Die SLS – Evolution

Ich denke es ist mal Zeit für einen Blog. Ich mache mich nicht aus Themenmangel rar, sondern weil ich nachdem ich es etwas schleifen haben lasse wieder mehr an meinem Apollobuch arbeite. („Apollobuch“, weil es sich kürzer schreibt als der momentane Titel „Apollo – Raumfahrzeuge und Saturn“). Es ist das eingetreten was ich befürchtet habe. Ich stecke fest. Das Problem ist anders als bei den Büchern über Gemini und Mercury, dass es nicht zu wenig, sondern zu viel Informationen gibt. Es gibt so vieles durchzulesen und durchzuarbeiten, ohne das man im Text weiter kommt. Fertig sind eigentlich nur zwei kleine Artikel über den Anzug (immerhin auch schon 30 Seiten) und die Fernsehkameras. Sie zeigen auch ein zweites Problem das ich habe: Projektgeschichte. Die meisten US-Bücher behandeln die ausführlich, ich wollte sie aber weglassen. Es geht aber nicht. Es gab so viele Änderungen während des Programms. Beim Anzug ist es extrem: es gab sieben Versionen des Anzugs und ebenso viele des Backpacks. Das lag an Problemen, aber auch das man mehrfach die Anforderungen revidiert hat. Anfangs hatte man z. B. viel zu niedrige Anforderungen an die abzuführende Energie – das System das eingesetzt wurde führte schließlich 2,4 mal mehr Wärme ab als in der ersten Ausschreibung stand.

Das ist symptomatisch für das Apolloprogramm. Auch wenn es woanders nicht 7 Versionen gab, so doch zumindest zwei des CSM. Mein Eindruck ist, das man in den ersten Jahren, so bis etwa 1966 erst mal vieles probiert und die Anforderungen ermittelt hat. Erst dann ging es in die Umsetzung. Der Auftrag für den Mondlander wurde z. B. erst zwei Jahre nach dem CSM vergeben, da man erst den Weg zum Mond (EOR – LOR oder direkte Landung) festlegen musste. 1965 ordnete die NASA beim LM einen Feature-Freeze an, damit Grumman nicht weiter am Design feilt. So war der ursprüngliche Plan auch ein anderer als der spätere Ablauf. 1967 war das CSM und die Saturn IB startbereit, daher sollten erst mal einige Erdrorbitmissionen stattfinden. Durch den Brand von Apollo 1 hat man dann erst den späteren, fokussierten, Plan umgesetzt.

Kurzum. So Projektgeschichte hält auf, und der Umfang steigt. Es sind schon 260 Seiten und das ohne irgendwelche Bilder die erfahrungsgemäß etwa ein Viertel des Umfangs ausmachen.

Immerhin, man hat das Apolloprogramm in acht Jahren umgesetzt. Heute braucht die NASA und US-Industrie für eine einfache ISS-Zubringerkapsel schon länger. Fast eben solange werkelt man an der SLS. Da man für diese nicht das klassische Finanzierungsmodell anstrebt, das eine Spitze zu Ende der Entwicklung (bei Apollo z.B. 1967) hat, sondern die Kosten gleichmäßig hoch oder eher gesagt niedrig sein sollen, wird diese ja erst mal ohne Oberstufe entwickelt und die Booster sind nicht die endgültigen.

Ich will das heute mal beleuchten und mit meiner Aufstiegssimulation durchgerechnete Ergebnisse präsentieren. Zuerst mal die Daten von denen ich ausgehe:

Rakete: SLS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
2.546.808 93.000 7.839 2.000 3,65 130,00 180,00 241,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
32.453 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

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe Modus
Vorgabe 180 km 241 km 130 km Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
Real 180 km 242 km 130 km
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
28,0 Grad 181 km 180 km 93.000 kg 93.342 kg 461,2 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
Zeitpunkt 75,6 s 147,0 s 320,0 s 402,0 s
Winkel 81,5 Grad 24,0 Grad 12,0 Grad -8,8 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Die Daten über Masse und spezifischen Impuls stammen von der NASA. Die anderen Daten habe ich aus der Aufstiegssimulation abgeleitet. Wie man sieht hat die SLS eine Nutzlast von 93 t, deutlich unter Saturn V Niveau von 130 t. Das reicht natürlich nicht für eine Mondlandung nach dem LOR-Verfahren, zumal wohl heute viele Komponenten eher schwerer als leichter zu Apollozeiten sein dürfte. Die NASA gibt 95 t Nutzlast an.

