Die SLS – verbessert

Ihr wisst ja, ich weiß gerne manches besser. Daher will ich heute mal eine Alternative zur SLS durchspielen. Klar man kann da viel machen und viel bewegen. Einfach die Boosterzahl verdoppeln und schon steigt die Nutzlast dramatisch. Ich will heute aber das Konzept so nehmen wie es ist und nur Verbesserungen erwägen, die grundsätzlich möglich sind. Dazu gehören drei Aspekte:

• Zahl der RS-25 in der Kernstufe: Die SLS setzt vier ein, was passiert mit fünf oder sechs – den Platz dafür gäbe es.
• Triebwerkswahl der EUS – sie ist noch nicht im Design abgeschlossen. Die NASA hat sich auf vier RL10 festgelegt, doch was wäre bei zwei BE- oder einem J-2X als Triebwerke in der EUS?
• Treibstoffzuladung der EUS: Die unteren Stufen sind fertig. An ihnen kann man kaum etwas drehen, will man nicht das komplette Design umwerfen. Aber die EUS ist es noch nicht. Würde eine Verlängerung etwas bringen?

Die SLS Daten sind nur zum Teil bekannt. Hier die technischen Daten der SLS die ich verwende:

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.638.308	38.000	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]
32.352	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

Sie transportiert 38 t auf eine Fluchtbahn, in etwa auch das was die NASA angibt (deren Nutzlastangaben auf die etwas günstigere TLI, daher etwas höher).

Mehr RS-25

Weitere RS-25 (SSME) Triebwerke in der Zentralstufe liefern mehr Schub. Damit senken sie die Gravitationsverluste beim Aufstieg, was die Nutzlast erhöht. Gleichzeitig reduzieren sie die Brennzeit, bis die Trennung erfolgt. Das gibt der Oberstufe EUS mehr Zeit die noch fehlende Zeit aufzubringen, um einen Orbit zu erreichen. Auch das erhöht die Nutzlast bzw. lässt eine schwerere EUS zu.

Pro RS-25 habe ich Trockenmasse um 5 t erhöht. Ein RS-25 wiegt etwa 3,3 t der Rest entfällt auf den Triebwerksrahmen und andere nötige Anpassungen

Option	Mehrnutzlast
5 RS-25	+ 4 t
6 RS-25	+ 9 t

Der Effekt eines weiteren Triebwerks ist noch klein. Bei zweien sinkt die Brennzeit von 464 auf 308 s, in etwa den gleichen Wert den die Ares V Kernstufe (303 s) hatte und der typische Sattel in der Aufstiegsstufe, Kennzeichen für Raketen mit Schubunterschuss in einer Phase der Kurve verschwindet ganz.

Rakete: SLS / EUS 5 RS-25

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.643.308	40.000	11.009	2.629	1,51	160,00	200,00	241,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
34.100	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	984.452	90.452	4.420	8740,0	10705,0	369,12	0,00
3	1	144.500	15.500	4.520	440,0	440,0	1325,20	375,00

 

Simulationsvorgaben

</tr >

Azimuth	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	28,8 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	5,0 s
Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten
	Perigäum	Sattelhöhe	c3
Vorgabe:	200 km	160 km	0 km2/s2
Real:	416 km	0 km	0 km²/s²
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
19,6 Grad	893 km	893 km	40.000 kg	40.004 kg	1.700,2 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	170,0 s	300,0 s	550,0 s
Winkel	36,7 Grad	0,0 Grad	-0,7 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Dist:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Peri:	Apo:	a:
Start	0,0 s	0,01 km	0,0 km	408 m/s	0 m/s	0 m/s	0 m/s	-6378 km	-6378 km	3,1 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,03 km	0,0 km	406 m/s	22 m/s	-24 m/s	408 m/s	-6370 km	0 km	3,4 m/s
Brennschluss 1	133,6 s	41,19 km	1,5 km	1437 m/s	1337 m/s	-624 m/s	2060 m/s	-6196 km	86 km	26,2 m/s
Winkelvorgabe	170,0 s	73,61 km	4,8 km	1780 m/s	1358 m/s	-789 m/s	2374 m/s	-6114 km	117 km	4,4 m/s
Verkleidung	210,0 s	107,71 km	12,1 km	2277 m/s	1337 m/s	-965 m/s	2811 m/s	-5974 km	149 km	6,6 m/s
Winkelvorgabe	300,0 s	173,40 km	57,6 km	3948 m/s	975 m/s	-1343 m/s	4283 m/s	-5242 km	200 km	15,0 m/s
Brennschluss 2	369,1 s	207,81 km	154,4 km	5991 m/s	435 m/s	-1617 m/s	6221 m/s	-3317 km	242 km	29,8 m/s
Zündung 3	375,0 s	210,57 km	167,2 km	5986 m/s	386 m/s	-1639 m/s	6219 m/s	-3314 km	242 km	-9,2 m/s
Winkelvorgabe	550,0 s	251,01 km	815,2 km	6086 m/s	-1034 m/s	-2264 m/s	6575 m/s	-2657 km	251 km	-6,4 m/s
Orbitsim	1016,0 s	220,28 km	5761,0 km	5371 m/s	-4467 m/s	-3407 m/s	7772 m/s	80 km	361 km	-5,6 m/s
Sim End	1700,2 s	893,40 km	23076,2 km	1559 m/s	-9801 m/s	-3315 m/s	10463 m/s	416 km	5304415 km	0,4 m/s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	2.060,8 m/s	86,2 km	47,8 km	371,0 s	-6.195,8 km	86,3 km	47,6 Grad
2:	6.222,9 m/s	242,1 km	3.429,5 km	892,3 s	-3.314,2 km	242,1 km	30,8 Grad

