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Web Log Teil 594: 22.6.2020 - 7.7.2020

22.6.2020: Wir Wissenschaftler

Auf meinen heutigen Blog kam ich schon vor einer Woche, da gab es in der Carolin Kebekus Show eine Satire „Auch Wissenschaftler haben Gefühle“ mit Mai Thi Nguyen-Kim als Counterpart zur Kebekus. Schaut euch das verlinkte Video mal an, es ist nicht lang, durchaus sehenswert und vermittelt auch einiges. Ich kam drauf, als ich in einem der letzten Blogs mal wörtlich schrieb „Ich als Naturwissenschaftler ...“. In der Tat hat man als Naturwissenschaftler eine etwas andere Sicht auf vieles.

Zuerst mal eine Klarstellung: Alles was ich schreibe bezieht sich auf Naturwissenschaftler. Auch wenn Kebekus nur von Wissenschaftlern spricht, muss man natürlich noch sagen, das es auch andere Wissenschaften und damit andere Wissenschaftler gibt so Geisteswissenschaftler, Sozialwissenschaftler und Betriebswissenschaftler. Für diese Wissenschaften gilt das folgende nicht.

Wer eine Naturwissenschaft studiert, lernt in seinem Studium nicht nur Fakten, er sollte auch Vorgehensweisen eine Denkweise und Methoden lernen. Alle Naturwissenschaften haben einige Gemeinsamkeiten. Es gibt in allen Naturgesetze. In manchen sind diese fast immer in mathematische Formeln zu hießen, was ein genaues Nachrechnen wie z.B. in der Physik ermöglicht, in anderen sind es Zusammenhänge oder Regeln aber Formeln kommen kaum vor wie z. B. In der Biologie. Alle Naturgesetze haben aber eine Gemeinsamkeit. Sie gelten, man kann sich auf sie verlassen und man kann sie anders als menschliche Gesetze nicht brechen. Wer einen Stein loslässt, der wird auch wenn das oft wiederholt bemerken, dass er zur Erde fällt. Ebenso wird Wasserstoff an der Luft verbrennen, wenn man ein Streichholz an ein Gefäß mit Wasserstoff hält und Pflanzen wachsen reproduzierbar auf das Licht zu. Auch wenn manche das bezweifeln, wird der Wirkungsgrad mit dem man eine energieform in eine andere umwandeln kann immer kleiner als 100 % sein.

Die Natur ist auch logisch. Wenn man etwas schon kennt, dann kann man diese Erkenntnis oft auf ähnliche Phänomene anwenden. Wenn man weiß, das Eisen als Metall mit Sauerstoff zu einem Metalloxid reagiert, dann liegt es nahe, das andere Metalle wie Nickel, Chrom oder Zink das auch tun.

Natürlich gibt es auch in den Wissenschaften Diskussionen. Vieles, vor allem die Grundlagen sind längst geklärt. Aber Wissenschaft bleibt nicht stehen und entdeckt immer Neues und erarbeitet natürlich auch immer neue Modelle, mit denen die Fakten erklärt werden sollen. Ein populäres Beispiel aus der Astronomie: das das Universum sich ausdehnt und vor etlichen Milliarden Jahren in einem Punkt vereinigt war, ist durch zahlreiche Beobachtungen abgesichert und as entsprechende Urknallmodell ist abgesichert. Die beobachteten Gravitationskräfte zwischen den Sternen und Galaxien kann die beobachtbare Materie aber nicht erklären, ebenso scheint diese Materie zu wenig sein damit sich das Universum heute so ausdehnt, wie es dies tut. Man hat daher als Stütze des Modells dunkle Materie und dunkle Energie geschaffen, welche die fehlende Masse darstellt. Wie viel es von jedem gibt und woraus sie bestehen könnte, darüber wird diskutiert, eben weil man sie bisher noch nicht nachweisen kann.

Manche Laien verwechseln das, damit das die Wissenschaft sich nicht einig wäre oder jeder seine eigene Theorie aufstellen könnte, die dann auf der gleichen Stufe steht wie ein etabliertes Modell. Das hat aber damit nichts zu tun. Vielmehr ist es ein momentaner Stand der Wissenschaft und die entwickelt sich weiter. Auch das Urknallmodell war ursprünglich nur ein Modell von mehreren, wie das Universum aufgebaut ist und sich entwickelt. Es gab auch das Modell eines unveränderlichen Universums, das sogar Einstein vertrat und das eines Universums, in dem laufend neue Materie entsteht, um die Sternendichte trotz Ausdehnung aufrechtzuerhalten. Beobachtungen – als Erstes die Entdeckung der Rotverschiebung – wiesen aber das Urknallmodell als das richtige aus. Das Weltraumteleskop Euclid soll auch mehr über die dunkle Materie herausbringen und wenn das gelingt, wird sich sicher das eine oder andere Modell das derzeit in der Diskussion ist, als richtiger oder weniger richtig herausstellen.

So diskutieren auch Wissenschaftler. Ich glaube sogar, das in der Wissenschaft sich eines der besten Kontrollinstrumente eingebürgert hat. Zumindest in den großen Zeitschriften wie Nature oder Science kann man selbst als hochkarätiger Wissenschaftler nicht einfach einen Artikel publizieren. Er wird von einem anonymen Fachmann zuerst geprüft, oft auch mehrere. Das nennt sich Peer Review. Inzwischen hat sich dieses Modell durch das Internet weiterentwickelt und ein Artikel wird vorab als Open Peer Review publiziert. Jeder kann dann im Prinzip ihn lesen und kommentieren.

Warum schreibe ich dies? Wenn man wie dies bei einer Naturwissenschaft der Fall ist, sogar bei einem schnellen Studium und Bachelor Abschluss mit dem System drei bis vier Jahre zu tun hat, wobei man eigentlich noch die letzten Jahre der Schulzeit hinzurechnen, sollte, sofern man nicht alle Naturwissenschaften abgewählt hat, (geht das?) dann prägt die Methodik das Denken. Man geht Probleme logisch an und man hat gelernt. Die Natur bevorzugt Effizienz und Einfachheit. Wenn ein Stein den Berg runterrollt, dann wird er den kürzesten Weg nehmen und nicht in Kurven herabrollen. Ich habe bei Verschwörungstheorien ja schon mal Okhams Messer zitiert, obwohl Okham lebte bevor sich eine Naturwissenschaft in dem heutigen Sinn etablierte (er starb 1347), bei der die Natur beobachtet wird und man Zusammenhänge versucht zu ergründen, sofern es geht, auch durch Experimente und eine gefundene Tatsache dann mit anderen Beobachtungen zu verifizieren sucht, das war ab der Renaissance der Fall, hat er das grundlegende Prinzip richtig erkannt. Wenn man mehrere Erkläruneng für ein Naturphänomen hat, ist meist die simpelste Annahme die richtige. Das stimmt auch für menschliches Verhalten, weil auch wir meistens den direkten Weg gehen.

