Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieses Trägers begann schon im Jahr 2005, zur Zeit der ESAS-Studie (Exploration Systems Architecture Study). Damals suchte die NASA ein Konzept für die neu zu entwickelnde Schwerlastrakete, die man zum Erreichen des Mondes brauchen würde. Eine Idee war dabei ein Shuttle Delivered Launch Vehicle (SDLV), welche vor allem Komponente aus dem Space Shuttle-Programms nutzen sollte. Die Idee dahinter war, den Externen Tank (ET) mit dem SSME-Triebwerk des Shuttles auszustatten und die Feststoffbooster weiter zu nutzen. Die Nutzlast, entweder eine Raumkapsel oder zusätzlich noch eine Oberstufe, sollte dann auf die Rakete gesetzt werden. Die NASA entschied sich aber für das Ares-Konzept, dass auf viele neu zu entwickelnde Technologien setzte. 2006 schlossen sich eine Reihe von Experten, etwa Ingeneure, NASA-Manager und Journalisten, zusammen und starteten das Projekt DIRECT, welches auf dem SDLV-Konzept der ESAS-Studie aufbaute. Im Laufe von vier Jahren verfeinerte man das DIRECT-Konzept und die vorgeschlagene Rakete Jupiter und es wurde vor allem in der Raumfahrt-Community sehr beliebt, vor allem nach einer Reihe von massiven Kostensteigerungen im Constellation-Programm, vor allem bei den Trägerraketen Ares I und Ares V. Dies führte 2009 zum Human Spaceflight Commitee, auch als Augustine-Komitee, benannt nach dem Vorsitzenden, Norman Augustine, und schließlich im Februar 2010 zur Einstellung des Programms durch den US-Kongress und Präsident Barack Obama. Danach sah es zunächst düster für die zukünftige US-amerikanische Raumfahrt aus.

Im Laufe des Jahre 2010 wurden eine Reihe von Konzepte vorgestellt, die auch schon in der ESAS-Studie vorkamen. Dabei waren vier Varianten in der engeren Auswahl. Die erste war das Sidemount-Konzept, welches am ehesten auf dem Space Shuttle beruht. Dabei würde der Orbiter durch eine Triebwerkssektion aus drei SSMEs ersetzt werden und drauf käme eine große Nutzlastverkleidung, in der die Nutzlast transportiert werden könnte. Das zweite Konzept baute auf dem Konzept der Saturn 5 des Apollo-Programms auf, wobei die Rakete nur flüssige Treibstoffe einsetzen sollte. Das dritte Konzept wurde vor allem von der United Launch Alliance, dem Vermarkter der Atlas V und der Delta IV, unterstützt. Dabei sollte aus den EELVs, der Atlas V und der Delta IV, eine Schwerlastrakete entwickelt werden. Das vierte Konzept schließlich war die Jupiter aus dem DIRECT-Konzept, welche aber eine Reihe von Variationen aufwies. So gab es etwa Pläne für Flüssigtreibstoffbooster oder für eine Reihe von Oberstufen. Im Oktober 2010 entschied man sich schließlich zugunsten eines DIRECT-ähnlichen Konzeptes, welches von der Community begrüßt und von der DIRECT-Mannschaft als Erfolg verbucht wurde. Die neue Rakete wurde von da an als Space Launch System (Weltraum-Startsystem), auch SLS, bezeichnet. Sie sollte von nun an sowohl Fracht in den Erdorbit bringen und auch das bemannte Raumschiff Orion (auch MPCV für Multi-Purpose Crew Vehicle) aus dem Constellation-Programm starten.

