Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 252: 20.10.2011 - 24.10.2011

20.10.2011: Raketen die es geben könnte: Ariane-Vega Varianten

Wie vielleicht der eine oder andere schon weis, gab es auch bei der ESA mal Pläne einen Träger für mittlere Nutzlasten zu kreieren. Er sollte vor allem Nutzlasten in den sonnensynchronen Orbit befördern, also Erdbeobachtungssatelliten, für die die Ariane 5 hoffnungslos überdimensioniert ist (der letzte Start mit Helios 2B nutzte nicht mal ein Drittel der Nutzlastkapazität aus. Nach Auslaufen der Arine 4 gab es hier keine europäische Rakete die mittelgroße Nutzlasten in diesen Orbit transportieren konnte.

Mehr zu den Plänen findet man auch in meinem Buch über Ariane 5 und Vega. Die Pläne wurden aber eingestellt, als man beschloss die Sojus vom CSG aus zu starten. Doch machen wir uns mal Gedanken, was dabei herauskommen könnte. Natürlich ist viel denkbar, wenn man neue Hardware entwickelt, wie Oberstufen auf Basis des Vinci Triebwerks oder Vulcain. Doch das ist in meinen Augen nicht sinnvoll, auch wenn es genau das ist was die Raumfahrtindustrie möchte - möglichst viele Entwicklungsaufträge anstatt Produktionsaufträge.

Also eine neue Rakete aus den schon vorhanden Stufen zusammenbauen. Wenn man sich das anschaut, dann gibt es wenig Auswahl. Ich will hier drei Varianten beleuchten. Variante 1: Erweiterung der Vega um weitere Elemente der Vega.

Denkbar ist ein Vorgehen wie bei der Ariane 4, also man verwendet die zweite Stufe als Booster (zwei oder vier) alternativ kann man auch gleich die erste Stufe nehmen. Man erhält dann so etwas wie wie Falcon Heavy in klein. Dank des großen Schubs der ersten Stufe kann man dann die bisherigen erste Stufe nach diesen zünden und erhält so eine vierstufige Rakete.

Rakete: Vega

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
135217 1500 520 8488 1638
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 95020 7287 2745
2 25786 1963 2824
3 11485 915 2903
4 906 506 3095

Rakete: Vega + 2 P80

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
328561 4804 520 8488 1638
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 190040 14574 2745
2 95020 7287 2745
3 25786 1963 2824
4 11485 915 2903
5 906 506 3095

Rakete: Vega + 2 x Z23

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
187519 2230 520 8488 1638
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 146592 11213 2745
2 25786 1963 2824
3 11485 915 2903
4 906 506 3095

Rakete: Vega + 4 x Z23

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
239741 2880 520 8488 1638
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 198164 15139 2745
2 25786 1963 2824
3 11485 915 2903
4 906 506 3095

Zwei Booster erhöhen die Nutzlast um 700 kg (rund 40%), vier um 1380 kg (rund 90%) und zwei P80 Stufen verdreifachen sie fast auf 4800 kg in einen sonnensynchronen 800 km hohen Orbit (dem Vega Referenzorbit). Das entspricht fast der Nutzlast der Sojus die in diesen Orbit 5.400 kg transportiert (die LEO Werte sind etwa 50% höher). Damit wäre also die Sojus schon unnötig. in den GTO Orbit sinkt sie dann allerdings wie bei der Vega ab. Immerhin 1.950 kg kann die Version mit zwei P80 Stufen als Booster noch in den GTO Orbit transportieren. 850 kg wären es noch zum Mars.

Die zweite Variante wäre es als erste Stufe einen Ariane 5 EAP Booster zu nehmen. Die einfachste Lösung wäre es dabei nicht die Rakete auf den Booster zu setzen, sie wird sonst ziemlich hoch, sondern wie bei der Ariane 5 diesen seitwärts zu montieren und dann nach Brennschluss abzusprengen. Diese Variante ist im folgenden skizziert.

