Die Lösung für ein überflüssiges Problem – wir versorgen das Lunar Gateway II

Wie der aufmerksame Blogleser sicherlich bemerkt hat, gibt es nun etwas weniger Blogs. Neben der endlich erfolgten Öffnung der Freibäder und Hallenbäder ist das auch dem geschuldet, das mir nicht so viel eingefallen ist. Aber ich greife mal einen Kommentar von Kay auf meinen Vorschlag für die Versorgung des Lunar Gatways auf:

Das Clustern von 3 Zentralstufen eine A62 ist denke ich keine Option.

Sowohl D4H und FH haben gezeigt das es doch nicht so einfach ist mal eben 3 Cores zusammen zu schrauben.

Vermutlich würde die Entwicklung mehr kosten als die Ariane 6 selbst.

Wäre es nicht allgemein billiger eine Nutzlast mit einem Kopplungsadapter vorzusehen und im Orbit mit einer Stufe mit Lagerfähigem Treibstoff zu koppeln? Hat man ja schon bei Gemini 8 mit Agena hin bekommen.

Dragon2, Starliner, Progress und Sojus verfügen doch bereits über einen entsprechenden Kopplungsadapter.

Bei Ausnutzung der angeblichen max. LEO Nutzlast von 63 Tonnen muss man für den Kopplungsadapter, Pumpen und Struktur was abrechnen. Aber 55Tonnen lagerfähiger Treibstoff sollten doch möglich sein. Bei Dragon2 würden die Insassen sogar in Flugrichtung sitzen aufgrund der Anordung der Superdracos.

Aber nicht nur für Bemannte Missionen sehe ich das koppeln als günstige Lösung.

Auch Raumsonden können so wesentlich schwerer gebaut werden oder schneller am Ziel sein“

Quelle

Mir geht es prinzipiell darum, ob es geht und nach einigen Abschätzungen denke ich geht es. Die Ausgangsbasis für die Berechnungen ist dieselbe wie beim Hauptartikel:

Der Versorger besteht aus:

  • Orion Service Modul (4,9 t trocken, bis 9 t Treibstoff)
  • ATV Cargo Behälter modifiziert: 4,5 t
  • Fracht (NASA Forderung): 4,4 t

Bei der Oberstufe haben wie als Vorlage die EPS Stufe:

  • VEB: 1,25 t (ESC-A Version 0,95 t)
  • Trockenmasse: 1.200 kg
  • Treibstoffzuladung: 9.700 kg

Für die Bahn habe ich als Mindestanforderung:

  • Erreichen einer Erdbahn mit einem Apogäum von 384.400 km
  • 400 m/s Reserve für Koppelmanöver und Erreichen des Halo Orbits

Versorger

Ich fange mal mit dem Versorger an. Für den kann man bei voller Treibstoffzuladung eine Startmasse von 22,8 t errechnen. Das liegt deutlich unter der maximalen Nutzlast einer Ariane 62. Will man ihn nicht modifizieren, das wäre vor allem mehr Treibstoff im Servicemodul, so erscheint mir es die beste Lösung ihn mit einer Ariane 64 in eine elliptische Bahn zu schicken, dann hat er schon einen Teil der Geschwindigkeit für die Transferbahn abgebaut. Abschätzungen ergaben ein Apogäum über 2.400 km.

Transferstufe

Etwas komplexer ist es bei der EPS Stufe. Sie müsste zuerst mal vergrößert werden. Dann braucht sie auch Koppeleinrichtungen und sie muss vom Versorger aus steuerbar sein. Das alles kann die normale EPS nicht. Die VEB habe ich als Vergleich mal als Masse für diese Anforderung genannt. Aber es ist kompliziert. Bei der EPS ist die VEB struktureller Bestandteil der Rakete, so ist alleine deswegen die VEB für die ESC-A Stufe um 300 kg leichter, weil sie hier in die Stufe integriert ist. Daneben enthält die VEB vieles, was diese Stufe nicht benötigt. Ich bin daher von etwas anderem ausgegangen. Eine EPS enthält eines simple Funkfernsteuerung, mit der man das Triebwerk starten, stoppen und schwenken kann. Die gesamte Navigation und Avionik enthält dann der Versorger. Sie braucht aber noch einen Kopplungsadapter der 260 kg wiegt, sowie passive Sensoren die Lasersignale zurückwerfen. Dazu käme noch ein Adapter zur Rakete selbst, denn Ariane 64 hat als Adapter einen Cone 3936 und keinen russischen Kopplungsadapter. Der wiegt rund 360 kg. Ich rechne mal mit allen Zusatzeinrichtungen mit 900 kg Zusatzgewicht.

