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Ich werfe in meinen Seiten mit einer Reihe von Begriffen herum. Es gibt bei mir eine größere Sektion mit den Grundlagen, aber kein echtes Glossar. Dies soll nun nachgeholt werden.
Der spezifische Impuls (abgekürzt spez. Imp.) ist eine
Art "Güte" für eine Treibstoffkombination. Er ist in etwa vergleichbar mit dem Verbrennungswert
bei fossilen Brennstoffen. Je höher ist, desto größer kann die Nutzlast bei einer gegebenen
Rakete sein. Es gibt verschiedene Definitionen. Ich verwende hier die nach dem SI-System korrekte.
Der Name spezifischer Impuls resultiert aus der Größe die er hat: m/s. Ein spezifischer Impuls von 1000 bedeutet dass ein Kilo Treibstoff einen Schub von 1000 N über eine Sekunde entwickelt. Je höher er ist, desto mehr Schub bekommt man pro Kilo Treibstoff oder um so länger kann die Brenndauer einer Rakete sein. Er wird in Tests ermittelt indem man den Schub eines Triebwerks integriert und durch den verbrauchten Treibstoff teilt. So erhält man auch die Einheit m/s:
Ispez = Fm * t / m
Fm : mittlerer Schub
In Einheiten:
Ispez = [kg * m / s²] * s / kg = m/s
Der spezifische Impuls wird in Deutschland in SI Einheiten ausgedrückt. Dies ist das System mit denen auch Sie im täglichen Leben arbeiten (auf der Basis von Meter, Kilogramm und Sekunde). In dieser Eiinheit kann der spezifische Impuls direkt in die Raketengrundgleichung eingesetzt werden, er entspricht der Ausströmgeschwindigkeit der Gase. Zur besseren Unterscheidung von dem anschließend beschriebenen gewichtsspezifischen Impuls wird er auch massenspezifischer Impuls genannt.
In den USA wird dagegen der Schub in Lbf (pounds of force) angegeben (zumindest in der Industrie, die NASA setzt auch das SI System ein). In dieser Einheit steckt die Erdbeschleunigung drin, wir früher in den Kilopondangaben in Deutschland beim Schub. Amerikanische Websites geben daher den massenspezifischen Impuls geteilt durch die Erdbeschleunigung an. Dies ist eine zweite Definition, der gewichtsspezifische Impuls. Das hat zwei Folgen: Erstens ist der Wert um den Faktor 9.81 kleiner, zum zweiten ist es keine Ausströmgeschwindigkeit, denn der hat nun die Einheit Sekunden, also mehr eine spezifische Brenndauer. Zum Beispiel hat das Vulcain Triebwerk bei den ESA Publikationen einen spezifischen Impuls von 4248, in amerikanischen Websites dagegen einen von 433. (Sprich: Ein Kilo Treibstoff könnte 433 s lang ein Kilogramm Masse gegen die Erdgravitation "schweben" lassen - eine ziemlich sinnlose Angabe)
Den höchsten spezifischen Impuls bekommt man im Vakuum, beim Start von der Erde aus ist er um 10-15 % geringer, da die Verbrennungsgase nicht unendlich expandieren können, sondern maximal auf 1 Bar, den Außendruck. An der rieseigen Düse des abgebildeten Vinci Triebwerks erkennt man, dass man einen hohen spezifischen Impuls auch nicht umsonst bekommt: Um die Restenergie der Gase gering zu halten muss das Verhältnis von Brennkammerdurchmesser (oben mit den Leitungen) zu Düsenaustrittsfläche (unten) sehr hoch sein.
Die Raketengrundgleichung oder einfach Raketengleichung ist folgende Formel:
v: erreichte Endgeschwindigkeit einer Rakete
Vspez: Spezifischer Impuls
Mv: Vollmasse (Startmasse) der Rakete
Ml: Leermasse der Rakete (Masse ohne Treibstoff).
Für mehrere Stufen addiert man die Geschwindigkeiten der Stufen, wobei zur Startmasse und Leermasse jeweils noch die Summe der oberen Stufen hinzuzuzählen sind. Der Logarithmus hat zur Folge, das es ökonomischer ist bei sehr großen Verhältnissen von Voll / Leermasse besser zwei Stufen mit einem kleineren Verhältnis einzusetzen.
Es gibt zwei Verwendungen dieses Begriffes, die man
unterscheiden muss. Zum einen wird er verwendet bei Bahnen von Satelliten:
Wenn ein Satellit seine Bahn ändert, z.B. von einer erdnahen 200 km Bahn in eine höhere Bahn, so benutzt er dabei ein eigenes Raketentriebwerk. Durch den Geschwindigkeitsgewinn bei dem Betrieb des Triebwerks steigt der Satellit höher, d.h. er gewinnt Potentielle Energie. Diese fehlt der kinetischen Energie. So benötigt man etwas mehr Energie um eine gewünschte Bahn zu erreichen. Diese Energie ist nicht verloren, sie steckt in einer Erhöhung des erdnahen Orbits. Jedoch ist es energetisch günstiger diesen ebenfalls in einem kurzen Manöver im erdfernsten Punkt anzuheben. (Das ganze ähnelt einer Schaukel, sie erreichen auch hier den meisten Schwung, wenn sie im tiefsten Punkt beschleunigen).
Ein Beispiel ist die dritte Stufe der Ariane 5. Wenn diese in 200 km Höhe ihre Arbeit aufnimmt hat sie nur einen Schub von 28.4 kN, bei einer Gesamtmasse von max. 20 t. Dadurch muss die Stufe 1000 sec lang brennen. Wenn sie den Satellit aussetzt hat sie eine Höhe von 1000 km erreicht. Der endgültige Orbit hat die Bahnparameter von 570 × 36000 km. Teilt man diese Brennzeit auf 2 Brennphasen auf, wobei die zweite wieder am erdnächsten Punkt erfolgt, so ist die Nutzlast um 225 kg (oder 3 %) höher. Der Orbit hat dann die Bahnparameter 250 × 36000 km.
