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.
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.