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Nie gebaute Saturn V Varianten

Einleitung

Die Saturn V war nur als erste Version einer Weiterentwicklung gedacht. Wie bei anderen Trägerraketen der USA sollten der Saturn V die im Apolloprogramm eingesetzt wurde weitere Versionen folgen. zuerst evolutionär verbessert, dann mit Booster unterstützt oder mit neuen Oberstufen. Damit sollte Mitte der Achtziger Jahre eine Marsmission durchgeführt werden. Keine dieser Varianten wurde umgesetzt. Schon während des Einsatzes stieg die Nutzlast einer Saturn V für eine Mondmission von 47,5 auf 49,5 t. Bei Entwicklungsbeginn waren es sogar noch 45,4 t. Doch der Einbau eines fünften Triebwerks in der S-II und Verbesserungen bei der Entwicklung führten schon zu 2 t mehr Nutzlast.

Noch zur Einsatzzeit der Saturn wurden verbesserte Triebwerke entwickelt. Sie machen daher in diesem Artikel den Anfang.

Das J-2S

Für spätere Versionen der Saturn V und IB entwickelte Rocketdyne von 1965 - 1971 das J-2S. Das S stand für "simplified", also vereinfacht. Ziel war es die positiven Eigenschaften des J-2 wie seine Sicherheit und Zuverlässigkeit zu erhalten, aber es bedeutend zu vereinfachen und so Fehlermöglichkeiten zu eliminieren und die Produktionskosten zu reduzieren.

Das J-2S verzichtete vor allem auf das relativ aufwendige Startsystem. Stattdessen wurde die Turbine beim Start von einem Feststoffantrieb hochgefahren. Dieser lieferte das Antriebsgas für den Start. Drei hintereinander angeordnete Kartuschen ermöglichten insgesamt drei Zündungen. Der Gasgenerator wurde eingespart, stattdessen trieb ein Teil des heißen Wasserstoffgases nach Passage der Brennkammer die Turbinen an ("Tap-off" Zyklus). Dieses Arbeitsgas wurde dann in die Düse geleitet, zur Nachverbrennung und Kühlung der Düse.

Anstatt den Schub durch Veränderung des Mischungsverhältnisses zu verändern, geschah dies beim J-2S durch Erniedrigung des Brennkammerdrucks. Dazu wurde das Ventil des Heißgasstroms zur Turbine teilweise geschlossen, wodurch deren Förderleistung und Förderdruck sanken. Es gab noch die Möglichkeit das Mischungsverhältnis zu variieren, indem ein Ventil den Sauerstofffluss reduzierte. Nominell arbeitete es bei einem LOX zu LH2 Verhältnis von 5,5. Es konnte aber auch mit 5,0 und 4,5 zurechtkommen. Der Schub war dann geringer, der spezifische Impuls blieb aber auf dem gleichen Niveau.

Eine verlängerte Düse mit einem Expansionsverhältnis von 40 zu 1 erhöhte den spezifischen Impuls auf 4276 m/s. Der Schub war mit 265.000 Pfund (1.178 kN) deutlich höher als beim J-2 und konnte mit geringen Modifikationen auf 320.000 Pfund (1.423 kN) gesteigert werden. Darauf kam die NASA zurück, als sie aus dem J-2S das J-2X entwickelte. Bei Tests war das J-2S auch im Schub um den Faktor 6 drosselbar, eine Drosselung auf 10 % erschien möglich. Zwei Versionen, eines für die S-II (einmal zündbar) und eines für die S-IVB (dreimal zündbar) wurden entwickelt.

Der Einsatz des J-2S hätte die Nutzlast der Saturn V leicht gesteigert. Bei einem Start in den GEO-Orbit z. B. von 27.200 auf 28,900 kg. Der Autor errechnet für den Mondorbit, nur aufgrund des höheren spezifischen Impulses 52,6 t wenn die Saturn V auf 48,6 t kommt, also 3 t mehr. Wahrscheinlich hätte der höhere Schub aber zur Reduktion der Brennzeit und damit Gravitationsverluste geführt, sodass die Nutzlast noch etwas höher ausgefallen wäre. Wird dieser berücksichtigt so kommt man 54,6 t.

