ARES (archiviert)

Der Ares I-X Testflug findet am 15. April 2009 statt.

Ich finde es schon ein bischen mutig, mehr als ein Jahr vorher das genaue Datum zu nennen. Wer weiss, was da noch alles dazwischenkommen kann (vielleicht möchte ja der nächste US-Präsident an diesem Ereignis teilnehmen )

Christoph

Das ist ein "NET" Termin, also im Sinne von frühestens.

Gruß,
KSC

.

I think that the Ares-1 will be the first "dead-weight launcher" as explained in my article:

http://www.ghostnasa.com/posts/023deadweight.html

and that "dead-weight" launched will cost over $250 million for every Orion/Ares-1 mission

.

Ich denke, dass die Ares-1 wird die erste "dead-weight" Trägerrakete ", wie es in meinem Artikel:

http://Http://www.ghostnasa.com/posts/023deadweight.html

Und dass "dead-weight" ins Leben gerufen werden Kosten von über $ 250 Millionen für jede Mission Orion/Ares-1

.

N´Abend!

Mike Griffin soll auf Nachfrage zu den Ares I Vibrationsproblemen und anderen offenen Punkten mitgeteilt haben, dass es im Rahmen des Auswahlverfahrens bzgl. der Träger für ein Mondunternehmen eben Gewinner und Verlierer gegeben habe. Lockheeds Atlas V habe man nicht gewählt, weil sie für ein Mondunternehmen nicht geeignet sei, sondern offensichtlich eine andere Lösung.  Die nicht zum Zug gekommenen Anbieter würden nun den eigenschlagenen Weg deswegen kritisieren, um für sich vielleicht doch noch einen positiven Ausgang zu erzielen.

Quelle: http://satelit.web.id/2008/02/09/griffin-blames-lockheed-for-ares-i-controversy-2

Gruß

Thomas

Auch wenn ich Griffins Äußerungen verstehe und für nachvollziehbar halte .... auf die Entscheidungsträger trifft das jedoch ebenfalls zu. Wer lässt sich schon gern negativ kritisieren nach einer getroffenen Entscheidung ?!

Auch wenn sich im nachhinein die getroffene Entscheidung als falsch herausstellen sollte, jeder will sein Gesicht gewahrt wissen.

Da scheinen alle Beteiligten momentan mit harten Keksen um sich zu schmeißen.

Warten wirs ab was sich bis zum ersten operativen Einsatz einer ARES noch alles ändern wird (einschließlich der schon jetzt absehbaren Personalwechsel) !

Viele Grüße

Ralf

Auch wenn ich Griffins Äußerungen verstehe und für nachvollziehbar halte .... auf die Entscheidungsträger trifft das jedoch ebenfalls zu. Wer lässt sich schon gern negativ kritisieren nach einer getroffenen Entscheidung ?!

Auch wenn sich im nachhinein die getroffene Entscheidung als falsch herausstellen sollte, ..Viele Grüße

Ralf

Ich verstehe das (auch) als eine Frage der Kultur des Management. Es scheint sich leider nicht nur in Amerika von selbst zu verstehen, dass man Fehler nicht zugeben soll. Ich halte das für eine kollossale Fehleinschätzung. Solange es Menschen gibt, gibt es Fehler. Solange Menschen sich zu Organisationen zusammenschliessen, machen Organisationen Fehler. Die Frage ist, wie man damit umgeht. Versuche, ein vermeindlich geeignetes "Ausredenmanagement" zu betreiben, können übel kontraproduktiv sein.

Gruß

Thomas

Die NASA überlegt offenbar bei Ares V 6 RS-68 Triebwerke in die erste Stufe zu packen. Außerdem soll die erste Stufe verlängert und der Durchmesser der Oberstufe gleich dem Durchmesser der Hauptstufe sein. Ares V könnte damit eine Höhe von 113m erreichen, was höher ist als die Saturn V.

