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Die Entwicklung der Ares Trägerraketen

Einführung

Im Januar 2004 kündigte der damalige US Präsident Georg W. Bush eine neue "Vision for Space Exploration" an. Demnach sollten die Amerikaner wieder zurück zum Mond fliegen. Keine der damaligen US Trägerraketen hätte dies geleistet. Zugleich arbeitete die NASA an einem Shuttle Nachfolger der auch in diesem Programm verwendet werden sollte, aber vorerst die Raumstation ISS versorgen soll, nachdem das Ausmustern der Space Shuttles inzwischen beschlossene Sache ist. Für beide Programme braucht man eine neue Trägerrakete. Dieser Aufsatz soll die Trägerraketen von ihren ersten Entwürfen im Jahre 2005 bis zum Erstflug begleiten. Dabei gibt es Änderungen und Neuigkeiten die sequentiell an das Ende eines jeden Kapitels über die Ares I und V eingefügt werden.

Bedingt durch diese Änderungen finden sie die aktuelle technische Konfiguration in zwei separaten Aufsätzen über die Ares I und Ares V.

Ideen

Es läge nahe die US Raketen Delta IV und Atlas V dafür einzusetzen. Von beiden Modellen gibt es eine Heavy Lift Variante (die Delta IV Heavy flog schon im Dezember 2004, die Atlas V Heavy wird noch entwickelt). Diese sollten 23-25 t in einen erdnahen Orbit transportieren können. Ausreichend sicher für einen kleineren Shuttle und durch einige Booster sicher steigerbar.

Gegen diese Raketen spricht aber die Auslegung: Sie wurden als Trägerraketen konzipiert und nicht zur Beförderung von Personen. Was den Unterschied ausmacht, das ist selbst bei Experten umstritten. Im wesentlichen ist eine hohe Zuverlässigkeit und die Möglichkeit bei einer Fehlfunktion die Besatzung rechtzeitig in Sicherheit zu bringen. In jedem Fall hätte man die Atlas V oder Delta IV nachrüsten müssen.

Die NASA entschied sich daher gegen diese Raketen und für Komponenten von denen man schon wusste, dass sie "man rated" sind: Die Shuttle Feststoffbooster und die Haupttriebwerke des Space Shuttles, sowie eine Modifikation des J-2 Triebwerks der Saturn  1B und V.. Für einen reinen Versorgungsflug (also die Beförderung von Fracht oder einer Oberstufe) braucht man keinen "man rated" Träger und kann Komponenten anderer Raketen verwenden. Daher entstanden Konzepte für zwei Raketen : Eine kleinere um eine Besatzung zu transportieren und eine größere um Fracht zu transportieren. Die letztere muss nicht man rated sein.

Die obige Grafik zeigt den Vergleich mit den beiden schon etablierten Trägerraketen Delta und Atlas. Wie man sieht ist man der Ansicht dass das CLV sowohl preiswerter wäre als eine "man rated" Version der Atlas oder Delta wie auch sicherer (LOM : Loss of Mission, Mission scheitert, LOC : Loss of Crew: Crew stirbt bei LOM). Demnach muss dass Umrüsten der Atlas und der Delta sehr kostenintensiv sein und trotzdem unsichere Träger generieren. Die NASA gab als weitere Nachteile auch hohe Beschleunigungen beim Start an und das Problem, dass beide Raketen nur jeweils ein Triebwerk einsetzen. Dadurch sei die Zuverlässigkeit geringer als bei mehreren Triebwerken.

Man hat eine Reihe von Ideen untersucht. Will man zum Mond, so braucht man eine gewisse Nutzlast, da man sehr viel Treibstoff braucht um von einer niedrigen Erdumlaufbahn zum Mond zu gelangen, dort in eine Umlaufbahn einzuschwenken und zu landen. Wie bei der Saturn V ist eine Mindestnutzlast von 125 t in einen niedrigen Erdorbit nötig. Man entschloss sich dafür die Besatzung und eine Stufe mit Treibstoff und einen Mondlander getrennt zu starten. Im Prinzip hätte man dies auch mit mehreren Flügen tun können, doch die bisherigen Pläne favorisieren eine große Trägerrakete. Der getrennte Start der Besatzung bedeutet, dass man auch einen Träger für die Versorgung der ISS hat.

Die Entwicklungsgeschichte des Crew Launch Vehicle (CLV) = Ares I

Der folgende Teil dieses Artikels beinhaltet die Wechselvolle Geschichte der Ares I, die sich im Laufe der Zeit änderte. Sollten sie nicht daran interessiert sein, so lesen sie direkt weiter im nächsten Abschnitt über die Beschreibung der Ares I. Ursprünglich hatte es noch einen weniger prosaischen Namen: Es hieß simpel Crew Launch Vehicle, abgekürzt CLV

CLV SchnittbildDie erste Stufe des bemannten CLV ist ein Shuttle Feststoffbooster. Zu ihm gibt es praktisch keine Alternative, da nur die Shuttle Feststoffbooster schubstark genug sind.