Das J-2S wurde 273-mal am Boden und unter Vakuum getestet. Die Gesamtbrennzeit aller Tests betrug 30.858 s. Sechs Triebwerke wurden gefertigt, die Entwicklung war abgeschlossen und es war reif in die Produktion zu gehen, als die NASA alle weiteren Ausbaupläne für die Saturn einstellte. Dreißig Jahre später nahm man die Entwicklung neu auf, modernisierte das Triebwerk und benannte es in J-2X um. 1990 schätzte Rocketdyne, dass die Wiederaufnahme der Entwicklung 245 Millionen Dollar kosten würde, die Produktion eines Triebwerks 13 Millionen Dollar.

Aus dem J-2S wurde später das J-2X für die Ares entwickelt. Hier ein Vergleich der technischen Daten der Triebwerke:

Das F-1A

Im April 1968 begann die Arbeit an dem F-1A, einem schubkräftigeren Nachfolger für das F-1A. Wie beim J-2S war es das Ziel, nicht ein völlig neues Triebwerk zu entwickeln, sondern Erfahrungen aus der Entwicklung des F-1 in ein leistungsfähigeres Triebwerk umzusetzen. Das F-1A sollte in vielen Dingen einfacher als das F-1 sein. Der höhere Schub resultierte aus der genauen Kenntnis der Belastung des F-1 und welche Reserven es gäbe, bzw. wie weit der Brennkammerdruck angehoben werden konnte, ohne das Triebwerk massiv anzupassen oder Sicherheit zu verlieren.

Das F-1A hatte als erstes Triebwerk bei den US-Trägerraketen die Fähigkeit zur Schubreduktion. Es war geratet mit 1,8 Millionen Pfund Schub (8007 kN) auf Meereshöhe, konnte aber auf 1,35 Millionen Pfund Schub reduziert werden. (6005 kN). Damit entfiel z. B. die Impulsbelastung, die bei der S-IC vorkam, wenn nach 138 s eines der fünf Triebwerke abgeschaltet wurde. Das F-1A wäre einfach im Schub gedrosselt worden.

Viele Spezifikationen ähneln dem F-1, so arbeitete die Turbopumpe mit 5.300 U/min, das Mischungsverhältnis betrug 2,27 zu 1, konnte aber zwischen 2,15 und 2,35 zu 1 variiert werden. Die Düse hatte ebenfalls nur ein Expansionsverhältnis von 15,6 zu 1. Um den höheren Schub zu erreichen, arbeitete es mit einem Brennkammerdruck von 80 bar.

Das Programm wurde zwei Jahre später beendet, als die NASA beschloss, zwei weitere Apollomissionen zu streichen. So gab es keinen Bedarf mehr für ein schubstärkeres Triebwerk. Bis dahin waren alle Konstruktionszeichnungen fertiggestellt worden und ein Triebwerk zu 40 % fertiggestellt. Einige Veränderungen wurden schon an F-1 Entwicklungstriebwerken getestet. Es gab auch Tests der Verbrennungsstabilität, die beim F-1 so problematisch war. Bei 62 Bomb-Tests verschwanden Instabilitäten nach maximal 45 ms. Weitere Tests gab es auf dem Komponentenlevel. Anders als beim J-2S war die Entwicklung aber noch in einem frühen Stadium, als das "Aus" für das F-1A kam.

Wie viel mehr Nutzlast das F-1A gebracht hätte ist unbekannt. Der Haupteffekt beruht auf dem höheren Schub. Dadurch sinken die Gravitationsverluste, die bei der Saturn V recht hoch sind deutlich ab. Die Brennzeit der S-IC würde von 161,2 auf 137,2 s sinken.

1990 untersuchte Rocketdyne die Wiederaufnahme der Produktion des F-1A unter Verwendung von Materialien und "State of the Art" Technologien wie NC-Fabrikation und neuere Schweißverfahren. Die Wiederaufnahme der Entwicklung bis zur Zertifizierung eines Exemplars würde 315 Millionen Dollar kosten. Der Aufbau der Produktion weitere 1.080 Millionen Dollar. Die Kosten eines Exemplars wären dagegen überschaubar gewesen: bei einer Produktionsrate von 10 - 12 Triebwerken pro Jahr hätte ein Exemplar 15 Millionen Dollar gekostet, weniger als heute ein RS-68.

