DIRECT-Launcher

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 .

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.

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.

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.

Hallo Daniel,

der Treibstofftransfer ist nicht mehr aktuell, das hat man inzwischen verworfen.

Hier ein aktuelles Konzeptbild:


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

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.

Warum sollte die Nutzlast nicht stimmen? Das Space Shuttle wiegt beim Start über 100 Tonnen.  :-?

Ja hab ich eine Minute später auch gesehen.

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.

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:

... 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

Hallo Thomas,

was meinst du mit "Triebwerksblöcken"? Die Triebwerke selbst gibt es ja, nur noch nicht man-rated.

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.

Wie gesagt, man möchte das RS-68 man-raten und verwenden. Das Triebwerk gibt es schon und muss nicht (vollkommen) neu entwickelt werden.

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.

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.

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 ?

...?

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

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

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

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"?

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?

..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

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 )

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.

....

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

Eine besonders leistungsfähige Cargo-Shuttle-Variante:


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