Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 500: 12.5.2017 - 21.5.2017

12.5.2017: Ein Vorschlag für Blue Origin

Ich hatte mir mal überlegt wie die USA wohl heute, wenn sie Tabula Rasa machen würden, ein Trägersystem entwerfen würden, wobei das in Anbetracht der neueren Entwicklungen möglichst wiederverwendbar sein sollte. Zuerst dachte ich an eine Zentralstufe mit dem RS-25, dessen Treibwerke geborgen werden und Booster mit dem BE-4 die weich auf einem Droneship landen. Dann suchte ich nach einer Oberstufe, die nicht geborgen wird. Sie sollet daher möglichst günstig sein. Ich dachte daher an ein Methan-Triebwerk im Bereich von 100 bis 200 kB. So was existiert aber nicht. Das RL-10 scheint relativ teuer geworden zu sein. So lag es nahe, das nächste verfügbare Triebwerk, das BE-3 zu nehmen. Doch das ist mit 490 kN schon zu schubstark. Man könnte dann die Zentralstufe einsparen oder durch eine weniger leistungsfähige ersetzen. Dann hat man aber nur noch Triebwerke von Blue Origin. Also ging ich daran, ein System auf Basis der Triebwerke von Blue Origin zu konstruieren.

Dazu braucht man nur zwei Grundstufen:

Diese beiden Stufen mit je 4 m Durchmesser kann man nun noch verlängern. Wenn man den Tank in je zwei Segmenten fertigt, dann kann man 50 % oder 100 % mehr Treibstoff zuladen. Die Zuladung ist dann möglich, wenn weitere Erststufen als Booster verwendet werden. Bei der Maximalkonfiguration (6 Booster) kann man dann die Zentralstufe um 100% verlängern und die Oberstufe auch. Die Stufen werden schwerer, aber der Strukturfaktor günstiger. Ich habe gängige Werte für Tankmassen angesetzt.

Es sind dann sehr viele Konfigurationen möglich. Schon bei 2 Boostern kann man zwei unterschiedliche Oberstufen einsetzen. Bei 3 dann drei Oberstufen. Ab drei Boostern kann man dann alternativ auch die Zentralstufe um 50% verlängern und bei vier Boostern auch um 100%. Dann brennt die Zentralstufe entsprechend länger und man hat eine „zweieinhalbstufige“ Rakete. Ich will gar nicht alle Konfigurationen aufzeigen, es sind 27 Stück. Sondern nur die Kleinste und größte: Das sind 7 und 50 t Nutzlastmasse – die letzte Angabe passt auch gut zur New Glenn die ja auch 45 t Nutzlast haben sollte, nur ohne zusätzliche BE-4 Oberstufe. Den Effekt der geringeren Aufstiegsverluste habe ich durch niedrige Verluste bei den unterschiedlichen Oberstufen berücksichtigt.

Gut die Kombinationen sind wirtschaftlich unterschiedlich sinnvoll. Alle 27 wird man nicht nutzen, doch wenn es nur ein Drittel also 9 sind, dann hat man doch schon eine gute Abdeckung des Nutzlastbereiches zwischen 7 und 45 t. Da man so auch andere Märkte erschließt, nämlich für mittelgroße Nutzlasten in SSO und LEO und die New Glenn, sofern sie keine Doppelstarts macht, mit 13 t auch für GTO zu überdimensioniert ist halte ich das Konzept für besser als die New Glenn mit monolithischer erster und zweiter Stufe mit sieben bzw. einem Triebwerk. Das lehnt sich zwar an das Konzept von SpaceX an, aber SpaceX hat keine andere Wahl. Blue Origin hat dagegen ein geeignetes Oberstufentriebwerk.

Der Grund für die Konzeption der New Glenn ist für mich die ebenfalls geplante Bergung: Das ist eben mit einer Stufe einfacher als mit sieben. Ich halte trotzdem mein Konzept für eine sinnvolle Alternative, vor allem im Hinblick auf den Markt: Die New Glenn ist schon wieder zu groß für GTO-Transporte und der Markt ist umkämpft. USAF und NASA haben leichtere Nutzlasten, und bei gleicher Zuverlässigkeit wie etablierte US-Träger wäre ein Träger mit weniger Modulen preislich günstiger und damit konkurrenzfähiger.

Rakete: 6A+A+a

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Verkleidung
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil

1130939

50939

3000

7802

1500

4,60 %

Stufe

Anzahl

Name

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

910000

48000

3200

2

1

130000

10000

3200

3

1

37500

3200

4400

Rakete: A+a

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Verkleidung
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil

158074

7074

1000

7802

1500

4,47 %

Stufe

Anzahl

Name

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

130000

8000

3200

2

1

20000

2500

4400

14.5.2017: Ach ja der ESC

Gestern war ja wieder Eurovision Song Content. Ich habe ihn gar nicht erst angeschaut. Zum einen, weil er mir zu lange dauert. Zum anderen, weil ich ihn seit Jahren langweilig finde. Da auf den anderen Sendern auch nichts fand, habe ich mir einen Pastewka-Abend gemacht und die ersten 7 Folgen wieder angeschaut. Aber ich will das Thema trotzdem aufgreifen. Zum einen gibt es ja eine richtige ESC-Fangemeinde. Zum anderen läuft auch einiges bei dem Wettbewerb schief.

Fangen wir mit dem Offensichtlichsten an, den Darstellungen. Es heißt ja „Song Contest“. Diesmal hat wieder eine Ballade gewonnen. Aber im Allgemeinen dominieren heute aufwendige Shows. Das beliebte Ausziehen eines Kleides in mehreren Teilen, skurrile Kostüme oder Tänzer, die eigentlich nichts mit dem Song zu tun haben. Ich denke dem ESC würde es gut tun sich auf die Wurzeln zu beschränken. Das heißt, man sollte nur noch Gesangsdarbietungen ohne Hilfsmittel zulassen. Okay, man kann dann aufwendige Kostüme wie beim Sieger Lordi 2006 nicht ausschließen, aber es würde dann schon etwas besser werden.

Das zweite ist die Länge. Ich habe heute Abend bevor ich ins Bett ging mal umgeschalten und da begann die Abstimmung gerade erst. Eine Reduktion des Teilnehmerfeldes wäre also wünschenswert. Es gibt ja jetzt schon Halbfinales. Ich finde es sind trotzdem noch zu viele Teilnehmer im Finale. Es sind 42 Länder. Im Finale sind 24. Man sollte die Anzahl der Teilnehmer im Finale auf ein Drittel beschränken indem man bei den Halbfinales nur ein das beste Drittel durchkommt. Das wären dann 14 Teilnehmer im Finale. Und damit es ehrlich ist auch ohne das, wie bisher Deutschland automatisch im Finale ist, weil sie zu den vier Nationen gehören, die am meisten in die EBU (European Broadcasting Union) einzahlen.

