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Die meisten heute zur Verfügung stehenden Träger wurden nicht konzipiert, um
preiswert Nutzlasten zu transportieren. Sondern mussten hierfür Kompromisse eingehen.
Zum einen stellen die meisten Trägerraketen Fortentwicklungen von Interkontinentalraketen dar, die entwickelt wurden, als die Raketentechnik noch nicht den heutigen Stand erreicht hatte, zum anderen dienen einzelne Systeme auch primär der Technologiedemonstration, wie z.B. die japanische H-2, die ein sehr teurer, aber technologisch fortschrittlicher Träger ist.
Es ist sehr schwer konkrete Zahlen für die Kosten einer hypothetischen Rakete anzugeben, da es sich um ein komplexes System handelt. In diesem Artikel sollen daher nur die Entwicklungen verdeutlicht werden, nicht jedoch ein Zahlenbeispiel errechnet werden. Es soll sich dabei nicht um ein grundsätzlich neues System wie Sänger, Hotol oder Delta Clipper handeln, sondern um eine konventionelle, nicht wieder verwendbare Rakete.
Der Artikel soll vorrangig nicht die technischen Aspekte einer Rakete beleuchten, jedoch können auch preiswerte Raketen nur gebaut werden wenn es gelingt eine möglichst große Nutzlast zu transportieren. Wie schnell eine Rakete ist lässt sich einfach berechnen:
Geschwindigkeit = Ln( Vollmasse / Leermasse) * Spezifischer Impuls
Ln ist der natürliche Logarithmus auf Basis e = 2.718...
Dies gilt für jede Stufe. Die Endgeschwindigkeit erhält man, wenn man die Ergebnisse aller Stufen summiert. Für die Endgeschwindigkeit (die hoch genug ist um einen Orbit zu erreichen) spielen also zwei Aspekte eine Rolle: Das Verhältnis von Voll und Leermasse, d.h. wie leicht eine Rakete ist und wie viel Nutzlast sie mitführt (auch dies ist die Leermasse).
Diese Größe wird logarithmiert, diese mathematische Operation bewirkt das sich eine Steigerung von Voll zu Leermasse nicht in gleichem Maße auf die Geschwindigkeit auswirkt wie folgende Tabelle zeigt
| Vollmasse/Leermasse | 2.00 | 3.00 | 4.00 | 5.00 | 6.00 | 7.00 | 8.00 | 9.00 | 10.00 | 15.00 |
| Logarithmus | 0.69 | 1.10 | 1.39 | 1.61 | 1.79 | 1.95 | 2.08 | 2.20 | 2.30 | 2.71 |
Es
ist zu ersehen, dass eine Reduzierung der Voll zu Leermasse um den Faktor 5 (von 3 auf 15) die
Geschwindigkeit nur um den Faktor 2.46 gesteigert hat. Dies liegt am Logarithmus, der Zuwachs
wird sogar immer geringer.
Die meisten Anstrengungen in den letzten Jahrzehnten galten daher weniger die Leermasse zu optimieren als vielmehr die Energie der Treibstoffe besser auszunützen oder einen energiereicheren Treibstoff einzusetzen. Mehr über die Grundlagen der Raketentechnik findet sich in der Artikelserie "Grundlagen der Raumfahrt".
Bislang habe ich nur von einer Rakete mit einer Stufe gesprochen. Mit einer Stufe ist zwar ein niedriger Orbit erreichbar, jedoch nur mit einer kleiner Nutzlast und nur mit dem leistungsfähigsten Treibstoff. Der Grund liegt in der benötigten Geschwindigkeit. Für einen erdnahen Orbit in ca. 200 km Höhe benötigt eine Rakete eine Endgeschwindigkeit von 7800 m/s, hinzu kommt das die Rakete diese Höhe erst erreichen kann wenn sie auch vertikal in die Höhe beschleunigt und weiterhin benötigt sie in der Startphase Energie um gegen den Luftwiderstand anzukommen. Insgesamt kommen so 1400-1800 m/s hinzu, je nach Rakete und Flugverlauf.
Der Ausweg ist nun eine mehrstufige Rakete zu bauen. Hier wird die Geschwindigkeit auf zwei oder mehr Stufen verteilt und jede muss nur einen Teil erbringen. Der Nachteil: Das Voll- / Leergewicht jeder einzelnen Stufe ist schlechter, denn als Leermasse zählt ja nun auch alle obigen Stufen, zudem müssen die Triebwerke mehr Leistung für den "Ballast" der Oberstufen erbringen. Jedoch lohnt es sich:
eine 500 t schwere Rakete mit modernstem Antrieb (Wasserstoff als Treibstoff) befördert eine Nutzlast von :
21 t als einstufige Rakete
35 t als zweistufige Rakete
42 t als dreistufige Rakete
Natürlich geht dies nicht bis zum unendlichen, schon am Beispiel erkennbar ist das der Zuwachs immer kleiner wird, die Kosten aber mit jeder Stufe weiter ansteigen, so das man zumeist die Stufenzahl wählt die für die Mission am kostengünstigen ist. Für einen erdnahen Orbit sind dies je nach eingesetztem Treibstoff 2-3 Stufen.
Die Wahl des Treibstoffes erscheint zuerst trivial,
schlussendlich liegt der Preis einer Rakete im Bereich von mehr als 5 Mill. €, da können die
Treibstoffkosten nicht so wichtig sein. Einen Einfluss auf die Technologie eines Antriebs haben
aber die Treibstoffe und daher spielt die Auswahl eine große Rolle.
Anders als im täglichen Leben benötigt eine Rakete neben dem Treibstoff noch einen Oxidator, um aus dem Treibstoff Energie zu gewinnen. Verbrennungen auf der Erde benutzen dazu den Luftsauerstoff, eine Rakete muss aber den Oxidator mitführen.