Ich meine etwas mehr von der Methodik der Wissenschaften täte der Politik und den Medien gut. Der Kebekus-Beitrag fängt ja schon damit an, das man Wissenschaftler kaum in den Medien wiederfindet und sie nun in der Coronakrise vermehrt auftreten. Nun ja, in diesen zahlreichen Sondersendungen, die monatelang nach jeder Hauptnachrichtensendung liefen oder in Diskussionrunden. Bei den Nachrichten eher weniger. Das liegt auch daran, das viele Wissenschaftler, wie ich, Angst davor haben, wenn sie etwas kurz ausdrücken sollen, das sie wichtige Dinge weglassen oder falsch verstanden werden. Sie passen in das typische Nachrichtenformat mit kurzen Statements nicht herein. Ich hätte trotzdem mehr von denen gehört die sich mit der Materie auskennen und nicht den Kommentar irgendeines Oppositionspolitikers zu den Beschlüssen der Regierung. Das nützt mir nichts. Was interessiert mich die Meinung von Lindner, Gauland oder Hofreiter wenn ich Fakten brauche, was ich selbst tun soll oder wie ich mich verhalten soll.

Logisches Vorgehen täte allgemein der Politik gut. Es gibt da derzeit wenig Logik und zwar auf allen Gebieten. So hat Scholz als er das Konjunkturpaket vorgestellt hat gesagt, man könne sich das leisten, weil man nicht die Verschuldungsschwelle von 80 % des Bruttoinlandprodukts erreicht habe. Äh und was ist daran logisch? Diese 80 % Grenze ist eine willkürlich gesetzte Marke, keine Naturkonstante wie die Lichtgeschwindigkeit und wenn man sie reißt, wird sicher die Politik sie auf 100 % setzen. Vor allem – es mag eine qualitative Beziehung zum Staatshaushalt geben in dem Sinne, das je höher das BIP ist desto höher die Steuereinnahmen sind. Aber Schulden hängen auch mit Staatsausgaben ab und der Steuerpolitik. Vor allem ist das BIP wohl deswegen gewählt, damit die Grenze kleiner ist. Es heißt nämlich, das die Staatsschulden maximal 80 % der gesamten Wirtschaftsleistung, das ist das Bruttoeinkommen aller Beschäftigten, die Gewinne aller Unternehmen vor Steuern eines Jahres ausmachen dürfen. Das sind pro Kopf der Bevölkerung rund 40.000 Euro. Das klingt dann schon etwas beängstigender und man könnte was eine direkte Entsprechung wäre auch die Staatsverschuldung auf die Staatseinnahmen beziehen, dann sähe es so aus, das um die Schulden abzubauen, der Staat 6 Jahre lang alle seine Einnahmen aufwenden müsste.

Das die Politik in Sachen Klimawandel nicht der Logik folgt habe ich schon mehrfach hier aufgedröselt. Zugegeben kommen beim Klimawandel kommen zwei Dinge zusammen die für Politiker ungünstig sind: es ist eine globale Aufgabe. Eigene Anstrengungen wirken sich also nur bedingt aus und es ist ein langfristiges Ziel. Politiker denken meist nur in Wahlperioden also 4 oder 5 Jahren. Doch auch unter der Prämisse findet sich viel Unlogik in der Klimapolitik. Was mir auffällt, ist das man die Klimapolitik trotz nationaler Ziele wie „40 % weniger Kohlendioxid Emissionen als 1990“ nicht als ganzheitliche Aufgabe sieht. Stattdessen gibt es einzelne Aspekte, die isoliert betrachtet werden wie Verkehr, Heizen, Stromerzeugung. Eine logische Klimapolitik wäre es zu sehen, wo man mit dem vorhandenen Geld am meisten bewegen kann. Man kann für 10.000 Euro sich eine neue Heizung kaufen die 10 % an Energiekosten einspart oder eine Fotovoltaikanlage, die so viel Strom produziert der in Energieäquivalente umgerechnet 30 % des Verbrauchs an Erdgas oder Öl für die Heizung entspricht. Gefordert wird von der Politik aber das erste und das andere wird auf das Klimaziel nicht angerechnet. Natürlich reicht der Strom im Winter nicht zum Heizen, doch da wäre es an der Politik eine Infrastruktur zu schaffen, die die Energie aus Strom im Sommer speichert (z.B. durch Gewinnung von Wasserstoff oder Methan), die man dann im Winter nutzen kann. Ebenso ist den meisten klar das der Individualverkehr energetisch die größte Verschwendung ist, aber anstatt die Leute dann von diesem weg zu bewegen und natürlich auch Alternativen bereitzustellen meint man, man löse das Problem mit Elektroautos die dann etwas weniger Energie pro gefahrenem Kilometer brauchen. Andere Wege, die das Problem global sehen, indem man zum Beispiel Geld ausgibt, das woanders wo die Energieeffizienz noch weitaus schlechter ist als bei uns Kohlendioxid einspart oder man woanders aufforstet, um Kohlendioxid zu binden – bei uns fehlen ja die Flächen dazu, denkt man nicht mal an.

Dabei handelt es sich hier um eine Aufgabe, die auf physikalischen und chemischen Gesetzen basiert, also Naturwissenschaft pur. Die meisten Dinge, die die Politik beschließt, haben aber primär mit den Menschen und ihrem Verhalten zu tun, das nur bedingt logisch ist, so auch die Politik. Auch hier täte mehr Logik gut. Nehmen wir mal das Thema Gleichberechtigung. Im Grundgesetz steht ja alle Menschen sind gleich, aber so richtig gleich sind sie nicht. Vor einigen Wochen ging durch die Nachrichten, das Schwule nur Blut spenden dürfen wenn sie einen Jahr lang keinen Sex haben. Ich dachte zuerst „Hä, in welchen Zeiten leben wir“, aber Politiker von CDU und AfD verteidigten das noch. Dabei ist schon offensichtlich das die Vorschrift blödsinnig ist. Denn wie bitte will man kontrollieren, ob jemand ein Jahr lang keinen Sex hatte? Aber hier sind die Menschen immer noch nicht gleichberechtigt. Das gilt, auch wenn z.B. ein gleichgeschlechtliches Pärchen ein Kind adoptieren will, bei zahlreichen Regelungen, in denen ein Partner für den Anderen Entscheidungen fällen darf, z.B. weil dieser nicht in der Lage dazu ist. Wenn ich das Grundgesetz ernst nehme, dann sollte ich der Logik nach alle diese Hemmnisse, die es gibt, abbauen. Dazu gehören dann auch Privilegien wie z.B. das Ehegattensplitting. Warum gibt es das für Paare mit Trauschein aber nicht für welche ohne Trauschein? Vor allem macht es keinen Sinn. Es ist ja nicht so, das der Staat Ehen fördert, damit es mehr Kinder gibt, die man braucht um die Bevölkerung und damit das Renten und Gesundheitssystem aufrechtzuerhalten, sondern es wird die Ehe an sich, auch wenn sie kinderlos ist, bevorzugt. Das Gesetz wurde von den Nazis 1934 eingeführt, nachdem in der Weimarer Republik eine Vorgängerregierung eben wegen der Gleichberechtigung, abgeschafft wurde. Die Wikipedia schreibt dazu „Diese Maßnahme hatte das Ziel, Frauen vom Arbeitsmarkt zu verdrängen. Zum einen erhoffte man sich in Zeiten hoher Arbeitslosigkeit eine Verknappung des Arbeitskräfteangebots. Zum anderen entsprach die Rolle der Frau als Mutter und Hausfrau dem nationalsozialistischen Gesellschaftsbild.“. Und das soll ein Leitbild für unsere heutige Gesellschaft sein, wo bleibt da die Logik?

