{"id":12563,"date":"2017-05-21T00:04:39","date_gmt":"2017-05-20T22:04:39","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=12563"},"modified":"2017-05-18T22:12:36","modified_gmt":"2017-05-18T20:12:36","slug":"mein-sls-vorschlag","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2017\/05\/21\/mein-sls-vorschlag\/","title":{"rendered":"Mein SLS Vorschlag"},"content":{"rendered":"

In der von mir so geschätzten Rubrik \u201eWir wissen es besser\u201c möchte ich mich heute mit der SLS befassen. Ich habe sie ja schon gestern aufgegriffen. Von der technischen Auslegung finde ich die SLS gar nicht mal so schlecht. Wie ich schon schrieb. Ich bin nur an zwei Dingen etwas anderer Meinung. Das eine ist die Festlegung auf nur zwei Booster und als Folge ein \u201eBlock II\u201c Programm, das dann leistungsfähigere Booster entwickeln soll. Das Zweite ist, dass die Oberstufen tendenziell zu klein sind. Als Faustregel kann man bei in etwa gleichen spezifischen Impulsen ansetzen: Masse der Zentralstufe \/ Oberstufe ~ Masse der Oberstufe zur Nutzlast. Geht man von Transporten zum Mond oder auf Fluchtkurs aus, so beträgt die Nutzlast dann etwa 40-50 t. Bei fast 900 t Startmasse kommt man so auf etwa 200 bis 250 t Masse für die Oberstufe. Ich habe mich für 250 t entschieden, da sie auch besser zu schweren Nutzlasten passt, die mehr Booster pro SLS transportieren können.<\/p>\n

Mein Ansatz ist relativ einfach: Anstatt zwei Boostern hat die SLS die Möglichkeit bis zu sechs Booster anzubringen. Es gäbe dann als symmetrische Konfigurationen zwei, drei, vier und sechs Booster. So kann man einfacher die Nutzlast steigern. Man braucht keine komplexe Neuentwicklung von Boostern und vielleicht ist es durch die höheren Stückzahlen sogar billiger. Die Zentralstufentrockenmasse habe ich um 10 t erhöht, weil mehr Kräfte übertragen werden. Dazu kommen 4 t für den Adapter zur Oberstufe. Diese Lösung erfordert vor allem Umbauten an der Startbasis, die derzeit darauf baut, dass die Konfiguration am Heck dem Shuttle ähnelt (8,4 m Durchmesser von Stufe und ET, daneben zwei Shuttle SRB).<\/p>\n

Die Oberstufe würde ich am ehesten mit einem BE-3 ausrüsten. Man braucht davon nur zwei Stück, es ist zu Ende entwickelt und soll auch auf 670 kn Schub gesteigert werden. Die derzeitige Version hat 490 bis 530 kN Schub. Geht man von den Planungen für die EUV aus, so kommt diese auf ein Schub-\/Gewichtsverhältnis von 0,44. Übertragen auf 1060 kN Schub (BE-3 heute) sind das 468 t Masse, also 213 t Nutzlast ohne Oberstufe und bei 670 KN sogar 592 t (342 t Nutzlast). Die schwere Oberstufe hat auch den Vorteil, dass die Zentralstufe nun in jedem Falle keinen Orbit erreicht. Bei der Block IA (ohne Oberstufe) und IB (mit ICPS) muss man ja dafür eine besondere Transferbahn erreichen. Die Maße der Oberstufe ist aber nicht kritisch in eine Mondtransferbahn würde eine 200 t schwere Stufe je nach Boosterzahl nur 4-7 t weniger transportieren (bei 100 \/ 150 t Nutzlast). Der Strukturfaktor beträgt 8%, ein konservativer Wert, den auch die Ariane 5 EPC mühelos erreicht. Der spezifische Impuls auch nur 4400 m\/s.<\/p>\n

Ich habe auch die Verluste günstiger angesetzt. Die Block IA liegt ja bei 2150 m\/s. Das Shuttle lag nur bei 1533 m\/s. Ich habe 1800 m\/s angesetzt und für die Versionen mit mehr Boostern dann sukzessive die Verluste erniedrigt, die letzte Version kommt auf 1600 m\/s Verluste, das ist bei der Spitzenbeschleunigung der Booster vor Brennschluss von 5,2 g auch ein realistischer Wert.<\/p>\n

Als Resultat bekommt man durchaus hohe Nutzlasten. Das zeigen die beiden Tabellen für LEO und Fluchtgeschwindigkeit.<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Rakete<\/th>\nNutzlast LEO<\/th>\n<\/tr>\n
SLS Block I<\/td>\n87.247,5 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (2)<\/td>\n164.558,0 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (3)<\/td>\n192.676,8 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (4)<\/td>\n218.402,1 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (6)<\/td>\n264.988,5 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I ICPS<\/td>\n91.304,2 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Die Nutzlast ist die einer 200 km LEO-Bahn, nicht die der 93 x 1800 km Bahn (Referenz SLS Block IA\/B)<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Rakete<\/th>\nNutzlast Fluchtbahn<\/th>\n<\/tr>\n
SLS Block I (2)<\/td>\n58.960,9 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (3)<\/td>\n70.125,8 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (4)<\/td>\n80.134,7 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I (6)<\/td>\n97.776,1 kg<\/td>\n<\/tr>\n
SLS Block I ICPS<\/td>\n26.500,0 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