Flüssige Treibstoffe sind heute am weitesten verbreitet in der Raumfahrttechnik. Sie haben aber auch zur Folge das eine Rakete ein komplexes System ist: Eine Flüssigkeitsstufe besteht aus folgenden Teilen:
Die berühmte V-2 war noch so gebaut das sie selbsttragend war, d.h. die Tankwände waren so dick, das sie das Raketengewicht trugen. Heute sind die Tanks leichter gebaut und besondere Strukturelle Verstärkungen übernehmen die Belastungen beim Start und übertragen sie auf die Rakete. Bei der Atlas und Ariane Trägerrakete sind die Tanks sogar so dünn, das sie ohne dauernd unter Druck zu stehen zusammenfallen würden. Mehr über die Raketentechnologie findet sich in meinem Artikel über Raketentechnik. Die verwendeten Materialen hängen vom Treibstoff ab. Bei chemisch aggressiven Substanzen wird Edelstahl verwendet. Sonst meist Aluminium.
Der Treibstoff muss vom Tank in die Brennkammer und das nicht gerade wenig, so verbraucht eine Ariane 5 in jeder Sekunde 260 kg Treibstoff mit einem Volumen von mehr als 1000 l. Bei kleinen Stufen wie Oberstufen mit geringem Schub kann man dies durch Druck lösen. Ein inertes Gas wie Helium presst dabei den Treibstoff in die Brennkammer. Bei größeren Raketen verwendet man ein zweistufiges System um den Treibstoff zu befördern:
Ein Gasgenerator verbrennt einen kleinen Teil des Treibstoffes unter niedriger Temperatur (ca. 400-700 ° C). Der entstehende Dampf treibt eine Turbine an, welche dann den Treibstoff unter Druck in die Brennkammer einspritzt. Der Vorteil: Es ist ein erheblich höherer Brennkammerdruck als durch die Druckförderung möglich, da die Tanks nicht den Druck aushalten müssen, dadurch kann man mehr Energie aus dem Treibstoff herausholen. Der Nachteil: ca. 5-10 % des Treibstoffes werden dabei verbraucht. Die Energie dieses Treibstoffes wird normalerweise nicht genutzt, er wird in neben der Düse abgeleitet. Man nennt diese Technik daher auch Nebenstromverfahren. Beim moderneren Hauptstromverfahren wird der Dampf in die Brennkammer eingeleitet und seine Energie so zusätzlich genutzt. Alle Raketen die mit diesem Verfahren arbeiten (Space Shuttle, H-2) haben allerdings sehr teure Triebwerke, weshalb die meisten Raketen mit dem Nebenstromverfahren arbeiten.
In der Brennkammer findet die Verbrennung statt. Die Brennkammer ist heute zumeist doppelwandig und wird durch den Treibstoff der vor dem Verbrennen die Zwischenwand durchströmt gekühlt. Die Abgase werden durch eine Düse abgeleitet. Sie ist ausschlaggebend wie weit der Treibstoff ausgenützt wird. Genauer gesagt spielt das Verhältnis zwischen Ansatz zur Brennkammer und Mündungsfläche eine Rolle. Je größer die Düse also desto besser. Düsen in der Ersten Stufe können aber den Energiegehalt des Treibstoffes nicht voll ausnützen, weil der Druck an der Düsenmündung nicht unter 1 Bar, d.h. dem Außendruck am Boden liegen darf. Auch die Düse muss gekühlt werden, üblicherweise durch Röhren in der Düse in der ein Teil des Treibstoffes unverbrannt ausströmt. Sehr kleine Triebwerke können aber auch durch Beschichten mit einem schwer verdampfenden Material gekühlt werden oder aus einem Material bestehen das sehr hohe Temperaturen aushalten kann wie Molybdän oder Niob.
Während des Starts wird eine Rakete von der Vertikalen in die Horizontale Lage umgelenkt. Weiterhin muss eine Rakete noch auf Winde und andere Störungen der Bahn reagieren. Dazu verwendet man ein Lenkungssystem. In der X und Y Achse ist zumeist ein Raketentriebwerk schwenkbar, so das es hier Störungen abfangen kann. In der Z Achse werden zumeist kleine Steuerraketen mit eigenem Treibstoffvorrat und kleineren Triebwerken eingesetzt. In russischen Raketen findet man dagegen oft starre Brennkammern und dafür mehrere Steuerraketen.
Wasserstoff ist der Treibstoff mit dem höchsten Energiegehalt. Sein spezifischer
Impuls kann bei heutigen Triebwerken bis zu 4600 m/s betragen. Er hat aber auch seine Tücken:
Er verdampft schon bei -253°C und ist daher schwer flüssig zu halten. Die Tanks müssen gut
isoliert sein, denn leider ist der Bereich in dem er flüssig ist nur 7 Grad breit. Beim flüssigen
Sauerstoff, den man als Oxidator nimmt hat man es da einfacher: Er verdampft erst bei -183 °C und
bleibt in einem Bereich von 26° flüssig. Weitere Probleme macht die Dichte des Wasserstoffs. Sie
beträgt nur 0.07 und macht daher sehr voluminöse Tanks nötig - Das verschärft wiederum das
Problem der Isolation. Zum Schluss muss man dann auch achten, wenn man ihn verbrennt das die
Kühlung gut ist, denn viel Energie muss abgeführt werden - und das mit einem Treibstoff der
schnell verdampft... Kurzum Wasserstoff als Antrieb ist der beste Treibstoff der verfügbar ist,
aber der technische Aufwand für Ihn verteuert eine Raketenstufe ganz erheblich.
Von den vielen anderen Treibstoffen die eingesetzt werden haben sich zwei Kombinationen als geschickt erwiesen:
Diese Treibstoffkombination hat zwei Vorteile: Zum einen die Treibstoffe bleiben ohne Kühlung flüssig. Die Treibstoffe sind lagerfähig. Das ist geschickt für Oberstufen die nach einiger Zeit eine zweite Zündung vornehmen können, es erlaubt es aber auch einen Start zu verschieben ohne den ganzen Treibstoff abzupumpen und wieder einfüllen zu müssen.