Zumindest Logik sollte etwas mehr in die Politik einziehen. Weiterhin basiert Naturwissenschaft auf Tatsachen. Politik dagegen oft auf Annahmen und Behauptungen, manchmal und bei einer Partei ziemlich oft, auch auf Lügen. Auch eine Rückbesinnung auf diese wäre sinnvoll. Zu den Dingen, die man als Wissenschaftler auch lernt, ist es, die eigene Kompetenz einzuschätzen. Also wo endet die eigene Expertise, auch das war im Beitrag von Kebekus ein Thema. Die Medizin macht Vorschläge wie man eine Epidemie eindämmen kann. Welche Auswirkungen diese in der Praxis haben, was man umsetzen sollte und was nicht sagt sie aber nicht, denn das ist keine naturwissenschaftliche Fragestellung, sondern eine wirtschaftliche und soziale. Politiker sollten daher auf die hören, die von einer Materie mehr verstehen, tun das aber nur äußerst selten, selbst wenn sie extra zur Beratung ein Expertengremium eingesetzt haben, wie man beim Kohleausstieg und der Klimakomission sah.

Das klappt vor allem deswegen, weil auch die Menschen in ihrem Wahlverhalten nicht der Logik folgen, sondern Vorlieben, Vorurteilen oder einfach der Gewohnheit. Würden alle Menschen vor der Wahl sich über die Wahlprogramme der Parteien informieren und dann die Partei wählen, die ihre Interessen am besten vertritt, ich wage die Prognose die Sitzverteilung im Bundestag würde sich deutlich verändern.

23.6.2020: Die Lösung für ein überflüssiges Problem – wir versorgen das Lunar Gateway II

Wie der aufmerksame Blogleser sicherlich bemerkt hat, gibt es nun etwas weniger Blogs. Neben der endlich erfolgten Öffnung der Freibäder und Hallenbäder ist das auch dem geschuldet, das mir nicht so viel eingefallen ist. Aber ich greife mal einen Kommentar von Kay auf meinen Vorschlag für die Versorgung des Lunar Gatways auf:

Das Clustern von 3 Zentralstufen eine A62 ist denke ich keine Option.

Sowohl D4H und FH haben gezeigt das es doch nicht so einfach ist mal eben 3 Cores zusammen zu schrauben.

Vermutlich würde die Entwicklung mehr kosten als die Ariane 6 selbst.

Wäre es nicht allgemein billiger eine Nutzlast mit einem Kopplungsadapter vorzusehen und im Orbit mit einer Stufe mit Lagerfähigem Treibstoff zu koppeln? Hat man ja schon bei Gemini 8 mit Agena hin bekommen.

Dragon2, Starliner, Progress und Sojus verfügen doch bereits über einen entsprechenden Kopplungsadapter.

Bei Ausnutzung der angeblichen max. LEO Nutzlast von 63 Tonnen muss man für den Kopplungsadapter, Pumpen und Struktur was abrechnen. Aber 55Tonnen lagerfähiger Treibstoff sollten doch möglich sein. Bei Dragon2 würden die Insassen sogar in Flugrichtung sitzen aufgrund der Anordung der Superdracos.

Aber nicht nur für Bemannte Missionen sehe ich das koppeln als günstige Lösung.

Auch Raumsonden können so wesentlich schwerer gebaut werden oder schneller am Ziel sein“

Quelle

Mir geht es prinzipiell darum, ob es geht und nach einigen Abschätzungen denke ich geht es. Die Ausgangsbasis für die Berechnungen ist dieselbe wie beim Hauptartikel:

Der Versorger besteht aus:

Bei der Oberstufe haben wie als Vorlage die EPS Stufe:

Für die Bahn habe ich als Mindestanforderung:

Versorger

Ich fange mal mit dem Versorger an. Für den kann man bei voller Treibstoffzuladung eine Startmasse von 22,8 t errechnen. Das liegt deutlich unter der maximalen Nutzlast einer Ariane 62. Will man ihn nicht modifizieren, das wäre vor allem mehr Treibstoff im Servicemodul, so erscheint mir es die beste Lösung ihn mit einer Ariane 64 in eine elliptische Bahn zu schicken, dann hat er schon einen Teil der Geschwindigkeit für die Transferbahn abgebaut. Abschätzungen ergaben ein Apogäum über 2.400 km.

Transferstufe

Etwas komplexer ist es bei der EPS Stufe. Sie müsste zuerst mal vergrößert werden. Dann braucht sie auch Koppeleinrichtungen und sie muss vom Versorger aus steuerbar sein. Das alles kann die normale EPS nicht. Die VEB habe ich als Vergleich mal als Masse für diese Anforderung genannt. Aber es ist kompliziert. Bei der EPS ist die VEB struktureller Bestandteil der Rakete, so ist alleine deswegen die VEB für die ESC-A Stufe um 300 kg leichter, weil sie hier in die Stufe integriert ist. Daneben enthält die VEB vieles, was diese Stufe nicht benötigt. Ich bin daher von etwas anderem ausgegangen. Eine EPS enthält eines simple Funkfernsteuerung, mit der man das Triebwerk starten, stoppen und schwenken kann. Die gesamte Navigation und Avionik enthält dann der Versorger. Sie braucht aber noch einen Kopplungsadapter der 260 kg wiegt, sowie passive Sensoren die Lasersignale zurückwerfen. Dazu käme noch ein Adapter zur Rakete selbst, denn Ariane 64 hat als Adapter einen Cone 3936 und keinen russischen Kopplungsadapter. Der wiegt rund 360 kg. Ich rechne mal mit allen Zusatzeinrichtungen mit 900 kg Zusatzgewicht.

Dann wäre dann noch der zusätzliche Treibstoff. Rechnet man das Aestus-Triebwerk mit Schubrahmen aus der Trockenmasse heraus, so bleiben 900 kg übrig. Bei 9.700 kg Treibstoff kommt man also auf ein Voll-/Leerrmasseverhältnis von 11. Bei einer druckgeförderten Stufe wird dieser Faktor weitestgehend konstant bleiben. Nehme ich nun auch 22,8 t Startmasse, der Orbit soll ja der gleiche sein wie bei dem Versorger, dann ergibt sich folgende Rechnung:

22,8 t Startmasse – 1,2 t EPS Trockenmasse – 0,9 t Ausrüstung – 9,7 t Treibstoff = 11 t Restmasse

Das leitet dann zu 10 t Treibstoff und 1 t Trockenmasse über. Die Transferstufe hätte dann folgende Daten:

Parameter

Wert

Vollmasse:

22,8 t

Davon Kopplungsausrüstung

0,9 t

Davon EPS Trockenmasse

2,2 t

Davon Treibstoff

19,7 t

Vollmasse im Orbit

22,44 t

Leermasse im Orbit

2,74 t

Schub:

28,7 kN

Theoretische Brennzeit

2187 s

Parkorbit

Damit kann man eine Simulation durchführen. In der Praxis würde man mit einem Ariane 64 Start zuerst die Stufe starten. Hat sei einen Orbit erreicht und ist funktionsfähig, so würde die Besatzung folgen – das wird nicht so gehen wie bei Gemini, das diese eine Stunde später startet, schon alleine, weil es keine zweite Startrampe gibt und heute geht in der Raumfahrt alles viel langsamer als in den Sechziger Jahren.