Die ersten Entwürfe sahen die normalen Space Shuttle SRB vor. Dies hat den Vorteil, dass sie erprobt sind und die Entwicklungskosten gering sind.  Die normalen Shuttle Feststoffbooster haben 4 Segmente und wiegen etwa 590 t. Ein 5 Segment Booster würde also etwa 735 t wiegen. Beide Booster sind möglich. Ein 5 Segmentbooster würde die Nutzlast um etwa 4.5 t anheben. Die Booster sind wie beim Space Shuttle wiederverwendbar.

Triebwerksdiskussion

Die zweite Stufe muss dann hochenergetische Treibstoffe einsetzen, damit man größere Nutzlasten transportieren kann. Bislang haben die USA nur zwei Triebwerke entwickelt die "man rated" sind und hochenergetische Treibstoffe einsetzen: Das J-2 Triebwerk in den Saturn Trägerraketen und das Space Shuttle Haupttriebwerk SSME.

Wenn es zu einem Einsatz des J-2 kommt, dann ist es ein modifiziertes Triebwerk, das auf Basis des J-2 entwickelt wird und vereinfacht wurde. Dieses wurde von 1967 an entwickelt unter der Bezeichnung J-2S. Es sollte in zukünftigen Versionen der Saturn V die Nutzlast steigern. Als schon 1969 das Apollo Programm gekürzt wurde und das Space Shuttle als Nachfolgesystem propagiert wurde, schloss man die Entwicklung Anfang der siebziger Jahre ab und lagerte die Prototypen ein.

Gegen den Einsatz des J-2S spricht neben dem geringeren Schub (leichter Leistungsverlust) vor allem der Zeitfaktor: Das CLV soll in naher Zukunft fertig gestellt werden und dies mit den SSME eher zu gewährleisten als mit dem J-2.

Der Hauptnachteil des SSME sind seine Kosten. Das SSME ist ein sehr teures Triebwerk. Das liegt an den extremen Anforderungen an Leistung und Zuverlässigkeit. Allerdings wurde es bislang auch nie wirklich in Serie gefertigt. Allerdings gab es bis auf einen Ausfall eines Triebwerks bei 324 Einsätzen des SSME keine Probleme. Das SSME wurde laufend verbessert, die Entwicklung ging zu einem immer zuverlässigeren Triebwerk. Die letzte Generation hat ein Health Monitor System, welches ein kritisches Problem so rechtzeitig erkennen kann, dass es möglich ist das SSME abzuschalten bevor es beschädigt wird.

Auf der anderen Seite wurde das SSME nicht für eine Wiederzündung konzipiert, wie sie für den Betrieb bei der Ares V (mit zwei Brennphasen) wichtig war. Das macht auch Änderungen notwendig. In der Summe hat man also zwei Triebwerke, von denen keines ideal ist - das eine hat einen zu kleinen Schub, ist 30 Jahre alt aber qualifiziert für einen Oberstufenbetrieb. Das andere ist modern, wird seit Jahrzehnten eingesetzt, hat mehr Schub, aber wurde nur am Boden einmal bei einer Mission gezündet.

Ein SSME würde die Nutzlast gegenüber einem J-2 um 3-5 t erhöhen, da es über den doppelten Schub verfügt und den Treibstoff sehr effizient nutzt. Auch das SSME müsste modifiziert werden, weil es nicht am Boden sondern im Flug gezündet wird. Das SSME wird bei 104.5 % Schub betrieben, dies sind 2184 kN. Ein originales J-2 hatte einen Schub von 1031 kN. Die NASA verfügt noch über 12 Block 2D Triebwerke in Lagern (die derzeitigen Shuttle verwenden ein Block III Triebwerk). Diese könnte man umrüsten. Nach dem Ausmustern des Space Shuttles gibt es 9 weitere Triebwerke die man einsetzen könnte.

Die ursprünglichen Pläne für die Ares I

Im folgenden soll eine Konfiguration beschrieben werden, die von der NASA im November 2005 veröffentlicht wurde. Das CLV wiegt beim Start 810 t und hat eine Nutzlast von 25 t. Die erste Stufe ist ein 4 Segment Feststoffbooster und die zweite Stufe benutzt einzelnes Triebwerk RS-25. Dieses soll vom Space Shuttle SSME abgeleitet sein, aber ausgelegt für den Einsatz in großen Höhen. Die zweite Stufe ist durch einen Gitterrohradapter mit dem Booster verbunden. Ein 4000 kg schwerer Rettungsturm wie bei Apollo kann die Besatzung während des Betriebs des Boosters in Sicherheit bringen und wird 30 Sekunden nach dem Zünden der zweiten Stufe abgetrennt.

