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Geschichte der Saturn V

Die Saturn Trägerraketen sind einzigartig im Arsenal der US Träger. Keine andere Raketenfamilie war so erfolgreich (kein einziger Fehlstart!), keine andere Rakete so groß und keine andere Rakete wurde in so relativ kurzer Zeit entwickelt. Dieser Aufsatz soll die technische Entwicklung der Saturn erläutern. Er geht aber auch auf die geschichtliche Bedeutung und das Wettrennen zum Mond ein und beleuchtet dabei die so unterschiedlichen Konzepte in Ost und West. Da dieses Thema sehr umfangreich ist habe ich den Artikel in mehrere thematisch getrennte Aufsätze geteilt:

Da die Stufen und Triebwerke in mehreren Trägern eingesetzt wurden (S-I und H-2 in der Saturn I und IB, J-2 und S-IVB in der Saturn IB und V) finden Sie in den Aufsätzen teilweise identische Absätze, dafür ist aber jeder in sich abgeschlossen.

Einsatzhistorie

Alle 13 Starts verliefen erfolgreich, es gab nur zwei Probleme: Beim ersten Testflug gab es starke POGO Schwingungen (Schwingungen der Rakete um die Längsachse durch Schwappen des Treibstoffs in den Tanks). Die POGO Schwingungen der zweiten Stufe führten zum vorzeitigen Brennschluss zweier Triebwerke der zweiten Stufe 1 Minute vor dem normalen Zeitpunkt. Die dritte Stufe zündete beim Restart für eine Mondtransferbahn nicht mehr aus der gleichen Ursache. Bei der Erprobung des Apollo Raumschiffes (Nr. 6) musste man sich mit einem nur 22000 km hohen Orbit begnügen. Bis auf den Hitzeschutzschild konnten aber alle Systeme getestet werden. Die POGO Schwingungen konnten durch Bremsen in den Erststufentanks beseitigt werden.

Noch brenzliger war der Start von Apollo 12. 36 und 52 Sekunden nach dem Start wurde die Kapsel zweimal vom blitz getroffen und alle Warnlampen gingen auf. Weiterhin fiel die Telemetrie aus, so dass man auch am Boden nicht wusste was defekt war. Die Besatzung bemerkte aber, dass die Saturn ruhig weiter flog. Ihre von Apollo unabhängige Elektronik war durch den Einschlag nicht beeinträchtigt worden. So brach sie nicht den start ab, was die normale Vorgehensweise gewesen wäre, wenn man nicht weiß ob das Raumschiff nicht gefährdet ist. Nach Umschalten auf die Reservetelemetrie wusste man am Boden, dass die 3 Hauptsicherungen für die Stromkreise durchgebrannt waren. Nach Ausbrennen der S-IVB Stufe schaltete man auf die Reservesicherungen um.

Bei Apollo 13 schaltete sich das zentrale Triebwerk des S-II 2 Minuten vorzeitig ab, dies konnte jedoch durch ein 12 Sekunden längeres Brennen der anderen 4 Triebwerke ausgeglichen werden. Auch hier waren Ursachen POGO Schwingungen. Diese sollten in der S-IC und S-II durch ein Abschalten deszentralen Triebwerks vermindert werden. Wegen des reduzierten Schubs war dies jedoch nur kurz vor Brennschluss möglich. Bei der S-1C wurde das zentrale Triebwerk z.B. 30 Sekunden vor dem äußeren abgeschaltet.

Abtrennung erste StufeBei Skylab 1 wurde eine speziell angefertigte Nutzlastverkleidung vorzeitig abgetrennt und beschädigte dadurch die Solarzellen und den Sonnenschutzschild. Dies war ein Konstruktionsfehler der Sprengbolzen, des Meteoritenschutzschildes von Skylab, der sich nach 63 Sekunden vorzeitig entfaltete. Die Saturn arbeitete einwandfrei.

Zeit Mission
9.11.1967 Apollo 4 erster Teststart
4.4.1968 Apollo 6 zweiter Teststart
21.12.1968 Apollo 8 Mondumrundung ohne LEM
3.3.1969 Apollo 9 LEM Test in Erdumlaufbahn
18.5.1969 Apollo 10 Generalprobe Mondlandung
16.7.1969 Apollo 11 erste Mondlandung
14.11.1969 Apollo 12 Präzisionslandung bei Surveyor 3
11.4.1970 Apollo 13 Abbruch nach Explosion im CM
31.1.1971 Apollo 14

26.7.1971

Apollo 15 : Schwerere Nutzlast durch Mondauto und Instrumente am CM
16.4.1972 Apollo 16
7.12.1972 Apollo 17
14.5.1973 Skylab 1 Erste amerikanische. Raumstation

Skylab StartDie Evolution der Saturn

Die Saturn wurde laufend verbessert, indem man versuchte das Leergewicht zu verringern. In den technischen Werten (Schub, Leermasse) waren alle Saturn ab Apollo 11 nahezu identisch. Vorher hatte man die Leistung inkrementell verbessert.

Nach den POGO Schwingungen bei Apollo 6 gab es Änderungen in den Tankleitungen. Nach den bei Apollo 8 beobachtbaren starken Schwingungen schaltete man das mittlere Triebwerk 30 Sekunden vor Brennschluss ab, anstatt wie bisher 15 Sekunden. Auch bei der S-II wurde das Triebwerk früher abgeschaltet.

Die folgende Tabelle gibt die Evolution der Saturn bei den Mondflügen an. Apollo 11-13 hatten nur ALSEP Stationen. Ab Apollo 13 kam ein Handkarren und zusätzliche Ausrüstung dazu. Apollo 15-17 setzten ein Mondauto ein und auch die Kommandomodule trugen weitere Experimente. Die Steigerung der Masse um 3 t musste aufgefangen werden. In der Tendenz wurde die S-IC etwas leichter, da sie das Mehrgewicht der oberen Stufen auffangen musste (Das Schub zu Gewichtsverhältnis der S-IC war sehr niedrig). Die S-II wurde sukzessive voller betankt, man hatte im Tank hier Margen. Bei der S-1C wurde sukzessive die Reserven erniedrigt. Bei Apollo 8 waren zum Beispiel noch 34 t Treibstoff in den Tanks, als die Stufe abgesprengt wurde.

Die meisten Änderungen gab es zwischen Apollo 8 und 9 :

Man erreichte allerdings auch durch Änderungen in der Missionsführung Nutzlaststeigerungen. so flog man ab Apollo 15 nur noch in einen 166 km hohen Parkorbit, anstatt einen 185 km hohen. Ab Apollo 15 hatte man auch die POGO Schwingungen in der ersten Stufe beseitigt. Vorher musste hier als "Zwischenlösung" das mittlere Triebwerk vorzeitig abgeschaltet werden. Die Beschleunigung war so größer und der Treibstoffverbrauch zum Erreichen des Orbit geringer. Die S-II wurde bis zu Apollo 16 immer schwerer, während das Startgewicht der S-IVB sank. Bei Apollo 17 wurde die S-IVB wieder etwas schwerer und die S-II leichter. Der Schub der Triebwerke war bei allen Versionen (mit Ausnahme der Apollo 8 Mission, bei der die Triebwerke etwas geringeren Schub lieferten) gleich.

