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Wie ihr vielleicht schon mitbekommen habt, gibt es im Artemisprogramm Neuigkeiten. Da wurde zuerst eine neue Erdorbitmission zur Erprobung der Lander eingeschoben, Artemis III wird also nicht auf dem Mond landen. Die zweite Neuerung war das die Oberstufe EUS wegfällt. Zuerst mal dazu. Ein Bericht des OMG, so eine Art Behörde zur Überwachung der Kosten war der Anlass:

“We project SLS Block 1B costs will reach approximately $5.7 billion before the system is scheduled to launch in 2028 … This is $700 million more than NASA’s 2023 Agency Baseline Commitment, which established a cost and schedule baseline at nearly $5 billion…. EUS development accounts for more than half of this cost, which we estimate will increase from an initial cost of $962 million in 2017 to nearly $2.8 billion through 2028.”

Gut es wird teurer. Das ist jetzt nicht so ungewöhnlich bei bemannten Projekten. Also das Space Shuttle sollte auch mal nur 5,5 Mrd. Dollar kosten und für 14,5 Millionen Dollar pro Flug starten… Der Abbruch macht für mich aber keinen Sinn, denn im selben Bericht stand auch, das das erste Flugexemplar im April 2027 übergeben wird und eigentlich im letzten September die abschließenden Qualifikationstests stattfinden sollten. Das heißt man ist auf der Zielgerade und hat wohl einen Großteil der Mittel schon ausgegeben. Das dann einzustellen ist für mich sowohl aus finanzieller Sicht wie auch aus Missionssicht Unsinn.

Es ist ja nicht das erste Mal. Für Constellation, also die Ares V war als Oberstufentriebwerk das J-2X vorgesehen, eine verbesserte Version des J-2S das noch im Apolloporgramm entwickelt wurde aber nicht mehr zum Einsatz kam mit neuer Turbopumpe und verlängerter Düse. Das wurde auch nachdem Constellation eingestellt wurde, fertig entwickelt und dann wars das, denn für die kleinere SLS braucht man es nicht.

Was im Bericht nicht steht ist wie es um die neuen Booster steht. Die haben die gleichen Abmessungen wie die alten, verwenden aber CFK-Ghäuse die deutlich leichter sind, arbeiten mit höherem Brennkammerdruck und neuer Treibstoffmischung. Da gab es vor einigen Monaten beim Test auch einen Vorfall. Ich tippe drauf das die auch eingestellt werden. Der Grund ist relativ einfach: Block IB mit beiden Komponenten braucht man für das Lunar Gateway. Da die Mondlander von den beiden Firmen auf eigene Kosten gestartet werden muss nur die Orion in den Haloorbit gelangen. Dafür reicht die derzeitige IPCS aus. Bei Block IB hätte die zusätzliche Nutzlast ausgereicht Module fürs Gateway mitzuführen. Jeder Orionflug hätte noch ein 10 t schweres Modul für die Station gebracht, vier Module waren fest geplant, ein fünftes vorgeschlagen. Für die Module hatte man Partner gefunden: Kanada, die ESA, Japan und die Vereinigten arabischen Emirate hatten Teile oder ganze Module beigesteuert, selbst hätte die NASA nur zwei Module bauen müssen. Doch unter Trump gibt es keine Mittel für das Gateway. So gesehen braucht man dann auch kein Block IB, denn für die Orion ist die derzeitige SLS ist mehr als ausreichend, so hat das Europäische Servicemodul z.B. genügend Treibstoff um auch mit einem Modul den Haloorbit zu erreichen.

Allerdings nutzt die SLS die Oberstufe der Delta IV und die wird nicht mehr gebaut. Die Stufe für Artemis III hat die NASA schon am 11.8.2023 überstellt bekommen. Man braucht also Ersatz. Nun ersetzt man die IPCS durch die Centaur V. Die Centaur V ist viel größer als die DCSS. Genaue Daten sind nicht vollständig bekannt, nur folgende Eckdaten:

• 2 RL10CX Triebwerke, spezifischer Impuls 4424 m/s, Schub 106,7 kN
• 54 t Treibstoff
• Missionsverlängerung auf 1 Monat möglich

Auf Basis der Masse der Single engine Centaur hoch gerechnet komme ich auf 5,8 t Trockenmasse, nimmt man die EUS als Maßstab (etwa doppelt so schwer, vier RL10) wären es 5,9 t und diese ist weitaus ungünstiger aufgebaut (keine Innendruckstabilisierung, getrennte Tanks mit Gitterrohrstreben dazwischen).