Der kleinste Zeitraum zwischen zwei Ariane 64 Starts dürfte bei einem Monat liegen, also sollte das Perigäum so hoch liegen, das die Stufe nicht in einem Monat nennenswert an Höhe verliert. Setze ich maximal 1 km Sinkrate bei einem kreisförmigen Orbit unter ungünstigster Solaraktivität so ist bei 240 km Perigäum und 2.500 km Apogäum dieser so stabil das in 7 Monaten das Perigäum nur um 1 km und das Apogäum um 13 km sinkt.

Damit habe ich nun eine Aufstiegssimulation durchgeführt. Der Startazimut betrug 80 Grad, damit man eine etwas höhere Bahnneigung als bei GTO-Bahnen erhält, die Mondbahn ist auch um 5,2 Grad zum Äquator geneigt. Ziel war eine Bahn mit einem Perigäum von 240 km und einem möglichst hohen Apogäum. Ich komme bei 22,8 t Nutzlast (+ 3 % Sicherheitsreserve, meine Simulation errechnet meist etwas zu gute Werte auf ein Apogäum von 2400 km.

Von der Erde zum Mond

In diesem Orbit beträgt die Perigäumsgeschwindigkeit 8203 m/s. Benötigt werden für ein Apogäum in 384.400 km Distanz 10.884 m/s. Die Differenz beträgt also 2641 m/s.

Die Transferstufe kann, wenn man das unvermeidliche Anheben des Perigäums außer acht lässt, maximal 1822 m/s aufbringen. Der Rest muss dann vom Orion Modul kommen. Mit drei Zwischenbahnen erreicht die Kombination in 14 Stunden eine 351 x 29.134 km Bahn. Würde man nur eine Zündung machen so käme ein 1.234 x 21.152 km Orbit heraus, wegen der dann höheren Gravitationsverluste sprich Hubarbeit. Den nehme ich im Folgenden als Vergleich.

Die Stufe hätte ihre Schuldigkeit getan, nun würde sie abgekoppelt und das Servicemodul würde übernehmen. Auch hier verwende ich ein Aestus Treibwerk das hat etwas höheren Schub als das AJ-10, das im Original Servicmodul als Resteverwertung aus dem Space Shuttle Programm verbaut wurde. Es war aber im Gespräch bevor die USA auf ihrem Triebwerk bestanden. Aufgrund der kleineren Masse erreicht der Versorger in einer Zündung eine Bahn mit einem Perigäum von 411 bzw. 1336 km bei einer Restmasse von 17.540 bzw. 16.100 kg (drei bzw. eine Zündung). Das lässt noch 764 bzw. 491 m/s übrig, um den Haloorbit zu erreichen sowie für die Koppelmanöver.

Das wäre also möglich, man hätte im günstigsten Falle eine Reserve von 1.600 kg, wobei ich Zuschläge aufgrund von Annahmen aber auch relativ knapp geschätzt habe.

Eine ganz andere Frage ist ob es so technisch möglich ist. Klar ging man bei Gemini so vor, aber das war in einer anderen Zeit, als man andere Risiken einging. Heute würde man erst die gesamte EPS Stufe für bemannte Einsätze qualifizieren müssen. Sie einfach so zu verwenden geht sowieso nicht, weil die Treibstoffzuladung sich verdoppelt und sie bei Ariane 5 in der VEB befestigt wurde – ein Erbe weil Ariane 5 mal bemannt (dann ohne EPS) eingesetzt werden sollte. Nun wäre die EPS aber eine reguläre Nutzlast, die man wahrscheinlich kopfüber (Stufenende an Stufenende) auf der ULPM befestigen würde. Wenn man sie schon umbaut, würde man auch ein weiteres Antriebssystem einbauen denn die Stufe hat im Original nur ein Haupttriebwerk, damit ist weder eine Lagereglung um alle drei Raumachsen möglich, noch kleine Geschwindigkeitsänderungen, das erfolgt bei der Ariane 5 immer durch die VEB. Und ob sich heute Raumfahrtagenturen mit einer preiswerten Funkfernsteuerung zufriedengeben, darf man auch bezweifeln. Wahrscheinlich würden sie wieder ein Servicemodul haben wollen, wie das der Orion nur eben mit mehr Treibstoff. Das ist bei dem knappen Massenbudget aber nicht drin.

Zum zweiten Vorschlag: es gibt eben keine Stufen mit lagerfähigem Treibstoff in der benötigten Größe nicht mehr. Sie sind ja wegen der hohen Trockenmasse eh meist zu klein. In der richtigen Größe und mit lagerfähigem Treibstoff wäre die Core 2 der Titan, die ist aber pumpengefördert und vor allem wird sie seit über 15 Jahren nicht mehr produziert. Wenn man aber alles erst neu produzieren muss, kann man auch gleich den in der Umsetzung einfacheren ersten Vorschlag von mir nehmen. Zumal schon der erste Satz nicht stimmt: Bei der Delta 4 musste man nicht viel Neues installieren, die war schon für Booster ausgelegt. Nur bei der Falcon heavy, die eben nicht dafür ausgelegt war, entpuppte sich das als aufwendig, wobei man wegen der Geheimniskrämerei auch nicht weiß ob das primär an dem Landekonzept oder dem Crossfeeding liegt (das letztere wurde j dann aufgegeben, was für diese Annahme spricht). Ähnliches gälte für die Ariane 683. Im Gegenteil: die Belastungen sind durch den geringeren Schub der Cores für die Zentralstufe sogar geringer als wie bei zwei Feststoffboostern (Schub 3500 zu 970 kN). Was das mit Raumsonden zu tun hat, entzieht sich mir ganz. Selbst die kleinsten Trägerraketen von NASA, ESA und Roskosmos können mindestens 3 t auf Fluchtgeschwindigkeit transportieren, die größten etwa 6 bis 8 t und habe ich dann einen hohen Geschwindigkeitsbedarf so kann ich ab dann Ionentriebwerke einsetzen, eine inzwischen durch etliche Missionen bewährte Technologie und zudem kostengünstiger als zwei Starts.

3.7.2020: Das Lunar Gateway

Als Bestandteil des Artemis-Programmes, so heißt nun das Mondprogramm ist ein Kernstück das Lunar Gateway. Es ist eine Raumstation in einem Mondorbit. Das aktuelle Diagramm zeigt acht Elemente dieser Raumstation. Zeit sich mal mit dem Lunar Gateway zu befassen.

https://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/f/f9/Gateway_Space_Station_Module_Map.jpg/800px-Gateway_Space_Station_Module_Map.jpg

Als Zweck nennt die Wikipedia als Zusammenfassung von NASA-Quellen: „It will serve as the staging point for both robotic and crewed exploration of the lunar south pole, and is the proposed staging point for NASA's Deep Space Transport concept for transport to Mars“.

