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Saturn C-8 / Nova

Ursprünglich plante Wernher von Braun den Mondflug mit der Saturn C-8, der größten projektierten Version. Die ersten Planungen für diese sahen eine direkte Landung und Rückkehr („Direct Ascent“) vor: Es gab keine Landefähre, sondern nur die Kommandokapsel auf einer Rückstartstufe, die wiederum auf einer Landestufe saß. Ohne in einen Orbit einzutreten, sollte diese direkt auf der Mondoberfläche landen und mit der Rückstartstufe wieder direkt zur Erde.

Diese Vorgehensweise machte aber eine sehr hohe Nutzlast notwendig, da die Kommandokapsel auf dem Mond landen sollte und von dort wieder starten. Die Kommandokapsel muss aber den Belastungen bei Start und Wiedereintritt standhalten ist daher sehr massiv und schwer. Für jedes Kilogramm, das zum Mond und zurückgebracht wird, müssen aber 4 kg Treibstoff eine Mondtransferbahn transportiert werden. Daher war für diese Lösung eine deutlich größere Rakete als die Saturn V notwendig.

Es gab zwei konkurrierende Vorschläge für die Landung: das EOR (Earth Orbit Rendezvous) Verfahren und das LOR (Lunar Orbit Rendezvous) Verfahren. Bei EOR war eine genauso große Nutzlast wie beim direkten Aufstieg notwendig. Sie verteilte sich aber auf zwei Starts von Saturn V: eine mit dem Mondraumschiff und ein zweiter Start mit einer Stufe, welche dieses in eine Mondtransferbahn bringt. Diese machte nicht die Entwicklung einer sehr großen Trägerrakete notwendig.

Das schließlich umgesetzte Verfahren war das LOR: Anstatt die Landekapsel auf dem Mond zu landen, sollte eine sehr viel leichtgewichtigere Mondfähre dort niedergehen. Sie war für den Betrieb im Weltraum konstruiert und wog nur 2.060 kg – etwa ein Drittel des Gewichts der Kommandokapsel. Voraussetzung dafür war ein Rendezvous der Mondfähre mit der Kommandokapsel und im Mondorbit. Dafür kam diese Lösung mit nur einem Start einer Saturn V aus. Gegen den direkten Aufstieg und das EOR-Verfahren sprach neben der benötigten Trägerrakete auch die schiere Größe des Mondlandegefährts. Die Abstiegsstufe hatte die Größe einer Thor Trägerrakete. An deren Hülle mussten die Astronauten dann herunterklettern. Ob diese Stufe landen könnte, ohne umzukippen, wurde ebenfalls bezweifelt.

Das EOR-Verfahren hatte wenige Befürworter: Sollte die Rendezvoustechnologie beherrscht werden, so wäre es egal, ob ein Rendezvous im Erdorbit oder im Mondorbit stattfindet. Der Gewichtsvorteil des LOR Verfahrens gab dann den Ausschlag. Die NASA beschloss, das Gemini Programm um die Rendezvoustechnik im Erdorbit zu erproben. Die Saturn V war mit geplanten oder bestehenden Anlagen produzierbar. Die Nova hätte bedeutende weitere Investitionen erfordert. Zudem versprachen Weiterentwicklungen in der Computertechnik in das Raumschiff einen Computer zu integrieren, der alle für das Rendezvous notwendigen Berechnungen durchführen konnte. Damit war das LOR-Verfahren auch ohne Unterstützung von der Erde aus durchführbar. Daher kam die NASA im Laufe des Jahres 1961 zu dem Schluss, das LOR-Verfahren für Apollo zu wählen. Bis Ende 1963 liefen die Planungen für die Nova als Backup jedoch weiter.

Es gab verschiedene Projektstudien für die Nova, die sich wiederum aus der Saturn C-8 entwickelte. Das Datenblatt ist das der Saturn C-8, die genauer untersucht wurde.

Das Marshall-Zentrum untersuchte später auch weiterentwickelte Saturn V Versionen. So war denkbar die S-IC mit den Feststoffboostern der Titan 3C im Schub zu unterstützen. Dies hätte die Nutzlast zum Mond von 48,5 auf 52,7 t erhöht. Für spätere Marsexpeditionen war dann der Ersatz der S-IVB durch eine Oberstufe mit einem nuklearen Antrieb vorgesehen. Dabei erhitzt ein Kernreaktor Wasserstoff auf 2.200 K. Durch die geringe Molekülmasse des Wasserstoffs verlässt er mit einer Geschwindigkeit von 7.840 m/s die Düse. So wird bedeutend weniger Treibstoff benötigt, um die Erde zu verlassen. Eine nukleare Oberstufe von 66 t Gewicht hätte 64 t zum Mars entsenden können. Die ab 1968 einsetzenden Budgetkürzungen setzten solchen Träumen jedoch ein jähes Ende.

Datenblatt Saturn C-8 „Nova“

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Nutzlast:

-

keiner

-

86 m Höhe ohne Raumschiff
15,15 m Durchmesser

4.309.200 kg

159.000 kg in einen 540 k hohen LEO-Orbit (dreistufig)
81.600 kg auf eine Mondtransferbahn

 

S-ID

S-IIB

S-IVB

Länge:

33,34 m

32,17 m

20,03 m

Durchmesser:

13,46 m

10,06 m

6,60 m

Startgewicht:

3.433.000 kg

656.800 kg

219.100 kg

Trockengewicht:

181.400 kg

52.000 kg

19.100 kg

Schub Meereshöhe:

54.443 kN

-

-

Schub Vakuum:

61.920 kN

8.265 kN

2.064 kN

Triebwerke:

8 × F-1

8 × J-2

2 × J-2

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2600 m/s

-

--

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2982 m/s

4180 m/s

4180 m/s

Brenndauer:

156 s

305 s

405 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / LH2

LOX / LH2

Artikel verfasst am 8.2.2013


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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