Raumcon
Raumfahrt => Konzepte und Perspektiven: Raumfahrt => Thema gestartet von: Schillrich am 05. Juli 2008, 17:48:54
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Ich starte einen Thread zu DIRECT, einem Gegenvorschlag zum Constellationprogramm mit ARES I und ARES V.
Quelle: http://www.directlauncher.com/
Grundlagen
DIRECT möchte die Ziele des Constellationprogramms der NASA mit anderer Technik erreichen. Das Ziel ist nach wie vor der Mond. Grundgedanke ist mehr Hardware und Infrastruktur des STS-Porgramms zu nutzen, um so schneller, billiger und flexibler die neuen Ziele erreichen zu können.
Die Vorteile sollen sein:
- höhere Leistung/Kapazität der JUPITER-Träger
- schnellere Verfügbarkeit für bemannte Flüge zur ISS und zum Mond
- geringere Kosten durch Verwendung bestehender Technik und Entwicklung nur "einer" Trägerrakete
- höhere Sicherheit für die Crew und den Missionserfolg
- kontinuierlicher Übergang zwischen STS und JUPITER, wodurch auch die Arbeitskräfte erhalten/beschäftigt bleiben
- mehr Starts
Die Vorschläge sehen wie folgt aus:
JUPITER 120
Dieser Träger soll ORION und andere Nutzlasten in den LEO bringen. Er hat folgende Eigenschaften:
- weitere Nutzung der 4-Segmente-SRBs des STS
- Umwandung des ET des STS in eine Hauptstufe mit 2x RS-68-Triebwerken der DELTA IV, Erweiterung des LOX-Tanks
- ca. 50t Nutzlast in LEO
- Mit dem Träger sollen vielfältigere Missionen im LEO durchgeführt werden können: Modultransport zur ISS, Servicemissionen Hubble, Start von Raumsonden
JUPITER 232
Dieser Träger soll für den Flug zum Mond genutzt werden. Er hat folgende Eigenschaften:
- JUPITER 120 bekommt 3x RS-68-Triebwerken in der Hauptstufe und wird um eine neue Oberstufe erweitert. Diese soll von 2x J2XD-Triebwerken angetrieben werden.
- ca. 115t Nutzlast in LEO
Mondmissionen
Für Mondmissionen würden 2 JUPITER 232 starten. Die erste bringt ihre Oberstufe als EDS (Earth Departure Stage) in den LEO, die zweite bringt das Raumschiff CEV (Crew Exploration Vehicle, ORION) und den Lander LSAM (Lunar Surface Access Module, ALTAIR) in den Erdorbit. Nach dem Aussetzen dockt CEV an LSAM (wie bei APOLLO). Beide gemeinsam docken dann an die EDS aus dem ersten Start. Die EDS beschleunigt das Gespann zum Mond. Von da an läuft alles wie bei ARES ab. Es sollen ca. 62t in den LLO (Low Lunar Orbit) und 26t zur Oberfläche gebracht werden können.
Spätere Missionen sollen so ablaufen, dass 2x EDS in den LEO gebracht werden, eine mit dem ersten unbemannten Start, die zweite zusammen mit CEV+LSAM. Die erste EDS soll als Treibstoffdepot dienen. Das Gespann aus CEV+LSAM+EDS dockt an die erste EDS an und transferiert deren Treibstoff zu sich. Damit soll mehr Nutzlast für Versorgung und Aufbau einer Basis zum Mond gebracht werden können. Die Nutzlasten liegen (nach der aktuellen Präsentation) dann immer noch bei 62t für LLO und 26t für die Oberfläche ([size=10]seltsam, wo soll dann der Sinn sein?[/size]).
Außerdem gibt es Pläne/Ideen für ein wiederverwendbares LSAM im LLO, welches dort aufgetankt werden soll.
In der Hoffnung auf eine kontroverse Diskussion ;).
PS:
Entschuldigung für die Abkürzungen, aber wenn man sich ein Mal in das Thema einliest, nutzt man die gerne, weil man kürzer präzise Formulieren kann ;).
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Also die Entwicklungskosten dürften auf jeden Fall schon mal billiger sein. Die Kosten für eine Mondmission vermutlich auch.
Allerdings bleiben Probleme bestehen:
- Feststoffbooster
- preislich dürfte ein Jupiterstart in der Nähe des Shuttle liegen, von einer Kostenreduktion kann also keine Rede sein
- es ist vollkommen unsinnig, die Jupiter 120 für Raumsonden zu benutzen. Die Atlas V und Delta IV sind deutlich billiger. Höchstens für sehr schwere/schnelle Sonden würde sich ein Einsatz anbieten
- Zum Thema ISS-Bedienung: Es sind so viel ich weiß 2 Mondmissionen pro Jahr geplant. Das macht 4 Jupiterstarts. Wenn man noch eine Mondbasis aufbauen will, braucht man noch zusätzliche Frachtflüge. Wieviel Starts da wohl noch für die ISS übrigbleiben? Das Problem gibt es natürlich auch bei Ares I & Ares V.
Natürlich macht das Konzept schon mal mehr Sinn als das Constellation Konzept.
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Die NASA gibt an, dass Jupiter die angegebenen Leistungen nicht erreichen kann. Sie geht davon aus, dass für jede Mondmission 3 Jupiter-232-Starts notwendig sein würden. Außerdem sind es immer noch 2 Raketen, die entwickelt werden müssen, wobei aber beide aufeinander aufbauen und nacheinander kommen können.
Ein Problem sind die vielen Manöver im Erdorbit:
CEV dockt an LSAM+EDS2 -- CEV+LSAM+EDS2 docken an parkende EDS1 -- kryogener Treibstoff wird von EDS1 an EDS2 übergeben.
Solche Manöver hat es noch nie gegeben: blindes Andocken mit dem Fußende an der Stufe + kryogener Treibstofftransfer in großen Mengen.
Das ist Neuland und unsicher. Je mehr Rendezvous es gibt, desto größer wird die Wahrscheinlichkeit eines Verlusts der Mission durch technische Probleme.
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In der Verwendung der SRBs sehe ich kein echtes Problem. Es wird ja endlich ein Rettungssystem geben. Die SRBs sind beim Shuttle "nur" ein Problem, weil man sich während derer Brennphase nicht retten kann. Bei ARES oder JUPITER hingegen wäre es möglich.
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Hallo Daniel,
der Treibstofftransfer ist nicht mehr aktuell, das hat man inzwischen verworfen.
Hier ein aktuelles Konzeptbild:
(http://i27.tinypic.com/15rnnrt.jpg)
Wenn die Jupiter-232 115 Tonnen schafft, warum sollte man da 3 Starts brauchen? :-?
Quelle:
http://www.launchcomplexmodels.com/Direct/documents/DIRECT_Summary_v2.0.2.pdf
Tobi
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Doch doch, der Treibstofftransfer ist noch aktuell. In deren Dokumenten kommt der immer später bei erweiterten Mondkonzepten (Schau in dem PDF mal eine Seite weiter auf Figure 21 ;)). Die NASA wird sich bei ihrer Kritik ja auch nicht umsonst darauf bezogen haben.
3 Starts wären halt notwendig, wenn Jupiter nicht die geplanten Leistungen erreicht für LEO, TLI und LLO. Davon geht die NASA aus, bzw. erhält dass bei ihrer Analyse.
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Warum sollte die Nutzlast nicht stimmen? Das Space Shuttle wiegt beim Start über 100 Tonnen. :-?
Ja hab ich eine Minute später auch gesehen. ;)
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U.a. sagt die NASA, dass die Struktur von JUPITER schwerer wird als von DIRECT berechnet (auch die gehen von einer höheren Masse aus) und dass die "einfachen" Umbauten am ET deutlich komplexer sind.
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Was mit noch einfällt bzgl. des "blindes" Andockens an die EDS:
Technisch ist das eigentlich kein Problem, unser ATV macht das ja auch automatisch. Trotzdem bleibt bestehen, dass durch solche Manöver die Fehleranfälligkeit und die Wahrscheinlichkeit für einen Missionsabbruch steigen. Deshalb kommt die NASA dabei (PLOM , Probability for Loss Of Mission) auf andere Werte als DIRECT:
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... dass die "einfachen" Umbauten am ET deutlich komplexer sind.
Man wird halt Erfahrungen und Tooling des ET zum Teil verwenden können, aber letztlich würde halt doch ein neuer Core entwickelt.
Der Core würde einer völlig anderen Lastverteilung ausgesetzt sein als ein Shuttle ET.
Auch die nötigen Triebwerksblöcke werden sicher nicht zwischen Tür und Angel hervorgezaubert.
Gruß Thomas
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Hallo Thomas,
was meinst du mit "Triebwerksblöcken"? Die Triebwerke selbst gibt es ja, nur noch nicht man-rated.
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Hallo, Daniel,
da meine ich das Konglomorat aus Schubgerüst, Pumpen, Gasgeneratoren, Leitungen, Isolierungen, Schubdüsen, Elektronikboxen, Hydraulikanlagen usw., also letztlich alles zusammen bis zu der Ebene, wo die Lastübertragung auf die darüberliegenden Tanks und /oder die äusser Hülle, soweit nicht mit den Tankwänden identisch, erfolgt.
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Wie gesagt, man möchte das RS-68 man-raten und verwenden. Das Triebwerk gibt es schon und muss nicht (vollkommen) neu entwickelt werden.
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jepp, schon klar, aber die passende ATS (Aft Transition Structure - hintere (meint unten..) Übertragungstruktur) gibts z.B. nicht .....
... und bzgl. des Manratens: Ist ja auch da nicht wirklich ein Unterschied zum Constellation Programm. Ein nicht vier Segment Booster ist auch zu manraten, wenn man an Ares I denkt, und bei Ares V sollen da auch RS-68 verwendet werden.
Ich denke, dass das DirectLauncher Konzept eben technisch einfach unterschiedlich ist, aber meines Erachtens nicht schneller umsetzbar.
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Ich sehe das ganze auch skeptisch. Den größten Vorteil, den sie anpreisen ist der Kosten- und Zeitvorteil. Gerade Kosten- und Zeitpläne sind zum umwerfen da ;). Auch das Constellationprogramm sah auf dem Papier am Anfang gut, schnell und flexibel aus. Die reale Umsetzung ist da halt doch ein harter Prüfstein, und an dem wurde/wird DIRECT nicht gemessen.
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Soweit ich die Diskussion um Ares und man-rated verfolgt habe, scheint Ares I eher unterdimensioniert zu sein (da werden aus 4 erst 5 und dann 5,5 Segmente) - alles immer höher und größer - und die Ariane 5 eher überdimensioniert (sagen wir, hat Leistungsreserven) für einen bemannten Flug. Liege ich da falsch?
Für mich sind Ares 1/5 zwei (neue) Systeme und daher teuer. Directlauncher scheint da evolutionärer zu sein. Aus Direct wird aber nur was werden, wenn die Ares I nicht fliegt.
Meine Zwischenfrage wäre aber:
Es gab sehr früh eine Idee, statt den Orbiter eine Nutzlast mit SSME Segment als Cargo-Version zu bauen (Booster und ET bleiben bestehen). Das wurde verworfen, ich weiß aber nicht warum?
Vielleicht waren die SSMEs zu teuer für Einmalnutzung, aber man hätte auch andere Triebwerke nehmen können oder nur 2 SSMEs und die so modular aufbauen können, dass die per Shuttle wieder zuzurückkommen könnten ?
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...?
Für mich sind Ares 1/5 zwei (neue) Systeme und daher teuer. <> Directlauncher scheint da evolutionärer zu sein.
Da sehe ich genau keinen Unterschied. Das eine wie das andere Konzept versucht, auf vorhandenes aufzubauen, muss aber viel neu entwickeln. Das gibt sich m.E. nichts.
Es gab sehr früh eine Idee, statt den Orbiter eine Nutzlast mit SSME Segment als Cargo-Version zu bauen (Booster und ET bleiben bestehen). Das wurde verworfen, ich weiß aber nicht warum?
Vielleicht waren die SSMEs zu teuer für Einmalnutzung, aber man hätte auch andere Triebwerke nehmen können oder nur 2 SSMEs und die so modular aufbauen können, dass die per Shuttle wieder zuzurückkommen könnten ?
Ein (unbemannter) Shuttle Triebwerksblock mit nicht SSME Triebwerken wären doch auch eine komplette Neuentwicklung. Abgesehen von vorhandenen Aerodynamik- und TPS-Erkenntnissen...
Gruß Thomas
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Die NASA hat den DIRECT Vorschlag analysiert und ist zu dem Schluss gekommen, dass dieser teurer ist und außerdem länger zum entwickeln braucht. Außerdem soll es mit der Performance nicht stimmen.
Quelle:
http://www.floridatoday.com/apps/pbcs.dll/section?category=PluckPersona&U=5064da92e6c8480c8704375ba20ac620&plckController=PersonaBlog&plckScript=personaScript&plckElementId=personaDest&plckPersonaPage=BlogViewPost&plckPostId=Blog%3a5064da92e6c8480c8704375ba20ac620Post%3aa492660a-6d35-4f13-93bd-d2948ffcb37b&sid=sitelife.floridatoday.com
Hier die NASA-Meldung zum DIRECT-Vorschlag:
http://www.nasa.gov/pdf/256922main_Direct_vs_%20Ares%20_FINAL_62508.pdf
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Die NASA hat den DIRECT Vorschlag analysiert und ist zu dem Schluss gekommen, dass dieser teurer ist und außerdem länger zum entwickeln braucht. Außerdem soll es mit der Performance nicht stimmen.
Quelle:
http://www.floridatoday.com/apps/pbcs.dll/section?category=PluckPersona&U=5064da92e6c8480c8704375ba20ac620&plckController=PersonaBlog&plckScript=personaScript&plckElementId=personaDest&plckPersonaPage=BlogViewPost&plckPostId=Blog%3a5064da92e6c8480c8704375ba20ac620Post%3aa492660a-6d35-4f13-93bd-d2948ffcb37b&sid=sitelife.floridatoday.com
Hier die NASA-Meldung zum DIRECT-Vorschlag:
http://www.nasa.gov/pdf/256922main_Direct_vs_%20Ares%20_FINAL_62508.pdf
Jepp, siehe auch das 70 seitige .pdf - File hier:
http://images.spaceref.com/news/2008/Direct.analysis.pdf
Gruß Thomas
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Danke für die Quellen, Thomas und Tobias.
