Wenn man heute die Saturn V bauen würde

Eine der Seltsamkeiten unserer Zeit ist, das die Nachfolger der Saturn V – die Ares V und SLS wenn man die Nutzlast auf das Startgewicht umrechnet, schlechter abschneiden als die Saturn V. Es gibt dazu zwei Gründe. Das eine ist das Verwenden von Feststoffboostern. Sie haben ein viel schlechteres Voll-/Leermasseverhältnis als die S-IC Stufe und noch dazu einen geringeren spezifischen Impuls. Die erste Stufe hat zwar wenig Einfluss auf die Nutzlast – bei der S-IC musste die die Leermasse um 14 kg sinken, dass die Nutzlast um 1 kg ansteigt, doch bei den Feststoffboostern reden wir von 120 t mehr Masse. Sprich 8 t weniger Nutzlast. Noch bedeutender ist der um 11 % kleinere spezifische Impuls, der sich auch auswirkt.

Der zweite Faktor ist das Ares V und SLS Parallelstufenraketen sind. Diese schneiden immer bei der Nutzlast etwas schlechter ab als Serienstufenraketen, da bei Stufentrennung die Zentralstufe schon einen Teil des Treibstoffs verloren hat, die Tanks aber erst bei Brennschluss abgeworfen werden.

Ich habe schon mehrfach im Blog Alternativen für eine Schwerlastrakete skizziert. Ich finde die Wahl der SRB aus wirtschaftlichen Gründen nicht einmal schlecht. Der heutige Blog ist also nur ein spekulativer. Es geht darum zu zeigen, was man in den letzten 50 Jahren an technologischen Fortschritten hat, die die Rakete besser machen.

Damit der Vergleich fair bleibt, sollen die Treibstoffmengen und Treibstoffarten der Stufen gleich bleiben. Ich will an dieser Stelle mal auf die möglichen Verbesserungen eingehen.

Triebwerke

Das F-1 war damals Stand der Technik bei LOX/Kerosin. Auch das Merlin 1D erreicht keinen höheren spezifischen Impuls. Damals beherrschten die USA nicht die Technologie der Hauptstromtriebwerke. Doch derzeit werden zwei Triebwerke mit dieser Technologie entwickelt: das BE-4 und das AR-1. Das BE-4 scheidet aus, weil wir ja die Treibstoffe beibehalten wollen – Methan hat nur die Hälfte der Dichte von Kerosin, was eine neue Stufe nötig machen würde. Vom AR-1 gibt es kaum Daten, doch man kann das Schub/Gewichtsverhältnis des RD-180 nehmen. Bei 2340 kN Schub auf Meereshöhe ersetzen drei AR-1 ein F-1. 15 die fünf F-1.

Etwas mehr Auswahl gibt es bei den Triebwerken für die beiden oberen Stufen. Schubstarke Triebwerke, die Wasserstoff verbrennen, sind das RS-27, RS-68 und das J-2X. Das RD-68 scheidet bei genauerer Betrachtung schnell aus. Es hat nicht nur einen sehr niedrigen spezifischen Impuls, sondern ist auch noch sehr schwer. Daneben wäre es für die dritte Stufe zu schubstark, es hat den dreifachen Schub eines J-2. Der wichtigste Vorteil des RS-68 wäre sein geringer Preis. Die natürliche Wahl wäre das J-2S. Es ist der Nachfolger des J-2 mit 30 % mehr Schub und einem höheren spezifischen Impuls. Am besten in den Performancedaten steht das RS-25E da. Es ist reaktiv schubstark. Bei der S-II ist das kein Problem, man kann einfach fünf J-2 durch drei RS-25 ersetzen. Bei der S-IVB muss man abwägen zwischen dem höheren spezifischen Impuls und dem Mehrgewicht von 1,2 t. Das wird dann die genaue Rechnung zeigen.

