Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Welche Nutzlast hätte eine Saturn V 2.0?

Bei einer Dokumentation über das Apolloprogramm kam mir angesichts der Hervorhebung, dass man das alles vor 40 Jahren mit dem damaligen Stand der Technik geschafft hat, die Idee zum heutigen Blog: Wie weit ist man heute wirklich weiter in der Raketentechnik am Beispiel der Saturn V.

Damit man richtig vergleichen kann, muss man einige Parameter gleich lassen. Ein Vergleich der Ares V oder SLS mit der Saturn V ist so nicht besonders sinnvoll, denn sie verwenden zweieinhalb anstatt drei Stufen und zweimal Wasserstoff und einmal Feststoff anstatt Kerosin/LOX.

Viel hat sich in den 40 Jahren geändert, aber doch erstaunlich wenig fundamental. Natürlich gibt es heute leichtere Legierungen. Das reduziert vor allem die Tankmasse. Die Triebwerke werden nach wie vor aus denselben hochtemperaturfesten Legierungen hergestellt. Bei Tanks ist derzeit auch der Übergang von Metall zu CFK-Werkstoffen in Gespräch. In anderen strukturell belasteten Teilen wie Nutzlasthüllen, Zwischentankstrukturen und Stufenadaptern werden sie ja schon eingesetzt. Triebwerke arbeiten heute mit höheren Brennkammerdrücken, das erlaubt größere Expansionsdüsen was den Schub und spezifischen Impuls steigert. Sie können heute auch ausgefahren werden, womit man theoretisch auch Erststufentriebwerke an den Betrieb in großer Höhe anpassen kann. In den USA wurde zudem noch nie das Staged-Combustion-Verfahren bei LOC/Kerosin eingesetzt, was nochmals einen Performanceschub verspricht. Kurzum, das verspricht, spannend zu werden.

Allerdings muss man sagen: Der Vergleich wird nicht fair werden. Das liegt daran das schon die Saturn V nicht die modernste Technik einsetzte. In allen Stufen war die Strukturmasse sehr hoch. In der zweiten Stufe saß der Tank z.B. in einem umhüllenden Container, der die Lasten aufnahm. Auch die Triebwerke hinkten dem damaligen Stand der Technik hinterher. Die Triebwerke der Titan und das Zentraltriebwerk der Atlas hatten schon höhere spezifische Impulse als das F-1. Das Gleiche galt für das RL-10 der Centaur, vergleichen mit dem J-1. Das Credo war eine zuverlässige Trägerrakete zu bauen, nicht die technisch optimalste.

Damit der Vergleich fair ist, muss man auch die Stufenmassen beibehalten. Optimieren kann man dann die Leermasse und den spezifischen Impuls. Im Normalfall diktieren die Triebwerke mit ihrem Schub das Gewicht der Stufe. Da die Triebwerke heute einen anderen Schub als damals haben würde man, wenn man wirklich eine Saturn V neu konstruieren, würde die Stufe dem Schub anpassen. Doch dann hat man auch anders Stufenteiler und der Vergleich hinkt. Ich will auf eine Folge aber noch zurückkommen.

Die Saturn V

Hier mal die Daten der eingesetzten Saturn V:

Apollo 8 Apollo 9 Apollo 10 Apollo 11 Apollo 12 Apollo 13 Apollo 14 Apollo 15 Apollo 16 Apollo 17
S IC betankt

2,172,224

2,280,201

2,282,072

2,278,285

2,281,193

2,281,671

2,244,911

2,236,248

2,245,280

2,246,540

S IC leer

138,642

134,084

133,449

130,977

130,569

130,637

130,410

131,453

130,641

130,441

S II betankt

469,686

485,048

487,434

480,440

481,000

487,141

488,164

499,413

505,750

493,318

S II leer

40,188

38,129

38,268

36,351

36,388

35,403

35,403

35,381

37,820

36,478

S II / SIC Adapter

5,720

4,674

4,032

4,582

5,200

5,200

5,189

5,171

4,581

4,541

S IVB betankt

119,859

117,042

118,768

118,173

118,875

117,889

117,972

117,936

118,161

120,657

S IVB leer

13,496

11,476

11,680

11,340

11,362

11,278

11,323

11,340

11,340

11,295

S II / S IVB Adapter

3,973

3,665

3,665

3,665

3,645

3,674

3,665

3,639

3,640

3,637

Nutzlast

28,897

36,553

42,774

45,677

45,721

45,789

46,349

48,619

48,629

48,623

Dazu kommen noch 1821 kg für den Adapter S-IVB und Apollo und 2.041 kg für die IU, das „Gehirn“ der Rakete. Diese Daten habe ich bei der Gesamtübersicht hinzugekommen, wobei die letzte Saturn V von Apollo 17 die Referenz war.