Die Modifikationen des Shuttle SRB sind gering. Er braucht nur ein wesentlich leistungsfähigeres System zur Kontrolle der Rollsteuerung und die Verbindung zur zweiten Stufe muss neu entwickelt werden. Sie soll bis 2010 entwickelt werden. Wie beim Shuttle werden die SRB wiederverwendet. Der Schub eines SRB beträgt beim Start 13926 kN. Sie brennen allerdings etwas länger, 145.3 Sekunden lang. Die maximale aerodynamische Belastung wird nach 59.24 Sekunden erreicht. Die maximale Beanspruchung beträgt während des SRB Betriebs 2.2 G. Ein SRB wird in 50.7 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von 2564 m/s abgetrennt und steigt noch auf 74 km Höhe bis er wieder zur Erde zurückfällt und dann geborgen wird. Diese Daten sind mit denen bei einem Shuttle Start vergleichbar. Durch den geringen Durchmesser eines SRB von 3.72 m (bei 40.6 m Länge) sieht die Rakete sehr ungewöhnlich aus.

Die zweite Stufe ist dagegen weitgehend neu zu entwickeln. Damit die Nutzlast hoch ist, setzt sie leichte Lithium-Aluminium Legierungen ein. Die Isolierung erfolgt wie bei anderen Stufen und auch beim Space Shuttle Tank durch eine außen aufgesprühte Isolationsschicht aus Polyurethan. Da sich die Kapsel über der zweiten Stufe befindet, kann ein abbrechendes Stück Isolation aber die Kapsel nicht beschädigen. Ihre Leermasse soll 15940 kg betragen. Es ist jedoch ein Puffer vorgesehen. Die Stufe darf bis zu 17507 kg leer wiegen und mit Resttreibstoff und anderen Flüssigkeiten bis zu 20420 kg. Voll beladen mit Treibstoff wiegt sie 183800 kg. Sie hat einen Durchmesser von 5 m und eine Länge von 32 m. Ein einzelnes SSME treibt sie an. Durch den hohen Schub des SSME ist die Beschleunigung größer als beim Space Shuttle und erreicht 4.0 G, also deutlich mehr als die 3.0 G bei einem Space Shuttle Start. Nach 478.3 Sekunden ist auch die zweite Stufe ausgebrannt und in einer Höhe 110.2 km wird das CEV abgetrennt.

Ihr erster Flug war für 2012 geplant. Sie soll auch für den Crewtransport und Lastentransport zur ISS genutzt werden. Hier beträgt die Nutzlast zwischen 25 und 20 t, je nachdem ob eine Besatzung befördert wird oder ein unbekannter Transporter oder Bauteile.

Das mit der Rakete beförderte CEV (Crew Exploration Vehicle) hat eine Masse von 19.1 bis 23.1 t. Es soll sehr vielseitig eingesetzt werden. Zum einen als reiner Lastentransporter (3500 kg Last in einer Kapsel oder 6000 kg in einem Container ohne Innendruck) wie auch für Transporte von 7 Besatzungen und 400 kg Last zur ISS wie auch für reine Mondmissionen mit 4 Besatzungsmitgliedern. Zusammen mit dem Fluchtturm ist das CEV 15.9 m hoch.

Erster Wechsel: Vom SSME zum J-2X

Im Januar 2006 wurde in News Kanälen (leider nicht offiziell von der NASA bestätigt) gesagt, die Entscheidung wäre zugunsten des J-2 und gegen das SSME gefallen. Dafür sollen zwei J-2S anstatt einem SSME verwendet werden. Gleichzeitig soll man die Pläne für einen Booster mit nur 4 Segmenten aufgegeben haben, da der 5 Segmentbooster nötig ist um die geringere Leistung des J-2 aufzufangen. Kritiker meinen dies würde die Entwicklung teurer machen und verzögern und man käme von einer erprobten Lösung weg zu einer unerprobten Lösung.

In der Summe soll das CLV erheblich sicherer sein als der Space Shuttle. Bei diesem wurde ein LOC (Loss of Crew) von 1:308 angegeben, das CLV soll auf 1:2021 kommen. Dabei gelten nicht die Feststoffbooster, sondern die zweite Stufe als das Hauptrisiko. (Siehe Bild) Pratt & Whitney bekam den Auftrag aufbauend auf den J-2S Entwicklungsarbeiten das J-2X Triebwerk zu entwickeln und für die Entwicklung und Tests einen ersten Kontrakt über 50 Millionen Dollar. Als Mindestanforderungen an das J-2X wurde ein minimaler Schub von 294.000 Pfund und ein spezifischer Impuls von 448 Sekunden (1308 kN und 4393 m/s in SI Einheiten) festgelegt.

