Das Space Shuttle Derived Launch System

Die SLS hatte ja (inoffiziell) die Aufgabe die vielen Beschäftigten des Space Shuttle Programms weiter zu beschäftigen, denn dieses wurde 2005 von Bush eingestellt, 2011 stellte dann Obama das Nachfolgeprogramm mit den Raketen Ares I + V ein, sodass im Prinzip alle die an großen Trägern arbeiteten, nun arbeitslos waren. Das ist auch ein Grund für die Misere der SLS, doch das ist heute nicht mein Thema.

Ich habe mir mal zur Aufgabe gemacht, auszurechnen, wie eine echte „SLS“ aussehen könnte, eine Rakete die nicht Teile des Space Shuttle Programms verwendet, sondern wirklich soweit es geht die Komponenten unverändert übernimmt.

Zur Erklärung: Die SLS-Kernstufe hat den Durchmesser des ET, kann also auf dessen Fabrikationsanlage gefertigt werden, aber ist größer. Es gibt einen neuen Schubrahmen, der vier anstatt drei SSME aufnimmt. Ebenso sind die Booster von 4 auf 5 Segmente verlängert worden.

Meine Idee: Man baut den Schubrahmen aus dem Orbiter aus, bzw., baut ihn nach und setzt ihn einfach an den Boden des Tanks. Oben bekommt der ET noch einen Stufenadapter für die Oberstufe und man wird einige Hilfssysteme aus dem Orbiter verlagern müssen wie z.B. Heliumdruckgasflaschen. Als Strukturfaktor der Kernstufe habe ich den der Kernstufe der SLS genommen, addiert man das Gewicht der einzelnen Systeme, so kommt man auf ein geringes Gewicht, ich nehme an, man ist bei der SLS wieder von der Leichtbauweise des SLWT auf die des früheren Tanks zurückgegangen, dann würde es ziemlich genau passen.

Da diese Kernstufe kleiner als die der SLS ist, habe ich vier Booster vorgesehen, dafür die originalen des Space Shuttle Programms, mit 4 Segmenten, sogar mit der Bergungsausrüstung. (Könnte man weglassen, brächte dann noch etwas Nutzlast).

Problematisch für eine Mondmission und dafür ist die Rakete ja da, ist die Oberstufe. Im Prinzip benötigt man eine neue Oberstufe, für die SLS wird ja auch die EUS entwickelt. Doch wenn man dem Grundsatz treu bleibt, nur Existierendes zu verwenden, dann gibt e eigentlich nur zwei mögliche Oberstufen:

  • Die Delta 4 Erststufe CBC
  • Die Delta 4 Zweitstufe DCSS

Die CBC ist zu schwer, das Optimum würde im Bereich 100 bis 150 t liegen, und hat vor allem eine sehr hohe Trockenmasse von über 26 t. Die DCSS ist dagegen zu leicht, nur 30 t schwer. Die Centaur ist dagegen noch leichter als die DCSS, auch wenn sie etwas bessere technische Werte als diese hat.

Ich habe daher vier Optionen betrachtet:

  • Oberstufe CBC
  • Oberstufe CBC + DCSS
  • Oberstufe 2 x DCSS (nacheinander gezündet)
  • Oberstufe EUS

Hier die Nutzlasten:

Version Nutzlast auf Fluchtgeschwindigkeit
DCSS 35 t
CBC 34 t
CBC + DCSS 40 t
2 x DCSs 39 t
EUS 44 t

Die CBC-Versionen sind nutzlastmäßig unattraktiv, egal ob mit oder ohne DCSS, wenn man bedenkt, das man durch Ersetzen der CBC durch eine zweite DCSS die nahezu gleiche Nutzlast bekommt. Die EUS ist auch nicht so viel besser, als zwei hintereinander geschaltete DCSS. Immerhin erreicht sie die Zielnutzlast der SLS Block 2, und zwar ohne neue Booster und selbst die kleinste Version mit der DCSS würde die SLS mit derselben Oberstufe in der Nutzlast schlagen. Die Nutzlast für ein TLI wäre etwas höher, aber nicht nennenswert. Für hohe Geschwindigkeiten also z.B. zum Mars werden die kleineren Stufen noch etwas aktraktiver.

