Michael Griffin, ehemaliger NASA-Administrator sagte einmal in einem Interview, was gegen die Alternativpläne zur Ares V spräche, wäre das man eine große Rakete bräuchte und alle Alternativen aus Teilen der Delta oder Atlas oder dem Shuttle Programm zu wenig Nutzlast hätten. Die Saturn V wäre an der Untergrenze was man brauchte – und in der Tat machte schon eine leichte Nutzlaststeigerung der Saturn V um einige Tonnen deutlich längere Missionen möglich. Will man noch anspruchsvollere Missionen so braucht man mehr Nutzlast. Daher waren Ares V und Ares I Kombination auch auf 60-70 t Nutzlast in eine Fluchtbahn projektiert.<\/p>\n
In diesem Punkt gebe ich Griffin recht. Jedoch nicht in dem Punkt, dass man dafür eine Schwerlastrakete braucht. Das will ich im näheren Erläutern. Wobei ich als Vorlage Apollo nehme, da von Orion noch zu wenig bekannt ist Ich stelle hier mal eine Massenbilanz von Apollo auf:<\/p>\n
Der Treibstoff im Servicemodul wird benötigt, um in einen Orbit um den Mond einzuschwenken und diesen zu verlassen. Dafür wurden bei Apollo rund 1000 m\/s Geschwindigkeitskorrekturvermögen benötigt. Beim Einbremsen wird mehr Treibstoff benötigt, weil da der Mondlander noch dabei ist. Zwei Drittel des Treibstoffs werden daher zum Ein bremsen benötigt.<\/p>\n
Es gibt nun eine Reihe von Möglichkeiten eine große Trägerrakete durch mehrere kleine zu ersetzen. Schon bei den Planungen für Apollo wurde das EOR Verfahren erprobt (Earth Orbit Rendezvous): Zuerst startet eine Stufe in einen Erdorbit. Danach startet die Besatzung, koppelt an und diese bringt die Besatzung zum Mond. Im Prinzip ist das ausdehnbar auf drei, vier oder noch mehr Stufen. Es steigt aber der logistische Aufwand an. Weiterhin benötigt man immer mehr Startrampen, zumindest wenn kryogene Treibstoffe eingesetzt werden die im Orbit rasch verdampfen können.<\/p>\n
Zwei Starts kurz hintereinander sind heute möglich. Das klappte so bei Gemini und Skylab. Raumsonden werden seit Jahrzehnten in Paaren kurz hintereinander von zwei Rampen gestartet. Das US-Militär erreichte noch schnellere Reaktionszeiten mit bis zu fünf Startrampen für ihre Spionagesatelliten. Ich halte zumindest zwei Starts in kurzer Zeit für möglich.<\/p>\n
Zeit kann man aber auch anders erhalten. Das eine ist es schrittweise zum Mond zu gelangen. Das Prinzip: Anstatt Kommandokapsel und Mondlander zusammen zum Mond zu starten startet man sie getrennt. Erst im Mondorbit koppeln beide zusammen. Der Mondlander wiegt zwar nur 16,4 t, aber er muss ja in einen Mondorbit erreichen. Dazu braucht man Treibstoff. Macht man eine Detailrechnung auf, so ergibt sich dass Mondlander und Treibstoff zum Einbremsen fast genauso viel wiegt wie das CSM ohne diesen Treibstoff – man benötigt nur noch eine halb so große Rakete. Das kann man dann noch mit dem Ankoppeln von Stufen im Erdorbit kombinieren – und kommt auf noch kleinere Raketen. Das Minimum sind dann die Startmassen der einzelnen Bestandteile. wobei natürlich die vielen Starts größere logistische Probleme bereiten, wie oben schon erwähnt. Der Vorteil der Mondorbitrendezvouslösung ist, das man dei Starts entzerren kann – den Mondlander kann man Monate vor der Kommandokapsel starten. Auf demselben Wege könnte man dann auch unbemannt Labore oder Wohnquartiere oder schwere Ausrüstung landen, bevor die erste Besatzung startet.<\/p>\n
Was man also braucht, ist keine Schwerlastrakete. Allerdings wäre eine größere Rakete als die heute leistungsfähigsten doch wünschenswert. Mit Trägern vom Schlage der Ariane 4 oder Delta 4 Heavy bräuchte man schon viele Flüge für eine Mondmission.<\/p>\n
Aber diese Träger sind ausbaubar. EADS stellte einen Plan für eine Ariane 5 mit 50 t Nutzlast für Mondmissionen vor. Boeing und Lockheed Pläne für Heavy Lift Versionen ihrer Träger, die auch 50-70 t transportieren können. Griffin war das zu wenig. Ich meine: Es reicht. Hier mal eine konkretere Planung. Ich setze dafür eine veränderte Delta 4 Heavy ein. Die Änderung: 6 anstatt 2 Booster an der Zentralstufe. Sie werden mit der Zentralstufe gleichzeitig gezündet. Diese arbeitet aber nur mit 55% Schub. Nach dem Ausbrennen der Booster wird die Zentralstufe auf 100% hochgefahren und zuletzt zündet die DEC-Centaur. Basierend auf den Daten der Delta IV Heavy für GTO Missionen errechne ich eine Nutzlast von 57 t für eine 600 km hohe Kreisbahn (wird für Teil 3 benötigt) und 20 t auf Fluchtgeschwindigkeit.<\/p>\n
