Die Shuttle-based SLS

Die SLS steht in der Kritik – zu teuer, zu wenige Flüge. Ein Teil der Kritik ist nicht berechtigt denn der hohe Preis hängt direkt von der kleinen Flugrate von einem Start alle zwei Jahre (zum Vergleich die Saturn V Produktion war auf fünf Träger pro Jahr ausgelegt) ab. Aber schon die Entwicklungkosten waren exorbitant. Auf meinen heutigen Blog komme ich durch die Autobiografie von John Young die 2012 entstand. Die SLS war da gerade beschlossen und er meint das ein „Shuttle-Based SLS“ die bessere Lösung wäre. Nun ist das eine Audiobiographie und kein Technikbuch und das gibt mir die Gelegenheit mal auszurechnen was so ein Shuttle-SLS bringen könnte und wie sinnvoll es ist. Aber da das Space Shuttle schon vor 14 Jahren ausgemustert wurde, will ich damit wir alle auf dem gleichen Wissensstand sind, noch kurz das System erläutern.

Das Space Shuttle bestand aus dem Orbiter, zwei Feststoffboostern und dem externen Tank (ET). Der ET wurde abgeworfen kurz bevor ein Orbit erreicht wurde, die restliche Geschwindigkeit brachten zwei kleinere Triebwerke im Heck des Orbiters auf. So bildete er keinen Weltraummüll, es ist dieselbe Vorgehensweise wie sie heute SpaceX beim Starship anwendet. Der externe Tank wurde als einziges Teilsystem während der Einsatzzeit bedeutend in der Masse gesenkt von 35,5 t beim ersten Exemplar auf 27,2 t beim letzten Modell. Er ist auch das einzige Teil das bei jeder Mission komplett verloren geht.

Die beiden Feststoffbooster bestehen aus vier Segmenten aus Stahl. Sie liefern den Großteil des Startschubs bis so viel Treibstoff verbraucht ist, dass der Orbiter alleine weiterfliegen kann. Sie werden an Fallschirmen geborgen und die Segmente erneut verwendet. Verloren gehen die Düse und die Kappe. Acht Sätze hat man noch die werden für die ersten acht Artemis Missionen verwendet.

Nur der Orbiter ist voll wiederverwendbar. Er ist nicht nur das technisch anspruchsvollste Teil des Systems, sondern auch das, dass die Kosten nach oben trieb. Geplant war eine schnelle Flugfolge, die bis 1986 auch angestrebt und erreicht wurde. Nach dem Challenger Desaster wurde nicht nur das fehlerhafte Design der Dichtung der Booster ausgetauscht, sondern man ging auch dazu über, die Orbiter nach jeder Landung auf Herz und Nieren zu überprüfen, was die maximale Startzahl begrenzte und zu hohen Fixkosten führte. Dabei erreichte das System nie die geplante Nutzlast, da die Orbiter 10 bis 14 t schwerer waren als geplant. Verschiedene Upgrades brachten im Laufe des Einsatzes über 30 Jahre dann eine Nutzlaststeigerung auf knapp 25 t, immer noch 5 t weniger als geplant.

Warum ein Shuttle-Derived SLS?

Ganz einfach: betrachtet man das Space Shuttle als Trägerrakete so sieht es viel besser aus, als wenn man nur die Nutzlast betrachtet. Die größte Masse in den Orbit brachte STS-98, ein Flug der Atlantis vom 07.02.2001 in einen 183 × 337 km × 51,30 ° Orbit mit 112.354 kg Gesamtmasse. In den energetischen optimalen Orbit (185 x 185 x 28,5 Grad) wären es nochmals 7 t mehr gewesen. Die Mission brachte das 14,5 t schwere Destiny-Labor zur ISS. Bestimmt man die in den Orbit gebrachte Masse (Masse im Orbit/Startmasse) so ist das STS, (Space Transport System, so die offizielle Bezeichnung des Shuttles) leistungsfähiger als die Saturn V oder das Starship. Das Problem war das 82 t nur auf den leeren Orbiter entfielen, dazu kam weiterer Treibstoff für Landung, Halterungen für die Nutzlast und die Besatzung mit ihrer Ausrüstung. Bei der Landung wog die Atlantis bei dieser Mission noch 90.225 kg. Wenn man den Orbiter also ersetzt, so könnte man die Nutzlast enorm steigern.