Vorerst gibt es nur eine Zwischenoberstufe, die nichts anderes als eine Delta 4 Zweitstufe ist. Diese kann 25 bis 29 t auf Mondkurs befördern. 29 t ist es wenn es eine unveränderte DCSS wäre, 26 t wenn man wie bei Apollo noch die Adapter zur Nutzlast und eine viel größere Steuerung die ja auch die ersten beiden Stufen steuern soll hinzurechnet.

Die NASA plant zwei Upgrades. Zum einen soll es eine bessere Oberstufe geben – die DCSS wiegt nur knapp über 30 t. Dann sollen die Booster verändert werden. Ich will diese mal untersuchen.

Eine neue Oberstufe

Über die neue Oberstufe EUS gibt es nur wenige Daten. Die NASA hat zwar das J-2X qualifiziert und dann die Entwicklung beendet, da es keine Mittel für eine Oberstufe gab, will nun aber vier RL-10 für die Oberstufe nutzen. Die Treibstoffzuladung soll 129 t betragen. Nimmt man den gleichen Strukturfaktor wie die DCSS an, so kommt man auf folgende Rakete:

Rakete: SLS / EUS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.638.308 40.000 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]
32.400 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

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 241 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 330 km -244.112.476 km 160 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
19,6 Grad 762 km 762 km 40.000 kg 41.332 kg 1.776,5 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 191,0 s 320,0 s 550,0 s
Winkel 37,8 Grad 15,0 Grad -5,9 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Durch den geringen Schub hat die Rakete ein sehr hohes Perigäum. Alle Simulationen gehen übrigens von einer Kreisbahn als ersten Übergangsbahn aus. Bei einem direkten Aufstieg wäre es noch etwas günstiger, vor allem bei so schubschwachen Stufen wie der EUS.

Nun ist das letzte Wort noch nicht gesprochen. Wie sähe dieselbe Rakete aus, wenn man das J-2X in der EUS nimmt, (1000 kg Mehrmasse, da größeres Gewicht)?

Die Nutzlast steigt um rund 5 t, obwohl das J-2X einen geringeren spezifischen Impuls hat und die Masse der EUS um 1 t größer ist, weil die Aufstiegsverluste um 500 m/s kleiner sind:

Rakete: SLS / EUS J-2XL

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.644.208 44.900 11.029 2.140 1,70 160,00 180,00 180,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
32.405 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 1 145.500 16.500 4.393 1309,0 1309,0 432,90 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 180 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 200 km -126.025.789 km 160 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
23,5 Grad 308 km 308 km 44.900 kg 44.966 kg 897,7 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 175,6 s 320,0 s 550,0 s
Winkel 36,8 Grad 15,0 Grad -13,5 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Denkbar wäre auch der Ersatz der RL-10 durch eines oder zwei BE-3, die ja auch auf 670 kN Schub gesteigert werden sollen. Da es aber praktisch keine Daten von diesem Triebwerk gibt habe ich dies nicht simuliert.

Ariane 6 LLPM als Oberstufe

Da die SLS nur selten fliegen wird, maximal einmal alle zwei Jahre halte ich persönlich eine zweite Lösung für besser: Die Übernahme der Ariane 6 LLPM als Oberstufe. Für die Liberty Rakete wollte UA die Ariane 5 EPC als Oberstufe einsetzen. Wenn das geht, dann müsste man auch die zentrale Stufe der Ariane 6 als Oberstufe nutzen können. Die Trockenmasse derer ist unbekannt. Ich habe eine höhere Masse als bei der EPC angesetzt, entsprechend dem Mittel der Strukturfaktoren von H-IIA Erststufe und Delta 4 Erststufe. Das habe ich auch deswegen gemacht, weil ich sonst nicht auf die niedrigen Nutzlastangaben der ESA komme. Die Ariane 6 müsste eigentlich wegen der leistungsfähigeren Booster eine höhere Nutzlast als die Ariane 5 ME haben und die lag über 12,5 t. Ariane 6 aber nur bei 12 t. Wenn die LLPM so leicht wie die EPC wird, erhöht das die Nutzlast nochmals um 6 t. Die Lösung ist zwar nicht leistungsfähiger als die EUS, da der spezifische Impuls des Vulcain 2 kleiner ist und der Strukturfaktor auch, aber sie hat einen Vorteil: sie existiert ohne Entwicklungskosten. Man müsste nur jeweils eine Stufe aus der Produktion nehmen und für die SLS anpassen. Dazu gehört eine gemeinsame Steuerung der NASA für alle drei Stufen, ein Adapter auf 8,38 m Basisdurchmesser und eine Anpassung des Vulcain für den Start in Höhe (notfalls baut man mehrere Feststofftriebwerke unten ein, die bis das Triebwerk hoch gelaufen ist 1 g Brschleunigung erzeugen).