Im Juli 2006 gab die NASA an, die beiden neuen Trägerraketen Ares I (vorher CLV) und Ares V zu nennen (vorher HLV). Ares ist die griechische Bezeichnung des römischen Gottes Mars und hier deutet die NASA die zukünftigen Aufgaben der Raketen an, obgleich es zu diesem Zeitpunkt noch kein Marsprogramm gibt. I und V erinnern dagegen an die Saturn I und Saturn V, weil die Rollenverteilung ähnlich ist: Die Ares I soll einen Erdorbit erreichen wie die Saturn IB und die Ares V die Mannschaft zum Mond bringen wie die Saturn V. Natürlich steckt mit den J-2X Triebwerken auch noch Technologie der Saturn in der Ares. Auch der schon beschriebene Wechsel vom SSME zum J-2X bei der Ares I und vom SSME zum RS-68 / J-2X bei der Ares V wurde nun offiziell bestätigt. Allerdings soll es nur ein und nicht zwei J-2X enthalten. Das aus dem J-2S entwickelte J-2X soll dadurch schubstärker als das J-2 sein.

Damit hat die Ares I folgende Konfiguration:

Im November 2006 wurde verlautbart, das die Ares I Trägerrakete zu wenig Nutzlast für das geplante Orion Raumschiff hat und etwa 1 Tonne Nutzlast zur ISS fehlen. Wie es weitergeht ist noch offen. Das Ares I Konzept wurde schon von der NASA akzeptiert und andere Vorschläge die EELV Träger (Atlas und Delta) einsetzen kommen wegen der Sicherheitsaspekte nicht in Frage. Andererseits ist die NASA auch gegen die einfachste Lösung, nämlich das Hinzufügen weiterer kleiner Feststoffbooster, da der Aufwand dafür in keinem Verhältnis zur zusätzlich erzielten Nutzlast steht.

Im Juli 2007 bekam Pratt und Whitney einen 1.2 Milliarden Dollar Kontrakt über die Entwicklung des J-2X Triebwerks. Der Kontrakt umfasst die Entwicklung, Produktion und Test von Entwicklungsmustern bis zur Serienreife und Testexemplaren, die identisch den Produktionsexemplaren sind. Der Kontrakt läuft bis zum Dezember 2012, danach soll ein weiterer Vertrag die Produktion von Serienexemplaren regeln. Produziert sollen 7 Entwicklungsexemplare, 2 Testexemplare und ein Serienexemplar. Über die Technik des J-2X gab es wenig neues. Die Änderungen gegenüber dem J-2S sollen vor allem in einer höheren Leistung bestehen. So wird die Turbopumpe des XRS-2200 Aerospike Triebwerks benutzt werden.

Zwei Monate später bekam Boeing einen Entwicklungsauftrag für die Oberstufe, Der Auftrag in Höhe von 514.7 Millionen US-$ umfasst die Entwicklungsarbeiten an der Stufe sowie die Unterstützung des NASA Personals mit etwa 100 Personen beim Design der Stufe. Später sollen dann 2-6 Stufen pro Jahr gefertigt werden. Sollte die NASA alle Optionen ausschöpfen könnten es bis 2017 insgesamt 23 Stufen sein.

Damit ist zumindest die Entwicklung der Ares I gesichert und da man nach dem Ausscheiden der Space Shuttles ja einen Träger braucht, der Personen zur ISS befördern kann, dürfte die Zukunft der Ares I auch gesichert sein, selbst wenn der nächste US Präsident die Pläne zum Mond zurückzukehren aufgibt. Über die neuen 5 Segment Feststoffbooster gab es folgende Daten:

Die Feststoffbooster werden in 61.1 km Höhe abgetrennt werden bei einer Geschwindigkeit von Mach 5.9 (2023 m/s). 133 Sekunden nach dem Start zündet die zweite Stufe und sie brennt 465 Sekunden lang. (Treibstoffverbrauch 137000 kg). Bei Abtrennung der zweiten Stufe ist die Kapsel schon in 134 km Höhe und sie zirkularisiert die Bahn mit ihrem eigenen Antrieb. (Die ISS umkreist die Erde in 350-450 km Höhe). Der erste Testflug ist schon für 2009 geplant, noch ohne Oberstufe. Der erste Bodentest eines J-2X ist für 2010 geplant, der erste Flugtest für 2013 und der erste Mannschaftstransport für 2015 und die erste Mondlandung für 2020.

Am 13.12.2007 bekam Boeing den Auftrag für die Entwicklung der Bordelektronik der Ares I Rakete. Der Kontrakt umfasst Entwicklungskosten von 265.5 Millionen Dollar. Weitere Arbeiten die nicht durch den Kontrakt abgedeckt werden könnten die Summe auf 420 Millionen Dollar anheben. Die ersten 12 Flugexemplare sollen für 114 Millionen Dollar angeschafft werden und inklusive weiterer Exemplare die notwendig werden kommt man so auf eine Gesamtsumme von 799 Millionen $ für die Bordelektronik der Ares I.