Was es in den Sechziger Jahren noch nicht gab, waren ausfahrbare Düsenverlängerungen. Beim RL-10B erhöht diese das Expansionsverhältnis um den Faktor 3 und den spezifischen Impuls um 110 m/s. Dafür ist das Triebwerk 30 % schwerer, liefert aber auch 10 % mehr Schub. Vor allem bei der ersten Stufe, die beim Start einen Düsenmündungsdruck haben, muss der verhindert das es turbulente Strömungen in der Düse gibt wäre das wichtig. Eine Düsenverlängerung könnte man schon in 10 km Höhe ausfahren und bei der vorherigen kurzen Düse bringt dies wirklich einen Mehrnutzen. Bei den Oberstufen dient die ausfahrbare Verlängerung vor allem dazu den Stufenadapter zu verkürzen, der schon bei der Saturn V 4,5 t wog und mit einer längeren Düse dann leicht auf über 10 t Masse kommt.

Strukturen

Erstaunlich wenig hat sich bei den Strukturen getan. Seit der Saturn V gab es nur einen wesentlichen Fortschritt bei den Alumniumlegierungen. Die Legierung AL2195 ist je nach Beanspruchung um 25 bis 40 % leichter als die Standardlegierung der Saturn AL2219, die übrigens auch heute noch eingesetzt wird, da sie preiswerter ist und leichter zu verarbeiten. Kohlefaserverbundwerkstoff als Werkstoff reduziert das Gewicht um weitere 25 %. Zumindest einen Testtank mit 5,5 m Durchmesser existiert schon.

Auf der anderen Seite ist da noch die Technologie der innendruckstabilisierten Tanks, die bis heute bei der Centaur eingesetzt wird und auch für die ACES-Oberstufe favorisiert wird. Man hat sie für die Saturn V nicht verwendet, weil die Stufe dann permanent unter Druck stehen muss. Das war bei den Stufen, in denen man Heliumflaschen und Isolation innen aufbringen, musste auch bei der Fertigung nicht vorgesehen. Daher habe ich dies nicht berücksichtigt.

Von leichteren Strukturen profitieren vor allem die beiden Oberstufen, bei denen die Tanks den Großteil der Masse ausmachen. Ebenso die Adapter zum CSM, die ja auch auf einen Mondkurs gelangen.

IU

Die Avionik der Ares V wäre nicht leichter als die der Saturn V gewesen – das verwundert nicht, denn auf den Teil, wo es die meisten Fortschritte gab – die Computer – entfällt am wenigsten Gewicht. Der Zylinder ist auch ein strukturelles Teil und das macht den größten Teil der Masse aus.

Moderne Rechner können aber mehr als damals. Charakteristisch war bei der Saturn V, das es große Treibstoffreserven gab und zwar in jeder Stufe. Bei der ersten Stufe war dies durch den Bordcomputer bedingt. Er übernahm die Berechnung der Bahn erst ab der zweiten Stufe und die erste Stufe musste dafür einen vorgegebenen Punkt = vorgegebene Ausgangsbedingungen für das Programm erreichen. Damit sie dies konnte, gab es große Reserven, durchschnittlich blieben 32-33 t Resttreibstoff in der Stufe. Das ist ein Viertel der Trockenmasse. Heute würde man sie ausbrennen lassen, denn ein Bordcomputer käme auch mit einem variablen Startpunkt zurecht. Die zweite Stufe war, die einzige bei der man aktiv den Resttreibstoff minimierte. Trotzdem war selbst bei Apollo 13 und zwei ausgefallenen Triebwerken der Resttreibstoff nicht geringer als bei den anderen Missionen. Lediglich die dritte Stufe hatte etwa 400 kg weniger Treibstoff beim Brennschluss, was bei nahezu 3.000 kg oder fast 3 Prozent der Treibstoffmenge auch verschmerzbar ist. Wenn man nur die Reste ansetzt, die das Space Shuttle erreichte, kann man ohne Problem bei der Saturn V die Nutzlast um 2-3 t erhöhen.

