DIRECT-Launcher

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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?

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?

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.

Es gab lediglich um die 100 Bodentests und bis heute ist das Triebwerk nur 12 mal geflogen.

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 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.

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).
Wieviele RS-68 Flüge es gab, weiß ich nicht genau. Probleme sind jedenfalls nicht bekannt.
Gab´s denn so viele Saturn V Flüge mehr?

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!

• 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]
  

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?

Zitat

.... 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

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.