Eine Abhilfe sind oft mehrere Zündungen - geostationäre Satelliten benutzen heute oft drei Manöver um den Orbit zu erreichen. Der zweite Ausweg - ein leistungsfähigeres Triebwerk erfordert oft mehr Gewicht und Kosten. Auch hier gibt es bei Ariane 5 ein Beispiel: Die Nachfolgestufe ESC-A besitzt mit 65 kN mehr als doppelt so viel Schub und erreicht so ohne Freiflugphase einen 250 × 36000 km Orbit.
Der Begriff wird aber auch verwendet für die Tatsache, dass eine Rakete nicht nur einen Satelliten tangential zur Erdoberfläche beschleunigen muss, sondern auch eine Mindesthöhe erreichen muss. Unterhalb von ca. 160 km Höhe würde ein Satellit nicht einmal einen Tag im Orbit bleiben. Eine Rakete muss also auch vertikal beschleunigen und wie ein Geschoss benötigt sie eine Mindestenergie um eine gewisse Höhe zu erreichen. Für 200 km Höhe sind dies 2000 m/s. Für 800 km Höhe sind es schon 4000 m/s. In der Praxis sind die Werte kleiner, weil die Rakete ja beim Aufstieg schon einen Teil des Weges zurücklegt.
Bedenkt man, dass der Bahnunterschied in einer Erdbahn zwischen 200 und 800 km Höhe nur 600 m/s beträgt, so wird klar warum dies Gravitationsverluste sind. Man muss die Verluste für eine Bahnhöhe von 200 km hinnehmen - weil man einen Satelliten nicht viel niedriger aussetzen kann. Bei höheren Bahnen kann man allerdings Treibstoff sparen, indem man erst den Satellit in eine Bahn einschießt, deren niedrigster Punkt bei 200 km Höhe liegt. Der entfernteste liegt auf der gewünschten Bahnhöhe. Nach einem halben Umlauf zündet man das Triebwerk im erdfernsten Punkt erneut und hebt so die Bahn an.
Besitzt eine Oberstufe diese Fähigkeit zur Wiederzündung nicht (wie z.B. Ariane 1-4), dann nimmt die Nutzlast für höhere Bahnen rasch ab, da man dann mit den Gravitationsverlusten leben muss.
Unter diesem Begriff (auch als Fly-By
bezeichnet) versteht man das Aufnehmen von Energie durch eine Raumsonde beim Vorbeiflug an einem
Planeten. Was passiert kann man auch im Sport beobachten, z.B. beim Tennis. Wenn sie einen Ball
auf einen unbeweglichen Schläger spielen, so wird er (im Idealfall) mit der gleichen
Geschwindigkeit wieder wegfliegen. Wenn sich dagegen der Schläger auf den Ball zu- oder wegbewegt
so wird der Ball beschleunigt oder abgebremst. Wenn er sich seitlich bewegt, so wird der
Austrittswinkel verändert.
Genau diese Dinge kann man mit einem Swing-By an einem Planeten erreichen. Betrachtet man die Bahn einer Raumsonde vom Planeten aus, so ist es ein Parabelstück. Die Raumsonde wird zuerst von ihm angezogen und der Eingangswinkel wird so gedreht, dass der planetennächste Punkt stärker zum Planeten weist. Hat es diesen passiert, so läuft sie gegen die Gravitationskraft des Planeten und verliert die Geschwindigkeit, die sie zuerst gewonnen hat wieder. Sie verlässt den Planeten mit derselben Geschwindigkeit wie sie hereinkam.
Nun kreist aber der Planet um die Sonne und das macht die ganze Sache erst spannend. Die Raumsonde hat nämlich auch eine Geschwindigkeit relativ zur Sonne. Dadurch verändert sich die ganze Sache. Nehmen wir erst einmal die Richtung der Bahn. Der Planet dreht diese ja. Dadurch ändert er natürlich auch die Orientierung zur Sonne. Man kann dadurch die Inklination (Neigung der Bahnebene zum Sonnenäquator) ändern. Bei der Raumsonde Ulysses wurde z.B. die keine Geschwindigkeit gewonnen, stattdessen aber die Bahnebene von 5° Neigung auf 80° Neigung erhöht. Dies entsprecht beim Tennis dem seitwärts bewegten Schläger.
Das zweite ist, das die Sonde sich dem Planeten entweder in seiner Bewegungsrichtung des Planeten der gegen diese nähern kann. Während dem ersten Fall die Sonde Geschwindigkeit zu ihrer eigenen hinzugewinnt (was in der Praxis dazu führt, dass die Sonde einen sonnenferneren Bahnpunkt erhält oder sogar das Sonnensystem verlassen kann), wird die Sonde im anderen Fall abgebremst, wodurch der sonnennächste Punkt näher an der Sonne liegt. Im Extremfall kann dies sogar zu einem "Sturz in die Sonne" führen. Bei der Abbildung der Geschwindigkeit der Raumsonde Voyager 2 oben sieht man dies sehr deutlich. Die Sonde hat bei Jupiter, Saturn und Uranus jeweils Geschwindigkeit hinzu gewonnen. Neptun dagegen passierte sie so, dass die Geschwindigkeit verlor.
Je größer ein Planet ist und je näher man sich ihm nähert, desto größer ist die mögliche Geschwindigkeitsänderung. Daher ist Jupiter oft ein "Sprungbrett" zu den äußeren Planeten. Der Nachteil ist, dass schon kleine Abweichungen von der Soll-Bahn gravierende Auswirkungen haben. Bei Voyager 2 führte eine Abweichung von 1 km bei Saturn zu einer Abweichung von 51000 km bei Uranus. Wenn man zudem mit einer Raumsonde nacheinander mehrere Planeten besuchen will, so wird es immer schwieriger den gemeinsamen Nenner zu finden bei dem alle Planeten ideal positioniert sind. So wiederholt sich die Fluggelegenheit von Voyager 2 erst wieder im Jahre 2152.
