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Web Log Teil 227: 17.5.2011 - 24.5.2011

Dienstag den 17.5.2011: Bemannte Transporte mit der Dragon?

Nehmen wir nun uns mal die Dragon als bemannten Transporter vor. Es gibt ja schon eine Reihe von bemannten Transportern wie die Apollo Kapsel und die Sojus. Von ihnen unterscheidet sich die Dragon beträchtlich. Wir immer bei SpaceX ist alles besser. So soll sie bei 10 m³ Nettovolumen nicht weniger als sieben Astronauten transportieren - Die Apollo bot bei 11 m³ Volumen nur Platz für drei Astronauten, doch auch in der Sojus ist es beengt (4 m³ für die Astronauten in der Wiedereintrittseinheit) und für kurze Zeit ist das sicher auszuhalten.

Allerdings ist die Dragon nach den derzeitigen Angaben von SpaceX nicht für Astronauten geeignet, weil die Atmosphäre nicht geregelt ist (nach offiziellem Datasheet Temperaturen von 10 bis 46°C, 25-75° Feuchtigkeit). Es fehlt also ein Lebenserhaltungssystem. Vor allem aber fehlt ein echtes Rettungssystem.

Die Lösung von SpaceX - die Antriebe für die Lageregelung sollen dies richten. Damit könnte die Kapsel sogar weich auf dem Land niedergehen. Wirklich?

Nun die Anforderungen sind doch recht unterschiedlich. Ein Rettungssystem (Launch Escape System - LES) hat die Aufgabe die Kapsel sehr schnell von der Rakete weg zu ziehen, Der Schub ist kurz, aber stark, er wirkt oben, denn er zieht. Das LES wird dann meist abgetrennt, wenn man davon ausgeht das das Risiko klein ist oder es andere Rettungsmöglichkeiten gibt.

Triebwerke um die Landung abzubremsen, befinden sich in der Basis und ihr Schub ist kleiner, denn abgebremst durch einen Fallschirm liegt die Geschwindigkeit schon unter 5 m/s, während ein LES typischerweise eine Beschleunigung von 70 m/s aufweist - man will ja so schnell wie möglich aus der Explosionszone rauskommen.

Triebwerke in der Basis für einen LES haben noch einen anderen Nachteil: Beim Zünden in einem Notfall werden die Flammen auf die Oberstufe prallen und können dadurch erst diese zur Explosion bringen. Im Normallfall wird die Kapsel erst abgetrennt und dann die Triebwerke gezündet. Diese Zeit hat man bei bei einem Notfall nicht. Vor allem unterscheiden sich Angriffspunkt der Kraft deutlich: Im einen Fall von oben und im anderen Fall von unten. Ohne aerodynamische und kinetische Studien zu betreiben, würde ich behaupten, dass dies ein Unterschied ist.

Es ist vor allem ein Problem einen Platz für die Düsen zu finden: Bei einem LES ist dieser über der Kapsel. Ein Triebwerk, dass bei der Landung zündet müsste sich unter der Kapsel befinden. Da es wohl selbst, wenn es kein Problem mit dem Hitzeschutzschild gibt, dann doch den Temperaturen beim Wiedereintritt ausgesetzt ist und das nicht so förderlich. Für ein Triebwerk ist ist das bei einem bemannten System nicht hinnehmbar. Man denke sich nur mal ein Triebwerk wäre bei der Landung beschädigt. So bleibt die Position an der Seite, wo allerdings der Schubvektor nicht senkrecht nach unten geht, sondern schräg. Es übt also Druck auf die Struktur aus. Bei den Triebwerken für die Landung mag das noch kein Problem sein. Doch ein LES, dass mit 70 n/s die Kapsel abtrennt, wird bei einem 60 Grad Winkel immerhin eine Kraft von 110 kN oder rund 10 t aus.

Selbst dann ist die Größe der Triebwerke ein Problem. Eine Dragon voll beladen, ohne Frachtzylinder wird bis zu 10 t wiegen (4,9 t trocken, 3,31 t Nutzlast, 1,29 t Treibstoff). Ein LES dass sie mit 70 m/s abtrennt braucht also einen Schub von 700 kN. Das ist mehr als bei den Merlin Triebwerken, die nach SpaceX Abbildungen immerhin so etwa 3 m hoch sind. Wie bitte will man die an der Seite anbringen? Mit den vorhandenen Draco Triebwerken wird es mit Sicherheit nicht gehen. Mit 400 N Schub bräuchte man selbst um bei der Landung nur 5 m/s zu vernichten und bei einer reduzierten Landemasse von 7,4 t (4,9 t + 2,5 t Nutzlast) über 90 dieser Düsen. Um ein LES zu ersetzen wären sogar 1750 Stück nötig. Abbildungen der Dragon zeigen nur vier Triebwerke. Jedes müsste also 250 kN Schub aufweisen. Ein druckgefördertes Triebwerk scheidet bei diesem Schub aus. Ob aber turbopumpengeförderte Triebwerke hinreichend sicher sind? Erinnern wir uns an die beiden Falcon 9 Starts - jeder der ersten beiden Starts hatte beim ersten Startversuch Probleme. Der Jungfernflug klappte erst nachdem ein erster Versuch nach 3 s abgebrochen wurde und beim statischen Test veim zweiten Start klappte eine Zündung aller Triebwerke auch erst beim dritten Versuch - nun male man sich mal aus was bei einem LES passiert wenn eines von vier Triebwerken nicht zündet....

Ich sehe keine Möglichkeit in der Dragon hier leistungsstarke Triebwerke anzubringen. Was natürlich gehen würde, wäre ein LES zusätzlich über dem Hitzeschutzschild anzubringen - ein leistungsstarker Feststoffantrieb würde ausreichen und ihn vor der Landung abzutrennen und dann normal zu Wassern (auf eine Landlandung zu verzichten) oder Airbags einzusetzen. Nur plant das eben SpaceX und wenn wäre ein oben angebrachtes LES, das man nicht mit in den Orbit schleppen muss, günstiger - das LES von Apollo wog 4,2 t bei einer Startmasse der Apollokapsel von 6 t. Trotzdem plant SpaceX nach eigenen Angaben ein System auf Basis der Treibstoffkombination NTO/MMH, die auch in den Lageregelungstriebwerken der Dragon eingesetzt werden.