Bei den Vorschlägen für das SLS taucht nun das F-1B auf. Zwei F-1B haben einen höheren Schub als ein 5-Segment Shuttle-SRB. Das F-1B ist eine Weiterentwicklung des F-1A. Wie dieses hat es eine vereinfachte Turbopumpe und einen höheren Brennkammerdruck. Neu ist der Aufbau der Brennkammer aus weniger Kühlröhren. Es sind nur noch 100 Stück. Die Düse ist vereinfacht, ohne Verlängerung und Einleitung des Turbinenabgases. Dazu kommt die Fertigung mit modernen verfahren und Werkstoffen. Im Wesentlichen ging es um eine weitere Vereinfachung und Kostenreduktion. Das F-1B hat wie das F-1 einen Maximalschub von 1,803 Mlbs, das sind 8030 kN.

Eine Kombination mit den J-2S Triebwerken kommt nach meinen Berechnungen einer Aufstiegsbahn auf eine Mondnutzlast von mindestens 61 t. Damit würden alleine die Treibwerke die Nutzlast beträchtlich steigern, da sie die bei der Saturn hohen Aufstiegsverluste reduzieren. Die Gesamtbrennzeit sinkt von 962 auf 874 s.

Fluor als Oxidator

Die NASA untersuchte die Verwendung von FLOX als Oxydator. FLOX ist ein Gemisch von Fluor und Sauerstoff. Es wurden vier Kombinationen untersucht, die sich im Fluoranteil unterschieden:

Bis zu einem Fluoranteil von 38 % war die Mischung kompatibel zur bisherigen Auslegung der Stufe. Es zeigte sich, dass keine gravierenden Änderungen an der S-IC nötig waren und auch die Triebwerke mit dieser Mischung zurechtkamen. Bedingt durch die höhere Dichte des Fluors steigt die Masse des Oxydator an und damit auch die Gesamtmasse der Stufe. Bis etwa 38 % Fluoranteil waren die F-1 Triebwerk noch leistungsfähig genug, die höhere Startmasse abzufangen, da auch der Schub leicht angestiegen wäre. Für einen Anteil von 70 % Fluor hätte man den Oxidatortank verlängern und den Kerosintank verkleinern müssen. Weiterhin hätte man um 50 % schubstärkere Triebwerke benötigt. Das erfordert dann den Einsatz der F-1A Triebwerke. Berücksichtigt man den etwas höheren Schub durch die veränderte Mischung, so wäre diese Variante mit dem F-1A umsetzbar gewesen. Aufgrund der Umweltproblematik des Treibstoffs, aber auch den fehlenden Erfahrungen in der Handhabung von etwa 500 bis 600 t flüssigem Fluor, hat man es bei der Studie belassen. Bisher wurde niemals so große Mengen an Fluor in flüssiger Form eingesetzt. Das Element wird zwar in der chemischen Industrie eingesetzt, dort jedoch als Druckgas. Es wird z.B. zur Herstellung von Teflon, flueorierten Kohlenwasserstoffen als Kühlmittel oder für chemische Kampfstoffe benötigt.

Die Centaur Oberstufe

Die Centaur D, die damals auf der Atlas im Einsatz war, war auch als Oberstufe für die Saturn IB vorgesehen. Bei dieser nur zweistufigen Rakete steigerte sie die Nutzlast deutlich für eine Marsmission - die Saturn IB Centaur war für die Voyager-Marslandesonden vorgesehen gewesen. Bei der Saturn V gab es solche Pläne nicht. Die Rakete war dreistufig und konnte so schon 30 t zum Mars befördern. Eine Centaur hätte die Nutzlast nur geringfügig erhöht, wobei diese dann aber hypothetisch gewesen wäre, denn das strukturelle Limit der Centaur lag bei unter 6 t.