Rakete: SLS / Ariane 6 LPPM

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.663.658 40.500 11.029 2.180 1,52 160,00 180,00 180,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
32.401 29 90 8.210 230 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 1 169.350 20.350 4.248 1390,0 1390,0 455,36 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 180 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 185 km 27.450.724 km 160 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
23,2 Grad 286 km 286 km 40.500 kg 40.526 kg 920,3 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 149,8 s 318,0 s 550,0 s
Winkel 45,5 Grad 15,5 Grad -9,5 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Ares V EDS

Anders als für die bisherigen Stufen gibt es für die Oberstufe des Vorgängers Ares V genügend Daten. Allerdings war die Ares V von anderem Kaliber. Sie hätte erheblich mehr Nutzlast als die SLS befördert und nicht nur ihre eigene Nutzlast, sondern auch die separat gestartete Orion zum Mond befördert.

Diese Stufe ist überdimensioniert. Die Nutzlast ist kleiner als bei den anderen Alternativen. Das liegt vor allem an einem sehr steilen Aufstieg wegen der schweren Stufe wird kurzzeitig eine Höhe von 280 km erreicht. Doch ich komme noch mal auf sie zurück:

Rakete: SLS / Ares EDS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.769.308 37.000 11.029 2.498 1,34 160,00 180,00 180,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
32.397 29 90 8.210 260 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 1 278.500 24.200 4.393 1309,0 1309,0 853,40 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 180 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 199 km 748.824 km 160 km -1 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
19,8 Grad 280 km 276 km 37.000 kg 37.012 kg 1.318,4 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4 Nr. 5
Zeitpunkt 77,4 s 152,8 s 328,0 s 538,0 s 1.240,0 s
Winkel 71,0 Grad 48,9 Grad 42,9 Grad 13,4 Grad -19,0 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Neue Booster?

Phase zwei des Ausbaus sieht neue Booster vor. Die SLS nutzt ja noch Space Shuttle SRB nur um ein Segment auf fünf Segmente verlängert. Ich halte davon nichts.

Bei einer Serienstufenrakete bringt eine Reduktion der Leermasse um 12 bis 15 kg nur 1 kg mehr Nutzlast. Zwar haben die SRB eine hohe Leermasse, aber das alleine würde so nur etwa 6.000 kg mehr in den Erdorbit bringen. Erheblich mehr bringt ein höherer spezifischer Impuls. Er wirkt sich exponentiell auf die Nutzlast aus. Ich habe trotzdem einmal neue Booster mit einem Strukturfaktor von 16:1 und je fünf BE-4 Triebwerken moduliert. Der spezifische Impuls des BE-4 ist geschätzt. Die Masse orientiert sich nach einer Startbeschleunigung von 12,5 m/s. Das erhöht die Nutzlast für einen LEO auf 124 t. Mit dem Ariane 6 LLPM sind es dann 48 t auf die Mondtransferbahn, also in etwa die Nutzlast der Saturn V.

Rakete: SLS BE-4 Booster / Ariane 6 LLPM

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.485.012 48.000 11.025 2.090 1,93 130,00 185,00 185,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
31.048 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 2 640.000 50.000 3.300 12000,0 12900,0 150,93 0,00
2 1 979.452 85.420 4.420 6992,0 8564,0 461,42 0,00
3 1 169.350 20.350 4.248 1390,0 1390,0 455,36 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 185 km 185 km 130 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 169 km -282.395.576 km 130 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
23,7 Grad 327 km 327 km 48.000 kg 48.026 kg 920,3 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
Zeitpunkt 73,6 s 151,2 s 320,0 s 402,0 s
Winkel 76,5 Grad 30,0 Grad 5,0 Grad 2,6 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Mehr SRB

Viel einfacher denke ich ist es die SRB-Anzahl zu verdoppeln. Damit spart man Entwicklungskosten, bekommt eine höhere Startbeschleunigung und kann eine schwerere Oberstufe mitführen. Mit vier anstatt zwei SRB kommt man auf 165 t Nutzlast in den LEO, also 40 t mehr als mit den beiden flüssigen Boostern und fast die doppelte Nutzlast der Basisversion. Auch hier zuerst die von mir favorisierte Variante mit Ariane 6 Oberstufe:

Rakete: SLS 4 SRB / Ariane 6 LLPM

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
4.153.304 64.000 11.029 0 1,54 160,00 180,00 180,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
57.784 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 4 733.073 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 1 169.350 20.350 4.248 1390,0 1390,0 455,36 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 180 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 219 km -112.443.800 km 160 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
24,1 Grad 473 km 473 km 64.000 kg 64.628 kg 918,4 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
Zeitpunkt 47,2 s 147,0 s 321,4 s 426,0 s
Winkel 68,5 Grad 15,0 Grad 12,0 Grad 0,0 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Sie schafft 64 t auf eine Mondtransferbahn, also ein Drittel mehr als bei der Lösung mit neuen Boostern und ein gutes Polster für ein Habitat auf dem Mond, das mehr wiegt als der leichtgewichtige LM von Apollo.

Diese leuchtstärkere Version kann dann auch die größere Oberstufe der Ares V transportieren. Dies bringt nochmals etwas mehr Nutzlast – 71 t zum Mond.

Rakete: SLS 4 SRB / Ares V EDS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
4.269.454 71.000 11.029 0 1,66 160,00 180,00 180,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
57.791 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 4 733.073 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 1 278.500 24.200 4.393 1309,0 1309,0 853,40 465,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
Vorgabe 180 km 180 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
Real 232 km -76.980.131 km 160 km 0 m/s
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
20,5 Grad 483 km 483 km 71.000 kg 71.667 kg 1.316,2 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
Zeitpunkt 18,2 s 147,0 s 321,4 s 626,0 s
Winkel 60,5 Grad 40,0 Grad 12,0 Grad 0,0 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Fazit

Man muss nichts neu entwickeln – wenn man die SLS international versteht – am Servicemodul der Orion ist ja schon Europa beteiligt dann kann man sich die Entwicklung einer eigenen Oberstufe sparten und die Ariane 6 Zentralstufe übernehmen – kostengünstiger wäre es in jedem Fall. Ebenso sind vier Booster eine bessere Alternative als neue Booster zu entwickeln. Nur befürchte ich in der NASA-Kultur „Wir müssen dauernd etwas neu entwickeln“. Das nicht zulässt.

10 thoughts on “Die SLS – Evolution

  1. Hallo Bernd,
    Nur so mal als Titelvorschlag: Apollo, der Traum Jules Verne wird wahr. oder kürzer Apollo, Jules Verne wird wahr.

    Und bei einem zu großen Umfang schlage ich vor:
    entweder 2 Bände:
    Band 1 Entwicklung Saturn und Fähre etc, und die ersten Apollo Landungen bis zu den erweiterten Wissenschaftspaketen.
    Band 2 Erweiterte Wissenschaftspakete und Apollo-Sojius (eventuell mit wissenschaftlichen Ergebnissen)

    oder 3 Bände :
    Band 1 Entwicklung und Technik.
    Band 2.Apollo 1 – 11.
    Band 3 Apollo 12 – 17 und die restlichen Starts von Saturn-Raketen (eventuell mit wissenschaftlichen Ergebnissen)

    Nur mal so als Vorschlag

    1. Der Titel hat nichts mit dem Inhalt zu tun, da würde ich eher Geschichte als Technik erwarten.
      Und das ganze soll noch zum Jubiläum von Apollo 11 erscheinen. 3 Monate gehen für Korrekturlesen locker drauf also Anfang April für zwei Bände?
      Warum nicht gleich 6 Bände?
      1: CSM
      2: LM
      3: Saturn
      4: Ausrüstung
      5: Chronologie
      6: Experimente
      Mal im Ernst es wird ein Buch geben nicht mehr. Experimente habe ich schon vom Umfang gestrichen. Gehörten auch nicht direkt zum Apolloprogramm

      1. Wenn das Buch zum Jubiläum von 11 herauskommen soll, würde ich fast schon strikt dort einen Cutoff machen.

        @SLS-International:

        Wäre schön, da würde aber die U.S. Politik nie und nimmer mitmachen.

        (Schon allein, weil die NASA Zulieferer dann plären würden.)

      2. Sorry, Bernd!
        Da ist meine Begeisterung für Deine Bücher mit mir durchgegangen.
        Ist nur so eine Eingebung gewesen, und sofort gepostet!