Apollo 8 Apollo 9 Apollo 10 Apollo 11 Apollo 12 Apollo 13 Apollo 14 Apollo 15 Apollo 16 Apollo 17
S IC betankt 2,172,224 2,280,201 2,282,072 2,278,285 2,281,193 2,281,671 2,244,911 2,236,248 2,245,280 2,246,540
S IC leer 138,642 134,084 133,449 130,977 130,569 130,637 130,410 131,453 130,641 130,441
S II betankt 469,686 485,048 487,434 480,440 481,000 487,141 488,164 499,413 505,750 493,318
S II leer 40,188 38,129 38,268 36,351 36,388 35,403 35,403 35,381 37,820 36,478
S II / SIC Adapter 5,720 4,674 4,032 4,582 5,200 5,200 5,189 5,171 4,581 4,541
S IVB betankt 119,859 117,042 118,768 118,173 118,875 117,889 117,972 117,936 118,161 120,657
S IVB leer 13,496 11,476 11,680 11,340 11,362 11,278 11,323 11,340 11,340 11,295
S II / S IVB Adapter 3,973 3,665 3,665 3,665 3,645 3,674 3,665 3,639 3,640 3,637
Nutzlast 28,897 36,553 42,774 45,677 45,721 45,789 46,349 48,619 48,629 48,623

Dazu kommt noch die Verkleidung des LM, die weitere 1821 kg wog. Die maximale Nutzlast Richtung Mond lag also bei 50.450 kg. Die Nutzlast der Saturn 5 für einen erdnahen Orbit wird mit etwa 130 t angegeben. Für Skylab startete eine Saturn 5 mit nur zwei Stufen. Die Nutzlast für diese Version ist nicht genau beziffert. Die meisten Autoren geben 90 t an. Doch nach Berechnungen des Autors müsste eine zweistufige Variante immer noch 110 t Nutzlast in eine 185 km Bahn befördern können. Eventuell beruht die Angabe auf der ursprünglich projektierten Saturn, die ja auch in der dreistufigen Bauweise nur 113 t hätte transportieren sollen. Für das Outer Planets Grand Tour Project war es vorgesehen Saturn 5 mit Centaur Oberstufen auszurüsten

Die nicht gebauten Saturns

Die Saturn sollte eine ganze Familie werden, die sich in der Triebwerksanzahl der F und J Triebwerke unterscheiden. Folgende Familienmitglieder waren geplant:

Projektname Stufe 1 Stufe 2 Stufe 3 Nutzlast / Bemerkung
Saturn C-1 8 × H-1 1 x J-2
18.6 t: Saturn 1B
Saturn C-2 8 × H-1 4 × J-2 4 × RL-10 20.4 t
Saturn C-3 2 × F-1 4 × J-2 1 × J-2 36.3 t bei 8.1 m Durchmesser
Saturn 3 × F-1 4 × J-2 1 × J-2 78 t
Saturn C-4 4 × F-1 4 × J-2 1 × J-2
Saturn C-5 5 × F-1 5 × J-2 1 × J-2 133 t: Saturn 5, 49 t zum Mond
Saturn C-8 8 × F-1 8 × J-2 1 × J-2 150 t
Nova 8 × F-1 2 × F-1 4 × J-2 170 t, 15.2 m Durchmesser, 81.6 t zum Mond

No TextDie weiteren Versionen waren gedacht um schwere Bauteile für eine Weltraumstation zu befördern. Doch dazu sollte es nicht kommen. Die in der Liste als "Nova" beschriebene Rakete war übrigens zuerst als Träger für die Mondlandung favorisiert worden, als man diese noch mit einer direkten Landung durchführen wollte (Start von der Erde - Landung direkt auf dem Mond ohne Eintritt in die Mondumlaufbahn). Da man dabei die Kommandokapsel mit auf den Mond und wieder zurück transportiert hätte wäre die Rakete Nova nötig gewesen. Doch die Gemini Flüge zeigten, das ein Ankoppeln im Weltraum ohne Probleme möglich ist und man so das Mondschiff in einen Mondlander und einen Orbitteil aufspalten konnte, was Treibstoff sparte und man nur die kleinere Saturn 5 brauchte.

Für Planetenmissionen waren auch Varianten der Saturn 5 mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe im Gespräch, so für die Missionen zum Mars und die Grand Tour Sonden. Beide Projekte Viking und Voyager wurden dann mit Titan 3E Centaur gestartet. Für die Saturn-Fans: Der Originalkommentar vom Start Apollo 11 von t-15 bis t+10 sec, als 152 K großes MP3 File.

Noch 1968 rechnete man mit einer jahrelangen Produktion der Saturn V mit 2-4 Exemplaren / Jahr , die dann später Module einer Raumstation transportieren sollte und später die Ausrüstung für eine Marsexpedition. In diese Zeit fallen dann auch einige Pläne die Saturn V recht preiswert in der Leistung zu steigern.

Ein Plan der rasch wieder verworfen wurde war die Umrüstung der beiden oberen Stufen auf flüssigen Sauerstoff als Oxidator. Technisch gesehen waren die Änderungen gering. Da Fluor ein anderes Mischungsverhältnis als Sauerstoff hat und eine leicht höhere Ausströmgeschwindigkeit hätte man mehr Treibstoff mitführen können und so die Nutzlast steigern können. Man verfolgte den Gedanken wegen der Giftigkeit des Fluors nicht weiter.

Dagegen gab es einige Vorschläge Feststoffbooster an der Rakete anzubringen. Entweder die damals schon entwickelten 120 Zoll Booster der Titan 3 (allerdings mit 7 Segmenten) oder größere von 156 und sogar 260 Zoll Durchmesser (Ein Testversuch eines 260 Zoll Feststoffboosters fand 1966 statt). Die Booster erlaubten es die Stufen zu strecken, wobei es verschiedene Vorschläge gab. Je nach Konfiguration resultierte dann eine LEO Nutzlast von 172 bis 200 t bei nahezu den gleichen Startkosten wie bei der Saturn V, da die Titan Booster pro Paar nur etwa 6 Millionen US-$ kosteten, d.h. 4 dieser Booster den Herstellungspreis nur um etwa 10 % erhöhten. Auch Booster mit 250 Zoll Durchmesser (6.60 m Durchmesser) und jeweils einem F-1 Triebwerk waren angedacht. Mit 4 dieser Booster und vergrößerten Oberstufen resultierte eine LEO Nutzlast von 326 t bei einer Startmasse von 9.8 Millionen kg.

