Heute wieder mal ein Raumfahrtblog, diesmal zu der Raumsonde DART (Double Asteroid Redirection Test), nicht zu verwechseln mit DART (Demonstration of Autonomous Rendezvous Technology). Damit wir alle auf dem gleichen Stand sind hier eine kurze Zusammenfassung.
DART ist der Überbleibsel eines NASA-ESA Programms, bei dem die ESA Sonde AIM gestrichen wurde. Ursprünglich war geplant, dass AIM ((Asteroid Impact Mission) vor der Ankunft von DART in eine Umlaufbahn um den Kleinplaneten Didymos einschwenken sollte. DART wird mit dem Trabanten von Didymos, Dimorphos zusammenstoßen. AIM hätte das von einem Logenplatz aus beobachten können. Doch es gab nicht genügend Mittel für AIM, nach der deutschen Wikipedia scheint Deutschland dabei eine besondere Rolle zuzukommen. Mich wundert das nicht. War Deutschland vor der Fertigstellung der ISS bei den ESA Raumsonden wie Giotto, Ulysses, Rosetta, Mars- und Venus Express stark beteiligt, so fließen seitdem die Mittel in die bemannte Raumfahrt. Inzwischen stellen sogar kleine Länder wie die Schweiz die Kameras, als für die Öffentlichkeit wirksamste Instrumente, und das obwohl Deutschland sich hier mit Kameras wie der HRSC oder für US-Lander eine große Kompetenz erwarb.
Nun soll 2024 als Ersatz für AIM Hera kommen. Im Prinzp ist Hera die Wiederholung von AIM, nur das sie eben nicht den Einschlag beobachtet und keine Vorher-/Nachheranalyse machen kann, sondern nur den Nachherstatus erfassen kann. Aber ob Hera kommt, wage ich zu bezweifeln, weil zwei Jahre vor dem Start es auf den ESA Seiten nur die Ankündigung gibt, aber nicht wie sonst üblich eine Sektion mit der Raumsonde und der selektierten Instrumente und Mission.
Ganz ohne Erfassung des Einschlags wollte man doch nicht auskommen, so bot Italien an den 6U Cubesat LICIACube zu bauen, der einige Tage vor dem Einschlag abgestoßen wird und rund 164 Sekunden nach DART in sicherem Abstand von 55 km Dimorphos passiert und aufnimmt. Aufgrund der Größe und des Gewichts wird LICIACube aber nur mäßig aufgelöste Aufnahmen liefern und wegen der kurzen Zeit, in der er in der Nähe ist, kann auch weitaus weniger die gesamte Auswirkung auch auf die nicht sichtbare Seite erfasst werden bzw. was sich an Trümmern erst nach einiger Zeit absetzt.
Als DART 2019 dem Ende der Phase B eines Raumfahrtprojektes entgegenging, das ist der formelle Abschluss der endgültigen Auslegung der Raumsonde, es folgt dann Phase C deren Bau, musste man nach einer Startmöglichkeit suchen. Von Anfang an war verlautet worden, man suche eine kommerzielle Mitfluggelegenheit. Dazu muss man wissen, das DART nur 610 kg beim Start wiegt und die Transferbahn zu Didymos praktisch der einer Erdbahn entspricht, nur mit einer leichten Bahnneigung und etwas höherer Exzentrizität. Theoretisch hätte man also die Raumsonde mit einem Kommunikationssatelliten in den GTO aussetzen können. Mit etwas Treibstoff hätte DART dann die Fluchtbahn erreicht, alternativ hätte man schon im Erdorbit das Ionentriebwerk NEXT-C einsetzen können, das während der jetzigen Mission kaum in Betrieb genommen wird. Extra dafür bekam DART ROSA Solarpaneele mit 6,6 kW Leistung – so viel braucht eine so kleine Raumsonde sonst nicht für ihre Systeme.