Hier mal meine Meinung dazu. Das Lunar Gateway (LG) hat seine Ursache primär in der Masse von Orion und der Nutzlast der SLS. Die Orion wiegt mit Servicemodul 26,5 t. Die 9 t Treibstoff können seine Geschwindigkeit nur um 1200 m/s ändern. Als Vergleich: Apollo CM/SM wogen zusammen rund 30 t davon waren 18,5 t Treibstoff. Es hatte ein dV (inklusive Mondlander) von 2200 m/s.

Die SLS wird mit der ersten Oberstufe, einer abgewandelten Delta IV Zweitstufe nur etwa 26 t auf einen Mondkurs bringen. Eine noch zu entwickelnde Oberstufe (EUS) wird das auf 34 t für bemannte Transporte erhöhen.

Es gibt also zwei Probleme:

Die Lösung für das zweite Problem ist ein Halo-Orbit. Anstatt wie Apollo in einen 100 km hohen kreisförmigen Orbit zu gelangen, wird das LG den Mond auf einem 3.000 x 70.000 km Orbit umkreisen. Um in diesen zu gelangen, reichen 420 m/s, dagegen benötigte Apollo rund 900 m/s um den niedrigen kreisförmigen Orbit zu gelangen. Der Mondlander benötigt dann natürlich mehr Treibstoff für die Landung und den Start aber er wird auch viel leichter als das Orion CM sein (hoffentlich) und er darf, weil er einen eigenen Start hat, auch schwerer sein. Für unbemannte Starts soll die Nutzlast der Block IB der SLS auf 37 t ansteigen also doppelt so viel, wie der LM von Apollo wog.

Ein einfacher Ansatz wäre es nun einfach zuerst den Mondlander zu starten in dem Halo Ornit parken und danach die Besatzung dorthin schicken, anzukoppeln und zu landen und bei der Rückkehr umgekehrt. Die NASA dachte sich wahrscheinlich das aus Sicherheitsgründen, und weil das Ankoppeln sicher länger dauert, es nützlich wäre, dort ein Wohnmodul für die Astronauten zu haben und irgendwie ist daraus eine eigene Raumstation geworden, eine ISS im Kleinen mit eigenen Modulen aus Japan und Europa und erst gestern hat Kanada die Entwicklung des Roboterarms angekündigt.

Nur macht das Sinn?

Immerhin nirgendwo habe ich etwas davon gefunden, das das LG irgendwie für die Mondforschung nützlich wäre. Das ist es aus mehreren Gründen nicht. Zum einen ist der Orbit dazu falsch. Will man den Mond erkunden so muss man für optische Instrumente nah heran um Details abzubilden. Für einige Phänomene wie aufgewirbelten Staub, die dünne Exosphäre sollte man sogar nur wenige Kilometer über den höchsten Bergen die Kreise ziehen, wie Missionen wie LADEE oder GRAIL zeigten.

Hauptgrund ist aber, das Fernerkundung schon zu Apollozeiten billiger unbemannt ging und daran hat sich bis heute nichts geändert. Ein Vergleich mit der ISS hilft: die Experimente dort befassen sich vor allem mit Medizin, Biologie und Werkstoffen, aber nur wenig mit Erderkundung.

Warum dann eine Raumstation?

Nun ich sehe zwei Gründe dafür. Der Erste ist das man wieder internationale Partner fand, die gerne Module stellen wollen. Sie wären so auch am Mondprogramm beteiligt, würden eventuell Astronauten entsenden. Das ist prestigeträchtig. Diese Beteiligung spart Kosten, auch wenn die USA die Module starten müssen. Inzwischen soll das ja preiswert mit Falcon Heavys anstatt der SLS erfolgen. Sofern es diese noch gibt, wenn die Module fertig sind ... So hat man PR mit vergleichsweise wenigen Kosten. Zudem ist man ja beim Mond, wenn auch nicht gelandet und anstatt einer Woche wahrscheinlich länger an Bord des LG und kann so neue Rekorde aufstellen. Ein Modul als Wohnraum für die Besatzung, die dort eventuell einige Tage bleiben muss bis man den Mondlander angekoppelt hat macht Sinn, aber eine Raumstation aus acht Teilen?

Das zweite ist das die NASA so Trumps Wunsch nach der Rückkehr zum Mond (der von ihm ja zum Planeten erhoben wurde) nachkommt, obwohl sie nicht die Mittel bekommt, die sie für ein echtes Mondprogramm benötigt. Denn von der geplanten Oberstufe oder gar neuen Boostern für die SLS hört man nichts, ebenso von einem Mondlander, den man ja braucht, um vom Orbit auf den Mond zu kommen.

Das Dritte, ich wage es kaum auszuschreiben, aber es macht Sinn, ist das die NASA wohl gar nicht mehr kann als das LG. Hier ein fiktiver Dialog:

Chef: „Trump will das wir bis 2024 zurück zum Mond gelangen. Wie steht es um unsere Mondpläne“

Experte: „Äh, nicht so gut. Unsere SLS liegt Jahre hinterher, der Ausbau hat noch nicht begonnen und für den Mondlander haben wir nie einen Auftrag erhalten“.

Chef: „Damit wird Trump nicht zufrieden sein. Was können wir bis 2024 leisten?“

Experte: „2024? Selbst wenn wie die Gelder erhalten die wir benötigen (war bisher nie der Fall) ist in der Zeit keine Mondlandung möglich. Selbst Apollo landete erst acht Jahre nach Kennedys Rede“.

Chef: „So viel Geduld wie Kennedy hat Trump aber nicht. Machen sie bis zum nächsten Termin eine Übersicht was, wir bis 2024 schaffen können".

<Nächster Termin>

Chef: „Und wie sieht es mit dem Mondprogramm aus“

Experte: „Schlimmer als ich dachte. Ich habe bei allen Abteilungen nachgefragt. Keiner weiß ,wie man heute einen Mondlander bauen würde. Wir müssten wie 1961 bei Null anfangen und das dauert Jahre. Die Unterlagen über den LM von Apollo nützen wenig, weil sich die Technologie und vor allem die Sicherheitsstandards gewandelt haben.

Ähnlich sieht es bei der SLS aus. Man hat mir gesagt man habe die SLS so gebaut, weil man so praktisch alles aus dem Space Shuttle Programm übernommen konnte – die Triebwerke des Orbiters, den verlängerten Tank und leicht verlängerte Booster. Schon für die Oberstufe hat man ein J-2S Triebwerk getestet, das noch von Apollo übrig war. Dreißig Jahre nach Übertragung der Starts auf kommerzielle Unternehmen hat die NASA ihre Kompetenz im Raketenbau verloren. Eine bessere SLS, welche die geforderte Nutzlast hätte benötigt, ebenfalls Jahre und wäre selbst bei optimaler Finanzierung nicht vor 2030 einsatzbereit“.

