Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 241: 8.8.2011 - 11.8.2011

Montag den 8.8.2011: Buchkritik: Ein Buch oder drei verschiedene Bücher?

Jesco von Puttkamer ist sicher einer der in Deutschland bekannteren Raumfahrtautoren. Er kam 1961 nach Huntsville und arbeitete seitdem für die NASA und hatte auch einige Gastprofessuren in Deutschland. er ist vielen sicher bekannt als Autor über die bemannte Raumfahrt. Meiner Ansicht nach kann man die Bücher von ihm in zwei Teile aufteilen: Die Bücher vor 1981 die sich vor allem mit der schon verwirklichten Raumfahrt beschäftigen und die nach 1981, die sich vor allem mit der Rechtfertigung der bemannten Raumfahrt und Visionen beschäftigen, was kommen könnte. Das Negativbeispiel ist hier wohl "Der erste Tag der neuen Welt", mit den Kolonien auf Titan, Kommunikationssatelliten mit 64 m Antennen, Atommüllentsorgung im All und anderem, was alles der Space Shuttle ermöglichen wird... (Scheiße, nun wird das Ding eingemottet und wir haben immer noch nicht den Atommüll auf eine Umlaufbahn zwischen Erde und Venus entsorgt).

Uneingeschränkt empfehlenswert ist das Buch "Columbia hier spricht der Adler!" Der Report der ersten Mondlandung". Es ist ein akribischer Bericht über die Mondlandung von Apollo 11, mit vielen Details die auch heute noch lesenswert sind. Der Autor knüpft hier an ein dünneres Buch über die Apollo 8 Mission an (Apollo 8 – Aufbruch ins All), das genauso positiv ist.

Weil der Autor das weiß, gibt es das Buch auch in regelmäßigen Abständen neu aufgelegt (konkret: immer zu einem Jahrestag der Apollo 11 Landung). Die letzte Ausgabe habe ich mir nach Amazons "Blick ins Buch" geschenkt, die 1999 Ausgabe lässt nochmals das Apolloprogramm im Anhang Revue passieren und ist auch um Einsichten in das Erprobungsprogramm Russlands ergänzt, wobei der Schwerpunkt auf den Trägerraketen liegt, also dem Bereich in dem der Autor damals mitarbeitete.

Das hat für mich den Vorteil, dass ich ein aktuelles Buch empfehlen kann: Abenteuer Apollo 11: Von der Mondlandung zur Erkundung des Mars. Nachteilig ist, dass der Titel nur wenig mit dem Inhalt zu tun hat. Wobei der Titel ja schon etwas komisch ist, denn was hat Apollo 11 mit der Erkundung des Mars zu tun? Geht es um Apollo 11 oder die Geschichte der bemannten Raumfahrt seit Apollo? Aber sehen wir es positiv: Wer das Buch kauft, erwirbt zugleich auch die Bücher:

 Apollo 11: Wir sehen die Erde. Der Weg von Apollo 11 zur internationalen Raumstation

Apollo 11, 'Wir sehen die Erde' (es gab das Buch schon 1970 unter einem neuen Namen)

Das Buch ist empfehlenswert. Es ist gut lesbar, packend geschrieben und es fehlt (zumindest im Teil von 1969, der >80% des Umfangs ausmacht) die spätere Tendenz des Autors die bemannte Raumfahrt als das Nonplusultra und die Lösung nahezu aller Menschheitsprobleme anzupreisen. Es ist auch für Laien lesbar, da es sich an ein allgemeines Publikum wendet, dass 1969 noch in größerem Maße an der Raumfahrt interessiert ist.

Dienstag den 9.8.2011: Die verpasste Chance

Am Freitag startete Juno zum Jupitersystem. Vielleicht hat der eine oder andere sich schon gewundert, warum es keine Seite zu dieser Raumsonde bei mir gibt. Die Antwort ist sehr einfach: weil ich bisher zu wenig dazu gefunden habe. Vielleicht ist es jetzt nach dem Start etwas mehr, aber es sieht noch nicht so aus, zumindest in der Art, wie ich es gewohnt bin, also detaillierte Beschreibungen der Instrumente und der Raumsonde. Das ist auch so beim MSL, es hat sich da doch vieles in den letzten Jahren verschlechtert. Es war schon bei Phoenix und Dawn so. Dort konnte ich das noch auffangen, weil bei Dawn ausländische Partner beteiligt waren und es von Ihnen detailliere Informationen gab und bei Phoenix, weil sie praktisch die eingelagerte und instrumentell aktualisierte 2001 Landemission war, über die ich noch Infos hatte. Aber das es bei der NASA nun deutlich weniger Infos gibt, ist nicht das heutige Thema, sondern, das man bei der Sonde meiner Meinung nach etwas versäumt hat.