Das Auslaufen der Saturn V

Die Produktion der Saturn V war auf das amerikanische Mondlandeprojekt ausgelegt, das galt auch für die georderten Raketen. Apollo war ursprünglich gedacht bis zur Mission 20. Somit wurden auch insgesamt 15 Saturn 5 gebaut: Zwei für die Erprobungsflüge und 13 für die Missionen Apollo 8-20. Als 1970 nach dem Flug von Apollo 12 zwei Flüge und nach dem Flug von Apollo 13 ein weiterer Flug gestrichen wurde, suchte man in der NASA nach Möglichkeiten die restlichen Saturn V (und 1B, denn auch deren Entwicklung war reibungsloser verlaufen als geplant, so das Raketen noch übrig waren) und die Apollo Hardware zu verwenden. Man kam auf die Raumstation Skylab, bei der die dritte Stufe der Saturn 5 als Raumlabor diente. Skylab wurde am 14.5.1973 mit einer zweistufigen Saturn 5 in den Orbit gebracht. 3 Flüge mit Saturn 1B brachten drei Besatzungen in Apollo Raumschiffen zu der Raumstation.

1975 fand dann noch mit der vorletzten Saturn 1B das PR-trächtige Apollo-Sojus Projekt statt, seitdem sind die Saturn Raketen nur am Boden zu bewundern. Eine Zeitlang waren die für Apollo 19 und 20 vorgesehenen Saturn 5 noch im Gespräch als Träger für unbemannte Marssonden und später für die Raumsonden des Grand-Tour Projektes das durch das äußere Sonnensystem führen sollte (später wurde daraus das Voyager Programm), doch beide Projekte wurden gekürzt und die kleineren Sonden flogen auf Raketen des Typs Titan 3E Centaur.

Oftmals wird behauptet, das die Saturn 5 ein zu teurer Träger ist. Das ist jedoch so nicht richtig. Sicherlich: Eine Saturn 5 kostete 185 Mill. USD, dazu kam noch der Start der etwa 30 Mill. USD kostete. Jedoch auch eine Titan 3E mit einem Zehntel der Nutzlast kostete 35 Millionen USD, pro kg Nutzlast war eine Saturn 5 also preiswerter als eine Titan. Der Shuttle, der die teure Saturn ablösen sollte kostet heute mehr als doppelt so viel wie die Saturn obwohl er nur ein Viertel der Nutzlast befördert, und selbst die Titan 4B übersteigt heute in ihren Startkosten die Saturn 5. Auch die Entwicklungskosten von 7.5 Milliarden. USD erscheinen angemessen, wenn man bedenkt, das die Entwicklung der zirka 6 mal kleineren Ariane 5 Europa etwa 3 Milliarden. USD kostete (berechnet mit dem damaligen Dollarkurs von 3.5 DM).

Jedoch ist klar, das sich ein solcher Träger nur rentiert, wenn auch Nutzlasten dafür da sind, und diese fielen nach dem Apollo Programm komplett weg. Wernher von Braun und viele andere Ingenieure welche die Saturn entwickelt hatten konnten dies nicht glauben. Sie gingen davon aus, dass dem Mondprogramm weitere Programme folgen würden, die auch eine Saturn 5 notwendig machen würden. Das Apollo Applications Programm hatte wie der Name sagt für die Apollo Hardware Anwendungen zu suchen. Ideen gab es viele : Wernher von Braun schwebte zuerst eine Raumstation vor, danach eine Basis auf dem Mond und für Anfang der achtziger Jahre dann eine Landung auf dem Mars. Das alles wäre möglich gewesen, wenn man weiterhin soviel Geld hatte wie zu Zeiten von Apollo. Doch wie schon gesagt zeigte sich sehr bald, dass es nicht dazu kommen würde. Das einzige Apollo Application Programm das durchgeführt wurde war Skylab. Skylab entstand einfach indem man die S-IVB zu einem Labor umrüstete. Ich habe mich lange gefragt warum Skylab niemals selbst seinen Kurs ändern konnte um dem Verglühen 1979 zu entgehen oder es nur 3 Besatzungen in schneller Folge gab. Jahre später habe ich bei Recherchen den Grund gefunden. Als man Skylab projektierte plante man noch vier Saturn 5 Start pro Jahr. Es erschien viel einfacher einfach eine Raumstation voll mit Vorräten zu packen hochzuschießen und wenn diese nach 170 Tagen verbraucht sind eine neue hochzuschießen. Doch Skylab blieb das einzige Labor. Ein zweites schon fertig gestelltes Labor steht heute im Museum.

Auch heute wäre eine Saturn V keine Hilfe bei dem Aufbau der Raumstation, denn diese besteht anders als Skylab aus verschiedenen kleinen Modulen, die miteinander verbunden werden müssen und viel Platz benötigen. Die NASA verfügt noch über 2 Saturn 5 und 5 Saturn 1B Raketen, die nun als millionenschwere Museumstücke vor sich hin rosten.

Der Grund für diesen abrupten Ausstieg waren die Fixkosten. Die Saturn 5, Saturn 1B und Apollo Kapseln kosteten kein Geld. Sie alle waren 1969 längst bezahlt, denn man rechnete bei dem Apollo Programm mit viel mehr Erprobungsstarts als es gab. Man hätte die verbliebenen Saturn 5 also ohne Problem starten können. Das Problem waren die Personen die notwendig waren um die Mission durchzuführen. In Houston waren dies etwa 500 Personen, in Cape Canaveral arbeiteten etwa 10000 Personen, davon sicher ein nicht zu kleiner Anteil an der Saturn 5 und für die Kommunikation brauchte man vor den Zeiten geostationäre leistungsfähiger Tracking und Data Relay Satelliten sogar 3000 Personen. All diese Fixkosten konnte man einsparen wenn man nicht mehr startete und dies tat man dann auch.

Wiedergeburt im neuen Jahrtausend ?

Es gab immer wieder Vorstöße die Technik der Saturn nicht ad akta zu legen. Schon bei den ersten Vorschlägen für ein wiederverwendbares System schlug man vor die F-1  Triebwerke zu verwenden. Aus Kostengründen entschied man sich für Feststoffraketen. Auch wurde erwogen die S-1C zu bergen, doch eine genaue Berechnung zeigte das dies unwirtschaftlich war. Wernher von Braun sah die Zukunft der Saturn in einem an das Mondprogramm anknüpfendes Marsprogramm. Die hohe Nutzlast dafür wäre mit nuklear angetriebenen Oberstufen und zusätzlichen Feststoffboostern an der S-1C erreicht worden.

1991 kam dann nochmals der Vorschlag auf, für den Aufbau der Raumstation Freedom die Saturn wieder zu beleben. Doch da inzwischen außer Plänen keine Produktionsstätten mehr vorhanden waren und auch die Mitarbeiter größtenteils entlassen oder in Rente waren, wurde dies aufgegeben. Seitdem gibt es auch die Mär von den verschwundenen "Blueprints" der Saturn. Was ist daran dran ?