Schon im August 2007 hatte sich die NASA für ATK als Hersteller der ersten Stufe ausgesprochen - Die Firma produziert auch die SRB des Space Shuttles. Die Entwicklungsarbeiten plus die Produktion von 5 Boostern für Tests am Boden und 3 für Flugtests hat eine Höhe von 1.8 Milliarden Dollar. Auch dieser Kontrakt läuft nur bis 2013 und umfasst noch keine Serienproduktion.

Mit den Kontrakten für Designstudien und 300 Millionen Dollar die benötigt werden für Teststände und den Umbau des Launchpads 39B gab die NASA bislang 4333.2 Millionen Dollar für die Entwicklung der Ares I aus.

J-2XDie modifizierte Version J-2X für die Ares Raketen hat folgende technische Daten:

Typ J-2 J-2X
Höhe 3.38 m 4.70 m
Breite 2.04 m 3.05 m
Masse: 1578 kg 2400 kg
Schub 1020 kN 1307 kN
Spezifischer Impuls 4216 m/s 4394? m/s

Am 12.6.2008 konnte das Design Review der ersten Stufe, die nun definitiv ein verlängerter Shuttle Booster ist, abgeschlossen werden. Die Oberstufe soll bis Ende 2009 Gestalt annehmen. Schon im Frühjahr 2009 soll ein Testflug der Ares I stattfinden. Dieser Testflug dient vor allem dazu Daten über die Belastungen des ersten Segmentes und die Kräfte auf die Oberstufe zu gewinnen. Die Oberstufe und das Flight-Abort System sind noch Dummys, also Ballast mit demselben verhalten wie die echten Systeme. Auch wird nur ein normaler Space Shuttle Booster mit 4 Segmenten eingesetzt, das fünfte Segment ist ebenfalls inaktiv. Dem soll ein weitere Flug 2011 folgen, dann mit aktiver Oberstufe. Die folgenden Tests heißen dann schon nicht mehr Ares sondern Orion, weil dann die Kapsel mit an Bord ist. Nach den Planungen im Juli 2007 aber auch beim ersten Testflug noch unbemannt.

Am 19.8.2008 gab die NASA bekannt, dass eine Untersuchung zeigte, dass die Schwingungen des Boosters in Längsrichtung viel zu hoch für einen bemannten Einsatz sind. Spitzen von 5-6 G werden um 115 Sekunden nach der Zündung erwartet. Diese Spitzen können schon der Besatzung gefährlich sein, weil es keine Dauerbelastung ist, sondern ein Schütteln mit dieser Beschleunigung. Es ist daher ein Dämpfungssystem notwendig, welches zwischen der ersten und zweiten Stufe montiert wird. In Frage kommen eine passive Lösung (Dämpfung der Schwingungen) oder eine aktive (Reduktion durch verschieben von Gewichten). Die passive hätte die Belastung auf unter 1 G gesenkt, genug um die Gesundheit der Besatzung nicht zu gefährden, aber zu wenig um es der Besatzung zu ermöglichen die Instrumente abzulesen und in Notfällen schnell genug zu reagieren. Daher wird nun ein aktives System eingebaut. Es hat an 16 Punkten Gewichte von 100-150 Pfund (46-69 kg) Masse, die mittels Federn verschoben werden. Ein Computer überwacht dies. Das System wird die erste Stufe schwerer machen und etwa 1200-1400 Pfund (540-640 kg) Nutzlast für einen erdnahen Orbit kosten.  Im August 2008 fanden sich nun auch endlich komplette Angaben über die beiden Stufen auf der Constellation Website. Die ARES V ist dagegen immer noch in der Definitionsphase.

Der erste bemannte Flug wurde weiterhin verschoben, nun auf September 2015. Damit liegt dieser 1 Jahr nach den ersten Planungen.

Das  Heavy-Lift System (HLV ) = Ares V

Das zweite Element ist das  Heavy-Lift System HLV. Es ist nicht "man rated" und dient dazu Fracht zu befördern. Geplant war zuerst eine Nutzlast von 125 t. Auch hier hat man zahlreiche Konzepte untersucht wie z.B. das Erweitern der Delta und Atlas durch Clusterung der Zentralstufen oder ein System bei dem der Space Shuttle durch eine Antriebsstufe ersetzt worden wäre. Man entschloss sich jedoch dazu von den bisherigen Systemen nur Triebwerke zu verwenden. Hier gibt es zwei Triebwerke zur Auswahl: Das RS-68 Triebwerk der Delta IV und das SSME. Gegenüber dem SSME verfügt das RS-68 über mehr Schub und ist preiswerter in der Herstellung. Es wurde aus dem SSME entwickelt mit dem Ziel es einfacher und preiswerter zu fertigen. Der hohe spezifische Impuls des SSME wurde dabei nicht erreicht.