Ein Dauerproblem ist, das Länder Sympathien haben. Die skandinavischen Länder stimmen füreinander ab, vor allem aber die zahlreichen ehemaligen russischen Republiken und Balkanstaaten. Auf der anderen Seite wird Deutschland wohl nie Punkte aus Österreich bekommen. Das wird man nicht verhindern können. Aber man wird es eingrenzen können, den bisher ist der Eurovision Song Content nicht demokratisch. Ein kleiner Staat, wie eine der baltischen Republiken, hat genauso viele Stimmen wie Deutschland. Man sollte die Punkte mit der Einwohneranzahl in Millionen multiplizieren. Das ergibt dann zwar höhere Gesamtpunktzahlen, aber es wäre gerechter.

Ein Dauerproblem des ESC sind auch die Teilnehmer. Man sollte ja dann annehmen, das man die besten Sänger hinschickt. Doch das ist die Ausnahme. In einer Zusammenfassung des ESC wurde auch darauf eingegangen. So das missglückte Auftreten von Promis wie Bonnie Tyler, die vor einigen Jahren mit über 60 noch mal auftrat, und zwar mit einem einfachen Schlagersong, in der ihre Reibeisenstimme nicht zum Tragen kam, wie auch positive Beispiele wie Cliff Richards der zweimal dabei war und nie gewann. Die beiden Songs von Richard waren kommerziell sehr erfolgreich, er gewann aber beide Male nicht. Dabei war er schon bei der ersten Teilnahme ein internationaler Star. Seine Argumentation. Ich werde da von 400 Millionen Leuten gesehen, wenn nur jeder 400-ste die Platte kauft, dann sind das 1 Million verkaufte Platten. Und darum geht es ja, schlussendlich will jeder Künstler kommerziellen Erfolg haben. So verstehe ich die Armut an international bekannten Künstlern nicht. Selbst wenn man schlecht abschneidet. Wen juckt‘s? Einige Wochen nach dem ESC ist das vergessen. Ich habe ja schon Schwierigkeiten, die letzten Sieger und deutschen Teilnehmer zu rekapitulieren.

Ein Sieg ist ja nicht gleichbedeutend mit einer Karriere. Nicht nur weil die meisten Sieger keine machten. Sondern, weil auch Nicht-Siegersongs erfolgreich waren. Ich denke an „Nel blu dipento die blu“, die meisten kennen das Lied nur unter „Volare“, das im Refrain vorkommt. Es belegte nur den dritten Platz. Cliff Richard mit „Congratiolations“ und „Power to All your Friends“ auch nur den zweiten und dritten Platz. In Deutschland fallen einem Dschingis Khan und Katja Ebstein mit drei Teilnahmen ein, deren Songs zumindest in Deutschland sehr erfolgreich waren, auch hier hat man nie gewonnen.

Das letzte wäre, das man wieder vorschreibt, dass die Lieder in der Landessprache gesungen werden sollten. Inzwischen ist alles auf Englisch und ich empfinde das als eine Verarmung. Klar, dann haben Englisch und Französisch als Sprachen, die viele Verstehen Vorteile und Französisch klingt auch einfach gut. Aber bei vielen Texten will ich nicht mal den Text verstehen. Das man ein bisschen über den Tellerrand blickt und auch mal etwas von anderen Ländern hört, empfand ich eigentlich immer als eine Besonderheit des alten Grand Prix Eurovision de la Chanson. Aber das wird wohl kaum durchsetzbar sein. Schade drum.

16.5.2017: Der Kurs von Blue Origin

Als ich den Vorschlag für Blue Origin ausarbeitete, habe ich natürlich mich auch bisschen mit der Firma befasst – um ehrlich zu sein, mehr als ein bisschen kann man auch nicht über die Firma herausbringen.

Das eine ist die Triebwerksentwicklung. Bisher hat Blue Origin folgende Triebwerke entwickelt:

Die Entwicklung ist also inkrementell. Der Schub steigt an und auch der technologische Anspruch. Über die ersten beiden Triebwerke BE-1 und BE-2 weiß man fast nichts. Das BE-3 nutzt einen Abzweigzyklus, den man auch woanders untersucht hat, den man bisher aber noch nirgends in einem eingesetzten Raketentriebwerk findet. Dabei wird ein Teil des Gases aus der Brennkammer abgezweigt und treibt die Turbopumpen an. Der combustion tap-off cycle oder chamber bleed cycle wurde schon bei der J-2S eingesetzt und hier gibt es auch ein paar Informationen. Beim J-2S wurde das Gas in dem oberen Bereich der Düse angezweigt. Das grundlegende Problem dieses Zyklus ist es, das das Gas nicht zu heiß sein darf. Zu weit oben sollte man es also nicht abzweigen, denn sonst schmelzen die Pumpen durch. Typische Temperaturen für Antriebsgas sind unter 500°C. Wenn man in der Düse abzweigt, hat man niedrigere Temperaturen, aber auch einen niedrigeren Druck und der darf einen Mindestdruck nicht unterschreiten, sonst hat man nicht den Massestrom, den man für den Antrieb braucht. Alternativ könnte man das Gas direkt aus der Brennkammer abzweigen und dann kühlen, so mit Treibstoff, bevor er eingespritzt wird.

Das J-2S und BE-3 haben gemein, dass man den Schub bei beiden Triebwerken sehr stark senken kann auf 20% des Normalschubs. Das ist aber auch beim RL-10 möglich, muss also nicht unbedingt am Triebwerkszyklus liegen. Allerdings nutzt man das beim BE-3 bei der Landung aus und das heißt, dass das Triebwerk dann immer noch einen Expansionsdruck haben muss, der ausreicht, dass es nicht an der Düsenendung zu turbulenten Störungen kommt. Das lässt auf einen hohen Brennkammerdruck schließen. Dazu passt auch das man das BE-3 beim Steigern auf 670 kN Schub mit einer verlängerbaren Düse austratest, wie man sie für eine Oberstufe benötigt.

Das BE-4 wird dagegen mit dem sauerstoffreichen Prozess der gestaffelten Verbrennung angetrieben. Derartige Triebwerke hat Russland seit Mitte der Sechziger Jahre entwickelt (das Erste soweit ich weiß das RD-253 in der Proton). Für die USA ist es ein Novum, auch wenn Aerojet nahezu zeitgleich ein ähnliches Triebwerk entwickelt.

Die Entwicklung ist also sowohl im Schub wie in der Technologie sich steigernd. Das ist sinnvoll, aber heute doch eher ungewöhnlich. Kann Blue Origin als Firma in den USA auf viele ausgebildete Luft & Raumfahrttechniker zurückgreifen. Es ist zumindest finanziell nicht die optimale Strategie. Sich im Schub steigern ist sinnvoll, doch dann müsste man sich nicht auch noch in der Technologie steigern. Wie ich beim Betrachten meines Vorschlags für Blue Origin schon erläutert habe, könnte man das BE-3 sehr gut für eine Oberstufe der New Glenn nehmen. Nur müsste es dann weniger schubstark sein. Die Hälfte des Schubs würde ausreichen, ja vielleicht sogar der Schub des BE-2, nur hat das wegen der Verwendung von Kerosin/Wasserstoffperoxid nicht den benötigten hohen spezifischen Impuls.