Tatsache ist, das von der Saturn Konstruktionszeichnungen archiviert wurden, aber dies nicht vollständig ist. Es ist deswegen nicht vollständig, weil man ja nicht nur Konstruktionszeichnungen der Rakete als ganzes braucht sondern detaillierte Unterlagen jedes Systems. Wie bei anderen Großprojekten auch gab es zahlreiche Subkontraktoren, die Teile für die Saturn hergestellt haben. Seien es ganze Triebwerke oder nur Transistoren für den Bordcomputer. Es mag zwar einen kompletten Set der Konstruktionszeichnungen für die Rakete bei der NASA geben, aber die Unterlagen die damals nur die Subkontraktoren hatten sind wohl verloren. Was auch verloren ist, ist das Wissen das man bei der Produktion gemacht hat. Wenn es Probleme gab wie man sie gelöst hat, was man in bestimmten Fertigungsschritten zu beachten hat.

Pratt & Whittney, heute United Technologies Corporation hat sich allerdings Mühe gegeben dieses Wissen zu archivieren. Sie haben nicht nur alle Produktionsunterlagen eingelagert sondern auch mit den Ingenieuren und Technikern Interviews geführt und diese auf Tonband archiviert. Warum ? Nun die Entwicklung des F-1 war wohl die aufwendigste in der Geschichte der USA. Es wurden so viele Versuche gemacht um die Zuverlässigkeit zu erhöhen, dass ein F-1 bis heute alle amerikanischen Triebwerke mit derselben Treibstoffkombination schlagen würde.

Der Vorschlag von 1991 entstammte den Plänen für eine Schwerlastrakete (HLV : Heavy Lift Vehicle) , welche man damals plante. Sie wäre für SDI nötig gewesen und mit der Einstellung von SDI wurden auch Pläne für die HLV begraben. Damals machte ein Kongressabgeordneter den Vorschlag die F-1 Triebwerke für diese Rakete zu verwenden. Rocketdyne konnte nun auf die Unterlagen zurückgreifen und der NASA zusagen, dass man die Produktion des F-1 wiederaufnehmen könnte. Es wäre auch ein F-1A möglich, bei dem man die mittlerweile gemachten Technologieentwicklungen mit einbeziehen kann und so den Schub auf 8900 kN steigern kann. Rocketdyne rechnete vor, dass man die Produktion zu Fixkosten von 315 Millionen USD (1991 Finanzbasis) wiederaufnehmen könnte. Etwa 100 Millionen dafür bräuchte man um 4-5 Triebwerke für Testzwecke herzustellen und diese zu testen. Die Produktion eines Triebwerks würde dann bei einem größeren Auftrag von 40 Stück und einer Produktionsrate von 10-12 pro Jahr etwa 15 Millionen USD kosten.

Im Jahre 2004 verkündete George W. Bush die Absicht wieder zum Mond zurückzukehren. Ob es dazu kommen wird ist noch offen, doch Pläne werden fleißig geschmiedet. Für die Raketen welche die Astronauten zum Mond befördern sollen sind nun auch wieder die J-2 Triebwerke im Gespräch (neben den Space Shuttle Triebwerken). Der Grund liegt darin, dass diese Man-Rated sind (siehe unten). Die J-2 sollen natürlich in der heutigen Technologie gebaut werden und dazu sind Modifikationen nötig. Ob es dazu kommt ist noch offen.

Warum baut man heute das J-2 erneut, obgleich man mit dem SSME und dem RS-68 heute viel schubstärkere Triebwerke hat ? Das SSME ist zwar moderner als das J-2 aber es ist auch empfindlicher. Es kann in der derzeitigen Form nicht im Flug wiedergezündet werden. Nach jedem Start muss das Triebwerk und die Leitungen absolut trocken sein, sonst kann es zu starken Druckschwankungen beim Start kommen welche Systeme beschädigen können. Eine Untersuchung ergab, dass man praktisch das gesamte Triebwerk neu konstruieren müsste um es wiederzündbar zu machen. Dagegen verfügt das J-2 über einen Bootstrap Zyklus, bei dem Gas aus den Tanks das Triebwerk hochfahren. Es wäre beliebig oft wiederzündbar. Dies ist aber für die Mondmissionen notwendig. Dort sind mindestens 3 Zündungen des Triebwerks nötig. Das modifizierte J-2 (die Bezeichnung J-2S und J-2S+ kursieren) würde allerdings einen geschlossenen Kreislauf für die Turbinengase verwenden (sogenannter Expander Cycle) und mit 1221 kN Schub und einem spezifischen Impuls von 4427 m/s erheblich leistungsfähiger sein als Pendant aus den sechziger Jahren.

Berücksichtigt man die Inflation so wäre auch der Nachbau der F-1 der ja schon 1991 vorgeschlagen wurde lohnend. Die Kosten von 315 Millionen für Produktionsaufnahme und 15 Millionen pro Triebwerk entsprechen 445 Millionen / 21 Millionen in  2005 er Dollars. Damit wäre das F-1 erheblich billiger als ein SSME, welches für das HLV vorgesehen ist. Ob dies aber auch bei anderen Technologien sinnvoll ist ist zu bezweifeln. Als man die Saturn baute gab es noch keine für die Raketentechnik geeigneten leichtgewichtigen Lithium-Aluminium Legierungen (welche z.B. den Space Shuttle Tank um 8000 kg leichter machte - bei einer Startmasse von 34400 kg entspricht dies einer Gewichtsreduktion von über 20 %). Hochdrucktriebwerke mit dem Hauptstromverfahren waren noch nicht entwickelt. Ja es ist heute nicht einmal mehr sicher ob man die Produktionswerkzeuge für die damalige Technologie her bekommt. Dem Laien dürfte dies am ehesten klar werden bei dem Bordcomputer. Wer weiß wie schwierig es ist ein Ersatzteil für einen nur wenigen Jahre alten Computer aufzutreiben kann sich denken dass es hier Probleme geben kann.

Die Saturn in finanziellen Zahlen

Ein Großteil der 25.5 Milliarden USD für das Mondprogramm entfiel auf die Entwicklung der Trägerraketen. Bei der Saturn I gab es noch die Besonderheit, das die Rakete zuerst von der Army finanziert wurde und dann von der NASA übernommen wurde. Folgende Entwicklungskosten fielen an:

Saturn 1 838,1 Mill. USD
Saturn 1B 1002,3 Mill. USD
Saturn 5 6539,5 Mill. USD
Triebwerksentwicklung 900,1 Mill. USD
Apollo Raumschiffe 9323,4 Mill. USD

Dazu kamen noch die Kosten für produzierte Hardware. Bei den Startkosten gibt es sehr große Differenzen. Die reinen Produktionskosten für eine Saturn 1B betrug 46.7 Mill. USD und 113.1-120 Mill. USD für die Saturn 5. Die Startkosten für eine Saturn 5 werden mit 185 (Apollo 11) -216 Mill. USD beziffert. Ein kompletter Apollo Flug kostete damals mit 350-450 Mill. USD übrigens weniger als heute ein Shuttle Start... Wie bei Raketen üblich ist der Treibstoff das preiswerteste. Obgleich eine Saturn 5 zu mehr als 90 % aus Treibstoff besteht kostete dieser damals nur 153000 Dollar, was bei einer Mondmission zu "Spritkosten" von 60 Pfennig/Kilometer führt.