Quelle:
http://www.flightglobal.com/articles/2008/02/27/221870/nasa-adds-power-and-height-to-ares-v-rocket.html

Und was steht da noch? Evtl. andere SRBs für die ARES V als für ARES I:

Another design change could see the Ares V abandon the metal segment casings and PBAN solid fuel as used by the Shuttle and Ares I crew launch vehicle SRBs, opting instead for filament-wound casings with a higher internal combustion pressure using the solid fuel HTPB.

This approach would run counter to the notion of reducing development and life cycle costs for the Ares I and V rockets by using common elements.

SRBs aus Faserverbundwerkstoffen für höhere Verbrennungsdrücke mit HTPB an Stelle des PBAN-Treibstoffs? Vielleicht können die Shuttlekenner etwas zu den diesen Treibstoffoptionen sagen. Diese Optionen scheinen aber nur für die ARES V in Betracht gezogen zu werden.

EDIT:
Wenn man neue SRBs möchte, ist das natürlich ein entsprechender Entwicklungsaufwand. Für ARES I "verbietet" sich das, da man die ja schnell in die Luft bringen möchte. Also wird man bei ihr auf jeden Fall bei Derivaten der Shuttle-SRBs bleiben.
So ist meine Interpretation.

Die NASA überlegt offenbar bei Ares V 6 RS-68 Triebwerke in die erste Stufe zu packen. ..Quelle:
http://www.flightglobal.com/articles/2008/02/27/221870/nasa-adds-power-and-height-to-ares-v-rocket.html

Dort ist auch zu lesen, das man über die Anordnung der sechs Motoren und die Zahl der "Gasgeneratorauspuffrohre" noch heftig nachdenkt:
"The [core stage] engines' arrangement could be one in the centre with the other five around the periphery or two in the centre and the other four around them. We would have to manifold the exhaust ducts. We haven't decided how many exit nozzles six engines could have," says Sumrall, admitting that Ares V could have fewer than five nozzle cones"

Gruß

Thomas

Hallo Thomas,

ich lese das so, dass es um die Schubdüsen an sich geht, dass sich also mehrere Brennkammern (Triebwerke) eine Düse teilen könnten. Oder lese ich das jetzt falsch?

Hallo Thomas,

ich lese das so, dass es um die Schubdüsen an sich geht, dass sich also mehrere Brennkammern (Triebwerke) eine Düse teilen könnten. Oder lese ich das jetzt falsch?

Hm, würde das nicht erheblichen Aufwand machen ? (ich denk, da ist der fragliche Artikel einfach unpräzise bzw. falsch). Hat man so was schon in größerem Format gebaut, also mehr als eine Brennkammer zusammen an einer Düse (nozzle) ? Kann ich mit irgendwie nicht vorstellen.  Das würde doch letztlich eine komplette Neuentwicklung bedeuten.

Was ja bekanntlich gut funktioniert ist eine Kombination aus wenig Gasgeneratoren/Turbinen/Pumpen, die zusammen mehrere Brennkammern mit einer Düse pro Brennkammer bedienen > die gute alte Semyorka ....

Ich denke, man überlegt, was man mit den Turbinenabgasen der Sauerstoff- und Wasserstofftpumpe, angetrieben von einem Gasgenerator, macht. Einen Teil könnte man ja zum Lenken hernehmen, bei den ja nach Anordnung innen montieren Motoren könnte man Abgasauslasse (ducts) zusammenfassen.

Gruß

Thomas

Hier beim Delta IV Heavy mit DSP-23 - Thema ......

Hallo,

Und hier nochmal die von eumel angesprochenen Flammen an der Triebwerksektion während des Aufstieg...


Bild klicken

jok

..... sieht man im Falle einer Delta IV Heavy zwischen den 3 RS68 Schubdüsen weitere Abgasstrahle..... Und um die geht es imho bei den exhaust duct Überlegungen.

Gruß

Thomas

Wir haben doch alles hier.. auch ein schönes RS68 Photo von einem Testlauf hatte jok schon eingestellt:



Um die Auslässe in den roten Kringeln geht es, denke ich.

Gruß  Thomas

Das "Problem" des Artikels ist halt, dass er sowohl von "exhaust ducts" und von "nozzles" spricht. Bei "nozzle" bin ich auf (Schub-)Düse angesprungen.
Aber evtl. ist das auch nur "mein Problem" .