Aus der Analyse der NASA gehen neben den technischen und konzeptionellen Problemen des DIRECT-Konzepts auch methodische Fehler des DIRECT-Teams hervor:
- fehlende technische Angaben und Parameter
- vereinfachende und z.T falsche Annahmen über Komplexität der Systeme
- zu optimistische Schätzungen ohne Verifikation der Daten
Ich glaube aber auch einen Fehler in 2 NASA-Diagrammen bei der Auswertung gefunden zu habe. Auf S. 33 und 34 werden die NASA-Berechnungen mit den vorgelegten Daten verglichen. Auf S.33 ist die (gefühlte) Beschleunigung über die Flugzeit aufgetragen. Dabei liegt die blaue NASA-Kurve in den ersten beiden Brennphasen immer über der roten Kurve. Es kommt also zu höheren Beschleunigungen. Die Geschwindigkeit ist dann die Fläche unter den Kurven. Bei einer höheren Beschleunigung ist natürlich auch der Geschwindigkeitsgewinn höher.
Auf S. 34 wird dann die Geschwindigkeit über der Zeit aufgetragen. Hier liegt dann die blaue Kurve mit einem Mal anfangs gleichauf mit der roten, später in der zweiten Brennphase unterhalb.
Wie passen diese beiden Diagramme zusammen? Habe ich etwas übersehen? Liegt es evtl. an dem "ominösen" Stichwort "gefühlte Beschleunigung"?
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Es gibt inzwischen auch schon eine vorläufige Antwort auf die NASA Kritik am DIRECT-Konzept von dem DIRECT-Team:
http://www.flightglobal.com/blogs/hyperbola/2008/07/direct-strike-back.html
Die Hauptkritikpunkte:
* As of today's date, July 4th, 2008, the Ares-I/V is still incapable of even a minimal lunar mission, still being a minimum of 8 metric tonnes short of what's required to go thru trans lunar injection.
*The 2xJupiter-232 profile not only meets the ESAS minimum, it exceeds it.
* The AIAA paper was published in September 2007 and the NASA critique was completed the following month, October 2007. NASA then sat on it for almost 10 months...then they released their analysis of the house of cards.
*There are many, many things in NASA's analysis that are very wrong, misleading and completely misstated. I will name just one...the critique faults the DIRECT architecture for reusing the STS infrastructure [but reusing the STS infrastructure] is specificically what the Congress directed NASA to do
*The latest Ares-V design is so massive that even the Crawlerway will need to be replaced; it cannot handle the weight.
*[Ares V]...next iteration, which is baselined internally, is so tall that it no longer fits inside the VAB.
Es wird auch noch eine ausführliche Anwort auf www.directlauncher.com geben.
PS: Gibt es eigentlich schon einen DIRECT-Thread?
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..Auf S.33 ist die (gefühlte) Beschleunigung über die Flugzeit aufgetragen. Dabei liegt die blaue NASA-Kurve in den ersten beiden Brennphasen immer über der roten Kurve. Es kommt also zu höheren Beschleunigungen. Die Geschwindigkeit ist dann die Fläche unter den Kurven. Bei einer höheren Beschleunigung ist natürlich auch der Geschwindigkeitsgewinn höher.
Auf S. 34 wird dann die Geschwindigkeit über der Zeit aufgetragen. Hier liegt dann die blaue Kurve mit einem Mal anfangs gleichauf mit der roten, später in der zweiten Brennphase unterhalb.
Wie passen diese beiden Diagramme zusammen?
Schau mal auf Seite 19. Auch die Nasa versteht das nicht ;-) Man wundert sich über eine Beschleunigung, die innerhalb der ersten 50 Flugsekunden immer unter 1 G liegt und hält das nicht für plausibel.
Und laut Nasa wäre man länger mit Schub unterwegs...
Gruß Thomas
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Das Konzept eines wiederverwendbaren Moon-Landers halte ich für wichtig, weil man so Kosten sparen kann.
Die generelle Fähigkeit einer Space-Betankung ist ja wohl hochwichtig! Man baut ja auch kein Haus ohne Fenster, nur weil dadurch die Architektur weniger komplizierter wird. ;) (vor 500 Jahren war das vll. mal anders ;D)
Sowohl Constellation als auch DIREKT besitzen Teil-Konzepte, die ich als sinnvoll und wichtig erachte. Am besten wäre, wenn man die ganzes 'Pros' unter einen Hut kriegen würde.
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Meine Zwischenfrage wäre aber:
Es gab sehr früh eine Idee, statt den Orbiter eine Nutzlast mit SSME Segment als Cargo-Version zu bauen (Booster und ET bleiben bestehen). Das wurde verworfen, ich weiß aber nicht warum?
...
Lt. http://www.astronautix.com/lvs/shuttlec.htm kann man davon ausgehen, dass 1990 die Verwirklichung des sg. Shuttle-C (c wie cargo - Fracht) aus Kostengründen abgesetzt wurde. Man hat das ganze unter der Voraussetzung der Verwendung aller möglichen Shuttle-Komponenten incl. eines Umbaus des vorhandenen MPTA-098 structural article zum eigentlichen unbemannten Orbiter Prototyp und einer nötigen Nachbeschaffung von zusätzlichen SSMEs mit den Kosten der Titan IV bei einer bestimmten Flugfrequenz verglichen, und festgestellt, dass es unrentabel wird, weil eben weitere SSMEs benötigt würden.
siehe auch http://en.wikipedia.org/wiki/MPTA-098
Schön ist auch diese Seite:
http://www.mainengine.de/ssme/ssme_mpta.html
Mit Wegwerftriebwerksblock, ohne SSMEs, mit billigeren Triebwerken (evtl. RS-68, TR-106) und also wohl ganz ohne Orbiterstrukturteile gab es Konzepte unter dem Titel Shuttle-B.
Unter der Bezeichnung Shuttle-C sind wohl Varianten mit autonomem, unbemannten, zurückkehrenden Orbiter mit SSMEs und solche mit Triebwerksblock mit SSMEs + Nutzlastkanister ohne Rückholmöglichkeit besprochen worden.
Shuttle-C Mockup Bild hier:
http://www.space.com/php/multimedia/imagedisplay/img_display.php?pic=shuttle_c_031113a_02.jpg&cap=A+full-scale+mock+up+of+a+Shuttle+C+concept+sits+at+the+Marshall+Space+Flight+Center+in+Alabama+in+this+1989+image.
Lt. http://www.spaceinminiature.com/ref/sts/pathfinder.html steckt wohl in genau diesem Mockup der MPTA-098, was Wiki da http://en.wikipedia.org/wiki/MPTA-098 auch sagt.
Zu verschiedenen Shuttle Cargo Varianten siehe auch http://www.nsschapters.org/ny/nyc/Shuttle-Derived%20Vehicles%20Modified.pdf
Gruß Thomas
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Eine besonders leistungsfähige Cargo-Shuttle-Variante:
(http://www.pic-upload.de/thumb/06.07.08/8un82q.gif) (http://www.pic-upload.de/view-775012/P7062044e.gif.html)
klick mich
Es handelt sich um das Photo einer Abbildung eines modifizierten Bausatzes im Buch "Die neuen Space Shuttles Columbia, Enterprise & Co." von David Baker aus dem Jahre 1979.
David Baker war 20 Jahre Beschäftigter und Berater der Nasa, und ist später Herausgeber von Jane's Space Directory geworden....
.... und meines Wissens Miturheber und Verfechter von Mars-DIRECT. Aber nun wollen wir erst einmal direkt starten... zum Mond...
Gruß Thomas
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Ordnungsruf:
Bitte Themenbezogen diskutieren!
Dieser Thread wurde eröffnet um das “DIRECT” Konzept zu diskutieren.
Bleibt also bitte beim Thema! :)
Danke + Gruß,
KSC
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Es gibt inzwischen auch schon eine vorläufige Antwort auf die NASA Kritik am DIRECT-Konzept von dem DIRECT-Team:
http://www.flightglobal.com/blogs/hyperbola/2008/07/direct-strike-back.html
Die Hauptkritikpunkte:
As of today's date, July 4th, 2008, the Ares-I/V is still incapable of even a minimal lunar mission, still being a minimum of 8 metric tonnes short of what's required to go thru trans lunar injection.
> Was ist diese Aussage wert, wenn die Jupiters gar nicht die ihnen nachgesagte Perfomance erreichen ?
*The 2xJupiter-232 profile not only meets the ESAS minimum, it exceeds it.
Exploration Systems Architecture Study (ESAS)
* The AIAA paper was published in September 2007 and the NASA critique was completed the following month, October 2007. NASA then sat on it for almost 10 months...then they released their analysis of the house of cards.
> Jedes Veröffentlichen oder Nichtveröffentlichen mag eine Marketingkomponente haben....
*There are many, many things in NASA's analysis that are very wrong, misleading and completely misstated. I will name just one...the critique faults the DIRECT architecture for reusing the STS infrastructure [but reusing the STS infrastructure] is specificically what the Congress directed NASA to do
> Ich kann nicht erkennen, wieso das Direct Lager zu glauben scheint, viel weniger ändern / anpassen zu müssen. Z.B. werden auch die Jupitercores wie der Ares V Core KEINE Shuttle Tanks sein.
*The latest Ares-V design is so massive that even the Crawlerway will need to be replaced; it cannot handle the weight.
> Mir scheint, dass Ares V zu gross wird, und die Jupiter zu schwach gerät.
*[Ares V]...next iteration, which is baselined internally, is so tall that it no longer fits inside the VAB.
> Beide Konzepte scheinen Schwierigkeiten zu haben, mit dem Parameter zwei Starts für eine Mondmission zurechtzukommen, wenn sie ausserdem zahlreichen anderen Parametern, wie möglichst geringe Veränderungen an vorhandener Infrastruktur, möglichst schnelle Umsetzung, geringe Kosten, vielseitige Verwend- und Erweiterbarkeit
gerecht werden sollen. Was wäre erreichbar, wenn die fähigen Köpfe in beiden Lagern zusammenarbeiten würden.
Es wird auch noch eine ausführliche Anwort auf www.directlauncher.com geben.
> Auf die bin ich gespannt. Gruß Thomas
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Hallo an alle,
das ist ja sehr interessant das es nun ein Gegenvorschlag zum Constellationprogramm der Nasa gibt.
Ich hatte bis jetzt davon noch nichts gehört. :o Einerseits belebt Konkurrenz bekanntlich das Geschäft, in diesem Falle jedoch bin ich etwas verwundert. Im Falle der Raumfahrt sind parallele Entwicklungen doch sehr kostspielig.
Wer gibt das DIRECT 2.0 den in Auftrag, und wer bezahlt die ganze Sache??
Wenn ich das richtig lese, kommt das Ganze z.T. von der NASA, weshalb will man den dann überhaupt ARES 1+5??
In dem http://www.launchcomplexmodels.com/Direct/documents/DIRECT_Summary_v2.0.2.pdf liest sich das ja alles ganz toll, dann kann die Nasa ja ARES1+5 gleich „verschrotten“ und das ganze Geld in die Jupiter-120/232 stecken.
Weiterhin ist dann ja auch noch DRAGON von SpaceX am Start. Ich finde eine Parallelentwicklung zu Orion (Stichwort doppelte Finanzierung). Fazit: Viele tolle Sachen aber nichts richtig!! :-[
Oder liege ich total falsch? :-/ Was sagt ihr dazu??
Grüße Mölle
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Hallo Mölle,
DIRECT gibt es schon länger. Bring es aber nicht mit Constellation durcheinander. DIRECT ist kein konkretes Projekt, sondern nur der GegenVORSCHLAG eines "visionären" Teams. Es ist also nichts offizielles, kein Programm und hat kein Geld.
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Hallo Thomas,
der Punkt ist doch, dass das Direct Team einen Träger vorschlägt, während die NASA 2 bauen will. Die Entwicklungskosten von Jupiter 120 und Jupiter 232 dürften in etwa diesselben, wie die von Ares V sein. Jupiter 120 ist im wesentlichen einfach Jupiter 232 ohne Oberstufe. Das ist deutlich einfacher zu realisieren, als einen komplett neuen Träger wie Ares I zu bauen. Außerdem fällt die Entwicklung der längeren Booster weg.
Was die Nutzlast angeht: Für Jupiter 232 sind 115 Tonnen angesetzt. Selbst wenn es letzten Endes nur 100 werden, 2*100=200 Tonnen sind immer noch ausreichend und mehr als Ares I und Ares V zusammen!
Auch sind wir uns denke ich alle einig, dass Jupiter 120 mit 50 Tonnen mehr Nutzlast als Ares I hat und das da noch viel Reserve da ist. Auch 40 oder 30 Tonnen würden es tun.
Tobi
PS: Natürlich wäre es ökonomisch viel sinnvoller auf die Atlas V und Delta IV zu setzen, aber das ist ein anderes Thema...
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Hallo Tobias,
man kann aber nicht "einfach nur" die Summe möglicher Nutzlasten vergleichen. Man muss auch betrachten wie die Nutzlast auf die einzelnen Starts verteilt werden muss. Das Ganze hängt mit der der geplanten Mondarchitektur zusammen, welche Systeme man wie dorthin bekommen möchte. Da kann ein einzelner schwerer Start oder eine stark "asymmetrische" Nutzlastverteilung auf die Starts besser ins Konzept passen, als ein Aufsplitten und Wiederzusammenfügen im Orbit.
(Sonst könnten wir gleich alles mit 20 Sojus starten ;))
EDIT:
Gerade weil bei den beiden Jupiterstarts ähnliche Massen in den LEO kommen und jeweils einzeln nicht reichen, haben die ja die Idee des Treibstofftransfers bei späteren/größeren Missionen.
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das ist ja sehr interessant das es nun ein Gegenvorschlag zum Constellationprogramm der Nasa gibt.
JAA! :D
Ich hatte bis jetzt davon noch nichts gehört. :o
Also das liegt nur an Dir. Du mußt hier mehr lesen! 8-)
Einerseits belebt Konkurrenz bekanntlich das Geschäft, in diesem Falle jedoch bin ich etwas verwundert. Im Falle der Raumfahrt sind parallele Entwicklungen doch sehr kostspielig.