Ich finde hier also keine „rote Linie“ in der Triebwerksentwicklung hin zu einem konkreten Einsatz. Für einen Lernzyklus, beginnend von Bull ist es natürlich sinnvoll.

Das gilt auch für andere Entwicklungen. Zuerst fokussiert sich Blue Origin auf den Suborbitaltourismus. Der New Shepard, eine Rakete mit Kapsel wurde inzwischen mehrfach getestet und man hat hier auch die Wiederverwendung hin bekommen. Sinnvoll wäre es nun, den New Shepard in die kommerzielle Phase überzuführen. Ich halte die Idee nicht einmal für schlecht, denn zumindest gibt es für en Suborbitaltourismus eine solide Basis an Interessenten Virgin Galactics hat ja schon viele Tickets verkauft. Vielleicht schreckt man gerade deswegen zurück, denn potenziell hat die Methode von Virgin Galactics (Hochschleppen mit einem Trägerflugzeug, dann Nutzung eines Raketentriebwerks in einem Gleitflugzeug und Landung des Flugzeugs) das Potenzial preiswerter zu sein, als eine Kapsel zu starten, diese vor der Landung abzutrennen und am Fallschirm zu landen und die Rakete separat. Zudem braucht Blue Origin so eine viel größere Rakete als Virgin Galactics. Die kommen mit einem kleinen, schubschwachen Low-Tech-Antrieb aus.

Nun der Schwenk in der Firmenpolitik zum Zulieferer für andere Firmen und Entwicklung von Trägerraketen. Ein eigenes Produkt ist die New Glenn, der die noch größere New Armstrong folgen soll. Dabei ist die New Glenn schon etwas überdimensioniert für alle heutigen Nutzlasten. ULA wird wahrscheinlich das BE-4 in der Vulkan einsetzen. Zwar ist auch das AR-1 im Spiel, doch alle bisherigen Verlautbarungen sprechen dafür, dass Blue Origin weiter in der Entwicklung ist und ULA der Firma auch mehr zutraut. Seitens ULA wundert mich das etwas, denn mit der New Glenn hat ja Blue Origin ein Konkurrenzprodukt in der Entwicklung. Dort braucht man acht BE-4 pro Träger, was höhere Produktionszahlen bedeutet und mit den Triebwerken für ULA werden es noch einige mehr. Da man die Triebwerke selbst produziert, nehme ich an, dass die New Glenn billiger als die Vulkan wird. Bei, wenn Blue Origin nicht an anderer Stelle patzt, mit ähnlicher Zuverlässigkeit. ULA sponsort also einen Konkurrenten.

Das BE-3 für die ACES-Oberstufe der Vulkan (eine Option, die viel größer als die Centaur sein wird und sonst mehrere (4) RL-10 braucht) kommt noch dazu. Es wird auch für eine Oberstufe einer neuen Rakete von Orbital diskutiert, dort sogar mit noch mehr Schub (670 kN). Nebenbei: Auch für eine SLS-Oberstufe wäre es vom Schub eine gute Wahl, denn die braucht derzeit vier RL-10, die trotzdem noch schubschwächer sind.

Was die beiden etablierten Firmen angeht, ist mir ihr Vorgehen ein Rätsel. Wir haben ja schon genügend US-Träger und nun kommen drei neue hinzu, dafür sollen Atlas und Delta wegfallen. Trotzdem gibt es ja nicht mehr Nutzlasten. Gerade den etablierten Firmen wie ULA und Orbital dürfte ja auffallen, dass die Kritik an den hohen Startkosten für die US-Regierung nicht abnimmt, seit SpaceX mit weitaus günstigeren wirbt. Orbital hat bisher keine Versuche unternommen die Antares von der NASA zertifizieren zu lassen, will sie also nur für die Cygnus einsetzen. ULA kann derzeit noch auf die Probleme von SpaceX verweisen. Für NASA, USAF und NRO zählen 100% Erfolg mehr als ein kleinerer Startpreis. Doch Blue Origin scheint anders als SpaceX vorzugehen. Zugegeben, viel weis man nicht. Es geschieht alles im Geheimen, aber gerade dieses inkrementelle Vorgeben ist ein typischer Low-Risk Ansatz und bisher gab es zwar auch Rückschläge, aber nicht so viele wie bei SpaceX und vor allem nicht im Einsatz, sondern in der Testphase. Zudem kaufen Orbital und ULA ja selbst die Triebwerke von Blue Origin, so schlecht können ihre Produkte also nicht sein. Wenn die Blue Origin dann eigene Trägerraketen entwickelt, dann wird sie sicher ein stärkerer Konkurrent als SpaceX sein, zumal sie ja auch die Bergung zur Kostensenkung anstrebt.

Was mich etwas verwundert ist der Gigantismus, den wir derzeit haben. Die Falcon Heavy mit nun über 70 t Nutzlast, die New Glenn mit angekündigten 45 t Nutzlast, ich vermute sie wird bei der Startmasse auch noch über 50 t rutschen und die Vulkan mit neuer Oberstufe mit 22-35 t Nutzlast. Dabei startet die Atlas V schon heute am meisten mit der kleinsten Nutzlast. Für die NASA ist sie schon meist zu groß, und auch für die häufigen Starts von GPS-Satelliten ist die Atlas 401 zu groß. Die Atlas 551 (als größte) Version startet selten und die noch stärkere Delta 4H noch seltener: neunmal in bisher 12 Jahren. Kurzum: Den Markt für diese Träger gibt es nicht, auch nicht im kommerziellen Markt. Für Mars- oder auch nur Mondmissionen sind sie dagegen zu klein. Vor allem bei privat arbeitenden Firmen verwundert das, erwarte ich dort doch eine Fokussierung auf den Markt, also wo habe ich die potenziell meisten Kunden und da landet man bei Einzelstarts in den GTO mit 7 t Maximalnutzlast, also der Halben oder einem Drittel der Nutzlast dieser Giganten.

Wozu es aber kommen könnte, wäre, dass ULA und Orbital ihre Entwicklungen einstellen. Denn die sind noch vorwiegend vom Staat finanziert. Bisher haben sie erst wenige Gelder für Vorentwicklungen bekommen. Es könnte durchaus passieren, dass es ohne weiteres Geld nie eine Vulkan geben wird. Bei Orbital ist man noch weiter zurück und die Firma wird wahrscheinlich nur im Auftrag entwickeln.