Jupiter ist ja ein Sonnensystem in sich. Die vier Monde Io, Europa, Ganymed und Kallisto sind so groß oder oder größer als unser Mond. Zwei sind sogar größer als Merkur. Sie sind interessant: Io ist vulkanisch aktiv, seine Oberfläche verändert sich laufend. Seine Vulkane speisen eine Natriumwolke auf seiner Bahn und es gibt einen Art Dynamo durch die geladenen Ionen um Io und das Magnetfeld Jupiters. Europas Oberfläche ist extrem glatt, ein Ozean wird unter der Kruste vermutet. Bei Ganymed sind Anzeichen von Plattentektonik erkennbar und er ist wie die ersten beiden von Gezeitenkräften geprägt und hat weniger Krater als erwartet. Nur Kallisto ist vielleicht so wie andere Monde - zerkratert von dem Bombardement.

Jupiter hat ein wenn auch schwaches Ringsystem, er hat ein ausgeprägtes Magnetfeld und einen mächtigen Strahlungsgürtel. Die letzten beiden werden von Juno erforscht werden. Doch was ist mit den Monden?

Sie waren Ziel der Galileomission, die man (zumindest meiner Meinung nach) als weitgehend gescheitert ansehen muss. Natürlich gibt es etwa 1000 Fotos von der Mission, aber was sie leisten sollte - die detaillierte Untersuchung des Jupitersystems und vor allem der Monde, fiel der Reduktion der Datenrate um 99,9% zum Opfer.

Schön wäre es, wenn es eine Art "Galileo 2" gäbe, doch dies wird nicht kommen. Es gibt seit Jahren Pläne für Untersuchungen der Monde, die sich meistens auf Europa konzentrieren. ein Europa Orbiter muss dabei die anderen Monde passieren, vor allem Ganymed um die Umlaufbahn der von Europa anzupassen. So könnte er diesen Teil von Galileo nachholen. Doch eine solche Mission ist noch nicht beschlossen und liegt noch in einer ferneren Zukunft. Sie wird seit Jahren gefordert und ebenso lange findet sie nicht die nötige Unterstützung.

Daher sollten die Missionen, die nach Galileo Jupiter erreichen, etwas von den Zielen Galileos umsetzen. Das bedeutet eine nahe Passage von einem oder mehreren der vier Monde um die fehlenden Fotos nachzuliefern, die bei Galileo fehlten. Cassini konnte die galiläischen Monde nicht erkunden, sie dürfte sich Jupiter nur soweit nähern, dass er das Apohel bis zur Saturnbahn anhob. Würde sich Cassini näher als 9 Millionen km an Jupiter heranwagen, so würde sie zwar Saturn schneller erreichen, bräuchte aber dort viel mehr Treibstoff um in eine Umlaufbahn einzuschwenken.

Die nächste Mission zu Pluto benötigt Jupiter als Sprungbrett. Hier spielt der Startzeitpunkt eine Rolle. Es gibt einen Zeitraum von etwa 4 Jahren in denen Jupiter die Raumsonde umlenken kann. Am Anfang beschleunigt er sie stark, biegt dabei aber auch die Bahn stark um. Die Raumsonde muss sich Jupiter nähern um so viel Geschwindigkeit aufzunehmen. Am Ende der Vier Jahres Periode liegt er fast in der Linie Erde-Pluto. Nun darf er die Bahn nicht mehr stark verändern. Leider geht beides nicht: Mehr Geschwindigkeit ist immer mit einer Bahnänderung verknüpft. So gab es für Plutosonden folgende Starttermine:

Startdatum Reisezeit Startgeschwindigkeit Jupiternächster Punkt
2003 8 Jahre 15.757 km/s 142.800 km
2004/12 8 Jahre 16.024 km/s 585.000 km
2006/1 9 Jahre 16.90 km/s 2.300.000 km
2007 13 Jahre 17.00 km/s Kein Flug über Jupiter mehr möglich

Die Raumsonde PKE, die 2003/2004 starten sollte, wurde gestrichen. Aus ihrer Asche wurde New Horizons. Neben der Folgen für die Erforschung der Atmosphäre von Pluto (sie ist nur temporär vorhanden, undentsteht, wenn Pluto zwischen 1979 und 1999 näher an der Sonne als Neptun ist und friert danach langsam aus) bedeutet die verlorene Zeit auch, dass die Raumsonde eine größere Trägerrakete benötigt - 2003 hätte noch eine Atlas 401 ausgereicht. Vor allem aber wäre die Bahn näher an Jupiter herangekommen. 2003 sogar innerhalb der Bahn von Amalthea, 2004 immerhin noch innerhalb von Europa. doch New Horizons bleibt immer außerhalb Kallistos Bahn. So gelangen natürlich keine guten Aufnahmen der galiläischen Monde. 2003/4 hätte mindestens einer der Monde nahe passiert werden können und jeder wäre besser erfassbar als 2006.

Nun umrundet Juno mehrere Jahre den Jupiter. Nicht auf einer Bahn die sie regelmäßig an die Moden heranführt, sondern eine nahezu polare Umlaufbahn. Trotzdem - eine bessere Kamera als die Juno Cam, deren optische Eigenschaften so in etwa dem iphone entsprechen wäre sicherlich drin gewesen. (58 Grad Blickfeld,, 1.600 x 1.200 Pixels). New Horizons einfache, aber leichte, Kamera LORRI wiegt rund 9 kg und hat eine hundertmal höhere Auflösung. Sicher nähert sie sich den Monden nicht besonders nahe, aber es reicht doch für mittelaufgelöste Aufnahmen, vor allem der polaren Gebiete, die sowieso noch nicht aus dieser Perspektive erfasst wurden (wegen der Weiterleitung zu anderen Planeten, flogen alle Raumsonden die bisher Aufnahmen machten, am Äquator vorbei.

Was die NASA geritten hat bei einer 1,1 Milliarden Dollar teuren Mission nur eine Juno Cam, die ein Nachbau der Abstiegskameras der Marslander (die übrigens meistens nicht funktionierten) mitzuführen, aber kein echtes Kamerasystem, das noch bei einer nur halb so teuren Mission möglich war, bleibt mir ein Rätsel. Früher war die ESA dafür bekannt bei Raumsonden keine Kamera mitzuführen und so sie keiner wahrnimmt (Ulysses oder Venus Express (die Kamera dort ist vom Schlage Juno Cam, sogar noch schlechter in der Auflösung). Inzwischen scheint das eine Spezialität der NASA zu sein. Dawn hätte keine Kamera, hätte das MPS aus Deutschland sie nicht in Rekordzeit entwickelt. Juno kommt mit der mickrigen Juno Cam und LADEE wird keine Kamera mitführen.

Meine Meinung: Klappern gehört zum Handwerk. Fotos sind das was jeder begreift, auch wenn sie vielleicht nicht wissenschaftlich ein Hauptziel sind oder die Mission wie Juno nicht richtig nahe an die galiläischen Monde herankommt. Wenn jemand heute an Apollo denkt, dann erinnert er sich an die Fotos und Filme. Kaum jemand kann sagen welche Experimente dort durchgeführt wurden oder was die Ergebnisse der Analysen der Bodenproben auf der Erde waren. Kameras und zwar welche die auch eindrucksvolle Fotos schießen gehören mit auf jede Mission. Irgendwie hat die NASA das vergessen.

Mehr zur Juno cam und der Problematik in einem eigenen, älteren Blogeintrag.

Mittwoch den 10.8.2011: Die Benutzung von CEA2

CEA2 (Chemical Equilibrium with Applications) ist ein seit gut 30 Jahren entwickeltes NASA Programm mit dem verschiedenste Probleme bei Gasphasen berechnet werden können. Ich beschränke mich auf das, was Raumfahrtliebhaber wohl am meisten machen: Die Berechnung der Performance von Triebwerken bei Raketen. Ich will die Benutzung des Programmes einmal erläutern, damit es auch andere nutzen können. Der Download des Programmes mit einer Java GUI finden sie unter diesem Link.