Mit dem Kosten wurde nicht nur die Saturn gebaut sondern auch Infrastruktur geschaffen. Alleine die Startanlagen am Cape kosteten etwa 1 Milliarden USD. Man denke nur an das VEB, das mit 160 m Höhe, 300 m Breite und 155 m Länge genug Raum bot um 4 Saturn V Raketen gleichzeitig zusammen zu bauen.

Die Entwicklung der Mondraketen - ein Vergleich

Herkules N-1 Start Es ist interessant, das die Raketenentwicklung in der UdSSR und den USA von einem gemeinsamen Ausgangspunkt sehr unterschiedlich verlief. Der gemeinsame Ausgangspunkt war die deutsche Rakete A-4, die beide Siegermächte in den ersten Jahren nach dem zweiten Weltkrieg zuerst untersuchten und dann starteten und dabei vieles über die Konstruktion einer großen Rakete, das Lenksystem etc. lernten. Gegenüber den größten Raketen die bisher von beiden Nationen gestartet wurden war die A-4 100 mal größer, das ist ebenso viel wie der Unterschied zwischen der Saturn-5 und der Jupiter-C.

Auch der nächste Schritt verlief noch bei beiden Nationen gleich: Man baute Nachfolgemodelle der A-4 die auf der Triebwerkstechnik aufbauten aber eine Reihe von Verbesserungen aufwiesen, wie leichtere Tanks, bessere Schubsteuerung durch zusätzliche Triebwerke und Kerosin anstatt Alkohol als Treibstoff. Solche Raketen waren auf der Seite der USA die Redstone und Jupiter und auf seitens der UdSSR die Raketen der W Serie.

Danach verlief die Entwicklung auf beiden Seiten sehr unterschiedlich. Während man in den USA für die ersten Mittelstreckenraketen unter großen Anstrengungen (und zahlreichen Fehlstarts) die Triebwerke für die Atlas und Thor entwickelte. Welche zirka 3 mal mehr Schub als das A-4 Triebwerk abgaben bündelte man in der UdSSR die Triebwerke. So hat die Interkontinentalrakete R-7, aus der die Sputnik und Sojus hervorging 5 Triebwerksblöcke mit je einem Triebwerk aber 4 Brennkammern pro Triebwerk. Solange man im Westen diese Details nicht kannte und nur die Düsen zählen konnte, ging man von 20 Triebwerken aus. Die UdSSR Philosophie ist jedoch hier anders als im Westen. Ein Triebwerk besteht aus mehreren Teilen. Vereinfacht gesagt kann man aber ein Triebwerk in zwei Teile unterteilen: Ein Teil transportiert den Treibstoff unter hohem Druck in die Brennkammer, der zweite ist die Brennkammer und die Ausströmdüse. Die UdSSR haben nun zwar auch das Problem eine große Pumpe zu konstruieren, die den Treibstoff in die Brennkammer transportiert, aber die Brennkammer mussten sie nicht größer machen. Dies - und der größere politische Wille, bedingt durch die Unterlegenheit bei strategischen Bombern - führten dazu, das die UdSSR früher über eine Interkontinentalrakete und einen Satellitenträger verfügten.

Der Wettlauf zum Mond begann - was die Raketen anbetraf - schon 1958 in den USA, als man die Saturn 1 projektierte. Grund war sicherlich die Unterlegenheit bei den damals verfügbaren Raketen. 1958 hatte eine Sputnik schon 1327 kg in den Orbit befördert, während die USA erst zirka 150 kg transportieren konnten. Man meinte daher im Verzug zu sein. Die UdSSR fingen mit der Konstruktion der Proton, die mit der Saturn 1B vergleichbar ist erst 1961 an, waren also hier im Nachteil. Die Proton stellte einen enormen Entwicklungssprung gegenüber der Sputnik dar - Der Bodenschub des Triebwerkes war fast 6 mal so groß wie die des Sojus Triebwerkes. Wie die Saturn 1 verwendete auch die Proton einen zentralen Tank für den Oxidator und darum gruppiert die Brennstoffbehälter, an denen die Triebwerke saßen. Ähnlich wie die zur selben Zeit in Dienst gestellte Titan verwendete man den lagerfähigen Treibstoff N2O4 / UDMH. Dies vereinfachte den Umgang mit der Rakete und die Explosionsgefahr war geringer.

Ein Antrieb mit Wasserstoff als Treibstoff hat die UdSSR erst für die Energija Rakete entwickelt. Die Gründe dafür können vielfältiger Natur sein. Ich denke das wahrscheinlich zwei Gründe für die Verwendung von Kerosin auch bei der späteren Mondrakete sprechen:

Saturn 5 Start Bei der Entwicklung der russischen Mondrakete gipfelten diese beiden Konzepte. Während man in den USA eine Rakete mit möglichst wenigen Triebwerken bauen wollte und Wasserstoff als Treibstoff um mit 3 Stufen und moderaten Stufenmassen auszukommen, setzte man in der UdSSR auf die bewährte Kombination Kerosin / Sauerstoff und die Bündelung der Triebwerke. Verschlimmernd kam noch dazu, das Koroljow, der Architekt des russischen Programms, früh verstarb. Die Bedeutung einer solchen Persönlichkeit lässt sich leicht an dem Niedergang des amerikanischen Programms nach Ausscheiden Wernher von Brauns zeigen.

Weiterhin litt das russische Programm darunter, das man erst relativ spät anfing den Wettlauf zum Mond aufzunehmen (Die Entwicklung startete erst 1964) und es zu einem Streit zwischen Koroljow und dem führenden russischen Triebwerkskonstrukteur kam, so das sich Koroljow nicht an der N-1 beteiligte.

Die russische Mondrakete N-1 oder Herkules hatte zwar mit 2735 t Startmasse in etwa das gleiche Gewicht wie die Saturn 5, konnte jedoch nur 70 t in eine Erdumlaufbahn befördern (anstatt 130-150 t). Der Grund dafür war der weniger energiereiche Treibstoff Kerosin. Auch war die Rakete vierstufig, um den Mond zu erreichen, auch dies war wegen dem Treibstoff Kerosin notwendig (Das russische Mondfahrzeug war daher auch kleiner und hätte nur 2 Kosmonauten zum Mond und einen auf den Mond befördert). Der größte Unterschied jedoch bestand in der Anzahl der Triebwerke. Die Saturn 5 verwendete in 3 Stufen 11 Triebwerke, die N dagegen in 4 Stufen 43! Alleine die erste Stufe verwendete 30 Triebwerke mit je 1544 kN Schub, also einem Viertel des F-1 Triebwerkes. Wahrscheinlich war es diese Bündelung die auch zum Verlust aller 4 Raketen schon während des Betriebs der ersten Stufe führte. Gegenüber einem Antrieb mit 5 Triebwerken wie bei der Saturn 5 ist das Risiko einer Fehlfunktion bei 30 Triebwerken 6 mal höher!