De Fakto gibt es sehr viele offene Fragen hinsichtlich Kurs der Firma. So würde ich bei einer Firma mit der man Geld verdienen will eine Ausrichtung auf den Markt erwarten. Die Firma hat vier Triebwerke entwickelt. Sie könnte aus den kleineren drei Triebwerken eine Rakete für kleine Nutzlasten produzieren. Hier gibt es nur teure Alternativen wie die Minotaur Serie. Der Markt ist nicht groß, aber er ist gegeben und die Konkurrenz ist ziemlich teuer und im Falle der Taurus auch nicht sehr zuverlässig. Noch größer ist der Bedarf für eine Trägerrakete für mittelgroße Nutzlasten, die man aus einem BE-4 und einem BE-3 konstruieren kann mit einer Nutzlast von 6 bis 7. Das ist in etwa die Nutzlast der Delta II und sowohl USAF wie auch NASA haben Nutzlasten in der Größe, die derzeit mit alten Delta II und Falcon 9 gestartet werden. Letztere ist teuer, die zweite ist völlig überdimensioniert.

Vielleicht die einzige rote Linie ist das die Firma ja mal angekündigt hat, dass man langfristig auch privaten Personentransport ins All anstrebt. Dazu würde die New Shepard als einfache Möglichkeit für Tests passen und die größere New Glenn als Träger, den man dafür braucht. Wobei sie auch schon nur für ein Raumschiff zu groß ist. Aber vielleicht soll sie ja auch eine Raumstation transportieren oder man will Mondumrundungen anbieten (für eine Mondumlaufbahn ist sie schon wieder zu klein). Dank der Geheimhaltungsstrategie kann man nur spekulieren. Das ist auch der wesentliche Grund warum ich bisher nichts über die Firma geschrieben habe.

18.5.2016: Die ISS - Das Haupthindernis für ein Marsprogramm

In den letzten Jahren ist der Mars ja wieder in den Fokus gerückt. Die NASA nennt seit Jahren eine bemannte Expedition zum Mars als Langzeitziel (nun für 2033 geplant), private Firmen wie Mars One oder SpaceX mit der Red Dragon wollen zum Mars und es werden mehr Sonden anderer Nationen geschickt. Indien plante seine zweite, China und sogar die arabischen Emirate wollen auch eine Sonde auf den Weg bringen.

Nun seitens der NASA sehe ich die Pläne mehr als Alibi. Das mag ein Langzeitziel sein, ohne konkretes Programm geht da nichts und Trump mag ja fordern, dass man das etwas beschleunigen soll. Aber ein Programm, das es nicht gibt, kann man nicht beschleunigen. Mehr Geld gibt es trotzdem nicht. Es gibt eigentlich in dem Sinne auch kein Marsprogramm, sondern nur eine Schwerlastrakete SLS, deren EM-1 Mission man nun erneut verschoben hat und die unbemannt erfolgen soll und die Orion, aka MPCV. Die SLS reicht in der derzeitigen Größe nicht für einen direkten Transfer aus (wohl, aber wenn man eine Nutzlast stückweise mit der SLS in einen immer elliptischeren Erdorbit bringt, wie von mir vorgeschlagen, nur braucht man dann eben zwei bis drei Starts anstatt einen). Und die Orion ist eine Kapsel wie Apollo, nicht gedacht für eine Langzeitmission und auf dem Mars landen kann man mit ihr auch nicht.

Der springende Punkt: Eine Marsexpedition wird teuer. Wie teuer sie heute ist, darüber kann man nur spekulieren, es gibt keine veröffentlichten Zahlen. Die letzte richtige Untersuchung, die ein Präsident in Auftrag gab, war von 1989 und damals waren es schon 400 Milliarden Dollar. Mag sein, dass man heute durch die technologische Weiterentwicklung es günstiger machen kann und mittels öffentlich-privater Kooperation auch Gelder sparen kann, aber ich glaube nicht das der Milliardenbetrag nur zweistellig ist. Bedenkt man das die ISS rund 100 Milliarden Dollar kostet und das über einen Zeitraum von über 30 Jahren, dann wird klar, dass man nicht nur Bekenntnisse investieren muss.

Es gibt vieles, was eine Marsexpedition vom Apolloprogramm unterscheidet. Für die Finanzen ist der offensichtlichste Unterschied, dass die Mittel für Apollo zusätzlich zum unbemannten Programm aufgewandt wurden. Das ist seitdem nicht mehr gegeben. Als das Space Shuttle teurer wurde, wurde das unbemannte Programm zusammengestrichen. Die Folgen waren dann in den Achtzigern zu sehen: Zwischen 1978 und 1990 keine neue Raumsonde, selbst Programme mit Anwendungscharakter wie Landsat oder GOES bekamen keine neuen Satelliten, sodass die ESA sogar zeitweise einen Meteosat an die USA auslieh. Als Bush sein Constellation-Programm ankündigte, hat die NASA auch angefangen zu kürzen. So fiel der TPF, Terrestrial Planet Finder 2007 den Budgetkürzungen zum Opfer. Sofia wurde nur deswegen nicht gestrichen, weil das DLR beteiligt war.

Constellation zeigte aber auch, dass bemannte Programme nicht nur durch Kürzungen bei der unbemannten Raumfahrt möglich sind. Constellation sah daher auch vor die Space Shuttles nach Fertigstellung der ISS auszumustern – der Betrieb kostete 3-4 Milliarden Dollar pro Jahr und die ISS nach 2016 auch aufzugeben. Die ISS kostete auch rund 3 Milliarden Dollar pro Jahr. Der Bush Regierung wäre ein noch schnellerer Ausstieg lieber gewesen, aber durch die Verträge musste man die ISS 10 Jahre nach Transport des letzten Moduls aus Europa und Japan (Kibo) betreiben.

Wenn die NASA ein Marsprogramm starten will, hat sie das gleiche Problem: Die ISS kostet Geld. Durch den Wegfall der Space Shuttles sogar noch mehr als damals. Die Frachttransporte und Mannschaftstransporte müssen ja auch bezahlt werden. Konsequenterweise würde man die ISS aufgeben, wenn man ein Marsprogramm beginnt. Gerade das Gegenteil hat man aber gemacht. Man hat den Betrieb erst bis 2020, dann 2024 und 2028 verlängert. Bis auf die ESA haben dem Termin von 2028 auch alle Nationen zugestimmt. So lange wird die ISS Geld kosten 2016 waren es 3915 Millionen Dollar, eine Steigerung über 1 Milliarde Dollar gegenüber 2014 und das wird durch CCdev und CRS-2 noch mehr werden. Die NASA wird sich, wenn sich nichts ändert, nicht die ISS und ein Marsprogramm gleichzeitig leisten können. Zwar gibt es bei jedem Präsidenten Absichtserklärungen zum Mars zu fliegen, auch von Obama, doch keiner hat die Mittel bewilligt. Die NASA verweist darauf, dass man die ISS brauche, um für die Marsexpedition zu üben. Doch so ernst nimmt man das nicht. Das geschlossene System zur Wasseraufbereitung ist seit 2009 an Bord. Das ist getestet. Ebenso haben die nun stattfindenden längeren Aufenthalte, die über die sonst übliche 180-Tagesgrenze hinaus gehen, nicht so viel mit der Vorbereitung auf den Mars zu tun, als vielmehr das Russland Geld sparen will. Da US-Astronauten nur bei russischen Sojus mitfliegen bedeutet das Einsparen einer Sojus auch das ein US-Astronaut am Boden bleiben muss. Kurzum: je länger die ISS in Betrieb ist, desto länger wird es dauern zum Mars zu gelangen. Da aber CRS-2 und CCDev nicht von 2018, eher 2019 operationell werden und man dann sicher nicht gleich nach einigen Jahren alles einstellen will, würde ich eher drauf tippen, dass man vielleicht noch mal verlängert, abhängig vom Status der Station. Da die Solarzellen laufend an Leistung verlieren dürften sie, soweit ich weiß, bisher der Knackpunkt sein, warum man 2028 als Termin angesetzt haben. Die ältesten Paneele sind dann 30 Jahre im All.