Klar, es wird nur ein Konzept entwickelt: Das Constellation-Programm der NASA.
Das hat zwar noch viele Schwächen, die nun sehr kostspielig 'herausentwickelt' werden müssen und ist weniger flexibel, aber dieses Konzept wird finanziert. Es wird wohl am Ende auch das Teuerste sein.
Wer gibt das DIRECT 2.0 den in Auftrag, und wer bezahlt die ganze Sache??
Niemand. :-/ :'(
Wenn ich das richtig lese, kommt das Ganze z.T. von der NASA
Das hast Du falsch, oder nicht vollständig gelesen.
Das DIRECT-Konzept kommt von Raumfahrtbegeisterten, die Du im Raumfahrt-Forum http://nasaspaceflight.com/ treffen kannst.
Das sind Leute so ähnlich wie hier. Allerdings sind auch viele Experten dabei, u.a. viele Leute, die in verschiedenen Raumfahrt-Firmen, bei der United Space Alliance oder der NASA arbeiten. Also Leute, die sich richtig gut auskennen.
Das DIRECT-Konzept haben sie aber nicht beruflich im Auftrag ihrer Firmen erstellt, sondern freiwillig in ihrer Freizeit.
weshalb will man den dann überhaupt ARES 1+5??
Keine Ahnung. :-/
Das ist schwer zu verstehen. Da kann man nur vermuten:
Weil Politiker wieder etwas angeordnet haben, von dem sie wenig verstehen?
Weil Entscheidungsträger bereits feste Aufträge erteilt haben, obwohl die Techniker mit der Prüfung des Konzepts noch gar nicht fertig waren?
...dann kann die Nasa ja ARES1+5 gleich [ch8222]verschrotten[ch8220] und das ganze Geld in die Jupiter-120/232 stecken.
Der Gedanke gefällt mir!! :D
Weiterhin ist dann ja auch noch DRAGON von SpaceX am Start. Ich finde eine Parallelentwicklung zu Orion (Stichwort doppelte Finanzierung).
Nein. Die NASA läßt nur Orion entwickeln und bauen.
Viele tolle Sachen aber nichts richtig!!
Das kann man so nicht sagen. Es sind verschiedene Dinge.
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(Sonst könnten wir gleich alles mit 20 Sojus starten ;))
DAS wäre wahrscheinlich sogar noch billiger :P
*scnr*
Ich weiß nicht sorecht was ich von Direct halten soll. Einerseits weil ich die Kritikpunkte der NASA nicht so richtig verstehe und bewerten kann, andererseits weil ich der Meinung bin das eine Spezialisierung in Crew- und Cargo-Träger sinnvoll ist. Andererseits bin ich noch nicht davon überzeugt, das Ares 1 starten wird. Bei Ares 5 bin ich dagegen recht zuversichtlich.
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Aha,
also läuft DIRECT unter dem Motto "nice to have“ und es wird wahrscheinlich nie zur Umsetzung kommen. :-[
Schade, denn da haben einige Leute doch ne Menge Arbeit reingesteckt. [smiley=thumbup.gif]
Grüße Mölle
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Nein, nicht "nice to have"!
DIRECT ist ein echter Verbesserungsvorschlag!
Constellation hat von anfang an schwerwiegende Probleme, besonders bei Ares I.
Das Ding ist zu lang ("Stangenspargel") und dürfte beim Start schwieriger zu lenken sein.
Es erscheint beunruhigend, einen bemannten Flug auf einem einzelnen Feststoffbooster zu starten, bei dem schwer zu kontrollierende Schwingungen auftreten.
Der darüberliegende Tank mit Triebwerkssatz muß mitgeschleppt werden, kann sich aber am Antrieb nicht beteiligen, weil der Booster darunter liegt. Dabei wird besonders am Anfang des Aufstiegs viel Schub benötigt.
Könnten die Haupttriebwerke gleich mitlaufen, wären die Lenkmöglichkeiten verbessert, der Schwerpunkt tiefer gelegt und die Masse würde sich beim Aufstieg früher reduzieren (Treibstoffverbrauch). Vielleicht könnten auch die Schwingungen des Boosters besser kompensiert werden.
Der größte Schwachpunkt der Ares I ist jedoch: Der Feststoffbooster ist zu schwach!
Daraufhin beschloß man, das Ding noch länger zu bauen und dem 4-Segment-Booster noch ein 5. Segment hinzu zu fügen.
Das bringt aber immer noch nicht genug Schub.
Deshalb soll nun die Nutzlast - das neue Raumschiff Orion - gewichtsreduziert werden. Es soll also leistungfähiger und sicherer werden, gleichzeitig aber auch leichter!
Sonst baut man Raketen nach den Anforderungen der Nutzlast - hier wird das Raumschiff an die Rakete angepasst!
Es ist aber sehr unklug, so knapp am Limit zu konstruieren, weil erfahrungsgemäß immer noch etwas hinzu kommt. Vielleicht zusätzliche Ausrüstungsgegenstände? Auf jeden Fall dürfte später noch ein Strahlenschutz für die Marsflüge hinzu kommen. Baut man dann noch eine neue Rakete?
Bei solchen Problemen machen sich Techniker natürlich Gedanken!
Und ihnen ist dafür eine Lösung eingefallen, die sogar noch weitere Vorteile bietet: DIRECT.
Das konnten sie aber nur in ihrer Freizeit, denn auf Arbeit muß man Anordnungen ausführen.
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...Jupiter 120 ist im wesentlichen einfach Jupiter 232 ohne Oberstufe. Das ist deutlich einfacher zu realisieren, als einen komplett neuen Träger wie Ares I zu bauen...
Abgesehen vom Tank(Durchmesser) der ersten Stufe und den (S)RBs sind die beiden Jupiter für mich tatsächlich zwei verschiedene Träger.
Soll die der 120er nicht 2 RS-68 bekommen und der 232 3 ?
...Außerdem fällt die Entwicklung der längeren Booster weg.
Das ist unbestritten ein Vorteil.
...Was die Nutzlast angeht: Für Jupiter 232 sind 115 Tonnen angesetzt. Selbst wenn es letzten Endes nur 100 werden, 2*100=200 Tonnen sind immer noch ausreichend und mehr als Ares I und Ares V zusammen!
Für mich ist eine interessante Frage, wie tauglich der Stick als Crewtransporter wirklich ist, und was dessen Flüge in Relation zu einem Jupiter 120 Flug Kosten würden. Da könnte ich mir vorstellen, dass der Stick Vorteile haben könnte.
Auch sind wir uns denke ich alle einig, dass Jupiter 120 mit 50 Tonnen mehr Nutzlast als Ares I hat und das da noch viel Reserve da ist. Auch 40 oder 30 Tonnen würden es tun.
Wenn die Jupis tatsächlich die von Direct genannte Perfomance haben...
... Natürlich wäre es ökonomisch viel sinnvoller auf die Atlas V und Delta IV zu setzen, aber das ist ein anderes Thema...
Wen ich an die für den Stick noch zu lösenden Probleme denke, insbesondere was Vibrationen und Flugdynamik angeht, bin ich von dem Konzept wirklich nicht angetan, und dass ein Ares I nun aus auf die Nasa bezogen politischen bzw. marketingtechnischen Gründen einfach umgesetzt werden muss, kann ich mir vorstellen, finde es aber unsinnig.
Ich würde favorisieren, in die VAB/Crawler/etc. Infrastruktur einen möglichst grossen Schwerlastträger hineinzuoptimieren, und wie Tobi statt Ares I mit der Delta VI zu arbeiten.
Gruß Thomas
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Ich halte das Ares-I Konzept für interessant, um die wirtschaftlichkeit dieses Systems zu testen. Wenn es funktioniert und die Startkosten deutlich geringer sind, erhält das System trotz aller Unkenrufe ein volles Pro denn: Lieber günstig geflogen als teuer gestanden! ;)
Die Idee Start-Einrichtungen für verschiedene Systeme nutzbar machen zu wollen halte ich für eine gute Idee, denn das könnte die Betriebskosten wegen reduzierter Anlagen senken.
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Für mich ist eine interessante Frage, wie tauglich der Stick als Crewtransporter wirklich ist, und was dessen Flüge in Relation zu einem Jupiter 120 Flug Kosten würden. Da könnte ich mir vorstellen, dass der Stick Vorteile haben könnte.
Ich halte das Ares-I Konzept für interessant, um die wirtschaftlichkeit dieses Systems zu testen. Wenn es funktioniert und die Startkosten deutlich geringer sind, erhält das System trotz aller Unkenrufe ein volles Pro denn: Lieber günstig geflogen als teuer gestanden!
Ausgerechnet für den Crewtransport scheint für Euch das wichtigste Kriterium zu sein, daß auch wirklich das allerbilligste Konzept ausprobiert wird - selbst wenn sich von vorn herein Probleme abzeichnen? :o :-?
Also dem Shuttle sind die beiden Totalverluste sehr teuer zu stehen gekommen!
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Mich wundert ein wenig, dass hier einige(ich möchte betonen "bei weitem nicht alle) so von DIRECT schwärmen.
Klar hat Constellation seine Macken, aber wisst ihr denn konkret, ob DIRECT besser ist, wenn man es unter die Lupe nimmt?
Ich finde schon mal gut, dass die NASA darauf antwortet und zwar mit konkreten Punkten. Jetzt sollten wir auf die Antwort von DIRECT warten.
Einfach DIRECT hochzujubeln, weil einem Constellation nicht so gefällt(mir persönlich jetzt auch nicht so super), halte ich auch für fatal.
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Ausgerechnet für den Crewtransport scheint für Euch das wichtigste Kriterium zu sein, daß auch wirklich das allerbilligste Konzept ausprobiert wird - selbst wenn sich von vorn herein Probleme abzeichnen?
Nein, gerade da ist das natürlich wichtig. Ich fände eine "anständige Rakete" anstatt eines Boosters mit 30-40t Nutzlast viel besser als die Ares 1. Die Jupiter ist mir allerdings nach der vernichtenden Kritik der NASA sehr suspekt.
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Ausgerechnet für den Crewtransport scheint für Euch das wichtigste Kriterium zu sein, daß auch wirklich das allerbilligste Konzept ausprobiert wird - selbst wenn sich von vorn herein Probleme abzeichnen? :o :-?
Also dem Shuttle sind die beiden Totalverluste sehr teuer zu stehen gekommen!
Da hast du dir aber einen schicken Schuh für uns ausgesucht! :D
Wenn ich das richtig sehe, besteht insbesondere bei Ares-I kein Problem mit dem Booster, denn die haben nocht nie versagt. Das heißt wenn das Teil gezündet wird ist der erste Teil der Reise absolut sicher. Wenn der Segment-Booster der Ares-I damit eine Höhe erreicht, von der aus problemlos die Mission abgebrochen werden kann, ist im Grenzen sogar die Mini-Rakete auf dem Dach irgendwie nutzlos ... aber nur weil gespart werden muß ;)
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Für mich ist eine interessante Frage, wie tauglich der Stick als Crewtransporter wirklich ist, und was dessen Flüge in Relation zu einem Jupiter 120 Flug Kosten würden. Da könnte ich mir vorstellen, dass der Stick Vorteile haben könnte.
Ausgerechnet für den Crewtransport scheint für Euch das wichtigste Kriterium zu sein, daß auch wirklich das allerbilligste Konzept ausprobiert wird - selbst wenn sich von vorn herein Probleme abzeichnen? :o :-?
...
Das hab ich so nirgends behauptet.
Genau das hab ich selbst mehrfach so eingeschätzt.
Gruß Thomas
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Da hast du dir aber einen schicken Schuh für uns ausgesucht! :D
Ich habe Euch nur zitiert. ;)
Wenn ich das richtig sehe, besteht insbesondere bei Ares-I kein Problem mit dem Booster, denn die haben nocht nie versagt.
Das siehst Du falsch, denn nur im DIRECT-Konzept wird der bewährte Booster verwendet.
Für Ares I will man für viel zusätzliches Geld einen völlig neuen 5-Segment-Booster entwickeln, der dann wohl immernoch zu schwach sein wird, aber ganz andere Eigenschaften haben dürfte. Die müssen dann erst langwierig getestet und ausgebessert werden. Auf jeden Fall wird dabei der Druck im Inneren größer und damit auch das Risiko.
Wie war das mit den Segment-Dichtungen beim letzten Start der Challenger?
Ob das so günstig ist, den Druck weiter zu erhöhen und noch ein zusätzliches Segment mit dieser Schwachstelle einzubauen?
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Das hab ich so nirgends behauptet.
Genau das hab ich selbst mehrfach so eingeschätzt.
Dann habe ich das wohl falsch verstanden. Bitte um Entschuldigung!
Für mich ist eine interessante Frage, wie tauglich der Stick als Crewtransporter wirklich ist, und was dessen Flüge in Relation zu einem Jupiter 120 Flug Kosten würden. Da könnte ich mir vorstellen, dass der Stick Vorteile haben könnte.
Das kann ich mir nicht vorstellen!
Während für Jupiter die bewährten und zur Verfügung stehenden 4-Segment-Booster verwendet werden, muß für Ares I erst sehr aufwendig und voller weiterer Risiken ein neuer 5-Segment-Booster entwickelt werden.
Damit wird das Constellation-Programm nichtmal den Anordnungen des Congresses gerecht, die forderten, daß Shuttle-Komponenten zu verwenden sind!
Während für Jupiter die bewährten und zur Verfügung stehenden RS-68 Haupttriebwerke verwendet werden, sollen für Ares I neue J-2X Triebwerke entwickelt werden. Anschließend müssen diese erst aufwendig und teuer getestet und angepasst werden.
Einen Vorteil kann ich bei Ares I nicht erkennen - dafür gleich mehrere, z.T. schwerwiegende Nachteile, höhere Kosten und unnötig längere Entwicklungszeiten.
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Klar hat Constellation seine Macken, aber wisst ihr denn konkret, ob DIRECT besser ist, wenn man es unter die Lupe nimmt?
Natürlich ist DIRECT auch nicht perfekt fix und fertig entwickelt.
Sowas erfordert gewöhnlich große Entwicklerteams und einige Milliarden Dollar! Zunächst ist es nur ein grobes Konzept.