Irgendwie habe ich - wie bei anderen Dingen bei SpaceX auch - das Gefühl das was geplant wird, ohne sich um die Anforderungen des Kunden zu kümmern. Der Kunde ist die NASA. Die sicher auch noch andere Einwände hat. So wird die NASA sicher ein aktiv steuerbares Raumschiff haben wollen. Es reicht nicht eine vom Boden gesteuerte Kapsel einfach mit einem LES auszustatten. Genau reicht es nicht einfach bei einer Trägerrakete die Strukturfaktoren etwas zu erhöhen und zu sagen sie wäre nun "man rated". Dazu gehört ein Sicherheitskonzept auf allen Ebenen, vor allem aber Tests, Tests, Tests. Bei den Saturn hat man die "Engine Out Capability" nicht einfach postuliert, sondern getestet - am Boden und bei Starts.

Auch die Triebwerke müssen höchsten Ansprüchen genügen. Wenn der Kommentar von KlausD korrekt ist, dann sieht die NASA das RS-68 nicht als "man rated" ein, weil es stark vereinfacht wurde, um es preiswert produzieren zu können - das dürfte wohl dann auch für die Merlins gelten die auch auf Massenproduktion getrimmt sind. Vor allem sieht man es an den Tests. Hier mal die Testdauer dreier Triebwerke bis zum ersten Einsatz:

Triebwerk Testdauer Tests
F-1 239124 s 2471
SSME 110253 s 730
RS-68 18395 s 183

Hal! bevor sie nun weiterlesen, raten sie mal, wie lange das Merlin vor dem ersten Start getestet wurde?

Es sind 3.200 s. Glauben sie im ernst, dass die NASA ihre Astronauten diesem Triebwerk anvertraut? Schon das RS-68 hat eine geringe Testdauer (das Vulcain liegt mit 87.000 s nur wenig unter der Testdauer des SSME) und die NASA erachtet es als nicht man-rated. Was soll sie dann zu einem Triebwerk sagen, dass man noch sechsmal weniger getestet hat...?

Vielleicht kann ja SpaceX Touristen gewinnen, aber ich wette dass die NASA für ihre Astronauten ein zuverlässigeres Gefährt wählen wird.

Donnerstag 19.5.2011: Die Space Shuttles - Hätte es unbemannt geklappt?

Heute mal wieder ein Beitrag in der Reihe - "Was wäre wenn?", also mal eine Überlegung wie bestimmte Dinge anders gelaufen wären, wenn man sich anders entschieden hätte. Was wäre gewesen, wenn die NASA schon dem dem Verlust der Challenger beschlossen hätte die Shuttleflotte aufzuteilen - zwei bemannte Shuttles und zwei nur für unbemannte Starts?

Warum dies? Nun zwar waren die Shuttles damals schon nicht preiswert. Auch wenn die NASA nie die ganzen Kosten reinholen wollte und schon damals nicht die wahren Kosten publizierte. 1985 starteten die Shuttles neunmal und kosteten die NASA 1314 Millionen Dollar. Dabei war die Atlantis gerade erst zur Flotte gestoßen. Realistisch wären wohl 10 Starts pro Jahr gewesen. Jeder Start kostete also rund 140 Millionen Dollar (die NASA rechnete mit 110 bis 129 Millionen Dollar für den Zeitraum von 1988 bis 1991).

Wäre es möglich gewesen, dass die Shuttles unbemannt erfolgreiche Transporter gewesen wären? Also folgendes Szenario:

Das führt zu folgenden Überlegungen:

Beim Startpreis muss natürlich auch das Verlustrisiko berücksichtigt werden. Wenn ein neuer Orbiter 2,5 Milliarden Dollar kostet und es ein Verlustrisiko von 1:60 gibt (historisch belegt), so sind Rückstellungen von 42 Millionen Dollar pro Flug nötig. Zusammen mit den Startkosten von 140 Millionen Dollar und etwas Sicherheitsspielraum für die Umrüstung, kommt man so auf Startkosten von 200 Millionen Dollar (1985). Das ist angesichts der Nutzlast von 57 t sehr günstig. Die Delta 3920 kostete 38 Millionen Dollar, bei 3,5 t Nutzlast, eine Atlas mit 5,8 t Nutzlast rund 59 Millionen Dollar und eine Titan 34D mit 14,5 t Nutzlast rund 126 Millionen Dollar. Sie wäre also rund zwei- bis zweieinhalbmal preiswerter gewesen.

Doch nun kommt das "Aber". Wie heute für die Falcon 9 hätte es damals keine Nutzlasten für dieses Shuttle gegeben. Das Shuttle-C eine modifizierte Version war ja mal später für das SDI Programm vorgesehen und als dieses eingestellt wurde, verschwand es genauso schnell wieder in der Schublade.

1986 war die Situation sogar noch schwieriger als heute. Die meisten Satelliten wurden für Starts mit der Delta und Atlas ausgelegt, zusammen mit Oberstufen für den Start vom LEO in den GTO wogen sie 3,3 t (Delta Klasse) oder 5,9 t (Atlas Klasse). Vom Gewicht her hätte also ein Start nicht weniger als 14 bzw. 8 Satelliten transportieren können. Das Problem ist es das es praktisch unmöglich ist, so viele kommerziellen Nutzlasten zeitgleich angeliefert zu bekommen. Als das Shuttle Satelliten transportiere, waren es zwei, einmal sogar drei pro Start. Selbst wenn man mit NASA / DoD Nutzlasten aufgefüllt hätte, wäre der Bedarf nicht gegeben gewesen.

