{"id":10515,"date":"2014-10-03T22:50:21","date_gmt":"2014-10-03T20:50:21","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=10515"},"modified":"2014-10-03T22:51:26","modified_gmt":"2014-10-03T20:51:26","slug":"meine-alternative-zur-ares-v-sls","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2014\/10\/03\/meine-alternative-zur-ares-v-sls\/","title":{"rendered":"Meine Alternative zur Ares V \/ SLS"},"content":{"rendered":"

Ich nehme mal den Kommentar von „Seb“<\/a> zum Ansatz für einen Beitrag in der Rubrik „Gut das wir alles besser wissen als die Raumfahrtagenturen“. Nämlich wie meine alternative zur Ares V bzw. SLS aussehen würde. Doch zuerst zum Kommentar: ich halte nichts davon die Saturn V komplett nachzubauen. Das teuerste an der Entwicklung waren die Triebwerke, die 40% der Gesamtkosten ausmachten. Sinnvoll ist es diese wieder zu bauen, zumal das teuerste ja nicht die Konstruktion, sondern die vielen Tests waren.<\/p>\n

Die Strukturen nachzubauen macht relativ wenig Sinn, da sich hier die Technologie noch stärker gewandelt hat, als bei den Triebwerken (neue Schweißverfahren, leichtere Materialien). Weiterhin war die schmale Form der Saturn 5<\/a> ausgerichtet ein relativ kleines Raumgefährt zum Mond zu transportieren. Heute ist man interessiert, größere (voluminöse) Nutzlasten zu transportieren, und würde daher eine breitere aber nicht zu hohe Rakete konstruieren.<\/p>\n

Doch nun zu meiner Alternative zur Ares 5\/SLS. Mein Ansatz ist es, dass zu verwenden was es heute schon gibt. Das wäre das RS-68 A Triebwerk und die Space Shuttle SRB Booster<\/a>. Dass RS 68 A Triebwerk hat einen Vakuumschub von 3496 Kilonewton und ein Bodenschub von 3062 Kilonewton. Eines dieser Triebwerke sollte die Oberstufe antreiben. Bei einem Schub\/Gewichtsverhältnis von 0,8 ergibt sich so eine Masse der Oberstufe mit Nutzlast von 437 t. Nimmt man eine Nutzlast von 150 t an, so bleiben 287 t für die Oberstufe. Basierend auf der Delta Erststufe<\/a> hätte diese ein Leergewicht von etwa 32,5 t.<\/p>\n

Die Oberstufe sollte auf einer Zentralstufe angebracht sein, die von mindestens zwei eventuell vier oder sechs SRB-Booster unterstützt wird. Die Größe dieser Zentralstufe und ihre Masse orientieren sich nach der Größe der Feststofftriebwerke und ihrer Brennzeit. Die Brennzeit legt den Schub fest, da beim Space Shuttle die Triebwerke nach Brennschluss der Feststofftriebwerke eine Beschleunigung von 1 g aufweisen. Die Brenndauer der SRB beträgt 124 s. Ein RS-68 A verbraucht pro Sekunde 858 kg Treibstoff. Dies sind in 124 s 106.400 kg Treibstoff. Bei der Abtrennung kann ein Triebwerk 350 t anheben. Jedes Triebwerk erlaubt so eine kombinierte Masse von Zentralstufe, Oberstufe, Nutzlast von 456,4 t. Vier Triebwerke würden so eine 1388 t schwere Erststufe zulassen. Bei fünf Triebwerken werden es 1845 t. Mit sechs Triebwerken wäre eine erheblich größere zweite Stufe möglich. Diese würde dann zwei Triebwerke einsetzen. Bei 200 t Nutzlast würde die zweite Stufe 674 t wiegen. Die Erststufe dann 1864 t. Ich will im Folgenden zwei mögliche Versionen skizzieren: Einmal mit vier Triebwerken in der Erststufe und einen Triebwerk in der Zweitstufe und einmal mit sechs Triebwerken in der Erststufe und zwei Triebwerken in der Zweitstufe.<\/p>\n

