Die Saturn V in der Retroperspektive

Die Landung von Apollo 11 hat mich dazu bewegt, dass ich viele der Aufsätze die ich mal, als Blogs geschrieben habe nun nochmals durchschaue und gebündelt auf meiner Webseite veröffentlicht. Es ist keine Missionsbeschreibung und keine Technikdarstellung es sind vielmehr vielerlei Details, die immer wieder auch in Dokumentationen auftauschen und meist dort aufgebauscht werden. Derzeit sind es schon drei, weitere werden in den nächsten Tagen folgen. Kurzum: Apollo hält mich auf Trapp, obwohl ich an Band 2 / 3 des Buchs in den letzten Wochen kaum was gemacht habe. Aber wer weiß, vielleicht bündele ich die Aufsätze nochmals und mach noch einen Band 4 daraus, so in der Art „Mysterien rund um Apollo“.

Ich will heute in Erinnerung an das Jubiläum von Apollo 11 nochmals an die Saturn V erinnern. Als Trägerrakete hat sie natürlich einen Artikel auf meiner Webseite, eigentlich sogar zwei. Halt, als ich die Links erstelle, stelle ich fest, es sind drei. Doch als ich mein Buch über sie schrieb und das nochmal eine Größenordnung größer ist (fast 400 Seiten) will ich heute an sie erinnern, auch weil ich dabei einige neue Erkenntnisse gewonnen habe.

Ich habe früher geschrieben, die Saturn V sei relativ konservativ ausgelegt, was auch die vorherrschende Expertenmeinung ist. Das kann man auch beweisen. Die Triebwerke hatten relativ „konservative“ sprich niedrige Kennzahlen. Sei es bei Brennkammerdruck, dem spezifischen Impuls oder Schub/Gewichtsverhältnis. Man verwendete Verfahren, die erprobt waren. Bei allen Triebwerken das Nebenstromverfahren, kein Hauptstromverfahren wie Staged Combustion Cycle oder Expander Cycle. Lediglich beim J-2S führte man erstmals den Bleed Cycle ein, der heute wieder aufgegriffen wird.

Bei der Recherche zu meinem Buch habe ich diesen Eindruck etwas revidiert. Die Saturn war konservativ ausgelegt, aber das hat die Leistung wenig beeinträchtigt. So weisen alle drei Stufen Strukturfaktoren auf, die heute noch nicht übertroffen wurden, wenn man ähnliche Stufen vergleicht. Klar, wenn man innendruckstabilisierte Stufen als Vergleich nimmt, sieht es anders aus. Der größte Tank der Saturn V, der Sauerstofftank der S-IC hatte ein Volumen von 1340 m³, wog lediglich 19 t und die Wandstärke war um das Gewicht zu reduzieren variabel: Sie lag unten bei 6,4 mm und oben bei 4,8 mm. Wie ich kürzlich feststellte, hat eine PET-Flasche für Getränke, die ja als sehr leichtgewichtig und sicher nicht den Belastungen eines Raketenstarts standhält, gilt ein viel schlechteres Verhältnis von Voll- zu Leermasse als der Tank der S-IC.

Die erste Stufe S-IC war im Testprogramm die problemloseste aller drei Stufen, es gab kein einziges Vorkommnis, das trotz ihrer Größe. Sie war auch noch am konservativsten ausgelegt. Sie hatte getrennte Tanks, als einzige der Stufen. Das erlaubte es identische Dome für alle beide Tanks zu verwenden und es gab hier eine weitere Zugangsöffnung. Später eröffnete dieser Zwischentankbereich die Möglichkeit die Saturn durch Feststoffbooster zu erweitern. Denn diese mussten an einem Teil angebracht werden, der die Kräfte gut auf die Saturn V übertragen konnte, und das war dieser strukturverstärkte Teil. Die F-1 Triebwerke waren der konservativste Teil dieser Stufe. Sie waren im Prinzip hochskalierte H-1 Triebwerke und entsprachen dem, was schon Anfang der Sechziger Jahre Stand der Technik war. Der Brennkammerdruck war niedrig und so auch der spezifische Impuls auch. Diese konservative Auslegung mit großen Reserven ermöglichte aber als einfaches Upgrade den Brennkammerdruck von 70 auf 78 Bar zu erhöhen, wodurch aus ihm das F-1A entstand. Heute soll aus dem F-1A das F-1B entstehen, indem – man sieht, die Zeit geht rückwärts – man sogar nochmals auf Performance verzichtet um es zu vereinfachen und zu verbilligen, so hat das F-1B nicht den Ring um die Düse, in der das Turbinenabgas nachverbrannte.