S-IC

Die S-1C der Saturn V setzte fünf F-1 Triebwerke ein. Sie arbeiteten mit niedrigem Brennkammerdruck von 50 bis 54 Bar. Man würde sie heute durch Hochdrucktriebwerke ersetzen. Es bieten sie die RD-170 der Zenit an, die zudem einen etwas höheren Schub aufweisen.

Die Bauweise war relativ massiv, mit einem Strukturkoeffizienten von nur 17,2 zu 1. Den übertrafen schon die älteren Titan 2 und Atlas. Heute will SpaceX bei den Boostern 30 erreicht haben, also setzen wir diesen an. Die Angabe „bei den Boostern“ deutet schon an, der Stufenadapter ist nicht dabei. Doch selbst wenn man Aluminium als Legierung nimmt, kann man den Adapter deutlich leichter machen. Er war bei der Saturn V 5,2 m lang. Ein 14 m langer Adapter für die Ares V hätte trotz fast dreifacher Länge in CFK-Bauweise nur 3,8 t gewogen. Mit 5,2 m wird man nicht auskommen, da die Triebwerke der zweiten Stufe länger sind, doch ein 2,5 t schwerer CFK-Adapter würde bei einer Länge von 8 m ausreichend sein.

S-II

Für die beiden Oberstufen habe ich mich für die Nachfolger des J-1, die J-2X entschieden. Die Wahl ist naheliegend, denn die Triebwerke sind wie das Original wiederzündbar und im Vakuum zündbar. Das erfüllt ohne Modifikationen nicht für das RS-25, das dafür mit höherem Schub punktet. Dadurch wiegt es aber auch 1,2 t mehr. Bei der S-II ist das ohne Bedeutung, man könnte fünf J-1 durch drei RS-25 ersetzen. Doch bei der S-IVB hat das Triebwerk dann den doppelten Schub des J-1, was deutliche Folgen auf die Auslegung gehabt hätte. So kann man aber fünf J-1 in der S-II durch vier J-2X ersetzen, die fast denselben Schub haben.

Für die Berechnung der Leermasse kann man den Space Shuttle Tank als Referenz nehmen. Die Masse der S-2X ist bekannt und etwa ein Drittel der Triebwerksmasse entfällt auch den Schubrahmen. Zusammen mit anderen Subsystemen komme ich so auf eine Trockenmasse von 31,4 t. Von Vorteil ist auch das höhere LOX/LH2 Verhältnis der S-2X. Ich denke es müsste noch etwas leichter gehen bedenkt man das beim Shuttle-ET zwei getrennte Tanks verwendet wurden und dieser Tank noch die lasten der Feststoffraketen aufnehmen muss. Dazu kommen noch 2 t für einen leichtgewichtigen Stufenadapter aus CFK-Werkstoffen. Insgesamt kann man bei der S-II am wenigsten Gewicht einsparen, diese Stufe wurde auch damals am stärksten auf eine geringe Leermasse optimiert.

S-IVB

Eine moderne Parallele zur S-IVB wäre die EPC der Ariane 5. Auch sie ist nicht gerade das neueste Modell, doch in Schub und Gewicht vergleichbar. Mit demselben Strukturkoeffizienten von 14 sinkt schon die Leermasse stark ab. Wie bei den anderen beiden Stufen kann man beim Gewicht der SLA-Adapter viel Gewicht einsparen: Hier habe ich 1 t angesetzt. Das Gleiche gilt für die IU. Das meiste Gewicht an der IU ist der Ring, nicht die Computer, Batterien oder Kreiselplattformen. Heute integriert man dies in die letzte Stufe und spart so Gewicht ein. Eine Masse von 1 t für die IU halte ich für ausreichend. So kommt man zu der Version „Neu“.

Das Ergebnis

Der Vorteil ist offensichtlich. Die Nutzlast hat von 48 auf 76 t erhöht. Zugegebenerweise ist das schon eine optimistische Betrachtung. Doch selbst mit dem Strukturfaktor der Ares V EDS für die beiden Oberstufen und der Titan 2 für die Erststufe kommt man noch auf über 70 t Nutzlast. Der Hauptgewinn entsteht durch die viel höheren spezifischen Impulse.