Die Idee ist nicht neu, schon in den späten Achtzigern / frühen Neunzigern gab es Überlegen für einen unbemannten Shuttle, den Shuttle-C. Dieser war aber noch in einigen Konzepten wiederverwendbar. Das ist bei einer Mondmission nicht nötig, da die letzte Stufe, also der Orbiter auf einen Fluchtkurs gelangt. Daher kann der Orbiter auf ein Minimum reduziert werden.

Der Rest vom Orbiter

Der Orbiter kann praktisch auf das Heck mit den Triebwerken reduziert werden. Das wog nach den Planungen knapp 23.000 kg. Darin enthalten sind auch Flüssigkeiten und Gase und das Heckleitwerk. Die Space Shuttles waren aber um 10 bis 14 t schwerer als nach Planung. Daher rechne ich diese Mehrmasse anteilsmäßig auf das Heck um, so komme ich auf eine Masse von 27 t. Die OMS-Triebwerke entfallen, dafür endet das Heck in einem Stufenadapter für die Oberstufe. Anstatt des Nutzlastraumes benötigt man dann noch eine Nutzlasthülle, die man aber abwerfen kann. Alleine diese Reduktion des Space Shuttles auf das Heck würde schon die Nutzlast für einen LEO auf rund 70 t heben, also den Bereich den auch eine SLS erreicht. Auf diese Zahl kam man auch beim Shuttle-C ohne Wiederverwendung, da ging die NASA von 68 bis 77 t Nutzlast in einen LEO aus.

Die Booster

Die Booster sind Technik der späten Sechziger Jahre, in vielem ähnlich den Boostern der Titan 3. Die wurden bei der Titan durch CFK-Booster ersetzt. Derzeit laufen Tests von neu designten Boostern mit CFK-Gehäuse, höherem Brennkammerdruck und einer optimierten Treibstoffmischung (Booster Obsolescence and Life Extension BOLE). Ein Test kürzlich führte zur einer Freisetzung von Gas (anders als berichtet ist er aber nicht explodiert) an der Seite. Das ist nicht neu, das gleiche passierte auch bei den ersten Tiatn 4 Boostern. Es ist eben ein Unterschied, ob man einen 35 t schweren Booster in dieser Technologie baut (das waren bisher die größten von Grumman/Northrop als Nachfolger von Thiokol, die die ersten Booster entwickelten und auch diesen Auftrag erhielten) oder einen 730 t schweren. So einfach skalieren kann man da nicht.

Pläne für neue Booster gab es schon früher. Da zeigte sich das Grundproblem des Space Shuttles, was schlussendlich dazu, führte das, nur moderat modernisiere wurde: da es bemannt flog und es keine Rettungsmöglichkeit gab, waren umfangreiche Requalifizierungsmaßnahmen bei jeder Änderung nötig und die bedeuteten bei einem Wechseln der Booster Ausgaben in Milliardenhöhe.

Was man aber bei den existierenden Boostern machen kann, und zwar relativ unkompliziert, ist sie zu verlängern. Die Booster des STS hatten 4 Segmente. Man kann sie in Abschnitten von je einem halben Segment verlängern. Geplant war vor dem Verlust der Columbia eine Verlängerung um ein Segment, was die Nutzlast zur ISS um 9,1 t erhöht hätte. Der dann folgende Ausmuterungbeschluss beendete dieses Vorhaben. Die Ares I und SLS setzen 5-Segment Booster ein, die Ares V sollte 5,5 Segmentbooster einsetzen. Ich nutze natürlich die stärksten also 5,5 Segmentbooster. Die Daten orientieren sich an den Space Shuttleboostern. Das heißt eine Bergung ist möglich. Der Produktkatalog des Herstellers weist dagegen eine geringere Leermasse aus für Booster ohne dieses Feature. Das könnte noch etwas Nutzlast bringen, aber bei drei Stufen und der niedrigen Trenngeschwindigkeit ist dies nicht viel, weshalb ich dies nicht weiter verfolgt habe.

Die Oberstufe

Das System braucht eine Oberstufe, sonst kann der LEO nicht verlassen werden. Anstatt eine selbst zu konstruieren, übernehme ich für die erste Iteration die Daten der aktuell für die SLS eingesetzte DCSS und der gerade entwickelten EUS mit einem bzw. vier RL10 Triebwerken. Die EUS ist für das System relativ groß, hat aber auch den Vorteil, dass der externe Tank bei einer niedrigen Geschwindigkeit abgetrennt wird. Alternativ untersuche ich die DCSS und später (siehe Optimierungen) Stufen in der Mitte zwischen beiden Extremen.