Wie viel man durch Bahnoptimierungen und Reduktion der Reserven gewinnen kann, zeigt auch die Ariane 5. Seit 2009 hat sich die Konstruktion kaum geändert, auch wenn es kleinere Verbesserungen gab. Die Nutzlast für den GTO ist aber durch Bahnoptimierungen und Reduktion von Reserven von 9,6 auf 11,2 t angestiegen.

Modellierung

Die S-IC setzt 15 AR-1 ein. Hochdrucktriebwerke erreichen ein besseres Voll-/Leermasseverhältnis als normale. Auf der anderen Seite wiegt die Düsenverlängerung auch etwas. Das soll sich egalisieren. Sie liefert einen 186 m/s höheren spezifischen Impuls und kann kurz vor der Hälfte der Brennzeit ausgefahren werden. Das dürfte in der Summe 100 m/s mehr bringen. Der spezifische Impuls der AR-1 liegt bei 305 / 324 s (2991 / 3177 m/s), das erhöht sich mit der Verlängerung dann im Vakuum auf 3277 m/s.

Die Tanks und Strukturen machen nur 37,5 t bei der S-IC aus. Die Einsparungen durch leichtere Legierungen bewegen sich daher im Rahmen. Sie erniedrigen die Masse um 16,4 t. Am meisten bringt die Reduktion der Treibstoffreste. Bei den Restmengen, die das Space Shuttle aufweist, wären das nur noch 7 anstatt 32 t.

Bei der zweiten Stufe kann man die fünf J-2 durch drei RS-25 mit höherem Schub ersetzen. Eine verlängerte Düse erhöht den spezifischen Impuls um 141 m/s, aber auch das Gewicht des Triebwerks auf 4 t.

Damit sind hier die Triebwerke mit 12 t erheblich schwerer als die J-2 mit 6,45 t. Dafür spart man bei den Strukturen ein, denn bei der S-II entfallen zwei Drittel der Masse auf die Tanks. Die einsparten 8,75 t bringen eine Menge. Auch hier bringt die Reduktion des Resttreibstoffs etwas Gewicht, aber nur 1,4 t, weil man schon bei der S-II ein gutes Treibstoffmanagment betrieb.

Bei der S-IVB gibt es zwei Triebwerke zur Auswahl. Das SSME wiegt mit 4 t (mit ausfahrbarer Düse) 1,6 t mehr als das J-2X und hat nahezu den doppelten Schub, doch die dritte Stufe braucht eigentlich nicht so viel Schub. Schub ist bei der dritten Stufe nicht so wichtig. Sie erreicht schon fast die Geschwindigkeit für einen Orbit. Daher habe ich beide Triebwerke geprüft. Bei den Strukturen ist durch den schweren Stufenadapter und nur ein Triebwerk am meisten Masse einsparbar: 6,75 t. Noch größer ist die Einsparung bei den Treibstoffresten: 400 kg anstatt 2,7 t. Von allen Stufen gab es hier die größten Reserven. Man wird sicher auch noch welche lassen, um eine Unterperformance der unteren Stufen auszugleichen, doch denke ich reicht 1 t in der dritten Stufe zur Kompensation aller Stufen aus.

Ergebnisse

Es zeigt sich bei der Simulation, dass der Einsatz des RS-25E in der dritten Stufe keine Nutzlast bringt, sie ist etwa 3 t kleiner als bei Einsatz des J-2X. Das liegt am schwereren Triebwerk und dadurch höheren Masse des Schubgerüsts. Die Nutzlast liegt mit 77 bzw. 80 t auf einem sehr hohen Niveau. Allerdings wäre schon bei der alten Saturn V, wenn man nur den Treibstoff weitestgehend aufgebraucht hätte, 53,5 t anstatt 48,6 t möglich gewesen.