Zuerst ein paar Dinge die wichtig sind und die auch immer wieder falsch mache, weil sie nicht so selbstverständlich sind.

Nun zur Bedienung selbst. Nachdem man CEAexec.win.bat gestartet hat (es empfiehlt sich das Programm im Benutzerverzeichnis abzulegen, da es in dieses Verzeichnis schreiben will) wählt man zuerst im oberen Fenster als Problemstellung "Rocket rkt". Daraufhin öffnet sich ein weiteres Eingabefenster mit den Möglichkeiten Triebwerksparameter einzugeben.

Inital Press ist der Brennkammerdruck. Wir wollen mal das Shuttle SSME simulieren und geben hier 220 an. Wenn wir mehrere Drücke simulieren wollen, können wir die Liste ergänzen. Pro Eingangsdruck gibt es eine komplette Berechnung. In der Groupbox "Combustion Chamber" können wir wenn wir die genauen Daten über die Brennkammer haben diese eintragen. Meistens liegen diese aber nicht vor. So nehmen wir "infinitive Area", gehen also davon aus, dass wir eine unendlich große Brennkammer haben.

Die beiden Checkboxen darunter geben an welche Annahmen nun über das chemische Gleichgewicht gemacht werden soll. Das Problem ist, das ein chemisches Gleichgewicht temperaturabhängig ist. Bekannte temperaturabhängige Gleichgewichte sind zum Beispiel CO2 ↔ CO + O oder H20 + CO ↔ CO2 + H2. Je nach Temperatur liegen unterschiedliche Mengen der Edukte und Produkte vor und da diese dann auch noch mit anderen Bestandteilen reagieren können, wird das ganze dann recht komplex. Sobald nun aber die Gase den Düsenhals passieren, nimmt die Temperatur durch Expansion ab und nun muss man angeben wie die Berechnung erfolgen muss:

"frozen"  bedeutet die Zusammensetzung der Gase verändert sich ab dem Punkt nicht mehr, es finden nun keine neuen Reaktionen mehr statt, die neue Produkte generieren, da die Temperatur nun schnell abnimmt. Diese Annahme ist eine Vereinfachung und führt zu 1-4% niedrigeren Werten als sie in Wirklichkeit vorliegen. Es kann hier festgelegt werden, wo das Gleichgewicht eingefroren werden soll (Brennkammer, Düsenhals oder Düsenmündung (siehe unten).

"Equilibrium", bedeutet das Gleichgewicht wird nun fortlaufend an die sich verändernden Temperaturen und Drücken angepasst. Das ist sicher wirklichkeitsnäher, so rekombinieren durch die Abkühlung Radikale und erzeugen so neue Edukte und die dabei entstehende Rekombinationswärme führt zu einer langsameren Temperaturabnahme als bei "Frozen". (Bei der Berechnung ist bei dieser Einstellung am düsenhals über 200°C wärmer). Da aber alle Reaktionen in endlicher Zeit ablaufen und Kondensationen z.B. sehr oft Initialstörungen wie Kondensationskristalle erfordern und nicht sofort ablaufen, ist diese Annahme wiederum etwas zu optimistisch, da der Computer davon ausgeht dass sich jedes Gleichgewicht sofort einstellt. So führt diese Annahme zu hohen Werten für die Ausströmgeschwindigkeit. Sie liegen dann um 1-4% höher als die wirklichen Werte.

Ich empfehle daher immer beide Teile zu aktivieren und in der Ausgabe einfach beide Werte zu mitteln. Der wahre Wert ist dann genauer bekannt als bei jeder Einzelberechnung da die eine zu hoch und die andere zu niedrig ist.

Wenn die Temperatur in der Brennkammer bekannt ist kann sie angegeben werden, ansonsten wird diese berechnet und man hakt "Estimated" an.