Heute sieht es anders aus. Die Startrate ist zwar gesunken, aber die Satelliten sind wesentlich schwerer geworden. Damals wogen die Satelliten in GTO rund 1,2 bis 2,0 t. Heute sind es 4 bis 7 t. So würde man "nur" noch 2 bis 4 Satelliten zeitgleich starten müssen (bei GTO Transporten). Dafür schlägt ein anderes Problem zu: Das Volumen. Als das Shuttle konzipiert wurde, war sein Nutzlastraum riesig: 18,4 m lang, 4,6 m Durchmesser. Heute ist das anders. Die Ariane 5 kommt in der Standardausführung auf 17,9 m Länge bei 5,4 m Durchmesser und ist noch verlängerbar. Dabei muss ein Shuttle bei GTO Transporten ja noch eine Oberstufe mit transportieren, die ebenfalls Platz benötigt. Die Centaur G, die für den Space Shuttle gedacht war, hätte schon zwei Drittel des Nutzlastraumes eingenommen. Die kleinen PAM Oberstufen waren kompakter aber auch weniger leistungsfähiger.

In jedem Falle wäre der Nutzlastraum für eine 50 t Nutzlast zu klein. Die Umrüstung und Nutzlaststeigerungen wären also weitgehend sinnlos. Damit wäre auch dieses Konzept gestorben. Es zeigt sehr deutlich die Problematik eines abgeschlossenen Systems. Bei einer Trägerrakete kann man die Nutzlast durch Booster steigern oder verlängerte Stufen. Wenn das Volumen nicht ausreicht, wie beim Übergang von der Atlas G auf die I oder Titan 34D auf die 4, wird einfach eine neue Hülle eingeführt. Bei einem Shuttle mit dem integrierten Nutzlastraum ist das nicht möglich.

Die Lehre, die ich für die die Zukunft ziehen würde, wäre die einzelnen Funktion zu entkoppeln. Es ist ja schon der Tank von den Boostern getrennt (es wären ja auch 3, 4 Booster oder verlängerte Versionen möglich). Wichtig wäre es nun noch die Nutzlast von dem Shuttle zu trennen. Dieses könnte z.B. ein sehr kleiner Gleiter sein, der nur die drei Triebwerke enthält - was ihn auch leichter macht. Die Nutzlasthülle müsste dabei auch getrennt sein und ein Wegwerfteil. Einige Konzepte für Schwerlastträger auf Basis der Shuttle Technologie sehen auch gerade das vor. Allerdings fehlen auch für diese die schweren Nutzlasten. Wäre alles zwei bis dreimal kleiner, so wäre es in dem Bereich der heute benötigt wird....

Freitag 20.5.2011: Die USA und das SI System

Oder : eine unendliche Geschichte. Man kann es sich nicht vorstellen - vor knapp 200 Jahren gab es überall in Europa unterschiedliche Maße und Gewichte. Nicht nur in Deutschland wo es zig eigenständige Monarchen gab, sondern auch im zentralistischen Frankreich. Das hemmte Handel und beschwor Streit gerade zu heraus. Daher war eine der Dinge, die uns die französische Revolution brachte und die bis heute nachwirken, die Schaffung eines Systems das alle Maße und Gewichte ablösen sollte. Ursprünglich nur gedacht für die Masse und Länge gibt es mittlerweile einige weitere Basisgrößen.

Und obwohl man im restlichen Europa nicht viel von der französischen Revolution hielt, hat man die neuen Maße schnell übernommen - der Vorteil war offensichtlich. Nach und nach hat es sich so auch in der ganzen Welt durchgesetzt, bis auf drei Staaten: Liberia, Myanmar und ... die USA.

Die USA haben sich zwar 1866 dazu bereit erklärt das System einzuführen, aber es bisher noch nicht umgesetzt. Bisher scheiterten alle Versuche am Widerstand der Bevölkerung. Das ist ein Unikum, vor allem in der heutigen Zeit. Schließlich haben wir weltweiten Handel, der lebt davon, dass alle mit denselben Maßen arbeiten. Man stelle sich mal vor man kauft ein hoch präzise geschliffenes Teil in Zoll und es ist dann nicht 100 cm lang sondern 100,078 cm und passt nicht ....

Nun können sich die USA auch nicht von der Welt abkoppeln, auch wenn sie meinen sie könnten dem Rest der Welt alles vorschreiben. In der Wissenschaft und ich denke das gilt auch für die universitäre Ausbildung, ist das SI System weltweit verbreitet. Das gilt auch für uns. Es gibt ja eine SI Einheit die wir im täglichen Leben nicht verwenden - Kelvin für die Temperatur. Während meines Studiums habe ich nur mit Kelvin gearbeitet, nie mit Grad Celsius. Alle Angaben waren in Kelvin. Ich habe auch keine Aufsätze von US-Autoren gesehen die keine SI-Einheiten benutzen.

Das Problem in den USA scheint die Mittelschicht zu sein, das was zwischen Volk und Universität liegt - also bei der Ausbildung zum Beispiel die Ingenieurwissenschaften. Oder eben Firmen. Es ist kein Geheimnis, das um mal den Teil zu nehmen, mit dem der Raumfahrtanhänger es zu tun hat, das in den größeren US-Luft und Raumfahrtfirmen das US-System genutzt wird und bei dem Militär (USAF) ebenfalls.

Nun wer sich mit der Raumfahrt auskennt weis ja welche Folgen das hat - 1998 ging die Raumsonde Mars Climate Orbiter verloren, weil zur Kompensation von Störmomenten die Software des JPL mit Newton rechnete, Tabellen welche die Daten von Störkräften des Raumfahrzeugs enthielten und die von Lockheed Martin stammten, aber in der US-Einheit lbf waren, die und 4,5 mal höhere Kräfte zur Folge hatten. Die Raumsonde kam zu stark vom Kurs ab, trat in die Marsatmosphäre ein und verglühte.

Die Häme im Rest der Welt war unüberhörbar. Das schlimme - 13 Jahre später ist es immer noch so. Es gibt immer noch NASA Websites die nur in US-Einheiten sind. Ein Großteil ist gemischt, Das liegt auch daran, dass die NASA nur das CMS zur Verfügung steht, die Gestaltung des Inhalts der Webseiten aber durch die verantwortlichen PI und ihre Institute erfolgt.