Das meiste bringt die erste Stufe. Ersetzt man nur sie, gewinnt man schon 12 t, vor allem wegen des höheren spezifischen Impulses und geringeren Gravitationsverlusten beim Aufstieg. Sie sparen 400 m/s in der Endgeschwindigkeit ein.

Die zweite Stufe alleine bringt etwa 10 t mehr Nutzlast, die dritte 9 t. Da das Gewicht der IU konstant ist, ist es relativ wenig Zuwachs bei der dritten Stufe. Bezieht man es auf die Kosten, so sind die Arbeiten an der ersten Stufen am effektivsten. Die RS-25 werden die oberen Stufen deutlich teurer machen als es die Originale waren. Wenn ich allerdings davon ausgehe, dass die Rakete nur alle paar Jahre mal fliegt, spielt das eine untergeordnete Rolle. Schon bei der Saturn V waren die Kosten für die gefertigten Raketen viel kleiner als die Entwicklungskosten. Wenn ich nun die für ein Triebwerk komplett einsparen kann, dann kann es ruhig mehr kosten.

Der Vergleich mit der Wirklichkeit

Nun gibt es ja die Entwürfe zur Ares V und SLS und man kann vergleichen. Lassen wir die Verwendung von Feststoffboostern mal außen vor – für die SLS sind immerhin mal Booster mit flüssigen Treibstoffen als Alternative vorgesehen – so kann man projektierte Zentral- und Oberstufen vergleichen. Die Ares setzte auf RS-68B für die Zentralstufe, die SLS auf RS-25. Letztere bringen deutlich mehr Leistung, aber sind eben auch teurer, was sich finanziell bei der ersten Stufe mit vielen Triebwerken nicht so lohnt. Dafür gibt es zwei Gründe. Das andere ist, das die Zentralstufe der Ares V etwa 20 % schwerer als die der SLS ist und entsprechend mehr Schub braucht. Da sind die schubstärkeren RS-78 besser geeignet als die RS-25. Wichtiger ist aber das Modell der Finanzierung bei der SLS das nicht die typische Spitze am Ende der Entwicklung aufweisen darf, sondern gleichmäßig verteilt sein muss. Da kommen schon man-rated Triebwerke von denen es auch noch 16 Exemplare – ausreichend für vier Flüge im Arsenal gibt, gerade recht.

Für die Oberstufe war das J-2X vorgesehen. Diese Oberstufe war auch etwa doppelt so schwer wie die S-IVB. Heute setzt man dank Computeroptimierung weniger schubstarke Triebwerke ein. Das spart Kosten – mit dem gleichen Schub/Gewichtsverhältnis müsste es bei der Ares V EDS sonst zwei Triebwerke sein. Ich habe für die SLS ja schon mal durchgerechnet, dass mehr Schub zwar mit mehr Nutzlast korrespondiert, aber eben nur wenig mehr, nicht proportional zu den Kosten für das Triebwerk oder dem Schub.

Für die Oberstufe der SLS war auch das J-2X vorgesehen, doch wegen des schon angesprochenen Finanzierungsmodells hat man das Triebwerk zwar entwickelt, aber nicht qualifiziert und nicht zertifiziert. Das wäre noch ein ziemlicher Posten gewesen und dann wäre man auch nicht mit zwei J-2, die man umgebaut hatte, ausgekommen. Der aktuelle Vorschlag ist eine Stufe mit vier RL-10 Triebwerken. Das gab es schon mal – die Saturn I hatte auch eine Oberstufe mit sechs RL-10. Auch hier sind es vor allem Kostengründe. Das RL-10 existiert eben schon. Daneben hat es sogar noch einen etwas höheren spezifischen Impuls als das J-2X, was aber durch das höhere Triebwerksgewicht wieder egalisiert wird.