Optimierungen

Etwas Nutzlast bringen auch Optimierungenm die daraus resultieren, dass man professionelle Astronauten auf einen Fluchtkurs bringt und keinen LEO erreicht. So wurde die Beschleunigung beim Space Shuttle auf 3 g begrenzt, damit auch „normale“ Passagiere mitfliegen können. Bei Trägerraketen sind 4 bis 5 g Spitzenbeschleunigung üblich. Erreicht wird dies unter anderem durch Drosseln der Haupttriebwerke zum Ende der Betriebszeit. Arbeiten sie mit vollem Schub weiter, so sinkt die Dauer bis der Orbit erreicht ist um 40 Sekunden und die Nutzlast steigt an. Hätte die NASA verlängerte Feststoffbooster eingesetzt, wie es geplant war, so hätte auch der operationelle Shuttle diese 3 g Grenze gerissen.

Etwas Nutzlast bringt es auch die Haupttriebwerke mit maximalem Schub zu betreiben. Es gibt für jede Generation der SSME zwei Grenzwerte: einer gilt für die normale Mission, der zweite für Notsituationen z.B. die Abschaltung eines Triebwerks, was auch einmal passierte. Die Angebe ist in Prozent. Da man schon während der Entwicklung wusste, dass die Orbiter zu schwer waren wurde der Schub schon damals gesteigert. Die Columbia hatte anfangs Triebwerke mit 100 % Nominalschub, die anderen Fähren welche mit 104 Prozent. Das Level für Notsituationen betrug 111 Prozent, wurde aber nie ausgeschöpft. Die SLS nutzt dieses Level fast aus und arbeitet mit 109 Prozent, da die Triebwerke nicht mehr erneut verwendet werden. Jedes Prozent Schub mehr bringt beim Space Shuttle 450 kg Nutzlast. Die maximal möglichen 7 Prozent mehr also rund 3 t.

Einsatz

Weder die SLS, noch dieses Konzept werden die Nutzlast erreichen, die für eine bemannte Mondmission nötig ist. Die Saturn V konnte knapp 49 t auf einen Mondkurs bringen, aber damals waren die Bestandteile viel leichter. Das LM wog 16,5 t, für den Mondlander Blue Moon werden über 30 t genannt, die Apollokapsel wog 5,5 t, die Orion 11 t. Allerdings wird heute beides in den Halo Orbit befördert, was einen Vergleich erschwert. Für den Start beider Teile reicht aber die Performance in jedem Falle nicht aus. Die Ares I und Ares V die zusammen die Mondmission des Constellation Programms ergaben, hätten über 71 t zum Mond gebracht. Es gibt daher zwei Versionen der Shuttle-SLS. Version 1 transportiert nur den Mondlander. Der Mondlander sitzt auf der Oberstufe und wird von einer normalen Nutzlasthülle umgeben, deren Masse habe ich mit 5 t angesetzt, etwa doppelt so viel wie eine Ariane 5 Hülle, das ist mehr als ausreichend. Die Hülle der New Glenn hat die gleiche Länge wie die Standard-Verkleidung der Ariane 5 aber einen Durchmesser von 7 anstatt 5,4 m. Das macht sie etwas schwerer aber nicht doppelt so schwer und in diese Hülle muss der Blue Moon Lander ja passen.

Bei der Orion ist es deutlich komplexer. das Shuttle-SLS macht nur Sinn, wenn man die enormen Entwicklungskosten einsparen kann und dies geht, wenn man ein Sicherheitssystem hat, das in jedem Falle die Besatzung rettet, also einen Fluchtturm. Den hat auch die SLS, deren LAS (Launch Abort System) ich übernommen habe. Es wiegt 7.250 kg. Das setzt die Sicherheitsanforderungen an alle Systeme herab, auch wenn man sicher höhere Werte als bei einer unbemannten Trägerrakete nehmen wird.