Man fand aber keine Mitfluggelegenheit. Das wundert mich nicht und es ist einer der Tage wo ich mich Frage welche Qualifikation man in dem entsprechenden NASA-Center haben muss um auf den Vorschlag eines „Rideshare“ zu kommen. Keine US-Rakete bietet eine Doppelstartmöglichkeit wie sie Ariane 1-6 oder die Vega haben. Es gab nur wenige Doppelstarts und bei denen muss der untere Satellit angepasst werden, er bekommt einen Adapter für den oberen Satelliten. Ein Satellitenbetreiber sieht das nicht gern. Das macht alles komplizierter, erhöht die Leermasse und das Risiko das etwas schiefgeht und so sind die meisten Fälle von US-Doppelstarts solche, wo beide Satelliten von einem Hersteller kamen und der auch den Startauftrag buchte, also gegenüber dem Kunden als „All inclusive“ Anbieter auftritt und dann auch das Risiko trägt, wenn etwas schiefgeht.
Im April selektierte so die NASA SpaceX welche die Sonde mit einer Falcon 9 für 69,4 Millionen Dollar startete. Man sieht hier wieder, wie SpaceX die Startpreise nach der Konkurrenz wählt, denn die Startkosten waren deutlich geringer als bei vorherigen Aufträgen. Vielleicht befürchtete man, dass sich ESA und NASA wegen der Mitnahme des LICEACube einigen und die ESA die Sonden mit einer Sojus startet, die rund 70 Millionen Euro kostet.
In jedem Falle ist die Falcon 9, selbst bei Seebergung für die nur 600 kg schwere Sonde überdimensioniert. Zuerst habe ich mal errechnet, welche Nutzlast die Falcon 9 für die Zielbahn gehabt hätte. DARTs Bahn nach dem Start hatte die Bahndaten 0.938 × 1.069 AU × 3.8 Grad. Die Abweichungen von der Erdbahn (0.98329 AU x 1.0167 AU x 0 Grad) sind gering. DART entfernt sich niemals mehr als 0,3 AU von der Erde und wird beim Aufprall 11,2 Millionen km entfernt sein. Die Hauptgeschwindigkeitsänderung betrifft hier die Bahnneigung, die 1,35 km/s nötig macht. Die Veränderung von Perihel und Aphel kosten nur 300 bzw. 350 m/s. Zusammen, in einem Rutsch sind es rund 2 km/s. Diese entsprechen einem C3 von 4 km²/s², das ist sehr wenig, weniger als für einen Venus- oder Marsflug benötigt wird. Ich habe dann mit der von mir modellierten Falcon 9 für eine Seebergung (22,4 t Treibstoff für die Landung verbleiben in der ersten Stufe) die genau eine Nutzlast von 5,5 t in den GTO Bahn hat, die Nutzlast. Ich komme auf 2,1 t, mit etwas Sicherheitsreserve sind 2 t möglich, das entspricht drei DART Raumsonden.
Rakete: Falcon 9 Real Selandung Flucht
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
C3 [km²/s²] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
544.514 |
2.100 |
11.201 |
0 |
0,39 |
160,00 |
185,00 |
35786,00 |
4,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
6.804 |
28 |
90 |
2.000 |
215 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
432.988 |
38.500 |
3.050 |
6804,0 |
7605,0 |
158,21 |
0,00 |
|
2 |
1 |
107.426 |
4.700 |
3.355 |
934,0 |
934,0 |
369,00 |
169,00 |
Rakete: Falcon 9 Real Selandung Flucht
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
C3 [km²/s²] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
544.514 |
2.100 |
11.201 |
0 |
0,39 |
160,00 |
185,00 |
35786,00 |
4,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
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6.804 |
28 |
90 |
2.000 |
215 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
432.988 |
38.500 |
3.050 |
6804,0 |
7605,0 |
158,21 |
0,00 |
|
2 |
1 |
107.426 |
4.700 |
3.355 |
934,0 |
934,0 |
369,00 |
169,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn Ziel-C3 überschritten | |||||