Die zweite Stufe S-II war die problematischste Stufe und die Einzige, die nicht im Zeitplan lag und den Jungfernflug schließlich um 6 Monate verschoben hat. Es gab damals ziemlich viel Kritik. Das lag daran das North American Aviation (NAA) sowohl den Auftrag für die S-II, wie auch das CSM bekommen hatte, als einzige Aerospacefirma also an zwei Teilen des Apolloprojektes beteiligt war. Dazu hatte NAA noch nie eine stufe gebaut. Andere Firmen, die diese Expertise schon hatten, wie Martin (Titan) oder General Dynamics (Atlas) gingen bei dem Bau der Saturn V leer aus. Doch das war NASA-Politik. Man wollte möglichst viele qualifizierte Aerospacefirmen und so bekam auch Boeing den Auftrag für die erste Stufe, obwohl die Firma noch nie eine Trägerrakete gebaut hatte. Die einzige Firma, die schon Erfahrung hatten, waren McDonnell-Douglas – Douglas (vorher eine eigenständige Firma) hatte schon die Thor entwickelt, welche die dritte Stufe bauten. Als es dann Explosionen beim Testprogramm gab, und später noch die Explosion bei Apollo 1 wurde die Kritik offen. Beide Vorfälle haben eine Gemeinsamkeit: in beiden Fällen sah das Management nicht gut aus und wurde ausgewechselt – interessanterweise bei der S-II schon 15 Monate vor dem Unglück bei Apollo 1. Was wäre wohl passiert, wenn man auch dort das Management ausgewechselt hätte?

Gleichzeitig war die S-II Stufe die mit den höchsten Anforderungen. Leer wog sie nur noch 35,5 5, voll betankt bis zu 493 t t – ein Strukturkoeffizient von 13,8. Zum Vergleich die Erststufe, der Delta IV mit ähnlicher Masse hat, einen Koeffizient von 8,5. Dabei musste die S-II um 5 t leichter werden, damit die immer schwerer werdende Nutzlast noch zum Mond befördert werden konnte. Vieles, was die S-II auszeichnet, ist heute noch ausgezeichnet. Es wurde eine Legierung verwendet, die bei den Temperaturen des Treibstoffs stabiler ist als bei Zimmertemperatur. Nachdem man lange Probleme hatte, die Isolierung anzubringen, ohne das sie durch den kalten Wasserstoff kondensierte Luft und Eis wider abplatzte, fand man eine Lösung, gab sich damit aber nicht zufrieden und entwickelte später die noch heute gängige Methode, bei der die Isolation aufgesprüht wird. Das sparte Kosten vor allem Gewicht ein.

Dagegen war die dritte Stufe S-IVB relativ problemlos. Sie musste konservativer ausgelegt sein, weil sie als Erstes zur Verfügung stehen musste, denn sie war auch die zweite Stufe der Saturn IB die schon 1965 ihren Jungfernflug hatte, zwei Jahre vor der Saturn V. Bei ihr war die Herausforderung, dass sie wiederzündbar war und damit der Treibstoff über mindestens 4 Stunden flüssig bleiben musste, da die Wiederzündung erst nach eineinhalb Umläufen (mit einem weiteren Umlauf als Reserve). Das Letztere war eine Anforderung an die Isolation, die bei der S-IVB anders als bei allen anderen Stufen, die ich kenne, innen angebracht war. Das erste wurde gelöst durch Zusatztriebwerke, die vor der Wiederzündung den Treibstoff sammelten und eine aufwendige Vorkühlung und einen aufwendigen Triebwerksstart mit einem eigenen Starttank.

Wo war die Saturn nun konservativ? Neben den Triebwerksparametern – die aber dann mit wenig Aufwand zu den verbesserten Exemplaren J-2S und F-1A führten – waren es vor allem die Redundanzen. Alle Stufen wurden durch Raketen voneinander abgetrennt. Heute nimmt man eher dazu vorgespannte Federn. Doch es gab nicht einen Satz an Trennraketen, sondern zwei – einer bremste die letzte Stufe ab und einer beschleunigte die nun zündende. Helium wurde in den oberen Stufen benutzt um den Druck im Wasserstofftank aufrecht zuerhalten, wie auch Leitungen zu spülen und Ventile pneumatisch zu betätigen. Es gab dazu mehrere Vorräte, jeweils einen pro Aufgabe. Sollte einer aber ausfallen, so konnten die anderen die Flaschen die Funktion übernehmen. Das Treibstoffsammelsystem in der S-IVB hatte ein eigenes Antriebssystem konnte aber auch die durch das Verdampfen entstehenden gase im Treibstofftank dafür nutzen. Das J-2 war im Extremfall neunmal zündbar – es gab für das Hochfahren der Turbine einen Startank, der in 30 Sekunden während des Betriebs erneut gefüllt wurde, so konnte die Stufe mehrfach gezündet werden, jede Periode musste aber mindestens 30 Sekunden dauern. Beim J-2S wurde dieser, weil ja nur zwei Zündungen benötigt wurden, dann auch eingespart und es gab drei Feststoffkartuschen, die das Startgas lieferten für drei Zündungen. Ebenso wurde die Fähigkeit das Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff zu variieren von drei auf zwei Einstellungen bei den späteren Exemplaren reduziert und beim J-2S wurde es ganz abgeschafft. Es diente dazu, für jede Missionsphase den optimalen Schub zu liefern und trotzdem den Treibstoff bis auf unvermeidliche Reste aufzubrauchen.

