Apollo – V2.0

So, nun zu dem was wir mit der leistungsgesteigerten Saturn V anstellen können. Es gab ja schon zur Apollozeit Pläne für Raumstationen und Venusflüge im Rahmen des Apollo Application programs. Doch für das erste reicht die Leistung der Saturn V aus – Skylab hätte noch 8 t schwerer sein können und das zweite halte ich für ziemlich unsinnig.

Aber man kann mehr aus den Mondlandungen herausholen. Sie waren zeitlich limitiert, vor allem von der Betriebsdauer der LM. Die ersten LM hatten eine Betriebsdauer von 36 Stunden, die zweite Generation (ab Apollo 15) eine von 72 Stunden auf der Oberfläche. Es gab auch Untersuchungen nur die Abstiegsstufe einzusetzen und dafür eine größere Kabine. Diese hätte dann längere Aufenthalte auf der Oberfläche erlaubt, hätte aber separat gestartet werden müssen. Für die folgenden Betrachtungen nehme ich als Ausgangsbasis die Saturn V mit Titan 3M Boostern, (siehe letzter Blog), die ab 1971 technisch möglich wäre. Sie würde 73,9 t in eine Mondtransferbahn befördern.

Bei 1000 m/s Kurskorrekturvermögen zum Erreichen einer Mondumlaufbahn errechnet sich eine dort um 18,3 t größere Nutzlast. Davon dürften 0,9 t für die größeren Treibstofftanks abgehen (ein Achtel des Treibstoffs), macht dann noch netto 17,4 t. Von diesen gehen weitere 2 t ab (dazu später mehr). Für den Rückstart ändert sich nichts, da dann der Mondlander abgetrennt ist.

Die Masse eines Mondlanders würde dann also 15,4 t höher sein als bei den eingesetzten LM, dessen schwerster 16,5 t wog. Bei nur 31,4 % Gewichtsanteil der Aufstiegsstufe entspricht dies einem Gesamtgewicht der gelandeten Masse (abzüglich der Abstiegsstufe) von 9,9 t. In der Praxis ist es etwas besser weil bei den Mondlandern die gesamten Vorräte in der Abstiegsstufe waren, die bei unserem Modell entfallen. Dafür war in der Aufstiegsstufe der RCS Treibstoff, sodass ich angenommen habe, das sich dies neutralisiert.

Diese 9,9 t sollen nun keine Aufstiegsstufe aufnehmen, sondern ein Wohnquartier. Geht man von der Größe der russischen Module für die ISS aus, die ja auch unabhängig sind /eigene Stromversorgung, Antrieb, Lebenserhaltung), so wäre sicher ein Quartier von 2,5 m Höhe auf der Grundfläche des Mondlanders (4 x 4 m) möglich – nicht riesig, aber ausreichend. Vorräte (Gase, Wasser) sollten außerhalb in Drucktanks aufgenommen werden. Innen wird das Lebenserhaltungssystem, Schlafkojen, Essenraum, Geräte und eine Luftschleuse montiert. Den Strom liefern Solarzellen auf dem Dach mit jeweils einer ausklappbaren Verlängerung um 1 m, die auch Schatten wirft. Das ist eine Gesamtfläche von 32 m˛ für Solarzellen. Bei damals rund 100 W/m˛ sind dies 3,2 kW Maximalleistung. Das Apollo-LM war ausgelegt für 121 KWh und 75 Stunden Betrieb, das bedeutet, dass diese Stromversorgung deutlich leistungsfähiger als die des LM ist.

Wozu dieses Wohnquartier? Für längere bemannte Missionen. Bis zu 14 Tage wären möglich, das ist die Dauer eines Mondtages. Bei Nacht sinken die Temperaturen drastisch und es gibt keine Stromversorgung mehr und die Besatzung könnte auch nichts mehr ohne Licht anstellen. Für das Verhindern des Ausfalls wichtiger Systeme könnte man eine RTG Stromversorgung integrieren, deren wichtigste Eigenschaft aber ihre Heizwirkung wäre (95% der Energie wird als Wärme abgegeben, ein 100 W-RTG hat eine Heizleistung von rund 2 kW).

So würde es ablaufen: Eine bemannte Mission schwenkt zuerst in einen Mondorbit ein und trennt dann das Quartier ab. Es landet vollautomatisch – der AGC ist dafür ausgelegt (Lovell wollte erstmalig den automatischen Modus ausprobieren). Es wird von der Erde aus betriebsbereit gemacht. Währenddessen führt die Besatzung im Mondorbit eine Apollo-I Mission durch (Fernerkundung mit Instrumenten in der Nutzlastbucht). Sie dauert 30 Tage. Auf sie entfallen die 2 t Zusatzmasse die sich in 500 kg Treibstoff, 800 kg zusätzliche Gase, Wasser und Nahrung und 700 kg Instrumente/Film aufteilen. Eventuell reicht auch eine Besatzung von zwei Personen, weil die Mission selbst ziemlich langweilig ist und dann gibt es wenigstens mehr Platz. Danach startet die Mission zurück zur Erde.