Obgleich insgesamt das Entwicklungsprogramm der N schon im Rückstand war (erster Start 21.2.1969, also 15 Monate nach dem Saturn 5 Erststart) hoffte man noch den Amerikanern zuvorzukommen, doch der zweite Start am 2.7.1969 zerstörte die Startrampe wodurch das Rennen zum Mond endgültig entschieden war. 1972 wurde nach 4 Fehlstarts das N Programm eingestellt. Die Triebwerke NK-33 der ersten Stufe leben jedoch weiter: Die amerikanische Firma Kistler kündigte 1997 an, mit diesen 30 Jahre alten Triebwerken ihre Rakete Kistler-1 zu bauen, bislang erfolgte aber keine Vorstellung eines flugfähigen Modells. Auch in der japanischen J-2A waren diese Triebwerke geplant. Diese Rakete wird wahrscheinlich aber nicht gebaut werden.

Sicherheit bei der Saturn und beim Space Shuttle

Da nach dem Verlust der Columbia die Sicherheitsphilosophie des Space Shuttles erneut hinterfragt wird hier einige Angaben zur Saturn im Sinne der Sicherheitsphilosophie. Wie schon erwähnt gab es intern in der NASA Vorwürfe die Saturn 5 mit unnötigen Sicherheitszuschlägen zu versehen und dadurch ihre Entwicklung zu verzögern. Hinsichtlich der Erprobung (zuerst wollte von Braun nur die S-1C testen, dann eine zweistufige Version und erst dann die endgültige Saturn 5) musste von Braun nachgeben. Unnachgiebig war er dagegen bei der Sicherheitsphilosophie.

Die Saturn 5 war anders als die Atlas und Titan die man bei dem Mercury und Gemini Programm einsetzte eine Trägerrakete bei der von vorneherein klar war dass sie bemannt fliegen würde. Daher versuchte man viel mehr um sie sicherer zu machen. Der Begriff "man rated" ist schwer zu fassen und auch nicht einfach zu übersetzen. Im wesentlichen beschreibt er die Fähigkeiten oder die Änderungen an einer Trägerrakete um die Besatzung bei einem Unfall zu retten.

Alle Entscheidungen kann man in folgende Kategorien einteilen:

Redundanz

Wenn es möglich ist, dass ein System ausfällt, muss dafür Sorge tragen, dass es ein Reservesystem gibt. Bei Raketen ist dies schwierig, denn man kann nicht alle System doppelt auslegen, da bliebe keine Nutzlast mehr übrig. Die Saturn war jedoch für eine Rakete mit sehr vielen redundanten Systemen ausgestattet.

Zum einen durch die fünf Triebwerke in der ersten und zweiten Stufe. Alle Triebwerke hatten eine gemeinsame Treibstoffleitung, so dass bei Ausfall eines die anderen vier weiter arbeiten konnten. Sofern ein Ausfall also nicht gleich nach dem Start erfolgte konnte die Rakete ihre Mission weiterführen. Beim Space Shuttle gibt es auch 3 Triebwerke, doch der Ausfall wiegt schwerer. Wenn ein Triebwerk ausfällt ist je nach Zeitpunkt entweder ein Flugabbruch nötig oder es kann gerade noch ein Orbit erreicht werden. Dies liegt einfach daran dass hier 33 % der Leistung wegfallen, während es bei der Saturn nur 20 % waren.

Auch andere Systeme waren soweit möglich redundant. Der Computer war dreifach redundant ausgelegt und die S-IVB verfügte über 9 Heliumflaschen anstatt 2 oder 3 wie bei Raketen üblich. Alle Ventile waren bei der S-IVB redundant ausgelegt, für den Fall dass der Treibstoff nach dem ersten Brennen sie vereiste konnte man so einen zweiten Ventilsatz in Betrieb nehmen.

Die Brennkammer der F-1 Triebwerke wurden zum einen aktiv gekühlt durch das Kerosin, welches durch die Brennkammerwand zirkulierte, aber auch passiv durch die Belegung der Brennkammer mit einer Mineralfaser. Dasselbe geschah bei der Düse. Hier hätte eine Strahlungskühlung ausgereicht, aber man kühlte zusätzlich noch durch die Abgase des Gasgenerators.

Bei der Abtrennung der S-1C gab es zwei Systeme um diese sauber zu gewährleisten. sowohl die S-1C wie auch die S-II hatten Retroraketen die zum gleichen Zeitpunkt betätigt wurden. Auch hier hätte eigentlich ein System vollkommen ausgereicht.

Konventionelle Technik

Die Saturn 5 war zwar der modernste Träger der USA, aber sie versuchte nicht das Maximum aus der verfügbaren Technologie herauszuholen. Das begann schon bei der Wahl der Treibstoffe. Eine Trägerrakete nur mit Wasserstoff als Treibstoff wäre um etwa 1000 t leichter gewesen als eine Saturn 5. Doch diese Technologie war damals noch völlig neu und schon das J-2 Triebwerk war um einiges größer als das RL-10 Triebwerk der Centaur.

Auch verzichtete man das Maximum aus dem Treibstoff herauszuholen. Die spezifischen Impulse von F-1 und J-2 liegen etwa um 200 unter dem von anderen Triebwerken mit dieser Treibstoffkombination erreichen kann. Dies hat zwei Vorteile : Man reduziert zum einen die Drücke in den Brennkammer auf ein erträgliches Maß und die Anforderungen an Turbinen und Pumpen sinken. Zudem wurden Gemische verwendet die sehr reich an Treibstoff waren. Die Temperaturen in den Brennkammern waren dadurch niedriger.

Vergleicht man z.B. das Space Shuttle Triebwerk SSME mit dem J-2 so fällt auf, dass dieses um den spezifischen Impuls von 4180 m/s auf 4426 m/s zu steigern den Brennkammerdruck von 40 auf 220 Bar erhöhen musste. Die Anforderungen an die LOX und LH2 Pumpen waren enorm und führten bei der Entwicklung zu einigen Problemen. Später hat man den Schub noch von 100 über 104 auf 109 Prozent erhöht. Die Wirkung ist bei einem Triebwerk die gleiche wie bei einem übertakteten Prozessor: Die vermehrt produzierte Hitze muss abgeführt werden, sonst altert das Triebwerk rapide.

Bei den Tanks verwandte man keine absolute Leichtkonstruktion wie bei der Atlas die nur unter Druck stabil war, sondern verstärkte diese sogar noch durch Stinger und Träger.