Auf der anderen Seite ist der Nutzen der ISS für Marsexpeditionen minimal. Sie wird nicht mal so betrieben das man eine Marslandung simuliert. Also mit entsprechend langen Aufenthalten der Besatzung oder der Tatsache, dass man bei dem Marsunternehmen nicht laufend Güter hochtransportieren kann. Geschweige denn das man die Kommunikation (Zeitverzögerung) simuliert. Dabei könnte man das technisch relativ einfach machen. Man müsste nur die ISS drei Jahre lang nicht mit Fracht versorgen. Die Besatzung nach 200-270 Tagen landen, sie müsste dann auch selbst aussteigen können und ohne Hilfe fit werden (z. B. in ein abgeschottetes Labor gebracht werden) und dann für die letzten 200 bis 270 Tagen wieder zur ISS starten. Das würde den Flug zum Mars, einen Aufenthalt auf dem Mars und die Rückkehr zur Erde relativ gut simulieren. Dazu müsste man dann vielleicht an Bord der ISS auch einiges umbauen z.B. Tests mit Zentrifugen für künstliche Schwere machen oder mal ein aufbasbares Habitat nicht nur als Vorratsraum testen. Letzteres wird man zur Gewichtsersparnis für Marsexpeditionen eher verwenden als die heutigen Module aus Metall.

Kurzum: solange es die ISS gibt wird eine Marsexpedition weiterhin immer konstant in der Zukunft liegen. Die Alternative wäre es, sie aufzugeben. Da man in einer Station zum Mars sowieso nicht so viel Platz haben wird, wie auf der ISS wäre es sinnvoller ein Habitat von Bigelow zu nutzen, das ja auch die gleiche Technologie hat. Durch den großen Durchmesser könnte man dort auch eine Zentrifuge installieren, die künstliche Schwerkraft für einige Stunden erzeugt. Vor allem wird das aber preiswerter als die ISS sein. Das wäre dann auch ein Nutzen der Öffentlich-privaten Partnerschaft und würde zu rein privaten Raumstationen überleiten, denn Bigelow könnte danach die Station für Touristen nutzen und hätte für diese erste Station kleinere Investitionskosten.

Im bemannten Bereich ist diese öffentlich-private Partnerschaft problematisch. Klar, die NASA kann fertige Aufträge ausschreiben und sich aus den Details heraushalten. Das gibt es schon. Bei CRS zahlt die NASA für den Transport von Fracht, wie die zur ISS kommt, geht sie nichts an. Sie hat keinen Einfluss auf die Konstruktion des Raumschiffs und der Rakete. So kann Orbital ein Cygnus verlängern und mit der Atlas starten, wenn die Antares gegroundet ist. SpaceX kann die Trägerrakete durch neuere Subversionen ersetzen. Der letzte NRO Launch durch SpaceX ist auch so Deal. Die NRO hat drei Satelliten bei Boeing mit Start bestellt und sie bezahlt für den Satellit wenn er im Orbit ist. Wie er dort hinkommt, geht sie nichts an. Bei den bisherigen bemannten Programmen war das anders. Die NASA hat nie ein Design gekauft. Sie hat mit entwickelt. Es gab dauernd Änderungen durch Auflagen der NASA. Vielleicht sind die Systeme dadurch sicherer geworden, mangels Vergleich ist das schwer zu sagen. Mit Sicherheit wurden sie teurer. Es gab immerhin zwei Fälle, wo jeweils ein Partner versagte. Bei Apollo 1 lag der Fehler beim Hersteller des Apollo CSM, das nicht feuerfestes Materialen verwandte, zumindest nicht unter den Bedingungen der reinen Sauerstoffatmosphäre. Bei STS-25 warnten dagegen die Experten von Thiokol vor dem Start und die NASA setzte die Firma unter Druck, dem Start zuzustimmen. Das zeigt auch, dass man NASA-Einmischung nicht unbedingt mit Verbesserung gleichsetzen muss. Wenn man beim Zulieferer verinnerlicht hat, das Menschenleben davon abhängen und er das möglichste tut um eine gute Sicherheit zu gewährleisten dann glaube ich sind privat entwickelte Raumfahrzeuge nicht unbedingt sicher. Das hat viel mit Firmenkultur zu tun. Das Buch Moon Lander von J. Kelly ist zwar kein gutes Technikbuch, aber diese Philosophie zieht sich durch das ganze Buch. „Wir sind für das Leben der Astronauten verantwortlich und wir tun unser möglichstes, dass sie heil wieder zur Erde zurückkommen“. Wenn die Firma diese Philosophie verinnerlicht hat, dann klappt es, auch wenn die ganze Entwicklung privat verläuft.

Vor allem für die Finanzierung dürfte das positiv sein. Wenn schon der Start einer Trägerrakete für NASA / USAF um ein Viertel bis Drittel teurer als für einen kommerziellen Kunden ist (und hier ist das Produkt das gleiche, nur der Test-. / Bürokratieaufwand höher) dann kann man sich vorstellen, wie viel man bei einem ganzen Programm sparen kann.

Ich glaube allerdings nicht daran. Ich kann mir nicht vorstellen, dass die NASA die komplette Verantwortung für eine Mission oder Menschenleben an die Industrie abgibt, denn wenn etwas scheitert, dann ist sie dran und nicht der Hersteller. Allerdings ist das eine eher theoretische Frage, denn wie schon gesagt, ich sehe nicht, dass Trump ein Marsprogramm auflegt. Nicht solange der Mars keine Raketen startet oder Terroristen zu uns unterwegs sind.

20.5.2017: Rätsel Nutzlast SLS

Manchmal habe ich das Gefühl ich lasse doch geistig nach. Das merkt man, wenn einem beim Stöbern alte Aufschriebe unterkommen. Nicht nur, dass ich das meiste davon wieder vergessen habe, auch wie ich mich damals in Details gestürzt habe, ist mir heute völlig unverständlich. Ich muss früher viel intelligenter gewesen sein. Heute würde ich das Pensum schon wegen der fehlenden Zeit nicht schaffen.

