DIRECT-Launcher

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.

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.

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.

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.

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

... 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

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.

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.

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.

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...

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.

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.

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, Preisanomalie

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.

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 ... .

...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

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).

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.

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

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.

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.

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.

Wie schaffen das eigentlich Proton und Sojus?

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.

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.