Die meisten Satelliten benötigen eine bestimmte Umlaufbahn. Da es ganze Gruppen von Satelliten für ähnliche Funktionen gibt, haben sich für die häufigsten Orbits Abkürzungen eingebürgert.
Low Earth Orbit: Dieser Orbit ist der mit der höchsten Nutzlast. Gemeinsames Kennzeichen ist eine niedrige Orbithöhe von 200-600 km und eine Inklination (Neigung zum Erdäquator) die dem des Startorts entspricht. In diesem Orbit landen zumeist Nutzlasten, die nicht die Erde beobachten oder sonst eine spezifischen Orbit benötigen wie Materialforschungsexperimente oder astronomische Satelliten.
Solar Synchronized Orbit: Dieser Orbit hat eine Höhe von typischerweise 780-1000 km und eine Bahnneigung etwas über 90 Grad (99-108 Grad). Ein solcher Orbit hat den Vorteil, dass der Überflug mit der Sonnenstellung "synchronisiert" ist: Der Orbit durchwandert 1 mal pro Tag einen 360° Kreis und die Erde dreht sich in 1 Tag um sich selbst. Als Folge passiert der Satellit einen Ort auf der Erde immer zur gleichen lokalen Uhrzeit. Landsat z.B. Deutschland immer zwischen 9:30 und 10:30 vormittags. Bilder der Erde werden daher immer bei gleichen Belichtungsbedingungen aufgenommen, auch Schatten sind vergleichbar. Daher befinden sich in solchen Orbits vornehmlich Erdbeobachtungssatelliten. Für die Konstruktion von Vorteil ist, dass die Solarpanels mit Ausnahme von wenigen kurzen Beschattungsperioden pro Jahr dauernd beschienen werden. Die Auslegung der Stromversorgungssystems erleichtert das sehr.
Medium Earth Orbit: Als solches wird jeder Orbit klassifiziert der kreisförmig ist und höher als ein SSO, aber niedriger als ein GSO ist. Darunter fallen Orbits wie für Globalstar (1400 km kreisförmig) oder die von GPS Satelliten (14000-20000 km je nach System).
Geo Synchronized Orbit: Ein Orbit in 35789 km Höhe über dem Erdäquator: In dieser Höhe umkreist ein Satellit die Erde in 24 Stunden. Da die Erde sich ebenfalls in 24 Stunden dreht, scheint der Satellit von der Erde aus stillzustehen, was die Ausrichtung von Antennen sehr einfach macht. Ein Satellit kann einen GSO Orbit nicht direkt ereichen, sondern wird zuerst in einem GTO Orbit ausgesetzt. Nach 8 Stunden im Apogäum auf 35787 km Höhe zündet er erneut und erreicht so den GSO Orbit. Die Raketen Titan 4 und Proton können dies mit der Oberstufe leisten, bei allen anderen Raketen wird ein bordeigener Antrieb des Satelliten verwendet.
Geotransfer Orbit: Dies ist ein Zwischenorbit zwischen LEO und GSO. Der erdnächste Punkt ist wie bei LEO in 200-600 km Höhe und der erdfernste in GSO Höhe. Damit der Satellit den GSO erreichen kann, benötigt er gut ein Drittel seiner Startmasse an Treibstoff zusätzlich. Weiterer Triebstoff wird benötigt um die Inklination die der Startort vorgibt abzubauen. Das kann recht wenig sein, wenn nahe des Äquators gestartet wird (Sea Launch, CSG), oder zwischen 300 m/s (Cape Canaveral, Tangeshima) bis 600 m/s (Baikonur) zusätzlich.
Dies sind die Bezeichnung für den erdnächsten (Perigäum) und erdfernsten (Apogäum) Punkt einer Satellitenbahn. Die Vorsilben "Peri" und "Apo" werden auch bei anderen Himmelskörpern benutzt, z.B. Periapsis (marsnächster Punkt), Aposelen (mondfernster Punkt), Perihel (sonnennächster Punkt) oder Apojovium (Jupiterfernster Punkt). Für Himmelskörper bei denen es keine eigene Bezeichnung für diese Punkte gibt wie Planetoiden spricht man von der Apoapsis und Periapsis.
Ein Himmelskörper hat in einer elliptischen Bahn (Apoapsis <> Periapsis) die höchste Geschwindigkeit in der Periapsis und die niedrigste in der Apoapsis. Dabei ist die Geschwindigkeit in einer elliptischen Umlaufbahn in der Periapsis immer größer als die Kreisbahngeschwindigkeit in dieser Entfernung und in der Apoapsis immer kleiner als die Kreisbahngeschwindigkeit in dieser Entfernung.
Die Inklination ist die Neigung der Bahn zum Äquator des Himmelskörpers oder im Falle der Sonne zur Ekliptik (Die Ebene in welcher die Erde die Sonne umkreist).
Dies ist eine Entfernungseinheit. Damit man die Entfernungen von Planeten oder Planetoiden oder auch die Entfernung von Raumfahrzeugen vergleichen kann hat man diese auf die Erde bezogen. Eine AE (im englischen Sprachgebraucht AU genannt) ist die mittlere Entfernung der Erde von der Sonne oder 149.597.600 km. Die Venus ist beispielsweise 0.72 AE von der Sonne entfernt und der Jupiter 5.2. Multipliziert man diese Zahl mit 149.6 Millionen, so kommt man auf die Entfernung in Kilometer.