Aber Ares I ist bereits im Ansatz mit so vielen Fehlern und Problemen behaftet, daß es sehr aufwendig und teuer wird, das Ding zum fliegen zu bringen.
Ich hatte ja schon einige Nachteile der Ares aufgezählt.
Noch zwei Vorteile des DIRECT-Konzeptes:
Was ist, wenn beim Start eines der Haupttriebwerke versagt?
Jupiter verwendet eine ähnliche Startsequenz wie beim Shuttle:
Zuerst werden die Haupttriebwerke gezündet. Erst wenn diese laufen und die erforderlichen Leistungsparameter erreichen, werden die Booster gezündet und ab geht die Fahrt. Andernfalls kann man abbrechen.
Ares I bietet diese Sicherheit nicht, denn da werden die Haupttriebwerke erst während des Fluges gezündet - wenn eins versagt haben wir Pech gehabt - mission failed! :-/
Die Oberstufe der Jupiter-232 bietet die Möglichkeit des "Abort To Orbit" (ATO) -Szenarios.
Das heißt, wenn ein Triebwerk ausfällt, kann man mit dem Anderen noch den Orbit erreichen, wenn man es entsprechend länger brennen läßt.
Ares I bietet diese Möglichkeit nicht, denn da gibt es nur ein einzelnes Triebwerk. Pech gehabt - mission failed! :-/
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Guten Morgen,
ich selbst sehe DIRECT auch kritisch. Ich hatte ja schon angemerkt, dass es sich (noch) nicht an der Realität beweisen konnte. Bei Constellation sind die Probleme bei der konkreten Realisierung aufgetreten. Bei DIRECT muss man davon auch ausgehen.
Die Oberstufe der Jupiter-232 bietet die Möglichkeit des "Abort To Orbit" (ATO) -Szenarios.
Das heißt, wenn ein Triebwerk ausfällt, kann man mit dem Anderen noch den Orbit erreichen, wenn man es entsprechend länger brennen läßt.
Ares I bietet diese Möglichkeit nicht, denn da gibt es nur ein einzelnes Triebwerk. Pech gehabt - mission failed! :-/
Hallo Jörg,
auch wenn es Jupiter mit einem ATO schafft, ist die Mission immer noch gescheitert. Von da wird man es nicht zum Mond schaffen, also auch "mission failed".
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Aber Ares I ist bereits im Ansatz mit so vielen Fehlern und Problemen behaftet, daß es sehr aufwendig und teuer wird, das Ding zum fliegen zu bringen.
Ich hatte ja schon einige Nachteile der Ares aufgezählt.
Noch zwei Vorteile des DIRECT-Konzeptes:
Was ist, wenn beim Start eines der Haupttriebwerke versagt?
Jupiter verwendet eine ähnliche Startsequenz wie beim Shuttle:
Zuerst werden die Haupttriebwerke gezündet. Erst wenn diese laufen und die erforderlichen Leistungsparameter erreichen, werden die Booster gezündet und ab geht die Fahrt. Andernfalls kann man abbrechen.
Ares I bietet diese Sicherheit nicht, denn da werden die Haupttriebwerke erst während des Fluges gezündet - wenn eins versagt haben wir Pech gehabt - mission failed! :-/
Die Oberstufe der Jupiter-232 bietet die Möglichkeit des "Abort To Orbit" (ATO) -Szenarios.
Das heißt, wenn ein Triebwerk ausfällt, kann man mit dem Anderen noch den Orbit erreichen, wenn man es entsprechend länger brennen läßt.
Ares I bietet diese Möglichkeit nicht, denn da gibt es nur ein einzelnes Triebwerk. Pech gehabt - mission failed! :-/
Ich bin auch kein Fan der Ares 1, aber noch weniger ein Fan der Jupiter 232.
Was du nicht bedacht hast: Das Triebwerk RS-68 ist aktuell nicht für den bemannten Einsatz gedacht. Es ist dafür schlicht nicht genug getestet. Es gab lediglich um die 100 Bodentests und bis heute ist das Triebwerk nur 12 mal geflogen. Zudem wird die Schubdüse ablativ und nicht regenerativ gekühlt. Ohne umfangreiche Modifikationen dürfte das Triebwerk damit gar nicht in der Lage sein, über 8 Minuten zu arbeiten, da die Ablativschicht für eine derartig lange Brenndauer gar nicht ausgelegt ist. Das J2X muss zwar auch zum Großteil neu entwickelt werden, geht aber wenigstens auf ein bewährtes und erprobtes Triebwerk zurück, das explizit für den bemannten Einsatz entwickelt wurde.
Auch die Verwendung der Feststoffbooster ist kritisch zu sehen. Zwar sind die Booster sehr zuverlässig, aber wenn es wirklich mal zu einem Fehler kommt, stehen die Chancen der Besatzung eher schlecht. Bei Flüssigkeitstriebwerken kündigen sich Fehler meistens einige Sekunden vorher an (Vibrationszunahme, Temoeraturanstieg usw). Dort dürfte man meistens noch genug Zeit haben, das Rettunssystem auszulösen und die Kapsel sicher abzutrennen. Bei einem Feststoffbooser dagegen gibt es kaum eine Vorwarnung (siehe Challanger, dort gab es in der Telemetrie des Bosters kaum Anzeiche für Probleme). Von daher sehe ich die Verwendung von Feststoffboostern sowohl bei Ares als auch bei Jupiter sehr kritisch. Viel Sinnvoller wäre es meiner Meinung nach gewesen, passend zum J2 Triebwerk das F1 Triebwerk in Überarbeiteer Form für einen Flüssigbooster oder eine Startstufe einzusetzen.
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Hi Leute
Wenn ich das richtig sehe, besteht insbesondere bei Ares-I kein Problem mit dem Booster, denn die haben nocht nie versagt. Das heißt wenn das Teil gezündet wird ist der erste Teil der Reise absolut sicher.
Mich würde interessieren, wie Du zu dieser Einschätzung kommst? Ach ja, das Challenger-Desaster bitte nicht vergessen. ;)
Wenn der Segment-Booster der Ares-I damit eine Höhe erreicht, von der aus problemlos die Mission abgebrochen werden kann, ist im Grenzen sogar die Mini-Rakete auf dem Dach irgendwie nutzlos ... aber nur weil gespart werden muß ;)
Was hat die Höhe mit einem sicheren Startabbruch bei nem ARES I Start zu tun?
Mane
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Mich würde interessieren, wie Du zu dieser Einschätzung kommst? Ach ja, das Challenger-Desaster bitte nicht vergessen.
Sicher, da hat er übertrieben - nichts im Universum ist "absolut sicher". Aber es ist denoch so, das Feststoffbooster aufgrund ihrer enormen Einfachheit sehr zuverlässiger sind - ohne das mit Zahlen und Quellen beweisen zu können, glaube ich das Feststoffbooster deutlich zuverlässiger sind als alle andere Raketentypen. Das Risiko das ein Feststoffbooster fehlerhaft ist, wird ja auch beim Shuttle in Kauf genommen, und ist dort viel höher als bei der Ares 1 da das Shuttle 2 Booster einsetzt.
In wie weit die Sicherheit durch einen weiteres, fünftes Segment negativ beeinflusst wird, ist mir aber noch nicht ganz klar. Eumel, kannst du das vielleicht noch einmal detailierter ausführen?
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ich selbst sehe DIRECT auch kritisch. Ich hatte ja schon angemerkt, dass es sich (noch) nicht an der Realität beweisen konnte.
Die Chance wird DIRECT wohl nie bekommen.
Aber die NASA hätte sich wenigstens ernsthaft damit auseinandersetzen können!
Das hätte viel Geld und Zeit gespart und am Ende hätte man einen flexibleren Träger.
Bei Constellation sind die Probleme bei der konkreten Realisierung aufgetreten.
Die Probleme von Ares I waren alle vorhersehbar.
Die NASA hat sich unbedacht ein Konzept vorgeben lassen und vorschnell Aufträge erteilt, obwohl es reichlich kritische Stimmen gab.
Erst jetzt machen sie sich Gedanken darüber, wie sie das Ding zum fliegen kriegen.
Bei DIRECT muss man davon auch ausgehen.
Wovon? Daß zwei Booster und die Haupttriebwerke auch so wenig Schub bringen, wie ein einzelner Booster? ;)
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Bei DIRECT muss man davon auch ausgehen.
Wovon? Daß zwei Booster und die Haupttriebwerke auch so wenig Schub bringen, wie ein einzelner Booster? ;)
Davon, dass beim Versuch der konkreten Realisation Probleme auftreten und man die hochgesteckten (Papier-)Ziele nicht, oder nicht so einfach wie gedacht, wird erreichen können.
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Beim Challenger-Desaster war doch eine Dichtung des SRB defekt. Die Stichflamme aus der Dichtung hat sich dann in den ET gebohrt und dann ist der ET explodiert. Bei ARES I gibt es aber nur den SRB und keinen ET nebendran der Hochgehen kann.
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Hallo Chewie,
das sehe ich genau so. Mann kann den SRB dann zwar nicht abstellen. Aber SRBs explodieren auch nicht einfach so. Dafür ist Challenger ja der "Beweis", trotz Leck und Stichflamme hat der Booster bis zum Ende gearbeitet, sogar nach der Tankexplosion. Deshalb erscheint mir die Kombination aus Feststoffstufe + Flüssigkeitsstufe bei ARES I für einen bemannten Transporter "ideal", aus der Sicherheitsperspektive, wenn man unbedingt SRBs verwenden möchte.
Bei JUPITER hätten wir wieder 2 SRBs neben einem großen Tank, ähnlich dem Shuttle. Der Vorteil hier ist, dass das CEV oben, also weit ab, sitzen würde und ein Rettungssystem hätte.
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Hinsichtlich einer einzel (S)RB Rakete sehe ich die grösste Gefahr in plötzlichen, massiven Flugbahnabweichungen, z.B. für den Fall von Strukturversagen des Boostergehäuses, oder auseinanderfliegender Ausströmdüse. Das sollte aber ein Abortsystem gut detektieren können. Im Normalbetrieb wird die Rakete "nicht um die Ecke fliegen sollen".
Die Kapsel sitzt auch nicht direkt auf dem Booster, es ist sicher kein Nachteil, die zweite Stufe dazwischen zu haben.
Gruß Thomas
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Was spricht eigentlich dagegen zwei 4-Segment-Booster wie sie beim Shuttle genutzt werden nebeneinander zu verkoppeln und die zweite Stufe oben drauf zu setzten? Damit hätte man doch genügend Schub und brauch die SRBs nicht auf 5 oder 5,5 Segmente erweitern und testen.
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DIRECT hat auch noch Vorschläge zur Systemarchitektur für den Mond. Diese stehen nicht in direkter Konkurrenz zu ARES, sondern weisen einfach ein paar interessante Ideen auf.
Treibstoffdepot in LEO
(http://i31.tinypic.com/1zcfeyf.jpg) (http://i30.tinypic.com/2lbys1j.jpg)
[size=9]Klicken für GRAU, Quelle: http://www.directlauncher.com/[/size]
Für verschiedene Szenarien soll eine EDS im LEO als Treibstoffdepot für den Flug zum Mond dienen. Ein Transporter bringt also bei jedem Mondflug Treibstoff in den LEO zur EDS und später startet die Mondmission, um sich an der EDS aufzutanken und zum Mond weiterzufliegen.
Wiederverwendbares LSAM im LLO
(http://i28.tinypic.com/2zh1orc.jpg) (http://i25.tinypic.com/a0i5g1.jpg)
[size=9]Klicken für GRAU, Quelle: http://www.directlauncher.com/[/size]
Das LSAM wird so ausgelegt, dass es wiederverwendbar ist, also mehrmals komplett am Mond landen und starten kann. Es soll im LLO geparkt werden. Bei jeder Mission zum Mond wird es vorher durch eine extra zu Mond gestartete EDS im LLO betankt. Die bemannte Mission selbst muss nicht immer ihr eigenes LSAM mitführen.
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In wie weit die Sicherheit durch einen weiteres, fünftes Segment negativ beeinflusst wird, ist mir aber noch nicht ganz klar. Eumel, kannst du das vielleicht noch einmal detailierter ausführen?
Ich denke, Eumel meint damit die Druckerhöhung in einem 5 oder 5,5-Segmentbooster.
Siehe auch Antwort #42.
Grüße Mölle
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Was du nicht bedacht hast: Das Triebwerk RS-68 ist aktuell nicht für den bemannten Einsatz gedacht. Es ist dafür schlicht nicht genug getestet. Es gab lediglich um die 100 Bodentests und bis heute ist das Triebwerk nur 12 mal geflogen. Zudem wird die Schubdüse ablativ und nicht regenerativ gekühlt. Ohne umfangreiche Modifikationen dürfte das Triebwerk damit gar nicht in der Lage sein, über 8 Minuten zu arbeiten, da die Ablativschicht für eine derartig lange Brenndauer gar nicht ausgelegt ist. Das J2X muss zwar auch zum Großteil neu entwickelt werden, geht aber wenigstens auf ein bewährtes und erprobtes Triebwerk zurück, das explizit für den bemannten Einsatz entwickelt wurde.
Das RS-68 ist ein leistungsfähiges und sehr erfolgreiches Triebwerk, welches von einem erfahrenen Team konstruiert wurde, welches dabei auch auf die Eigenschaften des F-1, J-2 und SSME zurückgreifen konnte.
Die Düse ist nicht gekühlt, weil für Delta IV die Vorgabe war, daß die Düse einfach und mit möglichst wenigen Teilen zu konstruieren ist.
Wenn sie nun für den Einsatz für die Jupiter gekühlt sein muß, bin ich zuversichtlich, daß die Jungs von Rocketdyne das hinkriegen, denn sie haben auch die gekühlte Düse des SSME gebaut.
Das RS-68 soll ja ohnehin auch für die Ares V verwendet werden.
Wenn also gespart werden soll, wird nicht klar, warum noch ein zusätzliches J-2X Triebwerk entwickelt werden soll.
Es gab lediglich um die 100 Bodentests und bis heute ist das Triebwerk nur 12 mal geflogen.
Das ist so nicht richtig, dann allein bis 2001 gab es schon 183 Hot Fire Tests (Quelle) (http://www.boeing.com/news/releases/2001/q4/nr_011219s.html).