Im Laufe des Jahres 2011 wurde das Konzept des SLS weiter verfeinert. So beschloss man, die übrigen SSME-Triebwerke aus dem Space Shuttle-Programm für die ersten Starts des Trägers zu nutzen. Auch kam es zu Diskussionen um die Anzahl der Triebwerke der Erststufe. Schließlich beschloss man folgende Konfiguration:

• Als Booster sollen zunächst 5-Segmente-Booster verwendet werden, die noch aus dem Constellation-Programm stammen. Eine Ausschreibung für die Booster wurde ausgerufen, wobei der Gewinner den Booster herstellen soll. Es wird entweder der 5-Segment-Booster oder ein völlig neuer Flüssigbooster sein.
• Als Erststufe nutzt man einen überarbeiteten ET des Space Shuttles mit zunächst drei, ab dem elften Flug fünf SSMEs als Antrieb.
• Optional soll eine Oberstufe genutzt werden. Dabei stehen die Zweitstufe der Delta IV, die neu zu entwickelnde Cryogenic Propulsion Stage sowie eine große Oberstufe für schwere Nutzlasten oder hohen Geschwindigkeiten zur Verfügung.

Darüber hinaus soll Hardware genutzt werden, die für das Constellation-Programm entwickelt wurden. Dies schließt das MLP (Moblie Startplattform) der Ares I sowie das Oberstufentriebwerk J-2X ein. Im September 2011 schließlich stellte die NASA das neue Design der Rakete vor. Sie erinnerte nun von der Farbe stark an die alten Saturn-Raketen.

Versionen

Das SLS soll in drei Versionen verfügbar sein:

• Der Block 1 ist die am frühesten verfügbare Konfiguration des SLS. Die Erststufe entspricht einem verlängerten ET des Space Shuttles mit drei oder fünf Haupttriebwerken. Als Booster nutzt man den neu entwickelten 5-Segment-Booster aus dem Constellation-Programm. Als Oberstufe soll eine Oberstufe der Delta IV mit einem Durchmesser von 5 m genutzt werden. Diese wird man-raded sein, also verbessert für den bemannten Gebrauch. Mit diesem Träger sollen die bemannten Orion-Raumschiffe gestartet und verifiziert werden. Auch sollen erste Missionen wie etwa ein zirkumlunarer Flug möglich sein.
• Der Block 1a entspricht der Block 1, nutzt aber eine neue Oberstufe, die Cryogenic Propulsion Stage (CPS). Mit ihr sollen die ersten Frchtflüge, aber auch bemannte Flüge stattfinden.
• Der Block 2 schließlich nutzt eine neue noch zu entwickelnde Oberstufe mit drei Triebwerken vom Typ J-2X als Antrieb. Mit ihr sollen vor allem schwere Nutzlasten, etwa Teile für ein Mars- oder ein NEO-Raumschiff, transportiert werden.

Technik

Das SLS basiert auf Technologie, welche entweder für das Shuttle, das Constellation-Programm oder die Saturn-Raketen entwickelt wurden:

• Die Feststoffbooster, die RSRMs (Reusable Solid Rocket Motors für wiederverwendbarer Feststoffmotor), bringen den Großteil des Startschubes auf. Ein einzelner Booster besteht aus fünf einzelnen Segmenten, die während der Montage der Rakete miteinander verbunden werden. Ein einzelner Booster ist 53,86 m lang, hat einen Durchmesser von 3,71 m und wiegt voll betankt 731,88 t. Das von ATK gebaute Triebwerk liefert für eine Brenndauer von 124 Sekunden einen Schub von 13.964 kN. Als Treibstoff nutzt man den Festtreibstoff HTPB. Es kann aber sein, dass nach der Booster-Ausschreibung der NASA ein völlig anderer Booster verwendet wird.