Als zweite Eigenschaft zündet der Treibstoff bei Kontakt von selbst. Dadurch benötigt man keine Zündung. Das macht vieles billiger und erlaubt vor allem bei Oberstufen mehrere Zündungen ohne großen technischen Aufwand. Diese Treibstoffmischung wird daher gerne bei Oberstufen und Satellitentriebwerken benutzt.
Der spezifische Impuls im Vakuum kann bis zu 3200 m/s betragen.
Gegenüber dem ersteren Treibstoff ist diese Kombination nicht lagerfähig (Der Sauerstoff verdampft bei -183°C) und entzündet sich nicht von selbst. Gegenüber der ersteren Kombination ist aber der spezifische Impuls etwas größer und man kann somit bei gegebener Startmasse etwas größere Nutzlasten transportieren. Der spezifische Impuls beträgt bis zu 3400 m/s im Vakuum.
Bei festen Treibstoffen sind Oxydator und Brennstoff nicht getrennt sondern zusammen in einer Art Gummi eingeschlossen. Das ganze Gehäuse fungiert so als Brennkammer, bis auf die Düse und ein Lenkungssystem sind alle Systeme die bei der Flüssigkeitsrakete angesprochen wurden überflüssig. Dadurch sind Feststofftriebwerke sehr viel einfacher und preiswerter zu bauen.
Ideal sind aber Feststofftriebwerke bei der Startbeschleunigung, da sie die höchsten Beschleunigungen aller Antreibe leisten oder als letzte Stufe um im Weltall eine genau vorher festgelegte Beschleunigung durchzuführen. Hierfür werden auch heute Feststoffraketen verwendet.
Die Rakete als SystemEine reine Feststoffrakete mit 500t Gewicht und 3 Stufen erzielt eine Nutzlast von 8 t. Vergleicht man dies mit den 42 t einer mit Wasserstoff/Sauerstoff angetriebenen Rakete so wird rasch klar das auch eine reine Feststoffrakete keine praktikable Lösung ist.
Neben dem Treibstoff spielen andere Dinge noch eine Rolle für ein preiswertes Trägersystem
Kaum eine andere Branche wird mit Hochtechnologie so verknüpft wie die Raumfahrt, doch in der Praxis erweist sich diese als teuer. So verwendet Japan in der H-2 Rakete Hauptstromtriebwerke und kann mit einer 258 t schweren Rakete die Nutzlast der 400 t schweren Ariane 44LP transportieren, aber die Rakete ist auch doppelt so teuer. Es ist oft preiswert nicht die allerleichteste Konstruktion zu benutzen wenn sie das Gesamtsystem unnötig verteuert ohne im Vergleich mehr zu bringen. Dies soll aber nicht bedeuten nun plötzlich anstatt Aluminium den mehr als 2 mal so schweren Stahl einzusetzen, nur weil dieser einige € pro kg billiger. Die Devise heißt Bewährtes dort einsetzen wo es angebracht ist und Hochtechnologie wo man nicht auf sie verzichten kann.
Ein Beispiel ist zum Beispiel die Oberstufe. Die Oberstufe gelangt mit dem Satelliten in den Erdorbit. Daher reduziert jedes Kilogramm das sie unbetankt mehr wiegt die Nutzlast um ein Kilo. Auch leistet die letzte Stufe bei den meisten Systemen einen wesentlichen Anteil an der Gesamtgeschwindigkeit, ob wohl sie die kleinste Stufe in der Rakete ist. Hier ist es also zum einen sinnvoll die Leermasse zu reduzieren und einen sehr leistungsfähigen Treibstoff zu verwenden.
Zum anderen ist der Schub der Oberstufe gering und man kann hier am ehesten ein sehr einfaches System einbauen. Es ist wegen des geringen Schubs möglich folgende Vereinfachungen einzuführen:
Förderung durch Druck anstatt durch einen Gasgenerator/Pumpe : Bei der Druckförderung stehen die Tanks unter 20-30 Bar Druck und so ist eine Pumpe überflüssig. Je größer aber eine Stufe ist desto höher wird das Leergewicht im Vergleich zu einer Konstruktion die einen geringen Tankdruck hat
Kühlung der Brennkammer durch Beschichtung und hochtemperaturfeste Materialen : Man kann auf eine Kühlung durch den Treibstoff verzichten und die Brennkammer so viel einfacher bauen.
Für beide Maßnahmen verantwortlich ist die Geometrie. Mit steigendem Treibstoffvolumen oder Durchsatz steigen die Anforderungen an Wände (Tanks, Brennkammer) nicht linear, denn das Volumen steigt in der dritten Potenz und die Fläche nur in der zweiten Potenz.
Eine Rakete mit Wasserstoffantrieb benötigt mindestens 2 Stufen für niedere polare Orbits und 3 für hohe polare Orbits, bei Verwendung einer Feststoff oder Flüssigkeitsstufe erhöht sich die Stufenzahl um mindestens eine Stufe. Eine Rakete sollte immer auf die maximale Geschwindigkeit optimiert sein, denn dann ist auch die Nutzlast für eine niedrigere Geschwindigkeit noch hoch.
Wichtig ist auch das die Stufen unterschiedlich teuer sind. Im allgemeinen ist eine Stufe um so preiswerter je größer sie ist - pro kg. Denn das billigste an einer Rakete ist der Treibstoff und die Triebwerke das teuerste für die Rakete. Vor allem sind bei Flüssigkeitsraketen die Stufe die am Boden gezündet ist wesentlich preiswerter als Oberstufen. So kostet bei Ariane 4 die 226 t schwere erste Stufe mit 4 Triebwerken nur das 2.25 fache der Zweiten Stufe mit nur 1 Triebwerk.