Der dritte Punkt sind die "optional Exit Conditions", also die Bedingungen am Düsenaustritt. Auch hier sind mehrere Werte angebbar, z.B. um den Effekt verschieden langer Düsen zu simulieren. Gängig sind zwei Parameter zum einen das Brennkammerdruck zu Mündungsdruckverhältnis Pi/Pe und das Expansionsverhältnis Ae/At, also das Verhältnis der Fläche an der Düsenmündung zu der Fläche am Düsenhals. Für letzteres gibt es noch die Möglichkeit die Berechnung für den Unterschallbereich (Prefix "Sub") und den Überschallbereich  (Prefix "Sup"). Bekannt ist das Flächenverhältnis des SSME von 77,5 und die Temperatur in der Brennkammer von 3315°C also tragen wir das ein (Umschalten von Kevin auf Celsius nicht vergessen). (Die Gase werden an der Düsenmündung im Normalfall immer Überschallgeschwindigkeit haben, also bei "Sup"). Die Maske sollte nun so wie links aussehen.

Das nächste um das wir uns kümmern müssen, ist es den Treibstoff anzugeben. Nachdem wir das Fenster mit Save geschlossen haben (bei Fehlermeldungen über fehlende Werte in die Liste klicken, dann hat man das Problem das ich oben angesprochen habe), wählen wir im Reiter "Reaktant". Wenn man in der Tabelle in die Spalte "indent" klickt, kann man zwischen Treibstoff und Oxidator auswählen. Wie die Tabelle zeigt, sind auch mehr als zwei Treibstoffe möglich, was z.B. auch bei festen Treibstoffen benötigt wird. Beim Klick in Name kann man die Substanz aus einer Liste wählen. Die Liste wird kürzer wenn man "Select atoms of desired species" wählt und dann bei H einen Haken macht. Nun sind es nur noch zwei, nämlich zwei Gase (molekularer und atomarer Wasserstoff) und eine Flüssigkeit in der rechten Liste, erkennbar an dem (L) als Suffix (für liquid. Wir wählen das letztere.

Dann wiederholen wir das gleiche in der nächsten Zeile nun mit dem Oxidator O2(L). Wichtig ist nun noch die Temperatur der Stoffe anzugeben, da CEA sonst von Normalbedingungen, also 20°C ausgeht und es dann Fehler gibt. Die korrekten Temperaturen wären 20K für den Wasserstoff und 90K für den Sauerstoff. Das Fenster sieht nun so aus:

Wir variieren das Verhältnis der beiden Komponenten später in der Problemstellung. Wenn wir aber Mehrstoffgemische haben, z.B. FLOX als Mischung von Fluor und Sauerstoff als Oxidator oder Aerozin 50 als Mischung von UDMH und Hydrazin als Treibstoff oder bei festen Treibstoffen (Treibstoff HTPB und Aluminium), dann müssen wir hier jeweils das relative Gewicht angeben. Später ist nur das Verhältnis von Oxidator zu Treibstoff variierbar.

Nun können wir erneut in den Reiter "Problem" wechseln und im unteren Teil das Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff festlegen. Auch hier gibt es eine Liste um mehrere Werte durchzuprobieren. In der Regel ist bei Raketen das O/F Verhältnis bekannt, also das Gewichtsverhältnis der beiden Stoffe. Es liegt beim SSME bei 6.

Nun sind wir schon fertig und das Hauptfenster sollte so aussehen wie im Bild. Wir können nun mit "File save" (STRG+S) speichern (der Button Save unten macht dies nicht!) und können dann mit Activity →> execute FCEA2 (oder STRG+E) die Berechnung anstoßen. Achten sie darauf die Dateiendung ".inp" mit einzutippen und das das Verzeichnis beschreibbar sein muss, da dort Ausgabedateien angelegt werden. Danach können wir im Viewer die Ausgabe uns ansehen. Wenn sie andere Werte haben, so schauen sie ob die ersten Zeilen mit diesen identisch sind:

o/f=6,
rocket equilibrium frozen nfz=1 t,c=3315
p,bar=220,
sup,ae/at=77.5,
react
fuel=H2(L) t,k=20
oxid=O2(L) t,k=90
end.