Setzt man die Centaur auch zum Einbremsen in den Mondorbit ein (veranschlagt: zusätzliche 900 kg Isolation um die Treibstoff flüssig über dreieinhalb Tage zu halten) so kann diese Kombination 14,4 t in einen Mondorbit bringen. Bei einem lagerfähigen Treibstoff, der vom Mondlander eingesetzt wäre, entspräche dies etwa 14 t Nutzlast. Das ist etwas kleiner als der Lander von Apollo 11. Auf der anderen Seite hatten die Apollo Abstiegs und aufstiegstriebwerke spezifische Impuls von 2943 m\/s. Das Aestsustriebwerk mit derselben Kombination und Technologie erreicht dagegen schon 3188 m\/s. Das reicht aus bei einem Geschwindigkeitsbedarf von jeweils 2200 m\/s für Abstieg und Aufstieg (plus Schwebezeit) bringt alleine dieser kleine Gewinn einen deutlichen Nutzlastzuwachs. Daher war auch geplant für den Altairlander eine noch leistungsfähigere Kombination einzusetzen, bevor die NASA wieder ihren Rückwärtsgang einlegte.<\/p>\n
Bleibt noch das Kommandomodul. Für das sind 20 t auseichend, Denn auch hier entfallen nun der Treibstoff zum Abbremsen des Mondlanders. Auch hier könnte es vom etwas höheren spezifischen Impuls profitieren.<\/p>\n
Es ist trotzdem knapp und würde gerade eine Wiederholung von Apollo ermöglichen. Doch wie schon gesagt – es ist ja nur das Minimum. So könnte ein dritter Start ein kleines Labor direkt auf der Mondoberfläche mit schwerem Gerät absetzen. Dann kann der Mondlander sehr leichtgewichtig bleiben, denn er ist nur Transportvehikel. Wird er größer oder auch das CSM größer so kann er zuerst nur in eine hochelliptische Umlaufbahn eingebremst werden (das CSM genauso) und eine separate Stufe mit lagerfähigem Treibstoff koppelt an beide an und senkt ihren Orbit ab, bzw. bringt das CSM aus dem Mondorbit zurück zur Erde. Das spart Treibstoff für das Einbremsen in den Mondorbit und beim Verlassen.<\/p>\n
Diese zwei bis vier Flüge für eine Mondlandung, mit den notwendigen weitgehend automatischen Kopplungsmanövern logistisch viel aufwendiger ist. Aber es ist billiger. Ich sehe keine großen Entwicklungskosten wenn es eine Delta IV Heavy schon gibt – man muss eigentlich nur ein paar Booster mehr ranhängen. Vielleicht ist eine Mission teurer als die einer Ares V. Doch bei mindestens 16 Milliarden Entwicklungskosten muss man schon sehr oft fliegen, um insgesamt teurer zu sein.<\/p>\n
Das Grundproblem der NASA ist das der Sicherheits-Risiko Abwägung. Wussten sie dass eine Saturn V für ein LOM Risiko von 1:20 entwickelt wurde? Vereinfacht gesagt: bei 20 Mondmissionen konnte eine scheitern, bevor eine Mondtransferbahn erreicht wurde. Viel geringer war das LOC Risiko, das den Verlust der Besatzung kennzeichnet. Es lag bei 1:1000 Mit solchen Zahlen gibt sich die NASA heute nicht mehr ab. Eine „human rated Delta IV“ hätte ein LOM von 1:172 gehabt und ebenfalls ein LOC von 1:1100. Doch die Ares I sollte ja noch viel sicherer sein… Es wird auf maximale Sicherheit entwickelt und das schließt jegliches Risiko wie sie neue Technologien, Das zeigte sich ja schon beim Constellationprogramm bei dem viele anfängliche Neuerungen ja wegfielen, sodass es am Schluss eher wie eine Wiederholung von Apollo aus.<\/p>\n
Das ist aber auch das Problem von kleineren Trägern, die eben mehr Flüge erforderlich machen. Mehr Risiko und weiterer Aufwand für Kopplungen. Nur: So wie die NASA es sich denkt: wir entwickeln mal mit Milliardenaufwand einen neuen Träger, ein neues Raumschiff und machen damit das was wir schon mal gemacht haben geht das nicht. Dafüer bekommt die NASA weder das Geld, noch will die Öffentlichkeit eine Wiederholung von etwas was es schon gab.<\/p>\n
Im nächsten Teil werde ich zeigen, wie es sogar noch besser geht – mit nur zwei Flügen einer 60 t Rakete ein Mondprogramm durchführen, dass besser als das von Apollo ist…<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"
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