Chef: „Damit kann ich Trump nicht kommen, was gibt es an schnellen Lösungen?“

Experte: „Ich habe mit der Frage gerechnet und ein Konzept erarbeiten lassen, das bis 2024 umsetzbar ist. Es setzt darauf, dass wir gar nicht auf dem Mond landen, sondern nur eine Raumstation in einem Mondorbit platzieren. Die können wir mit der bisherigen SLS wie die ISS stückweise aufbauen und mit Raumstationen kennt sich die NASA hervorragend aus. Weitere Vorteile wären, das der Zusammenbau, wie bei der ISS mindestens ein Jahrzehnt dauert und wir so viel Zeit haben den Mondlander und die größere SLS zu entwickeln. Für Trump wichtig wäre das sie den Mond umkreist. Er sprach ja nur von der Rückkehr zum Mond, nicht einer Mondlandung und man könnte sie als Test für eine Marsmission verkaufen, bei der man auch etwas ähnliches als Habitat für die Besatzung braucht. Mit etwas Überzeugungsarbeit bringen wir vielleicht auch ESA, JAXA und CSA dazu, sich zu beteiligen, was das ganze billiger macht.“

Chef: „Das klingt doch überzeugend. So machen wir es!“

Wie schon gesagt, rein fiktiv, aber überzeugender und näher an den Tatsachen als manche Verschwörungstheorie. Immerhin werden ja zentrale Elemente inzwischen nicht mehr von der NASA entwickelt, sondern Raumfahrtunternehmen alleine (also nicht wie bei Apollo zusammen) und man setzt ebenfalls auf diese Unternehmen beim Transport (Beispiel: Blue Moon Mondlander, Falcon Heavy als Träger, Versorgung des Gateways ebenfalls durch SpaceX).

5.7.2020: Die Ares V und die SLS

Die Pläne für das Lunar Gateway weisen auf ein großes Manko der SLS hin: sie erreicht nicht die Nutzlast, die man eigentlich für eine Mondlandung benötigt. Die letzten Apollomissionen wogen 48,6 t beim Start und die SLS kann derzeit maximal 28 t zum Mond befördern. Dagegen hatte die Ares V, die für Constellation geplant war eine Nutzlast von 62,8 t, zusammen mit der Ares I sogar 71,1 t, also mehr als das doppelte. Zeit mal zu erklären, warum die SLS so viel schlechter als die Ares V dasteht.

Konzepte

Die Ares V war als Schwerlastrakete konzipiert, doch anders als die Saturn V oder SLS kam man zu der Entscheidung, dass sie nicht bemannt starten sollte. Die Besatzung würde mit der Orion auf der Ares I starten, im Erdorbit mit der EDS Oberstufe der Ares V und dem Altair Lander ankoppeln und diese EDS würde dann das Gespann auf eine Mondtransferbahn bringen.

Das hat zwei Vorteile: die Ares V muss nicht qualifiziert für bemannte Einsätze sein, sondern nur die kleinere Ares I. SpaceX sprach davon, dass sie nicht der NASA glaubten, das ein bemanntes Raumschiff zu konstruieren zehnmal aufwendiger wäre als das eines Frachttransporters, den sie ja als sie den Auftrag für die Crew-Dragon erhielten schon im Einsatz hatten. Ähnliches, wenn such sicher nicht mit dem Faktor zehn, wird auch für die Rakete gelten. Damit einher geht natürlich auch der Kostenaspekt. Mehr Sicherheit kostet immer auch mehr.

Der zweite Vorteil ist das die Ares I die Orion in die Erdumlaufbahn bringt und dieses Gewicht nicht die Ares V transportieren muss, was rund 20 t mehr Treibstoff bedeutet. So ist die Nutzlast um 8 t höher, wenn beide Raketen für eine Mondmission eingesetzt werden.

Die SLS entstand, als Obama 2011 Constellation einstellte, weil das Programm Milliarden verschlang, aber Termine immer weiter nach hinten rückten und es immer teurer wurde. Das wollte der Senat nicht akzeptieren, blieb Obama doch beim Beschluss seines Vorgängers, das Space Shuttle einzustellen, sodass bei den Herstellern der Feststoffraketen, des Tanks, der Triebwerke und der Orbiter, aber auch vieler kleinerer Firmen Aufträge wegbrachen – das Space Shuttle Programm kostete seit Jahren mehr als 3 Milliarden Dollar pro Jahr.

Die SLS ist im Prinzip eine Rakete die entsteht, wenn man jemanden die Aufgabe gibt, eine Schwerlastrakete aus dem zu konstruieren, was beim Space Shuttle eingesetzt wird:

Die Startmasse beträgt so nur 2.609 t gegenüber 3.764 t bei der Ares V. Allerdings ist auch die Nutzlast deutlich kleiner: 71 anstatt 180 t in den Erdorbit. Das ist überproportional weniger. Woran liegt das?

Faktor 1 ist der Schub der Zentralstufe. Die sechs RS-68 hätten zusammen 21.270 kN Schub im Vakuum gebracht, die vier RS-25 liefern nur 9.280 kN Schub. Die Stufe wiegt knapp 80 % mehr, der Schub sinkt aber um fast 120 %. Das hat zwei Folgen. Als Erstes sind die Gravitationsverluste höher, denn die Zentralstufe brennt bei der SLS 461 s lang, bei der Ares V nur 303 s. Der Autor hat errechnet das man alleine durch den Einbau eines fünften Triebwerks die Nutzlast für Mondbahnen um 3 t oder mehr als 10 % erhöhen könnte. Den Platz gäbe es auch in der Stufe, aber man hat sich wohl bewusst für die kleinstmögliche Triebwerkszahl entschieden, um mit den vorhandenen Triebwerken möglichst lange auszukommen. Diagramm 1 zeigt den Einfluss auf die Beschleunigung. Je höher diese ist und je schneller sie ansteigt desto günstiger für die Rakete.

Die zweite unmittelbare Folge ist natürlich auch, dass der Schub diktiert, wie schwer eine Oberstufe sein darf, denn schon in diesem ersten Diagramm mit der leichten ICPS-Zweitstufe der SLS ist klar, das nach Abtrennung der Booster der Schub bei der SLS deutlicher einbricht als bei der Ares V. So ist die Möglichkeit eine schwere Oberstufe zu befördern limitiert.

Die Oberstufe war nicht Bestandteil der Konzeption. Die ersten Missionen werden mit einer modifizierten Delta IV Zweitstufe, abgekürzt ICPS (interim cryogenic propulsion stage) gestartet. Sie ist für diese Rakete natürlich völlig unterdimensioniert, wird sie schließlich schon auf der Delta 4 Medium also bei einer viermal kleineren Zentralstufe eingesetzt.

Für die Ares V war als Triebwerk das J-2X vorgesehen, ein J-2S das noch im Apolloprogramm entwickelt wurde,mit einer neuen Turbopumpe. Das durchlief auch sein Qualfikationsprogramm. Danach wurde das Programm beendet, nun wäre die Flugqualifikation gekommen. Für die Nachfolgestufe EUS wird man erneut auf die RL-10 zurückgreifen, nur eben vier Stück bei einer auch etwa viermal schweren Stufe, trotzdem nur halb so schwer wie die EDS der Ares V. Eine viel schwerere Stufe geht wegen des geringen Schubs der Zentralstufe und Oberstufe nicht, denn das würde voraussetzen, das die EUS sehr lange brennen würde, um einen Orbit zu erreichen – haben die vier RL10 doch nur 30 % des Schubs eines J-2X. Zugegeben ist natürlich auch die SLS insgesamt kleiner. Zudem passt das in die derzeitige Philosophie der Verwendung von Teilen, die es schon gibt. Offiziell verlautbarte, es wäre das J-2X zu schubstark, eine Argumentation, die ich nicht ganz teile, hatte die Saturn V doch in der S-VB bei ähnlicher Stufenmasse wie die EUS auch ein ähnlich schubstarkes Triebwerk.