Fast hätte ich das Phänomen auch für etwas verantwortlich gemacht, das mir in der letzten Zeit auffällt. Ich stelle fest, das projektierte Träger immer weniger Nutzlast haben, vor allem wenn man sie mit ähnlichen Mustern vergleicht. So die Ariane 6: Sie erhält neue Booster, die besser als die derzeitigen sind (geringeres Leergewicht, höherer spezifischer Impuls) und ist mit 860 t rund 70 t schwerer als die Ariane 5 ME, der sie bei Zentralstufe und Oberstufe gleicht. Doch die hat 12 t Nutzlast und die Ariane 6 nur 10,5 t. Ich habe das mal verfolgt und komme bei ähnlichen Massenannahmen auf 13 – 14 t. Analoges Thema des heutigen Themas die SLS mit demselben Phänomen. Demgegenüber steigt die Nutzlast bei anderen Trägern so SpaceX oder Ariane 6 ECA. Allerdings hat die Rakete dort auch je nach Version andere Daten (Startmasse z. B, bei der Falcon 9 von 482 auf 550 t gestiegen).

Die SLS

Zuerst mal eine Beschreibung der SLS, damit man versteht, warum ich ein Problem habe. Die SLS besteht aus zwei 5-Segment-SRM. Das sind die Space Shuttle Booster ergänzt um ein Segment. Da das Bergungsssytem wegfällt und die Düse ein konstantes Gewicht hat, haben sie ein besseres Vollmasse/Struktur-Verhältnis. Zusammen mit mehr Treibstoff sollte das die Nutzlast steigern.

Die Zentralstufe setzt vier RS-25E ein. Das sind die Space Shuttle Haupttriebwerke mit dem höchsten Schublevel. Die Zentralstufe wiegt ebenfalls mehr: etwa 980 anstatt 736 t. Höherer Schub, mehr Treibstoff, auch das bringt mehr Nutzlast.

Man sollte daher erwarten, dass die Kombination mindestens den gleichen Nutzlastkoeffizienten wie das Space Shuttle hat. Letzteres transportierte 124 t in eine suborbitale Umlaufbahn (Shuttle + Nutzlast). Dazu kommt noch der 27 t schwere Tank. Zusammen also 151 t. Die Startmasse betrug 2.046 t. Bei der SLS sind es 2609 t. Das ist eine um 27,5 % höhere Startmasse. Ich würde also mindestens 27 % mehr Nutzlast erwarten. Bei beiden Systemen muss man bei LEO-Missionen als Nutzlast die Trockenmasse der letzten Stufe mit ansetzen, da diese auch in den Orbit kommt. Die SLS soll 70 t Nutzlast haben. Dazu kommt die 86 t schwere letzte Stufe. Zusammen 156 t. Also nur wenig mehr als das Space Shuttle.

Der Unterschied kann eigentlich nur auf den Aufstiegsverlusten beruhen. Dabei gibt es durchaus Gründe, das gerade diese kleiner sind. Da ist die Aerodynamik. Die aerodynamische Nutzlasthülle hat einen viel geringeren Luftwiderstand als das Space Shuttle. Das sollte die Nutzlast anheben. Der Effekt ist bei den meisten Trägern aber nur gering. Bedeutsamer sind die Aufstiegsverluste. Sie sind um so geringer je schneller das Trägersystem seinen Orbit erreicht. Sie sollten vergleichbar sein. Die Zentralstufe wiegt rund 33 % mehr und die vier RS-25 sind genau eines mehr als beim Space Shuttle – auch 33 %. Die Brennzeit ist 461,4 zu 520 s sogar kleiner – die Triebwerke werden nicht wie die Shuttletriebwerke im Schub gedrosselt. So sollte die Nutzlast also höher sein.

Nun gibt es aber noch ein Plus: Die Bahn für welche die 70 t gelten ist eine 93 x 1800 km Bahn. Beim Shuttle waren es 90 x 180 km. Für diese Bahn braucht man mehr Geschwindigkeit, rund 400 m/s mehr. Die Bahn wurde so gewählt, um die Zentralstufe verglühen zu lassen. Sie erreicht also keinen Orbit. Die Oberstufe hat durch die elliptischere Bahn mehr Zeit zum zünden. Beim Space Shuttle tat man das mit den OMS, die als pumpgeförderte Triebwerke sehr zuverlässig sind. Für Erdumlaufbahnen ist dieses hohe Apogäum kontraproduktiv, aber das ist ja auch nicht der Einsatzzweck der Rakete. Für Mondmissionen ergibt sich nach Präsentationen eine ungefähre Nutzlast von 25-26 t mit ICPS. (31,7 t nach meiner Berechnung) und die EUS Stufe sollte 35 t erreichen (44,8 t nach Berechnung, aber dann passt die 105 t Leo Nutzlast nicht).

Das die ICPS nur eine Delta Oberstufe ist und sie vielleicht schwerer wird, weil sie mehr Last aufnehmen muss, aber das bei 4 t Trockengewicht kaum ins Gewicht fällt, wundert das einen schon. Eine Möglichkeit zur Erklärung ist, dass die SLS sehr stark schwankende Aufstiegsverluste je nach Schwere der Nutzlast hat. Sie betragen nach meiner Rechnung rund 2150 m/s für die Referenzbahn. Relativ hoch, aber z. b. noch kleiner als von Ariane 5 (normal sind 1600 bis 1800 m/s bei heutigen Trägern, frühere schubstarke Träger oder Feststoffraketen liegen darunter, Träger mit langen Brennzeiten darüber). Das Space shuttle hat bei 110 t Startgewicht ohne Nutzlast einen Aufstiegsverlust von 1663 m/s, also deutlich geringer. Man kommt auf die geringe Nutzlast der Block I, wenn man die 70 t Nutzlast mit der ICPS nimmt, dann passt auch die EUV. Aber dann hat man extrem hohe Aufstiegsverluste von 2870 m/s, deutlich höher als jeder jemals gebaute Träger. Dafür gibt es keine logische Erklärung.

Insgesamt ist die SLS ja klar in die Kritik geraten. Zum einen grundsätzlich. Sie sei überflüssig. Das ist nun nicht so neu. Die SLS entstand, als der Senat die Einstellung des Ares V Programm durch Obama stoppte. Es ist im Prinzip eine Ares V light mit anderem Finanzierungsmodell (dauerhaft niedrige Summen anstatt des typischen Buckels beim Höhepunkt der Entwicklung). Es fehlen die Missionen. Es gibt ja derzeit nur die beiden Orionmissionen, die auch nur bis in eine Mondumlaufbahn führen. Die NASA hat die SLS zwar auch für neue wissenschaftliche Missionen angepriesen. Doch die (angeblich günstigen) 500 Millionen für einen Start sind nicht mehr gegeben und das Geld für neue wissenschaftliche Missionen wird es auch nicht geben. Eine so große Mission wie z. B. Großteleskope mit 7-8 m großen Spiegeln kosten aber auch viel Geld. Man möge nur sich mal die Kostenexplosion des James Webb Teleskops ansehen.