Ich habe mal durchgerechnet wie hoch die Nutzlast der SLS-Centaur wäre und komme auf 34 t, wenn man 1 t abzieht als Reserve, wären das immer noch 5 t mehr als die derzeitige SLS an Nutzlast hat. Meine Idee. Das könnte man doch nutzen. Gatewaymodule wird es ja nicht mehr geben, aber das naheliegendste wäre es den Landern das Leben etwas einfacher zu machen.

Das Szenario sieht derzeit so aus: Ein Lander startet zum Gateway in den Haloorbit. Dort wartet schon die Besatzung in der Orion. Sie steigt um in den Lander der dann auf dem Mond landet und wieder zurück zum Gateway startet. Der Haloorbit hat mehrere Vorteile. Er ist langzeitstabil, die hohe Entfernung erlaubt es dass ein Modul dort auch als Kommunikationsrelais dient die Mission sind schließlich nahe der Pole geplant, und so könnte man auch auf der Mondrückseite landen, was bei Apollo ausgeschlossen war weil es da keine Kommunikation mehr gab. Vor allem muss die Orion in diesem Orbit wenig abbremsen und spart so Treibstoff. Den eingesparten -treibstoff muss dagegen der Lander aufwenden und ihn vorher auch zur Mondoberfläche transportieren.

Meine Idee: ohne Gateway braucht man keinen Haloorbit. Man könnte einen anderen Orbit einschlagen der für den Mondlander günstiger ist. Apollo hatte ein Δv Budget für das CSM von 2.200 m/s, davon wurden etwa 2.000 m/s gebraucht, minimal je nach Bahn etwa 1,800 m/s. Das schafft das ESM der Orion nicht, das soll mit einem Modul maximal 840 m/s an Geschwindigkeit abbauen. Das naheliegendste wäre es um 5 t schwerer zu machen bei den typischen Massen der Tanks würde das auf 4,2 t mehr Treibstoff herauslaufen. Das würde ein zusätzliches Δv von etwa 450 m/s bedeuten. Das reicht nicht für einen kreisförmigen Orbit, aber einen elliptischen und der Vorteil ist das die Mondlander weniger Treibstoff zum Landen brauchen, derzeit sind es beim Halo Orbit 682 m/s pro Richtung (Landung/Aufstieg) mehr als in einer 100 km hohen Kreisbahn. Mit 100 m/s Reserve könnte man eine 100 x 1.500 km Bahn erreichen. Der Lander muss hier nur 221 m/s pro Richtung zusätzlich aufwenden. Dazu wird es aber nicht kommen. Denn das ESM wird von der ESA gebaut. Als Gegenleistung dafür das europäische Astronauten mitfliegen. Nun wurde schon das Lunar Gateway gestrichen bei dem auch ein Modul und die Hälfte eines zweiten von der ESA stammen und Artemis ist sicher geplant nur bis zu Artemis IV. Nach Trump soll es danach komplett eingestellt werden, weil er dann nicht mehr Präsident ist. Daneben sind solche nachträglichen Änderungen bei bemannten Systemen meist ziemlich teuer.

