Die direkte Landung in fünf Jahren

Da Vizepräsident Mike Pence in fünf Jahren wieder Menschen auf dem Mond landen will, habe ich mir mal gedacht – dem guten Mann muss geholfen werden. Ich habe meine Meinung dazu schon geäußert. Es geht eigentlich nur mit der direkten Landung und dass will ich durchrechnen. Die direkte Landung oder das EOR-Verfahren ist von der Masse, die zum Mond transportiert wird, die ungünstigste, aber man benötigt keinen Mondlander und der existiert nicht und ist meiner Ansicht nach auch nicht in 5 Jahren zu entwickeln.

Ich spare mir, da das Rechnen Programme erledigen den kompletten Rechenweg, nenne aber die relevanten Zahlen, sodass jeder sie nachvollziehen und nachrechnen kann.

Die Vorgehensweise

Bei der direkten Landung landet die Kapsel (Orion) ohne in eine Umlaufbahn einzutreten direkt auf dem Mond. Die Astronauten machen ihre Forschung und steigen wieder ein und sie startet direkt zur Erde. Dafür gibt es Vorbilder: Surveyor landete direkt und Luna E-2 startete direkt zurück. Das ΔV von Surveyor ist bekannt: 2.600 m/s. Es muss symmetrisch sein, also auch ein ΔV von 2.600 m/s beim Rückstart. Für eine bemannte Landung wäre noch etwas mehr nötig. Surveyor wurde schnell abgebremst durch einen Feststoffantrieb. Das reduziert die Gravitationsverluste. Ich rechne für die längere Brennzeit eines Motors mit flüssigen Treibstoffen 100 m/s mehr dazu. Dazu noch 200 m/s für eine Schwebphase. Das erlaubt 130 s Schweben. Beim Rückstart braucht man die Schwebephase nicht, da bleibt es bei 2700 m/s. Also Fakt Nummer 1:

ΔV Landung: 2.900 m/s

ΔV Start: 2.700 m/s

Die Hardware

  • Die Orionkapsel wiegt 22.900 lbs trocken (10.387 kg)
  • Das europäische Servicemodul wiegt 4.840 kg mit Flüssigkeiten und Gasen für die Besatzung und nimmt 9.000 kg Treibstoff auf.
  • Das Aestus Triebwerk hat 28,6 kN Schub bei einem spezifischen Impuls von 3187 m/s.
  • Für große druckgeförderte Stufen sind Voll-/Leermassenfaktoren von 8 bis 10 üblich (8: Delta, 10 EPS)
  • Die Falcon 9 Zweitstufe hat einen Schub von 914 kN, ist auf 40 % Schub trottelbar und hat einen Strukturfaktor von 20 (geschätzt). Den spezifischen Impuls habe ich niedriger als von SpaceX angegeben auf 3.280 m/s geschätzt (hochgerechnet von den NK-15V mit ähnlichem Bodenimpuls)

Mit den Fakten können wir arbeiten, und zwar rückwärts. Wir rechnen zuerst den Rückstart durch. Dazu startet ein Orion-Modul mit Orion-Servicemodul. Das fasst nur 9 t Treibstoff. Ich nehme an, dass was man mehr braucht für 2.700 m/s ΔV. Das soll dann bei einem Voll/Leermasseverhältnis von 8:1 erfolgen wie bei großen Stufen – man benötigt die ganzen Systeme für die Besatzung nicht, nur mehr Treibstoff. Das Space Shuttle OMS Triebwerk im Servicemodul habe ich durch das Aestus ersetzt, das hat einen höheren spezifischen Impuls.

Mit den 9 t Treibstoff kann man die Geschwindigkeit um 1.480 m/s ändern. Es fehlen also noch 1.220 m/s. Das macht bei einem Strukturfaktor von 8 eine Startmasse von 38.062 kg bei einer Servicemodultrockenmasse von 6.570 kg. Man benötigt um abzuheben, mindestens 3 Triebwerke, ich habe mal 4 angesetzt, dann beträgt die Startbeschleunigung von 3 m/s ansteigend auf 6,7 m/s zu Brennschluss.

Also rund 38,1 t beim Rückstart. Für die Landung habe ich mir die Falcon 9 Drittstufe wegen der Schubreduktion ausgesucht. Da sie flüssigen Sauerstoff an Bord hat, noch 1 t für eine Isolation und eine Rückverflüssigungsanlage. Dazu benötigt man ein Gestell zum Landen und RCS-Triebwerke mit eigenem Treibstoff, das soll weitere 2 t wiegen.

Für ein ΔV von 2.900 und 38,1 t Nutzlast benötigt an so eine Stufe mit einer Startmasse 69.441 kg bei einer Landemasse von 6.322 kg. Die Gesamtstartmasse beträgt dann 107.541 kg.

Bei Reduktion auf 40 % Schub beträgt die Beschleunigung ohne Treibstoffe noch 8,2 m/s, das wäre zu hoch. Eine Lösung wäre wie bei Surveyor und beim russischen Mondprogramm die Stufe abzuwerfen, sobald man den größten Teil der Geschwindigkeit abgebaut hat und dann mit dem Servicemodul zu landen. Druckgeförderte Triebwerke sind relativ einfach im Schub steuerbar, indem man die Triebstoffzufuhr drosselt. Das würde auch Gewicht bei der Landestufe sparen und die Astronauten müssten nicht an ihr herabklettern oder sie könnte umfallen (bei der Landung ist sie fast leer, der Schwerpunkt daher weit oben im Servicemodul).