Eventuell für Europa Clipper könnte die SLS zum Einsatz kommen. Mit dem bevorstehenden Ersteinsatz von Falcon Heavy und New Glenn gibt es zumindest für die wissenschaftlichen Missionen eine Alternative, denn so groß werden die auch nicht werden. Ich sehe zumindest bei Blue Origin die Chance, dass man auf der New Glenn eine Centaur oder DCSS einsetzen kann, die Firma scheint ja offen für die Zusammenarbeit mit anderen Firmen zu sein. Ich schätze die Nutzlast mit einer DCSS für die Europamission auf mindestens 6,5 t. Die SLS mit ICPS wird nach der Grafik in der gleichen Region liegen.

Das Zweite sind die ansteigenden Kosten. Das Konzept der Finanzierung mit geringen Mitteln, dafür längere Zeit funktioniert nicht wirklich. Die Missionen rücken immer weiter nach hinten. Die Kosten steigen, auf längere Frist wird die Weiterentwicklung zu Block II noch teurer werden. Das sind dann eine neue Oberstufe und neue Booster.

Das Konzept von Block II habe ich auch nie verstanden. Anstatt neue Booster zu konstruieren könnte man gleich die SLS so konstruieren das man 2 oder 4 Booster einsetzt. Das macht dann Anpassungen an der Startbasis nötig, wäre langfristig aber die bessere Lösung. Diese könnte man gegebenenfalls um ein weiteres Segment verlängern. Bei den wenigen Einsätzen machen die Entwicklungskosten für neue Booster keinen Sinn. Die NASA hat schon die Entwicklung der ersten Oberstufe mit dem J-2X Triebwerk eingestellt, just nachdem dieses qualifiziert war. Nun kommt erst die IPCV, im Prinzip eine angepasste Delta 4 DCSS. (Delta Cryogenic Second Stage) Danach kommt eine EUS (Evolved Upper Stage) mit vier RL-10 Triebwerken und 8,4 m Durchmesser. Die ist noch im Fluss, noch nicht mal endgültig definiert. So ist auch die Verwendung von zwei Vinci vorgesehen. Die haben den doppelten Schub und sparen Kosten. Angenehmer Nebeneffekt, damit wäre Europa beteiligt. Derzeit fertigen wir die Servicemodule für die Orion als Kompensation für den ISS-Betrieb bis 2020. Ab 2020 muss eine neue Kompensation erfolgen. Mit der Entwicklung des Schubrahmens und angepassten Vincis wäre hier eine Beteiligung an der SLS möglich, die beiden Partnern nützen würde (verbilligt durch mehr Exemplare z.B. das Vinci). Da nun aber auch das BE-3 mit noch höherem Schub zur Verfügung steht und ein einziges BE-3 einen höheren Schub als vier RL-10 oder zwei Vinci haben, dürfte man bei der NASA auch diese Alternative untersuchen.

An und für sich ist das technische Konzept gar nicht mal so schlecht: Man nutzt schon entwickeltes – Shuttle SRB, RS-25, RL-10 oder Vinci / BE-4. Die Umsetzung, die anfangs nur 90 t Nutzlast (für eine normale LEO-Bahn) ergibt, und das weitere Kosten für Erweiterungen entstehen ist schlecht. Vor allem aber haben solche Programme einen großen Makel. Bei allen bemannten Programmen hat die NASA das Fixkostenproblem. Bei Apollo und beim Shuttle bezahlte man nach Entwicklungsabschluss dafür, dass die Hersteller die Leute weiter halten, damit sie zur Verfügung stehen, wenn es Probleme gibt. Das war der Grund drei Apollo-Missionen zu streichen (die Hardware dafür wurde bezahlt und gebaut und steht nun in Museen) und beim Space Shuttle machten die 2,4 Milliarden Fixkosten den Großteil des jährlichen Budgets aus. Die SLS jetzt zu entwickeln, ohne das man echte Missionen dafür hat, ist daher eigentlich nur teuer. Bis irgendwann mal ein Marsprogramm oder auch nur NEO Flüge anstehen, muss man dann Milliarden für Fixkosten aufbringen.

Kurzum die SLS leidet unter einigen Problemen. Zeitproblemen, ein falsches Entwicklungsmodell, steigende Kosten und fehlende Finanzierung. Vor allem aber fehlenden Missionen.

21.5.2017: Mein SLS-Vorschlag

In der von mir so geschätzten Rubrik „Wir wissen es besser“ möchte ich mich heute mit der SLS befassen. Ich habe sie ja schon gestern aufgegriffen. Von der technischen Auslegung finde ich die SLS gar nicht mal so schlecht. Wie ich schon schrieb. Ich bin nur an zwei Dingen etwas anderer Meinung. Das eine ist die Festlegung auf nur zwei Booster und als Folge ein „Block II“ Programm, das dann leistungsfähigere Booster entwickeln soll. Das Zweite ist, dass die Oberstufen tendenziell zu klein sind. Als Faustregel kann man bei in etwa gleichen spezifischen Impulsen ansetzen: Masse der Zentralstufe / Oberstufe ~ Masse der Oberstufe zur Nutzlast. Geht man von Transporten zum Mond oder auf Fluchtkurs aus, so beträgt die Nutzlast dann etwa 40-50 t. Bei fast 900 t Startmasse kommt man so auf etwa 200 bis 250 t Masse für die Oberstufe. Ich habe mich für 250 t entschieden, da sie auch besser zu schweren Nutzlasten passt, die mehr Booster pro SLS transportieren können.

Mein Ansatz ist relativ einfach: Anstatt zwei Boostern hat die SLS die Möglichkeit bis zu sechs Booster anzubringen. Es gäbe dann als symmetrische Konfigurationen zwei, drei, vier und sechs Booster. So kann man einfacher die Nutzlast steigern. Man braucht keine komplexe Neuentwicklung von Boostern und vielleicht ist es durch die höheren Stückzahlen sogar billiger. Die Zentralstufentrockenmasse habe ich um 10 t erhöht, weil mehr Kräfte übertragen werden. Dazu kommen 4 t für den Adapter zur Oberstufe. Diese Lösung erfordert vor allem Umbauten an der Startbasis, die derzeit darauf baut, dass die Konfiguration am Heck dem Shuttle ähnelt (8,4 m Durchmesser von Stufe und ET, daneben zwei Shuttle SRB).