Sinnvoller erscheint es die Centaur angekoppelt zu lassen und mit ihr in einen Mondorbit einzutreten. Dann kann man sie abkoppeln und mit dem ESM den Orbit feintunen bzw. wieder verlassen. Da es ein „Multi Month Extension Kit“ gibt nehme ich an man kann sie soweit modifizieren dass der Treibstoff zumindest über 4 Tage solange dauert die Reise flüssig bleibt. Das mag durch mehr Isolation etwas Nutzlast kosten. Aber der Nutzen ist gegeben. Wieder 1 t Reserve gerechnet kann die Centaur 4,2 t Treibstoff zum Mond transportieren. Rechnet man 200 kg Verdampfungstemperatur so reicht der Treibstoff aus um die Orion um 640 m/s abbremsen. Das ESM kann weitere 740 m/s aufwenden, sodass ein Orbit rund 690 m/s erfordert (Einbremsen und Verlassen). Zum Vergleich: Bei der Artemis I Mission wurden 772 m/s aufgewendet. Es würde ein 100 x 850 km Orbit erreicht werden, der spart rund 550 m/s gegenüber dem Halo Orbit. Und zwar in beiden Richtungen also zusammen 1.100 m/s. 1.100 m/s bedeuten bei einem spezifischen Impuls von 4.400 m/s (Blue Moon) bzw. 3.550 m/s (Starship) eine Masseneinsparung von 28 bzw. 35 %. Beim Blue Moon könnte die Einsparung noch größer sein, weil man hier nicht benötigte Tanks weglassen und die sind bei Wasserstoff recht voluminös und schwer.

Beim Blue Moon mit 45 t Startmasse wäre das eine Reduktion auf 35 t. Richtig lohnen würde es sich beim Starship, bei ihm ist aber die Leermasse nicht bekannt (siehe unten) aber bei einem voll betankten V4 mit alleine 2300 t Treibstoff sind das 500 t weniger Treibstoff, weil sich bei ihm die Leermasse ja nicht ändert. Der Blue Moon Mondlander ist ja schon entwickelt. Naheliegend wäre es das Plus zu nutzen um mehr Fracht zur Mondoberfläche zu befördern. Ich errechne eine zusätzliche Masse von 6 t bei Blue Moon.

Das Starship

Über das Starship gäbe eine Menge zu schreiben, was aber die NASA beschäftigt ist, ob es denn überhaupt geeignet ist. Das verrückte: während bei Apollo die NASA dicht verzahnt mit den Herstellern war und über jedes technische Details Beschied wusste, ist sie heute weitestgehend ahnungslos. Sie weiß nicht mal wie viele Tankflüge nötig sind. Klingt absurd, aber die kauft wie beim Crew Transport zur ISS nur die Leistung ein und wenn Sie ein Paket versenden erfahren sie ja auch keine Technischen Details über das Zustellfahrzeug.Der OIG Report kritisiert einiges am Starship. so muss es wegen seiner Höhe von 53 m auf praktisch ebenem Grund landen – der ist auf dem Mond recht selten und ohne funktionierenden Aufzug geht gar nichts.

Ich will mich nur auf einen berechenbaren Teilaspekt konzentrieren: die Auftankvorgänge. Nicht mal deren Zahl ist bekannt. Das Oig spricht von „more than 10“, das ASAP von einem Dutzend (12) und in anderen Nachrichten lass ich von 20 bis 30. Die NASA wurde nicht darüber informiert, wahrscheinlich weil SpaceX es selbst nicht weis den das Starship V4 fliegt eben noch nicht. Das Problem ist das hohe Δv bei der derzeitigen Mission:

• Das Starship muss erst Mal um 3.100 m/s beschleunigen um in eine Mondtransferbahn zu gelangen
• Dort muss es in den Haloorbit einschwenken (~ 200-300 m/s)
• Von da aus landet es was gegenüber der 100 km Kreisbahn rund 680 m/s mehr erfordert
• Das Δv für die Landung betrug bei Apollo 2.500 m/s
• Dann steht der Rückstart an wieder mit einem Δv von 2.200 m/s (Apollo 100 km Kreisbahn) + 680 m/s für den Halo-Orbit