Oftmals findet man den Begriff "Eineinhalbstufige" Rakete. Damit meint man Raketen bei
denen beim Start mehrere Stufen zugleich gezündet werden, heute oftmals Feststofftriebwerke und
eine Zentralstufe. Man rechnet dann die Zentralstufe, da sie bei Brennschluss der "Booster" schon
einen Teil des Treibstoffs verbraucht hat, nur noch als "halbe Stufe".
Dieser Begriff stammt von der Atlas, die vor der Version 2AS in der ersten Stufe ein zentrales "Marschtriebwerk" mit 267 kN Schub und zwei "Booster" Triebwerke mit 1646 kN Schub beinhaltete. Nach 120 Sekunden wurden letztere abgesprengt und das Marschtriebwerk arbeitete noch 180 Sekunden weiter. Beide waren an einen gemeinsamen Tank gekoppelt. Auf diese Konstruktion passt diese Bezeichnung, weil man hier wirklich nicht die Stufen technisch trennen kann.
Inzwischen wird der Begriff auf viele Raketen mit Angeflanschten Zusatztriebwerken angewandt. Dabei sind dies getrennte Stufen, die nur zusammen arbeiten, wofür es den Ausdruck der Parallelstufe gibt, der dies besser beschreibt. Da niemand definiert hat wann eine Rakete "halbstufig" ist, sollte man auf diesen Begriff verzichten. So wird er z.B. bei keinem Autor auf die Delta Rakete angewandt, obgleich deren Zusatzraketen mehr als die Erststufe wiegen (wahrscheinlich wegen der historischen Entwicklung, es gab es erst 3 leichte Booster, dann 3-9 leichte und erst dann 9 schwere Booster, so das niemand eine Zäsur machte). Umgekehrt wenden einige Autoren es auf die Ariane 4 an, obwohl hier die Zusatzraketen immer leichter als die erste Stufe sind.
Das gleiche gilt auch für den Begriff des "Boosters". Er wird im amerikanischen Sprachgebrauch sowohl für Zusatzraketen (Feststoffbooster) wie auch allgemein für die erste Stufe oder eine sehr schubstarke Rakete verwendet. (Siehe oben bei der Atlas...) Im europäischen Sprachgebrauch verwendet man ihn fast ausschließlich für Zusatzraketen, zumeist auch hier nur für Feststoffraketen. Ich habe bei ESA Publikationen noch nie entdeckt dass dort jemand die flüssigen Zusatzraketen der Ariane 4 als "Booster" bezeichnet hat.
Wenn man von einer Kreisbahn in eine andere wechseln will gibt es sehr viele Möglichkeiten. Die energiesparendste hat in den 20 er Jahren der deutsche Mathematiker Hohmann herausgefunden. Nahezu alle Satelliten nutzen heute Hohmann Transfers für Bahnänderungen. Das Prinzip sei an einem Übergang vom LEO in den GTO Orbit erläutert.
Im LEO Orbit hat ein Satellit eine Geschwindigkeit von 7785 m/s , im GEO Orbit dagegen eine von nur 3071 m/s. Der Geschwindigkeitsunterschied macht also 4714 m/s aus.
Beim Hohmann Transfer wird zuerst der Satellit um 2456 m/s beschleunigt auf 10240 m/s. Der erdfernste Punkt ist nun in 35786 km Höhe. Nach 8 Stunden ist der Satellit in dieser Höhe angekommen und zündet nun nochmals sein Triebwerk um 1477 m/s an Geschwindigkeit zu gewinnen. Damit erhöht er die Geschwindigkeit von 1594 m/s auf 3071 m/s. Dies ist die Geschwindigkeit die er benötigt um die kreisförmige Bahn zu halten. Der Satellit ist dann im geostationären Orbit angekommen. Beide Manöver zusammen erfordern nur 3933 m/s, also weniger als die 4714 m/s die man eigentlich abbauen müsste.
Der Preis dafür ist eine sehr lange Reisedauer. Bei der Erde ist dies normalerweise nicht relevant. Schon beim Mond zeigen sich aber die Unterschiede, während Raumsonden zum Mars (Startgeschwindigkeit 11.7 km/s) diesen nach einem Tag passieren, dauert ein Hohmanntransfer (10.8 km/s) dagegen dreimal so lange. Eine Hohmannbahn zu den äußeren Planeten dauert noch erheblich länger. Zum Neptun z.B. 30 Jahre.
Unter den drei kosmischen Geschwindigkeiten versteht man folgende Größen:
Die Geschwindigkeit die man braucht um eine Erdumlaufbahn zu erreichen. Diese ist abhängig von der Bahnhöhe. Da man die Erde nicht auf Meereshöhe umkreisen kann (neben geographischen Hindernissen stört auch die Atmosphäre) ´gibt man oft die Geschwindigkeit in 186 km Höhe an. Das ist eine typische Höhe für Shuttle Missionen und entspricht genau 100 nautischen Meilen (1.852 km). Diese beträgt in dieser Höhe 7793 m/s.
Die Geschwindigkeit die man braucht um der Anziehungskraft der Erde zu entkommen. Diese ist berechenbar nach √2 * Geschwindigkeit im erdnächsten Punkt der Bahn. Startet man direkt von der Erdoberfläche so sind es 11190 m/s. Bei der 186 km Bahn noch 11021 m/s. Bei dieser Geschwindigkeit hat die Raumsonde im Unendlicher Entfernung von der Erde keine Geschwindigkeit mehr.