Sie ist deutlich interessanter. Die Nutzlast liegt mit 7.900 kg in den sonnensynchronen Orbit deutlich über der Sojus (10.800 kg in einen Leo Orbit) und auch die GTO Nutzlast ist nun mit 3.400 kg so hoch, dass sie damit eine Alternative zur Sojus ist, denn es gibt durchaus noch viele Satelliten leicht genug sind. Etwa die gleiche Nutzlast wie für den GTO Orbit (3.590 kg) weist sie für einen Übergangsorbit in den Galileo-Orbit auf. Das bedeutet, dass die Satelliten einen Orbit erreichen dessen Inklination schon korrekt ist und das Apogäum auch in 23260 km Höhe, aber das Apogäum noch in 200 km Höhe. Dort benötigen die Satelliten dann eben noch einen eigenen integrierten Antrieb wie heute auch Kommunikationssatelliten um ihn  zu zirkulariseren. Immerhin sollte ein Start mindestens zwei Galilosatelliten in den Orbit befördern können. (fast wären es drei, es fehlen nur etwa 100-100 kg Performance).Damit wäre dieser Träger auch für diese Aufgabe geeignet, denn die Ariane 5 scheint der ESA ja dafür zu teuer sein - ich wette die rund 30 Satelliten alleine würden schon die Entwicklung rechtfertigen.

Rakete: Vega + EAP

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
702644 7927 520 8488 1638
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 561000 76800 2692
2 95020 7287 2745
3 25786 1963 2824
4 11485 915 2903
5 906 506 3095

Die letzte Variante setzt nur Elemente der Ariane 5 ein. Wenn man schon wegen der Feststoffbooster die Stufe mit dem schlechtesten Strukturmasseverhältnis entwickelt (5,5 zu 1), warum setzt man die ESC-B nicht gleich auf einen EAP und spart sich die EPC ein? Mit nur zwei Stufen ist sie sicher keine Alternative für GTO Transporte aber für LEO und SSO Transporte. Doch erhalte ich hier nur eine Nutzlast von rund 2100 kg in einen sonnensynchronen Orbit. Sie vergrößert sich auf rund 3300 kg, wenn wie bei der ECA Oberstufe bei der Oberstufe der Stufenadapter und andere Teile enthalten, die nach der Zündung abgetrennt werden (Retroraketen, Vorbeschleunigungsraketen etc.). Sie machen bei der ESC-A 1.200 kg aus. Trotzdem ist diese Nutzlast im Vergleich zur Vega Lösung recht bescheiden.

Rakete: EAP + ECB

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
319274 2104 1970 8418 1700
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 280500 38400 2692
2 34700 7150 4560

Alle diese Typen wären meiner Ansicht nach recht einfach zu entwickeln. Die Stufen existieren, sind eben nur in dieser Kombination noch nicht geflogen. Befestigungen und Verbindungen müssen geändert oder neu konstruiert werden. Doch mehr ist es auch nicht. Die ESA hat ja schon zweimal - mit den Boostern der Ariane 4, abgeleitet aus der ersten Stufe und der ESC-A Oberstufe abgeleitet aus Elementen der H10 (Sauerstofftank, Triebwerk, Schubgerüst) und EPC (Wasserstofftankabschlüsse) gezeigt, dass sie auch mit geringen Mitteln und schnell etwas bewegen kann. Inzwischen scheint aber sie völlig im Griff von nationalen Interessen die wiederum von Industrielobbyismus geprägt sind zu sein. So starten wir eben russische Raketen und die ESA feiert das auch noch. Schämt ihr euch eigentlich gar nicht?

21.10.2011: Die dunkle Jahreszeit, Rosat und ebooks.