Wieviele RS-68 Flüge es gab, weiß ich nicht genau. Probleme sind jedenfalls nicht bekannt.
Gab´s denn so viele Saturn V Flüge mehr?
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Naja, das J2X steht nicht gerade in Konkurenz zu RS68, das eine ist ein Hauptstufentriebwerk, das andere ein Oberstufentriebwerk. Die Leistung beider Triebwerke unterscheiden sich beträchtlich. Zum RS68 in Konkurenz steht eigentlich nur das SSME, wenn man von der Treibstoffkombination LOX LH ausgeht.
Gruß
Radi
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In wie weit die Sicherheit durch einen weiteres, fünftes Segment negativ beeinflusst wird, ist mir aber noch nicht ganz klar. Eumel, kannst du das vielleicht noch einmal detailierter ausführen?
So eine Feststoffrakete brennt doch sofort über die ganze Länge - von innen nach außen.
Durch das zusätzliche 5. Segment brennt sie also nicht länger, sondern mit höherem Druck. Weil der Shuttle-Booster aber aus Einzelsegmenten zusammengesetzt ist, gibt es die Schwachstelle an den Segmentdichtungen, die auch schon zum Verlust der Challenger führte. Noch mehr Druck an dieser Stelle erhöht das Risiko.
Außerdem erhöht sich dadurch auch das Gewicht, die Höhe und der Schwerpunkt. Das wiederum reduziert den Spielraum für die Lenkung, der ohnehin schon sehr knapp ist, weil ja nur die Schubverktor-Steuerung von diesen einzelnen Booster zur Verfügung steht.
Jupiter 120 könnte mit zwei Boostern und den Haupttriebwerken, bei entschieden tiefer liegendem Schwerpunkt lenken.
Ganz so ungefährlich sind die Feststoff-Booster nicht!
Ich erinnere mich, daß mal bei einem der SRBs einer Delta II beim Start die Hülle aufplatze - was natürlich zu einem Totalverlust führte.
Die explodierende Rakete stürzte damals zurück in die Startanlagen und richtete große Verwüstung an.
Es gibt auch ein spektakuläres Video davon. Leider finde ich es nicht mehr.
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Ich erinnere mich, daß mal bei einem der SRBs einer Delta II beim Start die Hülle aufplatze - was natürlich zu einem Totalverlust führte.
Die explodierende Rakete stürzte damals zurück in die Startanlagen und richtete große Verwüstung an.
Es gibt auch ein spektakuläres Video davon. Leider finde ich es nicht mehr.
Hier:
auch da:
http://www.floridatoday.com/apps/pbcs.dll/article?AID=/20060614/VIDEO05/60608014/-1/video05
Gruß Thomas
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Das RS-68 ist ein leistungsfähiges und sehr erfolgreiches Triebwerk, welches von einem erfahrenen Team konstruiert wurde, welches dabei auch auf die Eigenschaften des F-1, J-2 und SSME zurückgreifen konnte.
Die Düse ist nicht gekühlt, weil für Delta IV die Vorgabe war, daß die Düse einfach und mit möglichst wenigen Teilen zu konstruieren ist.
Wenn sie nun für den Einsatz für die Jupiter gekühlt sein muß, bin ich zuversichtlich, daß die Jungs von Rocketdyne das hinkriegen, denn sie haben auch die gekühlte Düse des SSME gebaut.
Das RS-68 soll ja ohnehin auch für die Ares V verwendet werden.
Wenn also gespart werden soll, wird nicht klar, warum noch ein zusätzliches J-2X Triebwerk entwickelt werden soll.
Das ist so nicht richtig, dann allein bis 2001 gab es schon 183 Hot Fire Tests (Quelle) (http://www.boeing.com/news/releases/2001/q4/nr_011219s.html).
Wieviele RS-68 Flüge es gab, weiß ich nicht genau. Probleme sind jedenfalls nicht bekannt.
Gab´s denn so viele Saturn V Flüge mehr?
Sorry, hatte mich verschrieben, meinte 180. Im Vergleich zum SSME und zum F1 ist das allerdings sehr wenig. Das SSME absolvierte bis zum 1. Start des Shuttles 730 Bodentests, das F1 sogar 2470 Bodentests bis zum ersten Flug der Saturn 5. Im Vergleich dazu ist das RS-68 nur sehr wenig getestet, es gibt lediglich 180 Bodentests und 12 Flügen (6 Delta 4 Medium, 2 Delta 4 Heavy). Um das RS-68 so Sicher und Zuverlässig zu machen, das man ihm Menschen anvertrauen könnte, wäre noch ein weiter Weg. Das RS-68 ist nun mal ein "Billigtriebwerk", bei seiner Entwicklung stand die Kostengünstigkeit an allererster Stelle. Dadurch resultiert auch der niedrige spezifische Impuls von gerade mal 4021 m/s (SSME 4480 m/s, jewals Vakuum). Natürlich kann man die Schubdüse auch regernerativ kühlen und auch die Leistung verbessern. Aber es kommt auf das selbe raus, aktuell ist das Triebwerk nicht Man Rated und es dürfte einiges an Entwicklungs- und Testaufwand nötig sein, um dieses Triebwerk so zuverlässig und sicher zu machen, das man es als Man Rated einstufen kann.
Ein J2X Triebwerk bei Ares wird benötigt, weil das RS-68 für ein Oberstufentriebwerk viel zu ineffizent und völlig überdiemensioniert wäre.
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@eumel/Jörg,
ja, bei dem Start war ein Booster die Fehlerquelle. Also kann das auch mit einem SRB passieren. Aber, wie hätte JUPITER bei so einem plötzlichen Versagen Vorteile gegenüber ARES? Aber JUPITER hätte hier auch keine Vorteile gegenüber ARES, eher sogar einen Nachteil mehr, nämlich 2 SRBs.
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So eine Feststoffrakete brennt doch sofort über die ganze Länge - von innen nach außen.
Durch das zusätzliche 5. Segment brennt sie also nicht länger, sondern mit höherem Druck. Weil der Shuttle-Booster aber aus Einzelsegmenten zusammengesetzt ist, gibt es die Schwachstelle an den Segmentdichtungen, die auch schon zum Verlust der Challenger führte. Noch mehr Druck an dieser Stelle erhöht das Risiko.
Außerdem erhöht sich dadurch auch das Gewicht, die Höhe und der Schwerpunkt. Das wiederum reduziert den Spielraum für die Lenkung, der ohnehin schon sehr knapp ist, weil ja nur die Schubverktor-Steuerung von diesen einzelnen Booster zur Verfügung steht.
Ganz so ungefährlich sind die Feststoff-Booster nicht!
Das ist nicht ganz korrekt. Bei der Ares 1 soll die Brenndauer des Boosters auf 145 sec verlängert werden. Man müsste also die Treibstoffmischung etwas umstellen und die Abbrandgeschwindigkeit reduzieren. Der Schub dürfte sich im Vergleich zum aktuellen SRB kaum ändern. Der Booster und die Dichtungen werden damit zwar nicht stärker, aber deutlich länger belastet.
Ich sehe Feststoffraketen nur sehr ungern in der bemannten Raumfahrt. Eine Fehlfunktion lässt sich halt nur sehr schwer rechtzeitig erkennen. Auch bei Challanger hätte ein Rettungssystem vermutlich kaum etwas genutzt. Eine Warnung, das etwas katastrophal schief geht, gab es erst 1 Sekunde vor der Explosion, als das INS System des rechten SRB eine Relativbewegung zum Shuttle anzeigt. In dieser einen Sekunde hätte die Automatik das Rettungssystem auslösen und die Rettungsrakete die Kapsel abtrennen und weit genug entfernen müssen, um sie vor den Auswirkungen der Explosion zu schützen. Und nicht vergessen, LH2 und LO2 sind Hochbrisanzsprengstoffe. Und selbst diese Sekunde gab es nur, weil beim Flammenaustritt die Halterung des Boosters am Tank durchgeschweißt wurde. Hätte der Defekt in einer der mittleren Feldverbindungen gelegen, hätte es keine Vorwarung gegeben.
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Das RS-68 hat 80% weniger Teile als das SSME. Daher ist viel weniger komplex und man braucht nicht soviele Tests um es vollständig zu verstehen. Gleichzeitig ist es auch noch schön preiswert. Den geringeren spezifischen Impuls sehe ich als nicht dramatisch an.
Das SSME kostet 50 Millionen $, das RS-68 nur 14 Millionen $. Bei 6 Triebwerken macht das 300 Millionen $ gegenüber 84 Millionen $. Das ist ein krasser Unterschied!
Das SSME hat 10% mehr spezifischen Impuls also ca. 10% mehr Nutzlast. 10% Nutzlast entsprechen also 300-84=216 Millionen $ an Mehrkosten. Daraus folgt, dass Ares V 2160 Millionen $ pro Start kosten müsste, damit sich der Einsatz des SSME finanziell lohnt.
EDIT: Wenn man den Boosterschub noch berücksichtigt, wird das Verhältnis noch schlechter.
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Zu dem DIRECT-Konzept einer EDS als wieder befüllbares Treibstoffdepot im LEO:
Die Idee ist ja, die Depot-EDS durch einen unbemannten Versorgungsflug immer wieder aufzufüllen und für eine Mondmission im LEO bereit zu stehen. Ich frage mich ein wenig nach dem Sinn, aber vielleicht übersehe ich ja was ;):
- Nutzlastersparnis?
Man spart so keine Nutzlast, denn der Treibstoff müsste immer noch separat gestartet und umgefüllt werden.
- Entzerrung des Zeitplans?
Man könnte durch dieses Zwischenparken des Treibstoffs den "Startfahrplan" für eine Mondmission entzerren. An Stelle 2 oder 3 Starts sehr zeitnah (1-2 Wochen) durchzuführen, könnte man den ersten Start deutlich nach vorne verlagern und hätte dann Spielraum für den bemannten Missionsstart.
- Treibstofflagerung?
Das Ganze funktioniert natürlich nur, wenn man es schafft den kryogenen Treibstoff für die EDS im Orbit längere Zeit lagern zu können. Und da sehe ich das große Problem: Der kryogene Treibstoff der Oberstufe beginnt zu verdampfen. Um die kryogenen Bedingungen längere Zeit aufrecht zu erhalten, ist viel Aufwand notwendig und das Ganze ist im Orbit noch nicht erprobt.
Das Problem hat ja auch das ARES-I/V-System. Auch da plant man (nach meinem Wissen) maximal 2 Wochen nach dem Start der ARES V mit LSAM+EDS ARES I mit CEV zu starten, weil sich sonst zu viel Treibstoff aus der EDS verflüchtigt hat.
Will man längere Zeit kryogene Treibstoffe im Orbit lagern, benötigt man entweder ein sehr aufwändiges Termalmanagement, oder man nimmt einfach mehr Treibstoff mit, um die Verluste "auszugleichen". [size=9](Übrigens ist das auch ein Grund, warum man sich gegen kryogene Treibstoffe für das CEV entschieden hat, da es dadurch u.a. sehr viel schwerer geworden wäre.)[/size]
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Naja, das J2X steht nicht gerade in Konkurenz zu RS68, das eine ist ein Hauptstufentriebwerk, das andere ein Oberstufentriebwerk. Die Leistung beider Triebwerke unterscheiden sich beträchtlich. Zum RS68 in Konkurenz steht eigentlich nur das SSME, wenn man von der Treibstoffkombination LOX LH ausgeht.
J2X versus RX68 - Was ist der Unterschied zwischen Unterstufen und Oberstufen Triebwerk?
Das SSME war beides. Ist es deswegen ineffizient?
Noch eine klitzekleine Zwischenfrage ;) (thx an tonthomas)
Ist beim Shuttle-C Konzept (oder Direct, Ares oder jemals) die Rückführung von (SSME-)Triebwerken per Hitzeschild/Fallschirm und deren Wiederverwendung überlegt worden?
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J2X versus RX68 - Was ist der Unterschied zwischen Unterstufen und Oberstufen Triebwerk?
Das SSME war beides. Ist es deswegen ineffizient?
Oberstufentriebwerke unterliegen ganz anderen Anforderungen. Die Triebwerke sind auf hohen spezifischen Impuls (und damit auf bestmögliche Ausnutzung des Treibstoffes) und nicht auf Schub optimiert. Ein RS-68 ist sowohl von der Schubdüse her wie auch von den Leistungsparametern ein klassisches Unterstufentriebwerk. Für ein Oberstufentriebwerk ist es viel zu schwer, hat viel zu viel Schub und nutzt den Treibstoff zu schlecht aus.
Auch das SSME ist von der Gestaltung der Schubdüse eher ein Oberstufentriebwerk. Am Boden hat es einen recht niedrigen spezifischen Impuls. Erst im Vakuum kann es seine Klasse voll ausspielen. Das ist beim Shuttle beabsichtigt, da dort beim Start die SRBs die Hauptarbeit machen.
Ein normales Triebwerk mit glockenförmiger Düse, das sowohl am Boden wie uch im Vakuum optimale Leistungen bringt, gibt es nicht. Hier müsste man auf ein Aerospiek Triebwerk (siehe den eigenstellten Venture Star) ausweichen, vom dem derzeit lediglich Prototypen existieren.
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.... Auch bei Challanger hätte ein Rettungssystem vermutlich kaum etwas genutzt. Eine Warnung, das etwas katastrophal schief geht, gab es erst 1 Sekunde vor der Explosion, als das INS System des rechten SRB eine Relativbewegung zum Shuttle anzeigt....
Was war mit den seltsamen Druckschwankungen im ET ?
Gruß Thomas
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Die Verwirrung um Ober- und Unterstufen-Triebwerk kann ich nicht ganz verstehen.
Das ist doch ganz einfach:
Bei Jupiter 120 starten die Triebwerke vom Boden - also wollen sie das Unter- oder Hauptstufen-Triebwerk RS-68 einsetzen.
Eine Oberstufe gibt es nicht bei Jupiter 120.
Ares I kann das Triebwerk erst nach Burn Out und Separation des SRBs starten und braucht deshalb ein Oberstufen-Triebwerk - das neu zu entwickelnde J-2X.