Etwa 2-3 Monate später findet eine normale Apollo Landemission statt – mit einer Saturn V ohne Booster und 52 t zum Mond. Das korrespondiert mit 750 kg mehr Nutzlast auf dem Mond. Ich habe hier bewusst keine größeren Lander eingesetzt, weil dies bei einer bemannten Mission auf eine völlige Neuentwicklung hinauslaufen würde. Die 750 kg Mehrgewicht würden genutzt werden, für mehr Instrumente, mehr transportierte Mondproben  und einen leistungsfähigeren Rover. Sie landet in der Nähe des Wohnquartiers. Nach der Landung wird alles was zur Untersuchung benötigt wird, entladen und zum Quartier gebracht. Der Mondlander wird deaktiviert. Vom Quartier aus werden Ausflüge übernommen, wobei in den Schlafperioden die Batterien des Rovers aufgeladen werden. Vor dem Rückstart werden die Bodenproben zum LM gebracht und verstaut, wobei 100 kg mehr Bodenproben etwa 250 kg weniger Nutzlast auf den Mond entsprechen. Danach erfolgt der Rückstart.

Summenergebnis von zwei Missionen:

  • Ein 14 Tage Aufenthalt (12 Tage realistisch bei nicht zu niedrigem Sonnenstand) auf dem Mond, anstatt 3 Tage möglich
  • Zusätzlich die Möglichkeit der Fernerkundung des Mondes, vor allem fotografisch, aber auch IR/Gammastrahlenspektrometer oder Laser Altimeter denkbar.

Das wäre gegenüber Apollo 1.0 deutlich mehr und ich denke es wäre realistisch und es wäre mit den technischen Möglichkeiten von Apollo möglich gewesen. Aber die NASA bekam ja schon nicht mal die Unterstützung für die noch ausstehenden Missionen Apollo 18-20 …

8 thoughts on “Apollo – V2.0

  1. Traurig, daß so leistungsvolle Raketen entwickelt wurden und dann wieder in „Vergessenheit“ gerieten und man heute mit 23t LEO-Kapazität „rumkrebst“, wo schon mal 130t möglich waren. Bei diesem Programm hätte man einige Saturn V mehr gebraucht und die wären bei dann nach und nach sicher billiger geworden, je mehr man davon gebaut hätte…

    Gruß,
    T.

  2. Größe ist nicht alles. Und es wird auch nicht alles größer. Die USA hatten mal Schlachtschiffe von 45.000 t Wasserverdrängung. Heute sind es maximal 10.000 t. Die B-52 war auch größer als die B-2 und der Tiger schwerer als ein Leopard.

    Es ändern sich schlicht und einfach Anforderungen. Es gibt heute keinen Bedarf für eine 130 t Rakete. Schlimmer finde ich, dass man das Apolloprogramm abbrach obwohl man die Hardware noch für weitere Flüge hatte – schon bezahlt und schon gefertigt.

  3. Klar, daß die Anforderungen die Größe diktieren. Was ich meinte, entspricht in etwa Deiner Position. Ich fand es nur schade, daß dieses Wissen bzw. Fähigkeit so große Träger zu bauen, nicht mehr vorhanden ist und nun mühsam wieder neu generiert werden muß. Was hätte man mit so großen Trägern nicht alles machen können, u.U. ISS billiger und schneller bauen oder ganz viele Sonden zum Mars schicken usw.

    Gruß,
    Thorsten

  4. Ein Marsprogramm war ja mal geplant, daher auch die Pläne für leistungsgesteigerte Saturn V Versionen (auch mit nuklearen Oberstufen). Ebenso stammt die Idee die Abstiegsstufe als Lastenträger zu nutzen auch aus dem AAP.

    Aber mit der ISS hat das nichts zu tun. Die wurde schon so wie sie heute ist geplant. Das modulare Konzept hat auch den Vorteil, dass man einen kleineren Träger braucht. Es hätte ja gereicht wenn die NASA die träger für den Aufbau eingesetzt hätte, die sie schon zur Verfügung hatte. Alternativpläne dafür gibt es schon von mir:
    http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2010/02/14/die-iss/

  5. Praktisch ist das Shuttle nicht so viel leistungsschwächer als die Saturn V – es muss nur zu viel Gerödel in den Orbit und vor allem zurück schleppen. Egal ob die drei SSME, die sieben Nacktaffen oder die über 30.000 Kacheln.

    Buran/Energia war da einfach besser.

    Selbst bei Shuttle wären 60-80t Nutzlast wohl durchaus drin gewesen und mit genug Starts pro Jahr auch zu Kilopreisen unterhalb der Ariane 5. (Bei Verzicht auf Wiederverwendung und Man-Rating.)