Die Folgen sind hohe Gravitationsverluste, die sich im zweiten Diagramm an der langen Brennzeit und dem Anstieg der Aufstiegsbahn äußern. So wird auch mit der EUS nur 37 bis 39 t Nutzlast erreicht werden, das heißt, obwohl die Rakete nur 10 % leichter als eine Saturn V ist, verliert sie 20 % an Nutzlast. Man sollte ja meinen man könne nach 50 Jahren zumindest den technischen Stand von Apollo übertreffen …

Da auch 37 t zu wenig sind, wird es wohl mindestens zwei Starts geben (ein Mondlander ist ja noch nicht entwickelt), bei dem dann die kombinierte Masse 74 t erreicht, ähnlich viel, wie eine Ares V und Ares I erreichten. In noch fernerer Zukunft werden neue Booster die Nutzlast auf 45 t anheben. Das ist, weil Orion aber schon viel schwerer ist, (alleine das Kommandomodul wiegt doppelt so viel wie die Apollokapsel) nicht ausreichend für einen Single-Start. Wie diese Booster aussehen, weiß nicht mal die NASA. Ich denke alleine durch Verbesserung der Feststoffbooster (wie höherer spezifischer Impuls, CFK- anstatt Stahlgehäuse) wird man die Nutzlast die Block II ertreicehn soll nicht bekommen. Trotzdem denke ich wird man bei festen Treibstoffen bleiben, wahrscheinlich aber mit größeren Boostern.

Was erstaunt sind die Kosten der SLS. Das grundlegende Problem des SLS Programms ist es, das der Senat zwar der NASA die Schwerlastrakete aufs Auge gedrückt hat (die hatte nämlich nie einen Antrag gestellt), aber die Finanzierung gleichmäßig sein soll. Das Grundproblem: jedes Projekt dieser Größe hat Fixkosten, die recht hoch sind. Beim Space Shuttle lagen sie zuletzt bei 2.400 Millionen Dollar im Jahr – bei einem Gesamtetat von 3.200 bis 3.600 Millionen Dollar. So kam die SLS in den letzten 10 Jahren der Entwicklung (die Saturn brauchte nur sieben zwischen Beginn und Jungfernflug und man hatte anders, als bei der SLS, nichts auf das man zurückgreifen konnte) kaum voran. Die Daten für den Artikel habe ich aus der zweiten Auflage meines Buchs „US-Trägerraketen“. Das erschien 2016 und damals schreibe ich noch gemäß der damaligen Planung, dass die erste Mission 2018 stattfinden soll – inzwischen ist die auf November 2021 verlegt worden. (Ich wette es wird 2022...) Fortschritte sind aber kaum zu vermelden. Im Gegenteil. Derzeit werden die Teile der ersten Rakete ans Cape verschifft. Fertig sind sie schon lange, nur waren sie eben eingelagert.

Auch der Startpreis ist rekordverdächtig. Gut die NASA nennt offziell keinen Preis, doch in einem Brief nennt man 2 Millairden pro Start. Selbst bei der Nutzung des GDP-Chain Indexes, den die die NASA nimmt, um historische Daten in heutige Kaufkraft umzurechnen ist das teurer als eine Saturn V. (die Umrechnung historischer Ausgaben in heutige Kaufkraft ist nie ganz unproblematisch, doch die Kopplung an das Bruttoinlandsprodukts, wie es die NASA macht, ist der für den Autor ein schlechter Weg, denn das BIP steigt ja auch durch die Bevölkerung und als die Saturn entwickelt wurden hatten die USA nur ein Drittel der heutigen Einwohnerzahl). Obwohl Booster aus dem Shuttle Programm stammen und auch die Triebwerke für die ersten vier Starts ist ein Start also dreimal teurer als ein Space Shuttle, als das Programm auslief.

Inzwischen hat man 18 Milliarden für die SLS ausgegeben, dabei steht der Jungfernflug noch aus. Nur zum Vergleich: Ares I und V wurden eingestellt, weil die endgültigen Kosten, bei 40 Mrd. liegen sollten. Gut das klingt erst mal doppelt so hoch, doch von den 40 Mrd. hatte man schon 12 aufgewendet und es betrifft zwei Raketen, die Ares V hatte zudem mit doppelter Nutzlast der SLS. Ich glaube man wäre mit der Ares V auf lange Zeit besser gefahren, denn die Rakete wäre dann zwar teurer, aber fertig. Bei der SLS muss die EUS und Block 2 Booster ja erst noch entwickelt werden und selbst dann kommt sie nie und nimmer auf die Nutzlast der Ares V, nicht mal der Saturn V.

7.7.2020: Die SLS – verbessert

Ihr wisst ja, ich weiß gerne manches besser. Daher will ich heute mal eine Alternative zur SLS durchspielen. Klar man kann da viel machen und viel bewegen. Einfach die Boosterzahl verdoppeln und schon steigt die Nutzlast dramatisch. Ich will heute aber das Konzept so nehmen wie es ist und nur Verbesserungen erwägen, die grundsätzlich möglich sind. Dazu gehören drei Aspekte:

Die SLS Daten sind nur zum Teil bekannt. Hier die technischen Daten der SLS die ich verwende:


Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

C3
[km²/s²]

2.638.308

38.000

11.029

2.677

1,52

160,00

180,00

241,00

-

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

32.352

29

90

8.210

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

2

733.073

82.230

2.671

12680,0

13013,0

133,59

0,00

2

1

979.452

85.420

4.420

6992,0

8564,0

461,42

0,00

3

1

144.500

15.500

4.520

440,0

440,0

1325,20

465,00

Sie transportiert 38 t auf eine Fluchtbahn, in etwa auch das was die NASA angibt (deren Nutzlastangaben auf die etwas günstigere TLI, daher etwas höher).

Mehr RS-25

Weitere RS-25 (SSME) Triebwerke in der Zentralstufe liefern mehr Schub. Damit senken sie die Gravitationsverluste beim Aufstieg, was die Nutzlast erhöht. Gleichzeitig reduzieren sie die Brennzeit, bis die Trennung erfolgt. Das gibt der Oberstufe EUS mehr Zeit die noch fehlende Zeit aufzubringen, um einen Orbit zu erreichen. Auch das erhöht die Nutzlast bzw. lässt eine schwerere EUS zu.