Diese Geschwindigkeit ist nötig um dem Sonnensystem zu entkommen. Sie ist analog der zweiten kosmischen Geschwindigkeit zu berechnen, nur nimmt man jetzt die Kreisbahngeschwindigkeit der Erde. Da die Erde schon die Sonne umkreist reicht im Prinzip die Differenz zur Quadratwurzel von 2: (√2)-1 * Geschwindigkeit in der Sonnenumlaufbahn der Erde. Doch so einfach ist es nicht. Denn da diese Geschwindigkeit zur zweiten kosmischen Geschwindigkeit hinzukommt gilt nicht mehr das im Unendlichen die Sonde keine Geschwindigkeit mehr hat. Nach dem Energieerhaltungssatz gilt vielmehr:
Vkosmisch3 = √(( (√2)-1 * Geschwindigkeit in der Sonnenumlaufbahn der Erde)² + Vkosmisch2²)
Bei einer Geschwindigkeit der Erde um die Sonne von 29800 m/s und der zweiten kosmischen Geschwindigkeit von 11021 m/s kommt man so auf:
Vkosmisch3 = √(((√2)-1 * 29800)² + 11021²)
Vkosmisch3 = √((0.4142 * 29800)² + 11021²)
Vkosmisch3 = √(12343² + 11021²)
Vkosmisch3 = 16548 m/s
Dies ist die Geschwindigkeit die ein Körper hat, wenn
er sich mit einer Geschwindigkeit von der Erde entfernt, die höher als die Fluchtgeschwindigkeit
ist. Nach dem Energieerhaltungssatz ist dies:
Vexzess = √(V²-Vkosmisch2²)
bzw.:
V = √(Vkosmisch2² + Vexzess²)
So muss z.B. die Kometensonde Rosetta eine hyperbolische Exzessgeschwindigkeit von 3545 m/s
erreichen. Geht man von einer Fluchtgeschwindigkeit von 11021 m/s aus, so muss die Ariane 5 eine
Geschwindigkeit von:
V = √ (11021² + 3545²)
V = √ (134029466)
V = 11577.11 m/s
Es reichen also 557 m/s mehr Geschwindigkeit als die Fluchtgeschwindigkeit um eine
Restgeschwindigkeit nach verlassen des Einflussbereichs der Erde von 3545 m/s zu erreichen. Daher
brauchen Sonden zur Venus und zum Mars, wo man hyperbolische Exzessgeschwindigkeiten von 2-4 km/s
benötigt nur Startgeschwindigkeiten von 11.4-11.6 km/s. Ist die hyperbolische
Exzessgeschwindigkeit großer, wie z.B. 9000 m/s zum Jupiter so braucht man aber auch hohe
Startgeschwindigkeiten von der Erde aus (14200 m/s).
Es gibt heute Raketen mit 2 Stufen, aber auch welche mit 5 Stufen. Die Zahl der Stufen scheint also nicht fest zu sein. Doch welchen Vorteil bringen überhaupt mehrere Stufen? Man kann dies mathematisch oder von der Vorstellung her angehen. Beschreitet man den zweiten Weg so wird man wie folgt begründen: Eine Rakete mit nur einer Stufe hat, wenn sie einen großen Teil des Treibstoffs verbrannt hat ein sehr ungünstiges Voll / Leermasse Verhältnis: Die Triebwerke waren für volle Tanks aufgelegt und produzieren viel Schub, wiegen aber auch viel. Die Tanks sind weitgehend leer, haben aber die Leermasse der vollen Tanks. Doch diese Masse geht voll von der Nutzlast ab. Wenn man nun in Gedanken eine zweite Stufe darauf setzt, so übernimmt diese den Betrieb nachdem die erste ausgebrannt ist und hat eine erheblich geringere Leermasse, so das die Nutzlast höher ist.
Natürlich hat dieses Prinzip auch Nachteile: Jede Stufe bedeutet eine Verteuerung der Rakete. Die unteren Stufen müssen nicht nur die Nutzlast tragen sondern auch das Gewicht der Oberstufen, das bedeutet ihre Struktur muss stärker und schwerer sein, ihre Triebwerke größer und mehr Schub entwickeln. Zudem ist für die Unterstufen das Voll- / Leermasse Verhältnis sehr ungünstig, da die Oberstufen voll zur Leermasse zählen.
Für die Mathematische Behandlung möchte ich auf einen anderen Aufsatz verweisen. Aus diesem ist die folgende Tabelle für eine bestimmte Nutzlast bei gleicher Startmasse einer Rakete, aber unterschiedlicher Stufenzahl entnommen:
| Stufenzahl | Endgeschwindigkeit |
| 1 | 6907 m/s |
| 2 | 8266 m/s |
| 3 | 9089 m/s |
| 4 | 9179 m/s |
| 5 | 9195 m/s |
Der Geschwindigkeitsgewinn wird bei dieser Nutzlast oberhalb von 3 Stufen vernachlässigbar. Dies ist leicht zu verstehen, denn die Stufen werden ja immer kleiner. Bei einer anderen (kleineren Nutzlast) können diese zusätzlichen Stufen dagegen durchaus einen Gewinn bringen. Sehr viele Raketen verfügen daher über optionale Oberstufen die nur eingesetzt werden, wenn man sehr hohe Geschwindigkeiten (mit kleineren Nutzlasten) erreichen will.
Bei Vorbeiflugsonden bezeichnet bei der NASA damit den Zeitpunkt um die Passage des Planeten. In der Regel unterscheidet man einen Near und einen Far Encounter. Der letztere ist der Zeitpunkt wo die systematische Beobachtung des Planeten beginnt. Zu diesem Zeitpunkt werden regelmäßig Messdaten gewonnen, jedoch ist die Sonde noch nicht rund um die Uhr aktiv und auch die Zeit in der pro Tag Kontakt zur Erde gehalten wird ist begrenzt.
Beim Near Encounter ändert sich dies. Der Planet oder das Ziel wird nun laufend überwacht, es fallen die meisten Daten an, die in den letzten Stunden oft auch auf einem Massespeicher gesammelt werden, da die Datenübertragungsrate zur Erde begrenzt ist. Bei vielen US Planetensonden begann die Far Encounter Phase dann, wenn der Planet etwa 200 Pixels Größe auf den Kameras hatte und die Near Encounter Phase wenn er bildfüllend war. Die traf zumindest auf die Missionen von Mariner 10 und Voyager 1+2 bei insgesamt 10 Begegnungen zu.