Die SRB Booster (in der Shuttleversion) haben vier Segmente liegen beim Start 587 t und enthalten 503,6 t Treibstoff. Die Länge des zylindrischen Teils der Feststoffbooster diktiert die Länge des Wasserstofftanks. Geht man davon aus, das die Booster unten am Schubgerüst und oben an der strukturverstärkten Zwischentankverbindung angebracht sind, so liegt zwischen ihnen der Wasserstofftank. Die Hüllen der SRB Booster sind 26 m lang. Zieht man jeweils 1 m oben und unten für die Tankbdome ab, so kann der zylindrische Teil des Wasserstofftanks 24 m lang sein. Er nimmt 178,6 bzw. 240 t Wasserstoff auf. Daraus ergibt sich ein Durchmesser von 11,66 bzw. 13,53 m. Das Leergewicht der Stufe beträgt 138 bzw. 184 t.<\/p>\n

Die kleine Version sollte mit zwei SRB verstärkt werden, die größere mit vier. Wie sich zeigt ist die erste Nutzlast Schätzung von 150 bzw. 200 t relativ gut. Es zeigt sich, dass die kleine Version etwa 137 t transportieren kann, die größere 221 t. Ich habe im Folgenden daher die Massen der Oberstufen angepasst. Diese werden deutlich kleiner sein. Mit dem Durchmesser der Erststufen während sie sonst relativ kurz. Wenn man ein Integraltank verwendet, und dessen Länge dreimal der Durchmesser beträgt, so erhält man ein Durchmesser von 6,83 m für die kleine Version und 8,80 m für die große Version.<\/p>\n

Was ist nun der Unterschied zur SLS bzw. Ares<\/a>? Nun technisch unterscheidet meinen Vorschlag, dass ich nur ein Triebwerk in zwei Stufen verwendet. Das RS 68 A hat zwar nicht den hohen spezifischen Impuls der Space Shuttle Triebwerke bzw. des J-2 Triebwerks, aber dafür ist es schubstärker. Das erlaubt eine größere Zweitstufe und damit kann das Manko des etwas geringeren spezifischen Impulses ausgeglichen werden. Weiterhin muss so nur einen Triebwerk qualifiziert werden und man erhöht die Produktion. Ein zweiter Unterschied liegt darin, dass ich die SRB-Booster so verwende, wie sie derzeit sind. 5-Segmentbooster sind zwar schon im Testprogramm, müssten aber erst qualifiziert werden. Dieser Aufwand lohnt sich in meinen Augen bei den wenigen Starts nicht. Bedingt durch die kürzere Baulänge ist meine Version gedrungener und breiter als die Ares oder SLS<\/p>\n

Ich halte für eine Rakete, die nur wenige Einsätze absolvieren wird die Reduktion der Entwicklungskosten durch Verwendung schon existierender Hardware für wichtiger als eine besonders hohe Performance. Die NASA plant derzeit in der SLS nicht die Verwendung des RS 68. Es hätte erst man-rated werden müssen. Ich meine, dass durch einen Fluchtturm, sowie der Möglichkeit Triebwerke abzuschalten genügend für die Sicherheit getan ist. Die Diskussion vor allem in den USA um die Sicherheit hat inzwischen ein Niveau erreicht das sich nicht mehr am technisch erreichbaren bzw. bezahlbaren orientiert. Erstaunlicherweise macht die NASA ja nun eine Kehrtwende, da die kommerziellen Flüge mit nicht man-rated Trägern erfolgen warum sollte also die SLS<\/a> ein viel höheres Sicherheitsniveau aufweisen als es die Falcon 9 und Atlas aufweisen..<\/p>\n

Rakete: Bernd SLS 1<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
3011481<\/td>\n137481<\/td>\n10000<\/td>\n7802<\/td>\n1800<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n2<\/td>\n<\/td>\n587000<\/td>\n83400<\/td>\n2638<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n1388000<\/td>\n138000<\/td>\n4072<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n302000<\/td>\n33800<\/td>\n4072<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Bernd SLS 2<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
5102028<\/td>\n225028<\/td>\n15000<\/td>\n7802<\/td>\n1800<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nName<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n4<\/td>\n<\/td>\n587000<\/td>\n83400<\/td>\n2638<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n1864000<\/td>\n184000<\/td>\n4072<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n650000<\/td>\n71400<\/td>\n4072<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

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