Jetzt beginnt ja wieder die trübe Jahreszeit. Ich hasse den Winter. Es ist kalt, nass und dann muss man auch noch Schneeschippen. Vor allem aber geht mir der trübe Himmel auf die Nerven und die kurzen Tage ebenso. Seit zwei Jahrzehnten leide ich im Winter unter einer Winterdepression - mal schlimmer, mal weniger schlimm. Als ich vor 5 Jahren abnahm und sie besonders schlimm wurde habe ich mir da eine Lampe gekauft. Aber seitdem ist sie selten zum Einsatz gekommen. Zum einen wegen des Zeitaufwands - ich finde nur selten Zeit eine halbe Stunde ohne was zu tun, direkt vor der Lampe zu sitzen - und direkt vor der Lampe muss es sein, sonst ist die Lichtintensität zu gering. Und zum zweiten kann man drauf wetten, dass dann jemand kommt und dumme Fragen stellt.

Das andere ist, dass ich normalerweise im Winterhalbjahr mehr zustande bringe - egal ob es die Pflege der Website ist oder das Schreiben von Bücher. Bei kaltem Wetter findet man wenig Lust raus zu gehen und auch die Gartenarbeit fällt weg. Wenn ich die Seiten zähle die ich pro Halbjahr zähle, dann ist das relativ klar. Derzeit  stagniert auch dies. Ich denke ich brauche mal wieder was neues. Irgendwann ist aus allem die Luft raus. Sicherlich hat der eine oder andere festgestellt, das es auf der Website keinen Aufsatz über GRAIL, Juno und das MSL gibt, also die drei letzten Raumsonden. Ich habe keine Lust drauf und auch nicht das Material gefunden das ich mir wünsche, auch wenn es vielleicht für andere sicher ausreichend oder das gewünschte ist. Durch die Bücher hat sich aber in der Einstellung geändert. Ich habe keine Lust mehr eine Woche lang mich durch Informationen zu kämpfen zusammenzuschreiben etc., wenn ich die gleiche Zeit doch auch an einem Buch schreiben kann.

Trotzdem - auch die Zeit der Bücher neigt sich dem Ende zu. Es gibt sicher viele Gründe ein Buch zu schreiben. Man könnte es tun um reich zu werden - nun wer die Platzierungen bei Amazon anschaut weis, dass dies bei mir nicht die Motivation sein kann. Dann wäre da noch die Resonanz, also wohlmeinende Kritiken. Aber zum einen gibt es da auch nicht gerade so viel, sowohl öffentliche wie auch Mails von der Website (nicht nur wegen der Bücher) und professionelle Buchkritiken habe ich nicht mehr angestrebt, seit ich die erste vom DLR-Magazin gesehen habe. Sven Piper weist mich ab und an auf neue für sein Buch hin und das ist auch eher entmutigend. Sein Buch hat sicher einige Schwächen, aber solche Zerrisse wie ich gesehen habe sind unangemessen. Ich bin wohl nicht dickfellig genug, meine Bücher an denen ich so lange gearbeitet habe, von unqualifizierten Rezensenten Zerreisen zu lassen. Für mich die wichtigste Motivation ist, das ich selbst etwas davon habe, das heißt, ich will über die Dinge schreiben die mich interessieren und bei denen ich selbst nichts zum Nachschlagen habe. So dass ich beim Schreiben auch was hinzulerne. Nur habe ich da so alles, was mich interessiert, schon weitgehend beackert. Also irgendwie ist auch da die Luft raus. Es wird Zeit für ein neues Projekt, etwas was mich wieder in Bann nimmt.

Von Sven Piper habe ich auch einen Link über ebooks bekommen. Bei uns ist das ja noch nicht so der Renner. Bei der derzeit gerade laufenden (oder schon zu Ende gegangenen Buchmesse) war von einem Marktanteil von 1% die Rede. So, wie es zumindest BOD macht, bei dem ich die Printausgaben publiziere, wundert mich das nicht. Da ist das ebook nur wenig preiswerter (etwa 80% des Preises der Printausgabe). Da man das Papier, den Druck und vor allem den kompletten Versand spart, finde ich ist das viel zu teuer. Dazu kommt, das man bei BOD das aus den Druckvorstufen herstellt, also PDF oder Postscript, während die meisten epub Formate auf HTML basieren. Also das finde ich dann schon  etwas schräg.