Bewegt sich ein kleiner Körper (Asteroid, Satellit) in dem Anziehungsbereich
von zwei großen (Sonne-Planet), so wird er über überschaubare Zeiten eine stabile Umlaufbahn um
einen der beiden Körper einschlagen oder auf einen der beiden stürzen oder aus dem System
herauskatapultiert werden. Dies gilt für das Sonnensystem genauso wie für ein System aus
Mond-Planet.
Im 19 ten Jahrhundert erkannte der Mathematiker Lagrange, dass es von dieser Regel eine Ausnahme gibt. In 5 Punkten heben sich die Anziehungskräfte auf. Von diesen liegen zwei auf der Verbindungslinie der Körper z.B. Erde-Sonne. Einer davon näher an dem größeren Körper also z.B. der Sonne, Einer weiter entfernt davon.
Drei weitere liegen auf der Umlaufbahn des kleineren Körpers. Einer genau um 180° verschoben, also um einen Halben Umlauf. Zwei weitere Punkte liegen bei 60° voreilend und nacheilend. Diese Punkte nennt man auch Lagrangepunkte und sie werden oft als L1..L5 abgekürzt. In der Abbildung sind diese Punkte in dem Gravitationspotential eingezeichnet. Die angegebenen Massenverhältnisse von Erde und Sonne sind aber nicht maßstabsgerecht (1:5 anstatt 1:100.000)
Man kennt im Planetensystem einige Fälle wo sich Kleinplaneten in solchen Punkten akkumuliert haben. So liegen die "Trojaner" (Eine Sammelbezeichnung für eine Asteroidengruppe) in der Umlaufbahn von Jupiter, jedoch um 60° vor oder nach ihm. Es gibt mindestens 5 Asteroiden die dies beim Mars tun und ein Asteroid umkreist pendelnd zwischen L4 und L5 die Erde. Analoges gilt im Saturnsystem für einige eingefangene Planetoiden, die sich 60° vor oder nach den großen Monden Tethys und Dione befinden.
Dass man in den anderen Punkten keine Akkumulationen fand ist kein Wunder, denn diese sind Metastabil. Während in den Positionen 60° vor und nach den dem Planeten kleine Störungen (von den anderen Planeten oder Monden) nicht dazu führen, dass die Körper diese stabile Zone verlassen, tun sie es in en anderen Librationspunkten.
Für die Astronomie haben die Librationspunkte
eine wichtige Bedeutung. Sie sind zum einen prädestiniert für die Sonnenbeobachtung, da die
Himmelskörper hier die Sonne beobachten können, und trotzdem von der Erde aus immer am gleichen
Punkt stehen, was die Kommunikation vereinfacht. Besonders der Punkt L1, der näher an der Sonne
liegt als die Erde (zirka 1.5 Millionen km von der Erde entfernt) wird dazu genutzt. In diesem
Punkt wurden die Raumschiffe ISEE-3, Genesis
und SOHO stationiert. Auch Interferometrische Teleskope möchte man in
diesem Punkt positionieren, weil man hier die Umlaufbahnen sehr stabil halten kann.
Allerdings sind die Librationspunkte L1 und L2 die praktisch genutzt werden (die anderen sind zu weit von der Erde entfernt) nicht stabil. Ein Raumschiff kann sich dort jedoch halten, indem es in einer Ellipse mit Abmessungen von 1.2 × 0.4 Millionen km etwa 250.000 km über der Ekliptik um den L1 / L2 Punkt bewegt. Ein solcher Umlauf dauert etwa 6 Monate. Diese Halobahnen sind nicht mit den keplerschen Gleichungen bestimmbar, sondern nur numerisch lösbar. Sie haben die Form von Lisajous Figuren. Es gibt auch einen Boomerang Effekt: Kommt ein Raumschiff mit der richtigen Position und Geschwindigkeit an, so kann sie nicht nur ohne nennenswerten Energiebedarf in eine Umlaufbahn um den Librationspunkt einschlagen, sondern diesen auch wieder verlassen. Bei der Raumsonde Genesis nutzte man dies aus um durch einen Flug vom L1 Punkt zum L2 Punkt diesen zu umrunden und wieder zu verlassen, so das die Sonde auf der Tagseite der Erde wieder eintritt (Abbildung).
Unter dem Begriff Kryogene Treibstoffe versteht man verflüssigte Gase als Treibstoff. Genauer gesagt als die reduktive Komponente, denn flüssiger Sauerstoff, der als Oxidator eingesetzt wird, zählt nicht dazu. Kryogene Treibstoffe, die zumindest mal als Treibstoff angedacht wurden wären Fluor, Methan, Boran oder Wasserstoff. Allen gemeinsam ist, dass sie die Treibstoffe mit den höchsten bekannten spezifischen Impulsen sind (3400-4700 m/s) sind und im allgemeinen Antriebe mit diesen teurer als mit nicht kryogenen Treibstoffen sind.
Der Grund liegt in zwei Dingen. Zum einen erfordern alle Treibstoffe wegen der niedrigen Dichte sehr voluminöse Tanks und leistungsstarke Pumpen (Wasserstoff hat z.B. eine Dichte von nur 0.069). Zum anderen aber wird auch mit dem Treibstoff die Brennkammer und die Düse gekühlt und hier ist der Aufwand erheblich größer: Ein Treibstoff der verdampft kühlt nicht mehr (Wasserkühlung ist bei Motoren auch wirksamer als Luftkühlung). Und die Treibstoffe über die wir hier reden verdampfen z.B. bei -253 Grad! Zum anderen ist natürlich das Material der Düse und Brennkammer, der Kühlungskreislauf diesen niederen Temperaturen ausgesetzt, während in der Brennkammer einige Zentimeter weiter 1500°C herrschen. Beim Oxidator ist dies weitaus unkritischer. Er kühlt nicht die Brennkammer und Düse sondern wird einfach eingespritzt und verbrannt. Das erklärt warum flüssiger Sauerstoff schon bei der A4 eingesetzt wurde, während der Einsatz von flüssigem Wasserstoff 20 weitere Entwicklungsjahre erforderte.
