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Web Log Teil 318: 5.4.2013 - 13.4.2013

5.4.2013: Testbericht ALDI Benzin Rasenmäher "Gardenline Modell GLRT3"

Bisher war ich mit den Geräten die ich bei ALDI gekauft habe ganz zufrieden. Sei es ein Fahrrad oder ein Hochdruckreiniger. Das kann ich allerdings von dem Benzin Rasenmäher der im April 2012 angeboten wurde, nicht sagen. Hier mein Fazit nach einem Jahr Betrieb. Es fing damit an dass mein alter Rasenmäher einen defekten Benzinzug hatte, der so einfach auch nicht zu reparieren war. Da schon die letzte Reparatur über 350 Euro kostete stellte sich die Frage  war nun den 14 Jahre alten SABO zu reparieren oder fürs selbe (oder weniger) Geld einen neuen zu kaufen. Ich entschloss mich für das letztere. Schon beim Zusammenbau ging das Problem aber los. Man muss die Halterung mit Kabel und Stange am Rasenmäher befestigen und dazu eine Schraube eindrehen. Die Konstruktion ist so, dass die Schraube mit dem Kopf am Rasenmäher und die Mutter außen angebracht wird. Nur: in den kleinen Zwischenraum bekommt man die langen Schrauben nicht rein. Mein Bruder durchsuchte unseren Vorrat und fand noch kürzere, die passten. Nach dem ersten Mähen bemerkte ich, dass eine Schraube fehlte, offenbar verloren gegangen. Interessanterweise aber nicht die frisch festgezogenen sondern von denen die schon vormontiert waren. Also alle Schrauben nachziehen und nochmals eine Schraube auswechseln.

Eigentlich hätte das schon gereicht und ich hätte ihn zurückgeben sollen, aber ich traute mich nicht schließlich ist ein benutzter Rasenmäher nicht mehr neu. Was mir gleich auffiel ist, dass er schwergängiger ist als mein alter, man also mehr Kraft zum Schieben braucht. Er hat zwar einen Antriebsmotor, denn man zuschalten kann, doch mit diesem fange ich bei meinem Garten nichts an. Wir haben etliche Bäume und Sträucher da stehen und es gibt nicht eine durchgehende Fläche die man einfach so abfahren könnte, es heißt dauernd zu kurven. Zudem sinkt mit Antrieb die Schnittleistung ab. Dazu wäre zu sagen dass der Rasenmäher mit 2,2 kW eine geringere Leistung als der alte mit 2,8 hat. Das merkt man vor allem bei etwas höherem Gras. Man tut sich aber auch so schwerer ihn zu schieben, was ich bei ausgeschaltetem Mäher bemerke. Er ist nicht mal schwerer aber vielleicht hat er einen höheren Rollreibungswiderstand. Er verbraucht auch subjektiv mehr Benzin.

Damit kann ich leben, was mich allerdings sehr stört ist die Schnitthöheneinstellung. Beim alten Mäher wurden mit dem Regler Vorder und Hinterräder angehoben. Beim neuen ist es nicht nur schwerer zu erkennen welche Höhe gerade eingestellt ist (nicht zentral, sondern neben den Hindernd. Und das ist auch der Nachteil. Es werden nur die Hinterräder hochgezogen, die Vorderräder nicht. Bei der Abbildung sieht man das am schatten unter dem Rasenmäher (auf frisch gemähter Fläche maximaler (7 cm) Einstellung recht deutlich. De Fakto schneidet der Mäher daher auch bei der höchsten Einstellung von 7 cm tief ab, weil die Vorderkante eben nicht diese Höhe hat. Der Korb zum Auffangen des Grasses ist aus Plastik, das denke ich ist langlebiger als der alte aus Tuch, auch wenn der noch seinen Dienst tut (was auch daran liegt dass ich nur ums Haus den Korb nutze und sonst das Gras liegen lasse. Ich wüsste sonst nicht wo ich den Grasschnitt von 500 m² losbekommen könnte).Aber er ist auch etwas hakeliger zu befestigen.

Wie man am Foto auch sieht, ist der Riemen der das Blatt antreibt von unten zugänglich - ich bin mal gespannt wie dauerhaft diese Lösung ist.