Trotzdem nahm ich den Bericht das zum Anlass doch nochmal das Kindle Programm bei Amazon zu besuchen, auch weil dort von 70% Verdienstspanne die Rede war. Bei den Printausgaben beträgt mein Anteil so um die 20%. Also bei den meisten Büchern bin ich skeptisch ob sie auf einen klassischen ebook Reader passen, wegen der vielen Bilder die drin sind. (iPad läuft außer Konkurrenz, ist aber auch kein ebook Reader). Aber ich habe mal als Luftballon nach einigen Anläufen "Was ist drin" konvertiert und hochgeladen. So 100$ sauber geht das nicht. Denn ein erzeugtes Inhaltsverzeichnis scheint in der Simulation nicht zu funktionieren und Seitenumbrüche sieht man auch nicht mehr. Aber dafür wird es erheblich günstiger als die Printausgabe sein - 4,90 Euro anstatt 16,98. Ich habe den Preis so festgeklopft, dass ich die gleiche Marge bekomme. Damit BOD nicht meckern kann, habe ich auch den Text leicht verändert, vor allem Tippfehler korrigiert, damit es nicht ganz der gleiche Inhalt wie bei der Printausgabe ist. Wenn's klappt erscheinen dann auch die Computergeschichten dort und das nächste Ernährungsbuch, also alles was nicht zu viele Bilder enthält weil die in den e-ink Displays doch allzu besch... aussehen.

Das letzte Thema für heute ist ein Abstütz - der von ROSAT. er kam heute sogar in den Nachrichten. Wie immer ist nur von dem Absturz die Rede, aber nicht von dem wissenschaftlichen Erbe von Rosat und seiner Bedeutung für die deutsche Weltraumforschung. Selbst auf der Webseite des DLR dominiert der Wiedereintritt. Okay, seit der Kritik an meinem Buch halte von der Öffentlichkeitsarbeit dieser Institution ja nicht mehr viel. Aber das ist schon traurig. Vielleicht sollte das DLR in Zukunft anstatt Satelliten Kugeln aus Eisen starten - die kommen heil auf der Erde an und bescheren ihr dann noch mehr Schlagzeilen. Denn über ihre Forschung und ihre Ergebnisse schreibt sie ja nichts, das ist ja im PIUSA Land auch ganz unwichtig .... Für alle die noch nicht verdummt sind: Hier die Infos von mir über rosat.

Dann gab es noch am Dienstag eine Sendung auf WDR, um 20:15: "Hund oder Katze - wer ist klüger?". Nun man wird ich nicht wundern, wenn es unentschieden ausging, schließlich will man es sich nicht mit einer der beiden Gruppen verderben. Meiner Ansicht nach aber ist die Sendung auch nicht fair gewesen, denn es ging nicht so sehr um Intelligenz als vielmehr darin auf den Menschen einzugehen und Gesten oder Wünsche zu deuten. Das da der Hund gut abschneidet muss einen nach der intensiven Domestikation und Anpassung an den Menschen nicht wundern. Ich dagegen meine das Katzen schon aus einem Grund intelligenter als Hunde sind. Es gibt ein Sprichwort: "Hunde haben Herrchen, Katzen haben Personal". Wer andere dazu bekommt das sie für einen arbeiten, der muss doch intelligent sein oder?

22.10.2011: Eine Oberstufe für die Vega

Die Vega mag ja einige Nachteile haben, aber sie hat einen Vorteil: sie ist sehr flexibel. Durch die rund 500-600 kg Treibstoff in der VEB kann die Rakete auch höhere Bahnen erreichen, ohne das wie bei anderen Modellen mit Feststoffantrieben die Nutzlast aufgrund dann notwendiger langer Freiflugphasen stark abnimmt. Was sie allerdings nicht leisten kann, ist eine nennenswerte Nutzlast auf Fluchtgeschwindigkeit zu beschleunigen, weil dann die rund 500 kg schwere VEB praktisch die Nutzlast gegen Null gehen lassen würde.