Als letzte Option habe ich daher die RS-25 anstatt der J-2X eingesetzt und das Zusatzgewicht von 1,5 t bei der dritten Stufe berücksichtigt (bei der zweiten reicht es, nur drei Triebwerke einzusetzen die fast gleich viel wie fünf J-1 wiegen). Dies bringt aber nur 1,5 t mehr Nutzlast. Allerdings: drei RS-25 haben 6300 kN Schub in der S-II und eines 2100 kN in der S-IVB. Original waren es nur 5100 bzw. 1027 kN. Dadurch resultieren kleinere Gravitationsverluste. Diese würden die hohen Gravitationsverluste auf ein für dreistufige Raketen „normales“ Maß senken. Nimmt man 200 m/s an (sie liegen dann immer noch relativ hoch) so bekommt 4 t mehr Nutzlast (Neu 3)

Was kommt als Resümee heraus? Eine „neue“ Saturn V würde sich durchaus lohnen. Die Rakete hätte eine Nutzlast, die höher ist als die der Ares V oder SLS. Dabei würde sie sogar weniger als eine Ares V wiegen die 900 t schwerer als eine Saturn v sein sollte.

Außer der Reihe: Eine Saturn V mit dem Strukturfaktor der Titan II und dem spezifischen Impuls der Atlas Triebwerke in der S-IC und den spezifischen Impulsen der RL-10 in den oberen Stufen, also Technik, die damals möglich war, wäre mit über 58 t Nutzlast auch um rund 10 t besser als die originale Saturn V. Bewährte Technik und Reserven haben auch ihre Nachteile. Und immerhin ist keine Saturn V schon beim Betanken explodiert wie die hippen SpaceX Raketen mit den Rekordwerten und Teilen aus dem 3D-Drucker ….

Anhang: Raketendaten

Rakete: Saturn 5

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil

2921178

48623

0

10931

1870

1,66 %

Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

2251081

134982

2980

2

1

496955

40115

4180

3

1

124519

15152

4180

 

Rakete: Saturn 5 (Neu 3)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil

2953261

80706

0

10931

1670

2,73 %

Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

2251081

103800

3246

2

1

496955

33400

4480

3

1

124519

12200

4480

 

Rakete: Saturn 5 (Neu)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil

2946950

76214

0

10931

1870

2,59 %

Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

2251081

77040

3246

2

1

496955

33400

4393

3

1

122700

10700

4393

 

Rakete: Saturn 5 Alternativ

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil

2931181

58626

0

10931

1870

2,00 %

Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

1

2251081

106000

3031

2

1

496955

40100

4355

3

1

124519

15136

4355

5 thoughts on “Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Welche Nutzlast hätte eine Saturn V 2.0?

  1. Letzter Post in diesem Jahr 🙂

    Im Roman „Mission Ares“ gab es ja auch noch eine mit Feststoffboostern ausgerüstete „Saturn V-B“, welche, wenn ich mich richtig erinnere eine LEO Nutzlast von über 200 Tonnen hatte. (Ich glaube sogar 250.)

    Musks geplante Monsterrakete entspricht ja eher den nie verwirklichten NOVA Plänen.

    Bei Letzterer muß ich mich fragen (vor allem weil es ja angeblich NOCH größer geht), bis wann solche Monster überhaupt Sinn machen. (Wenn sie es überhaupt tun…)

  2. Es geht noch größer. In einem alten Interview mit Wernher von braun meinte dieser, das es technisch keine Probleme gäbe die derzeitige Technologie sicher auf bis zu 20.000 kN Schub, eventuell sogar 50.000 kN anzuwenden. Das wäre bei 8 Triebwerken in der ersten Stufe (das Maximum das bei Ariane 4 und Saturn 1 problemlos funktionierte) immerhin eine Startmasse von 12,800 bis 40.000 t und eine Nutzlast von 320 bis 1000 t.

    Das Problem würde sich dann auf die Logistik verlagern – schon für die großen Stufen der Saturn V musste man eigene Beförderungsmittel schaffen. Aber auch das ist lösbar: die Sowjets bauten die N-1 einfach in Baikonur zusammen…

  3. Stimmt, auf die Logistik hatte ich gestern komplett vergessen. Diese begrenzt ja auch heute schon die Größe von Raketen, wenn die Teile übers Land bzw. die Welt verteilt gebaut werden.

    Trotzdem wird mir bei einer 1000T Rakete schon ziemlich mulmig.

    Wenn die (bemannt) am Startplatz explodieren sollte, hangelt es nicht nur gegrillten Mensch, sondern hinterlässt wohl auch einen fetten Krater….

  4. Die Falcon 9 hat ein Startgewicht von rund 540 t, sie dürfte fast vollgetankt sein als sie explodierte. Eine 1000 t Rakete ergibt also in etwa doppelt so viel „bums“. Verglichen mit der letzten Explosion am Boden (einer Atlas C im Jahre 1959) ist schon die Falcon 9 viermal „besser“.

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