Natürlich hat er auch Vorteile. Mit dem Starter muss ich nicht so viel Ziehen um ihn anzuwerfen, zweimal vorher auf den Knopf drücken und etwas Benzin zum Entzünden ist im Motor. Würde ich ein flaches Grundstück ohne Büsche haben, so wäre der Motor angenehm, aber in der Summe bin ich enttäuscht. Mein alter war besser, wobei man sagen muss, dass der SABO Rasenmäher 1998 auch 1000 DM kostete, was inflationskorrigiert wahrscheinlich dreimal so teuer wie dieser Rasenmäher ist. Ich habe aber das Gefühl man hat an der Verarbeitung zugunsten der Ausstattung gespart (besser Antriebsmotor und Starter weglassen, dafür eine saubere und zentral einstellbare Schnitthöhenverstellung) und der Aufbau ist nicht durchdacht.

Das Gerät ist nach der Bedienungsanleitung von AL-KO. Rasenmäher und Motor stammen aus Italien. In der Summe würde ich ihn nicht wieder kaufen.

6.3.2013: Da isses!

Seit heute wird es bei Amazon gelistet, wenn auch noch ohne Bild und ohne Lieferfrist, das letzte und wahrscheinlich auch allerletzte Raumfahrtbuch. Was gäbe dazu zu sagen? Nun es ist das umfangreichste das ich jemals gemacht habe: In Zahlen: 253 Grafiken, 420 Tabellen, 684 Seiten mit 1,45 Millionen Zeichen. Der vorherige Rekordhalter war das Skylabbuch mit 684.000 Zeichen und "Raketenlexikon 1" aus dem es sich entwickelt hat hat sogar nur 599.000 Zeichen.

Es hat sich zwar aus dem entwickelt, aber nach drei Jahren Arbeit hat es nicht mehr viel mit dem Ausgangsbuch gemeinsam. Verglichen mit dem Raketenlexikon 1 geht es tiefer in die Beschreibung der Rakete, also der Komponenten bis zum Triebwerk. Es befasst sich mehr mit der Einsatzgeschichte und es enthält auch Startlisten. Dazu gibt es viele Grafiken die den Aufbau und Einsatz darstellen. Etwa zwei Dutzend neue Träger sind im Buch. Zum einen habe ich bei Thor und Atlas einige Versionen, die ich vorher zusammengefasst habe, in eigene Typenblätter ausgegliedert, zum anderen findet man die Beschreibung von Trägern die projektiert waren aber nie eingesetzt wurden, soweit es genügend Daten für ein Datenblatt gab. Prominente Beispiele sind z.B. die Saturn IB Centaur oder Nova. Träger die tatsächlich in den letzten drei Jahren neu sind, sind nur drei nämlich die Falcon 9 v1.1, Falcon Heavy und SLS.

Weil es sich so stark vom Vorgänger unterscheidet, bleibt das Buch Raketenlexikon 1 auch weiterhin im Handel, für alle die es nicht so genau wissen wollen und auch nicht so viel ausgeben wollen. (Und selbst dieses ist noch meilenweit detaillierter als alles andere was es zu diesem Thema im deutschsprachigen Markt gibt).

Es istr schwer als Autor bei dem eigenen Buch neutral zu bleiben, aber ich würde meine Raumfahrtbücher in drei Gruppen einteilen: Die wo mich das Thema wirklich interessiert. Da bohre ich solange bis ich mir sicher bin, dass ich das Thema abgegrast habe und wenn ich was finde baue ich es ein. So kann sich die Fertigstellung eines Buch über lange Zeit hinziehen. Das sind z.B. die Bücher über europäische Trägerraketen 1+2.

Das zweite sind Bücher wo mich das Thema interessiert, aber ich es nicht haarklein wiesen muss. Da höre ich bei einer Tiefe auf, bei der ich denke dass der Leser ausreichend informiert ist. Das trifft z.B. auf das Gemini Programm, Skylab oder Curiosity/PG zu.