Also als heutige Übung - wir konstruieren eine zusätzliche Oberstufe, welche die Aufgabe hat kleine Raumsonden auf ihren Kurs zu bringen. Fangen wir zuerst mal an nach passenden Exemplaren zu suchen. Es gäbe im US-Arsenal den Star 48 und Star 37 Antrieb mit Startmassen von 1.100 bzw. 2.200 kg, die passen würden. Eine Recherche, was diese Antriebe aber kosten, war ernüchternd. Für den Star 48 habe ich 11 Millionen Dollar gefunden - das würde den Transport deutlich verteuern. Er wäre auch so schwer, dass er noch vor Erreichen der Umlaufbahn gezündet werden müsste, was dann nur noch direkte Einschüsse mit kleinen Startfenstern erlaubt.

Sinnvoller wäre eine Oberstufe, welche zuerst in einen Parkorbit gebracht wird und dann gezündet. Da findet sich leider kein Exemplar, das derzeit geeignet ist. In Europa ist die Auswahl an möglichen Antrieben begrenzt. Es gibt eigentlich nur Satellitenantriebe und das Aestus Triebwerk. Letzteres ist aber schon zu schubstark und schwer. Anstatt nun nach einem Antrieb in Russland umzusehen, habe ich mich für Satellitenapogäumsantriebe entscheiden. Da diese recht schubschwach sind, werden aber mehrere benötigt.

Also werden wir mal langsam konkret. Eingesetzt sollten zwei Triebwerke des Typs EAM-500 sein. Zwei weil der Schub nur 500 N beträgt und man so auf Betriebszeiten von mehreren Stunden kommt. Das macht mehrere Zyklen notwendig, um die Endgeschwindigkeit zu erreichen, ohne allzustarke Gravitationsverluste in Lauf zu nehmen.  Damit es nur zwei bis drei sind habe ich zwei Triebwerke angesetzt.

Bei einem spezifischen Impuls von 325 s (3188 m/s) kann man nun die Treibstoffmenge errechnen. Die Stufe soll ausgelegt sein, Raumsonden zum Mond (v=3.200 m/s relativ zur Parkbahn) bis Mars (v=3.950 m/s relativ zur Parkbahn) zu bringen. Die Maximalnutzlast der Vega in eine 200 km hohe LEO Bahn beträgt 2.500 kg. Um eine kleine Reserve zu haben, soll die Stufe mit Nutzlast maximal 2.400 kg wiegen. Daraus errechnet sich bei der höheren Zielgeschwindigkeit von 3.950 m/s eine maximale Treibstoffzuladung von 1705 kg. Sie wird bei kleineren Geschwindigkeiten kleiner.

Bei der Mischung für das Triebwerk von 1,65 sind das bis zu 644 kg Hydrazin und 1061 kg Stickstofftetroxid. Bei den gegebenen Dichten der Treibstoffe von 0,88 (MMH) und 1,34 (NTO) sind das 731 bzw. 723 l. Also schauen wir mal an, welche Tanks es dafür gibt. Ich habe mich für vier Tanks entschlossen, also muss jeder Tank maximal 366 l aufnehmen. Passend dazu ist der Tank OST 01/X. Er fasst ind er gewählten Konfiguration bis zu 420 l wiegt 29 kg und hat einen maximalen Durchmesser von 875 mm bei 420 l Volumen.

Nun braucht man noch Heliumdruckgas für den Tankdruck. Dieser beträgt 17,5 bar. Das Helium steht unter einem Druck von 400 bar. Das bedeutet, dass man für die 4 x 420 l einen Druckgastank von 74 l Volumen benötigt um das Helium aufzunehmen. Ein 80 l Tank wiegt 17,7 kg. Dazu kommt noch das Helium mit 5,7 kg Gewicht. Ich habe zwei dieser Tanks vorgesehen.