        Ich habe nicht daran gedacht, daß Bücherschreiben eine harte Arbeit ist!

        Nix für Ungut!
        Ralf mit Z

          1. Oje, lieber Bernd!
            Ich glaube, meine letzten zwei Kommentare sind bei Dir völlig anders angekommen, als von mir beabsichtigt.

            Ich meinte alles wirklich und ehrlich positiv und ermunternd!
            Es war von mir weder wirklich oder versteckt irgendeine Kritik beabsichtigt, noch wollte ich Deine Leistungen in irgendeiner Weile herabwürdigen!

            Ich habe einige Deiner Bücher und habe sie mit viel Freunde gelesen. Und ich freue mich sehr auf das Apollo-Buch.

            Das wollte und will ich damit ausdrücken!
            Und ich würde es mir nicht anmaßen, selbst über mein Lieblingsthema (Eisenbahngeschichte), etwas zu veröffentlichen, denn dazu hätte ich nicht den Fleiß und die Ausdauer die man braucht und auch nur ansatzweise Deine Qualität zu erreichen!

            Also, bis zum nächsten Mal!
            Ralf mit Z

  2. Mal ein anderer Vorschlag bezüglich der Oberstufe, wie wäre es wen man die sich in der Entwicklung befindenden ACES Oberstufe der Vulkan auch auf der SLS einsetzen würde? Klar ist sie nicht so groß wie die Ariane Zentralstelle aber auf jeden Fall leistungsfähiger als die Delta Oberstufe. Man müsste nichts extra entwickeln und fertigt mehr ACES Oberstufen. Das sollte sich ja positiv auf die Kosten auswirken.
    Wo würde man dan nutzlasttechnisch landen?

    1. Rakete: SLS / ACES

      Startmasse
      [kg]
      Nutzlast
      [kg]
      Geschwindigkeit
      [m/s]
      Verluste
      [m/s]
      Nutzlastanteil
      {Prozent]
      Sattelpunkt
      [km]
      Perigäum
      [km]
      Apogäum
      [km]
      C3
      [km²/s²]
      2.572.764 45.000 11.029 0 1,75 160,00 180,00 241,00
      Startschub
      [kN]
      Geographische Breite
      [Grad]
      Azimut
      [Grad]
      Verkleidung
      [kg]
      Abwurfzeitpunkt
      [s]
      Startwinkel
      [Grad]
      Konstant für
      [s]
      Starthöhe
      [m]
      Startgeschwindigkeit
      [m/s]
      32.405 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 73.956 5.916 4.415 440,0 440,0 682,72 465,00

      Simulationsvorgaben

      Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
      90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
        Perigäum Apogäum Sattelhöhe C3 Modus
      Vorgabe 180 km 241 km 160 km 0 km2/s2 Fluchtbahn
      Real 276 km -298.853.117 km 160 km 0 m/s
      Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
      22,8 Grad 785 km 785 km 45.000 kg 45.028 kg 1.147,4 s
      Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3 Nr. 4
      Zeitpunkt 43,0 s 163,0 s 320,0 s 448,0 s
      Winkel 81,5 Grad 24,0 Grad 12,0 Grad -8,8 Grad
      Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
      Nicht definiert

      Diagramme


  3. @Schreiben:

    Ein tech. Buch zu schreiben ist wirklich nicht leicht. 80-90% gehen schon für die Recherche drauf, vor allem wenn man auf eine vernünftige Datenlage wert legt.

    Und Apollo war nun ja ein Riesenprojekt, vor allem wenn man bedenkt, was im Prinzip wirklich erreicht wurde.

    Ich zitierte mal übersetzt aus dem Roman „Moonseed“ von Stephen Baxter. (Der Roman ist afaik leider nie auf deutsch erschienen.)

    „“In gewisser Weise hat uns Apollo in die Irre geführt. Apollo war kein Programm zur Erforschung des Mondes. Alles was es konnte konnte war zwei Leute an die nahe Seite des Mondes zu bringen. Und das nicht allzu weit vom Equator, für drei Tage und nur zu einer bestimmten Zeit des lunaren Morgens. Das war alles. Und selbst dafür mußte man jedesmal eine Saturn V abfeuern. Es gab keine echten Expansionsmöglichkeiten und keinerlei logischen Nachfolger.“

    Damit will ich die Leistung des Projekts nicht schmälern, aber es zeigt auch warum nach Apollo viele hochtrabende Versprechungen der NASA nicht erfüllten. Es war ein Projekt am Limit der damaligen Technik.

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