SLS-Berechnungen

Jetzt, wo ich die ersten Sätze schreibe, ist 14:28, also eigentlich sollte in fünf Minuten sollte nach Plan die SLS mit Artemis 1 starten, nur ist die Rakete gerade im Hold bei -40 Minuten. Zeit was zu schreiben und die Blogs zur aktuellen Mission überlasse ich anderen die mehr für bemannte Raumfahrt übrig haben.

Ich will mal an das anknüpfen was ich kann, und was ihr woanders nicht findet, nämlich fundierte Analysen und Berechnungen. Aber zuerst ein paar Worte zur SLS und was mich auch an der Berichterstattung im Radio und Fernsehen stört. Da wird erwähnt, das die SLS Jahre hinterherhinkt und teurer war als geplant. Aber es wird nicht gesagt warum: Es liegt daran dass man die SLS komplett anders entwickeln wollte, wie jedes andere Raumfahrtprogramm. Jedes andere Programm hat eine Finanzierungskurve die ungleichförmig ist, so ein bisschen der Form eines Bergs ähnelt – es gibt einen Gipfel, mit hoher Finanzierung und danach fällt sie wieder ab. Hier mal die Finanzierung von Apollo als Beispiel:

Während ich die Grafik gemacht habe wurde übrigens der Start auf Freitag verschoben. Ich hoffe ja er wird noch mal verschoben, der 5. September wäre meiner Ansicht nach ein gutes Datum. Es ist der 45.ste Jahrestag von Voyager 1, eine Sonde die immer noch aktiv ist und die entferntesten Aufnahmen der Erde geschossen hat.

Für die SLS bekommt die NASA kein erhöhtes Budget, sodass sich alles in die Länge zieht. Man könnte meinen das wäre kein Problem, es ist aber ein riesiges. In einem Projekt sind tausende Personen beschäftigt die man nicht einfach entlassen kann, auch wenn sie nichts zu tun haben. Ein Raumfahrtprojekt, in dem gar nichts passiert kann enorme Summen verschlingen. Nur mal zwei Beispiel: Als Curiositys Start um zwei Jahre verschoben wurde, kostete das 570 Millionen Dollar mehr. Das waren rund ein Viertel der Gesamtkosten. Als das Space Shuttle nach dem Verlust der Columbia 2004 nicht startete, kostete das Programm fast das gleiche wie in den anderen Jahren. Insbesondere bemannte Programme haben enorme Fixkosten, beim Space Shuttle waren es 2,4 Mrd. Dollar pro Jahr, bei Artemis sollen es ebenfalls 2 Milliarden pro Jahr sein. Daher hat die Mission ja auch ein so großes Preisetikett, denn als weitere Folge der dauerhaft niedrigen Finanzierung kann man nur alle zwei Jahre eine Mission durchführen – nur zum Vergleich: bis zur Landung von Apollo 11 konnte die NASA fünf Missionen pro Jahr durchführen und schaffte das auch 1968/69 (wenn man den Zeitraum zwischen Apollo 8 und 12 nimmt). Alleine durch die langsame Fertigung kostet die Hardware für Artemis daher heute inflationsjustiert mehr als damals eine Apollomission. Und das ist wo in der Raumfahrt eigentlich alles billiger wird eine echte Leistung.

Nur dafür kann die NASA nichts, denn die Rakete heißt ja nicht umsonst „Senate Launch System“. Der Senat hat der NASA die Rakete aufs Auge gedrückt, aber er hat ihr die Finanzierung verweigert. Sie hätte bei einem klassischen Entwicklungszyklus schneller fertig sein können und das wäre billiger gewesen. Genauso würde jede Artemis Mission billiger sein, wenn diese in einem schnelleren Tempo stattfinden würden, doch dafür müsste man eben Geld für ein Mondprogramm bereitstellen, so wie die NASA dies in den sechziger Jahren war. Nicht ganz so extrem wie damals, aber eben mehr als heute. Apollo machte fünf Jahre lang über 60 Prozent des NASA Etats aus, in der Spitze warne es 70 Prozent. Nur machte damals auch das NASA-Budget in der Spitze 5,5 des US-Budgets aus, heute sind es 0,5 Prozent. Das ist ja nicht das einzige Beispiel auch beim Ccdev haben wir dasselbe Problem der zu geringen Finanzierung. Ich will damit nicht die Verzögerungen durch Probleme in beiden Programmen kleinreden, aber anders als diese wäre eine Verzögerung durch zu geringe Finanzierung vermeidbar. Das ist aber nicht neu, schon bei Konstellation hatte man diesen Ansatz.

Meine persönliche Einstellung zur SLS ist wie die zur Ariane 6 – es gibt kaum Infos mehr über die Rakete, inzwischen ist auch die NASA von der Verseichtung betroffen, und wenn eine Raumfahrtbehörde meint, die Öffentlichkeit müsse nichts über ihre Raketen wissen, dann muss ich nicht graben um mehr Infos zu bekommen.

Nach diesen allgemeinen Statement komme ich zum heutigen Thema und zwar einigen Berechnungen für die SLS. Es geht um zwei Dinge. Das eine ist die Nutzlast der SLS für andere Bahnen – geplant sind ja Orbiter um Saturn, Uranus und Neptun und zum anderen ein mögliches Upgrade.