Am wenigsten hat sich bei den Strukturen getan. Heute geht der Trend dazu, hier Kosten einzusparen und leistungsfähige Triebwerke einzusetzen. Vergleicht man aktuelle US-Träger wie die Delta 4 oder Atlas V mit ihren Vorgängern so sind die Strukturfaktoren schlechter. Anstatt teurer Tanks mit Zwischenboden aus schwer bearbeitbaren leichten Legierungen nimmt man lieber getrennte Tanks mit einer Zwischentanksektion und einer schwereren Legierung, weil das günstiger in der Herstellung ist. Das sieht man auch bei den Strukturfaktoren der Ares V und SLS.

Das man Kohlefasertechnologie einsetzt dürfte noch utopischer sein. Es gibt bisher nur diesen Demonstratortank. SpaceX als einzige Firma, die sie einsetzen wollte, hat inzwischen auch davon Abstand genommen. SpaceX ist auch die einzige Firma, welche die leichtere Legierung 2195 einsetzt. Die NASA nutze sie nur beim Space Shuttle Tank und da auch nur beim Wasserstofftank wo der Gewinn am größten war.

Interessanterweise wäre einiges der heutigen Ansätze davon aber auch schon bei der Saturn V anwendbar gewesen. Das F-1A wäre schubstärker und würde so die Gravitationsverluste senken. Das J-2S als Vorgänger des J-2X hatte ebenfalls mehr Schub und einen etwas höheren spezifischen Impuls, wenn auch nicht so viel wie das J-2X. Die Reduktion der Treibstoffreste wäre ebenfalls möglich gewesen. Nicht zuletzt gab es Feststoffbooster wie sie heute als Startverstärkung verwendet werden schon damals. Es war auch in einem frühen Stadium so 1964/65 angedacht, die Booster der Titan 3 zu verwenden. Nur mit den Triebwerken, die es damals schon gab, käme man auf 58 t Nutzlast, ohne etwas an den Strukturen zu ändern. Mit vier Boostern der Titan 3 auf 72 t.

Rakete: Advanced Saturn V

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil {Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.929.369	77.000	10.995	1.893	2,63	185,00	220,00	384400,00	–
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
35.192	29	90	6.245	190	90	20	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez.Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	2.232.000	123.400	3.277	35109,0	38466,0	179,64	0,00
2	1	489.830	31.690	4.551	6812,0	6812,0	306,08	181,00
3	1	124.294	14.032	4.551	2270,0	2270,0	221,06	490,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	20,0 s
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe	C3	Modus
Vorgabe	220 km	384.400 km	185 km	0 km2/s2	Fluchtbahn
Real	220 km	-91.733.448 km	185 km	0 m/s
26,7 Grad	719 km	719 km	77.000 kg	77.868 kg	709,3 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	119,0 s	201,0 s	532,0 s
Winkel	36,9 Grad	28,0 Grad	0,0 Grad
Freiflugphase	Startbedingung	Startwert	Endbedingung	Endwert
Nicht definiert

Diagramme

Rakete: Advanced Saturn V-2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil {Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.930.304	80.000	10.995	2.277	2,73	185,00	220,00	384400,00	–
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
35.195	29	90	6.245	190	90	20	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez.Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	1	2.232.000	123.400	3.277	35109,0	38466,0	179,64	0,00
2	1	489.830	31.690	4.551	6812,0	6812,0	306,08	181,00
3	1	122.229	11.968	4.393	1390,0	1390,0	348,47	490,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	20,0 s
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe	C3	Modus
Vorgabe	220 km	384.400 km	185 km	0 km2/s2	Fluchtbahn
Real	256 km	-596.964.175 km	185 km	0 m/s
25,5 Grad	702 km	702 km	80.000 kg	80.326 kg	837,4 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	119,0 s	201,0 s	532,0 s
Winkel	33,9 Grad	18,0 Grad	0,0 Grad
Freiflugphase	Startbedingung	Startwert	Endbedingung	Endwert
Nicht definiert

Diagramme