Ich komme daher mit einigen Reserven auf 110 t Startmasse in die TLI. In der Praxis sind es durch verbrauchte Gase und Flüssigkeiten und das „Nach-Oben-Runden“ eher einige Tonnen weniger.

Auf diese Nutzlast kommt eine SLS nie. Mit der EUS, die geplant ist, sind es etwa 40 t in TLI, mit anderen Oberstufen wie der ACES oder einem S-IVB Pendant mit J-2X zwischen 44 und 49 t. In jedem Falle kommt die SLS selbst bei einem Doppelstart nicht auf die 110 t. Es gäbe nun zwei Möglichkeiten:

  • Eine SLS mit vier Boostern – die hätte die benötigte Nutzlast für eine Doppelstartmission.
  • Drei SLS Starts mit der geplanten EUS-Oberstufe.

Drei Starts werden sehr schwierig. Kein Einzelteil hat die passende Masse für einen Einzelstart in eine Erdumlaufbahn. Man müsste also komplexe Bahnaufweitungen und Ankopplungen durchführen oder es fertigbringen drei SLS in einem engen Zeitfenster zu starten, was bei nur einem Pad problematisch ist.

Daher wäre ich für die 4-BoosterVariante der SLS die selbst mit EUV Oberstufe, das ganze in zwei Starts abwickeln kann – den Ersten mit Rückstartstufe in einen exzentrischen 440 x 80.000 km Orbit, der Jahre stabil ist und der zweite dann mit der Orion und Treibstoff um die Umlaufbahn zu verlassen. Mit vier SRB kommt die SLS ohne Problem auf rund 65 bis 70 t in eine TLI, mit zwei Starts liegt man dann deutlich über den geforderten 110 t. Es wäre sogar mit einem 4-Booster und einem 2-Booster Start (für die Besatzung wegen der kleineren Spitzenbeschleunigung) zu schaffen.

Fazit

Kurzum: mit dem EOR-Verfahren wäre es tatsächlich machbar – man müsste nur eine Landestufe entwickeln, das Servicemodul der Orion verlängern, um mehr Treibstoff mitzuführen und vier Triebwerke einbauen, die EUS-Oberstufe entwickeln und die SLS mit vier Boostern ausstatten – alles keine großen Entwicklungen, die man in 5 Jahren problemlos schaffen kann. Ich vermute aber der Plan bleibt ein Plan, zumal er ja nicht mal von Trump, sondern von Pence stammt. In einigen Wochen redet keiner mehr drüber.

6 thoughts on “Die direkte Landung in fünf Jahren

  1. Theoretisch ja, aber praktisch?

    das SLS setzt Shuttle Triebwerke, Shuttle Tank und Shuttle Feststoffbooster ein.
    Vor 10 Jahren hätte ich gedacht, da die SLS-Konfiguration der Bauteile ja eine einfacherer als beim Original ist, sollte dies in wenigen Monaten und mit geringen Kosten zusammenzuschrauben sein.
    Aber es sind viele Milliarden und viele Jahre notwendig. Ich als Laie kann das teilweise nicht nachvollziehen.

    Aber mit dieser Grundlage sehe ich deine Ideen wie vergrößern des Tanks, ein anderes Triebwerk, 4 anstelle von 1 Triebwerk und eine 4 Booster SLS ale einen genau so großen Schritt als vom Shuttle zur SLS.

    Genau wie die Ariane 6 ist das SLS eine Missgeburt.

    Auch wenn man die Entwicklung herausrechnet wird SLS immer noch pro Start viel zu teuer sein. Mein Vorschlag: Auf MannRatet verzichten, dadurch um xxx Millionen pro Flug billiger werden und die Nutzlast zu erhöhen und die Mannschaft im Orbit mit Sojus, oder Dragon zusteigen lassen.

  2. Die Kosten haben die Ursache das man nicht den klassischen Entwicklungsweg beschreiten will und dann wirds teuer. Jedes Raumfahrtprojekt hat Fixkosten und wenn man es eben über 10 anstatt 5 Jahre finanziert weil man keine Spitze haben will kostet es viel mehr.

    Mit Mannrated hat das aber gar nichts zu tun.

  3. Nun hat man 1,6 Mrd für die Entwicklung eines Mondlanders bewilligt:

    https://spaceflightnow.com/2019/05/13/trump-adds-1-6-billion-to-nasas-2020-budget-request-to-kick-start-2024-artemis-moon-mission/

    Erstaunlicherweise läuft das wie bei CCdev und CRS ab:

    „According to a NASA fact sheet, the new budget request includes $1 billion “to enable NASA to being supporting the development of commercial human lunar landing systems three years earlier than previously envisioned. This acquisition strategy will allow NASA to purchase an integrated commercial lunar lander that will transport astronauts from lunar orbit to the lunar surface and back.”

    Nach den Erfahrungen mit den kommerziellen Raumschiffen würde ich eher davon abraten.

    1. Praktisch jeder, der sich damit auskennt, weiß daß bis 2024 Menschen wieder auf den Mond zu bringen absolut unmöglich ist. Auch die NASA.

      Aber da Trump/Pence dies jetzt als Ziel ausgegeben haben, springt jeder erstmal auf den Zug auf.Die NASA hat dadurch ein höheres Budget bekommen, also werden sie den Mund halten. Und die Zulieferindustrie leckt sich sicher schon die Finger….

      1. Absolut unmöglich würde IMHO jetzt nicht schreiben, jedoch fehlt die Motivation außer sich bei Trump beliebt zu machen. Es gibt ja keinen Konkurrenten, der Mitte der 20er Jahre bemenscht (wieder) auf dem Mond landen will und Geld verdienen kann man da auch nicht – jenseits staatlicher Förderung.

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