{"id":14989,"date":"2020-10-15T08:52:49","date_gmt":"2020-10-15T06:52:49","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=14989"},"modified":"2021-01-28T16:21:22","modified_gmt":"2021-01-28T15:21:22","slug":"die-sls-mit-zenit-boostern","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2020\/10\/15\/die-sls-mit-zenit-boostern\/","title":{"rendered":"Die SLS mit Zenit Boostern"},"content":{"rendered":"

Ein Beitrag über sowjetische Technik, bei der auch Energija erwähnt wurde brachte mich auf meinen heutigen Blog. Bekanntlicherweise stellten die Booster der Energija (Block A) auch die erste Stufe der Zenit. Nun entwickelt die NASA die SLS und irgendwann sollen auch die Feststoffbooster durch neue Booster ersetzt werden. \u201eIrgendwann\u201c, weil es nach einer Ausschreibung recht still geworden ist und es wohl erst in ferner Zukunft sein wird. Klar neue Booster kosten Geld, doch was wäre, so meine Überlegung, wenn man die Konfiguration der Energija übernimmt und Zenit-Erststufen einführt?\"\"<\/p>\n

Ich will zuerst mal die politische Seite außen vor lassen und mich auf die Ergebnisse konzentrieren. Eine Zenit-Erststufe wiegt 354 t bei 7259 t Startschub. Das ist ein unziemlicher Schubüberschuss, sodass eine SLS sogar nur mit zwei Boostern abheben könnte. Wegen der geringeren Masse wird man eine höhere Nutzlast als mit den SRB aber erst bei vier Boostern erreichen. Prinzipiell könnte man natürlich mehr vorsehen \u2013 das Maximum, diktiert durch die Geometrie wären 9 Booster, aber ich gehe davon aus das man bei der SLS nur links und rechts im 180 Grad Winkel Booster anbringt, um die Shuttle-Startanlagen inklusive des Starttischs weiterzuverwenden und der hat eben links und rechts Öffnungen für die SRB. Vier Booster gehen trotzdem, wenn man wie bei der Energija sie direkt nebeneinander montiert und die Triebwerke beim Start zur Öffnung des Starttischs orientiert.<\/p>\n

Übernimmt man die technischen Daten der Zenit-Erststufe, so kommt eine SLS mit zwei Boostern und IPCS Oberstufe auf 60 t in den LEO und 21 t zum Mond. Die Lösung mit den SRB kommt in meiner Simulation auf 93 t in den LEO und 28 t auf eine Fluchtbahn. Das wäre so keine Alternative zur heutigen SLS, sofern deren Nutzlast voll gefordert ist, aber vielleicht wenn man sie nicht voll benötigt, z.B. für Europa Clipper.<\/p>\n

Mit vier Block A ist deren Startmasse zwar immer noch kleiner als bei den SRB, aber durch die niedrigere Leermasse und den höheren spezifischen Impuls ist deren Leistung höher, auch der Startschub ist gemessen an dem geringeren Gewicht höher. Mit vier Block A kommt diese SLS ohne Oberstufe auf 125 t in den LEO und mit IPCS auf 39 t zum Mond, also in etwa die Anforderung der NASA an die EUS (auch wenn ich etwas höhere Nutzlasten für die EUS errechne, aber die entsprechenden NASA-Dokumente weisen auch \u201emindestens 39 t\u201c aus. Mit der EUS habe ich nichts durchgerechnet, weil deren Daten derzeit nur geschätzt werden können, zudem ergibt sich wie ich ja errechnet habe mit den Block A gar nicht mehr die Nötigkeit sie zu entwickeln.<\/p>\n