Wer in der Historie nachschaut wird sehen, dass dies schon immer so war. In den Apollo Presskits sind die Daten der Saturn V, die vom MSFC in metrischen Einheiten, mit den US-Einheiten als Klammern und die der Raumfahrzeuge nur in US-Einheiten.

Das schlimme ist, dass diese US-Anomalie Folgen hat. Man könnte ja meinen: "Okay diese drolligen Amerikaner braten wie auch in anderen Dingen eine Extrawurst, was geht uns das an?" Nun die Folgen sind die, das heute Firmen, Technologie und Wissenschaft so verflochten sind, dass US-Einheiten auch hierhin ausstrahlen, nun zumindest eine Einheit. Als ich mich zum ersten Mal mit Raumfahrt beschäftigte waren alle Bücher mit SI-Einheiten insbesondere bei der des spezifischen Impulses. Vielleicht eine folge des Debakels bei der Europa-Rakete. Eines der Probleme dort waren neben verschiedenen Sprachen bei der Dokumentation auch die Verwendung von englischen und SI-Einheiten. Vielleicht aber auch eine Folge dessen, dass die erste Generation von Lehrenden an unseren Universitäten aus dem Umfeld von von Braun stammten - und der setzte dort wo er es konnte SI-Einheiten durch.

Inzwischen lehren bei uns Professoren die mal Astronauten waren und ihre Raumfahrtausbildung in den USA bekamen und Firmen haben ebenfalls die US-Einheit für den spezifischen Impuls übernommen, weil alle US-Firmen sie so angeben - komischerweise nicht die offiziellen Programme der NASA zur Berechnung dieser Größe. Der Verfall der Bildung bei uns, zeigt sich auch in dem Wikipedia Eintrag über den spezifischen Impuls. Ich habe inzwischen aufgegeben da noch was am Artikel selbst zu korrigieren. Schlussendlich wird die falsche Aussage dann ja wieder zurückkorrigiert. Das fängt schon mit der Einleitung an:

"Daraus ergibt sich für den massenspezifischen Impuls die – physikalisch korrekte und SI-konforme – Einheit   \textstyle (\frac m s). Hierbei handelt es sich um die ursprüngliche, aber mittlerweile veraltete Formulierung. Durch Verwendung der Einheit \textstyle (\frac m s) ergeben sich Probleme bzgl. der Vergleichbarkeit von Daten mit Ländern, die andere Längeneinheiten als [m] verwenden."

Die Einheit ist nicht veraltet, sie wurde nur durch eine in einem anderen Land übliche verdrängt. Veraltet wäre vielleicht die Einheit Torr für den Druck. Und es gibt nicht Probleme mit Ländern die andere Längeneinheiten verwenden. Es gibt in der Luft- und Raumfahrt (von dort stammt ja die Größe) ja nur die USA. Also sollte man das so hinschreiben und nicht so tun als gäbe es 100 Länder die andere Längeneinheiten einsetzen.

Würden wir nicht von einer Einheit reden, die es nur in der Luft & Raumfahrt gibt, sondern die anderen Größen die man auch gerne in den Lehrbüchern findet (die ja auch aus den USA kommen), wie ft/s oder lbf oder inch, dann würde keiner eine Diskussion darüber anfangen. So müssen wir wahrscheinlich noch warten bis nochmal ein Satellit oder eine Raumsonde verloren geht oder ein US-Transporter die ISS rammt, weil die Geschwindigkeitsangaben in m/s als ft/s interpretiert werden.....

Mich würde mal interessieren ob es eine Übersicht gibt was die USA dieses separate Einheitensystem noch so kostet - an Verwaltungsaufwand, an fehlerhaften Teilen aus em Ausland, an Unglücken wie obigen wenn mit zwei Einheitensystemen gerechnet wird.

Sonntag 22.5.2011: Die Schlechtwettersteuer

"Wie wäre es denn mal mit einer Schlechtwettersteuer - Das gäb satt Schotter". Was 2002 noch als Satire im Steuersong begann ist nun Wirklichkeit. Vor einer Woche flatterte mir ein Schrieb von der Stadt ein, der mir fröhlich verkündigte, dass ich nun dafür zahlen darf, dass es auf mein Grundstück regnet. Also das Regenwasser das in den Kanal abfließt, Nicht nur für direkte Einleitungen wie vom Dach über die Regenrinne, sondern auch für alle "versiegelten" Flächen.

Auf gut Deutsch - das ist eine Schlechtwettersteuer. Dafür hat die Stadt sogar extra Luftbildaufnahmen anfertigen und nach Flächennutzung klassifizieren lassen. Ich habe mir mal die Steuern aus dem Song vorgenommen und ich befürchte schlimmes:

Es gibt sicher noch weitere mögliche Steuern. Hier ein paar Ideen für unsere Kommunen, Länder und die Bundesrepublik.

Im ernst: Die Leistungen werden immer mieser. Seit Jahren räumt unsere Stadt nur die Hauptstraßen, der Bürger soll aber mehrmals am Tag den Bürgersteig frei schippen und darf dafür auch kein Salz einsetzen, das die Staat in Mengen von mehreren Hundert Tonnen pro Jahr verstreut. Den kostenlosen Splitt als Ersatz hat sie auch letzten Winter gestrichen. Auf dem Friedhof darf man zwar ordentlich für das Grab blechen, aber eine Gießkanne gibt es nur gegen Pfand, wie beim Einkaufswagen.

Tja in Deutschland hat man es nur gut wenn man sich nach diesem Motto richtet! (Video abspielen) ...