    Da ist natürlich immer die Nutzlastfrage. Aber die ist im Grunde eine der Philosophie und wird sich nicht lösen lassen, so lange man immernoch glaubt, dass es sich in der Raumfahrt lohnt hunderte Millionen auszugeben um noch das allerletzte Gramm einzusparen und das letzte bischen Zuverlässigkeit aus einem Teil in der Theorie heraus zu holen, das dann doch versagt, weil es in der Praxis so selten verwendet wird.

    Wenn man für etwas mehr als 100 Millionen Euro eine neue Ariane 5 bekommt, mit der man knapp 10 Tonnen in den GTO befördern kann, wieso dann nicht großzügig ein paar Tonnen mehr für einen Satelliten oder eine Raumsonde einplanen die ohnehin 300 Millionen Euro kosten?

    Oder liegt es an etwas anderem?

    Die letzten japanischen Raummissionen sind jedenfalls trotz teurer Raketenstarts auffällig billig gewesen. Akatsuki, die japanischen Venus Mission der von IKAROS die Show gestohlen wurde, kostete jedenfalls laut Wikipedia mit $110 Mio, kaum mehr als der Start mit $100 Mio und die zusätzlichen Nutzlasten (u.a. IKAROS) kommen zusammen auf nicht mehr als $30 Mio.

  6. So sonderlich erhöht sich durch diese Maßnahmen die Effizienz aber nicht: Man braucht eine „Saturn VI“ (= Saturn V Booster) und eine Saturn V und bekommt dafür 12 Tage an einem Ort, während man mit zwei Saturn Vs 2 x 3 Tage an verschiedenen Orten bekommt. Vor dem Hintergrund, dass der Mond groß ist und einen das Mondauto auch nicht gerade weit bringt, halte ich zwei „normale“ Apollo-Starts für sinnvoller als einen „XXL-Start“ mit Wohnmodul.

    Eher schon sollte man die zusätzliche Startmasse einer „Saturn VI“ dafür nutzen, eine Mission direkt zu verlängern: Mehr Gase, mehr Flüssigkeiten, und ein mittransportiertes Solarmodul, mit dem die schweren Einmalbatterien während der meisten Zeit entlastet werden.

    „Vernünftig“ wäre wahrscheinlich gewesen, das Apollo-Programm nach Apollo 14 zeitlich zu strecken, so dass nicht alle 4 bis 9 Monate ein Start erfolgt, sondern z.B. alle zwei Jahre. Dies hätte die Gelegenheit ergeben, die wissenschaftlichen Erkenntnisse der frühen Missionen bei den späten Missionen mit einfließen zu lassen. Apollo 17 hätte dann z.B. erst 1977 stattgefunden, Apollo 18 und 19 (die Hardware war ja wohl vorhanden) gar 1979 und 1981.

    In den 70ern hätte man dann die zitierte „Saturn VI“ entwickeln können, und ab 1

    Apollo 15 landet also 1973, Apollo 16 dann 1975, Apollo 17 in 1977, Apollo 18

  7. Ich habe wie beschrieben gerade deswegen den normalen Moonlander genommen, weil ich zum einen weiss wie teuer es in der bemannten Raumfahrt wird etwas zu ändern. Und den Mondlander denn Du beschreibst ist schon eine gravierende Änderung.

    Das Problem das es schon zu Apollo Zeiten gab und das auch das Shuttle hat sind die Fixkosten. Egal ob ein Start erfolgt oder nicht, solange ein Programm läuft müssen Leute beschäftigt bleiben die dafür da sind wenn mal ein Start ansteht oder Notfälle. Erst nach Programmende können die entlassen werden. Daher bringt die Streckung (die ich vor ein paar Jahren auch vorschlug) nichts. Sie bindet nur Mittel. Das ist auch das Problem von Constellation gewesen.

    Der 12 Tages Aufenthalt bringt schon einiges mehr denn natürlich wäre mit dem Modul auch Ausrüstung transportiert worden. Tiefbohrungen, weitergehende Experimente wären möglich gewesen. Die Mondlander hätten ohne Ausrüstung landen können und mehr Mondgestein zurückbrungen können. Der Ort ist nicht so entscheidend – durch die Meteoriteneinschläge glichen sich die Landeorte ziemlich stark und bei jedem konnte man ein buntes Gemisch an Gesteinen finden die aus großer Entfernung durch Einschläge stammten.

    Ein größeres delta-V für polare Missionen braucht man nicht. Eher wäre wohl die Mondrückseite interessant.
    http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2010/05/03/die-alternative-apollo-17-mission/
    Wie erwähnt wäre dazugekommen die Fernerkundung des Mondes mit leistungsfähigen Kameras – 40 Jahre vor LRO.

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