Rakete: SLS ICPS 2 Block A<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		C3<\/sub>
\n[km\u00b2\/s\u00b2]<\/th>\n<\/tr>\n
1.753.286<\/td>\n21.000<\/td>\n11.009<\/td>\n2.600<\/td>\n1,20<\/td>\n160,00<\/td>\n200,00<\/td>\n241,00<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
21.510<\/td>\n29<\/td>\n90<\/td>\n8.210<\/td>\n210<\/td>\n90<\/td>\n5<\/td>\n10<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n2<\/td>\n354.582<\/td>\n32.032<\/td>\n3.308<\/td>\n7259,0<\/td>\n8354,0<\/td>\n127,72<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n983.452<\/td>\n89.420<\/td>\n4.420<\/td>\n6992,0<\/td>\n8564,0<\/td>\n461,42<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n31.460<\/td>\n4.240<\/td>\n4.516<\/td>\n110,0<\/td>\n110,0<\/td>\n1117,50<\/td>\n470,00<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimuth<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n28,8 Grad<\/td>\n10 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n5,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten<\/th>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\nc3<\/sub><\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe:<\/th>\n200 km<\/td>\n160 km<\/td>\n0 km2<\/sup>\/s2<\/sup><\/td>\n<\/tr>\n
Real:<\/th>\n764 km<\/td>\n0 km<\/td>\n0 km\u00b2\/s\u00b2<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination:<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
23,0 Grad<\/td>\n3.434 km<\/td>\n3.434 km<\/td>\n21.000 kg<\/td>\n21.406 kg<\/td>\n1.570,8 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n127,0 s<\/td>\n340,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n43,0 Grad<\/td>\n16,7 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Bezeichnung<\/th>\nZeitpunkt<\/th>\nHöhe:<\/th>\nDist:<\/th>\nv(x):<\/th>\nv(y):<\/th>\nv(z):<\/th>\nv:<\/th>\nPeri:<\/th>\nApo:<\/th>\na:<\/th>\n<\/tr>\n
Start<\/th>\n0,0 s<\/td>\n0,01 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n408 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n2,5 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Rollprogramm<\/th>\n5,0 s<\/td>\n0,02 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n406 m\/s<\/td>\n19 m\/s<\/td>\n-24 m\/s<\/td>\n408 m\/s<\/td>\n-6370 km<\/td>\n0 km<\/td>\n2,7 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n127,0 s<\/td>\n25,11 km<\/td>\n1,0 km<\/td>\n1339 m\/s<\/td>\n922 m\/s<\/td>\n-595 m\/s<\/td>\n1731 m\/s<\/td>\n-6236 km<\/td>\n41 km<\/td>\n18,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 1<\/th>\n127,7 s<\/td>\n25,51 km<\/td>\n1,1 km<\/td>\n1354 m\/s<\/td>\n930 m\/s<\/td>\n-598 m\/s<\/td>\n1748 m\/s<\/td>\n-6234 km<\/td>\n42 km<\/td>\n18,6 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Verkleidung<\/th>\n210,0 s<\/td>\n62,55 km<\/td>\n10,1 km<\/td>\n2094 m\/s<\/td>\n833 m\/s<\/td>\n-970 m\/s<\/td>\n2454 m\/s<\/td>\n-6056 km<\/td>\n70 km<\/td>\n3,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n340,0 s<\/td>\n103,51 km<\/td>\n81,4 km<\/td>\n4065 m\/s<\/td>\n682 m\/s<\/td>\n-1526 m\/s<\/td>\n4395 m\/s<\/td>\n-5179 km<\/td>\n112 km<\/td>\n13,3 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Orbitsim<\/th>\n451,1 s<\/td>\n179,55 km<\/td>\n329,5 km<\/td>\n7495 m\/s<\/td>\n883 m\/s<\/td>\n-1962 m\/s<\/td>\n7797 m\/s<\/td>\n-1008 km<\/td>\n1371 km<\/td>\n43,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 2<\/th>\n461,4 s<\/td>\n194,94 km<\/td>\n373,1 km<\/td>\n8053 m\/s<\/td>\n862 m\/s<\/td>\n-2000 m\/s<\/td>\n8343 m\/s<\/td>\n-510 km<\/td>\n3179 km<\/td>\n51,1 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Zündung 3<\/th>\n470,0 s<\/td>\n208,55 km<\/td>\n412,9 km<\/td>\n8037 m\/s<\/td>\n792 m\/s<\/td>\n-2031 m\/s<\/td>\n8328 m\/s<\/td>\n-510 km<\/td>\n3179 km<\/td>\n-9,2 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Sim End<\/th>\n1570,8 s<\/td>\n3433,53 km<\/td>\n15371,7 km<\/td>\n6343 m\/s<\/td>\n-5484 m\/s<\/td>\n-3309 m\/s<\/td>\n9014 m\/s<\/td>\n764 km<\/td>\n-679020867 km<\/td>\n0,1 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Parameter der Stufen<\/h4>\n\n\n\n\n\n
nr.:<\/th>\nGeschwindigkeit<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nMaximaldistanz<\/th>\nFlugzeit<\/th>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nInklination<\/th>\n<\/tr>\n
1:<\/td>\n1.749,6 m\/s<\/td>\n41,8 km<\/td>\n18,0 km<\/td>\n281,9 s<\/td>\n-6.233,2 km<\/td>\n42,1 km<\/td>\n44,6 Grad<\/td>\n<\/tr>\n
2:<\/td>\n8.339,5 m\/s<\/td>\n2.145,0 km<\/td>\n14.043,6 km<\/td>\n1.587,4 s<\/td>\n-584,2 km<\/td>\n3.240,7 km<\/td>\n30,8 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Diagramme<\/h4>\n

