{"id":11068,"date":"2015-05-04T00:59:43","date_gmt":"2015-05-03T22:59:43","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=11068"},"modified":"2015-05-02T23:09:26","modified_gmt":"2015-05-02T21:09:26","slug":"meine-alternative-zur-sls","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2015\/05\/04\/meine-alternative-zur-sls\/","title":{"rendered":"Meine Alternative zur SLS"},"content":{"rendered":"

Um erst mal eines klarzustellen: es geht nicht um den Sinn oder eher fehlenden Sinn der SLS. Es geht darum, dass wenn man unbedingt eine Schwerlastrakete zu brauchen scheint, man schon wegen der kleinen Stückzahl und der hohen Entwicklungskosten letzte zu minimieren. Das Konzept das ich aufgreife ist nicht neu: es wurde seit den späten Achtziger Jahren in verschiedenen Konzepten untersucht: Man ersetzt den Space Shuttle durch einen Teil der nur die Triebwerke enthält. Da das Space Shuttle wenn es in eine niedrige Umlaufbahn einschwenkt noch 115 t wiegt kann man so die Nutzlast deutlich vergrößern. Es entfällt der Rumpf, die Flügel, die gesamten Systeme zur Besatzung wie Lebenserhaltung, Inneneinrichtung, Ausrüstung und die Mannschaft und auch der Treibstoff zum Verlassen des Orbits.<\/p>\n

Als man die Ares V als Vorgängerrakete der SLS konzipierte gab es den Vorschlag für ein solches Shuttle derived Heavy Launchvehicle. Mit dem Triebwerksrahmen, den Triebwerken und der Steuerung sowie einer Nutzlasthülle hätte man noch 90,1 t in den Orbit bringen können. Das ist mehr als die dreifache Nutzlast des Space Shuttle und nahe an der Nutzlast der SLS mit Oberstufe (105 t).<\/p>\n

Nun werden für die SLS ja neue 5-Segment RSRM entwickelt. Im ATK Product Catalog<\/a> findet man die Daten dieser, allerdings in einer Modernen Form, die originalen wurden ja schon in den Siebzigern entwickelt. Die neuen RSRM haben eine HTPB Mischung mit höherem spezifischen Impuls und eine geringere Leermasse, auch weil das Bergungssystem entfällt. Ich habe diese genommen, man sollte aber im Kopf Behalten dass man wahrscheinlich die alten, nur um ein Segment verlängerten, einsetzt. Das würde bei der kleinsten Version die Nutzlast von 113 auf 102 t erniedrigen, bei der größten sind es 189 \/ 169 t.<\/p>\n

Schon die Verwendung von zwei 5-Segment Booster steigert die Nutzlast von 90,1 auf 113,6 t, also ein deutlicher Gewinn, damit liegt man über der SLS Block I. Nun soll die Nutzlast ja in eine Fluchtbahn kommen, man braucht also eine zusätzliche Stufe. Diese meist EDS (Earth Deparure Stage genannte Stufe besteht bei mir aus 4 RL-10 mit der vierfachen Masse der Centaur der Atlas + 1,2 t für die Instrumentierung. Mit den RL-10B und moderner Technologie könnte man sicher eine kleinere Leermasse hinbekommen, auf der anderen Seite wird auch die Nutzlast größer sein.<\/p>\n

Der nächste logische Schritt, der aber umbauten an der Startrampe erfordert wären vier Booster anstatt zwei. Da die Rakete unbemannt ist sollte es kein Problem sein, dass die Spitzenbeschleunigung so deutlich ansteigt. (Übrigens werden auch beim Ursprungsgefährt die Triebwerke nicht gedrosselt um maximal 3 g zu halten, weshalb dieses geringere Aufstiegsverluste als das Shuttle hat..<\/p>\n

