Die Proton und der Mond

Schade, dass ich so aufmerksame Leser habe – Niemand ist auf die Münchhausener Geschichte vorgestern hereingefallen. Doch eigentlich ist es keine Münchhausener Geschichte, es ist reale Physik und daher dazu heute etwas mehr.

Ich habe alles mit meiner neuen Aufstiegssimulation durchgerechnet, die inzwischen um einige Optimierungsfunktionen ergänzt wurde. Die Vega als Problemfall funktioniert nun auch. Ich werkele derzeit am Zweiimpulstransfer. Wenns fertig ist stelle ich es vielleicht mal hier vor. Aber die Proton in der Version Proton M Breeze M macht Probleme. Das liegt daran, dass die Proton mal als zweistufige ICBM entwickelt wurde. In der Version hätte der Sprengkopf etwa 8 bis 10 t gewogen. Nun wiegen dritte und vierte Stufe und Nutzlast zusammen 80 t. Schon die zweite Stufe hat eine Beschleunigung die anfangs unter 1 g liegt. Die oberen auch und am extremsten ist es bei der Breeze M. Bei einer Startmasse von rund 28 t beträgt der Schub nur 19,6 kN.

Daraus ergibt sich folgendes: damit die Breeze M nicht wieder in der Atmosphäre verglüht bevor sie auch nur einen Parktorbit erreicht hat (schon dazu muss sie 6 Minuten lang brennen) müssen die ersten beiden Stufen eine hohe vertikale Geschwindigkeit aufbauen. Die Breeze M erreicht mit der angegebenen Masse von 21,17 t keinen GTO Orbit, dazu ist sie zu schwer. Reduziert man die Startmasse auf 17 t (in Übereinstimmung mit den 23 t Nutzlast einer Proton M ohne vierte stufe für einen Erdorbit) so gelangt sie in einen GTO mit hohem Perigäum (1165 km) und einer Nutzlast von 7,1 t. Allerdings mit einer Bahnneigung von 51,7 Grad. Bei den angegebenen 6,2 t für den GTO kann ich die Masse bis auf rund 20 t erhöhen um noch einen GTO zu erreichen. Das die Proton empfindlich gegenüber kleinen Massenänderungen zeigt auch der Fehlstart eines Satelliten mit Block DM3 bei dem man diesen zu stark betankt hatte – er trat weil er zu schwer war wieder in die Atmosphäre ein.

Bei einem Standard GTO benötigt der Satellit von nun an noch 2420 m/s um in einen Geo zu gelangen. Bei einer Bahnneigung von 6 Grad, wie sie vom CSG aus möglich ist, sind es bei einer 250 x 35790 km Bahn nur 1491 m/s. Das ist um fast 1000 m/s ungünstiger und untragbar, so große Treibstoffvorräte haben die Satelliten nicht. Daher führt die Breeze zahlreiche Manöver durch wobei es heute zwei Strategien gibt: einen Orbit mit einem höheren Perigäum und abgesenkter Inklination und bisher nur wenige Male eingesetzt ein supersynchroner GTO. Er ist energetisch günstiger da in der größeren Distanz die Geschwindigkeit kleiner ist und damit auch der Aufwand um die Bahnneigung zu verringern. Er erforderte aber Betriebszeiten von 24 bis 40 Stunden, während die andere Strategie maximal 5-10 Stunden dauert.

In meiner vereinfachten -rechnung, die ignoriert das zwischendurch noch 350 kg Masse von der Breeze (ein Zusatztank) abgestoßen werden, reichen die 912 kg mehr Nutzlast als von ILS angegeben, immerhin für 334 m/s Geschwindigkeitskorektur. In der Praxis ist das Schubprofil komplexer, so gibt es nicht eine Zündung wie bei mir, sondern bis zu fünf. Damit vermeidet man auch, dass das Perigäum so stark ansteigt denn auch das ist energetisch ungünstig,

In jedem Falle ist aber die Korrektur am Apogäum die energetisch optimale Möglichkeit. Weniger als diese 2420 m/s (oder 2430 m/s bei einem Perigäum in 250 km Höhe) wird es bei keiner Strategie sein.

Da erscheint der Weg zum Mond doch eine Alternative zu sein. Startet man mit 10.951 m/s aus einer 200 km Bahn, passiert den Mond in 384.403 km Distanz vom Erdmittelpunkt in 1.115 km Distanz zur Mondoberfläche so erreicht man eine Bahn von 385.850 x 35.876 km. Von da aus braucht man nur noch 1246 m/s um von einer 51,6 Grad Bahn auf den GEO zu kommen. Die Rechnung würde im ersten Schritt also so aussehen:

Standard-GTO: 10.205 m/s + 2.430 m/s = 12.635 m/s

Mond-Transfer: 10.951 m/s + 1.246 m/s = 12.197 m/s

Der Umweg über den Mond ist also schon mal um 438 m/s günstiger. Das ist schon mit einem Vorbeiflug zu schaffen.