Es gibt nun zwei Zeitpunkte dieses LAS selbst abzutrennen: sehe ich die Gefahr primär bei den Feststoffboostern, so trenne ich es nach ihrem Brennschluss ab. Sehe ich die Gefahr auch beim Heck mit den SSME, dann trenne ich es nach Brennschluss des Restorbiters ab. Mit zum Mond sollte ich es in jedem Falle aufgrund des Gewichts nicht mitnehmen. Außerdem befindet man sich da schon in einem Orbit und hat bei einem Problem genügend Zeit andere Optionen durchzuspielen. Bei der SLS werden nach 200 Sekunden zuerst die Verkleidung des Servicemoduls abgetrennt (es hat einen kleineren Durchmesser als die Orion) und nach 205 Sekunden das LAS – wobei ich mir einen Seitenhieb auf die aktuelle Informationslage nicht verkneifen kann. Um diese Frage zu beantworten, musste ich mir das Startvideo ansehen. Als Text fand ich sie nirgends, auch nicht bei der NASA. Ich habe mich entschlossen, weil es ja wirklich sicher sein soll und man so auch die Entwicklungskosten begrenzen kann, das LAS mit in den Erdorbit zu nehmen. Damit wäre dies das einzige Raumgefährt das keine Sekunde des Aufstiegs ohne LAS auskommen muss.

Versionen

Hier die erste Version mit der Delta 4 Zweitstufe. Sie erfordert keine neu entwickelte Oberstufe. Ich errechne eine Nutzlast von 29 t mit LAS (Orion) und 32 t mit LAS (Mondlander). Das wäre ausreichend für die Orion, sodass man schon eine funktionierende Lösung hätte. Das einzige Problem ist, dass die Oberstufe zu leicht ist. Schon ein normales Space Shuttle brachte ja fast 113 t in den Orbit. Die energetisch günstigste Bahn entlässt dieses Rumpf-Shuttle mit externem Tank auf einer 115 x 7000 – 8000 km Bahn. Diese ist instabil, das Perigäum ist zu niedrig, aber eigentlich sollte der Tank und Restshuttle nicht in eine Erdumlaufbahn gelangen. Bei der Artemis 1 Mission (mit derselben zu leichten Stufe) lag so auch das Perigäum in 30 km Höhe und das Apogäum über 2100 km Höhe

Hier die Daten der schweren Orion-Version. Ihre Spitzenbeschleunigung erreicht 4,6 g.

Rakete: Space Shuttle SLS DCSS

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.471.272	29.000	11.021	2.439	1,17	130,00	185,00	185,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
32.688	29	90	5.000	200	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	806.291	101.231	2.638	13722,0	14761,0	126,00	0,00
2	1	793.980	66.460	4.435	5244,0	6570,0	491,10	0,00
3	1	30.710	3.490	4.520	110,0	110,0	1118,50	500,00

 

Simulationsvorgaben

Azimut	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:	185 km	130 km	0 km2/s2
Real:	429 km	130 km	0 km²/s²
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
23,2 Grad	2.134 km	2.134 km	33.000 kg	33.522 kg	1.562,0 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	123,0 s	300,0 s	500,0 s
Winkel	32,8 Grad	-5,9 Grad	0,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
Start	0,0 s	0,01 km	0,0 km	0 m/s	0 m/s	0 m/s	0 m/s	-6378 km	-6378 km	3,6 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,06 km	0,0 km	0 m/s	19 m/s	0 m/s	19 m/s	-6370 km	0 km	4,0 m/s
Winkelvorgabe	123,0 s	51,27 km	0,6 km	1449 m/s	1017 m/s	0 m/s	1771 m/s	-6183 km	91 km	31,1 m/s
Brennschluss 1	126,0 s	54,41 km	0,7 km	1555 m/s	1055 m/s	0 m/s	1879 m/s	-6160 km	97 km	33,0 m/s
Verkleidung	190,0 s	115,02 km	7,1 km	2219 m/s	755 m/s	0 m/s	2343 m/s	-6378 km	-6378 km	3,2 m/s
Orbitsim	432,0 s	150,85 km	341,5 km	7234 m/s	-1587 m/s	0 m/s	7406 m/s	91 km	163 km	32,1 m/s
Brennschluss 2	459,4 s	144,01 km	476,8 km	8455 m/s	-2140 m/s	0 m/s	8722 m/s	144 km	7504 km	46,1 m/s
Zündung 3	465,0 s	142,62 km	509,9 km	8444 m/s	-2192 m/s	0 m/s	8724 m/s	144 km	7514 km	-9,4 m/s
Winkelvorgabe	500,0 s	135,51 km	742,6 km	8421 m/s	-2526 m/s	0 m/s	8792 m/s	139 km	8184 km	-7,6 m/s
Sim End	1562,0 s	2134,15 km	21483,5 km	3652 m/s	-8962 m/s	0 m/s	9677 m/s	429 km	-96642 km	-2,5 m/s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	1.881,9 m/s	116,8 km	55,2 km	403,0 s	-6.146,6 km	97,9 km	31,7 Grad
2:	8.571,6 m/s	1.092,6 km	0,0 km	0,0 s	132,1 km	6.690,0 km	28,1 Grad

