Optionen für neue Booster für die SLS

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Nachdem ich mich schon mit der Möglichkeit SuperHeavy Booster an die SLS zu montieren beschäftigt habe, folgen heute zwei Berechnungen für Vorschläge, die schon gemacht wurden. Genaue Daten gibt es aber nicht, da die NASA die Ausschreibung nicht weiter verfolgt hat. Aber man kann aus Erfahrungswerten zwei Vorschläge durchrechnen:

  • Neue Booster mit Feststoff als Treibstoff, aber moderner Technologie.
  • Neue Booster auf Basis des F-1A Triebwerks, das noch zu Apollo-Zeiten entwickelt wurde.

Fangen wir mit den ersteres an. Sie heutigen Booster sind verlängerte SRB aus dem, Space Shuttle Programm.Sie wurden in den siebziger Jahren entwickelt mit der damals aktuellen Treibstoffmischung auf Basis von PBAN (Polybutandienacrynitril), mit Edelstahlgehäusen. Heute setzt man die leicht energiereichere Mischung auf Basis von HTPB (Hydroxyterminiertes Polybutadien) ein. Noch größere Fortschritte gab es bei den Werkstoffen. Heute werden auch große Gehäuse aus CFK-Werkstoffen gefertigt, das größte im Einsatz befindliche Einzelgehäuse ist heute das der Vega C, mit rund 155 t Startmasse, es gab aber schon bei der Titan 4 noch größere Gehäuse, dann allerdings aus einzelnen Segmenten, ähnlich wie auch die heutigen Booster der SLS aus 5,5 Segmenten bestehen.

Damit wir besser vergleichen können, habe ich die Masse eines Boosters auf die der Booster auf Basis des F-1B angesetzt, das sind 960 t oder 165 t mehr als bisher. Alleine dadurch steigt die Nutzlast. Das Voll- / Leermasseverhältnis und der spezifische Impuls wurden von der P135 Erststufe der Vega C übernommen, die Brenndauer habe ich auf 132 s festgelegt, dieselbe Brenndauer des Orginalboosters. Diese Version hätte eine Nutzlast von 69 t für eine Mondtransferbahn (Apogäum in 450.000 km Distanz), verglichen mit den 38 t bei der Block IB Version.

Eine kleinere Alternative wären keine komplett neuen Booster, sondern die Umstellung der bisherigen Booster auf die neue Technologie, bei Beibehaltung der Abmessungen und Segmentgröße. Diese Version kommt auf 55 t Nutzlast, immerhin 13 t mehr als die originale Version.

Ein Vorschlag von Dynetics war es, die F-1B Triebwerke zu verwenden. Die F-1B stammen von der F-1A ab, sind jedoch modernisiert, vor allem weniger komplex und daher billiger zu fertigen. Ich habe für meine Simulation die Daten des F-1A übernommen, das während der Apollo-Ära entwickelt wurde. Bevor es aber an Triebwerkstests ging, wurde die Entwicklung eingesetzt. Der Hauptvorteil des F-1A ist der höhere Schub von über 8.000 kN am Boden, vergleichen mit 6.700 kN bei dem F-1. Zusammen mit den 6.992 kN Bodenschub aus den vier RS-25 sollten zwei F-1B pro Booster ausreichen. Das ergibt zusammen einen Startschub von 39.000 kN. Bei einer Beschleunigung mit 1,25 g ergibt sich so eine maximale Startmasse von 3180 t. 1124 t wiegen Zentralstufe und EUS. 76 t für die Nutzlast und Verkleidung angesetzt, dürfen die Booster 1980 t wiegen.

Ich habe 960 t für jeden Booster angesetzt. Als Voll-/Leergewichtsverhältnis habe ich 20 angesetzt. Die S-IC hatte eines von 17, doch mittlerweile gibt es leichtere Legierungen für die Tanks, die F-1B haben auch ein besseres Schub-/Gewichtsverhältnis als die F-1 und die Booster müssen die Lasten der Oberstufen nicht tragen. So kommt man auf eine Leermasse von 48 t. Wenn die Stufe wie die Zentralstufe 60 m lang sein soll und 50 m davon auf zylindrischen Teil des Tanks entfallen, so ergibt sich ein Durchmesser von 4,84 m, ich halte 5,1 m Durchmesser für besser, dann wäre der Tank (ohne Abschlüsse) 45 m lang. Wählt man 5,1 m Durchmesser, so kann der Tank auf den Anlagen für die Delta IV gefertigt werden.