Sicherheitsrelevante Entscheidungen

Bei der Konstruktion einer Rakete gibt es of für eine Lösung oft sehr viele Wege. Manche sind kostengünstiger, andere erzielen mehr Leistung und wieder andere ergeben einen sicheren Träger. Am Beispiel der Tankisolation der oberen beiden Stufen soll dies erläutert werden. Die Centaur und der externe Tank werden isoliert indem auf den Tank ein Polyurethanschaum aufgesprüht wird und dieser zusätzlich mit einem Lack eingesprüht wird, da sich in die Rillen des PU Schaums gerne Wasser ansammelt, dass dann durch die Kälte des Treibstoffs zu Eis gefriert und Risse in den Tank sprengt. Normal ist bei solchen Treibstoffen, die Temperaturen von -180 und -252 Grad Celsius haben, dass Wasser aus der Luft kondensiert und Eis bildet. Bei den Zeitlupenaufnahmen der Saturn 5 Starts sieht man abbrechendes Eis sehr deutlich. Bei Apollo waren es insgesamt 650 Pfund bei der S-1C, 450 Pfund bei der S-II und 200 Pfund bei der S-IVB die so beim Start abfielen - Eine Menge von 1300 amerikanischen Pfund, rund 590 kg.

Bei der Saturn 5 hat man aus diesem und anderen Gründen erstmals die Isolierung im inneren des Tanks angebracht. Dadurch konnte nur noch die Luftfeuchtigkeit kondensieren, die beim Einfüllen des Tanks vorhanden war. Um dies weiter zu reduzieren hat man vor dem Tanken den Tank mit Helium gespült. Als letzte Maßnahme handelt es sich bei der Isolierung nicht um einen schnell aufgesprühten Schaum sondern um tausende von Kacheln aus einem Glasfasergeflecht eingebettet in PU Schaum. Die Fäden ergaben eine Haftung zweier Platten die aneinander lagen, zusätzlich zu der Verklebung an der Tankinnenseite.

Bei den Triebwerken findet man Technik die eigentlich nicht nötig war. So waren die F-1 Triebwerke mehrfach zündbar und einzelne Triebwerke haben in Testläufen über eine Stunde Betriebsdauer erreicht (allerdings in mehreren Läufen). Wozu dieser Aufwand für ein Triebwerk welches bei einem Mission nur einmal gezündet wird und maximal 180 Sekunden lang betrieben wird ? Nun hinsichtlich der Betriebsdauer ist dies einfach zu verstehen, da solche Tests auch heute vorkommen. Da werden Autos monatelang gefahren und akkumulieren mehr Kilometer als sie der Durchschnitts PKW Fahrer jemals erreicht. Bei Belastungstests werden viele Systeme größeren Lasten ausgesetzt als sie jemals im Betrieb konfrontiert sind. Wenn ein Triebwerk ohne Probleme 1 Stundel ang arbeitet, so ist die Wahrscheinlichkeit das baugleiche Typen während 180 Sekunden ausfallen sehr gering.

Warum aber war das F-1 mehrfach zündbar ? Nun ganz einfach: Wenn ein Triebwerk Probleme hat, so deutet sich dies schon einige Zeit vor einem Katastrophalen Ereignis an. Es variieren Drücke oder Temperaturen. Ein Computerprogramm kann dies erkennen und das Triebwerk abschalten. Abschlaten klingt einfach, doch man kann dies unterschiedlich machen. Einfach die Ventile schließen wie man es beim Brennschluss bei Stufen macht ist einfach, doch es kommt zu einer sehr starken Belastung der Struktur und als Folge kann es zu Beschädigungen kommen. (Dies war die Ursache des vierten Fehlstarts der N-1, als bei der planmäßigen Abschaltung von 6 von 30 Triebwerken plötzlich 900 t Schub wegfielen und es zu Beschädigungen der Struktur kam). Man kann ein Triebwerk aber auch kontrolliert herunterfahren indem man in kurzer Zeit Druck und Treibstoffzufluss senkt. Das F-1 wurde so heruntergefahren. Dann ist es aber auch möglich das Triebwerk bei Tests erneut zu zünden, denn man hat es ja praktisch unverändert.

Wir finden ähnliches bei der S-IVB. Auch diese Stufe konnte mehrfach wiedergezündet werden (und dies wurde auch bei den ersten beiden Testflügen der Saturn V getestet), obgleich dies bei einer nominalen Mission niemals nötig war. Man sicherte sich so dagegen ab, dass in jedem Fall eine Zündung gelingen würde.

Rettungssystem

Zusätzlich verfügte die Saturn 5 über einen Rettungsturm. Dies ist ein Turm aus 3 Feststoffraketen befestigt an einer Kegelstumpfverkleidung, die auf der Apollo Kapsel saß. Die Hülle schützte auch die Kapsel bei dem Aufstieg vor Aufheizung. Der Hauptzweck war aber die Rettung der Besatzung. Ausgelöst wurde der Rettungsturm entweder automatisch, wenn die Computersteuerung eine gravierende Anomalie feststellte oder durch die Besatzung die einen gesicherten roten Schalter umlegen musste.

In diesem Fall hätten 3 Feststoffraketen einen Schub von 667 kN entwickelt, während gleichzeitig Sprengbolzen die Kommandokapsel von dem Service Module trennten. Genug Schub um das etwa 10 t schwere Gefährt mit 70 m/s zu beschleunigen und aus der Gefahrenzone zu bringen. Die Verkleidung aus Titan hätte die Kommandokapsel vor dem Abgasstrahl der Raketen geschützt. Wäre es am Boden ausgelöst worden so hätten zwei seitliche Feststoffraketen für eine Minute gezündet und für 0.5 Sekunden einen Schub von 10.88 kN entwickelt, welcher der Kapsel eine horizontale Geschwindigkeit gibt, so dass sie auf den Atlantik hinaustreibt.

Der Rettungsturm hatte eine Masse von 4050 kg, eine Höhe von 9.9 m und einen Basisdurchmesser von 1.2 m. Der Rettungsturm wurde 30 Sekunden nach Zündung der zweiten Stufe abgesprengt. Dazu dienten vier weitere Raketen mit jeweils 142.8 kN Schub, die auch die Verkleidung wegzogen.

Die Besatzung hätte also während dieser Zeit in Sicherheit gebracht werden können. Der Zeitpunkt war mit Bedacht gewählt. Da das Rettungssystem zusätzliche Masse bedeutet, kann es nicht mit in den Orbit gebracht werden. Störungen bei Triebwerken mit flüssigen Treibstoffen kündigen sich meist schon bei der Zündung oder kurz danach an. Nach 30 Sekunden rechnet man nicht mehr mit Störungen und wenn, so ist die S-II ab diesem Zeitpunkt in der Lage einen Triebwerksausfall zu kompensieren. (Und tat dies auch bei Apollo 13).

Beim Ausbrennen der S-II hat die Kapsel schon fast Orbitalgeschwindigkeit. Gibt es Probleme beim Zünden der S-IVB so wird die Stufe abgeschaltet, die Kapsel abgetrennt und sie wassert im Pazifik. Gibt es eine Störung bei dem Flug zum Mond, der zweiten Zündsequenz der S-IVB so verfährt man genauso, nur trennt man dann das Command Module mit Kapsel ab. Im erdfernsten Punkt der Bahn zündet das Triebwerk und erniedrigt die Bahnhöhe des erdnächsten Punktes, so dass die Kapsel in die Erdatmosphäre eintritt, ansonsten wird wie bei einer normalen Apollo Landung verfahren.