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Guten Morgen,
für die Mondmissionen sieht DIRECT aber nur Starts von JUPITER 120 232 vor, so dass auf jeden Fall eine Oberstufe zum Einsatz käme. Und, wie schon dargestellt, gelten dann etwas andere Auslegungskriterien bzgl. der Triebwerke.
EDIT:
Danke Jörg, habe den Fehler korrigiert.
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Ein Schreibfehler am Morgen, Daniel - Du meinst sicher, für den Mondflug kommen nur Jupiter 232 zum Einsatz.
Und Du hast völlig recht: Dafür brauchen sie zwei verschiedene Triebwerke: Für die Hauptstufe RS-68B und für die Oberstufe J-2XD - also auch noch abgewandelte Varianten, die nicht 'im Regal liegen', sondern auch erst noch entwickelt und getestet werden müssen.
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Hallo,
ich habe vor einiger Zeit mal den Report zum Challenger-Unglück gelesen, deshalb muss ich das hier mal ein bisschen korrigieren:
Eine Warnung, das etwas katastrophal schief geht, gab es erst 1 Sekunde vor der Explosion, als das INS System des rechten SRB eine Relativbewegung zum Shuttle anzeigt. In dieser einen Sekunde hätte die Automatik das Rettungssystem auslösen und die Rettungsrakete die Kapsel abtrennen und weit genug entfernen müssen, um sie vor den Auswirkungen der Explosion zu schützen. Und nicht vergessen, LH2 und LO2 sind Hochbrisanzsprengstoffe.
Das ist nicht ganz richtig. Erstmal sind weder Wasserstoff noch Sauerstoff Hochbrisanzsprengstoffe. Die Mischung ist natürlich explosiv, aber zu dieser Mischung muss es erst einmal kommen.
Bei der Challenger-Katastrophe gab es keine echte Explosion (sonst wären die Booster auch nicht mehr oder weniger unversehrt geblieben). Der externe Tank ist kollabiert, wodurch sich das unter Druck stehende Gas natürlich rasch ausgebreitet hat und natürlich auch zum größten Teil verbrannt ist. Das Shuttle wurde aber dadurch zerstört, dass es plötzlich bei Mach 2 heftig aus der falschen Richtung aerodynamisch belastet wurde:
http://history.nasa.gov/rogersrep/v1ch3.htm
Von einer hochbrisanten Explosion kann man eigentlich nicht sprechen (der Report nennt es nicht einmal eine Explosion sondern "massive, almost explosive, burning"). Ein raketengetriebenes Rettungssystem und vor allem eine mit Fallschirmen versehene Crew-Kapsel hätten hier auf jeden Fall geholfen. Glaube ich jedenfalls :-/
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Durchs Internet geistert ja auch immer wieder die Meinung, die Crew wäre erst beim Aufschlag der Kabine auf die Meeresoberfläche gestorben. Ob das stimmt, weiß ich allerdings nicht. Falls es stimmt, hätte die Crew in einer Kapsel mit Rettungssystem jedenfalls überlebt.
René
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Dann hätte sogar ein Fallschirm für das Crew-Segment ausgereicht .. ist zwar unkonventionell das Crew-Segment durch die als gefährlich angesehene Explosion selbst von der Explosionsstelle zu entfernen, aber wenn das stimmt, wäre eine gänzlich andere Strategie bei dem Sicherheitssystem möglich.
Man sollte vielleicht mal einen Destruktions-Experten fragen, wie sehr es pyrotechnisch eine Herausforderung darstellt, die Crew-Section aus einer STS zu "lösen". Dies kann theoretisch dann nach einer gefürchteten Explosion geschehen und dient nur den letzten unnötigen Schrott von der Sektion zu lösen um das Gewicht weiter zu reduzieren.
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Durchs Internet geistert ja auch immer wieder die Meinung, die Crew wäre erst beim Aufschlag der Kabine auf die Meeresoberfläche gestorben. Ob das stimmt, weiß ich allerdings nicht. Falls es stimmt, hätte die Crew in einer Kapsel mit Rettungssystem jedenfalls überlebt.
Es stimmt vermutlich. Die Besatzung hat einen Notvorrat an Atemluft, der allerdings nur für den Notausstieg auf der Startrampe gedacht ist und keinen Dekompressionsschutz bietet. Von den gefundenen 4 Flaschen waren 3 aktiviert und zum Teil verbraucht. Das deutet darauf hin, das die Kabine durch die Explosion und Abrennung vom Shuttle ihre Druckintegrität behalten hat und so zumindest Teile der Crew wärend des Absturzes der Kabine noch am Leben waren und erst beim Aufschlag der Kabine auf das Meer gestorben sind.
Wie stark die Explosion direkt am Shuttle gewirkt hat, lässt sich nicht genau sagen. Sie war jedenfalls stark genug, um Sekundärexplosionen am Shuttle selbst hervorzurufen (OMS und RCS Tanks). Es dürfte dabei Zufall gewesen sein, das die Kabine nicht so stark beschädigt wurde, das sie dekomprimiert ist. Einfach die Kabine mit einem Fallschirm auszurüsten ist da nicht. Es nützt ja nichts, wenn die Kabine nach einer sanften Wasserung wie ein Stein absackt.
Am Ende bleibt (auch in Hinsicht auf Ares und Jupiter) das Problem der Feststoffraketen. Gibt es Fehler bei Feststoffraketen, so gibt es praktisch keine Vorwarnzeit. Auch lässt sich eine Feststoffrakete nicht abschalten, es besteht also durchaus die Gefahr, das eine Rettungskapsel auch nach der Abtrennung mit Teilen der weiterfliegenden Rakete kollidiert oder in den Abgasstrahl der SRB kommt. Dazu könnte es schon kommen, wenn die Steuerung des SRB versagt.
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Nach Monaten des Lesens und beobachten in diesem klasse Forum ,gibt es jetz doch ein paar Sätze die ich mit beitragen will. Mich Überrascht es immer wieder wieviele Beiträge trotz der komplexen Technik für jedermann verständlich beantwortet werden. Ich selbst bin weder Techniker noch Ingeniur, sondern nur Handwerker.
Zu dem Beitrag von SpaceWarper möchte ich sagen das das raustrennen der Kabine vieleicht gar nicht mal so aufwendig ist. Es dürfte weit aus schwieriger sein eine Autonomen Kabine in ein System wie die STS zu integrieren. Alleine die ganzen Verbindungen zu Sensoren und Systemen auserhalb der Kabine stell ich mir extrem Aufwendig und Kostspielig vor. Von der Veringerung der Nutzlast gar nicht mal zu reden. Das sowas funktionieren kann sieht man an der F111.
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Auch lässt sich eine Feststoffrakete nicht abschalten, es besteht also durchaus die Gefahr, das eine Rettungskapsel auch nach der Abtrennung mit Teilen der weiterfliegenden Rakete kollidiert oder in den Abgasstrahl der SRB kommt. Dazu könnte es schon kommen, wenn die Steuerung des SRB versagt.
Hallo,
eine Kollision halte ich für unwahrscheinlich. Das Rettungssystem sollte die Kapsel mit einer deutlich höhere Beschleunigung von der Rakete wegziehen als diese erreichen kann. Die Rakete kann das also nicht aufholen und kollidieren. Voraussetzung ist natürlich, dass das Rettungssystem seinen Flug kontrollieren kann und nicht selbst einen Schlingerkurs hinlegt.
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Was die Zuverlässigkeit betrifft dürfte eine Feststoffrakete die Nase vorn haben. Immerhin besteht sie aus wesentlich weniger Teilen als ein Flüssiges System. Hypergole Systeme ausgenommen. Das flüssige System hat bekantlich den Vorteil das man es relativ ainfach abstellen kann. Allerdings nur solange es auf der Rampe steht. Einmal in der Luft ist es genauso Gfärlich wie ein Feststoffsystem. Und durch die Sensorischen Möglichkeiten die Heute bestehen lassen sich doch meiner Meinung nach beide Systeme zuferlässig überwachen. Was ich nicht beurteilen kann welches System Effizienter ist. "Billiger" dürfte eine Feststoffrakete sein.
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Wie ich oben schon angesprochen habe, hat DIRECT auch die Idee einen Lander (LSAM) im Mondorbit (LLO) zu plazieren, welcher mehrere Landungen und Starts auf der Oberfläche durchführen soll, praktisch ein Pendler. Diese Idee ist interessant und wahrscheinlich nur innerhalb der DIRECT-Architektur anwendbar.
Pendel-LSAM
So ein Lander, welcher komplett landet und wieder startet, um im LLO erneut betankt zu werden, hat zwar den Vorteil der Wiederverwendbarkeit, aber seine Nutzlast für Landung und Start dürfte deutlich niedriger ausfallen als bei einem 'Wegwerf'-LSAM. Einerseits wird das System einfacher, weil man sich eine extra Aufstiegsstufe mir ihren Systemen spart. Andererseits wird er schwerer, weil er mehr Treibstoff mit sich führen muss. Außerdem dürfte er keine kryogenen Treibstoffe mehr nutzen (wie in der Landestufe des aktuellen LSAM geplant), da er auch zum Rückstart dienen soll. Aus Sicherheitsgründen und aus Sicht des Termalmanagements über die lange Missionszeit scheiden damit kryogene Treibstoffe eigentlich aus. Damit sinkt auch seine Leistung.
Anwendungsgebiet
Aus meiner Sicht benötigt man damit 2 oder 3 LSAM-Varianten. Für Schwerlastmissionen zum anfänglichen Basisaufbau benötigt man ein leistungsfähiges Cargo-LSAM, welches unbemannt landet und auf der Oberfläche bleibt. Dieses würde kryogene Treibstoffe nutzen. Für den Personentransport, v.a. für den späteren Pendelverkehr zwischen Erde und Mond hingegen wäre ein Pendel-LSAM (auch mit reduzierter Leistung) sinnvoll, da man sich für diese weniger anspruchsvollen Missionen den jeweiligen Start eines LSAM von der Erde sparen könnte und nur das bemannte CEV zum Mond schicken müsste.
Realisierbarkeit
Problematisch ist die Komplexität, da sich dieses LSAM sehr von den anderen Varianten unterscheiden würde. Umsetzbar wäre das Ganz wohl eh nur mit den JUPITER 232-Trägern, da nur diese es ermöglichen mit einem einzelnen Start ein bemanntes CEV zum Mond zu schicken (wo das LSAM schon warten würde). Mit ARES I und V geht das nicht. ARES I kann kein CEV zum Mond schicken und benötigt zwingend einen ARES V Start, mit welchem man auch gleich ein LSAM mitschicken kann.
PS:
Abkürzungen s. https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=31.0
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... Das flüssige System hat bekantlich den Vorteil das man es relativ ainfach abstellen kann. Allerdings nur solange es auf der Rampe steht. Einmal in der Luft ist es genauso Gfärlich wie ein Feststoffsystem. ....
Hallo,
da kann ich Deiner Argumentation nicht ganz folgen. Es gibt doch Fehlerszenarien, wo ein Brennschluss eines Flüssigkeitstriebwerks mit definiertem Ablauf geschehen kann, auch wenn er nicht zum vorgesehenen Zeitpunkt geschieht - und wenn man nicht mehr auf der Rampe steht. Man kann abstellen im Flug.
Bei den Saturnflügen gab es hin und wieder mal vorzeitigen Brennschluss eines Einzeltriebwerkes, ohne dass das katastrophale Folgen (z.B. zerstörerische hydraulische Schläge in den Treibstoffleitungen - deswegen gab es einen der Zerleger bei den russischen N1 Flügen, das Abschalten war ein Vorgesehenes) gehabt hätte. Saturne und Besatzung haben es überstanden. Das ganze ist meines Wissen vorher auch bei einem Saturnflug mal gestet worden, da hat man ein Triebwerk absichtlich vorher abgeschaltet.
Centaure auf Titan und Altas, die SIVB auf Saturnen haben vorgemacht, dass die Abschaltung (und der spätere Neustart) von Flüssigkeitstriebwerken gut beherrschbar ist. Ok, manchmal kommt eine Oberstufe nicht bis zur fünften Brennphase, aber das ist kein prinzipbedingtes Problem....
... ja und die Agena natürlich nicht zu vergessen.
Gruß Thomas
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Was die Zuverlässigkeit betrifft dürfte eine Feststoffrakete die Nase vorn haben. Immerhin besteht sie aus wesentlich weniger Teilen als ein Flüssiges System. Hypergole Systeme ausgenommen. Das flüssige System hat bekantlich den Vorteil das man es relativ ainfach abstellen kann. Allerdings nur solange es auf der Rampe steht. Einmal in der Luft ist es genauso Gfärlich wie ein Feststoffsystem. Und durch die Sensorischen Möglichkeiten die Heute bestehen lassen sich doch meiner Meinung nach beide Systeme zuferlässig überwachen. Was ich nicht beurteilen kann welches System Effizienter ist. "Billiger" dürfte eine Feststoffrakete sein.
Feststoffraketen sind zuverlässiger, aber nur in dem Sinn, das sie praktisch nicht zu löschen sind. Sie bringen weiter ihren Schub, egal was passiert. Beim Shuttel bringen sie den Shuttle auch bei Ausfall der SSME auf eine Höhe, aus der es zumindest die Chance für eine Notlandung am Startplatz gibt. Bei Buran hätte es diese Chance nicht gegeben, der Ausfall eines der Booster wäre das Todesurteil für die Besatzung gewesen.
Auf der anderen Seite ist das natürlich auch ein Nachteil. Selbst bei einem Versagen der Steuerung lässt sich der SRB nicht abschalten, um die Kapsel gefahrlos abtrennen zu können.
@ Schillrich
Der Antrieb des Rettungssystems arbeitet aber nur ein paar Sekunden. Anschließend fliegt die Kapsel ballistisch. Da die SRB aber nach der Abtrennung weiterfliegt, besteht zumindest theoretisch die Gefahr einer Kollision (mit SRB oder Abgassstrahl). Es sei denn, man sprengt den Booster sofort nach der Abtrennung. Das ist allerdings auch im Hinblick auf die 2. cryogene Stufe keine gute Idee.