Pro RS-25 habe ich Trockenmasse um 5 t erhöht. Ein RS-25 wiegt etwa 3,3 t der Rest entfällt auf den Triebwerksrahmen und andere nötige Anpassungen

Option

Mehrnutzlast

5 RS-25

+ 4 t

6 RS-25

+ 9 t

Der Effekt eines weiteren Triebwerks ist noch klein. Bei zweien sinkt die Brennzeit von 464 auf 308 s, in etwa den gleichen Wert den die Ares V Kernstufe (303 s) hatte und der typische Sattel in der Aufstiegsstufe, Kennzeichen für Raketen mit Schubunterschuss in einer Phase der Kurve verschwindet ganz.

Andere Triebwerke für die EUS

Die EUS wird vier RL10 einsetzen die zusammen etwa 440 kN Schub haben – für eine mit Nutzlast rund 180 t schwere Stufe nicht sehr viel. Sie führen zu Gravitationsverlusten. Allerdings ist die Situation etwas anders. Es gibt zwei verschiedene Verluste. Das einen sind die Aufstiegsverluste, die es auch bei den unteren zwei Stufen gibt. Sie sind unvermeidbar, aber gegen sie wirkt auch die Zentrifugalbeschleunigung, die die Rakete bei Stufentrennung durch ihre schon hohe Geschwindigkeit erreicht hat. Sie wirken sich also nicht so stark wie bei den unteren Stufen aus. Sobald aber die Rakete die Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat, spielen diese Verluste keine Rolle. Dafür gibt es nun ein anderes Phänomenen. Da die Rakete weiter beschleunigt wird die Bahn zu Ellipse und sie entfernt sich während des Betriebs des Triebwerks von der Erde. Der Betrieb findet so in immer höherer Höhe, statt was das Perigäum anhebt. Das ist unerwünscht, da darin Hubarbeit steckt. Allerdings ist diese Arbeit nicht vollständig verloren, sondern durch die niedrigere Kreisbahngeschwindigkeit sinkt auch die Geschwindigkeit, die man für eine Fluchtbahn braucht und die Ankunftsgeschwindigkeit beim Mond. Die EUS hat in meiner Simulation bei der normalen SLS erst in rund 2.200 km Höhe Brennschluss.

Bei anderen Triebwerken in einer Oberstufe ist der Nutzen sofort offensichtlich denn es gibt zwei andere Faktoren, die man beachten muss:

Trotzdem halte ich die vier RL10 für zu schubschwach. Man könnte nun wie bei der Saturn I sechs Triebwerke einsetzen. Es gäbe aber auch Alternativem. Das BE-3, dessen technischen Daten leider weitestgehend unbekannt sind. Ich habe für es einen spezifischen Impuls von 4400 m/s angenommen, da es wie das J-2X einen Tap-off Zyklus also einen Nebenzyklus verwendet. Es hat 490 kN Schub. Zwei davon liefern also fast den doppelten Schub. Das Gewicht ist unbekannt. Ich habe 1.000 kg Mehrmasse für zwei BE-3 inklusive Anpassungen an Schubrahmen und anderen Systemen hinzuaddiert.

Mehr Daten gibt es vom JE-2X das noch schubstärker ist. Für dieses habe ich 1 t Mehrmasse hinzuaddiert, da es ein sehr günstiges Massenverhältnis hat. Bei einem weiten RL-10 sind es dagegen 250 kg.

 

Option

Mehrnutzlast

6 RL-10

+ 3 t

2 BE-3

+ 4 t

1 J-“X

+ 5 t

Man sieht: viel mehr Schub benötigt man gar nicht. Schon zwei weitere RL-10 liefern 3 t mehr Nutzlast, andere Triebwerke dann nur noch wenig mehr. Bei ihnen wirken sich die niedrigen spezifischen Impulse der Triebwerke aus. Die rund 120 bis 130 m/s weniger machen alleine etwa 4 t Nutzlast aus.

Kombinationen

Man kann nun die Änderungen kombinieren, wobei mehr Schub dann auch noch die Verlängerung der EUS zulässt. Bei einem Mischungsverhältnis von 6:1 LOX/LH2 wird jede Verlängerung um 1 m bei 8,30 m Innendurchmesser die Mitführung von 19 t Treibstoff zulassen. Bei einer Wandstärke von 23 mm (hochgerechnet aus den sehr stabilen Tanks der Titan 2 mit 8,5 mm Wandstärke) ergibt sich eine Leermasse von 1.700 kg für eine solche Tankverlängerung.

Alle Kombinationen will ich nicht durchrechnen. Ich habe nur die mit sechs RS-25 und sechs RL-10 gewählt, weil es zwei Gründe für diese gibt:

Kombiniert ist die Nutzlast noch etwas höher als bei jedem Einzelwert. Mit 49 t wäre sie schon größer als für Block 2 geplant.

 

Option

Mehrnutzlast

6 RL-10 / RS-25

+ 11 t

6 RL-10 / RS-25 + 1 m verlängerte EUS

+ 0,5 t

6 RL-10 / RS-25 + 2 m verlängerte EUS

- 0,5 t

Die Verlängerung erhöht leider auch wieder die Brenndauer, was das Ergebnis wieder verschlechtert. Auf der anderen Seite ist das gewählte Voll-/Leermasseverhältnis der Ringverlängerung von 12,2 auch hoch. Für große LH2-Tanks rechnet man mit 30:1. Selbst bei 20:1 gewinnt man so 750 kg Nutzlast pro 1 m Verlängerung der EUS, aber man sieht: zumindest bei dieser Konfiguration bringt eine Verlängerung der EUS wenig. Bei den Optionen mit BE-3 und J-2X (mehr Schub) kann das anders aussehen, doch ich muss ja noch den Lesern was zum Berechnen übrig lassen...

Fazit

Mit kleinen Änderungen – einfach jeweils zwei Triebwerken mehr, würde man ein Viertel mehr Nutzlast bekommen. Das würde bei den bekannten Preisen für die Triebwerke die Rakete um 400 Millionen Dollar verteuern – doch bei 2 Mrd. Dollar pro Start wäre das im Verhältnis zum Nutzlastgewinn trotzdem günstig. Zudem würden die hohen Preise für die Triebwerke auch sinken, denn die kommen auch durch die geringe Nachfrage (vier RS-25 alle zwei Jahre sind keine sehr hohe Fertigungsrate) zustande. Man sollte so bei etwa 300 Millionen Dollar Mehrkosten (15 %) bei 29 % mehr Nutzlast kommen.

Die NASA überlegt auch, ob man die CFK-Gehäuse die Grumman/ATK gerade für die OmegA entwickelt – sie setzt auch die Shuttle SRB als erste Stufe ein, jedoch mit neuen Gehäusen, einsetzen kann. Das sollte auch 3 bis 4 t mehr Nutzlast bringen. Wäre dies additiv, so könnte man auf 52 t auf eine Fluchtbahn kommen und etwas mehr auf die Bahn in den Halo Orbit (ich habe, weil der Unterschied klein ist, immer mit einer Fluchtbahn, also einem C3 von 0 gerechnet). Ich weiß nicht, ob das für das aktuelle Artemisprogramm ausreichend ist, aber es sind 13 t mehr als Block IB erreichen sollte und 7 t mehr als für Block 2 geplant. Das würde zumindest die Konstruktion komplett neuer Booster, die für Block 2 vorgesehen sind, ersparen.

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