Das sind die eigentlichen Eingabedaten, die sie in der Oberfläche festgelegt haben. (mehr macht diese nicht). Es muss bei Änderungen immer über das Menü gespeichert werden und die Punkte "Problem" und Reactant Fuel Mixture müssen korrekt selektiert sein. (der Save Button scheint nur dazu sein, die Änderungen in den Formularen zu übernehmen),

Es kommt als wichtigster Wert für den Vakuumimpuls eine Ausströmgeschwindigkeit von 4539,6 m/s bei chemischen Gleichgewicht und 4375 m/s bei "frozen Combustor" heraus. Die Ausgaben erfolgen wie in intern in der NASA üblich im SI-System. Sollten sie US-Einheiten wünschen, so müssen sie das bei "output" umschalten. Dort kann man auch die Ausgabe verkürzen und übersichtlicher gestalten.  (wenn sie Exit1 als Frozen Point nehmen, nähern sie sich dem Wert für das chemische Gleichgewicht an). Bilden wir den Mittelwert so kommen wir auf 4457,3. Das SSME hat einen spezifischen Impuls von 4480 m/s. Der Mittelwert zwischen beiden Simulationen (der zu optimistischen und zu pessimistischen) liefert also eine sehr gute Annäherung an den wahren Wert.

Natürlich wird der theoretische Wert von "equilibrium" immer besser als der wahre Wert sein. Das liegt zum einen an dem zweiten Hauptsatz der Thermodynamik (der Wirkungsgrad jedes technischen Systems ist immer kleiner als 1, immerhin nutzt das SSME 97,4% der technisch nutzbaren Energie aus (nicht der Gesamtenergie, denn wenn das Gas die Düse verlässt ist es ja nach FCEA immer noch 948 / 1179 K heiß, darin steckt immer noch Energie). Zum zweiten interagiert das Gas auch mit der Brennkammer und süe, erwärmt diese und es wird auch Energie benötigt um den Brennkammerdruck von 220 Bar aufzubauen (bei Nebenstromtriebwerken werden bis zu 3% des Teibstoffs nur dafür benötigt). Auch ist unsere Brennkammer, anders als im Programm vorgesehen nicht unendlich groß. Es zeigt aber auch wie man mit dem Programm recht gut abschätzen kann was Verbesserungen bringen.

Sie können Testweise mal ausprobieren:

Bitte die richtigen Lösungen in den Kommentaren posten.

Donnerstag 11.8.2011: Was wird bei der NASA gekürzt?

Nun, das gekürzt wird, das dürfte angesichts des Haushaltskompromisses letzte Woche, ja unstrittig sein. Es dürfte sehr unwahrscheinlich sein, dass die NASA nicht vom Sparkurs ausgenommen wird. Eher vermute ich, wird man an Dingen die nicht so wichtig für die nationale Sicherheit oder direkt für die Leute sind, eher spart als am Wehretat oder den Kosten für Soziales und Gesundheit.

Also was kommt auf die NASA zu? Mal hier eine persönliche Prognose.

Ich vermute das gesamte Technologieentwicklungsprogramm für zukünftige "Exploration Missions" (es fehlt ja sogar das konkrete Ziel!) als erstes fällt. Es macht schon heute keinen Sinn. Ein Punkt sind ja die Schwerlastraketen. Erst einmal die Forschung an Antrieben für eine solche. Welchen Sinn macht es einen Antrieb zu entwickeln, wenn man keine Rakete hat? Sicher man kann ihn entwickeln und dann wenn die Rakete gebaut wird, die Pläne aus der Schublade holen. Das Triebwerk ist dann auch heute noch modern, denn in den letzten Jahrzehnten hat man die Grenzen ausgenutzt die mit den heutigen Treibstoffen möglich sind. Das SSME ist immer noch unübertroffen in den Leistungsdaten, sei es Brennkammerdruck, spezifischer Impuls oder Voll/Meermasseverhältnis. Andere Triebwerke dieser Klasse, die nachkamen verzichteten sogar eher auf Performance zugunsten geringerer Kosten. Doch das ist nicht der Punkt: Wenn auch die Technologie nicht mehr viel leistungsfähiger wird, so ändern sich aber Verfahrenstechniken. Neue Werkstoffe setzen sich durch, so war in den sechziger Jahren die Legierung 7075 üblich, in den siebziger und achtziger die 2219 und heute die 2195. Verbundwerkstoffe wurden zuerst in Nutzlasthüllen eingesetzt, dann Zwischenstufenadapter und Verbindungsstrukturen, heute sogar für Tanks und große Feststofftriebwerke. Es ändern sich Verfahrensweisen wie Schweißtechniken. Das bedeutet dass man die Pläne nicht einfach unverändert aus der Schublade holen kann. Es ist sinnvoll ein Triebwerk dann zu entwickeln, wenn man es braucht. Dies ist auch wichtig, weil das Wissen ja nicht nur in Dokumenten, sondern auch in den Köpfen steckt.  Derzeit zahl das DoD Boeing und Lockheed Martin pro Jahr über 1 Milliarde Dollar, damit sie nicht die Leute entlassen, die die Atlas V und Delta 4 entwickelt haben und bauen können, damit dieses Wissen nicht verloren geht. Das würden die Firmen sonst tun, weil beide Produktlinien nicht ausgelastet sind, aber das DoD auf zwei Trägern besteht, auch wenn es nur Bedarf für einen gibt.