Wie der SLS-Etat zusammengestutzt wurde sieht man auch daran, dass von weiteren Upgrades keine Rede mehr ist. Ursprünglich war eine leistungsfähigere Oberstufe mit dem J-2X Triebwerk geplant (wie die Triebwerke in der derzeitigen SLS nicht neu, das Basismodell J-2S wurde schon während des Apolloprogramms entwickelt), dann aber wegen zu hoher Kosten auf das RL-10 umgestiegen. Gar keine Rede ist mehr von Upgrades der Booster. Berechenbar und realistisch ist nur ein Upgrade, das das man die Feststoffbooster durch modernere Versionen ersetzt. Alles andere erfordert teure Entwicklungen. Die Booster sind verlängerte Versionen der Space Shuttle SRB. ATK, Hersteller der Booster hat aber für die OmegA neuere Versionen angedacht. Was hat sich seit dem Design Anfang der Siebziger Jahre geändert?

Die SRB bestehen aus Stahlhülsen. Stahl , für alle schon Verseichte ist schwer. Wirklich schwer und die Hülsen sind 18 mm dick. Heute fertigt man Gehäuse aus CFK-Werkstoffen. Sie sind leichter und halten trotzdem einem größeren Druck aus. Der höhere Druck bedeutet einen höheren spezifischen Impuls beim Treibstoff. Etwas weniger hat sich bei der Treibstoffmischung getan, aber auch hier ist etwas getan, man kommt mit weniger Binder aus, hat mehr von dem Aluminium zugesetzt, das steigert den spezifischen Impuls und erhöht die Dichte des Treibstoffs, man bekommt also in das gleiche Volumen mehr Treibstoff. Hier mal ein kleiner Vergleich des P120C Boosters mit den SRB, in Kenndaten:

	SRB	P120C
Voll/Leermasse:	9,05	11,57
Spezifischer Impuls (Vakuum):	2.685	2.764
Brennkammerdruck:	42 Bar	105 Bar
Dichte Treibstoff (Mittel)	1,207	1,333

Trotz besserem Voll- zu Leermasseverhältnis ist der Brennkammerdruck um den Faktor 2,5 größer. Da der Treibstoff etwas dichter ist, kann man 10 Prozent mehr zuladen. Ich habe dies mal in groben Daten umgerechnet:

	SRB	SRB neu
Vollmasse;	733.073 kg	886.200 kg
Leermasse:	85.420 kg	76.700 kg
Spezifischer Impuls:	2685	2.764
Schub: (Mittel)	14.430 kN	17.480 kN

Der Effekt ist dramatisch. Ich errechne bei gleicher Brenndauer eine Steigerung der Nutzlast für den Mond von 38 auf 53 t. Die Spitzenbeschleunigung steigt leicht von 29 auf 32,3 m/s an. Das ist für einen bemannten Träger trotzdem noch relativ wenig und von der Besatzung aushaltbar. Selbst wenn der Effekt nicht so groß ist, also z.B. die Treibstoffmenge gleich bleibt oder man die Spitzenbeschleunigung bei 29 m/s belässt, dürfte die Nutzlast deutlich höher sein. Da ATK solche Booster für die OmegA entwickeln wollte, dürften auch die Kosten überschaubar sein, denn für die OmegA hätte ATK ja vornehmlich eigene Mittel mobilisieren müssen.

Nutzlasten zu den äußeren Planeten

Zu Jupiter und Saturn wird man die Bahnen mit niedriger Energie nehmen, da die Reisedauer mit 2,25 und 6 Jahren überschaubar ist und so Treibstoff für das Einbremsen in den Orbit gespart wird. Bei Uranus gibt es Wahlmöglichkeiten. Schnellere Routen haben als Preis eine höhere Startgeschwindigkeit und höheren Treibstoffverbrauch beim Einbremsen. Neptun ist eigentlich nur in längerer Frist erreichbar wenn man realistische Geschwindigkeitsanforderungen hat. Es gibt natürlich die Option mit einem Swing-By an Jupiter, aber eben nur alle 13 Jahre. Die folgende Tabelle enthält die errechneten c₃ für diese Bahnen;

Ziel	c3	Nutzlast EDS	Nutzlast IPCS	Nutzlast EDS / IPCS
Jupiter:	80	10 t	7 t	9,5 t
Saturn:	110	4,5 t	4 t	9 t
Uranus 8 Jahre Flugzeit:	141	0,6 t	1,7 t	6 t
Uranus 10 Jahre Flugzeit:	133	1,5 t	2,2 t	6,5 t
Uranus 12 Jahre Flugzeit:	129	2 t	2,5 t	6,5 t
Neptun 12 Jahre Flugzeit:	158	–	1 t	4,8 t

Die Variante mit der EDS und der IPCS existiert nicht, die IPCS Stufe ist aber so klein, dass sie problemlos in die Nutzlastverkleidung passt. In diesem Falle spielt die geringere Leermasse der IPCS bei den hohen c₃ eine wichtigere Rolle als der vierfache Treibstoff der EDS. Für den Uranus- und Neptunorbiter benötigt man zwingend diese Kombination, wenn man nicht Jupiter nutzen kann.