RS-68 oder RS-25<\/h3>\n

Eine Diskussion, die es bei der Ares V gab, war die, welches Triebwerk besser wäre: das RS-68 oder RS-25. Das RS-68 ist das Triebwerk der Delta 4 und das RS-25 das Triebwerk des Space Shuttles. Das Triebwerk der Delta 4 wurde aus dem Shuttle-Triebwerk entwickelt. Es ist jedoch einfacher aufgebaut und kostengünstiger. Dafür ist die Leistung geringer. Der spezifische Impuls ist um 10% kleiner und bezogen auf den Schub die Masse um ein Drittel größer als beim RS-25. Es punktet mit den Kosten. Bei der Ares sollte ein RS-68 20 anstatt 50-60 Millionen Dollar kosten. Nun wird die Delta 4 auslaufen. So billig wird es also nicht mehr sein. Ich möchte bei der originalen SLS mal sehen, was das ausmacht. Die Tabelle unten informiert über die für die Betrachtung wichtigen Parameter:<\/p>\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n
<\/th>\nRS-25D<\/th>\nRS-68A<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Schub Meereshöhe:<\/td>\n1.688 kN<\/td>\n3.117 kN<\/td>\n<\/tr>\n
Schub Vakuum<\/td>\n2.320 kN<\/td>\n3.312 kN<\/td>\n<\/tr>\n
Spezifischer Impuls (Vakuum)<\/td>\n4435 m\/s<\/td>\n4102 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Gewicht:<\/td>\n3.150 kg<\/td>\n6.597 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Vier RS-25 kann man durch drei RS68 im Schub ersetzen. Diese wiegen aber 7.191 kg mehr und der spezifische Impuls ist um mehr als 300 m\/s niedriger, bei der alten Version, die bis 2013 eingesetzt wurde, sogar um 400 m\/s.. Geringer. Alleine Letzter müsste nach überschlägiger Berechnung die Nutzlast um mindestens 10 % senken. Doch ich habe es mal genau durchgerechnet:<\/p>\n\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n
Triebwerke<\/th>\n4 RS-25<\/th>\n3 RS-68<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Nutzlast LEO<\/td>\n70.000 kg<\/td>\n38.765 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Nutzlast C3=0 (Fluchtgeschwindigkeit)<\/td>\n26.500 kg<\/td>\n19.130 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Die Folgen sind dramatisch. Vor allem die LEO-Nutzlast sinkt drastisch ab. Das ist kein Wunder: bei der Leo-Bahn muss die Zentralstufe alleine 8480 m\/s. Aufbringen. Das entspricht einem Voll\/-Leermassefaktor von 6,78 beim RS-25. Mit dem geringeren spezifischen Impuls des RS-68 steigt er auf 7,90 und entsprechend geht die Nutzlast runter, zumal die zweite Stufe ja schon ohne die 7 t Zusatzgewicht über 85 t wiegt und damit mehr als die Nutzlast selbst.<\/p>\n

Selbst für Mondmissionen, die eher der Fall sind, gilt es gut zu rechnen. Die SLS sollte ja mal 500 Millionen Dollar pro Start kosten. Das glaubt keiner mehr, doch bei noch höheren Startkosten wird die Einsparung bei fixen Triebwerkspreisen eher geringer. Vier RS-25 kosten 50 bis 60 Millionen, nehmen wir die höhere Ziffer so sind das 240 Millionen. Drei RS-68 kosten bei je 20 Millionen pro Stück dann 60 Millionen. Man spart also 180 Millionen Dollar ein, das sind 36 % des Startpreises. Bei einer Mondmission sinkt die Nutzlast um 27,8 %. In dem Fall hat man was gespart \u2013 wenn einem die geringe Nutzlast was nützt. Bei einer größeren Oberstufe wie der geplanten EUS ist der Einfluss geringer, da die Zentralstufe weniger Geschwindigkeit aufbringen muss.<\/p>\n

Die Wahl der RS-25D hat meiner Ansicht nach zwei Gründe. Das eine ist, das die RS-25 man rated sind. Das RS-68 sollte es erst werden. Trotzdem hatte die NASA bei der Ares V geplant die Besatzung mit der Ares I zu starten und die Ares V nur als unbemannten Träger zu nutzen \u2013 nun gibt es keine Ares I mehr, also muss die SLS man rated sein. Der zweite Grund ist viel einfacher: es gibt noch 16 Triebwerke von den Space Shuttles. Genug für vier Flüge, da jeder nur alle 2 Jahre stattfindet also bis 2025. Erst dann muss man Neue bauen. Ehrlich gesagt es müssten mehr sein. 51 Triebwerke wurden gebaut, sechs gingen verloren. Wenn man dann noch die Triebwerke der ersten beiden Generationen bis zum Verlust der Challenger abzieht, die nicht ganz so zuverlässig waren, müsste man rund 30 Triebwerke haben \u2013 sicher einige nicht mit dem neuesten Standard, aber für unbemannte Missionen, die nicht das letzte bisschen Performance bauchen oder Testflüge reichen die auch. Würde man die RS-68 nehmen, dann müsste man neue Triebwerke bauen.<\/p>\n

Ein weiterer Grund kann auch sein, dass die Ares viel mehr Triebwerke in der Zentralstufe hatte als die SLS. Das Einsparpotenzial war also größer.\"\"<\/p>\n

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

In der von mir so geschätzten Rubrik \u201eWir wissen es besser\u201c möchte ich mich heute mit der SLS befassen. Ich habe sie ja schon gestern aufgegriffen. Von der technischen Auslegung finde ich die SLS gar nicht mal so schlecht. Wie ich schon schrieb. Ich bin nur an zwei Dingen etwas anderer Meinung. 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