Andere Triebwerke für die EUS

Die EUS wird vier RL10 einsetzen die zusammen etwa 440 kN Schub haben – für eine mit Nutzlast rund 180 t schwere Stufe nicht sehr viel. Sie führen zu Gravitationsverlusten. Allerdings ist die Situation etwas anders. Es gibt zwei verschiedene Verluste. Das einen sind die Aufstiegsverluste, die es auch bei den unteren zwei Stufen gibt. Sie sind unvermeidbar, aber gegen sie wirkt auch die Zentrifugalbeschleunigung, die die Rakete bei Stufentrennung durch ihre schon hohe Geschwindigkeit erreicht hat. Sie wirken sich also nicht so stark wie bei den unteren Stufen aus. Sobald aber die Rakete die Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat, spielen diese Verluste keine Rolle. Dafür gibt es nun ein anderes Phänomenen. Da die Rakete weiter beschleunigt wird die Bahn zu Ellipse und sie entfernt sich während des Betriebs des Triebwerks von der Erde. Der Betrieb findet so in immer höherer Höhe, statt was das Perigäum anhebt. Das ist unerwünscht, da darin Hubarbeit steckt. Allerdings ist diese Arbeit nicht vollständig verloren, sondern durch die niedrigere Kreisbahngeschwindigkeit sinkt auch die Geschwindigkeit, die man für eine Fluchtbahn braucht und die Ankunftsgeschwindigkeit beim Mond. Die EUS hat in meiner Simulation bei der normalen SLS erst in rund 2.200 km Höhe Brennschluss.

Bei anderen Triebwerken in einer Oberstufe ist der Nutzen sofort offensichtlich denn es gibt zwei andere Faktoren, die man beachten muss:

• Mehr Schub bedeutet auch mehr Trockenmasse und da die Oberstufe auch die Endbahn erreicht, geht dieses Zusatzgewicht 1:1 von der Nutzlast ab, während es bei der Zentralstufe nur ein Teil ist
• Die Triebwerke haben einen unterschiedlichen spezifischen Impuls. Anders als bei mehr Triebwerken eines Typs ändert sich dadurch etwas an der Nutzlast.

Trotzdem halte ich die vier RL10 für zu schubschwach. Man könnte nun wie bei der Saturn I sechs Triebwerke einsetzen. Es gäbe aber auch Alternativem. Das BE-3, dessen technischen Daten leider weitestgehend unbekannt sind. Ich habe für es einen spezifischen Impuls von 4400 m/s angenommen, da es wie das J-2X einen Tap-off Zyklus also einen Nebenzyklus verwendet. Es hat 490 kN Schub. Zwei davon liefern also fast den doppelten Schub. Das Gewicht ist unbekannt. Ich habe 1.000 kg Mehrmasse für zwei BE-3 inklusive Anpassungen an Schubrahmen und anderen Systemen hinzuaddiert.

Mehr Daten gibt es vom JE-2X das noch schubstärker ist. Für dieses habe ich 1 t Mehrmasse hinzuaddiert, da es ein sehr günstiges Massenverhältnis hat. Bei einem weiten RL-10 sind es dagegen 250 kg.