Die Oberstufe würde ich am ehesten mit einem BE-3 ausrüsten. Man braucht davon nur zwei Stück, es ist zu Ende entwickelt und soll auch auf 670 kn Schub gesteigert werden. Die derzeitige Version hat 490 bis 530 kN Schub. Geht man von den Planungen für die EUV aus, so kommt diese auf ein Schub-/Gewichtsverhältnis von 0,44. Übertragen auf 1060 kN Schub (BE-3 heute) sind das 468 t Masse, also 213 t Nutzlast ohne Oberstufe und bei 670 KN sogar 592 t (342 t Nutzlast). Die schwere Oberstufe hat auch den Vorteil, dass die Zentralstufe nun in jedem Falle keinen Orbit erreicht. Bei der Block IA (ohne Oberstufe) und IB (mit ICPS) muss man ja dafür eine besondere Transferbahn erreichen. Die Maße der Oberstufe ist aber nicht kritisch in eine Mondtransferbahn würde eine 200 t schwere Stufe je nach Boosterzahl nur 4-7 t weniger transportieren (bei 100 / 150 t Nutzlast). Der Strukturfaktor beträgt 8%, ein konservativer Wert, den auch die Ariane 5 EPC mühelos erreicht. Der spezifische Impuls auch nur 4400 m/s.

Ich habe auch die Verluste günstiger angesetzt. Die Block IA liegt ja bei 2150 m/s. Das Shuttle lag nur bei 1533 m/s. Ich habe 1800 m/s angesetzt und für die Versionen mit mehr Boostern dann sukzessive die Verluste erniedrigt, die letzte Version kommt auf 1600 m/s Verluste, das ist bei der Spitzenbeschleunigung der Booster vor Brennschluss von 5,2 g auch ein realistischer Wert.

Als Resultat bekommt man durchaus hohe Nutzlasten. Das zeigen die beiden Tabellen für LEO und Fluchtgeschwindigkeit.

Rakete Nutzlast LEO
SLS Block I 87.247,5 kg
SLS Block I (2) 164.558,0 kg
SLS Block I (3) 192.676,8 kg
SLS Block I (4) 218.402,1 kg
SLS Block I (6) 264.988,5 kg
SLS Block I ICPS 91.304,2 kg
Rakete Nutzlast
SLS Block I (2) 58.960,9 kg
SLS Block I (3) 70.125,8 kg
SLS Block I (4) 80.134,7 kg
SLS Block I (6) 97.776,1 kg
SLS Block I ICPS 26.500,0 kg

RS-68 oder RS-25

Eine Diskussion, die es bei der Ares V gab, war die, welches Triebwerk besser wäre: das RS-68 oder RS-25. Das RS-68 ist das Triebwerk der Delta 4 und das RS-25 das Triebwerk des Space Shuttles. Das Triebwerk der Delta 4 wurde aus dem Shuttle-Triebwerk entwickelt. Es ist jedoch einfacher aufgebaut und kostengünstiger. Dafür ist die Leistung geringer. Der spezifische Impuls ist um 10% kleiner und bezogen auf den Schub die Masse um ein Drittel größer als beim RS-25. Es punktet mit den Kosten. Bei der Ares sollte ein RS-68 20 anstatt 50-60 Millionen Dollar kosten. Nun wird die Delta 4 auslaufen. So billig wird es also nicht mehr sein. Ich möchte bei der originalen SLS mal sehen, was das ausmacht. Die Tabelle unten informiert über die für die Betrachtung wichtigen Parameter:


RS-25D

RS-68A

Schub Meereshöhe:

1.688 kN

3.117 kN

Schub Vakuum

2.320 kN

3.312 kN

Spezifischer Impuls (Vakuum)

4435 m/s

4102 m/s

Gewicht:

3.150 kg

6.597 kg

Vier RS-25 kann man durch drei RS68 im Schub ersetzen. Diese wiegen aber 7.191 kg mehr und der spezifische Impuls ist um mehr als 300 m/s niedriger, bei der alten Version, die bis 2013 eingesetzt wurde, sogar um 400 m/s.. Geringer. Alleine Letzter müsste nach überschlägiger Berechnung die Nutzlast um mindestens 10 % senken. Doch ich habe es mal genau durchgerechnet:

Triebwerke

4 RS-25

3 RS-68

Nutzlast LEO

70.000 kg

38.765 kg

Nutzlast C3=0 (Fluchtgeschwindigkeit)

26.500 kg

19.130 kg

Die Folgen sind dramatisch. Vor allem die LEO-Nutzlast sinkt drastisch ab. Das ist kein Wunder: bei der Leo-Bahn muss die Zentralstufe alleine 8480 m/s. Aufbringen. Das entspricht einem Voll/-Leermassefaktor von 6,78 beim RS-25. Mit dem geringeren spezifischen Impuls des RS-68 steigt er auf 7,90 und entsprechend geht die Nutzlast runter, zumal die zweite Stufe ja schon ohne die 7 t Zusatzgewicht über 85 t wiegt und damit mehr als die Nutzlast selbst.

Selbst für Mondmissionen, die eher der Fall sind, gilt es gut zu rechnen. Die SLS sollte ja mal 500 Millionen Dollar pro Start kosten. Das glaubt keiner mehr, doch bei noch höheren Startkosten wird die Einsparung bei fixen Triebwerkspreisen eher geringer. Vier RS-25 kosten 50 bis 60 Millionen, nehmen wir die höhere Ziffer so sind das 240 Millionen. Drei RS-68 kosten bei je 20 Millionen pro Stück dann 60 Millionen. Man spart also 180 Millionen Dollar ein, das sind 36 % des Startpreises. Bei einer Mondmission sinkt die Nutzlast um 27,8 %. In dem Fall hat man was gespart – wenn einem die geringe Nutzlast was nützt. Bei einer größeren Oberstufe wie der geplanten EUS ist der Einfluss geringer, da die Zentralstufe weniger Geschwindigkeit aufbringen muss.

Die Wahl der RS-25D hat meiner Ansicht nach zwei Gründe. Das eine ist, das die RS-25 man rated sind. Das RS-68 sollte es erst werden. Trotzdem hatte die NASA bei der Ares V geplant die Besatzung mit der Ares I zu starten und die Ares V nur als unbemannten Träger zu nutzen – nun gibt es keine Ares I mehr, also muss die SLS man rated sein. Der zweite Grund ist viel einfacher: es gibt noch 16 Triebwerke von den Space Shuttles. Genug für vier Flüge, da jeder nur alle 2 Jahre stattfindet also bis 2025. Erst dann muss man Neue bauen. Ehrlich gesagt es müssten mehr sein. 51 Triebwerke wurden gebaut, sechs gingen verloren. Wenn man dann noch die Triebwerke der ersten beiden Generationen bis zum Verlust der Challenger abzieht, die nicht ganz so zuverlässig waren, müsste man rund 30 Triebwerke haben – sicher einige nicht mit dem neuesten Standard, aber für unbemannte Missionen, die nicht das letzte bisschen Performance bauchen oder Testflüge reichen die auch. Würde man die RS-68 nehmen, dann müsste man neue Triebwerke bauen.

Ein weiterer Grund kann auch sein, dass die Ares viel mehr Triebwerke in der Zentralstufe hatte als die SLS. Das Einsparpotenzial war also größer.

 

 


Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / Your advertisment here Buchshop Bücher vom Autor Top 99