Space Shuttle - Eine andere Ausgangsbasis

Als die Saturn 5 entwickelt wurde war es normal das eine Rakete bei ihren Testflügen eine Zuverlässigkeit von 50 Prozent hatte und die schon eingeführten Träger der NASA errichten 80 Prozent Zuverlässigkeit. Als man den Space Shuttle baute hatten sich die US Trägerraketen bei einer Erfolgsquote von etwa 87-96 Prozent eingependelt. Fehler waren nun nicht mehr Explosionen der Rakete. Man erkannte, dass bei Raketen mit flüssigen Treibstoffen sich Fehler schon frühzeitig ankündigen und man genügend Zeit hat ein Triebwerk abzuschalten. Feststoffbooster wie sie in der Delta und Titan eingesetzt wurden erwiesen sich als fast zu 100 Prozent zuverlässig.

Da das Space Shuttle an der Grenze dessen war was man technisch machen konnte, musste die Sicherheitskonzeption eine andere sein. Hätte man überall solche Zuschläge gemacht wie bei der Saturn so hätte dies die Nutzlast gravierend abgesenkt. Dies lag daran, das die Nutzlast eigentlich nicht die 30 t sind, die der Shuttle aussetzt, sondern Shuttle und Nutzlast zusammen, die bis zu 111 t wiegen können. Sinkt durch eine Maßnahme also das Gesamtnutzlastgewicht um 10 % oder 11 t, so reduziert dies die Nutzlast die transportiert werden kann nicht um 10 %, sondern um über 33 %, nämlich 11 t. Denn das Shuttle bleibt immer gleich schwer. Eine absprengbare Crew Kabine zum Beispiel hätte während des Betriebs der Feststoffbooster die Besatzung retten können, aber auch die Nutzlast um 7.7 t gesenkt.

Die Konzeption beim Space Shuttle war daher eine andere. Sie basiert auf folgenden zwei Annahmen:

Anders gesagt: Während des Betriebs der Feststoffraketen gab und gibt es keine Rettungsmöglichkeit. Ihr Schub ist so groß, dass man nicht das ganze Space Shuttle abtrennen kann. Man vertraute einfach auf deren Zuverlässigkeit.

Später, nach Abtrennung der Feststofftriebwerke war der Plan bei Problemen die Triebwerke abzustellen. Kurz nach dem Start hätte der Shuttle noch aerodynamisch seine Bahn ändern können und zum Cape zurückkehren können. Später gab es Notlandeflugplätze rund um den Globus. Der erste lag in Spanien. Bei einem sehr späten Zeitpunkt hätte man einen Notorbit erreicht.

Als man den Shuttle konzipierte gab es sehr viele Widerstände gegen diese Konzeption. Raketenfachleute die unter von Braun die Saturn 5 gebaut hatten protestierten gegen beide Punkte. Man sollte keine Feststoffbooster verwenden, weil man sie einfach nicht mehr abstellen konnte. Stattdessen sollten Booster mit flüssigen Treibstoffen und den Triebwerken der F-1 eingesetzt werden. Diese sollten ebenfalls geborgen werden. Gegen diese Konzeption sprachen vor allem Kostengründe. Der Space Shuttle sollte nur mit der Hälfte der Mittel für die Saturn Entwicklung realisiert werden und dies war nur möglich wenn man die vergleichsweise preiswerten Feststoffbooster einsetzte.

Die Saturn und die Deutschen

Wernher von BraunEs ist allgemein bekannt, dass die Saturn 5 in ihrer Konzeption eine Rakete "von Brauns" war. Er war der Chef des Marschall Zentrums wo die Saturn 5 entwickelt wurde und auch zahlreiche andere Peenemünder waren in führende Positionen gelangt. Ein Organigramm des Marschall Flight Zentrums enthält in den führenden Positionen weitaus mehr Deutsche als Amerikaner. Auffällig ist, dass mit dem Ende des Apollo Programms dies innerhalb weniger Jahre sich änderte. Von Braun wurde in einen nominell höher gestellten Posten weggelobt, in dem er aber keine direkte Machtbefugnis mehr hatte. Er verlies verbittert die NASA 1972. Andere Deutsche folgten ihm zur gleichen Zeit. Warum ?

Es gibt eine Reihe von Gerüchten um diese Frage. So befanden sich viele Peenemünder an oder in den sechzigern und man könnte daran denken, dass sie in Pension gingen - Allerdings warum direkt nach einem Projekt anstatt die Erfahrungen zu Beginn des nächsten Projektes an den Nachfolger weiterzugeben und dann zur Mitte dieses Projektes auszuscheiden ?

Man kann dies auch als eine Folge der Zerwürfnisse bei der Konzeption des Space Shuttles sehen, bei dem die Raketenfachleute vom Marschall Flight Center die meisten Widerstände leisteten. Da liegt es auf der Hand diese Stimmen zum Schweigen zu bringen.

Andere Gerüchte sprechen die Schuld sogar Nixon zu. Schließlich war bekannt, dass dieser alles wegtünchen wollte, was an John F. Kennedy erinnerte. Als Apollo 11 in der Nähe des Flugzeugträgers "John F. Kennedy" niederkam dürfte dieser die Astronauten nicht aufnehmen, sondern es musste die weiter entfernte Hornet sein. Als man 1986 den Plan verfolgte die Saturn erneut zu bauen mussten Firmen und die NASA einräumen, dass alle Unterlagen schon Anfang der 70 er Jahre vernichtet wurden. Warum sollte dieser Präsident den Space Shuttle mit den Fachleuten angehen die schon für JFK arbeiteten ?

Gesichert ist dass zumindest einige Deutsche nicht in Frieden von der NASA schieden. Von Braun warf nach 2 Jahren das Handtuch und Kurt Debus musste seinen Hut nehmen. Obwohl er langjähriger Direktor des Kennedy Space Centers war wurde nicht zum Erststart des Space Shuttles eingeladen und musste privat anreisen.

Auf jeden Fall waren die Folgen gravierend. Die Saturn wurde noch von der NASA selbst entwickelt und die Produktion dann auf die Industrie übertragen (wobei man die Aufträge so splittete, dass 3 Firmen vom erarbeiteten Know How profitierten). Der Shuttle wurde völlig von der Industrie entwickelt. Er kostete mehr als doppelt so viel wie veranschlagt und startete 3 Jahre später als geplant.

Gesamtübersichten

Starts aufgeschlüsselt nach Modellen

No Text

Starts, aufgeschlüsselt nach Startjahr:

No Text

Quellen:

NASA SP-4206 "Stages to Saturn"

Jesco v. Puttkammer "Apollo 11: Wir sehen die Erde"

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




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