24.5.2011: Die Taurus II

Nachdem ich mich so lange mit der Falcon 9 beschäftigt habe, nun mal ein Artikel über das Konkurrenzmodell, die Taurus II. Die wesentlichen Daten, damit wir mal denselben Informationsstand haben (ein Auszug des aktuellen Kapitels der Trägerraketenlexikons 1 von mir) finden sie hier. Nun die Konstruktion ist ungewöhnlich:

Die Taurus II setzt eine Stufe mit flüssigen Treibstoff als erste Stufe ein. Die zweite Stufe ist eine mit festem Treibstoff - das ist sehr ungewöhnlich. Es ist das Zugeständnis dafür, dass die Trägerrakete sehr preiswert produziert werden soll. Die Konzeption ist im Detail diese:

Die erste Stufe setzt einen Restbestand an russischen NK-33 Triebwerken ein. Diese wurden bis 1974 produziert und sollten zukünftige Versionen der N-1 antreiben. Als das Programm eingestellt wurde, wurden sie eingelagert. Später kaufte Kistler 36 der Triebwerke, lies sie von Aerojet überholen (ersetzen von Teilen die gealtert waren und mit neuer Steuerung). Nach dem Konkurs bot Aerojet sie als AJ-26 an.

Der Treibstofftank wird von KB Juschnoje produziert - dem ukrainischen Hersteller der Zenit - daher hat sie auch denselben Durchmesser wie diese. OSC übernimmt nur die Integration der Triebwerke in die restliche Stufe.

Die Frage ergab sich nun wie sieht die zweite Stufe aus? OSC entschied sich für einen Castor 30 Antrieb. Das ist ein verkürzter Castor 120 Antrieb, die erste Stufe der Taurus. Technisch macht dies wenig Sinn, denn auch wenn die zweite Stufe einen für feste Treibstoffe hohe Leistung aufweist, so ist sie doch flüssigen Treibstoffen unterlegen und vor allem ist sie zu klein - sie wiegt nur 15 t, die erste Stufe dagegen 260 t. Normal wäre bei in etwa gleichen Ausströmgeschwindigkeit ein gleiches Verhältnis von erster Stufe zu zweiter Stufe wie zweiter Stufe zu Nutzlast. Bei rund 6 t Nutzlast wäre also eine erste Stufe von rund 240 t und eine zweite von 36 t angebracht.

Da die Rakete wegen der kurzen Brennzeit beider Stufen für höhere Bahnen wie für sonnensynchrone Forschungssatelliten eine kleine Nutzlast aufweisen würde gibt es noch ein optionales Modul, das mit drei 500 N Triebwerken die Nutzlast für diese Bahnen erhöht, bzw. für Fluchtgeschwindigkeiten eine Star 48 Oberstufe.

Da diese Lösung technisch nicht optimal ist, gab es anfangs Pläne für eine leistungsfähigere zweite Stufe die LOX/Methan einsetzt. Das hat mich schon 2008 gewundert, da es kein fertiges Triebwerk für diese Kombination gibt (Japan entwickelt seit Jahren an einem für die J-1A Antrieb ohne diesen fertigzustellen und ein LOX/Methan Triebwerk wurde mal für den Altair Mondlander vorgeschlagen, aber noch nicht entwickelt). Diese Pläne hat inzwischen OSC aufgegeben. Stattdessen wird nun der Castor 30 Antrieb verlängert - genaue Angaben gibt es nicht, doch da von den bisher 11 Fuss Länge fast die Hälfte auf die Düse entfallen dürfte die Verlängerung um 8 fuss die Treibstoffmenge mehr als verdoppeln und damit die Stufe genau auf die Masse anheben, die nach den physikalischen Gleichungen die höchste Nutzlast bei gegebener Startmasse verspricht. 900 kg mehr wird der Castor 30XL bringen.

Sinnvoller wäre sicher die Adapation einer leistungsfähigeren Stufe, so wird die Centaur der Atlas V leichter als der Castor 30XL sein, aber die Nutzlast nicht von 5,1 auf 6 sondern rund 10-11 t anheben. Warum es unterbleibt? Fragen die offen bleiben. Vielleicht ist die Rakete dann auch zu leistungsfähig.

Das leitet über zu den Marktchancen des Trägers. Die Nutzlast von 5,1 bis 6 t je nach Oberstufe für LEO Bahnen und bis zu 1,1 t für Fluchtbahnen (mit Star 48B Oberstufe) liegen in der Delta II Klasse. Ich denke das war auch der Hintergedanke - nach der Ausmusterung der Delta II klafft eine Lücke im US Arsenal zwischen der Taurus XL mit 1,2 t Nutzlast und der kleinsten Delta IV Version mit rund 7,7 t (für eine SSO-Bahn). Die Taurus II liegt mit 3,6 bis 4,2 t Nutzlast in SSO genau in der Mitte. Allerdings hat es Gründe warum die Delta II ausgemustert wurde - nachdem die GPS Block IIR Satelliten ausliefen, gab es nur noch wenige Nutzlasten. 2009 fand der letzte Start eines GPS Satelliten Satt. Seitdem 17.8.2009 fanden nur vier Starts einer Delta II statt - alle für Erdbeobachtungssatelliten. Der Bedarf ist also gering. er ist aber gegeben, da zumindest die NASA und das DoD ab und an mal einen Wettersatelliten oder Erdbeobachtungssatelliten in diesem Segment starten. Zudem gibt es einige kommerzielle Kunden (zwei der Starts erfolgten für Italien und Digiglobe).

Ohne den COTS Beförderungsauftrag mit neun garantierten Starts hätte OSC aber wohl die Rakete nicht entwickelt. Schließlich rechnet so OSC mit einem Bedarf von 3-4 Starts pro Jahr. Ob es noch viele andere Kunden geben wird? Nun billig wird sie nicht. Die neuesten Infos weisen Startpreise von 80 bis 95 Millionen Dollar je nach Oberstufenkombination. Sie ist also in etwa gleich teuer wie eine Delta II.

Die Frage ist - geht dieses Rechnung auf, offeriert doch die Konkurrenz SpaceX die Falcon 9 für 54 Millionen Dollar - noch dazu mit höherer Nutzlast. Ich meine ja. Denn man muss sich nur mal die Infos auf beiden Websites ansehen: Ich meine nicht die Qualität, sondern was zu finden ist über die NASA. Bei SpaceX - Astronauten begutachten die Dragon, damit sie wissen was da auf sie zukommt. Bei OSC: NASA Administrator Charles Boulden beobachtet einen Test des AJ-26 Triebwerks im NASA Stennis Testcenter (SpaceX nutzt keine NASA Einrichtungen) und Charles Bolden eröffnet die Halle für die Integration am Wallops Zentrum von wo aus die Rakete startet. Wenn Du Aufträge von einem Kunden willst, ist es besser mit ihm zusammenzuarbeiten. Schließlich entscheidet wohl auch eher Charles Boulden bei der NASA als die Astronauten... Es ist auch von Vorteil, wenn man schon über 50 andere Trägerraketen und über 400 militärische Teststarts durchgeführt hat.