Trotzdem allem gab es ziemlich große Treibstoffreserven. Verglichen mit anderen Trägern der Zeit waren die Grenzen, bei denen eine Stufe durch einen Sensor abgeschaltet wurde, wenn der Treibstoff zu Ende ging relativ groß. Die Atlas erreichte 0,2 bis 0,3 Prozent Resttreibstoff, beim Space Shuttle sind es auch 0,3 %. Dagegen schaltete die S-IC mit 1,25 % ab, die S-II mit 0,6 % und die S-IVB mit 1,47 % Resttreibstoff. Das war Bestandteil der Sicherheitsphilosophie. So dürfte bei erster und zweiter Stufe jeweils ein Triebwerk ausfallen, was den Treibstoffverbrauch erhöhte. Das passierte bei Apollo 13 und diese Mission hatte auch mit 2.628 kg nach zweitem Brennschluss der S-IVB die kleinsten Reserven. Bei allen anderen Missionen waren rund 1000 kg mehr übrig. Hätte man die Reserven bei den ersten zwei Stufen auf den Wert reduziert, der bei anderen Raketen üblich ist und bei der S-IVB auf den Wert an Resttreibstoff der bei Saturn IB für Erdorbitmissionen galt (dort konnte man sich bei maximal 17 t Nutzlast keine 3-4 t Reserven leisten) so hätte man alleine 2 t mehr zum Mond transportieren können. Bei Apollo 13 hätte man dann noch das Servicemodul zünden müssen, da 200 kg Treibstoff gefehlt hätten, doch auch dieses hatte großzügige Reserven.

Ich habe für mein Buch mir die Gedanken gemacht, was passieren würde, wenn man die Saturn V heute bauen würde, das heißt überall modernisiert. Das betrifft zum einen die angesprochenen Reserven wie auch Strukturen und die Haupttriebwerke. Das Ergebnis: Die Struktur kann man kaum verbessern. Sie liefert selbst beim Einsatz moderner Legierungen maximal 4 t mehr Nutzlast. Auch die Reduzierung der Reserven und verbesserte Regeltechnik beim Aufstieg, anstatt starren Programm nur 3,4 t Nutzlast. Am meisten würden Triebwerke bringen, die State of the Art sind. Das J-2X entstand aus dem J-2S mit einer längeren Düse und höherem spezifischen Impuls. Das RD-170 hat denselben Schub wie ein F-1 aber einen höheren spezifischen Impuls. Ersetzt man die F-1 und J-2 durch diese Triebwerke, so bringt das am meisten: 20 t Nutzlast. Nicht nur durch den höheren spezifischen Impuls, sondern auch durch den höheren Schub, der die Aufstiegsverluste reduziert. Einen Teil hätte man aber schon damals erreichen können, denn auch das F-1A und J-2S entstanden zu dieser Zeit. Sie alleine hätten 6 t mehr Nutzlast gebracht.

In einem wird die Saturn V aber einmalig bleiben. Alle 33 Raketen der Serie (Saturn I, Saturn IB und Saturn V) erfüllten ihre Mission, auch wenn es Probleme gab. Das schaffen selbst heute noch wenige Träger und ich kenne keinen, der wie die Saturn komplett neu entwickelt wurde der das in den ersten 33 Missionen geschafft hat (verbesserte Versionen schon existierender Träger, wie die Atlas V, sind damit ausgeschlossen). Daher habe ich auch Wernher von Braun für diese Raketen im Vorwort meines letzten Buches gewürdigt.

Soviel für heute. Morgen beschäftige ich mal mit dem Budget von Apollo. Erstaunlicherweise habe ich dazu nichts auf meiner Webseite gefunden, obwohl ich mir sicher bin, dass es da was geben muss. Aber es sind einfach zu viele Artikel – Aufsätze und Website zusammen über 4000.