Schwieriger ist die Inklination abzubauen. Sie hängt eng mit der genauen Position des Mondes zusammen. Da der Mond um 5,2 Grad zum Erdäquator geneigt die Erde umkreist, wird die Inklination in den seltensten Fällen bei 0 Grad liegen. Asiasat 3A absolvierte auch zwei Vorbeiflüge um die Bahn anzupassen, in einem konnte er nicht Inklination und Perigäum auf die Zielwerte anpassen. Minimal sind aber in jedem Falle 6 Grad möglich, je nach Position des Mondes auch weniger. Reduziert man die Bahnneigung auf 6 Grad so sinkt der Geschwindigkeitsaufwand noch weiter, auf 1059 m/s. Dann sieht im zweiten Beispiel die Rechnung so aus:

Standard-GTO: 10.205 m/s + 2.430 m/s = 12.635 m/s

Mond-Transfer: 10.951 m/s + 1.059 m/s = 12.010 m/s

Das sind nun schon 625 m/s weniger und damit in etwa so viel wie man vom CCAF aus aufwenden muss (12.026 m/s bei einer 27,9 Grad Bahn). ILS gibt die Nutzlast für eine Mondtransferbahn mit 5.650 kg an, ich komme auf nur 5.250 kg, allerdings reicht auch bei mir die Breeze-M Reserve nickt für die Geo-Manöver aus. Ich vermute mal, man hat bei ILS eine weitaus ausgeklügeltere Aufstiegsbahn als mein einfaches Modell. Die 5.750 kg gegenüber 6.180 kg für einen GTO sind zuerst weniger Nutzlast. Doch wenn man berücksichtigt, dass man 1246 bzw. 1059 anstatt 1.500 m/s oder 1.800 m/s aufwenden muss relativiert sich das. Bei einem spezifischen Impuls von 3100 m/s für das Haupttriebwerk entspricht dies 486 bzw. 820 kg Treibstoff oder einer Masse von 5.360 bzw. 5.694 kg für einen CSG- oder CCAF-kompatiblen GTO. Also weniger als die 5.750 kg die auf den Mondtransferkurs befördert werden. Dem müsste man Masse entgegen rechnen die man bräuchte für die längere Reise wie ein kleines Solarpaneel zur Stromversorgung, stärkere Sender und eine größere Empfangsantenne, dazu kämen wahrscheinlich noch weitere Reserven für Lagenregelungstreibstoff. Das führt dazu, das es in der Summe wahrscheinlich kein Gewinn an Nutzlast übrig bleibt.

Etwas problematisch ist, allerdings wie schon geschrieben der Betrieb der Ionentriebwerke. Wenn man das Perigäum in die Höhe des GEO legt wird jeder Betrieb oberhalb des GEO auch das Perigäum absenken. Um das zu verhindern müsste man den erdnächsten Punkt niedriger legen. Das geht wegen des Van-Allen-Gürtels aber auch nicht zu tief. Unterhalb von 20.000 km sind aber die Gürtel zu aktiv. Nun die schlechte Nachricht: Damit dies in einem Jahr klappt, muss der spezifische Impuls sehr klein sein, weil die Umlaufdauer anfangs so groß ist. Ein rein mit Ionentriebwerken ausgestatteter Satellit wäre daher für den Mondkurs ungeeignet. Sinnvollerweise wird er daher mit einem chemischen Antrieb die Startbahn absenken. Mit 300 m/s wäre sie auf ein Apogäum von 120.000 km absenkbar. In 220 Tagen kann dann ein Satellit mit 15 kW Leistung und 5.750 kg Startmasse den GEO erreichen, wenn das Startperigäum beim Start in 20.000 km Höhe ist. In jedem Falle ist die Dauer länger als beim Transfer vom LEO aus.

Man sieht: es gibt zu viele Einschränkungen. Deswegen wird es auch nicht gemacht.

Was ich allerdings nicht verstehe ist warum man niemals Anstrengungen unternommen hat, einen äquatornahen Startplatz auszusuchen, wie dies kommerziell doch bei der Zenit und Sojus klappte. Es hätte sich finanziell gelohnt. Die Startrampe der Sojus im CSG kostete mit Zusatzgebäuden für Nutzlast und Raketenintegration 468 Millionen Euro, eine ähnliche Summe wurde in Sealaunch investiert. Die Proton M / Breeze M wird seit 2001 eingesetzt, die Breeze M seit 1999. Sie wurde eigens für kommerzielle Starts entwickelt, Russland nutzt für eigene Regierungsnutzlasten immer noch Block DM-2 bzw. 3. Sie ist gegenüber dem Block DM auch nur in einem Punkt von Vorteil: durch den lagerfähigen Treibstoff ist die Betriebsdauer länger. Block DM3 hat aber den höhere Schub (kleinere Gravitationsverluste) und den höheren spezifischen Impuls. Hätte Russland sich die Entwicklung der Breeze M die ja auch Geld gekostet hat gespart und 450 Millionen Dollar in einen äquatornahen Startplatz investiert, sie hätten das längst wieder rein geholt. Wenn der Startplatz wie die Proton M 2001 verfügbar gewesen wäre, so hätten sie seitdem bei 5 kommerziellen Starts pro Jahr 85 kommerzielle Starts durchgeführt. Auf jeden würden so Abschreibungskosten von 5,3 Millionen Dollar entfallen um die der Start teurer wäre. Demgegenüber wäre die Nutzlast höher. Sie beträgt meinen Berechnungen nach 10,2 t mit Block DM 3 und nur 8,7 t mit der Breeze M. Das würde Doppelstart erlauben, wenn man eine Doppelstarteinrichtung einführt, alternativ würde die Proton Medium so ohne Problem die Nutzlast der größten Satelliten erreichen und diese wäre durch die eingesparte Stufe sogar billiger. Langfristig könnte Russland so Baikonur aufgeben. Sie braucht den Startplatz eigentlich nur für ISS und GEO-Starts. Zur Iss kann man nun von Wostotschny aus starten und einen äquatornahen Startplatz gibt es dann für die Proton. Die restlichen Starts für sonnensynchrone Bahnen sind auch von Plessezk aus durchführbar wo es für die kleinen Träger schon Startrampen gibt. Bei Pachtbeträgen in dreistelligen Millionenbereich pro Jahr die an Kasachstan zu bezahlen sind lohnt sich das.