Mit der EUS

Die SLS EUS (Exploration Upper Stage) ist eine Stufe mit vier RL10 Triebwerken, knapp 150 t Masse mit ungewöhnlicher Form. Um Kosten zu sparen hat sie denselben Durchmesser wie die Kernstufe, also 8,38 m, was für eine Stufe mit dieser Treibstoffmenge zu groß ist, optimal wären 6-6,2 m Durchmesser. Die Nutzlast steigt bei der Orionversion auf 39 t an, also deutlich mehr. Dass es nicht mehr sind, liegt daran, dass diese Stufe zu groß und schubschwach ist. Die erste Stufe wiegt bei mir ja rund 200 t weniger als bei der SLS.

Rakete: Space Shuttle SLS EUS

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.582.299	39.000	11.021	2.723	1,51	170,00	185,00	185,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
33.047	29	90	5.000	200	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	806.291	101.231	2.638	13722,0	14761,0	126,00	0,00
2	1	782.607	61.670	4.435	5603,0	6960,0	459,39	0,00
3	1	143.110	14.110	4.512	433,1	433,1	1343,90	465,00

 

Simulationsvorgaben

Azimut	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:	185 km	170 km	0 km2/s2
Real:	697 km	170 km	0 km²/s²
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
24,4 Grad	695 km	695 km	39.000 kg	39.017 kg	1.808,7 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	123,0 s	300,0 s	700,0 s
Winkel	29,0 Grad	22,0 Grad	8,6 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
Start	0,0 s	0,01 km	0,0 km	0 m/s	0 m/s	0 m/s	0 m/s	-6378 km	-6378 km	3,0 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,05 km	0,0 km	0 m/s	16 m/s	0 m/s	16 m/s	-6370 km	0 km	3,3 m/s
Winkelvorgabe	123,0 s	41,70 km	0,5 km	1384 m/s	784 m/s	0 m/s	1590 m/s	-6201 km	64 km	26,3 m/s
Brennschluss 1	126,0 s	44,12 km	0,6 km	1480 m/s	807 m/s	0 m/s	1686 m/s	-6182 km	68 km	27,8 m/s
Verkleidung	260,6 s	115,01 km	25,9 km	2723 m/s	142 m/s	0 m/s	2727 m/s	-6378 km	-6378 km	3,0 m/s
Brennschluss 2	459,4 s	162,14 km	312,2 km	5982 m/s	-503 m/s	0 m/s	6003 m/s	-3138 km	231 km	19,3 m/s
Zündung 3	465,0 s	165,20 km	330,5 km	5974 m/s	-554 m/s	0 m/s	6000 m/s	-3137 km	232 km	-9,3 m/s
Winkelvorgabe	700,0 s	226,12 km	1605,2 km	5938 m/s	-2493 m/s	0 m/s	6440 m/s	-2241 km	320 km	-6,4 m/s
Orbitsim	1112,0 s	212,98 km	6592,3 km	5049 m/s	-5367 m/s	0 m/s	7369 m/s	-478 km	1399 km	-5,6 m/s
Sim End	1808,7 s	695,39 km	23561,8 km	520 m/s	-10603 m/s	0 m/s	10616 m/s	697 km	-79349 km	0,2 m/s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	1.769,1 m/s	133,9 km	44,9 km	426,7 s	-6.193,9 km	111,4 km	33,3 Grad
2:	8.282,7 m/s	1.185,0 km	0,0 km	0,0 s	77,1 km	4.881,4 km	28,0 Grad

Zwischenvarianten

Die EUS hat ein Voll-/Leermasseverhältnis von 10,1. Ich habe mit einem Voll-/Leermasseverhältnis von 10 mehrere Stufen mit jeweils 20 t weniger Masse als die EUS modelliert. Den Schub aber gleich gelassen (die vier RL10 Triebwerke machen zusammen nicht mal eine Tonne Masse aus, die Leermasse wird bestimmt durch die Tanks und eine optimierte Form könnte hier sogar Gewicht einsparen).

