print(" ve "); Print(f(AExhaustSpeed(isp), 0)); Print(" m/s Massenstrom "); Print(f(mdot, 1)); PrintLn(" kg/s"); } fn main(): int64 { zeile("Falcon 9 ", 7600.0, 549.0, 22.8); zeile("Ariane 64 ", 15400.0, 860.0, 21.6); zeile("Angara A5 ", 9610.0, 773.0, 24.5); zeile("Long March 5B", 10600.0, 837.0, 25.0); PrintLn(""); triebwerk("Merlin 1D (SL) ", 845.0, 282.0); triebwerk("RD-191 (SL) ", 1922.0, 310.7); triebwerk("YF-100 (SL) ", 1200.0, 300.0); triebwerk("Vulcain 2.1 (vac)", 1370.0, 431.0); triebwerk("P120C (vac) ", 3500.0, 278.5); PrintLn(""); PrintLn(StrConcat("Brenndauer P120C (142 t Feststoff): ", f(ABurnTime(142000.0, AMassFlow(3500000.0, 278.5)), 1))); PrintLn(StrConcat("Brenndauer P160C (156 t Feststoff): ", f(ABurnTime(156000.0, AMassFlow(3500000.0, 278.5)), 1))); PrintLn(StrConcat("dv einer Stufe, Isp 282, 25 t leer + 400 t Treibstoff: ", f(ADvTsiolkovsky(282.0, 425000.0, 25000.0), 1))); PrintLn(StrConcat("Strukturverhaeltnis dabei: ", f(AStructuralRatio(25000.0, 400000.0), 4))); PrintLn(StrConcat("dv-Grenze bei Isp 282 und diesem Verhaeltnis: ", f(ADvStageLimit(282.0, AStructuralRatio(25000.0, 400000.0)), 1))); return 0; } Ausgabe: Falcon 9 TWR 1.412 a0 4.04 m/s2 Nutzlastanteil 4.15 % hebt ab: ja Ariane 64 TWR 1.826 a0 8.10 m/s2 Nutzlastanteil 2.51 % hebt ab: ja Angara A5 TWR 1.268 a0 2.63 m/s2 Nutzlastanteil 3.17 % hebt ab: ja Long March 5B TWR 1.291 a0 2.86 m/s2 Nutzlastanteil 2.99 % hebt ab: ja Merlin 1D (SL) ve 2765 m/s Massenstrom 305.6 kg/s RD-191 (SL) ve 3047 m/s Massenstrom 630.8 kg/s YF-100 (SL) ve 2942 m/s Massenstrom 407.9 kg/s Vulcain 2.1 (vac) ve 4227 m/s Massenstrom 324.1 kg/s P120C (vac) ve 2731 m/s Massenstrom 1281.5 kg/s Brenndauer P120C (142 t Feststoff): 110.8 Brenndauer P160C (156 t Feststoff): 121.7 dv einer Stufe, Isp 282, 25 t leer + 400 t Treibstoff: 7835.2 Strukturverhaeltnis dabei: 0.0588 dv-Grenze bei Isp 282 und diesem Verhaeltnis: 7835.2 Die letzten beiden Zeilen sind eine Probe auf die Bibliothek: ''ADvTsiolkovsky'' und ''ADvStageLimit'' kommen über zwei verschiedene Wege auf denselben Wert — 7835.2 m/s. ''ADvStageLimit'' ist die Umformung von Tsiolkovsky auf das Strukturverhältnis, und die Übereinstimmung zeigt, dass beide dieselbe Gleichung meinen. ===== 6. Was dieser Vergleich über die Bibliothek verrät ===== Die fünf Systeme sind auch ein Belastungstest für [[lyx_-_programmiersprache:units:astro:launch|std.astro.launch]] — und dabei fällt auf, wo die heutige API endet: * **Es gibt keinen Raketen- oder Stufentyp.** Alles sind freie Funktionen auf ''f64''. Eine Rakete mit Boostern, Core und Oberstufe muss der Aufrufer selbst aus Einzelwerten zusammensetzen; die Bibliothek kennt sie nicht als Gegenstand. * **Parallele Stufung fehlt.** Drei der fünf Systeme — Ariane 64, Angara A5, Long March 5 — starten mit Boostern, die //gleichzeitig// mit der Zentralstufe brennen. ''ADvStage'' und ''ADvTwoStages'' rechnen seriell; ein Strap-on-Verbund lässt sich damit nicht sauber abbilden. * **Isp ist eine einzelne Zahl.** Merlin 1D liegt bei 282 s auf Meereshöhe und rund 311 s im Vakuum. Die API kennt keinen Übergang zwischen beiden, also muss man sich vorab für einen Wert entscheiden — auf dieser Seite steht deshalb überall dazu, welcher gemeint ist. * **Bergung kommt nicht vor.** Der Landetreibstoff der Falcon-9-Erststufe ist Masse, die mitfliegt und nicht der Nutzlast dient. Es gibt keine Größe dafür. * **Feststoff ist nur über den Massenstrom abbildbar.** Ein P120C lässt sich weder drosseln noch abschalten; ''ABurnTime'' trifft den Fall zufällig gut, weil die Ladung fest ist — eine Schubkurve über der Zeit gibt es nicht. * **Einheiten trägt der Aufrufer.** ''AThrustToWeight'' nimmt Newton und Kilogramm, die Datenblätter liefern Kilonewton und Tonnen. Im Programm oben stehen deshalb überall ''* 1000.0''. Das ist genau der Fall, für den es [[lyx_-_programmiersprache:sprache:datentypen|''utype'']] gibt. > **Als Entwurfsprüfung gelesen:** die vorhandenen Funktionen decken die //Einzelstufe// vollständig ab — Tsiolkovsky, Massenverhältnis, Massenstrom, Brenndauer, Strukturverhältnis, TWR, Schwerkraftverlust. Was fehlt, ist die Ebene darüber: die zusammengesetzte Rakete. Vier der fünf Referenzsysteme brauchen sie.