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Sry, das hab ich nicht richtig beschrieben was ich damit meinte. Natürlich ist das Beabsichtigte Abschalten eines Flüssigen Systems nicht mehr das große Problem. Ich schalte ab und bring mich mit dem Rettungssystem in Sicherheit. Was ich meinte ist z.B. ein chrash innerhalbe einer Treibstoffpumpe oder reisen irgend einer Verbindung innerhalb des Treibstoffsystems. So etwas kann zu einer Explosion einer Flüssigrakete führen. In beiden Fällen, sei es die Explosion einer Feststoffrekete oder einer Flüssigrakete muß das Rettungsystem aktiv werden. Und da mach ich keinen Unterschied ob unter mir ein Feststoff oder ein Flüssigsystem hoch geht. Aber, bei beiden Systemen ist so ein Extremscenario sehr selten und somit sind für mich auch beide Tauglich für die Bemannte Raumfahrt.
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Wärend es bei Feststoffraketen nur wenige Sensoren gibt, die meist Druckwerte liefern, werden Flüssigkeitstriebwerke mit hunderten Sensoren überwacht. Probleme mit einer Turbopumpe, Lecks oder ähnliches können dadurch meist sehr schnell erkannt werden. Durch diese Überwachung (die bei Feststoffraketen schon systembedingt nicht möglich ist) besteht eine gute Chance, Triebwerke abzuschalten, bevor eine kritische Situation eintritt. Das Versgen einer Turbopumpe kündigt sich zb vorab durch zunehmende Vibrationen, steigende Temperaturen und ähnliches an. Hier bleibt dann noch Zeit, das betroffene Triebwerk abzuschalten, bevor die Turbopumpe auseinanderfliegt.
Auch bei anderen Problemen (strukturell versagende Tanks, brechende Leitungen) gibt es bei Flüssigkeitsraketen meist immer noch etwas Vorwarnzeit.
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Erst vor kurzem lief doch was im Fernsehen (eine Comedy Sendung). Da bastelte einer eine seltsame Maschine und plötzlich geriet die ausser Kontrolle. Er schrie dann: "Drück den roten Knopf!" ... aber da war keiner ... also er: "Mist, ich vergesse immer den roten Knopf!" ... so in etwa geht's mir mit den SRBs. Die haben keinen roten Knopf. Und etwas das man nicht abschalten kann (oder abwerfen), das ist auch meiner Sicht einfach nicht die bevorzugte Lösung.
Wenn einer mir erklären würde, dass man die SRB praktisch jederzeit von der Rakete trennen könnte, dann wär das ok. Aber wir wissen ja alle, dass dies kaum möglich ist und selbst wenn, was würde dann passieren? Die stossen am Ende noch mit der Kapsel zusammen...
Ich denke aber, dass dies nicht das entscheidenste ist... Ares-I, ok... hoher Schwerpunkt, seltsames Konzept... finde ich nicht wirklich gut... Ares-V, kann viel tragen... hätte ich im Grunde so akzeptiert... aber evtl. ist ja eine Kombination aus Jupiter 120, 232 und Ares-V das richtige. ... oder aber, man baut gleich was ganz gewagtes. Ich weiss ja zwar nicht, was man alles noch für Möglichkeiten hätte... aber ich bin auf jeden Fall für Systeme, die im Orbit zusammengebaut werden. Ich halte das für die vielversprechendsten Lösungen...
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Wie ich oben schon angesprochen habe, hat DIRECT auch die Idee einen Lander (LSAM) im Mondorbit (LLO) zu plazieren, welcher mehrere Landungen und Starts auf der Oberfläche durchführen soll, praktisch ein Pendler. Diese Idee ist interessant und wahrscheinlich nur innerhalb der DIRECT-Architektur anwendbar.
Problematisch ist hier vorallem, das der LSAM dann im Mondorbit wieder aufgefüllt werden muss. Lässt sich das bei Gasen/Flüssigkeiten noch ganz gut machen, wird das für Stückgut bissel komplizierter und lässt sich elegant eigendlich nur per fracht modul am LASAM lösen.
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Wie ich oben schon angesprochen habe, hat DIRECT auch die Idee einen Lander (LSAM) im Mondorbit (LLO) zu plazieren, welcher mehrere Landungen und Starts auf der Oberfläche durchführen soll, praktisch ein Pendler.
Ist das nicht eine großartige Idee? :)
Durch diese Mehrfachnutzung werden Kosten gespart. Man braucht nicht für jeden Flug eine neue Mondlandefähre und man muß sie nicht jedes mal von der Erdoberfläche starten und auf Fluchtgeschwindigkeit beschleunigen.
Die Mondlandefähre (LSAM) soll aber nicht im LLO (Low Lunar Orbit), sondern im EML (Earth Moon Lagrange)- Punkt geparkt werden, wo die Gravitationskräfte zwischen Erde und Mond ausgeglichen sind.
Dort soll sie auch für die nächste Mondlandung betankt werden.
Das Tanken im Erdorbit und im Erde-Mond-Lagrange-Punkt könnte auch kommerziell von interessierten Firmen angeboten werden. Ähnlich Tankstellen auf der Erde. Wenn das öfters in Anspruch genommen wird, könnte sich das lohnen und Privatfirmen oder Energiekonzerne können die Treibstoffe vielleicht billiger liefern, als die NASA.
Diese Idee ist interessant und wahrscheinlich nur innerhalb der DIRECT-Architektur anwendbar.
Klar, das geht nur mit dem DIRECT-Konzept!
Ares ist ein völlig starres Konzept ohne Flexibilität.
Nur Jupiter kann mit Orion direkt bis zum EML durchstarten und dort an die Landefähre (LSAM) andocken.
Ares müßte dazu zwei Raketen (Ares I und Ares V) starten und im Erdorbit umdocken, damit Orion an die Transferstufe (EDS) kommt.
Ohne LSAM wäre die Ares V aber überdimensioniert (Keine Flexibilität). :-/
Was soll das erst werden, wenn eine Mondstation gebaut werden soll und ganz unterschiedliche Module und Ausrüstungsgegenstände transportiert werden müssen?
Jupiter ist flexibel, kann Träger und Transferstufen nach Bedarf einsetzen.
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Das Tanken im Erdorbit und im Erde-Mond-Lagrange-Punkt könnte auch kommerziell von interessierten Firmen angeboten werden. Ähnlich Tankstellen auf der Erde. Wenn das öfters in Anspruch genommen wird, könnte sich das lohnen und Privatfirmen oder Energiekonzerne können die Treibstoffe vielleicht billiger liefern, als die NASA.
Privat heißt nich automatisch "billiger", den komerzielle Unternehmen arbeiten zunächst einmal unter der Maixm der Gewinnmaximierung. Zu einer Preissenkung kommt es nur, wenn eine Vielzahl von Anbietern, einer Vielzahl von Konsumenten gegenübersteht UND es dem Konsumenten einfach möglich ist den Anbieter zu wechseln UND wenn der Konsument das Produkt nicht zur echten oder gefühlten Dahseinsvorsorge braucht. All diese Kriterien sind in diesem Beispiel wohl ganz klar nicht gegeben. In solchen (Sonder)-Fällen ist eine Marktwirtschaft nur schädlich und eine auf kalkulierten Kosten (nicht Gewinnen) basierende Planwirtschaft effektiver.
Weitere Informationen: Marktversagen (http://de.wikipedia.org/wiki/Marktversagen), Preisanomalie (http://de.wikipedia.org/wiki/Marktgleichgewicht#Preisanomalien)
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Problematisch ist hier vorallem, das der LSAM dann im Mondorbit wieder aufgefüllt werden muss. Lässt sich das bei Gasen/Flüssigkeiten noch ganz gut machen, wird das für Stückgut bissel komplizierter und lässt sich elegant eigendlich nur per fracht modul am LASAM lösen.
Was soll das erst werden, wenn eine Mondstation gebaut werden soll und ganz unterschiedliche Module und Ausrüstungsgegenstände transportiert werden müssen?
Jupiter ist flexibel, kann Träger und Transferstufen nach Bedarf einsetzen.
Guten Morgen,
@eumel und @knt,
für größere Transporte, v.a. bei Aufbau einer Mondstation, macht ein spezialisiertes Cargo-Schwerlast-LSAM Sinn, welches nur landet und dabei so viel Masse zur Oberfläche bringt wie möglich. Das Pendler-LSAM zwischen EML (danke für die Korrektur Jörg) und Oberfläche kann keine große Lasten transportieren (ein Mal wegen des "Umladens am EML und wegen der geringeren Leistung). Es kann eigentlich nur zur Crewrotation mit geringer Cargo-Nutzlast dienen. Bei so einer Mission käme ja auch nur das CEV "frisch" am Mond an und würde keine große Cargo-Nutzlast mitbringen.
Neben aller (möglicher) Flexibilität des DIRECT-Konzepts bei diesem Aspekt, hat ARES V bei reinen Schwerlastmissionen Vorteile, wenn also kein CEV mitfliegt und nur ein LSAM viel Nutzlast auf die Oberfläche bringen soll.
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Ich habe mir das Konzept mit Pendel-LSAM am EML noch mal angeschaut. So "flexibel" und einfach ist das doch nicht. Meine Aussage, dass man dann für eine Mondmission nur 1x JUPITER 232 + CEV starten müsste, stimmt ja so nicht. Für jede bemannte Mission müssen vielmehr immer noch 2 JUPITER 232 gestartet werden, 1x JUPITER 232 + Depot-EDS zum Auftanken des LSAM am EML und 1x JUPITER 232 + CEV.
Damit spart man sich vielleicht ein neues LSAM, aber dafür:
- startet man immer noch 2 Mal
- hat man ein weniger leistungsfähiges LSAM am EML
- bringt man wenig Nutzlast zur Mondoberfläche
- müssen viele risikoreiche Verfahren, Prozeduren und Techniken (mehrfaches Koppeln, Betanken, Umfüllen, Depottermalmanagement) durchgeführt werden
Da hat ARES V dann doch wieder ihre (konzeptionellen) Stärken.
OMG ... diese Abkürzungen ... ;).
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...dass man die SRB praktisch jederzeit von der Rakete trennen könnte, dann wär das ok. Aber wir wissen ja alle, dass dies kaum möglich ist und selbst wenn, was würde dann passieren? Die stossen am Ende noch mit der Kapsel zusammen...
Nunja, ich denke, dass es einen deutlichen Unterschied macht, wo und wie ich einen SRB montiert habe. Warum ist ein Zusammenstoß so zwangsläufig ?
Beim Shuttlestack soll es ja aerodynamische Argumente geben, die den Versuch einer vorzeitigen Boosterabtrennung schwierig machen.
Beim Stick hätte ich jedoch anders als bei an der Seite montierten Boostern die Möglichkeit, zwischen RB und Oberstufe zu trennen. Das könnte im Notfall auch so gehen, dass in einer Art getrennt wird, dass hilfreicher Schub aus einem oben oder oben seitlich in einem Kranz geöffneten SRB kommt, der die beiden Stufen mit auseinanderschieben hilft.
Ich habe da einen fehlgeschlagenen Testflug einer U-Boot ICBM (?) im Kopf, wo nach kurzer Flugzeit eine Fehlfunktion auftrat, und die einzelnen Stufen jeweils an beiden Enden Verbrennungsgase ausstossend lustig durch die Luft kreiselten.
Gruß Thomas
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OK, dann kämen SRBs evtl. doch in Frage. Man könnte die aber dann sicher nicht vom Shuttle übernehmen, weil man ja sich "auflösende" SRBs haben müsste, die eben mitten im Flug irgendwie gefahrlos "entsorgt" werden könnten. Wenn man sich allerdings das Desaster der Delta ansieht... dann müsste man fordern, dass eine solche Fehlfunktion sicher erkennbar wäre (genug früh).
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The Rebels strike back
DIRECT hatte ein 100-Seitendokument mit einer Gegendarstellung zur NASA-Analyse des DIRECT 2.0 Konzepts veröffentlicht.
Ich kenne erst mal nur die Zusammenfassung und werde mir den Rest später zu Gemüte führen. Was bisher darin steht:
- Die NASA hat willkürlich die Trockenmassen und Massenverhältnisse von DIRECT schlechter gemacht, v.a. bei den Berechnungen der EDS (Earth Departure Stage) und somit die Gesamtleistung reduziert.
- Die NASA hat ein eigenes Rechentool verwendet (INTROS), welches bisher aber für keine "echte" Rakete genutzt wurde. Boeing und Lockheed Martin nutzen andere Tools für das EELV-Design.
- NASA-Annahmen zum Entwicklungsaufwand sind willkürlich.
- NASAs Sicherheitsanalyse soll ebenfalls willkürlich sein. Aktuelle LOC- und LOM-Rechnungen zwischen Jupiter und Ares beruhen auf unterschiedlichen "Rechenregeln" und Annahmen. DIRECT analysiert die eigenen Werte erneut.
Tja ... man streitet über die Methodik, nicht über den Inhalt.
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Wo ich gerade auf der DIRECT-Seite bin ...
Da steht:
DIRECT v3.0 to be revealed at ISDC in Orlando
Wir können also ein erneut überarbeitetes Konzept erwarten ... DIRECT 3.0
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In dem Dokument wird u.a. auch beschrieben, dass die geplanten ablativen Triebwerke RS-68A/B (sowohl bei Ares V als auch Jupiter) wahrscheinlich die Wärme in der Umgebung des Hecks (RS-68-Cluster + SRBs) nicht aushalten werden ("RS-68A/B will not be sufficiently robust for a cluster application in such close proximity to the exhaust from a pair of SRB’s")
Man schlägt deshalb die Entwicklung einer regenerativ gekühlten Version vor, oder sogar Nutzung des SSME.
Dieser Abschnitt am Ende des Dokuments beißt sich ein wenig mit den vorherigen Seiten, die immer wieder die einfache Nutzung der RS-68-Versionen A und B betont.
Interessant ist eben auch, dass das "stabile/simple/risikoarme" Jupiterkonzept eben auch in Problem laufen kann, die ein Redesign notwendig machen können ... und das tritt dann oft erst auf, wenn man wirklich ernsthaft die Details zu realisieren versucht. Immerhin kommt man zu dem erwähnten Problem, weil NASA das bei den Arbeiten an Ares V gemerkt hat.
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Am Freitag wurde anscheinend DIRECT 3.0 auf der ISDC (International Space Development Conference) präsentiert:
"Landing Twice the Mass on the Moon at Half the Cost"
Markige Worte ... mal schauen, wann wir was zu sehen bekommen.