Version	Nutzlast TLI	Bahn Restshuttle
60 t	39 t	-376 x 1424 km
80 r	42 t	-674 x 348 km
100 t	44 t	-1939 x 356 km
120 t	45 t	-2566 x 230 km
EUS	39 t	-1708 x 253 km

Alle Stufen haben für das Rest-Shuttle ein negatives Perigäum, das heißt es verglüht nach weniger als einem Umlauf – ein Riesenvorteil gegenüber der DCSS. Die relativ bescheidene Nutzlast der echten SLS Block I ist auch dieser Tatsache geschuldet, denn mit einem kombinierten Gewicht von 65 t von DCSS und Orion würde auch eine SLS die Nutzlast problemlos in eine exzentrische Erdumlaufbahn befördern. So fliegt sie eine energetisch ungünstige Bahn deren Perigäum in niedriger Höhe liegt. In der Tabelle sind die 100 und 120 t Versionen fast gleichauf, sodass man die kleinere 100 t Stufe nehmen kann.

Rakete: Space Shuttle SLS 100 t Stufe

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
2.544.189	44.000	11.021	2.212	1,73	170,00	185,00	185,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
33.047	29	90	5.000	200	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	806.291	101.231	2.638	13722,0	14761,0	126,00	0,00
2	1	782.607	61.670	4.435	5603,0	6960,0	459,39	0,00
3	1	100.000	10.000	4.512	433,1	433,1	937,60	465,00

 

Simulationsvorgaben

Azimut	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:	185 km	170 km	0 km2/s2
Real:	461 km	170 km	0 km²/s²
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,2 Grad	794 km	794 km	44.000 kg	44.008 kg	1.402,5 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	101,0 s	300,0 s	700,0 s
Winkel	29,7 Grad	16,4 Grad	0,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
Start	0,0 s	0,01 km	0,0 km	0 m/s	0 m/s	0 m/s	0 m/s	-6378 km	-6378 km	3,2 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,05 km	0,0 km	0 m/s	17 m/s	0 m/s	17 m/s	-6370 km	0 km	3,5 m/s
Winkelvorgabe	101,0 s	25,05 km	0,2 km	977 m/s	523 m/s	0 m/s	1109 m/s	-6275 km	33 km	19,2 m/s
Brennschluss 1	126,0 s	40,04 km	0,9 km	1698 m/s	675 m/s	0 m/s	1827 m/s	-6136 km	56 km	29,3 m/s
Winkelvorgabe	300,0 s	98,00 km	60,9 km	3550 m/s	-231 m/s	0 m/s	3557 m/s	-5434 km	89 km	5,6 m/s
Brennschluss 2	459,4 s	108,52 km	400,9 km	6745 m/s	-981 m/s	0 m/s	6816 m/s	-1707 km	222 km	23,6 m/s
Zündung 3	465,0 s	110,62 km	424,6 km	6736 m/s	-1032 m/s	0 m/s	6814 m/s	-1705 km	223 km	-9,5 m/s
Verkleidung	477,1 s	115,01 km	478,6 km	6746 m/s	-1139 m/s	0 m/s	6842 m/s	-6378 km	-6378 km	-6,5 m/s
Orbitsim	684,4 s	175,52 km	1948,3 km	6792 m/s	-2915 m/s	0 m/s	7391 m/s	-456 km	922 km	-5,8 m/s
Sim End	1402,5 s	794,25 km	16168,4 km	4498 m/s	-9535 m/s	0 m/s	10543 m/s	461 km	-82680 km	0,3 m/s

Parameter der Stufen

nr.:	Geschwindigkeit	Maximalhöhe	Maximaldistanz	Flugzeit	Perigäum	Apogäum	Inklination
1:	1.830,2 m/s	66,0 km	37,1 km	321,2 s	-6.122,1 km	56,3 km	29,8 Grad
2:	6.817,1 m/s	139,7 km	5.176,1 km	969,9 s	-1.584,9 km	236,3 km	28,4 Grad

Die beiden folgenden Diagramme zeigen in Diagramm 1 die Flugbahnen der Stufen. Man sieht relativ deutlich die Buckel bei EUS und DCSS, die auf einen zu geringen Schub hindeuten (die untere Stufe muss das Gewicht auf eine größere Höhe heben, weil es durch den geringen Schub dann abfällt es wird also Hubarbeit geleistet, die nicht zur Geschwindigkeit beiträgt). Das zweite Diagramm zeigt die Maximalbeschleunigung die bei EUS und 100 t stufe erstaunlich gering ist, in beiden Fällen unter 3 g also das Niveau des Space Shuttles.