\u00a0<\/p>\n

Rakete: SLS ICPS 4 Block A<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		C3<\/sub>
\n[km\u00b2\/s\u00b2]<\/th>\n<\/tr>\n
2.480.450<\/td>\n39.000<\/td>\n11.009<\/td>\n1.961<\/td>\n1,57<\/td>\n160,00<\/td>\n200,00<\/td>\n241,00<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
36.028<\/td>\n29<\/td>\n90<\/td>\n8.210<\/td>\n210<\/td>\n90<\/td>\n5<\/td>\n10<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n4<\/td>\n354.582<\/td>\n32.032<\/td>\n3.308<\/td>\n7259,0<\/td>\n8354,0<\/td>\n127,72<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n983.452<\/td>\n89.420<\/td>\n4.420<\/td>\n6992,0<\/td>\n8564,0<\/td>\n461,42<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n31.460<\/td>\n4.240<\/td>\n4.516<\/td>\n110,0<\/td>\n110,0<\/td>\n1117,50<\/td>\n470,00<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

<\/h3>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimuth<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n28,8 Grad<\/td>\n10 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n5,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten<\/th>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\nc3<\/sub><\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe:<\/th>\n200 km<\/td>\n160 km<\/td>\n0 km2<\/sup>\/s2<\/sup><\/td>\n<\/tr>\n
Real:<\/th>\n581 km<\/td>\n0 km<\/td>\n0 km\u00b2\/s\u00b2<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination:<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
23,2 Grad<\/td>\n3.338 km<\/td>\n3.338 km<\/td>\n39.000 kg<\/td>\n39.001 kg<\/td>\n1.587,4 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n147,0 s<\/td>\n320,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n18,0 Grad<\/td>\n1,0 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Bezeichnung<\/th>\nZeitpunkt<\/th>\nHöhe:<\/th>\nDist:<\/th>\nv(x):<\/th>\nv(y):<\/th>\nv(z):<\/th>\nv:<\/th>\nPeri:<\/th>\nApo:<\/th>\na:<\/th>\n<\/tr>\n
Start<\/th>\n0,0 s<\/td>\n0,01 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n408 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n4,7 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Rollprogramm<\/th>\n5,0 s<\/td>\n0,05 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n406 m\/s<\/td>\n31 m\/s<\/td>\n-24 m\/s<\/td>\n408 m\/s<\/td>\n-6370 km<\/td>\n0 km<\/td>\n5,1 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 1<\/th>\n127,7 s<\/td>\n49,56 km<\/td>\n2,0 km<\/td>\n2128 m\/s<\/td>\n1366 m\/s<\/td>\n-596 m\/s<\/td>\n2598 m\/s<\/td>\n-6061 km<\/td>\n103 km<\/td>\n34,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n147,0 s<\/td>\n67,26 km<\/td>\n4,2 km<\/td>\n2316 m\/s<\/td>\n1288 m\/s<\/td>\n-683 m\/s<\/td>\n2736 m\/s<\/td>\n-6008 km<\/td>\n112 km<\/td>\n1,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Verkleidung<\/th>\n210,0 s<\/td>\n112,32 km<\/td>\n20,4 km<\/td>\n3022 m\/s<\/td>\n962 m\/s<\/td>\n-961 m\/s<\/td>\n3314 