Dann wäre dann noch der zusätzliche Treibstoff. Rechnet man das Aestus-Triebwerk mit Schubrahmen aus der Trockenmasse heraus, so bleiben 900 kg übrig. Bei 9.700 kg Treibstoff kommt man also auf ein Voll-/Leerrmasseverhältnis von 11. Bei einer druckgeförderten Stufe wird dieser Faktor weitestgehend konstant bleiben. Nehme ich nun auch 22,8 t Startmasse, der Orbit soll ja der gleiche sein wie bei dem Versorger, dann ergibt sich folgende Rechnung:

22,8 t Startmasse – 1,2 t EPS Trockenmasse – 0,9 t Ausrüstung – 9,7 t Treibstoff = 11 t Restmasse

Das leitet dann zu 10 t Treibstoff und 1 t Trockenmasse über. Die Transferstufe hätte dann folgende Daten:

Parameter Wert
Vollmasse: 22,8 t
Davon Kopplungsausrüstung 0,9 t
Davon EPS Trockenmasse 2,2 t
Davon Treibstoff 19,7 t
Vollmasse im Orbit 22,44 t
Leermasse im Orbit 2,74 t
Schub: 28,7 kN
Theoretische Brennzeit 2187 s

Parkorbit

Damit kann man eine Simulation durchführen. In der Praxis würde man mit einem Ariane 64 Start zuerst die Stufe starten. Hat sei einen Orbit erreicht und ist funktionsfähig, so würde die Besatzung folgen – das wird nicht so gehen wie bei Gemini, das diese eine Stunde später startet, schon alleine, weil es keine zweite Startrampe gibt und heute geht in der Raumfahrt alles viel langsamer als in den Sechziger Jahren.

Der kleinste Zeitraum zwischen zwei Ariane 64 Starts dürfte bei einem Monat liegen, also sollte das Perigäum so hoch liegen, das die Stufe nicht in einem Monat nennenswert an Höhe verliert. Setze ich maximal 1 km Sinkrate bei einem kreisförmigen Orbit unter ungünstigster Solaraktivität so ist bei 240 km Perigäum und 2.500 km Apogäum dieser so stabil das in 7 Monaten das Perigäum nur um 1 km und das Apogäum um 13 km sinkt.

Damit habe ich nun eine Aufstiegssimulation durchgeführt. Der Startazimut betrug 80 Grad, damit man eine etwas höhere Bahnneigung als bei GTO-Bahnen erhält, die Mondbahn ist auch um 5,2 Grad zum Äquator geneigt. Ziel war eine Bahn mit einem Perigäum von 240 km und einem möglichst hohen Apogäum. Ich komme bei 22,8 t Nutzlast (+ 3 % Sicherheitsreserve, meine Simulation errechnet meist etwas zu gute Werte auf ein Apogäum von 2400 km.

Von der Erde zum Mond

In diesem Orbit beträgt die Perigäumsgeschwindigkeit 8203 m/s. Benötigt werden für ein Apogäum in 384.400 km Distanz 10.884 m/s. Die Differenz beträgt also 2641 m/s.

Die Transferstufe kann, wenn man das unvermeidliche Anheben des Perigäums außer acht lässt, maximal 1822 m/s aufbringen. Der Rest muss dann vom Orion Modul kommen. Mit drei Zwischenbahnen erreicht die Kombination in 14 Stunden eine 351 x 29.134 km Bahn. Würde man nur eine Zündung machen so käme ein 1.234 x 21.152 km Orbit heraus, wegen der dann höheren Gravitationsverluste sprich Hubarbeit. Den nehme ich im Folgenden als Vergleich.

Die Stufe hätte ihre Schuldigkeit getan, nun würde sie abgekoppelt und das Servicemodul würde übernehmen. Auch hier verwende ich ein Aestus Treibwerk das hat etwas höheren Schub als das AJ-10, das im Original Servicmodul als Resteverwertung aus dem Space Shuttle Programm verbaut wurde. Es war aber im Gespräch bevor die USA auf ihrem Triebwerk bestanden. Aufgrund der kleineren Masse erreicht der Versorger in einer Zündung eine Bahn mit einem Perigäum von 411 bzw. 1336 km bei einer Restmasse von 17.540 bzw. 16.100 kg (drei bzw. eine Zündung). Das lässt noch 764 bzw. 491 m/s übrig, um den Haloorbit zu erreichen sowie für die Koppelmanöver.

Das wäre also möglich, man hätte im günstigsten Falle eine Reserve von 1.600 kg, wobei ich Zuschläge aufgrund von Annahmen aber auch relativ knapp geschätzt habe.