Was für die Triebwerke gilt, gilt natürlich erst recht für eine Schwerlastrakete. Sie macht ohne Nutzlast noch weniger Sinn. Derzeit ist ja nicht einmal die Mission skizziert, aufgrund der man dann den Bedarf (Anzahl der Starts, mindestens benötigte Nutzlast) abschätzen kann, was ja nicht unwesentlich für eine Rakete ist. Ich vermute, dass wenn man gerade am Streichen ist, dann auch noch die "robotic precursor Missions" zum Opfer fallen, zumal ja noch keine einzige beschlossen ist. Was bleibt noch? Das JWST ist schon heute in der Kritik, wegen dauernd ansteigenden Kosten und sein Start rutsch ständig nach hinten. Es sieht mir auch nach einem Streichkandidaten aus, zumal das ja schon jetzt gefordert wird.

Ich vermute auch, man wird das Thema Laufzeitverlängerung für die ISS nochmals überdenken. Die Sache ist die, dass sich alle schon mit dem vor 5 Jahren beschlossenen Betriebsende für 2016 arrangiert haben. Die USA müssen für den verlängerten Betrieb einen bemannten Transporter entwickeln, und haben das an die Privatwirtschaft delegiert, arbeiten aber immer noch an der Orion, die nun als MPCV (Multi Purpose Crew Vehicle) umbenannt wurde - ein Raumschiff für alles und für nichts. Beides kann entfallen, wenn es keine Raumstation und kein Marsprogramm gibt. Bis 201576 wird keines der neuen Vehikel zur Verfügung stehen und danach braucht man sie nicht.

Daneben spart sich die NASA rund 2 Milliarden Dollar pro Jahr für den Betrieb der ISS. Auch die ESA dürfte sich freuen: Denn sie muss sonst einen neuen Transporter entwickeln. Das ATV genügt den veränderten Anforderungen nicht mehr richtig, es wird weniger Treibstoff benötigt und vor allem hat sie sich auf die Frist verlassen und so nur so viele ATV bestellt wie sie bis 2015 braucht - für danach gibt es aber das Problem, dass Teile der vor 13 Jahren entwickelten Transporter nicht mehr verfügbar sind. Auch die ESA muss daher unverhältnismäßig viel für 4 weitere Jahre bezahlen. Es wird wahrscheinlich nicht billiger als die bisherigen Aufwendungen für das ATV, die ja die kompensation für einen 10 Jahresbetrieb waren.

Russland mit eh schon klammen Finanzen dürfte sich auch nicht freuen, denn die privaten US-Transporter würden zum Einbruch des bezahlten Mannschaftstransports führen, der laufend teurer und lukrativer wurde und nun schon 40% des gesamten Roskosmos Etats ausmacht. So viele Touristen wird es gar nicht geben um diese Einnahmequelle aufzufangen, zumal die NASA, nachdem sie nicht mehr von den Russen abhängig ist, sicherlich etwas gegen diese Touristen tun wird. Bisher gab es lahme Proteste, aber sie war ja auf die Sojus als Transporter angewiesen.

So könnte es sein, dass eine Rücknahme der Verlängerung des Betriebs nicht auf viel Protest bei den Partnern stößt. Mal sehen was kommt. So wie ich Politiker kenne wird es aber wohl eher das Rasenmäherprinzip sein, das keinem wirklich nützt.


Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / Your advertisment here Buchshop Bücher vom Autor Top 99