m\/s<\/td>\n-5761 km<\/td>\n133 km<\/td>\n3,6 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n320,0 s<\/td>\n149,51 km<\/td>\n112,4 km<\/td>\n4695 m\/s<\/td>\n258 m\/s<\/td>\n-1423 m\/s<\/td>\n4913 m\/s<\/td>\n-4772 km<\/td>\n151 km<\/td>\n10,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Orbitsim<\/th>\n431,0 s<\/td>\n165,57 km<\/td>\n412,7 km<\/td>\n7560 m\/s<\/td>\n-562 m\/s<\/td>\n-1860 m\/s<\/td>\n7805 m\/s<\/td>\n-140 km<\/td>\n473 km<\/td>\n29,9 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 2<\/th>\n461,4 s<\/td>\n180,15 km<\/td>\n575,8 km<\/td>\n8876 m\/s<\/td>\n-938 m\/s<\/td>\n-1973 m\/s<\/td>\n9141 m\/s<\/td>\n124 km<\/td>\n8101 km<\/td>\n44,3 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Zündung 3<\/th>\n470,0 s<\/td>\n185,62 km<\/td>\n630,9 km<\/td>\n8856 m\/s<\/td>\n-1008 m\/s<\/td>\n-2004 m\/s<\/td>\n9136 m\/s<\/td>\n124 km<\/td>\n8101 km<\/td>\n-9,3 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Sim End<\/th>\n1587,4 s<\/td>\n3338,04 km<\/td>\n19439,3 km<\/td>\n5097 m\/s<\/td>\n-6681 m\/s<\/td>\n-3366 m\/s<\/td>\n9053 m\/s<\/td>\n581 km<\/td>\n8800216 km<\/td>\n-1,7 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Parameter der Stufen<\/h4>\n\n\n\n\n\n
nr.:<\/th>\nGeschwindigkeit<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nMaximaldistanz<\/th>\nFlugzeit<\/th>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nInklination<\/th>\n<\/tr>\n
1:<\/td>\n2.601,3 m\/s<\/td>\n102,8 km<\/td>\n96,9 km<\/td>\n392,9 s<\/td>\n-6.060,3 km<\/td>\n102,9 km<\/td>\n39,9 Grad<\/td>\n<\/tr>\n
2:<\/td>\n9.137,8 m\/s<\/td>\n2.428,1 km<\/td>\n18.107,0 km<\/td>\n1.587,4 s<\/td>\n95,3 km<\/td>\n8.119,2 km<\/td>\n27,9 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Diagramme<\/h4>\n

\u00a0<\/h3>\n

Ja aber \u2026<\/h3>\n

Wird der geneigte und gut informierte Blogleser nun sagen, und bevor sie einen Kommentar absetzen, der so in etwa lautet \u201eDie USA wollen aber keine russischen Triebwerke und mustern gerade das RD-181 aus\u201c. Ja sie haben recht. Die Stufe wird zwar in der Ukraine gefertigt, aber die Triebwerke stammen von Energomasch in Russland. Die Herkunft aus der Ukraine scheint kein politisches Problem darzustellen, denn die erste Stufe der Antares wird vom selben Unternehmen gefertigt und ist eigentlich eine gekürzte Zenit-Erststufe. Ich hätte noch einen zweiten Einwand. Es gab einige Fehlstarts der Zenit die auf die Triebwerke zurückzuführen waren, der spektakulärste wohl der einer Sealaunch Zenit die am 30.1.2007<\/a> abhob und wieder herunterfiel und explodierte vor 13 Jahren. Die RD-170\/1 scheinen wohl nicht so zuverlässig zu sein, anders als die RD-181 als Version für die Atlas mit nur zwei Brennkammern.<\/p>\n

Es gilt also die Rakete zu \u201eamerikanisieren\u201c, das macht es auch der NASA schmackhafter die Stufe einzusetzen. Ich sehe vier mögliche US-Triebwerke die man einsetzen könnte:<\/p>\n