Nun benötigen wir noch die Triebwerke: Neben zwei Haupttriebwerken (je 5 kg) kommen noch 8 Triebwerke in zwei Gruppen zu je vier Triebwerken mit 10 N Schub zur Lageregelung (je 700 g). Dazu benötigen wir noch Tankleitungen mit Ventilen (2 x 11 kg ). Das macht dann folgende Leermasse die benennbar ist:

Zusammen: 202,2 kg.

Nun wird noch eine Verbindung der ganzen Tanks untereinander benötigt. Dies soll die Trockenmasse auf 210 kg erhöhen. Die Nutzlast liegt dann bei 669 kg bei Mondmissionen und 485 kg bei Marsmissionen. Eine Steuerung habe ich nicht vorgesehen, dies muss die Nutzlast erledigen, die ja über einen eigenen Computer und Navigationsmöglichkeiten verfügt. Im Idealfall reicht es vor der Zündung die Stufe auszurichten und dann die Haupttriebwerke zu zünden. Da mehrere Brennperioden nötig sind, wird nur bei der letzten eine genaue Ausrichtung nötig sein. Die gesamte Brenndauer beträgt 4850 s bei Mondmissionen und 5435 s bei Marsmissionen.

Zur Optimierung habe ich allerdings je zwei Treibstoff-, Oxidator und Druckgastanks vorgesehen, obwohl auch je ein Tank reichen würde. Das erlaubt es erst ein System zu nutzen, dann pyrotechnisch abzutrennen und dann das zweite. Auch die Breeze-M Oberstufe nutzt so etwas. Das abzutrennende System ist dann das untere. Die Triebwerke sollten in der Mitte sich befinden umringt von den Treibstofftanks um eine Kollision zu vermeiden. Berücksichtigt man diese Option, so steigt die Nutzlast an auf 538 kg bei Marsmissionen und 713 kg bei Mondmissionen, da 86,6 kg Masse nach dem Erreichen einer Geschwindigkeit von 9200 m/s abgetrennt werden.

Noch idealer wäre eine Integration mit dem Eigenantrieb des Satelliten, da bei den drei wichtigsten Zielen - Mond, Venus und Mars ja auch noch in eine Umlaufbahn einschwenken muss und so einen eigenen Antrieb braucht. Das Antriebsmodul wäre dann nur noch ein Ring aus je einem MMH-, NTO- und Druckgastank, der die Triebwerke in der Mitte umgibt, verbunden mit dem Leitungssystem des Satelliten, der die eigenen Triebwerke zur Lageregelung und für den Antrieb einsetzt. Zwei dieser Ringe werden dann nacheinander abgetrennt. Neben Kosteneinsparungen reduziert das auch das Gewicht um mindestens 16 kg (für die Triebwerke).

Es gibt, um das Thema abzuschließen, schon ein Antriebssystem für die Vega. Die Mission LISA Pathfinder zu einem der Lagrangepunkte wird ein integriertes Antriebsmodul einsetzen. Von diesem ist es nur ein weiterer Schritt zu einem universellen Antriebsmodul. Die Nutzlast der Vega ist nicht riesig, doch sollte man bedenken, dass auch einige Raumsonden der letzten Zeit nicht so schwer waren. Mars Odyssey wog beim Start nur 725 kg bei einer Masse von 348 kg ohne Treibstoff. Bei Near sind von 805 kg Startmasse auch das meiste Treibstoff. Ohne diesen wiegt die Sonde nur 384 kg. Eine Raumsonde die 1.200 m/s an Geschwindigkeit abbauen muss (ausreichend für Mond, Mars unv Venusmissionen, würde bei 600 kg Startgewicht auch nur noch 411 kg im Orbit wiegen. Das bedeutet dass die Vega mit dieser Oberstufe also durchaus Missionen der Discovery Klasse auf den weg bringen könnte.

24.10.2011: Galileo: Musste es die Sojus sein?