Im ersten Entwurf hat man jedoch auch hier auf Space Shuttle Triebwerke zurückgegriffen. Ende 2005 wurde die HLV noch so beschrieben:

Das HLV besteht aus 2 Stufen und zwei Boostern zur Startunterstützung. Die Booster sind verlängerte Shuttle SRB mit 5 anstatt 4 Segmenten. Sie haben eine Länge von 53.8 m bei einem Durchmesser von 3.72 m. Sie sind also um 13 m länger als normale Shuttle Booster.  Wie beim Space Shuttle liefern sie den meisten Schub. Sie sorgen für eine Spitzenbeschleunigung von 2.32 G. Sie werden in 47 km bei einer Geschwindigkeit von 2456 m/s abgetrennt.

Sie sind an eine zentrale Stufe mit 8.4 m Durchmesser angebracht. Diese wird von 5 SSME (Block 2) mit 104.5 % Schublevel angetrieben. Da wie beim normalen Space Shuttle am Boden gestartet wird ist keine Anpassung der Triebwerke nötig. Eine Alternative wäre der Einsatz von 3 RS-68 Triebwerken. Diese Stufe wäre 64.3 m lang. Die Tanks werden von dem Space Shuttle übernommen und haben 8.38 m Durchmesser, sind jedoch länger und fassen 38 % mehr Treibstoff.  Bei den 5 Triebwerken wäre eines im Zentrum angebraucht und die anderen 4 jeweils in einem Winkel von 45 Grad zu den Boostern angebracht, so das diese beim Abtrennen nicht die Triebwerke beschädigen können. Beim Start zünden Booster und SSME gleichzeitig. Die SSME brennen mit 408.2 Sekunden jedoch erheblich länger als die Booster. Nach 447 Sekunden wird in 131.4 km Höhe die 22 m lange und 8.38 m breite Nutzlastverkleidung abgetrennt. Sie alleine wiegt 4773 kg.

Eine zweite Stufe würde nach deren Ausbrennen gezündet werden. Hier sollen zwei modifizierte J-2S Triebwerke den Antrieb übernehmen. Gegenüber den originalen J-2 sind diese im Schub gesteigert und erreichen einen Schub von 1221 kN. Der spezifische Impuls ist ebenfalls gut und ein Wert von 4427 m/s wird angegeben.

Diese zweite Stufe (Earth Departure Stage EDS) hat ebenfalls einen Durchmesser von 8.4 m, aber eine Länge von 22.7 m. Sie befördert die Nutzlast zuerst in eine suborbitale 55 x 296 km Bahn. Diese ist nach 218 Sekunden Brennzeit erreicht. Dann wird diese zirkularisiert mit einem zweiten Impuls in 296 km Höhe und zum Schluss nach dem Ankoppeln der mit der Ares Gestarteten Kapsel zündet das Triebwerk erneut für 154 Sekunden. Die Wahl für das J-2, obwohl man praktisch das Triebwerk neu entwickeln muss fiel nicht leicht. Das SSME hat jedoch einen entscheidenden Nachteil: Es kann zwar so modifiziert werden, dass man es erst im Flug startet. Es erfordert aber nach jedem Zünden und Herunterfahren einen Trocknungsprozess und gilt als relativ empfindlich. Da man das SSME also nicht im Flug wiederzünden kann (wie es mindestens 2 mal bei einer Mondmission erforderlich ist) musste man ein neues Triebwerk für die Oberstufe einführen und da fiel die Wahl auf das einzige wiederzündbare Triebwerk, dass die USA für diesen Zwecke entwickelt haben: Das J-2S. Die Oberstufe soll relativ leicht aufgebaut sein mit Tanks aus Aluminium-Legierungen, die schon beim Space Shuttle Tank einige Tonnen Gewicht einsparten und Strukturen aus Kohlefaserverbundwerkstoffen.

Die Nutzlastspitze ist mit 22 m Länge für eine Rakete dieser Größe recht klein, da die Rakete jedoch vor allem eine Stufe mit Treibstoff in den Erdorbit transportiert reicht dafür das Volumen. Die HLV soll etwa 125 t in einen Erdorbit befördern und 54.6 t in eine Bahn zum Mond (TLI : Translunar Injektion). Zusammen mit einem angekoppelten CEV beträgt die Masse für TLI sogar fast 65 t. Da es sich um eine Frachtrakete handelt, kann man ein höheres Risiko tolerieren. Die HLV wird konzipiert mit einem Verlustrisiko für eine Mission von 1:124. Der größte Teil entfällt dabei auf einen Ausfall eines der 5 SSME.