Option	Mehrnutzlast
6 RL-10	+ 3 t
2 BE-3	+ 4 t
1 J-“X	+ 5 t

Man sieht: viel mehr Schub benötigt man gar nicht. Schon zwei weitere RL-10 liefern 3 t mehr Nutzlast, andere Triebwerke dann nur noch wenig mehr. Bei ihnen wirken sich die niedrigen spezifischen Impulse der Triebwerke aus. Die rund 120 bis 130 m/s weniger machen alleine etwa 4 t Nutzlast aus.

Kombinationen

Man kann nun die Änderungen kombinieren, wobei mehr Schub dann auch noch die Verlängerung der EUS zulässt. Bei einem Mischungsverhältnis von 6:1 LOX/LH2 wird jede Verlängerung um 1 m bei 8,30 m Innendurchmesser die Mitführung von 19 t Treibstoff zulassen. Bei einer Wandstärke von 23 mm (hochgerechnet aus den sehr stabilen Tanks der Titan 2 mit 8,5 mm Wandstärke) ergibt sich eine Leermasse von 1.700 kg für eine solche Tankverlängerung.

Alle Kombinationen will ich nicht durchrechnen. Ich habe nur die mit sechs RS-25 und sechs RL-10 gewählt, weil es zwei Gründe für diese gibt:

• Als technischer Grund erlauben 50 % mehr Schub in der Zentralstufe am ehesten eine sinnvolle Verlängerung der EUS
• Als organisatorischer Grund sind sechs RL10 am ehesten bei dem Design das die NASA wählte, eben nur zwei Triebwerke mehr.

Kombiniert ist die Nutzlast noch etwas höher als bei jedem Einzelwert. Mit 49 t wäre sie schon größer als für Block 2 geplant.

Option	Mehrnutzlast
6 RL-10 / RS-25	+ 11 t
6 RL-10 / RS-25 + 1 m verlängerte EUS	+ 0,5 t
6 RL-10 / RS-25 + 2 m verlängerte EUS	– 0,5 t

Die Verlängerung erhöht leider auch wieder die Brenndauer, was das Ergebnis wieder verschlechtert. Auf der anderen Seite ist das gewählte Voll-/Leermasseverhältnis der Ringverlängerung von 12,2 auch hoch. Für große LH2-Tanks rechnet man mit 30:1. Selbst bei 20:1 gewinnt man so 750 kg Nutzlast pro 1 m Verlängerung der EUS, aber man sieht: zumindest bei dieser Konfiguration bringt eine Verlängerung der EUS wenig. Bei den Optionen mit BE-3 und J-2X (mehr Schub) kann das anders aussehen, doch ich muss ja noch den Lesern was zum Berechnen übrig lassen…

Fazit

Mit kleinen Änderungen – einfach jeweils zwei Triebwerken mehr, würde man ein Viertel mehr Nutzlast bekommen. Das würde bei den bekannten Preisen für die Triebwerke die Rakete um 400 Millionen Dollar verteuern – doch bei 2 Mrd. Dollar pro Start wäre das im Verhältnis zum Nutzlastgewinn trotzdem günstig. Zudem würden die hohen Preise für die Triebwerke auch sinken, denn die kommen auch durch die geringe Nachfrage (vier RS-25 alle zwei Jahre sind keine sehr hohe Fertigungsrate) zustande. Man sollte so bei etwa 300 Millionen Dollar Mehrkosten (15 %) bei 29 % mehr Nutzlast kommen.

Die NASA überlegt auch, ob man die CFK-Gehäuse die Grumman/ATK gerade für die OmegA entwickelt – sie setzt auch die Shuttle SRB als erste Stufe ein, jedoch mit neuen Gehäusen, einsetzen kann. Das sollte auch 3 bis 4 t mehr Nutzlast bringen. Wäre dies additiv, so könnte man auf 52 t auf eine Fluchtbahn kommen und etwas mehr auf die Bahn in den Halo Orbit (ich habe, weil der Unterschied klein ist, immer mit einer Fluchtbahn, also einem C₃ von 0 gerechnet). Ich weiß nicht, ob das für das aktuelle Artemisprogramm ausreichend ist, aber es sind 13 t mehr als Block IB erreichen sollte und 7 t mehr als für Block 2 geplant. Das würde zumindest die Konstruktion komplett neuer Booster, die für Block 2 vorgesehen sind, ersparen.