Die Missionsmanager trafen sich am Dienstag, um die gewonnenen Erkenntnisse zu besprechen und einen Plan zu entwickeln, wie die Probleme zu lösen sind, die beim Startversuch vom 29. August aufgetreten waren. 

Triebwerk konnte nicht genügend gekühlt werden

Bei diesem Startversuch gelang es den Teams nicht, die vier RS-25-Triebwerke auf etwa minus 420 Grad Celsius herunterzukühlen, wobei Triebwerk 3 höhere Temperaturen als die anderen Triebwerke aufwies. Ausserdem stellten die Teams ein Wasserstoffleck an einer Komponente der Schnellkupplung des Heck-Service-Mastes, der so genannten Purge-Dose, fest und kontrollierten das Leck durch manuelle Anpassung der Treibstoffdurchflussraten.

Veränderte Prozeduren

In den kommenden Tagen werden die Teams die Prozeduren für das Laden des Treibstoffs ändern und üben, um ein ähnliches Verfahren anzuwenden, wie es beim Green Run im Stennis Space Center der NASA in Mississippi erfolgreich durchgeführt wurde. Die aktualisierten Verfahren sehen vor, dass der Chilldown-Test der Triebwerke, auch Kickstart-Zapftest genannt, etwa 30 bis 45 Minuten früher im Countdown durchgeführt werden, während die Flüssigwasserstoff-Schnellfüllphase für die Kernstufe durchgeführt wird.

Zugang für Techniker

Die Teams konfigurieren ausserdem die Plattformen auf Startrampe 39B, um den Ingenieuren den Zugang zum Spülbehälter an der Heck-Service-Mastleitung zu ermöglichen. Sobald der Zugang hergestellt ist, werden die Techniker Bewertungen vornehmen und die Verbindungspunkte bei Bedarf nachziehen.

60 Möglichkeiten bis Ende Jahr

Sollte die Rakete auch am 3. September nicht gestartet werden können, stehen zahlreiche weitere Startzeiträume offen. Die Ingenieure haben bis Ende Jahr an die 60 Termine errechnet, wann Artemis I gestartet werden könnte. Diese Startzeiträume berücksichtigen die komplexen orbitalen Mechanismen, die mit dem Start auf einer präzisen Flugbahn zum Mond verbunden sind, während sich die Erde um ihre Achse dreht und der Mond die Erde jeden Monat in seinem Mondzyklus umkreist. Daraus ergibt sich ein Muster von etwa zwei Wochen mit Startmöglichkeiten, gefolgt von zwei Wochen ohne Startmöglichkeiten.

Hauptparameter gelten nur für erste Artemis-Mission

Es gibt vier Hauptparameter, die die Verfügbarkeit von Starts innerhalb dieser Zeiträume bestimmen. Diese gelten nur für die Artemis-I-Mission, und die Verfügbarkeit künftiger Starts über diesen Flug hinaus wird auf der Grundlage der Fähigkeiten und Flugbahnen der einzelnen Missionen bestimmt. 

Der Starttag muss die Position des Mondes in seinem Mondzyklus berücksichtigen, damit die Oberstufe der SLS-Rakete die translunare Injektionszündung mit ausreichender Leistung durchführen kann, um die «Einschaltrampe» für die entfernte retrograde Mondumlaufbahn erfolgreich abzufangen. Die leistungsstärkere Explorationsoberstufe künftiger Raketenkonfigurationen wird je nach gewünschter Umlaufbahn tägliche oder nahezu tägliche Startmöglichkeiten zum Mond ermöglichen. 

Muss mindestens alle 90 Minuten Sonnenlicht empfangen

Die sich daraus ergebende Flugbahn für einen bestimmten Tag muss sicherstellen, dass Orion nicht länger als 90 Minuten am Stück im Dunkeln ist, damit die Flügel der Solaranlage Sonnenlicht empfangen und in Strom umwandeln können und das Raumfahrzeug einen optimalen Temperaturbereich beibehalten kann. 

Auch im Hinblick auf Rückkehr zur Erde relevant

Der Starttermin muss eine Flugbahn unterstützen, die die geplante Technik des «Skip Entry» bei der Rückkehr von Orion zur Erde ermöglicht. Bei diesem Manöver taucht das Raumschiff in den oberen Teil der Erdatmosphäre ein und nutzt diese Atmosphäre zusammen mit dem Auftrieb der Kapsel, um gleichzeitig abzubremsen und aus der Atmosphäre zurückzuspringen, um dann für den endgültigen Sinkflug und die Wasserlandung wieder einzutreten. Diese Technik ermöglicht es den Ingenieuren, den Ort der Wasserung von Orion genau zu bestimmen, und wird bei künftigen Missionen dazu beitragen, die aerodynamischen Bruchlasten, denen die Astronauten im Inneren des Raumfahrzeugs ausgesetzt sind, zu verringern und die strukturellen Lasten des Raumfahrzeugs innerhalb der Auslegungsgrenzen zu halten.