Während man das CLV auch relativ bald braucht (um damit einen Shuttle Nachfolger zu starten) kann es sein, dass die Entwicklung des HLV eingestellt wird, wenn der nächste US Präsident nicht die Vision von George W. Bush teilt. Derzeit verfügt die NASA auch nicht über die Mittel für den Bau der HLV. Wie bei einer Senatsanhörung von NASA Administrator Michael Griffin bekannt wurde, fehlen der NASA alleine für das Shuttle Programm 6 Milliarden USD. Da eine Erhöhung des Haushalts sehr unwahrscheinlich ist dürfte dieses Geld aus dem CEV Programm abgezogen werden.

Soweit die ursprüngliche Planung vom November 2006. In den folgenden 2 Jahren gab es wie bei der Ares I eine Revision des Konzepts.

Am 20.3.2006 wurde auf einem NASA Meeting bekannt, dass nach dem Schwenken vom SSME auf das J-2S in der zweiten Stufe nun man auch nachdenkt im HLV das RS-68 einzusetzen. Das RS-68 Triebwerk, welches in der Delta IV eingesetzt wird, verfügt über etwa 50 % mehr Schub und ist erheblich einfacher aufgebaut als das SSME. Eine Einheit kostet nur 20 Millionen USD, während ein nicht wiederverwendbares SSME etwa 50-60 Millionen USD pro Stück kosten würde. Dafür ist es ein erprobtes und zuverlässiges Triebwerk, während bislang (März 2006) gerade einmal 7 RS-68 Triebwerke im Flug getestet wurden. Andererseits braucht man für eine unbemannte Rakete kein Triebwerkes welches "man rated" ist. Die Einsprung wäre beträchtlich: 5 SSME kosten 250 Millionen USD, 3 RS-68 mit einem Schub von 92 % der 5 SSME  kosten 60 Millionen und 4 RS-68 mit einem Schub von 123 % der SSME Lösung 80 Millionen. Man könnte also pro Träger rund 170-190 Millionen USD sparen. Das in der Ares V verwendete RS-68B ist teurer als das RS-68 der Delta IV, welches nur 14 Millionen Dollar in der Serienfertigung kostet.

Ares V EDS StufeAm 18.5.2006 wurde dann der Schwenk öffentlich verkündigt: Man wird 5 RS-68 einsetzen, vor allem um die Kosten zu senken. Bei größeren Stückzahlen wie sie das HLV erfordert, sollte ein RS-68B nur noch 20 Millionen USD kosten. Als Folge muss aber das Design der Rakete verändert werden. Die Stufe hat nun einen Durchmesser von 33 Fuß (10.06 m) anstatt 27.5 Fuß (8.38 m). Damit sind die Space Shuttle Triebwerke, die vor 2 Jahren noch das CLV und HLV antreiben sollten aus beiden Trägern verschwunden und vom Space Shuttle Programm nur noch die Booster übrig geblieben. Auch die Nutzlasten wurden nun präzisiert: Der Ares V soll 131.8 t in einen 200 km hohen Erdorbit bringen und 65 t zum Mond. Die letztere Zahl ist relativ hoch, verglichen mit der LEO Nutzlast und schließt wahrscheinlich, wie geplant einen Start mit der Ares I und eine Ankopplung an die Ares V und die Mondlandefähre im Erdorbit ein.

Einige Daten über die zweite Stufe kann man aus den Brennzeiten ableiten: 327 Sekunden nach dem Start soll die zweite Stufe zünden. Sie brennt 445 Sekunden lang und verbraucht dabei 131.5 t Treibstoff. Später wird sie erneut gezündet um in einen Mondorbit einzuschwenken. Diesmal 445 Sekunden lang Insgesamt 315 t Treibstoff werden dabei verbraucht. Anders als bei den ersten Planungen setzt man nun nur noch ein J-2S ein.

Im Januar 2008 wurde bekannt, das Ingenieure wegen den Vibrationen beim Start sehr starke Bedenken haben. Vibrationen gehören zu allen Raketen und man versucht sie durch geeignete technische Maßnahmen zu reduzieren. Bei flüssigen Treibstoffen kann man die Übertragung der Vibrationen auf die Zelle minimieren und in den Tanks Prallbleche einbauen, welche den Treibstoff am schwappen hindern. Bei Feststoffraketen werden diese Vibrationen über das gesamte Gehäuse übertragen und sind viel stärker. Da die beiden Booster der HLV 25 % mehr Schub entwickeln als die SRB des Space Shuttles sind die Vibrationen entsprechend stärker. Die NASA stuft das Risiko als hoch ein und die Gefahr auch, ist aber optimistisch das Problem bis zum Erstflug zu lösen - Beim Space Shuttle gelang dies schließlich auch. Bis zum Dezember 2008 hatte die NASA 13.6 Milliarden Dollar für Entwicklungsarbeiten an beiden Trägern vergeben. Die Gesamtkosten des Constellation Programms werden auf 100 Milliarden Dollar geschätzt.