• Die Hauptstufe basiert auf dem Externen Tank (ET) des Space Shuttles, wurde aber im Gegensatz zum Vorbild verlängert und verfügt über eine veränderte Struktur, um eine Oberstufe und die Haupttriebwerke aufzunehmen. Sie ist 64 m lang, hat einen Durchmesser von 8,2 m, wobei das Startgewicht noch unbekannt ist. Zunächst sollen nur drei Triebwerke vom Typ Rocketdyne RS-25D, auch bekannt als SSME, genutzt werden mit einem Schub von 1.817 kN. Die Brenndauer ist noch nicht bekannt. Später sollen bis zu fünf Triebwerke vom Typ RS-25D/E genutzt werden, die im Gegensatz zum SSME vereinfacht sind, da sie nicht mehr auf Wiederverwendbarkeit ausgelegt sein müssen. Die Leistungsdaten bleiben dieselben. Als Treibstoff nutzt man den im Space Shuttle genutzten Triebstoffmix aus LH₂ (flüssiger Wasserstoff) als Treibstoff und LOX (flüssiger Sauerstoff) als Oxydator.
• Eine Oberstufe für die Rakete ist die iCPS, die Iterim Cryogenic Propulsion Stage, welche nichts anderes als eine Oberstufe der Detla IV+ 5-Serie und der Delta IV Heavy ist, die für den bemannten Betrieb optimiert ist. Sie ist 12 m lang, hat einen Durchmesser von 5,1 m und wiegt voll betankt 30,7 t. Das einzelne Pratt&Whittney RL-10B-2-1-Triebwerk liefert für eine Brenndauer von 1.130 Sekunden einen Schub von 110 kN. Als Treibstoff nutzt man LH₂, als Oxydator LOX.

• Eine weitere Oberstufe ist die Cryogenic Propulsion Stage (CPS), welche neu entwickelt wird. Die CPS hat eine Länge von 13 m, hat einen Durchmesser von 7,5 m und wiegt voll betankt 79 t. Das Triebwerk steht noch nicht fest, es sollte aber einen Mindestschub von etwa 133,45 kN haben. Als Triebwerke stehen eine Reihe von Variationen des RL-10 und das J-2X sowie die europäischen Triebwerke Vulcain 2 und Vinci oder das japanische LE-5B zur Diskussion. Als Brenndauer werden bisher maximal 3000 Sekunden angegeben. Als Triebstoffmix steht schon LH₂ als Treibstoff und LOX als Oxydator fest.
• Die letzte Oberstufe hat zwar noch keinen Namen, soll aber in der Block 2 SLS eingesetzt werden. Sie soll 26,85 m lang und hat einen Durchmesser von 8,04 m. Das Startgewicht ist zurzeit (Stand: November 2011) noch nicht bekannt. Als Triebwerk soll es zwischen einem und drei Triebwerken vom Typ Rocketdyne J-2X mit je einem Schub von 1.221 kN, wobei die Brenndauer noch nicht bekannt ist. Als Treibstoff soll LH₂, als Oxydator LOX eingesetzt werden.

Starts

Zurzeit (Stand: November 2011) ist der erste Start eines SLS für das Jahr 2017 angesetzt. Die Starts sollen dabei vom Startkomplex 39 des Kennedy Space Centers in Cpae Canaveral, Florida stattfinden. Von den beiden Rampen des Startkomplexes starteten schon die Saturn-Raketen zum Mond und das Space Shuttle zu seinen Missionen im Orbit. Die Rakete wird dabei im Vehicle Assembly Building (VAB) zusammengebaut und dann zur Startrampe gerollt. Als Startplattform will man das schon für die Ares I gebaute MLP umbauen, damit es die neue Rakete aufnehmen kann.

Der erste Start im Jahr 2017 soll noch unbemannt sein, doch schon der zweite Start 2018 soll ein bemanntes Orion-Raumschiff um den Mond bringen. Der gesamte Zeitplan ist aber sehr lang gestreckt, so sollen 13 Starts in einem Zeitraum von 15 Jahren durchgeführt werden, bis das SLS voll einsatzfähig sind.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Saturn 5
• Ares
• NASA stellt Design für SLS vor (15. September 2011)

Der Beitrag Space Launch System erschien zuerst auf Raumfahrer.net.