Selbst wenn ich annehme das das Starship durch mehr Schub = kürzere Brennzeit ein kleineres Δv Budget als Apollo braucht (300 m/s abgezogen) komme ich auf rund 9.100 m/s. Das würde ausreichen, um vom Erdboden in eine Umlaufbahn einzuschwenken. Problematisch ist auch, dass die einzigen schwenkbaren Triebwerke und die braucht man um die Richtung zu ändern ausgerechnet die mit den kurzen Düsen und der niedrigeren Ausströmgeschwindigkeit sind. Rechnet man mit 3.539 m/s als mittleren spezifischen Impuls so kommt man darauf das die Startmasse 13,12-mal höher als die Endmasse sein muss. Ein 100 t schweres Starship würde also wenn es keinerlei Verdampfungsverluste hat eine Startmasse von 1312 t im Erdobit aufweisen. Wahrscheinlich wird es etwas günstiger denn man wird in der Praxis wohl die schwenkbaren Triebwerke im Schub herunterregeln, man hat ja genug Schubkraft und so den spezifischen Impuls der sich ja aus beiden Triebwerken zusammensetzt, erhöhen.

Das Grundproblem ist das das Starship nicht die 100 bis 120 t wiegt die vor den Starts als Ziel genannt wurden und bei einigen Fans immer noch in Videos auftauchen. Man kann bei den Starships anhand der verfügbaren Daten berechnen, was sie wiegen müssen wenn sie nur die Nutzlast haben die von SpaceX im Nachhinein angegeben wurde. Das habe ich gemacht und bin auf folgende Tabelle gekommen:

Zuerst mal für die wenigen Wissenden im Blog: ich habe die SuperHeavy außen vor gelassen. Natürlich dürfte nicht nur das Starship zu schwer sein. Durch die große Masse des Starships und die Tatsache das die SuperHeavy viel Treibstoff für die Landung braucht ist ihr Masseneinfluss aber gering. 10 t mehr Masse bei der SuperHeavy führen nur zu 1,2 t weniger Nutzlast beim Starship. Ich habe also so getan als würde die Superheavy die Vorgaben einhalten und das Starship wäre zu schwer. Das ist nicht so, aber Optimierungen würden in beiden Stufen greifen und daher ist der Ansatz nicht arg falsch.

Wir sehen: Wöge das Starship tatsächlich die 100 bis 120 t die Musk angekündigt hat, schon V1 hätte die Zielnutzlast von 100 t erreicht. Von V1 zu V2 hat man es auch um 20 t leichter gemacht und das trotz 300 t mehr Treibstoff, die ja längere Tanks nötig machen was Gewicht addiert. Damit SpaceX ihre Zielnutzlast erreicht müssen sie es noch leichter machen, um weitere 35 t bei V3 (mit 100 t mehr Treibstoff) und um 41 t bei V3 (mit 800 t mehr Treibstoff). Das ist ehrgeizig, denn pro 100 t Treibstoff werden die Tanks, wenn man die Daten der SuperHeavy nimmt, um 2,5 t schwerer, also 800 t Treibstoff sollten 20 t zur Masse addieren die drei Raptors, die dazukommen, mindestens weitere 8 t. Das erhöhzt das Abspeckziel auf 69 t.

Ich spare mir eine Diskussion, ob dies realistisch ist, das hole ich bei der Vorbesprechung des ersten V3 Starts der ja für diesen März angekündigt war vor. Das grundlegende Problem ist doch dieses: Jede Tonne die das Starship mehr wiegt erfordern 12,12 t Treibstoff für die Mission.

Ich gehe davon aus das SpaceX das Starship leichter machen wird. Weglassen kann der Hitzeschutzschild, da es ja nicht mehr zur Erde zurückkehrt. Das sind beim V1 schon mal 10 t bei den längeren V2 bis V4 entsprechend mehr. Weglassen kann man auch die Headertanks mit Landetreibstoff. Das Volumen dieser Tanks betrögt 18,6 m³ für Methan und 16,2 % bei Sauerstoff. Zu 99 % befüllt wären das 24,9 t Treibstoff, was zu meiner Schätzung des Treibstoffverbrauchs bei den bisherigen Landungen von 20 t passt. Die Tanks wiegen auch was, so dass man sicher 26 t Gewicht einsparen kann. Einsparen kann man auch die Nutzlastspitze die ich auf 10 bis 15 t schätze, wenn sie aus demselben Edelstahl und derselben Dicke wie die Tanks besteht. Allerdings käme auch etwas dazu: das Crequartierung der Aufzug. Das einfachste wäre wenn SpaceX eine Dragon auf die Spitze setzt, die wiegt 12 t und dann käme noch der Aufzug und Astronauten/Ausrüstung dazu, sodass ich dann auch erneut auf 15 t komme sodass ich die Nutzlastspitze nicht abgezogen habe. So könnte man also das Starship um 36 t leichter machen was immerhin rund 436 t Treibstoff oder mehrere Tankflüge einspart.