Am 23.6.2008 gab die NASA Änderungen an der Definition der Ares V bekannt: Sie wird um 4.80 m länger werden. auf eine Gesamthöhe von 85.6 m. Nun treiben sechs anstatt fünf RS-68 Triebwerke die zentrale Stufe an und die Feststoffbooster haben nun eine Länge von 5.5 Segmenten. Dies erhöht die Nutzlast auf 188 t in den Erdorbit und zusammen mit einem Ares I Start transportiert sie dann 71 t in eine Transferbahn zum Mond. Gegenüber dem ersten Entwurf, der noch 2903 t wog ist die Ares V nun deutlich schwerer geworden und wiegt nun schon 3842 t. Bislang ist die Definitionsphase noch nicht abgeschlossen und noch keine Entwicklungsaufträge wurden vergeben.

Die Diskussion über Kosten, Ziele und Alternativen

Von Anfang an waren beide Träger in der Diskussion, vor allem die Ares. Das Hauptargument für die Ares I für die NASA war, dass sie besonders sicher sei, ein Argument, dass nach dem Verlust der Columbia großes Gewicht hatte. Auf der anderen Seite gab es auch gute Argumente gegen die Ares I. Das wichtigste war, dass man sie erst entwickeln musste und sie nicht vor 2014 zur Verfügung stehen würde. Nach dem Ausmustern der Space Shuttles, 2010 würde man also vier Jahre lang amerikanische Astronauten mit der Sojus befördern müssen. Doch wie steht es mit deren Sicherheit? Vor allem: Sollen die USA von einem russischen Zugang zur ISS abhängig sein.

Auch die Sicherheitseinschätzung der NASA wurde kritisiert. Verglichen wurde die Ares I mit der Delta IV und Atlas V. Allerdings nicht mit den geflogenen Typen, sondern ihren Vorgängern und daraus wurde dann die Zuverlässigkeit hochgerechnet. Inzwischen sind diese aber erfolgreich im Einsatz - ohne Probleme. Weiterhin birgt jeder neue Träger ein Risiko. Daher sollten vom Prinzip her schon erprobte Träger wie die Atlas V und Delta IV sicherer sein als die Ares.

Die folgende Entwicklung mit Verzögerungen bei der Ares Entwicklung, Problemen bei Subsystemen wie die hohe Vibration durch den SRB und deren Kompensation und die hohen Kosten und der verrutschende Zeitplan führten dazu, dass immer öfter die Atlas V Heavy und Delta IV Heavy als Alternative genannt wurde. Eine Gruppe von NASA Mitarbeitern hat umfangreiche Alternativvorschläge für beide Träger (Jupiter Trägerfamilie) unter der Bezeichnung "DIRECT" erarbeitet. Sie basieren auf der Space Shuttle Technik. Gleichzeitig plädieren immer noch Lockheed und Boeing für die Nutzung ihrer Raketen

Das Hauptargument: Selbst wenn man jetzt (August 2009) noch umschwenken würde, kämen sowohl Direct wie auch Atlas/Delta billiger und würden früher zur Verfügung stehen. Für die Atlas/Delta sprächen Synergieffekte in der Produktion und die Tatsache, dass die Shuttle Launchpads nicht durch Umbauarbeiten für Ares / Jupiter blockiert wären.

Die Augustine Kommission, die Empfehlungen für das Constellation Programm abgibt, äußert sich mittlerweile auch kritisch zur Ares I. Das Hauptproblem ist dass das Constellation Programm unterfinanziert ist. Es werden mindestens 3 Milliarden Dollar pro Jahr zusätzlich gebraucht. Wenn man die Ares I beibehält dann steht sie just dann zur Verfügung, wenn 2016 die ISS außer Dienst gestellt werden soll (damit weitere Mittel für das Constellation Programm zur Verfügung stehen). Dann braucht man sie aber nicht mehr weil die ISS nicht mehr existiert, bis 5 Jahre später dann die Mondflüge beginnen. Diese könnte man aber auch direkt mit einer Ares V durchführen, ohne die Ares I zu benötigen. So stehen die Chancen gut, dass die Ares I noch gekippt wird.

Die Ares V steht nicht ganz so in der Kritik. Ihre Entwicklung wird nur wenig teurer als die Ares I werden und sie hat eine  höhere Nutzlastkapazität. Vor allem würden auch beim Ausbau der Atlas V und Delta IV vergleichbare Summen nötig sein, und man würde trotzdem nicht die Nutzlast der Ares V erreichen. Auch hier gibt es Alternativen von DIRECT, doch ist es unwahrscheinlich, dass die NASA umschwenken wird.

Links

NASA Ares Website

Direct Launcher Website


© der Bilder: NASA MFSC
© des Textes von Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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