Der Grund ist einfach: Die erste Stufe kann vor dem Abheben auf Funktion getestet werden und benötigt daher eine erheblich geringere Zuverlässigkeit als die folgenden Stufen. Zudem muss sie nicht in der Schwerelosigkeit gezündet werden, wo sich der Treibstoff in den Tanks zu Kugeln formt.
Eine sehr wichtiger Punkt ist das eine Rakete unterschiedliche Nutzlasten transportieren kann. Der Erfolg der Ariane 4 liegt z.B. darin das sie sowohl Satelliten von 2 t wie auch 4.9 t in einen geostationären Übergangsorbit einschießen kann. Der Kunde bezahlt nur für die benötigte Nutzlast im Gegensatz zu amerikanischen Trägern. Allerdings hat dieses Konzept auch ein Manko: Die einzelnen Raketen entstehen durch Variation einer Rakete mit Boostern. Betrachtet man die Kosten für die Herstellung so ist das größte Modell am günstigsten. Natürlich ist auch Arianespace bestrebt daher vor allem das Modell 44L mit der höchsten Nutzlast zu starten.
Eine Rakete kann heute im Prinzip durch 3 Methoden an verschiedene Nutzlasten angepasst werden:
Obwohl mehr Triebwerke eine gewisse Serienfertigung bedeuten und damit die Kosten für jedes einzelne Triebwerk sinken ist es nicht sinnvoll mehr Triebwerke als nötig zu verwenden. Jedes Triebwerk steigert aber auch das Risiko einer Fehlfunktion und senkt dadurch die Sicherheit einer Rakete.
Heute ist die Herstellung von Triebwerken bis zu einem Schub von 1200-1500 kN (120-150 t) Routine darüber setzt man eher zwei oder drei Triebwerke ein als ein größeres zu konstruieren. Das bedeutet, das für die meisten Raketen pro Stufe nur ein Triebwerk, maximal 2-3 für die Erststufe nötig sind. Man ist hier in einem Dilemma. Zum einen könnte man natürlich durch eine Serienbauweise von Triebwerken die Kosten senken. Das zeigt sich bei der Sojus. Zu Spitzenzeiten wurden 40 Sojus mit je 5 identischen Triebwerken und 20 Brennkammern pro Rakete pro Jahr gestartet und die Sojus war ein sehr preiswerter Träger. Das galt auch für Ariane 4 die in ihrer größten Version 10 Triebwerke einsetzte, aber nur in 2 Typen : Bis zu 8 Viking in der ersten Stufe, ein Viking in der zweiten Stufe und ein HM7 in der dritten Stufe.
Andererseits ist ein größeres Triebwerk in der Herstellung billiger als zwei kleinere. Es gilt also einen Kompromiss zu finden zwischen gewünschter Leistung eines Triebwerks und dessen Herstellungskosten. Es gibt hier leider kein Patentrezept. Dies ist vom Einzelfall abhängig. Ein Negativbeispiel ist die Titan. Die Titan wurde als Interkontinentalrakete entwickelt und spitzer als Raumfahrtträger eingesetzt. Die Produktion der Titan war für 10 Exemplare pro Jahr ausgelegt und als diese Mitte der siebziger Jahre unterschritten wurde, begann die Titan deutlich teurer zu werden. Innerhalb der Evolution Titan 3C bis zur Titan 4 etwa um den Faktor 4. Eine Analyse ergab dass dies einfach an den Fixkosten der Herstellung lag. Die Ingenieure und Techniker konnte man nicht einfach entlassen und nach einigen Monaten wieder einstellen. Daher stiegen die Produktionskosten einer Titan laufend an. Eine ähnliche Entwicklung sieht man bei kleineren US Raketen wie der Pegasus. Mitte der neunziger Jahre gab es einen Trend zu kleinen Satelliten. Damals waren diese Raketen preiswert. In den letzten 10 Jahren ist die Startrate beträchtlich nach unten gegangen und Kosten angestiegen.
Ein Triebwerk, das lange für eine Fertigung braucht ist eher gegen Schwankungen der Nachfrage gewappnet, als eines welches sehr einfach aufgebaut ist und schnell gefertigt werden kann.
Das zweite ist die Zuverlässigkeit. Selbst wenn ein Triebwerk nicht explodiert, sondern nur eine zu geringe Leistung hat ist dies für eine Mission oft problematisch. Es gibt einfach zu geringe Sicherheitsgrenzen. Es wird kein Orbit mehr erreicht oder ein unbrauchbarer Orbit. Ein Ausfall kann oft nur unter einer bestimmten Nebenbedingung aufgefangen werden. Wenn er relativ spät erfolgt in einer Phase wenn der Schub wieder zurückgenommen wird so ist er durch einen höheren Schub anderer Triebwerke wieder auffangbar. Weiterhin muss die Geometrie mitspielen. Die Saturn 5 hatte in ihrer zweiten Stufe z.B. 5 Triebwerke in Form einer 5 auf einem Würfel. Als das mittlere Triebwerk bei Apollo 13 ausfiel konnte man dies auffangen. Doch wenn es eines der äußeren gewesen wäre, dann wäre der Schub nicht mehr symmetrisch gewesen und die Situation weitaus bedrohlicher.
Noch schwieriger ist die Situation, wenn nicht mehrere Triebwerke einen gemeinsamen Tank benutzen sondern jeweils einen eigenen haben. Dann bedeutet ein Triebwerksausfall de Fakto das Ende der Mission, denn dann steigt die Leermasse einer Rakete rapide an.