Nun war der Jungfernflug der Sojus 2K (K für Kourou) vom CSG aus. Und in allen Nachrichten wurde das gefeiert. Thomas Reiter antwortete in einem Interview, dass die Ariane nicht zum Einsatz gekommen ist, weil dort vier der Satelliten auf einmal gestartet würden, was zu viele auf einmal wären. Eine Argumentation die ich nicht nachvollziehen kann, schließlich liegt man im Zeitplan zurück und die Chinesen bauen auch ihr System auf - es gibt ein Wettrennen, da beide Systeme dasselbe Frequenzband nutzen und bei Störungen wohl der nachgeben muss der noch kein operationelles System hat.

Die Gründe sind anderer Natur. Da ist zum einen mal die Bahn und der Aufbau der Galileosatelliten. Die Bahn ist eine 23.000 km hohe mit einer Neigung von 57 Grad. In eine solche kommt ein Satellit nur mit einem Zwei-Impuls Transfer, so wie in die GTO Bahn. Die Galileosatelliten haben wie ihre Pendants auf US-Seite aber keinen integrierten Antrieb. Das bedeutet dass man bei der ECA Oberstufe eine Lösung finden muss, um den Satelliten von der Übergangsbahn in die Endbahn zu bringen. Denn diese ist nur einmal zündbar.

Das zweite ist das es große Unsicherheiten bei der Startmasse gab und so die Anzahl der Satelliten die mit einer Ariane von 6 auf 4 sank. (Es war mal die Rede, davon dass die ursprünglich 680 kg schweren Satelliten bis zu 840 kg wiegen könnten). Bei vier Satelliten pro Flug ist schon ohne den Aufwand für den zusätzlichen Antrieb die Ariane 5 teurer als die Sojus (70 zu 160 Millionen Euro pro Start). Für Galileo hätte es (anders als dies in den Medien berichtet wurde) auch kein Start vom CSG aus sein müssen. Da die Bahnneigung höher als die von Baikonur ist, ist der einzige Vorteil vom CSG, dass die Aufstiegsbahn dort kein bewohntes Gebiet passiert und etwas günstiger ist.

Aber fangen wir mal an zu rechnen. Die Aufstiegsbahn hat folgende Parameter:

Die Geschwindigkeit in dieser Bahn beträgt 9915 m/s. Dazu kommen noch 350 m/s für die Inklination von 55 Grad,, da die Erdrotation hier nur teilweise genutzt werden kann. Das ist dann eine Endgeschwindigkeit von 1ß317 m/s, also nur wenig über der für einen GTO-Orbit von 10258 m/s. Im Apogäum muss dann der nächste Antrieb zünden und weitere 1451 m/s aufbringen. Insgesamt ist also der Geschwindigkeitsbedarf mit dem GSO vergleichbar. In diesen dürfte Ariane 5 EC etwa noch 6 t abliefern. Das sollte doch auch ausreichen für die Galileo Satelliten, die 700 kg pro Stück wiegen.

Gehen wir erst mal zur Lösung mit integriertem Antrieb. Basierend auf einer GTO Nutzlast von 10.000 kg würde die Ariane 5 ECA noch 9845 kg in diesen Orbit abliefern. Bei einem spezifischen Impuls von 3188 m/s (EAM-500 Motor) sinkt die Bruttomasse in den Orbit nach Zirkularisierung auf 6245 kg. Davon muss man dann noch das Gewicht der Triebwerke, Tanks etc. abziehen, Das möge (nach dem Beispiel der Vega Oberstufe) weitere 430 kg wiegen. Das lässt noch 5815 kg für die Satelliten übrig. Das sind bei 700 kg pro Stück über 8. Es bleiben dann noch 325 kg für den Dispenser, dass ist ein Zentralmast an dem die beim Start nur 1,6 m breiten Satelliten angebracht sind. Bedingt durch diese Anordnung macht auch nur der Transport in mehrfachen eines Paars (2,4,6,8 ...) einen Sinn.