Ein theoretischer Einsatz wäre bei Hochenergiemissionen denkbar gewesen. Für eine Endgeschwindigkeit von 14,5 t beträgt die Nutzlast der Saturn 9,7 t. Mit der Centaur sind es 15 t. (berechnet mit einer 10 t schweren Nutzlasthülle, übernommen von Skylab). Bei einem Durchmesser von 6,6 m der S-IVB würden auf diese auch mehrere Centaur Stufen passen, die dann verschiedene Nutzlasten separat starten würden. Mit zwei Centaur steigt die Nutzlast auf 16,9 t mit drei auf 17,4 t. Die letzte Kombination wäre dann pro Einzelnutzlast kompatibel mit dem strukturellen Limit der Centaur.

Eine Saturn V hätte somit drei jeweils 5,5 t schwere Sonden zu Jupiter entsenden können - etwa die 18-fache Nutzlast der Titan 3E. Würde man nur eine Centaur einsetzen, was wohl wahrscheinlicher wäre, so könnte sie 5,5 t auf eine Geschwindigkeit von 17,4 km/s entsenden. Diese Geschwindigkeit ist höher als jede die eine Raumsonde bisher erreichte (16,2 km/s erreicht von New Horizons).

Feststoffbooster als Startunterstützung

Bei der Titan wurden zwei große Feststoffbooster an die erste Stufe montiert um diese zu unterstützen. So verwundert es nicht, dass man ähnliche Bestrebungen auch bei der Saturn V durchführte. Es gab sogar einmal einen Test eines Boosters der nur für die Saturn V vorgesehen war, des AJ-260, die Ziffer gibt den Durchmesser von 260 Zoll (690 cm) an. Er wäre im Verhältnis zum Durchmesser wesentlich kürzer gewesen. Er war nur 24,5 m lang. Damit war er so kurz, dass er bei einer Saturn V an der strukturverstärkten Zwischentankverbindung oben und am Schubgerüst angebracht werden konnte. Der AJ-260 kam trotz Tests über das Experimentalstadium nie aus, er arbeitet nur bei niedrigem Brennkammerdruck (41 Bar) und niedrigem spezifischen Impuls (2158 m/s). Seine Hauptfunktion wäre die Reduktion der Gravitationsverluste gewesen, wobei er aber ohne weitere Änderungen an der Rakete eine viel zu hohe Spitzenbeschleunigung erzeugt hätte - ein Aj260 brannte nur 114 s lang und hatte einen Maximalschub von 22.200 kN also dreimal so viel wie ein F-1 Triebwerk.

Da bekannt war das Wernher von Braun wie viele andere alte Peenemünder gegen Feststofftriebwerke waren (er wandte sich vehement gegen die Wahl der SRB als Starthilfe für den Space Shuttle) kam es nie dazu. Es gab es zumindest auf dem Papier die Idee die Titan 3 Booster als Paar oder zwei Paaren an die S-IC zu montieren. Zwischen 1965 und 1967 gab es verschiedene Studien die vier UA1205 Booster (die Booster der Titan 3) bzw. UA1207 (die postulierten Booster der Titan 3M, bzw. späteren Titan 4) an die Rakete montiert. 4 UA1205 Booster hätten die Nutzlast ohne Berücksichtigung von Gravitationsverlusten von 48,6 auf 57,5 t erhöht. Bei Einsatz der UA1207 wären es über 60 t gewesen. Als Folge wären aber auch die Stufen verlängerbar gewesen, was dann auch die Spitzenbelastung kurz vor Brennschluss der Feststoffbooster erniedrigt hätte. Eine Variante ging z. B. von einer um 57 % verlängerten S-IC aus. Damit ist die Belastung für die Astronauten nicht höher als bei einer Standard-Saturn. Ihre Nutzlast beträgt 67 t für Mondmissionen. Die Nutzlast für Erdorbitmissionen steigt auf 171 bis 186 t. Da diese Studien lange abgeschlossen wurde bevor die Saturn V flog und sie danach eine höhere Nutzlast erreichte ist der Gewinn in Wirklichkeit noch höher. Der Autor kommt mit einer Aufstiegs-Simulation auf 57 t Nutzlast mit verringerten Gravitationsverlusten bei 4 Titan 3C Boostern und 512,6 t ohne Berücksichtigung der niedrigeren Gravitationsverluste.