Das "Problem" des Artikels ist halt, dass er sowohl von "exhaust ducts" und von "nozzles" spricht. Bei "nozzle" bin ich auf (Schub-)Düse angesprungen.
Aber evtl. ist das auch nur "mein Problem" .

ah wa...
... meinst Du, ich weiss, was wirklich gemeint ist ? Kann auch bloß kombinieren, war ja bei dem Gespräch, auf das der Artikel wohl aufbaut, auch nicht dabei  

N'abend,

zunächst einmal: ein Triebwerk, bei dem sich zwei oder mehr Brennkammern eine Schubdüse teilen, hat es bisher nicht gegeben. Es gab lediglich mal ganz am Anfang der Raketentechnik eine solche Idee: damals in Peenemünde, für den Antrieb der von Braun'schen A-9/10 Rakete. Man glaubte, durch Kombination der A-4 Brennkammern so schnell ein großes Triebwerk schaffen zu können.  8-)

Für mich ergibt sich aus dem (verlinktem) Text eindeutig, daß hier die exhaust ducts angesprochen werden. Denn diese haben ihre eigenen Nozzles, in denen durch Entspannung der Turbinengase zusätzlicher Schub erzeugt wird. Sieht man rechts auf dem Bild von Thomas ganz deutlich.

Es spricht nichts dagegen, mehrere exhaust ducts in einem Auslaß, einer nozzle, enden zu lassen. Das hätte kaum Auswirkungen auf das einzelne Triebwerk.

Würde man hingegen versuchen, mehrere Brennkammern des RS-68 mit einer Schubdüse zu integrieren, so wäre das ein völlig neues Triebwerk, und kein RS-68 mehr. Das wäre auch kaum zu finanzieren.

Gruß
roger50

SRBs aus Faserverbundwerkstoffen für höhere Verbrennungsdrücke mit HTPB an Stelle des PBAN-Treibstoffs? Vielleicht können die Shuttlekenner etwas zu den diesen Treibstoffoptionen sagen. Diese Optionen scheinen aber nur für die ARES V in Betracht gezogen zu werden.

EDIT:
Wenn man neue SRBs möchte, ist das natürlich ein entsprechender Entwicklungsaufwand. Für ARES I "verbietet" sich das, da man die ja schnell in die Luft bringen möchte. Also wird man bei ihr auf jeden Fall bei Derivaten der Shuttle-SRBs bleiben.
So ist meine Interpretation.

Für diese Filament Booster ist kein extrem hoher Entwicklungsaufwand mehr nötig, man hatte sie eigentlich schon fast.
Jedenfalls waren sie schon recht weit entwickelt. Man hätte sie für die Shuttle Starts von Vandenberg aus gebraucht.
Nach dem Challenger Unfall hat man die Arbeiten daran aber eingestellt.
Die Hardware zur Herstellung existiert zwar nicht mehr, aber man kann natürlich auf das Know How von damals zurückgreifen und muss nicht von vorn anfangen.
Trotzdem wird man für Ares I die Edelstahl Booster verwenden, die Filament Booster sind ausschliesslich eine Ares V Option.

Gruß,
KSC

Um da mal Klarheit rein zu bringen.
In dem Triebwerk gibt es Gasgeneratoren, die letztendlich die Turbo Pumpen antreiben. Diese Generatoren produzieren „Abgase“. Die müssen irgendwo hin. Bei den SSME ist das z.B. so gelöst, dass die „Abgase“ schlussendlich der Hauptbrennkammer zugeführt und dort noch mal nach verbrannt werden (sehr vereinfacht gesprochen). Das optimiert den Schub, ist technisch aber sehr heikel und aufgrund des Aufwandes nur bei Wiederverwendung des Triebwerks zu rechtfertigen (zumindest bei der Art wie man das beim Shuttle macht).
 In dem gezeigten Bild werden die Abgase direkt nach außen geleitet.
Das Problem ist, die Abgase sind sehr heiß, und dürfen nicht direkt auf die Schubdüse gerichtet sein. Bei mehreren Triebwerken gilt es dann gut zu überlegen, wie die Triebwerke und die exhaust ducts angeordnet werden können, dass das nicht der Fall ist.
Deswegen überlegt man nun einfach, ob man die Abgase nicht in einer gemeinsamen Leitung sammelt und dann ableitet. Man kann sich das vorstellen wie beim Auto: Jeder Zylinder produziert Abgas, dass wird dann in einem gemeinsamen Abgas Strang zusammengefasst und über den Auspuff raus befördert, so dass nicht jeder Zylinder einen eigenen Auspuff braucht.