Bedingt durch den höheren Spezifischen Impuls, die geringere Leermasse, steigern solche Booster die Nutzlast beträchtlich und zwar auf 80 t. Hinsichtlich Nutzlaststeigerung wäre dies die beste Option. Ein weiterer Vorteil ist das die Triebwerke jederzeit abgeschaltet werden können. Ich habe überlegt, ob man einen Triebwerksausfall schon direkt nach dem Start abfangen sollte, wie er kürzlich bei den Starts einer Astra und Firefly vorkam. Aber realistischerweise ist auch dann die Rakete in einer unkontrollierbaren Situation, es ergibt sich eine deutliche Schubasymmetrie, verstärkt noch durch die Entfernung vom Mittel- / Schwerpunkt (Hebelwirkung), diese kann nicht kompensierbar sein. Auch bei der originalen Saturn V und S-IB die eine Engine-Out Capability hatten, war ein Ausfall direkt nach dem Start nicht beherrschbar, man hätte dann alle Triebwerke abgeschaltet und den Fluchtturm ausgelöst, ähnlich wie man dies bei der SLS tun würde.

Die letzte, und meiner Ansicht nach beste Option wäre es anstatt das F-1A nachzubauen, derzeitige Triebwerke einzusetzen. Es gibt in der Schubklasse eigentlich keines, aber zwei im Schubbereich darunter. Das ist das BE-4, das am Ende der Entwicklung steht – die auch länger dauerte als geplant – und sein Konkurrenzmuster AR-1, das in einer frühen Phase der Entwicklung eingestellt wurde. Für das BE-4 spricht nicht nur das es im Einsatz ist, was Zeit und Kosten spart (sowohl für die Entwicklung, wie auch bei der Fertigung, da neben der SLS auch die Vulcan und New Glenn es einsetzen). Es hat als LOX/Methan Triebwerk auch einen höheren spezifischen Impuls. Ich bin im Folgenden von 2400 KN Bodenschub und 2700 kN Vakuumschub und einem spezifischen Impuls von 3200 m/s am Boden ausgegangen. Das liegt leicht unter dem von SpaceX für das Raptor angegebenen spezifischen Impuls (3230 m/s), das arbeitet aber auch bei einem höheren Brennkammerdruck. Mit fünf Triebwerken pro Booster können diese 680 t schwer werden – leichter als jeder andere Booster in dieser Aufstellung und trotzdem ist die Nutzlast noch größer als bei der Option mit den SRB, sie liegt bei 73 t. Bei vier Triebwerken reduziert sich die Boostermasse auf 480 t, mit 56 t Nutzlast liegt man aber immer noch in einem Bereich der 50 % höher ist als für Block IB, wenn ein Mondlander unter 28 t wiegt, müsste es für das Gespann reichen. Alternativ – wenn es nicht zwei Booster sein müssen, könnte man auch auf die Vulcan Erststufe ausweichen. Die hat ja zwei BE-4 Triebwerke, also ersetzen zwei Vulcan Stufen einen Booster, vier dann alle beide Booster. Wahrscheinlich sind Anpassungen nötig, wegen der Anbringung an die Zentralstufe- und Umbauarbeiten am Startturm / Flammenschacht. Auch wird die Vulcan Erststufe, die ja nur eine kleine Oberstufe tragen soll, nicht voll betankt werden, das reduziert die Nutzlast wieder, ich denke aber das man trotzdem auf über 50 t Nutzlast kommen kann. Genaues weiß man nicht, da alle Daten der Vulcan noch geheim sind.

Rakete: SLS / EUS F-1B Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

3.132.162

80.000

10.964

1.493

2,55

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

39.028

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

960.000

48.000

2.972

16018,0

17978,0

150,77

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

Rakete: SLS / EUS BE-4 Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

2.565.162

73.000

10.964

1.465

2,85

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

30.992

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

680.000

35.000

3.400

12000,0

13500,0

162,44

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

 

Rakete: SLS / EUS BE-4 Booster (2)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

2.148.162

56.000

10.964

1.836

2,61

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

26.192

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

480.000

25.000

3.400

9600,0

10900,0

141,93

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

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

 

Rakete: SLS / EUS CFK-SRB

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

3.121.162

69.000

10.964

1.614

2,21

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

40.945

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

960.000

80.000

2.736

16976,3

18240,0

132,00

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

 

Rakete: SLS / EUS CFK-SRB 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

2.611.308

55.000

10.964

1.904

2,11

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

33.288

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

712.073

61.089

2.736

13148,0

13493,0

132,00

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

 

Rakete: SLS / EUS F-1B Booster

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

3.132.162

80.000

10.964

1.493

2,55

160,00

200,00

450000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

39.028

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

960.000

48.000

2.972

16018,0

17978,0

150,77

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

One thought on “Optionen für neue Booster für die SLS

  1. Das RD-170 / RD-171 fällt ja raus weil es nicht amerikanisch ist oder? Sonst wäre es ja perfekt für diese Aufgabe (dafür würde es ja auch ursprünglich entwickelt).
    Zwischen F1 und RD-171 liegen ja (für Triebwerke mit dem selben Treibstoff) beim Spezifischen Impuls Welten (und Jahrzehnte technischer Fortschritt).

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