Wahrscheinlich wird die Taurus II eine ausreichende, wenn auch nicht großartige Startrate von 3-4 Starts pro Jahr erreichen - dann reichen die verbliebenen Triebwerke für rund 5 Jahre. Mal sehen wo dann Nachschub herkommt....

Mittwoch 25.5.2011: Die Sache mit dem RAM

Zeit mal wieder für einen Aufsatz über Computer - diesmal ein Grundlagenkapitel, wobei ich ja weis, dass wir hier einige gut vorgebildete Leser haben. Die bitte ich schon jetzt um Nachsicht, weil ich mich auf das wesentliche beschränken will, damit alle was davon haben. (Das mache ich eigentlich immer, nur gibt es nicht viele Leser mit der entsprechenden Vorbildung in anderen Gebieten oder sie melden sich nicht).

Das heutige RAM in Form von Halbleiterspeichern entstand Anfang der siebziger Jahre. Vorher gab es zwar schon etwa 10 Jahre lang IC's mit integrierten Schaltungen, aber sie ersetzten Logikschaltungen, die vorher ganze Platinen einnahmen. Das RAM war lange Zeit noch Ringkernspeicher, also ein magnetischer Speicher, kein elektronischer Speicher.

Kurz nach dem später "statischen" Speicher genannten, ersten Speicher, der aus den Transistoren der Logikschaltungen bestand, wurde das dynamische RAM erfunden. Beim statischen RAM bestand eine Speicherstelle aus 4 Transistoren, die ein Flip-Flop bildeten. Sie speicherten ein Bit. Eine DRAM Speicherstelle bestand nur aus einem Transistor und einem Kondensator, der noch dazu in die Tiefe des Substrats ging. Der Transistor lies die Ladung im Substrat passieren oder eben nicht. Verglichen mit dem statischen RAM benötigte diese Speicherstelle nur ein Viertel des Platzes - oder es gab Speicherchips mit viermal so viel Kapazität zum gleichen Preis. Später wurde das Verhältnis noch extremer, weil auch der gesamte Aufbau eines DRAM's viel einfach ist und es weniger Leitungen gibt.

Der einzige Nachteil war, dass der Speicher seine Information von alleine vergisst und das auch bei anliegender Stromversorgung. Sie musste regelmäßig "aufgefrischt" werden - dazu wird jede Speicherstelle ausgelesen und der Inhalt erneut geschrieben. Während dieser Zeit ist sie nicht ansprechbar. Das erfordert eine eigene Logik, die jedoch weil sich der Speicher schnell durchsetzte bald in die Mikroprozessoren eingebaut wurde.

Anfangs war so der einzige Vorteil des statischen Speichers, dass er unkomplizierter war. Der Geschwindigkeitsvorteil von statischem Speicher durch den fehlenden Refresh liegt im einstelligen Prozentbereich. Doch diesem Siegeszug folgte Ernüchterung.

In den folgenden Jahren steig die Taktfrequenz von Mikroprozessoren schnell an. 1974 wurden 2 MHz erreicht, 1978 schon 4 MHz, 1982 waren es 8 MHz und 1985 waren es es 16 MHz. Dem musste die mittlere Zugriffszeit des Speichers folgen. Darunter ist folgendes zu verstehen: Soll ein Bit oder Byte gelesen werden, so legt der Prozessor zuerst die Adresse, von der gelesen wird, auf den Adressbus, signalisiert dann durch ein Signal, dass der Speicherbaustein die Adresse übernehmen kann, danach liest der Speicherbaustein die Daten aus und legt sie auf den Datenbus und signalisiert in einem vierten Zyklus durch ein weiteres Signal, dass diese vom Prozessor gelesen werden können. Das bedeutet, es werden 4 Takte benötigt um ein Byte auszulesen, je schneller die Prozessoren wurden, desto kleiner musste diese Zykluszeit werden. Anfangs war das kein Problem. Speicher war sogar schneller als die Prozessoren. So konstruierte 1976 Texas Instruments den Prozessor TMS9900, der seinen Registersatz im Speicher ablegte - eine Fehlentscheidung, denn später sank die Zugriffszeit kaum noch.

Bis zu einer Zugriffszeit von 100 bis 120 ns, das entspricht bei Prozessoren, die 4 Takte pro Byte brauchen, einem Takt von 8 bis 10 MHz, folgte der Speicher den Prozessoren, dann gelang es kaum noch das Auslesen von DRAM zu beschleunigen. Doch eine Rückkehr zu dem statischen Speicher war nicht mehr möglich. Er wäre nicht finanzierbar gewesen. Durch den gleichen Aufbau wie die Logikschaltungen ist er allerdings deutlich schneller. Bei den schnelleren 286 Prozessoren bürgerte sich daher ein Begriff ein: Wartetakte. Entweder man bezahlte viel für schnellen Speicher oder man verzichtete auf Leistung, indem nach jedem Zugriff der Prozessor einen oder zwei Takte lang Däumchen drehte.