Wichtiger als LEO Nutzlast dürfte die für fernere Ziele sein. Hier die Nutzlasten für Mond und Mars<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Typ<\/th>\nNutzlast Mond v=10950 m\/s<\/th>\nNutzlast Mars v=11.500 m\/s<\/th>\n<\/tr>\n
Basis<\/td>\n8,7 t<\/td>\n0,2 t<\/td>\n<\/tr>\n
5-Segment Booster<\/td>\n19,1 t<\/td>\n9,2 t t<\/td>\n<\/tr>\n
5-Segment Booster + EDS<\/td>\n51,6 t<\/td>\n43,1 t<\/td>\n<\/tr>\n
4 x 5-Segment + EDS<\/td>\n68,8 t<\/td>\n58,5 t<\/td>\n<\/tr>\n
4 x 5-Segment + Ares V EDS<\/td>\n81,6 t<\/td>\n67,8 t<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Damit bekommt man eine Nutzlast, die höher liegt als die einer SLS in der maximalen Ausbaustufe und neuen Boostern. Sie wäre auch höher als die der Ares V. Für eine solche Rakete wäre auch eine größere EDS angebracht, mit in etwa 200 t Masse. Ich habe dann noch die Ares V EDS mit J-2 deren Daten bekannt sind hinzugenommen. Sie liefert im LEO etwa 30 t mehr, deutlich höher ist der Gewinn bei höheren Geschwindigkeiten. Die 1997 Mars Reference Mission<\/a> erforderte 212-216 t in den LEO-Orbit. Allerdings sollte es von dort aus nur mit nuklearen Triebwerken weitergehen, sodass diese über 100 t zum Mars transportiert hätten. Mit zwei Startrampen wäre sicher wenn man eine Rakete an der Rampe hat und eine in der Vorbereitungsendphase die einem Startfenster vier Missionen auf den Weg bringen und diese zwei Startrampen gibt es beim Space Shuttle. Selbst die hohe Masse der 1997 NASA Referenz Mission wäre dann in zwei Startfenstern startbar, im ersten die Habitate und Ausrüstung auf dem Mars sowie den Treibstoff für die Rückkehr. Im zweiten dann die Besatzung mit Transferstation, Stufe zum Einbremsen in den Marsorbit und Landekapsel.<\/p>\n

Das wichtigste wäre aber dass man wenig neu entwickeln muss, ganz im Gegensatz zur SLS., man hätte sogar direkt an das Shuttleprogramm anknüpfen können, wenn man dieselbe Hardware verwendet. Doch in den USA ist es eben wie bei uns in Europa – man entwickelt lieber mit viel Geld was neues.<\/p>\n

Rakete: SDHV 4 x 5 Segment RSRM + EDS<\/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
4151059<\/td>\n189164<\/td>\n0<\/td>\n7802<\/td>\n1743<\/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>\n773073<\/td>\n85420<\/td>\n2753<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n776303<\/td>\n59635<\/td>\n4435<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n93300<\/td>\n10000<\/td>\n4417<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: SDHV 4 x 5 Segment RSRM + EDS<\/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
4366346<\/td>\n219251<\/td>\n0<\/td>\n7802<\/td>\n1743<\/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>\n773073<\/td>\n85420<\/td>\n2753<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n776303<\/td>\n59635<\/td>\n4435<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n278500<\/td>\n24200<\/td>\n4393<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: SDHV 5 Segment RSRM<\/h4>\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
2436119<\/td>\n113670<\/td>\n0<\/td>\n7802<\/td>\n1743<\/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>\n773073<\/td>\n85420<\/td>\n2753<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n776303<\/td>\n59635<\/td>\n4435<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: SDHV 5 Segment RSRM + EDS<\/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
2556645<\/td>\n140896<\/td>\n0<\/td>\n7802<\/td>\n1743<\/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>\n773073<\/td>\n85420<\/td>\n2753<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n776303<\/td>\n59635<\/td>\n4435<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n93300<\/td>\n10000<\/td>\n4417<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: Shuttle Derived Heavy Launch Vehicle<\/h4>\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
2044351<\/td>\n90100<\/td>\n0<\/td>\n7802<\/td>\n1743<\/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>\n588974<\/td>\n87368<\/td>\n2608<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n<\/td>\n776303<\/td>\n59635<\/td>\n4435<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

\"\"<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

Um erst mal eines klarzustellen: es geht nicht um den Sinn oder eher fehlenden Sinn der SLS. Es geht darum, dass wenn man unbedingt eine Schwerlastrakete zu brauchen scheint, man schon wegen der kleinen Stückzahl und der hohen Entwicklungskosten letzte zu minimieren. 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