Die EUS bringt relativ wenig Vorteile, weil sie durch den geringen Schub von 440 kN relativ große Gravitationsverluste hat, das Perigäum liegt bei Brennschluss deutlich über 1.000 km Höhe. Ersetzen der vier RL10 durch ein J-2X würde trotz geringerem spezifischem Impuls die Nutzlast auf etwa 48 t steigern. Rein theoretisch könnte man auch bis zu drei Centaur auf der Kernstufe in einem Dreieck anbringen und so drei Raumsonden gleichzeitig starten, doch da es in der Praxis kein Projekt gibt, das dies erfordert ist das eben nur Theorie. Das parallele Zünden mehrerer kleinen Stufen (wie eben den drei Centaur) habe ich nicht betrachtet, da ich auch keine Umsetzung eines solchen Prinzips bei Oberstufen kenne, es ist wahrscheinlich zu riskant.

Interessant an dem Projekt wäre, das gerade neue Oberstufen für neue Schwerlastraketen, namentlich die OmegA und Vulcan gebaut werden. Diese sind deutlich größer als die DCSS und setzen auch zwei RL10 ein. Leider sind ihre technischen Daten nicht bekannt, sodass eine Simulation noch spekulativer wäre.

Ich denke aber es wäre umsetzbar gewesen. Es wäre eben eine Lösung gewesen, wie sie früher üblich war. Genügte damals eine Rakete nicht mehr den Ansprüchen, dann baute man einfach einige Booster an (Titan, Delta), verdoppelte deren Zahl (Delta) oder wechselte die Oberstufe (Titan) aus.

Rakete: SLS / EUS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.636.308 38.000 11.009 2.841 1,44 160,00 200,00 241,00 0,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
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

 

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
Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 0 km2/s2
Real: 448 km 0 km 0 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
20,1 Grad 952 km 952 km 38.000 kg 38.043 kg 1.789,8 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 191,0 s 320,0 s 550,0 s
Winkel 35,8 Grad 15,0 Grad 3,9 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 2,5 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,02 km 0,0 km 406 m/s 19 m/s -24 m/s 408 m/s -6370 km 0 km 2,8 m/s
Brennschluss 1 133,6 s 33,70 km 1,3 km 1254 m/s 1185 m/s -625 m/s 1835 m/s -6231 km 65 km 22,1 m/s
Winkelvorgabe 191,0 s 73,18 km 6,3 km 1647 m/s 1099 m/s -884 m/s 2169 m/s -6144 km 94 km 1,1 m/s
Verkleidung 210,0 s 84,19 km 9,4 km 1812 m/s 1059 m/s -968 m/s 2311 m/s -6103 km 102 km 1,7 m/s
Winkelvorgabe 320,0 s 128,11 km 51,7 km 3095 m/s 733 m/s -1435 m/s 3489 m/s -5665 km 132 km 6,4 m/s
Brennschluss 2 461,4 s 158,36 km 267,6 km 5993 m/s 196 m/s -1988 m/s 6318 m/s -3221 km 181 km 22,7 m/s
Zündung 3 465,0 s 159,69 km 278,0 km 5990 m/s 167 m/s -2002 m/s 6317 m/s -3218 km 181 km -9,3 m/s
Winkelvorgabe 550,0 s 182,61 km 591,9 km 6034 m/s -518 m/s -2303 m/s 6479 m/s -2920 km 188 km -6,7 m/s
Orbitsim 1120,2 s 198,32 km 6784,0 km 5108 m/s -4655 m/s -3585 m/s 7785 m/s -103 km 500 km -5,5 m/s
Sim End 1789,8 s 951,75 km 24008,8 km 1282 m/s -9852 m/s -3172 m/s 10429 m/s 448 km -152644168 km 0,8 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 1.835,8 m/s 65,4 km 29,8 km 335,6 s -6.231,3 km 65,6 km 49,2 Grad
2: 6.319,4 m/s 180,7 km 3.254,5 km 911,7 s -3.218,1 km 180,8 km 31,5 Grad

Rakete: SLS ICPS

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
2.517.268 28.000 11.009 2.304 1,11 160,00 200,00 241,00 0,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
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 1 983.452 89.420 4.420 6992,0 8564,0 461,42 0,00
3 1 31.460 4.240 4.516 110,0 110,0 1117,50 470,00

 