Hier spielt wie schon gesagt auch die Stufenanzahl eine Rolle. Will man z.B. mit zwei Stufen den geostationären Transfer Orbit erreichen so müssen beide Wasserstoff und Sauerstoff verwenden. Bei einer dreistufigen Rakete ist dies nicht nötig. Gehen wir einmal von einer dreistufigen Rakete aus, so reicht eine Wasserstoff angetriebene Stufe. Die Benutzung von Wasserstoff ist wie schon gesagt technisch anspruchsvoller und teurer. Welche Stufe soll man also wählen ? Die erste, die zweite oder die letzte ? Nun die Wahl ist relativ einfach. Für die Nutzlast am wichtigsten ist die Leistung der letzten Stufe zudem leistet an der Gesamtgeschwindigkeit jede Stufe einen Beitrag und es ist so sinnvoller die letzte Stufe als Wasserstoffantrieb auszulegen, als dies mit der Erststufe zu tun: Der Gewinn wäre der gleiche, nur die Kosten bei der Ersten Stufe naturgemäß höher.
Natürlich kann sich eine Wasserstoff angetriebene Erststufe mit einer Wasserstoff angetriebenen Oberstufe lohnen, zumal wenn Booster die Startbeschleunigung übernehmen und man so die Erststufe "untermotorisierten" kann. Dies kann nun aber nicht mehr pauschal beurteilt werden.
Fassen wir zusammen: Eine Moderne Rakete sollte:
Heute verwenden Raketen zumeist eine automatische Steuerung, welche ohne Hilfe des Bodens die Rakete steuert, dabei wird die Position von Kreiseln gemessen und auf Veränderungen reagiert. Das ist eine zuverlässige und flexible Technik. Allerdings ist sie auch teuer und wiegt nicht gerade wenig. Es gibt Bestrebungen diese kosten und das Gewicht zu senken. Zwei Ansätze wurden diskutiert:
Steuerung vom Boden aus: RADAR Stationen können genauen Ort und Geschwindigkeit erfassen und man kann dann Steuerbefehle zur Rakete funken. Dies ist nur möglich wenn man wie die ESA sowieso Stationen unterhält um Daten von der Rakete zu empfangen. Bei der NASA werden die Daten über Satellit übermittelt und so existieren keine Bodenstationen mehr. Problematisch wird es aber wenn der Kontakt abreist. Ariane 4 konnte z.B. einen Kommunikationssatelliten präzise aussetzen obwohl der Funkkontakt abriss, weil sie autonom arbeitete.
Einsatz von GPS: Nach wie vor wird die Rakete vom Bordcomputer gesteuert. Die schweren Kreisel welche die Navigationsdaten liefern werden aber durch einen preiswerten und leichten GPS Empfänger ersetzt. Nachteil: Man ist nun vom GPS System abhängig. Ausfälle können zum Verlust des Trägers führen. Heute gibt es bei fast allen Herstellern das Bestreben von besonderen Bauteilen weg zu kommen zu Standard PC Hardware, wie Ethernet für die Datennetze und auf Power PC basierenden Prozessoren.
Bei Arianespace gehen 20 % des Startpreises auf die Kampagne, d.h. die Startvorbereitung und Durchführung. Dabei gilt Arianespace als flexibel und schnell. So benötigt eine Ariane 70-100 Personen und 18 Tage zum Start, auf Cape Kennedy rechnet man mit 200-300 Angestellten und 30-40 Tagen. Trotzdem gehen die Bestrebungen dahin auch hier Kosten zu sparen. Wesentlich ist sicher der Träger an sich. Eine Rakete die man unkompliziert zusammenbauen kann benötigt weniger Personal zur Vorbereitung. Weitere wichtige Punkte sind die Trennung von Startplatz und Zusammenbau. Dies hat man bei Ariane 5 konsequent umgesetzt. Startverschiebungen einer Rakete haben damit wesentlich weniger Einfluss auf die Vorbereitungen der nächsten Rakete.
Einige Spezialfälle für preiswerte Starts sollen hier noch angeführt werden:
Die OTRAGEnde der siebziger Jahre wollte die deutsche Firma OTRAG eine Rakete mit einem revolutionären Konzept bauen. OTRAG ist die Abkürzung für "Orbital-Transport-Gesellschaft". Anstatt einige Triebwerke mit Hochtechnologie zu verwenden wurden sehr einfache Triebwerke und Materialen aus anderen technischen Bereichen verwendet. Das revolutionärste war aber der Ausbau. Die Rakete bestand aus vielen Segmenten die je aus 2 langen zylindrischen Tanks mit Salpetersäure und Kerosin bestanden an die unten zwei einfache Triebwerke gebaut waren. Der Treibstoff wurde durch Druck in die Triebwerke gespritzt. Ein solches Modul war 3 Meter lang aber nur ca. 30 cm dick. Die gesamte Rakete hätte aus hunderten diese Module bestanden. Wo es nur ging hat man Technologie aus anderen Bereichen verwendet : Die Rohre waren Pipelines aus der Erdölindustrie, die Ventile kamen aus dem Automobilbau und die Triebwerke wurden mit einem ablativen Wärmeschutz aus der Chemischen Industrie belegt,
Der Vorteil dieser Bauweise wäre eine enorme Ersparnis durch Massenfertigung gewesen: Für eine einzige Rakete wären hunderte von Triebwerken benötigt worden, das ist schon fast Serienbauweise. Der Nachteil: Zum einen war das Leergewicht hoch, der Treibstoff nicht sehr energiereich. Die Rakete hätte nur eine bescheidene Nutzlast gehabt. Zum anderen: Je mehr Triebwerke desto größer das Risiko. Die Starts der N-1 mit je 30 Triebwerken in der ersten Stufe scheiterten alle an diesem Problem. Daher ist man heute bestrebt möglichst wenige Triebwerke einzusetzen und nicht viele.