So übernahm man ein Konzept, dass sich schon bei den Großrechnern bewährte. Dort war das Problem durch die viel höheren Taktfrequenzen schon ein Jahrzehnt vorher aufgetreten. Die Lösung bestand in einem zwischengeschalteten, kleinen Speicher, dem Cache. Er bestand aus schnellem statischen Speicher, hatte aber nur einen Bruchteil der Größe des eigentlichen Hauptspeichers. Der Cache wurde in kleinen Einheiten, den Cache-Lines organisiert. Jede nahm eine Kopie von zusammenhängenden Teilen des Hauptspeichers auf. Eine Logik merkte sich welche Cache Lines als letztes genutzt wurden und verwarf den Inhalt der Lines, deren Zugriff lang zurück lag wenn neue Daten vom Hauptspeicher benötigt wurden. Später wurden die Algorithmen noch perfektioniert. Die 386er Generation hatte den Cache in eigenen Bausteinen auf der Platine, beim 486er gab es schon ein zweistufiges Konzept (ein kleiner L1 Cache auf dem Prozessor, ein größerer auf dem Mainboard, heute gibt es bis zu 3 Cache Levels, die aber meist alle im Prozessor verbaut sind.

Sie machen inzwischen einen Großteil der Transistorzahl der Prozessoren aus, bei Serverprozessoren mit großen Caches bis zu 90%. Das liegt auch darin, dass ein Cache je schneller er sein muss, mehr Transistoren pro Bit braucht. Üblich sind bei L1-Caches 8 Transistoren pro Bit und bei L2 Caches sind es 6 Transistoren. Jede Stufe ist etwas langsamer als die vorherige, dafür um so größer.

Das löst aber das Problem der langsamen Zugriffszeit nur bedingt. Sie liegt heute bei 30 bis 40 ns, das heißt ohne Caches würde man maximal 25 MHz Takt  bedienen können. Die Lösung war das synchrone RAM. Es nutzt eine Eigenschaft von Code aus - im Normalfall benötigt man ja nicht die Daten von Ziig unterschiedlichen Positionen vom Speicher, sondern Variablen liegen hintereinander und Code wird weitgehend sequentiell durchlaufen. SDRAM und das darauf aufbauende DDR RAM liefern nun nach dem ersten Datenwort mit jedem Takt ein weiteres. (DDR RAM: pro Takt zwei, daher das "double Data Rate") Je nach Speicherbaustein 8 bis 16 Stück. Für diese wird dann ¾ der Zugriffszeit eingespart.

Das zweite, was aber nur bedingt möglich ist, um die Geschwindigkeit zu steigern, ist die Verbreiterung des Datenbusses, also einfach mehr Leitungen die mehr Daten parallel übertragen. Bei Prozessoren setzt die Bauform von RAM-Modulen hier eine Grenze. Die Pins kann man nicht zu nah aneinander rücken, um nicht zu riskieren, dass es Probleme beim Einsetzen der kleinen Platinen gibt. Bei Grafikkarten, wo der Speicher direkt verlötet wird, gibt es jetzt schon 256 Datenleitungen, einige Karten arbeiten sogar mit 512. Im PC Bereich muss man bisher mit 64 auskommen. 256 Datenleistungen bedeuten natürlich bei gleich schnellem Speicher die vierfache Transferleistung. Das Grafikkarten so hohe Anforderungen haben verwundert nicht: Bei PC Programmen ändert sich der Code überhaupt nie, Daten nur teilweise. Bei dem Inhalt des Bildschirmspeichers ändert dieser sich bei Aktion Spielen dauernd. Es kommt also darauf an möglichst viele Daten hin und her zu schaufeln. Dafür sind Caches die häufig benutzte Codeteile zwischenspeichern nicht so wichtig.

Die immer höhere Geschwindigkeit macht es auch nötig den Speicher recht nahe an den Prozessor zu bringen. Bei den alten PC's konnte man den Speicher noch auf Modulen und Zusatzkarten einbauen. Das wäre heute undenkbar. Neben der langen Signallaufzeit über die lange Strecke passiert er auch einige Logikbausteine die das Signal verzögern und dazu kommt noch ein zeitintensives Busprotokoll. Das elektrische Signale legen in Leiterbahnen etwa 200.000 km/s zurück. Klingt nach viel, aber bei 3 GHz bedeutet dass, das ein Signal maximal 7 cm weit kommt, bis der nächste Takt kommt. Der Speicher muss also direkt an den Prozessor herangebracht werden und wenn sie mal ihr Mainboard ansehen, stellen sie auch fest, dass er sich direkt neben dem Prozessor befindet.

Ich vermute mal, wenn SSD noch schneller werden, werden diese auch bald nicht mehr an einer SATA Leitung hängen, sondern direkt an dem Prozessor angebracht werden.

Donnerstag 26.5.2011: Mein Senf zu Franks Blogeintrag.

Etwas spät (was primär daran liegt, dass ich die Blogs für mehrere Tage im Voraus schreibe, wenn mir was einfällt). Heute mein Kommentar zum Eintrag von Frank. (Nebenbei: bald wird es lustig wenn Doppelnamen auftauchen: Wir haben nur unter den Dauerkommentierern schon drei Franks und  zwei Arne, allerdings nur je einer nicht unter Pseudonym).

Also das Thema bemannte Raumfahrt hat viele Aspekte. Ich halte wenig davon, grundsätzliche philosophische Aspekte da rein zu bringen wie das Zitat von St. Exupery (beliebt ist auch das von Ziolkowski mit der Wiege der Menschheit). Mal abgesehen davon, dass auch Prominente nicht immer recht haben bleibt ja noch die Übertragbarkeit der Zitate auf die Raumfahrt. Genauso wenig macht es Sinn Forschungsreisen oder Eroberungszüge früherer Jahrhunderte auf die heutige Situation zu übertragen, wobei ich aber wette das in den Diskussionen jemand diese Argumente bringen wird und es dann schnell off-toipic wird.

Ich will die Situation der Raumfahrt und der bemannten Raumfahrt heute beleuchten. Heute wird die Raumfahrt aus mehreren Budgets finanziert. Vor allem aus dem Forschungsbudget, darüber hinaus aber bei volkswirtschaftlichen Anwendungen auch aus anderen Ressorts, so in Deutschland das Galileosystem vom Ministerium für Verkehr und die Beteiligung an den Wettersatelliten aus dem Umweltministerium. In den USA und Russland entfallen wahrscheinlich mehr Mittel für die militärische Raumfahrt als füpr die Zivile.