| Perigäum | Sattelhöhe | c3 | |||
| Vorgabe: | 185 km | 160 km | 4 km2/s2 | ||
| Real: | 253 km | 160 km | 4 km²/s² | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 26,8 Grad | 422 km | 422 km | 2.100 kg | 2.156 kg | 537,8 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 65,1 s | 160,0 s | 300,0 s | ||
| Winkel | 55,7 Grad | 42,0 Grad | 5,3 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 2,7 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,04 km | 0,0 km | 0 m/s | 14 m/s | 0 m/s | 14 m/s | -6370 km | 0 km | 3,0 m/s |
| Winkelvorgabe | 65,1 s | 8,25 km | 0,0 km | 287 m/s | 285 m/s | 0 m/s | 405 m/s | -6352 km | 11 km | 8,8 m/s |
| Brennschluss 1 | 158,2 s | 76,78 km | 2,5 km | 2163 m/s | 1444 m/s | 0 m/s | 2601 m/s | -5993 km | 171 km | 41,1 m/s |
| Winkelvorgabe | 160,0 s | 79,37 km | 2,7 km | 2164 m/s | 1429 m/s | 0 m/s | 2593 m/s | -5993 km | 172 km | -9,6 m/s |
| Zündung 2 | 169,0 s | 92,18 km | 3,7 km | 2163 m/s | 1343 m/s | 0 m/s | 2546 m/s | -5996 km | 173 km | -9,5 m/s |
| Verkleidung | 215,0 s | 152,45 km | 12,6 km | 2483 m/s | 1146 m/s | 0 m/s | 2735 m/s | -5897 km | 213 km | 0,1 m/s |
| Winkelvorgabe | 300,0 s | 243,77 km | 51,9 km | 3331 m/s | 654 m/s | 0 m/s | 3395 m/s | -5536 km | 269 km | 3,7 m/s |
| Orbitsim | 486,3 s | 365,29 km | 429,0 km | 7252 m/s | -627 m/s | 0 m/s | 7279 m/s | -590 km | 1217 km | 35,3 m/s |
| Sim End | 537,8 s | 421,80 km | 745,7 km | 10907 m/s | -1509 m/s | 0 m/s | 11011 m/s | 253 km | -75408 km | 127,6 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.602,7 m/s | 202,6 km | 193,0 km | 537,9 s | -5.976,0 km | 172,0 km | 31,5 Grad |
Hätte man den Vertrag früher abgeschlossen, dann hätte man sicher noch etwas am Design verändern können. Sinnvoller wäre eine Lösung wie bei Deep Impact gewesen, das hießt: nicht DARt schlägt auf Dimorphos auf, sondern ein Impaktor. Auf dem hätte man ja die Instrumente des Licieacube anbringen können. Deren Daten hätte DART empfangen und zwischengespeichert. DART hätte mit seiner leistungsfähigeren Kamera sicher bessere Aufnahmen des Einschlags gemacht. Zudem wäre ein Impaktor aus einem massiven Metallblock auch viel näher, an dem was man beim einer echten Abwehrmission tun würde. Da wird man sicher nicht eine Raumsonde mit fragilen, leichten Strukturen losschicken. Aber im Juli 2019, also nur drei Monate nach dem Startauftrag ging DART in die Phase C, wurde also gebaut. Es war also zu spät für eine Designänderung.
Meiner Ansicht nach hätte es trotzdem noch eine Lösung gegeben. DART hätte man zweimal bauen können. Eine Sonde schlägt auf und die zweite beobachtet das. Da hätte man zum einen Nahaufnahmen kurz vor dem Einschlag gehabt und man hätte den Asteroiden auch aus zwei Winkeln gesehen und kann so auch Veränderungen viel besser quantifizieren. An den Start- und Missionskosten hätte das nichts geändert, nur bei den Baukosten. Die sind jedoch eher gering:
| Projektpunkt | Kosten |
|---|---|
| Design | 40,6 Mill. Dollar |
| Bau und Entwicklung von DART | 198,6 Mill. Dollar |
| Start (SpaceX, Falcon 9 mit Wiederverwendung der ersten Stufe) | 68,8 Mill. Dollar |
| Betrieb über ein Jahr und Datenauswertung bis 2023 | 16,5 Mill. Dollar |
| Gesamt: | 324,5 Mill. Dollar (329,8 Mill. Dollar inflationsjustiert auf das Jahr 2020) |