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In dem Dokument wird u.a. auch beschrieben, dass die geplanten ablativen Triebwerke RS-68A/B (sowohl bei Ares V als auch Jupiter) wahrscheinlich die Wärme in der Umgebung des Hecks (RS-68-Cluster + SRBs) nicht aushalten werden ("RS-68A/B will not be sufficiently robust for a cluster application in such close proximity to the exhaust from a pair of SRB’s")
Man schlägt deshalb die Entwicklung einer regenerativ gekühlten Version vor, oder sogar Nutzung des SSME.
Interessant, das könnte auch einer der Gründe sein, warum SpaceX von dem ablativen Merlin 1A auf das regenerativ gekühlte Merlin 1C Triebwerk gewechselt ist.
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Wie schaffen das eigentlich Proton und Sojus?
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Wie schaffen das eigentlich Proton und Sojus?
Die Düse der RD-107 der ersten Stufe der Sojus besteht auf einer äußeren Stahlschale und einer inneren Bronzeschale - zusammen 6mm dick. Darin eingegossen sind 5mm tiefe tiefe Kanäle in denen das Kerosin von unten nach oben zirkuliert - dadurch wird die Düse gekühlt. Das Kerosin heizt sich dabei auf ~200° auf bevor es mit LOx gemischt und abgefackelt wird.
Die "Einspritzdüsen" sind ringförming angeordnet. In dem äusseren Ring wird nur Kerosin (ohne LOX) eingesprizt. Durch den niedrigeren LOX Wert an der Innenseite der Düse entsteht einen Gasmantel (Plasma?) mit geringerer Temperatur der den Gaskern (Plasma?) mit hoher Temperatur umschließt und von der Düse fernhält. Auch dadurch wird die Innenseite der Düse gekühlt (curtain cooling) - bzw nicht so sehr erhitzt. Ziemlich klever finde ich...
RD-108 (zweite Stufe) wird das gleiche Prinzip genuzt. Wie das bei der Proton aussieht weißt ich auch nicht. Denke aber auch mal regenerativ.
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Hallo knt,
ok, also ist Sojus nicht passiv/ablativ, sondern bietet an der Stelle auch mehr Technik.
Plasma? Plasma heißt: ionisiert, also Hüllenelektronen verloren. Das passiert durch chemische Reaktionen nicht so einfach (wenn überhaupt?). Außerdem wäre das hier ja unerwünscht. Die chemische Verbrennung funktioniert hier ja gerade durch die Oxidations-Reduktions-Reaktion der Elektronenhülle.
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Naja, das dürfte so sein:
Ein für so eine Umgebung entwickeltes Triebwerk, kann die Bedingungen ab (Sojus, N1, Proton, Saturn I, SSME). Die (propagierte) simple Übernahme eines Fremdtriebwerks ist dann halt doch nicht so einfach und risikoarm (gilt für ARES und Jupiter).
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Hier ein Video, was das Direct 3.0 Konzept ein bischen näher erklärt:
Die Jupiter 130 hat 4-seg. SRB und 3 SSME. Kann ca. 67 Tonnen zur ISS bringen.
Die Jupiter 246 hat 4-seg. SRB, 4 SSME in der ersten Stufe und 6 RL-10B-2 Triebwerke in der zweiten Stufe. Die Nutzlast liegt bei 91 Tonnen zur ISS und 79 Tonnen zum Mond (2 Starts).
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Mir war so als ob die SSME ein bischen zu teuer zum wegwerfen waren. Deshalb hängen sie ja am SpaceShuttle (und reduzieren die Nutzlast) und nicht an der Rakete wie bei der Buran. Wird die erste Stufe bei DIRECT geborgen und wiederverwendet?
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Mir war so als ob die SSME ein bischen zu teuer zum wegwerfen waren. Deshalb hängen sie ja am SpaceShuttle (und reduzieren die Nutzlast) und nicht an der Rakete wie bei der Buran. Wird die erste Stufe bei DIRECT geborgen und wiederverwendet?
Nein wird sie nicht. Aber beim RS-68 gibt es ja anscheinend Hitzeprobleme und die NASA muss wohl für Ares V entweder das RS-68 auf regenerative Kühlung umentwickeln oder auf das SSME wechseln.
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Mir war so als ob die SSME ein bischen zu teuer zum wegwerfen waren.
Ich erinner mich mal was von 50 Millionen US Dollar pro Stück gelesen zu haben. Eine ganze Menge Geld wenn man 3 oder 4 pro Start "verheizen" will.
Generell ist mir auch nicht klar warum man immer wieder Hochdrucktriebwerke wie J-2 / SSME etc entwickelt bzw. verwendet. Es sollte doch bekannt sein dass diese Technologie sehr teuer und hochkomplex ist. Warum geht man nicht zumindest bei DIRECT auf die einfacheren Niedrigdrucktriebwerke wie das F-1 der Saturn V? Diese sind sicher nicht der letzte Schrei der Technik und alles andere als hocheffizient, aber sie sind einfach und vor allem deutlich billiger. Oder übersehe ich etwas?
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DIRECT twittert:
Ab morgen soll Aerospace Corporation (eine öffentliche "Unterstützung-Dienstleistungs"-Organisation) das Jupiter-Konzept bewerten. Aerospace Corporation wurde von der Prüfkommission (Augustine) beauftragt Alternativen zu Ares unabhängig zu bewerten.
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Mein Vorschlag wäre es, SSMEs zu verwenden, eine Art "Triebwerksrückkehrkapsel" um die Triebwerke zu bauen.. Die zum ET hingewandte Seite wäre praktisch mit Hitzeschutz ausgekleidet, die fallschirme würden auf der Triebwerksseite herauskommen..
Keine ahnung ob das sinnvoll wäre ;)
Andererseits könnte man doch auf 2-3 ssmes gehen, und noch 2 von diesen niedlichen GEM-60-Booster (Delta IV medium) hernehmen
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Ich erinner mich mal was von 50 Millionen US Dollar pro Stück gelesen zu haben. Eine ganze Menge Geld wenn man 3 oder 4 pro Start "verheizen" will.
Generell ist mir auch nicht klar warum man immer wieder Hochdrucktriebwerke wie J-2 / SSME etc entwickelt bzw. verwendet. Es sollte doch bekannt sein dass diese Technologie sehr teuer und hochkomplex ist. Warum geht man nicht zumindest bei DIRECT auf die einfacheren Niedrigdrucktriebwerke wie das F-1 der Saturn V? Diese sind sicher nicht der letzte Schrei der Technik und alles andere als hocheffizient, aber sie sind einfach und vor allem deutlich billiger. Oder übersehe ich etwas?
J-2 ist kein Hochdrucktriebwerk, wie alle Triebwerke der Saturn 5 ist es eher auf höchstmögliche Zuverlässigkeit als auf maximale Leistung ausgelegt. Die Saturn 5 war, so modern sie auch war, ein eher konventioneller Träger, da schon bei der Entwicklung maximale Sicherheit im Vordergrund stand.
Es wäre in der Tat eine sehr interessante Option gewesen, das F-1 der Saturn 5 in aktueller Form nachzubauen und für einen Shuttle Nachfolger zu verwenden. Allerdings kommt ein F-1 nur in der Startstufe in Frage, in den Oberstufen braucht man auf jeden Fall Wasserstoff als Treibstoff, so das man dort nur die Wahl zwischen dem SSME, J-2 ider RL-10 hat.
Durch die Feststoffbooster ist ein F-1 allerdings unnötig, man setzt lieber gleich eine Wasserstoffgetriebene Hauptstufe ein. Hier halte ich das RS-68 schon für das richtige Triebwerk. Das SSME ist einfach zu teuer und zu komplex, zudem ist es nie wirklich in Serie gebaut wurden. Es dürfte weitaus einfacher sein, das RS-68 weiterzuentwickeln als das SSME in eine Serienproduktion zu überführen.
Ich halte aber das komplette Direkt Konzept für genau so überflüssig wie Ares. Ehe man teuere Space Shuttle Technik verwendet oder komplett neu entwickelt, hätte man sich mehr mit den verfügbaren Trägern auseinander setzen sollen. Hier hätte man die Delta 4 Heavy weiterentwickeln können. Alternativ wäre auch eine Neuentwicklung auf Basis verfügbarer Triebwerke wie dem F-1 möglich gewesen. Vom Einsatz von Feststoffraketen in der bemannten Raumfahrt halte ich nichts. Klar sind die Dinger billiger als Flüssigkeitsantriebe, aber auch weniger kontrolllierbar. Man kann sie zwar durch Aufsprengen der Außenwand zum erlöschen bringen (unterhalb eines Mindestdrucks brennt der Festtreibstoff nicht weiter), aber für einen bemannten träger ist das keine Option, da immer die Gefahr besteht, das durch die Trümmer der Sprengung weitere Schäden an der Kapsel entstehen.
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In der HSF-Präsentation sehe ich jetzt neue Infos:
3 Jupiter-Varianten:
- Jupiter-130
1 Stufe, 3 Triebwerke in Hauptstufe,
die 3 Triebwerke sind in einer Linie, aber unsymmertisch am Heck angeordnet, praktisch so: OOXO
Mit ihr geht es in den Erdorbit - Jupiter 246
2 Stufen, 4 Triebwerke Haupstufe, 6 RL-10B Triebwerke Oberstufe (EDS),
die 4 Triebwerke in der Erststufe machen die Reihe jetzt voll: OOOO,
mit ihr geht es zum Mond - Jupiter 241
2 Stufen, 4 Triebwerke Hauptstufe, 1 J-2X Triebwerk Oberstufe,
mit ihr geht es zum Mond
Direct vergleicht die beiden letzten Jupiters. Die 246 ist billiger als die 241, hat aber weniger TLI-Performance.
TLI-Szenarien
Verglichen werden auch unterschiedliche TLI-Szenarien: Single Burn, Staged Burn.
- Single Burn
246 schafft ca. 83t,
241 schafft ca. 86t
- Stages BUrn
246 schafft ca. 96t,
241 schafft ca. 99t
5-Segmentebooster verschieben die Werte weiter nach oben. Im Single-Burn-Szenario soll es noch bis zu 60% Leermassenspielraum über der Centaur* geben, bis die Performanz auf die von ARES abgefallen ist.
* Sorry, bei dem Part der Präsentation bin ich unsicher. Was hat es mit der Centaur hier auf sich? Geht es um ein Referenzdesign? Schlechter kann man also auf keinen Fall werden?
So, mehr kommt später, jetzt wird ge-BBQed.
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Nachtrag:
Am Ende kommen noch viele Vergleich von 246 und 247 Varianten mit jeweils anderen RL-10-Varianten. Das RL-60 ist auch ein mal bei der Oberstufe mit dabei.
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J-2 ist kein Hochdrucktriebwerk, wie alle Triebwerke der Saturn 5 ist es eher auf höchstmögliche Zuverlässigkeit als auf maximale Leistung ausgelegt.
Danke für die Korrektur. Ich meinte sicher auch ein anderes Beispiel, kann mich aber nicht mehr erinnern.
Was hat es mit der Centaur hier auf sich? Geht es um ein Referenzdesign?
Ist hier die Centaur Oberstufe der Titan IV gemeint?
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Wohl eher das aktuelle Centaur-Design auf der Atlas.
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Hallo,
Ich hole diesen Thread hier mal aus der Versenkung, da es neues auf der Seite http://www.directlauncher.com/ gibt. Ganz links und orange hervorgehoben gibt es einen Bericht (in englisch) darüber, dass NASA Admin Charles Bolden ein Spezialteam beauftragt hat u.a. Jupiter Direct mit "Top Priority" zu untersuchen. Neben dem Bericht gibt es auch ein sehr emotionales Video zum Direct Launcher:
http://www.vimeo.com/7209149
Wenn man sich das Video anschaut, könnte man meinen, dass der Jupiter Direct Ansatz _die_ Lösung für alles ist - ist er natürlich nicht, aber zumindest mal würde er wohl das grausige "GAP" wesentlich kleiner ausfallen lassen vor dem jetzt alle so Angst haben. Allerdings scheint es mir doch ein ziemliches Marketing-Video zu sein, wenn man sieht, wie in Florida nur noch die Trümmer rumliegen und wie die Russen als Alternative dargestellt werden ;D
Nichtsdestotrotz finde ich es sehenswert, weil es die kommende Lücke extrem gut visualisiert und ein Beispiel ist, wie man eine Idee gut vermarktet!
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Ich frag mich jetzt, ob DIRECT wieder Aufwind bekommt, nachdem Ares I nun Geschichte ist. wieviel würde es dann kosten, von Constellations auf DIRECT umzuschwenken? Was müsste dann wieder um/neu gebaut werden? Kann man damit schneller sein als mit der Ares V? Und sind wir dann schneller auf dem Mars?
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nachdem Ares I nun Geschichte ist
hä? Hab ich da was verpasst?
wieviel würde es dann kosten, von Constellations auf DIRECT umzuschwenken?
Ungefähr das selbe wie die Entwicklungskosten der Ares I + das, was man schon von der Ares I bezahlt hat
von Constellations auf DIRECT
Eigentlich ja nur von Ares (I), Constellation bleibt ja
Was müsste dann wieder um/neu gebaut werden?
Bewährete 'Komerzeielle' Raketen müssten umgerüstet werden zu EELV. Und auf man-rated, also für Menschen zugelassen bezüglich Sicherheit
Kann man damit schneller sein als mit der Ares V? Und sind wir dann schneller auf dem Mars?
Was ich mich erinnere soll damit nur das Human-Launch Vehikel gebaut werde, Ares V nicht...
Auf jeden Fall kommt das darauf an, von wem entwickelt wird.
Wenn sich die Nasa allein auf Ares V (auch finanziell) konzentrieren würde, während andere das Crew-Vehikel bauen, könnte man tatsächlich Zeit einsparen.
Bei Wikipedia
# Perform a Mars Sample Return mission[4] on a single Jupiter launcher, to land on Mars and return a sample of its soil back to Earth for study as early as 2013
# Launching a human crew to fly around the moon as early as 2013
Naja, aber man soll halt nicht alles glauben
EDIT: Ares V würde auch gestrichen..