Ich habe keine Ahnung was ein Apogäumsantrieb in größeren Stückzahlen (wir brauchten ja etwa 30 davon) kostet, aber ich denke es sind nicht so viel, als dass man die Einsparung damit zunichte machen können. Denn für den Transport von 8 Satelliten sieht es nun so aus:

Eine zweite Alternative ist es eine Stufe einzusetzen, welche die Satelliten direkt in den Orbit befördert. Die Auswahl ist recht klein, wenn man nichts neues konstruieren will, gibt es nur noch die EPS Oberstufe, die man dann auf die ESC-A setzen müsste, was aber wegen der Düse zumindest einen Stufenadapter notwendig macht und auch eine schwere VEB.  Rechnet man 400 kg für den Stufenadapter und die 300 kg schwere VEB mit ein, so beträgt die Nutzlast 10395 kg in den Übergangsorbit (mit VEB) und bei einer EPS von 850 kg Gewicht, mit nur je einem Tank für NTO und MMH und einer 1.250 kg schweren VEB beträgt dann die Nettomasse ohne Stufe und VEB sind es nur noch 4479 kg im Zielorbit, was nur noch für 6 Satelliten inklusive 279 kg für den Smart-Dispenser übrig lässt.

Neben der geringeren Performance ist die Lösung auch zu teuer: bei 170 Millionen Euro pro Start kostet ein Satellitentransport mit 28,33 Millionen Euro nur etwas weniger als ein Sojusstart und eventuell gibt es weitere Kosten für den Stufenadapter).

Nur zur Vollständigkeit halber: Die ESC-B wie die Fregat die Nutzlast direkt in den Orbit bringen können. Mit den wenigen vorliegenden Daten errechne ich eine Nutzlast von 5550 kg in den Endorbit. Das entspricht 7 Satelliten und 650 kg für den Smartdispenser. Sie ist wegen der recht hohen Trockenmasse der ESC-B geringer als bei dem eigenen Antrieb. Das ganze ist allerdings recht fehlerbehaftet, da nur die Startmasse der ESC-B bekannt ist und nicht die Masse nach der Zündung (die bei der ESC-A z.B. um 1,2 t geringer ist, wegen dem Stufenadapter und Vorbeschleunigungsraketen). Die Zielgeschwindigkeit ist nahe der für eine Marsbahn und für diese wird auch eine Nutzlast von 7 t genannt, das würde dann für mindestens 8 Satelliten (5600 kg ohne Smart-Dispenser) reichen. Wenn ich 1,25 t von der Trockenmasse abziehe und der EPC zuschlage, dann beträgt die Nutzlast für den Galileo Orbit 5938 kg, was ausreichen sollte für acht Satelliten.

Die Lösung die EPS Oberstufe, also die Ariane 5 ES, einzusetzen gibt es auch noch. Sie ist allerdings auch nicht der Sojus überlegen und würde nur 3450 kg in den Orbit befördern (entsprechend 4 Satelliten).

Nur mal, weil es mich immer ärgert: Die Ariane 5 ECB sollte ja nicht teurer als die Ariane 5 ECA sein. Dann würde das operationelle System aus 30 Satelliten zu starten kostet basierend auf den bekannten Zahlen mit der Sojus 993 Millionen Euro und mit der Ariane 5 ECB wenn es sie den gäbe 640 Millionen Euro - dabei könnte man sogar 32 Satelliten in den Orbit bringen und hätte 353 Millionen Euro gespart. Dazu kommen noch die 223 Millionen Euro (es wurde erheblich teurer, ob die Zusatzkosten nur auf die CNES zukamen oder die ESA, weiss der Autor nicht) für das Launchpad der Sojus. Zusammen also mindestens 576 Millionen Euro Einsparungen - schon ein Drittel der Investitionskosten der ESC-B (wenn man die ursprünglichen Kosten von 2002 nimmt wäre sie sogar fast bezahl gewesen, da sprach man noch von 700 Millionen Euro).


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