Der Grund dafür schrieb mir Lutz Kayser persönlich : Es sind die Entwicklungskosten. Diese steigen natürlich mit der Größe des Triebwerkes und erreichen bald eine Größe die eine private Firma nicht vorfinanzieren kann. So verwundert es nicht dass die beiden aktuellen, noch nicht eingestellten Projekten für eine privat finanzierte Trägerrakete, die Kistler und die Falcon beide diesen Kostenfaktor gering halten wollen. Die Kistler verwendet schon entwickelte und gebaute russische Triebwerke und die Falcon strebt zuerst eine relativ kleine Rakete an, der dann eine größere mit Triebwerksbündelung folgen soll.
Doch alle Flüge der OTRAG Rakete scheiterten schon bei kleinen Experimentalflügen mit nur 4 Triebwerken, Anfang der achtziger Jahre wurde das Projekt schließlich begraben.
Eine modernere Variation ist die Conestoga : Eine Rakete gebaut aus vielen Castor IV Boostern und einer PAM-D Oberstufe. Doch auch diese Rakete flog nur einmal und dies nicht erfolgreich.
Nach dem Challenger Unglück kamen in den USA Stimmen auf die sich fragten warum man so teure Raketen baute und einen noch teureren Raumtransporter, während die Russen ihre seit Anfang der 60 er Jahren unveränderten Raketen 50, 60 mal pro Jahr starteten. Es kam die Hypothese des Big-Dump Boosters auf. Die in etwa das besagte :
"Die russischen Raketen sind so billig weil sie einfach gebaut sind und die Technik bewährt ist. Es ist sinnvoller eine billige Rakete mit etwas kleinerer Nutzlast zu benutzen als eine teure mit hoher Nutzlast. Dagegen handelt es sich bei westlichen Raketen um hoch gezüchtete Exemplare, bei denen die Kosten unproportional angestiegen sind."
An dieser Annahme war so ziemlich alles falsch. Zum einen sind zwar die russischen Raketen in der Technik etwas hinter den Amerikanern, doch handelt es sich auch bei diesen um im Raketen die Ende der fünfziger Jahre erdacht wurden, von modernster Technik konnte nur bei dem Shuttle und der Centaur Oberstufe die Rede sein. Das nächste ist das man die Kosten nicht direkt vergleichen kann. Bis heute wissen wir nicht welche Kosten wirklich eine russische Rakete bei der Produktion aufwirft. Selbst wenn man die Kosten vergleicht (die liegen heut bei etwa 50 % der von westlichen Raketen) so ist das Lohnniveau zu berücksichtigen. Ein Speziallist verdient in Russland 1/5-1/10 dessen was im Westen üblich ist, berücksichtigt man dies so sind russische Raketen sicher nicht billiger in der Produktion, wenn man sie im Westen herstellen würde.
Der nächste Punkt waren die Startkosten. Diese stiegen zwar wirklich seit Ende der siebziger Jahre an, das lag jedoch an anderen Faktoren. Pro Kilogramm Nutzlast sanken die Kosten bis dahin, da Oberstufen und Booster allmählich das volle Potential der Rakete nutzten. Danach begannen sich die immer weniger werdenden Starts auszuwirken. In den sechziger Jahren starteten ca. 50 Raketen pro Jahr, ab 1970 durch Rückgang vieler Programme und Übergang zu weniger, aber größeren Satelliten noch ca. 25-30. Mit den knappen Finanzmitteln unter der Carter und Reagan Administration ging dann die Startrate auf ca. 15 zurück - und das verteilte sich noch auf 4 Raketentypen. Klar ist das man dann nicht mehr von einer Serienproduktion sprechen kann und die Preise für eine Rakete anstiegen.
An dieser Grundmisere konnten auch ein "Big Dump Booster" nichts ändern.
Weil ich immer wieder Anfragen bekomme hier einige der Behauptungen von Anhängern eines Konzeptes einer sehr einfachen Rakete.
Wasserstoff ist zwar teurer als Kerosin, aber preiswerter als Hydrazin oder die festen Treibstoffe und gerade diese sind ja Basis für die relativ preiswerten Booster die heute oft eingesetzt werden.
Auch bei den Triebwerken ist Wasserstofftechnologie teurer als die bei Treibstoffen, die bei höheren Temperaturen verdampfen. Doch im Vergleich dazu ist die Mehrleistung an spezifischen Impuls viel wichtiger, wie folgende Tabelle zeigt:
Um 10 t mit 2 Stufen in einen erdnahen Orbit zu transportieren braucht man
| Treibstoff | spezifischer Impuls Stufe 1 | spezifischer Impuls Stufe 2 | Raketenmasse |
| Wasserstoff | 3900 | 4400 | 157 t |
| Kerosin | 2800 | 3200 | 397 t |
| Feststoff | 2500 | 2800 | - |
Der Strich bei Feststofftriebwerken bedeutet, dass diese aufgrund der ungünstigen Kombination von schlechtem spezifischem Impuls bei zweistufiger Bauweise keinen Orbit erreichen. Man sieht hier die Krux die Verfechter der "Big Dump Booster Theorie" gerne übersehen (weil sie ihre Pläne nicht durchrechnen wollen oder können, bzw. wenn sie es könnten würden sie wohl keine Anhänger dieser Theorie sein): Man kann nicht einfach etwas schwere Komponenten nehmen und auf etwas Energieausbeute verzichten, denn die Nutzlast ist bei Raketen nur einige Prozent der Startmasse. Nimmt das Masseverhältnis stark ab oder ist der spez. Impuls zu klein so ist die Nutzlast NULL !
Sinnvoll ist der Einsatz von Wasserstoff in den oberen Stufen, dafür kann man in der ersten Stufe Feststoff einsetzen. Dies trägt dem Umstand Rechnung, dass die oberste Stufe für die Nutzlast am wichtigsten ist. Dies wird heute auch weitgehend so bei neuen Konstruktionen gemacht.