Fazit

Ich denke es wäre umsetzbar gewesen. Wir haben als einzelne Teile das LES, eine Nutzlastverkleidung, 5,5 Segment Booster, den ET, die Oberstufe und das Shuttle-Heck. LES, Nutzlastverkleidung und Oberstufe benötigt auch die SLS. Der ET existiert schon, anders als die Core 1 der SLS. Und das Shuttle Heck hätte man nachbauen können bzw. da die SLS ja 10 Jahre nach dem Ausmustern des Space Shuttles startet, hätte man für die ersten drei Flüge die vorhandenen Hecks nutzen können, das tut man jetzt ja auch mit den SRB-Segmenten und den vorhanden Triebwerken. Die Kosten für eine Neuqualifikation der SRB dürften bei 5 und 5,5 Segmenten praktisch gleich sein.

In der Summe denke ich wäre diese SLS billiger als die heutige in de Entwicklung gewesen, wäre früher zur Verfügung gestanden und sie offeriert sogar etwas mehr Nutzlast, weil ich die 5,5 Segment Booster genommen habe. Ebenso spart ein Triebwerk das nicht verloren geht, rund 100 Millionen Dollar pro Flug ein. Eine Version mit den normalen 4-Segment Boostern und 109 % Schubniveau hätte bei der 100 t Stufer eine Nutzlast von 36 t in den TLI für die Orion Version, also etwa 8 t weniger als mit den größeren Boostern, das würde für die Orion aber immer noch ausreichen.

Meine Simulation ist die energetisch optimale, aber bei einer Simulation mit der echten SLS EUS Version bekam ich fast die gleiche Nutzlast (42 t NASA Angabe, 41 t eigene Berechnung). Wie oben erläutert habe ich einige Annahmen gemacht, die bei der SLS nicht zutreffen, wie das 111 Prozent Schubniveau, das mag wieder etwas Nutzlast kosten, doch bei der bekannten Masse von Orion von 26,6 t reicht sie auch bei der DCSS Version aus selbst wenn man mit 109 Prozent Schub fliegt. Beim Mondlander ist die Lage deutlich komplexer: es gibt unpräzise Massenangaben. Es gibt einen Mark 1 der 21,4 t wiegt und nicht bemannt fliegt, aber 3 t Fracht zur Mondoberfläche bringen soll. Dem soll ein deutlich größerer Mark II mit 45 t Startmasse folgen. Der scheint mir aber deutlich zu schwer zu sein, was auch an der Frachtangabe von 20 t (Wiederverwendung) und 30 t (bleibt auf dem Mond) zu sehen ist. Mache ich Geschwindigkeitsberechnungen mit der bei Wikipedia angegebenen Trockenmasse von 16 t so reicht das vielleicht noch für einen Flug vom 100 km Kreisorbit zur Mondoberfläche und zurück (wenn es keine Verdampfungsverluste bei den Treibstoffen gibt) aber in keinem Falle von und zum Halo Orbit. Ich vermute der Mark II ist auf den Aufbau einer permanenten Mondtation gedacht. Pläne dafür gibt es aber von der NASA nicht und nach Artemis 3 wird das Programm eh auslaufen. Aber selbst er wäre mit der Version ohne LAS zu befördern – die transportiert bei der 100 t Stufe nämlich auch 46 t zum Mond. Die SLS zum Vergleich liegt derzeit bei Block I bei 28 t. Mit der EUS wird dies auf 42 t steigen, mit den BOLE Boostern die gerade getestet werden, aber nicht vor Artemis 9 zum Einsatz kommen (wenn überhaupt) werden dann 47 t bringen.

Die höhere Nutzlast der SLS ab Artemis 4 wird genutzt, um neben dem Orion jeweils noch ein Labormodul zum Gateway zu bringen. Alle diese Missionen wären auch mit der Shuttle-SLS möglich und natürlich könnte man auch dort die BOLE Booster einsetzen und noch mehr Nutzlast erreichen.