Eingesetzt wird heute fast nur der flüssige Wasserstoff. Gedacht ist aber bei der japanischen J-1A auch flüssiges Methan in der ersten Stufe als Treibstoff zu nutzen.
Schon in den frühen sechziger Jahre erkannte die NASA die Notwendigkeit, das
man um Raummissionen durchführen zu können, sehr große Antennenschüsseln auf der Erde haben
musste. Es begann der Aufbau eines Netzwerkes von Parabolantennen die vor allem für
Planetenmissionen genutzt werden. Es gibt drei Standorte die geschickterweise um 120 Grad auf dem
Globus verteilt sind, so dass es eine 24 Stunden Überwachung einer Mission geben kann. Es sind
dies folgende Orte:
Jede Station kann eine Raumsonde über mindestens 8 Stunden verfolgen. Möglich ist der zuverlässige Empfang, sobald eine Raumsonde 20 Grad über dem Horizont ist.
Am 30.12.1964 wurde das Deep Space Network (DSN) offiziell eingeweiht. Damals hatte jede Station eine 34 m Antenne. Außer den DSN Stationen gab es auch noch andere Stationen mit großen Antennen welche für die NASA genutzt waren, wie die Antennen bei Johannisburg. Bald verfügte aber jede Station über eine 64 m Antenne, das brachte eine Steigerung der Datenrate um den Faktor 4. Ohne diese großen Antennen wären die Voyager, Galileo und Cassini Mission nicht möglich gewesen und andere Missionen hätten weniger Daten geliefert. Um bei Neptun von Voyager 2 mehr Daten zu erhalten, wurden diese in den späten achtziger Jahren auf 70 m erweitert. Jede Antennenschüssel der 70 m Antennen wiegt rund 2700 Tonnen. (Bild rechts).
Schon vorher gab es Antennen der NASA überall auf der Welt, auch für Planetenmissionen. Die wichtigsten in den frühen sechziger Jahren waren Goldstone und Johannisburg. Die politische Situation in Südafrika führte dazu, dass man zuerst in Spanien und Australien Backups für die 64 m Antenne von Johannisburg schuf und später gingen aus diesen Stationen das DSN aus. Zuerst waren es drei 34 m Antennen, denen Ende der sechziger Jahre für die Weltraumsonden 64 m Antennen folgten.
Der nächste Ausbauschritt waren pro Station jeweils eine 26 m Antenne. Diese unterstützen heute Erdsatelliten in Höhen von 160-1000 km. Entwickelt wurden Sie für die Apollomissionen und Skylab. Anders als die größeren Antennen können diese sehr schnell geschenkt werden um einem sich rasch über den Himmel fliegenden Satelliten zu verfolgen.
Mit dem Start weiterer Raumsonden in den neunziger Jahren erfolgte der nächste Ausbau des DSN
Es wurden fünf neue 34 m Antennen installiert, davon drei in Goldstone und je eine in Canberra und
Madrid. Diese neuen Antennen unterscheiden sich von den alten durch eine leichtere Erreichbarkeit
der Empfänger und die Möglichkeit die Elektronik schneller auszutauschen. Bei dem Neptunvorbeiflug von Voyager erprobte man auch erstmals die Kombination einer 34 m mit 70 m
Antenne. Die Signale wurden zusammengelegt und die Datenrate war dadurch höher. Bei der
Primärmission von Galileo wurde dieses Verfahren angewandt, damit die Sonde wenigstens auf
moderate Datenraten kam. Bei der erweiterten Mission verzichtete man aus Kostengründen auf diese Möglichkeit.
In der gleichen Zeit haben sich auch die Empfängerfrequenzen verändert. Als das DSN aufgebaut wurde, gab es gerade den Wechsel vom L- zum S-Band Bereich. Das L-Band nutzt den Frequenzbereich von 1-2 GHz, wobei die Raumsonden den unteren Bereich nutzten. Im S-Band liegen die Sendefrequenzen bei 2,1 GHz (Uplink) und 2,2 GHz (Downlink). Das S-Band war das primäre Sendeband bis 1973 Mariner 10 das X-Band einführte, das zehnfach höhere Datenraten erlaubte. Es ist auch heute (2011) noch das primäre Kommunikationsmedium. Gesendet wird hier bei 7,1 GHz (Uplink) bzw. 8,4 GHz (Downlink). (Uplink: Kommandos zur Sonde, Downlink: Empfang von Daten von der Sonde).
Die meisten Sonden hatten bis in die neunziger Jahre aber zumindest noch S-Band Empfänger für die Kommunikation von der Erde aus. Seit der Raumsonde Deep Space 1 wird auch das Ka Band erprobt. Anfangs war der Goldstone Komplex der einzige, der Ka Band Empfänger hat, doch ist damit zu rechnen, dass die mehr Sonden in der Zukunft im Ka Band senden werden.
Verglichen mit dr Umrüstung auf das X-Band geht dies relativ langsam. 2001 hatte Goldstone eine 34 m Antenne mit Ka Band Empfängern ausgerüstet. 2007 waren es vier. Je zwei 34 m Antennen in Goldstone und je eine in Canberra und Madrid. Der Grund für den zögerlichen Ausbau ist, das je höher die Frequenz ist desto anfälliger werden die Antennen gegenüber Wetter. Regen führt im Ka Band zum völligen Einbruch des Signals. Es reicht aber auch eine erhöhte Luftfeuchtigkeit um das Signal abzuschwächen. So kommt es im Ka Band zu Verbindungsabbrüchen über Minuten bis Stunden und man rechnet mit einer Verfügbarkeit von 80% gegenüber 97% beim X-Band. Das macht neue Kommunikationsstrategien nötig. So müssen Daten lange zwischengespeichert werden um beim nächsten Kontakt die zu übertragen die wegen schlechtem Wetter verloren gingen. Bislang scheut man diese Umstellung der Missionen, die auch für die Kontrolle eine erheblich größere Belastung darstellt und beschränkt sich auf Testsendungen im Ka Band oder dem zusätzlichen Übertragen von Daten die parallel auch im X-Band gesendet werden.