Eine gemeinsame Schubdüse für mehrere Triebwerke ist nicht gemeint.

Gruß,
KSC

Hier http://forum.nasaspaceflight.com/forums/thread-view.asp?tid=7682&start=76&posts=86 diskutieren sie gerade, dass ein Ares V Core mit Boostern links und rechts montiert zu breit ist für die Flammendeflektoren. Um aufwendige Umbauarbeiten zu vermeiden, würde der Stack vielleicht irgendwie schräg, meint so etwa diagonal, stehen   .

Was da wohl noch draus wird.... ?    Gruß    Thomas

Der ARES-ProgrammManager Steve Cook hat auf der 3. Space Exploration Conference in Denver behauptet, dass die meisten Ares-I Probleme nicht existieren oder leicht gelöst werden können. Außerdem ist im Zeitplan für das PDR im August.

Quelle:
http://www.flightglobal.com/articles/2008/03/02/221872/nasa-rebutts-ares-i-myths.html

In dem Artikel steht ja:

and for some missions the removal of the first-stage recovery system for a "significant capability increase"

zu deutsch: Für einige Missionen soll das Bergungssystem der ersten Stufe weg gelassen werden, um eine signifikante Steigerung der Fähigkeiten (Nutzlast) zu bekommen.

Welche Missionen sollten das sein? Wenn es in allen Bereichen keine Leistungsprobleme gibt (wie es der Artikel sagt), warum sollte dann der Bedarf da sein, durch Weglassen des Bergungssystems der ersten Stufe die Leistung zu erhöhen?

Offenbar tut sich Steve Cook schwer damit, Fehleinschätzungen der anfänglichen Konzeption der Ares 1 einzugestehen. Warum eigentlich?

Den Aufwand, den er jetzt betreibt, um zu verschleiern und aus einer mangelhaften Vorgabe doch noch eine brauchbare Rakete zu machen, könnte er gut dafür verwenden, einen neuen Träger zu entwickeln. Das wird letztendlich eh dabei herauskommen.

Ich glaube, wenn Ares I tatsächlich in der bisherigen Form beerdigt würde, wäre der neue Träger nicht mehr ein Projekt von und mit Herrn Cook. Ich kann verstehen, wenn er versuchte, einen neuen Träger mit Ausdauer von der Agenda fernzuhalten....          

Gruß      

Thomas

Scheinbar war die Ares IV-Studie nicht umsonst, allerdings ist diese Version für eine Mission zur ISS um einiges zu groß

Scheinbar war die Ares IV-Studie nicht umsonst, allerdings ist diese Version für eine Mission zur ISS um einiges zu groß

Naja, die Ariane 5 ist auch zu groß, das ist aber eine logistische Frage.
Manchmal kann man ja noch was anderes mitnehmen (z.B. zwei Satelliten) - immerhin gibt es irre viel Material, was zur Versorgung der ISS in den Orbit gebracht werden muß.

Ares IV sah auch verschiedene Konfigurationsstufen vor.

Es ist auch heute schon abzusehen, daß Orion je nach Missionsziel immer schwerer wird.
Die ersten Flüge zur ISS werden die leichtesten sein, und es ist nicht gut, wenn der Träger dabei schon am Limit ist.
Bei späteren Flügen zum Mond und zum Mars kommt sicher noch weitere Ausrüstung dazu, wie z.B. ein Strahlenschutz - und schon schafft es die Ares I nicht mehr.
Fangen sie dann erst an, eine Ares II zu erfinden??