Natürlich kann man Kosten einsparen wenn man auf einfachere Technologien ausweicht. So werden heute Magnesiumlegierungen oder Verbundwerkstoffe meistens bei den oberen Stufen eingesetzt, wo jedes Kilogramm der Nutzlast zugute kommt, in der Startstufe dagegen oft Aluminium. Dieses durch Edelstahl zu ersetzen ist möglich, bringt aber keinen Spareffekt. Aluminium ist ja nun nicht gerade ein seltener und teurer Werkstoff. Auch Flugzeuge bestehen daraus. Sogar Baugerüste bestehen aus Aluminium Die Brennkammern die besonders beansprucht werden bestehen sowieso aus Stahllegierungen. Bei aggressiven chemischen Materialen muss man ihn auch nehmen. Dieses Sparen ohne Sinn findet man oft bei Big Dump Booster Anhängern. Um einige Tausend Mark für das Material einer Rakete zu sparen, weichen sie auf eine Technologie aus, welche die Nutzlast halbiert! Dabei setzt man heute auch in anderen Gebieten wie im Automobilbau mehr auf Aluminium und Composite (Verbund) Werkstoffe um Gewicht zu sparen..
Und da haben Sie recht! Natürlich kosten Hochdrucktriebwerke mehr als normale, sehr oft
findet man daher auch heute schon einfachere Technologien bei modernen Triebwerken wie dem RD-50
oder Vinci. Doch "Big Dump Booster" Anhänger sind da radikaler. Sie plädieren für Druckgeförderte
Antreibe mit Ablativkühlung.
Leider gibt es hier ein paar physikalische Probleme, die hier angesprochen werden müssen. Druckförderung klappt nur bei relativ kleinen Treibstoffmengen, üblicherweise unter 10 t (Die EPS Oberstufe musste ihre 9.7 t Treibstoff z.B. auf 6 Tanks aufteilen damit diese durch Druckgas befördert werden können). Der Grund ist folgender: Bei Tanks mit geringem Druck wird das Verhältnis Vollmasse/Leermasse immer besser je größer ein Tank ist. Dies liegt an dem im Verhältnis zur Fläche rascher steigenden Volumen.
Bei höherem Druck braucht ein größerer Tank mehr Steifigkeit um sich nicht durchzubiegen. Er muss also eine dickere Wand haben oder durch Spanten und Stringern versteift werden. So ist bei Drucktanks das Voll/Leermasseverhältnis weitaus weniger abhängig von der Tankgröße sondern bleibt fast konstant.
Ob man mit dieser Technologie überhaupt Stufen von 100 t Gewicht verwirklichen kann, wage ich zu bezweifeln. Zumindest gab es in den letzten 70 Jahren Raketenentwicklung keine druckgasgeförderten Stufen mit wesentlich mehr als 10 t Treibstoff.
Ablativkühlung heißt: eine Schicht aus Wolframkarbid oder Graphit liegt auf der Brennkammerwand und der Düse. Beide Materialen schmelzen nicht, sondern verdampfen bei über 3300 beziehungsweise 3600 Grad Celsius. Diese Schicht verdampft durch die Hitze und verhindert so ein Schmelzen der Brennkammer durch die 3000°C heißen Verbrennungsgase. Das ganze hat nur einen kleinen Nachteil: Je höher der Treibstoffdurchsatz ist, desto mehr verdampft und desto schwerer ist die Brennkammer. Noch dummer ist es bei Düsen, da man für eine optimale Ausnützung des Treibstoffs diese sehr lang macht (Man vergleiche mal Düse (konischer Teil) und Brennkammer (zylindrischer Teil) links beim Vinci Triebwerk). Da wird es mit dem Zusatzgewicht noch kritischer. Auch hier ist die Geometrie die Ursache. Man braucht ein bestimmtes Volumen um z.B. 1 kg pro Sekunde zu verbrennen. Eine Brennkammer die 8 kg Treibstoff verbrennt ist dann in allen 3 Dimensionen doppelt so groß (2 x 2 x 2 = Länge x Breite x Höhe = 8). Die Fläche steigt aber nur um den Faktor 4. So muss jede Flächeneinheit die doppelte Energiemenge aufnehmen.
Etwas günstiger ist es wenn man das ganze Triebwerk aus Materialen baut die hohen Temperaturen widerstehen können. Eingesetzt wird hier das Metall Niob, dass einen Schmelzpunkt von 2468 Grad Celsius aufweist. Es wird in Oberstufen mit einem geringen Treibstoffdurchsatz eingesetzt wie z.B. der Delta Oberstufe. Ab einer bestimmten Temperatur strahlt hier auch die Düse soviel Wärme ab, dass sie sich nicht weiter aufheizt. Zwar sind damit gefertigte Düsen und Brennkammern schwerer als normale, doch dies hält sich in Grenzen und wird zumindest bei Oberstufen daher eingesetzt. Die Falcon Trägerrakete will dies erstmals auch in der ersten Stufe erproben. Die Strahlungskühlung wird bei Düsen schon lange bei der Ariane 1-4 eingesetzt.
Die Möglichkeit ohne Turbopumpen auszukommen und Triebwerke ablativ zu kühlen ist daher auf kleinere Triebwerke beschränkt. Man kann damit mit wenigen Triebwerken Raketen bauen die einige Hundert Kilogramm bis etwas über eine Tonne befördern kann. Doch darüber ist man dann bei der Bündelung vieler Triebwerke und damit auch bei einem höheren Ausfallrisiko.
Diese Rakete sollte nach dem Big Dump Booster Konzept entstehen,
bevor es jedoch dazu kam, hat im Oktober 2000 die Firma Beal Aerospace. die Entwicklung
eingestellt, offiziell wegen der Subvention der NASA, welche die schon eingeführten US Träger
unterstützt (Das ist allerdings nicht neu und trotz dieser Subvention hat z.B. Arianespace über
50 % des freien Marktes erobert. Es dürfte sich also um eine Schutzbehauptung handeln,
wahrscheinlich gab es Probleme bei der Entwicklung).