Offen und das weiß die NASA auch nicht, ist wie SpaceX den Treibstoff am Verdampfen hindern will. Derzeit hat das Starship keine Isolation wie LOX/LH2 Stufen sie haben. Bei Startintervallen von 1 Woche nach NASA Angaben wird einiges verdampfen. Die Flüssigkeiten sind ja verflüssigte Gase mit einer Temperatur kurz unter dem Siedepunkt, also das Gegenstück zu 99 Grad heißem Wasser. Spacex kann durch unterkühlen die Temperatur noch etwas senken doch das wird nicht viel bringen. Eine Rückverflüssigungsanlage, die im All funktioniert gibt es noch nicht. Dazu braucht man auch Hilfsgase und vor allem viel Energie: für LNG wird für die Verflüssigung 25 % des Energiegehalts des Gases benötigt. Das dürfte daher ausscheiden so viel Energie wird man nicht erzeugen können um 1000+ t flüssig zu erhalten.

Eine der beiden anderen Lösungen ist eine besonders gute Isolation. Bei einer Saturn IB Centaur wurde die mal untersucht für Mondmissionen. Die Trockenmasse der Centaur wäre von 1.610 auf 2.627 kg gestiegen die Flüssigkeiten wären dann zwei Wochen lang flüssig geblieben. Bei dem Starship wäre aufgrund der höheren Dichte und der Tatsache das die Oberfläche langsamer als das Volumen ansteigt das Zusatzgewicht zu verschmerzen, ich komme auf 7,5 t = 91 t mehr Treibstoff.

Leichter aber aus praktischen Gründen nicht anwendbar ist ein Schutzschirm, der würde wie bei Sonnensegeln aus einem ausfahrbaren Gestänge und einer verspiegelten Folie bestehen. So was setzt das James Webb Teleskop ein, um das IR-Teleskop stark abzukühlen. Der Schutzschirm würde zum einen bei der Landung wohl den Belastungen nicht widerstehen können und er wäre da auch hinderlich. Vor allem aber schützt er nur vor der Sonne. Das Starship wird aber wochenlang in einer Erdumlaufbahn sein, die Erde selbst strahlt auch Energie ab weshalb Infrarotobservatorien auch immer weiter von der Erde abrücken. Und anders als die Sonne ist es keine Punktquelle sondern erstreckt sich über den ganzen Himmel. Dasselbe gilt – in noch größerem Maße für die IR-Strahlung der Mondoberfläche.

In der Summe kann das Starship V2 (ich gehe nicht auf V3 und V4 ein weil man ja schon für V2 100 t Nutzlast vor zwei Jahren versprach und nur 35 t erreicht hat) so eine Masse von 168 t reduziert werden, das macht aber 2036 t Treibstoff nötig die derzeit nicht mal in die Tanks passen. Denkt man genauer nach so sieht man einen Feedback-Effekt: SpaceX muss die Startmasse des Starships senken um die angegebene Nutzlast (=Treibstoff) in den Orbit zu befördern. Gelingt das nicht so werden V3 und V4 wegen mehr Triebwerken und größeren Tanks eher schwerer. Dann aber sinkt die Nutzlast ab und man braucht weil die Starships schwerer sind, mehr Treibstoff, was dann, weil die Treibstoffmenge pro Flug geringer ist die Zahl der Flüge explodieren lässt. Immerhin anhand der maximalen Treibstoffzuladung kann man die Maximalmasse eines Lunar Starships errechnen. Wie man in der letzten Spalte sieht ist erst bei V4 die maximale Masse eines Lunar Starships höher als die theoretische Masse wenn die Zielnutzlast erreicht wird. Das Starship V3 wäre zu schwer selbst wenn es die 100 t Nutzlast erreicht.