Unbemannte Raumfahrt ist Großforschung, vor allem weil sie so kostenintensiv ist. Das CERN  hat einen Jahresetat von 1,1 Milliarden Euro, die ESA einen von 3 Milliarden. Dabei ist das CERN schon eines der größten internationalen Projekte. Mit dem Jahresetat der ESO von 135 Millionen Euro kann man nicht mal einen Astronomiesatelliten betrieben. Die ESO hat dagegen vier große 8 m Teleskope und rund ein Dutzend kleinere Instrumente. Auch CERN finanziert mit seinem Jahresetat rund 8.000 Wissenschaftler, während es bei der ESA bei allen Forschungssatelliten zusammen wahrscheinlich nicht mal 1.000 sind.

Damit ist klar: Raumfahrt ist teuer. Die Investitionen müssen also gut begründet werden und es gab auch zahlreiche Projekte die eingestellt wurden, weil sie zu teuer wurden. Ein prominentes Beispiel aus der jüngeren Vergangenheit ist Exomars. Beim James Webb Teleskop wird schon vor dem Start gefragt, ob das Teleskop die mehrere Milliarden Dollar wert ist, schließlich werden nun auf der Erde schon die nächsten Teleskope der 20-30 m Generation geplant und Riesen von 60 bis 100 m erscheinen auch technisch umsetzbar. Viele plädieren dafür die Gelder in diese Instrumente zu investieren.

Bei uns ist die Forschung im All auch bei der Wissenschaft akzeptiert, vor allem weil bestimmte Dinge nur im All studiert werden können - astronomische Forschung in Strahlungsbereichen, die vom Boden aus nicht zugänglich sind. Die Partikelumgebung der Erde oder ihr Schwerefeld. Bestimmte Bereiche haben schon die Forschung verlassen. Wettersatelliten und Erderkundungssatelliten sowie Navigationssysteme haben volkswirtschaftlichen Nutzen und Kommunikationssatelliten werden schon seit den siebziger Jahren kommerziell genutzt. Doch das ist nur bei uns so. China und Indien haben bisher kaum Forschungssatelliten gestartet, Russland hat dies nach dem Zusammenbruch der GUS weitgehend eingestellt. Es ist also durchaus nicht selbstverständlich Weltraumforschung zu betreiben.

Etwas anders sieht es bei der bemannten Raumfahrt aus. Sie ist politisch motiviert. Es ging los mit dem Wettlauf den ersten Mann ins All zu bringen. Als dieser von den USA verloren wurde setzten sie als neues Ziel den Wettlauf zum Mond, wohl wissend, dass der Vorsprung der UdSSR dabei belanglos war und das enorme Mittel erfordert, welche deren Wirtschaft stark belasten. Die Idee ging auf und wurde von Ronald Reagan bei einem Rüstungswettlauf Anfang der achtziger Jahre neu aufgegriffen und bewährte sich auch dort.

Danach taten sich auch die USA schwer mit einem Nachfolgeprojekt. Das Shuttle wurde als billiges Transportmittel verkauft und konnte sich nur dank der Unterstützung des Militärs durchsetzen. Als es einsatzbereit war, hatte aber auch das Militär keine Verwendung mehr - zumindest nicht mehr für bemannte Einsätze. Auch die Sowjetunion stellte ihr militärisches bemanntes Programm Ende der siebziger Jahre ein. Heute kommt das Militär wie die Forschung ohne bemannte Raumfahrt aus.

Warum ich nicht an eine Marslandung oder auch nur ein Apollo 2.0 glaube ist, das heute die politische Motivation wegfällt. Sicherlich werden die USA und Russland weiter bemannte Raumfahrt in den Erdorbit betreiben. Das ist noch für beiden Nationen finanzierbar und beide wollen ja auch zeigen, dass sie es sich leisten können. Doch es fehlt das Motiv jemanden schlagen zu wollen, vor allem einen Gegner wie Russland. Wenn ich höre, das die Motivation für eine Marslandung wäre, weil man sehen will wie Menschen einen fremden Planeten erkunden oder "erobern", dann ist das wie wenn Bayern München 100 Millionen für neue Spieler ausgibt und das mit der Begründung "Wir wollen sehen wie schön sie spielen". Nein die Bayern geben das Geld aus, um andere Mannschaften zu schlagen.

Der zweite Grund, der gerne vergessen wird, ist das wir heute eine andere wirtschaftliche Lage hatten als zur Zeit des Apolloprogrammes. Damals gab es in fast allen westlichen Staaten als Folge des Nachholbedarfes nach dem zweiten Weltkrieg Vollbeschäftigung. 1961 gab es in der BRD mehr freie Stellen als Arbeitslose, aber auch in den USA florierte die Wirtschaft. Das Diagramm links zeigt die Staatsverschuldung der USA im Verhältnis zum Bruttoinlandsprodukt. Sehr deutlich zeigt sich, dass das Apolloprogramm unter anderen Umständen durchgeführt wurde.

Nun gibt es immer das Argument "Man braucht ja nur einen Teil der Rüstungskosten umzuleiten". Ja, aber so funktioniert eben das Leben nicht. genauso wenig wie Jesco von Puttkamers Argumentation, dass man mit 10% der Mittel für den Aufbau Ost ein Marsprogramm durchführen könnte. Nicht nur beim Militär bzw. den Ossis wäre der Aufschrei groß. Wenn eingespart wird gibt es dann immer zig andere Dinge die dringlicher wären. Höhere Harz-IV Sätze, Schließung der Rentenlücke, Finanzierung des maroden Gesundheitssystems, beschleunigte Umstellung auf regenerativen Energien oder eben Abbau der Staatsverschuldung. Genauso werden sich auch in den USA andere melden, die die Gelder des Militärs brauchen können.

Vielleicht gibt es mal ein Marsprogramm - wenn die reichen Nationen auf der Erde keine anderen Probleme mehr haben und Geld für ein P&R Programm sprich eine Marsmission übrig haben als Unterhaltungsprogramm für die Bevölkerung. Aber das werde ich nicht mehr erleben. Eher kommt es zum globalen Kollaps und Verteilungskämpfen um die letzten verbliebenen Ressourcen....


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