Bei der BA-2 handelt es sich um eine dreistufige Rakete, die Jet-A Treibstoff (vergleichbar Kerosin) mit Wasserstoffperoxid als Treibstoff nutzt. Diese Kombination hat einen sehr niedrigen spezifischen Impuls von 2200. So das die Rakete 950 t wiegt um 5.8 t in eine GTO Bahn zu befördern (Vergleich: Eine Ariane 5 ECS-B wiegt 797 t und befördert 12 t in GTO, die Rakete ist also 3 mal schwerer als ein konventionelle Konstruktion).
Die Rakete sollte Druckgas gefördert werden, doch stellte man nur eine kleine dritte Stufe fertig, so das man nicht weiß ob dieses Konzept sich auf größere Triebwerke übertragen ließe. Die Triebwerke arbeiten mit Sekundäreinspritzung als Schubvektorsteuerung. Damit die Rakete überhaupt eine Nutzlast befördern kann musste man die Tanks aus Composite Werkstoffen fertigen, was definitiv nicht nach dem "Big Dump Booster" Konzept ist. Doch auch mit den bei Spaceandtech.com veröffentlichten Daten errechne ich nur negative Nutzlasten. Schuld daran ist vor allem der niedrige spezifische Impuls des Treibstoffs.
Im Jahre 2001 fanden 59 Starts auf 18 verschiedenen Trägern mit noch mehr Untervarianten statt. Weltweit gibt es derzeit (1.2.2003) 31 einsatzfähige Trägersysteme, die mindestens einen Flug hinter sich haben, ohne die Unterteilung in verschiedene Subvarianten.
Jeder Wirtschaftswissenschaftler wird ihnen sagen, dass ein Markt in dem 31 Wettbewerber um 59 Aufträge pro Jahr konkurrieren ein ruinöser ist, in dem in der freien Wirtschaft nur einige Unternehmen überleben können. Da Raketenstarts staatlich subventioniert werden ist dies im Raumfahrtsektor anders. Untersuchungen zeigen, dass z.B. die amerikanischen Anbieter von kleinen Raketen (Pegasus, Taurus, Athena etc.) Fixkosten für Personal von 6-8 Millionen Dollar pro Flug haben (bei 4 Flügen pro Jahr). Da verwundert es nicht, dass die Starts dieser Träger unverhältnismäßig teuer sind. Die Titan 4 ist deswegen so teuer, weil 2 Raketen pro Jahr gefertigt werden, die Produktion aber 10 herstellen könnte. Hier kommt man an eine Grenze: Die Rakete wird von Spezialisten gefertigt die man nicht einfach auftragsabhängig einstellen oder feuern kann. Auch die Unterauftragnehmer werden Zuschläge erheben wenn man von einem Teil nur 2 anstatt 10 Stück abnimmt.
Was läge näher, als sich international zu einigen dass nur noch eine Reihe von Trägersystemen existieren sollten? Wenn man den gesamten Nutzlastbereich von 1000 - 20000 kg abdecken würde, so würden 6 reichen:
(Alle Angaben für den LEO Orbit). Es sind also zwei russische und zwei US Träger und je ein chinesischer und europäischer. Natürlich brauchte man auch nicht wie bisher 7 größere und noch mehr kleinere Weltraumbahnhöfe. Zwei würden reichen: Kourou und die mobile Plattform Sealaunch (diese haben als einzige die Fähigkeit alle Bahnen ohne Energieverlust zu erreichen). Durch eine faire Aufteilung der Starts auf die bisherigen Raumfahrtnationen könnte sich auch keine beschweren, dass seine Industrie zu kurz käme.
Sicherheitsaspekte (militärische Nutzlasten) könnten durch eigene nationale Teams gewährleistet werden. Die heute auch anreisen, wenn eine westliche Nutzlast mit einer russischen oder chinesischen Rakete startet. Es geht hier ja auch mehr um Sicherheit vor Sabotage als um Spionage. Nur einfältige Gemüter meinen dass man aus der äußeren Form eines Satelliten irgend etwas über dessen technisches Innenleben schließen könnte. Das ist genauso, wie wenn sie meinen vom Ansehen eines PCs auf dessen Innenleben schließen zu können....
Natürlich ist dies nur eine Illusion, denn trotz Wirtschaftskrise schwimmt die Raumfahrt in Geld? Ja wirklich! Die USA leisten sich den Space Shuttle, der ohne einen Flug 2.4 Mrd. USD jedes Jahr kostet. Sie zahlen den Herstellern der Atlas und Delta 1 Mrd. USD, weil weniger kommerzielle Satelliten gebaut und gestartet werden. Japan leistet sich die H-2A, wie alle japanischen Raketen so teuer, das sie in 25 Jahren keinen einzigen kommerziellen Start an Land ziehen konnten. Indien entwickelt die GSLV und Amerika will den Ausbau der ISS stoppen, bis ihr neues Rettungsboot gebaut ist, anstatt einfach 2 Sojus Kapsel zu starten die wesentlich preiswerter wären. Deutschland gibt pro Jahr 300 Mill. € für die bemannte Raumfahrt aus, und hat dafür in 2 Jahrzehnten insgesamt 10 Astronauten zwischen 1 Woche und einige Monate in den Orbit gebracht: Pro Astronaut eine Ausgabe von 600 Mill. Euro!
Erreicht wird dies durch ein zweistufige Rakete mit Zusatzboostern mit folgender Konzeption:
Deutlich wird hierbei das technisch optimale nicht unbedingt kommerziell optimale Lösungen sind. So steigt zwar die Nutzlast um 95 %, das Gewicht der Rakete aber um 149 %. Doch Feststoffbooster sind sehr preiswert, so das die größere Rakete nicht doppelt so teuer, wie die mit 2 Boostern ist.
Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.
Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:
Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.
Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.
Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.
Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:
und
Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)
Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:
US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)
US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie
2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.
Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.
Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.
Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.
Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.
Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.
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