Es wären maximal 198,6 Millionen Dollar mehr, ich denke aber weniger, denn normalerweise kostet der Nachbau einer Raumsonde viel weniger als das erste Exemplar. Bei Mars-Express und Venus-Express liegen die reinen Aufwendungen für die Raumsonde bei 160 und 82,4 Millionen Euro, also nur bei etwas mehr der Hälfte beim Nachbau. Das reflektiert, dass die Entwicklung ein Teil der Phase C ist und die ist nur einmal notwendig. Alleine durch die Lernkurve sollte ein zweites Exemplar etwa 70 % des ersten kosten. Das wären also bei 70 % der Kosten des ersten Exemplars 140 Millionen Dollar mehr, eher würde es die Hälfte kosten
Für den Transport gäbe es auch eine Lösung: Die Sylda der Ariane 5. Sie passt problemlos in die Nutzlastverkleidung der Falcon 9, wird unten an einem Standard-Satellitenadapter angebracht und hat oben ebenfalls einen Satellitenadapter für die zweite Sonde. DART ist ja nicht sehr groß, 2,8 m hoch mit Auslegern. Eine Sylda-5 bietet schon in der Standardausführung 3,23 m Höhe im Zylinder. So reicht die kleinste Version, die 425 kg wiegt. Die ESA könnte diese stellen, als kleine Kompensation für den Nicht-Bau ihrer Sonde, das kostet nur etwa 4 Millionen Euro. Dafür spart man ja die ausgaben für den Liceacube. Zusammen wäre man dann bei folgender Bilanz:
| System | Gewicht |
|---|---|
| 2 x DART | 2 x 610 kg |
| 2 x Nutzlastadapter | 2 x 60 kg |
| Sylda-5 Standard | 425 kg |
| Summe | 1,765 kg |
Das ist immer noch 250 kg unter der Nutzlast, welche die Falcon 9 befördern kann und es gäbe noch etliche Vorteile, die beim weiteren Nachdenken in den Sinn kommen:
DART soll auch das Ionentriebwerk NEXT-C testen. Das erfolgt nur kurzzeitig, weil die Bahn nicht groß geändert werden darf und die Mission nicht mal ein Jahr dauert. Die zweite Sonde die Dimorphos nur passiert könnte dies viel länger tun.
Mit dem Ionentriebwerk könnte überlebende DART (sofern man den Treibstoff etwas aufstockt) sogar die Bahn s anpassen , dass sie in eine Umlaufbahn um Didymos / Dimorphos einschwenkt, das erfordert rund 5,2 km/s, das entspricht bei dem spezifischen Impuls (30.000 m(s)des NEXT-C Triebwerks rund 110 kg Treibstoff (60 sind an Bord) und eine Betriebszeit bei vollem Schub von 155 Tagen. Das ist machbar, wahrscheinlicher wäre aber das man sie zu einem Vorbeiflug an einem anderen NEO umlenkt, so wie man dies bei den erweiterten Missionen von Stardust und Deep Space 1 gemacht hat.
Da nun die Sonde nicht geopfert wird, kann man auch mehr Instrumente bei der zweiten (überlebende) DART mitführen. Bei der originalen Mission hat man bei den kleinen Asteroiden selbst mit der leistungsfähigen Kamera von DART sie nur in den letzten Sekunden bildfüllend. So verzichtete man noch auf andere Experimente, auf die die Datenrate aufgeteilt werden muss. Bei einer zweiten Sonde gilt das nicht, die kann viel mehr Daten sammeln als sie in Realzeit übertragen kann, zudem kann die Verlustsonde mit einer höheren Datenrate senden, denn die zweite Sonde ist ja nicht 11 Millionen km, sondern einige hundert bis 1000 km entfernt. Die ESA könnte eine Kopie der JANUS Kamera von JUICE stellen. Sie hat zwar mit 15 µrad Auflösung eine 6-mal gröbere Auflösung, aber sie erlaubt Farbaufnahmen. Begrenzt wird das allerdings durch die Kleinheit der Objekte. Didymos ist etwa 780 m groß, Dimorphos sogar nur 170 m. Das bedeutet, dass eine Kamera, in einem Abstand von 100 km gerade mal bei Erreichen des Minimalsabstandes Didymos so groß sieht, wie von der Erde aus der Mond erscheint und bei einer Relativgeschwindigkeit von über 6 km/s verdoppelt sich dieser Abstand in 16 Sekunden. Andere schlechter auflösende Instrumente wie Spektrometer, machen daher wenig Sinn, sie würden wahrscheinlich nur ein Punktspektrum des ganzen Kleinplaneten liefern.