Eine ganz andere Frage ist ob es so technisch möglich ist. Klar ging man bei Gemini so vor, aber das war in einer anderen Zeit, als man andere Risiken einging. Heute würde man erst die gesamte EPS Stufe für bemannte Einsätze qualifizieren müssen. Sie einfach so zu verwenden geht sowieso nicht, weil die Treibstoffzuladung sich verdoppelt und sie bei Ariane 5 in der VEB befestigt wurde – ein Erbe weil Ariane 5 mal bemannt (dann ohne EPS) eingesetzt werden sollte. Nun wäre die EPS aber eine reguläre Nutzlast, die man wahrscheinlich kopfüber (Stufenende an Stufenende) auf der ULPM befestigen würde. Wenn man sie schon umbaut, würde man auch ein weiteres Antriebssystem einbauen denn die Stufe hat im Original nur ein Haupttriebwerk, damit ist weder eine Lagereglung um alle drei Raumachsen möglich, noch kleine Geschwindigkeitsänderungen, das erfolgt bei der Ariane 5 immer durch die VEB. Und ob sich heute Raumfahrtagenturen mit einer preiswerten Funkfernsteuerung zufriedengeben, darf man auch bezweifeln. Wahrscheinlich würden sie wieder ein Servicemodul haben wollen, wie das der Orion nur eben mit mehr Treibstoff. Das ist bei dem knappen Massenbudget aber nicht drin.

Zum zweiten Vorschlag: es gibt eben keine Stufen mit lagerfähigem Treibstoff in der benötigten Größe nicht mehr. Sie sind ja wegen der hohen Trockenmasse eh meist zu klein. In der richtigen Größe und mit lagerfähigem Treibstoff wäre die Core 2 der Titan, die ist aber pumpengefördert und vor allem wird sie seit über 15 Jahren nicht mehr produziert. Wenn man aber alles erst neu produzieren muss, kann man auch gleich den in der Umsetzung einfacheren ersten Vorschlag von mir nehmen. Zumal schon der erste Satz nicht stimmt: Bei der Delta 4 musste man nicht viel Neues installieren, die war schon für Booster ausgelegt. Nur bei der Falcon heavy, die eben nicht dafür ausgelegt war, entpuppte sich das als aufwendig, wobei man wegen der Geheimniskrämerei auch nicht weiß ob das primär an dem Landekonzept oder dem Crossfeeding liegt (das letztere wurde j dann aufgegeben, was für diese Annahme spricht). Ähnliches gälte für die Ariane 683. Im Gegenteil: die Belastungen sind durch den geringeren Schub der Cores für die Zentralstufe sogar geringer als wie bei zwei Feststoffboostern (Schub 3500 zu 970 kN). Was das mit Raumsonden zu tun hat, entzieht sich mir ganz. Selbst die kleinsten Trägerraketen von NASA, ESA und Roskosmos können mindestens 3 t auf Fluchtgeschwindigkeit transportieren, die größten etwa 6 bis 8 t und habe ich dann einen hohen Geschwindigkeitsbedarf so kann ich ab dann Ionentriebwerke einsetzen, eine inzwischen durch etliche Missionen bewährte Technologie und zudem kostengünstiger als zwei Starts. Mit den Superdracos wird man wegen des miserablen spezifischen Impulses wohl auch nicht mit einer Stufe auskommen, selbst bei 55 t Treibstoff (illusorisch, da die Angaben auf der SpaceX Webseite von den eigenen Fachleuten widersprochen werden – in GTO erreicht sie nur 15 anstatt 22,2 t), das verrät schon eine einfache Berechnung mit dem Taschenrechner.

One thought on “Die Lösung für ein überflüssiges Problem – wir versorgen das Lunar Gateway II

  1. Hallo Bernd,

    danke, dass du auf meinen Vorschlag eingegangen bist.
    Ich dachte nicht einfach eine Oberstufe mit einer Kapsel zu koppeln.
    Sondern einen Tank voll lagerfähigem Treibstoff mit Pumpe und Kopplungsadapter als Nutzlast einer Zweiten Rakete. Ich wollte die Triebwerke der Kapsel/Sonde nutzen. Der Tank wäre dadurch wirklich LowTec. Komplett passiv. Nur Pumpe und Lagestabilisation. Der Kopplungsanflug erfolgt mit der Kapsel. Dieser Tank könnte Monatelang im Orbit verweilen und man könnte auch zwei Verschiedene Träger Nutzen.
    Orion z.B. mit SLS und der Tank mit FH.
    Oder die Russische Variante: Eine Sojus mit einem Tank auf Proton.
    Für eine Mondumrundung mit Sojus sollte das z.B. reichen.

    Um nicht wieder alles neu zu erfinden und damit viel Geld und Jahre für Entwicklung zu vergeuden würde ich an dem Tank jeweils das Dockingsystem der ISS der jeweiligen Nation verwenden (russ. oder IDA). Auch wenn das total überdimensioniert ist, könnten dann die Kapseln sofort unverändert starten. Mir ist nicht bekannt was ein Dockingadapter kostet. Ich setz ihn mal mit 50 Millionen an. ein Tankmodul mit lagerfähigem Treibstoff noch mal 50 Millionen. De Start des zweiten Trägers (Proton oder FH) ca. 100 Millionen.

    Mit diesem Verfahren wäre die Reichweite jeder Kapsel und Sonde für ca. 200 Millionen extrem zu steigern, es gäbe nichts neues zu entwickeln was dann wieder nicht funktioniert oder sich um Jahre verzögert oder um ein paar Milliarden teurer wird.

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