Der MRO kann mit einem 30 Watt Sender im Ka Band bei 31,8 GHz etwa 4,25 Mbit/s übertragen, während der X-Band Sender mit 100 Watt Sendeleistung nur 3,25 MBit bei 8,4 GHz aufweist. Der Unterschied resultiert daraus, dass die überstrichene Fläche sich mit der Frequenz verkleinert. Der Austrittswinkel halbiert sich bei doppelt so hoher Frequenz, die Fläche schrumpft auf ein Viertel. Pro Quadratmeter der Parabolantenne kommt so die vierfache Signalstärke an oder man kann eben viermal so viele Daten senden. Im X-Band können die Empfänger noch Signale mit -168 db vom Rauschen unterschieden. Sie werden dadurch mit flüssigem Helium auf wenige Grad über den absoluten Nullpunkt gekühlt. Ein geostationärer Satellit hat eine um 98 dbi stärkeres Signal als eine Raumsonde bei Jupiter.
Die ESA hat für ihre Planetenmissionen nun auch ein Netzwerk im Aufbau. Es gibt je eine 34 m Antenne bei New Norica (Perth) in Australien und eine bei Cebreros in Spanien. Bei den beiden Sonden der ESA in den achtziger Jahren Giotto und Ulysses war dies kein Problem. Ulysses bekam Support vom DSN, da dies eine Abmachung mit der NASA als Gegenleistung für die Mitführung der Experimente war und Giotto brauchte nur kurzzeitig Unterstützung bei den Kometenbegegnungen von großen Antennen und dies zu einer Zeit als das DSN sowieso arbeitslos war mangels eigener Missionen.
Nun startet die ESA zwischen 2003 und 2013 aber die Missionen Smart-1, Mars Express, Venus Express, Rosetta und BepiColombo. Dafür braucht sie eigene Bodenstationen. Das Bild links zeigt den Bau der Empfangsstation der ESA in Australien. Eine weitere wird derzeit in Argentinien bei Maragüe gebaut. Mitte 2012 wird sie der ESA eine 360 Grad Abdeckung wie der NASA ermöglichen. Die ESA nutzt dabei jeweils 35 m große Antennenschüsseln. Jede Station wiegt rund 600 t. Derzeit nutzen die Stationen nur das S- und X-Band. eine Erweiterung auf das Ka Band ist geplant. Die Baukosten für die erste Station betrugen 28 Millionen Euro. Die zweite 30 Millionen und für die dritte wird mit 43 Millionen Euro gerechnet.
Japan nutzt für seine Deep Space Missionen eine 64 mAntenne bei Usuda. Eine 34 m Antenne als Backup (primär für Erdsatelliten) gibt es bei Uchinoura.
Russland baute zwei 64 m Antennen für den Support seiner Raumsonden. Sie wurden allerdings seit Jahren nicht mehr genutzt.
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Lang Zeit gab es von mir nur ein Buch über Raumsonden: die beiden Mars-Raumsonden des Jahres 2011, Phobos Grunt und dem Mars Science Laboratory. Während die russische Raumsonde mittlerweile auf dem Grund des Pazifiks ruht, hat für Curiosity die Mission erst bekommen. Das Buch informiert über die Projektgeschichte, den technischen Aufbau der Sonden und ihrer Experimente, die geplante Mission und Zielsetzungen. Die Mission von Curiosity ist bis nach der Landung (Sol 10) dokumentiert. Einsteiger profitieren von Kapiteln, welche die bisherige Marsforschung skizzieren, die Funktionsweise der Instrumente erklären aber auch die Frage erläutern wie wahrscheinlich Leben auf dem Mars ist.
2018 wurde dies durch zwei Lexika, im Stille der schon existierenden Bücher über Trägerraketen ergänzt. Jedes Raumsonden Programm wird auf durchschnittlich sechs bis acht Seiten vorgestellt, ergänzt durch eine Tabelle mit den wichtigsten zeitlichen und technischen Daten und Fotos der Raumsonde, bzw., Fotos die sie aufgenommen hat. Ich habe weil es in einen band nicht rein geht eine Trennung im Jahr 1990 gemacht. Alle Programme vorher gibt es in Band 1. Die folgenden ab 1990 gestarteten dann in Band 2. In Band 2 ist ein Raumsonden Programm meist eine Einzelsonde (Ausnahme MER). In Band 1 dagegen ein Vorhaben das damals zumeist aus Doppelstarts bestand, oft auch mehr wie z.B. neun Ranger oder sieben Surveyor. Beide Bänder sind etwa 400 Seiten stark. In Band 1 gibt es noch eine gemeinsame Einführung für beide Bände über Himmelsmechanik und Technik der Instrumente. Beide Bände haben einen Anhang mit Startlisten, Kosten von Raumsonden und Erfolgsstatistiken. Band 2 hatte Redaktionsschluss im Januar 2018 und enthält die für 2018 geplanten Missionen über die es genügend Daten gab.
Hier eine Beschreibung des Buchs auf meiner Website für die Bücher, wo es auch ein Probekapitel zum herunterladen gibt. Sie können das Buch direkt beim Verlag kaufen (versandlostenfrei). Dann erhalte ich als Autor eine etwas höhere Marge, aber auch über den normalen Buchhandel, Amazon (obige Links) und alle anderen Portale wie Bücher.de oder Libri.
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