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