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
Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 0 km2/s2
Real: 823 km 0 km 0 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
0,0 Grad 2.812 km 2.812 km 28.000 kg 29.536 kg 1.524,4 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2
Zeitpunkt 147,0 s 320,0 s
Winkel 36,0 Grad 0,0 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 0,05 km 0,0 km 406 m/s 16 m/s 0 m/s 407 m/s -6370 km 0 km 3,4 m/s
Brennschluss 1 133,6 s 57,25 km 0,5 km 1622 m/s 1101 m/s 0 m/s 1961 m/s -6241 km 127 km 26,5 m/s
Winkelvorgabe 147,0 s 72,18 km 0,9 km 1734 m/s 1067 m/s 0 m/s 2037 m/s -6221 km 139 km 1,6 m/s
Verkleidung 210,0 s 136,80 km 6,3 km 2380 m/s 857 m/s 0 m/s 2530 m/s -6071 km 190 km 3,9 m/s
Winkelvorgabe 320,0 s 222,18 km 50,2 km 4077 m/s 203 m/s 0 m/s 4082 m/s -5346 km 247 km 11,1 m/s
Orbitsim 445,0 s 281,68 km 287,8 km 7689 m/s -854 m/s 0 m/s 7737 m/s -289 km 853 km 38,5 m/s
Brennschluss 2 461,4 s 293,22 km 356,1 km 8508 m/s -1101 m/s 0 m/s 8579 m/s 161 km 4452 km 48,5 m/s
Zündung 3 470,0 s 299,73 km 396,8 km 8491 m/s -1176 m/s 0 m/s 8572 m/s 161 km 4452 km -8,9 m/s
Sim End 1524,4 s 2812,49 km 16931,1 km 5481 m/s -7530 m/s 0 m/s 9313 m/s 823 km -339919508 km -1,5 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 1.961,7 m/s 126,8 km 35,8 km 424,2 s -6.241,3 km 126,9 km 0,0 Grad
2: 8.578,4 m/s 2.003,4 km 16.113,9 km 1.587,4 s 119,6 km 4.497,0 km 0,0 Grad

Rakete: SLS CBC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
2.704.208 24.000 10.950 0 0,89 130,00 180,00 384400,00
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 1 226.400 26.760 4.022 2891,0 3312,0 242,44 465,00

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
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 180 km 384.400 km 130 km
Real 165 km 393.717 km 0 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
25,6 Grad 386 km 386 km 24.000 kg 24.645 kg 706,6 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 64,0 Grad 32,0 Grad 8,8 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 2,2 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,02 km 0,0 km 407 m/s 18 m/s -24 m/s 408 m/s -6370 km 0 km 2,4 m/s
Winkelvorgabe 75,6 s 5,99 km 0,1 km 468 m/s 445 m/s -356 m/s 737 m/s -6353 km 9 km 8,1 m/s
Brennschluss 1 133,6 s 32,83 km 1,1 km 812 m/s 1225 m/s -625 m/s 1597 m/s -6277 km 66 km 20,2 m/s
Winkelvorgabe 147,0 s 43,25 km 1,7 km 857 m/s 1218 m/s -686 m/s 1640 m/s -6267 km 75 km -0,8 m/s
Verkleidung 210,0 s 87,45 km 7,1 km 1158 m/s 1202 m/s -968 m/s 1929 m/s -6200 km 111 km 0,8 m/s
Winkelvorgabe 320,0 s 151,51 km 35,6 km 2095 m/s 1169 m/s -1432 m/s 2794 m/s -5949 km 169 km 4,7 m/s
Winkelvorgabe 402,0 s 190,92 km 89,9 km 3288 m/s 953 m/s -1755 m/s 3847 m/s -5478 km 203 km 9,8 m/s
Brennschluss 2 461,4 s 212,60 km 166,3 km 4522 m/s 677 m/s -1976 m/s 4981 m/s -4690 km 225 km 16,4 m/s
Zündung 3 465,0 s 213,86 km 172,4 km 4519 m/s 647 m/s -1988 m/s 4980 m/s -4688 km 225 km -9,2 m/s
Orbitsim 628,3 s 284,94 km 717,2 km 7308 m/s -181 m/s -2529 m/s 7735 m/s -467 km 1039 km 19,6 m/s
Sim End 706,6 s 385,75 km 1325,5 km 10358 m/s -1030 m/s -2748 m/s 10766 m/s 165 km 393717 km 55,7 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 1.598,1 m/s 66,3 km 23,1 km 337,2 s -6.277,3 km 66,5 km 59,6 Grad
2: 4.982,1 m/s 224,7 km 879,5 km 707,3 s -4.688,5 km 224,7 km 35,5 Grad

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