Der primäre Vorteil der Feststoffbooster ist das sie mehr Startschub liefern und so die Gravitationsverluste reduzieren. Sie sind aber ausgebrannt bevor die S-IC selbst das mittlere Triebwerk zur Reduktion der Beschleunigung abschalten muss. Daneben erhöht ein Paar die Startmasse um rund 15 % mit entsprechend höherer Nutzlast. Da Wernher von Braun gegen Feststoffbooster war kam es nie zu einer Umsetzung. Sie wären aber neben den schubstärkeren Triebwerken die einfachste Möglichkeit gewesen noch dazu relativ preiswert die Nutzlast für Mond- und Marsmissionen deutlich zu erhöhen.

Nukleare Oberstufen

Ein Projekt, das Wernher von Braun dagegen favorisierte, waren nukleare Antriebe. Sie wären bei einer Marsmission, nicht nur in der Saturn V, sondern auch im Marsraumschiff eingesetzt worden. Dafür war geplant die S-IVB, die dritte Stufe durch eine nuklear betriebene Stufe zu ersetzen. Eine zweistufige Saturn hätte diese in einen niedrigen Erdorbit gebracht. Erst dort wird der Antrieb gezündet. Zur Technik nuklearer stufen siehe hier. Der wuchtigste Punkt für die Sicherheit: Eine nukleare Oberstufe mit einem Kernreaktor wird erst radioaktiv, wenn sie zündet, Erst dann kommt die Kernreaktion in Gang und es entstehen kurzlebige Spaltprodukte. Daher wäre jede Stufe nur einmal gezündet worden und danach abgetrennt worden um das Strahlenrisiko für die Besatzung zu minimieren. Das limitiert den Einsatz, denn nukleare Oberstufen haben selbst bei großen Kernreaktoren der Gigawatt-Klasse nur einen sehr geringen Schub und damit lange Brennzeiten. Diese erhöhen dann aber die Gravitationsverluste um die Erde zu verlassen. Es wäre damit technisch nicht denkbar die Umlaufbahn über mehrere Brennperioden anzuheben, eine Lösung die heute z. B. Kommunikationssatelliten mit schubschwachen Antrieben nutzen.

Der Hauptvorteil von nuklearen antrieben ist der höher spezifische Impuls: 7.200 m/s wurden damals erreicht, über 8.000 m/s erschienen erreichbar. Dagegen hatte man bei chemischen Antrieben 4.350 m/s erreicht, bis heute wurde dieser Wert nur auf 4.560 m/s gesteigert. Da die Nutzlast exponentiell ansteigt, bedeutet das eine höhere Nutzlast. Als Nachteil ist nicht nur das Triebwerk durch den Reaktor schwerer, sondern als Treibstoff kommt nur Wasserstoff in Frage. Dessen Dichte beträgt aber selbst im flüssigen Zustand nur 0,07 kg/l und er verdampft leicht. So müsste eine Stufe sehe gut isoliert werden und sie hat eine hohe Leermasse. Eine postulierte Stufe für Marsmissionen hatte folgende Daten: (verglichen mit der S-IVB der Drittstufe der Saturn V)

Die Saturn V mit einer nominalen Leistung von 108 t hätte die NERVA-Stufe in einen Erdorbit befördert. Die S-IVB wäre dann entfallen. Bei einer leistungsstärkeren Saturn wäre eine entsprechend größere Stufe möglich. Die Nutzlast würde dann proportional zum Anstieg der Nutzlast im Erdorbit ansteigen. Schon 54,4 t wären mehr Nutzlast zum Mars als eine normale Saturn V zum Mond befördert. Nukleare Antriebe waren von allen hier vorgestellten Konzepten noch am weitesten von einer praktischen Umsetzung entfernt. Die Daten wurden mit einer Aufstiegs Simulation, nicht nur einfacher Geschwindigkeitsberechnung gewonnen.

Artikel geschrieben am 3.2.2018

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