Die letzte Kategorie sind Bücher, die ich anfing weil mich das Thema interessierte, aber sich irgendwann Enttäuschung einstellte. Sei es weil das Thema sich als nicht so interessant erwies, wie ich dachte oder weil die Informationslage besch.. ist. Das trifft auf das ATV und die ISS zu. (ich glaube ehrlich gesagt nicht, dass NASA oder ESA überhaupt wollen, dass man über die Technik der ISS informiert ist, denn sonst würden sie es einem einfacher Machen Informationen dazu zu finden, die über "Basics" hinausgehen).

Dieses buch gehört in die erste Kategorie. Sonst hätte ich auch nicht so viel Zeit investiert. Ich habe mir gleich mein eigenes Exemplar bestellt (es gibt bei BOD ja keine Freiexemplare) und freue mich nun alles was ich für wichtig über US-Trägerraketen halte (sofern man nicht ein eigenes Buch drüber schreiben will) in einem Buch zu haben. Zudem eignet es sich sehr gut extrem schwierige Rätsel zu stellen, z.B. "Welcher Start vergrößerte wie Zahl der Objekte in der Erdumlaufbahn um 400% (Lösung S.174/175) oder welche Rakete keinen einzigen Fehlstart hatte aber trotzdem sehr viele Nutzlasten nicht dort absetzte wo sie landen sollten (Lösung S, 430 ff)

Eine gute Nachricht für die Benutzer von Tablett PC's und E-Book Readern: mit den neuen Konditionen von BOD wird es das Buch endlich auch als e-book zu einem fairen Preis (27,99 oder 50% der Printausgabe) geben.

Wer sollte sich das Buch kaufen? Icj befürchte der Personenkreis ist klein. Dafür geht es zu detailliert in die Träger. Genauer geht es nur noch bei Büchern über einen einzigen Träger, die es auch gibt, diee sich aber meistens mehr mit der Geschichte als Technik beschäftigen. Wer gerne Raketen selbst konstruiert findet etliche Daten von Stufen aufgeschlüsselt wie viel welches Subsystem wieht. Niels könnte aus den Daten einen neuen Ariane 6 Baukasten zusammenstellen, da vom Altair bis zum Shuttle SRM etliche Feststofftriebwerke in Komponenten aufgeschlüsselt sind.

Ich denke für die meisten wird das Raketenlexikon 1 ausreichen. Und wenn man noch weniger Ansprüche hat kann man gleich Astronautix.com und meine Website besuchen. Die Bücher die ich kenne die im Niveau darunter sind fassen nur das was dort steht zusammen.

7.4.2013: Vorschläge für die PR-Abteilung der ISS

Was nimmt man in der Öffentlichkeit von der ISS wahr? Eigentlich nichts. Und ich meine damit nicht die Hauptnachrichten sondern durchaus die spezialisierten Portale. Was man dort vermerkt, ist das eine neue Besatzung startet, oder ankoppelt oder landet, eventuell auch dasselbe bei einem Transporter? Doch was machen die Leute dort? Bei unbemannten Missionen erfährt man etwas von den Ergebnissen die sie bringen, bei der ISS sind diese Mangelware. Wenn, dann gibt es schöne Bilder von der Erde, die aber auch ein Satellit schießen könnte. Auch als ich für mein Buch recherchierte, hatte ich nicht den Eindruck, dass man sich viel Mühe gab die Forschungstätigkeit darzustellen. Bei jedem Satelliten und jeder Sonde findet man eine ausführliche Beschreibung der Experimente, ihrer Funktionsweise und technischen Daten. Bei der ISS immerhin noch bei der ESA eine allgemeine Beschreibung was in welchen Racks eingebaut wird, aber schon nicht mehr zu Experimentniveau herunter. Bei JAXA und NASA ist da schon nichts mehr zu finden. Mehr noch, als ich das Buch schrieb hatte die NASA den Großteil ihrer Racks an Unis abgetreten und nutzte auch nicht die ihr zustehenden in Columbus und Kibo, was zu dem Paradoxon führte, dass die kleine ESA eigene Racks im US-Labor betrieb, während ihr eigentlich nur die Hälfte ihrer eigenen Racks zustand.

Wie jeder außer fanatischen ISS-Anhängern, weiß, geht es bei der ISS nicht um Forschung, sondern um Prestige. Dafür ist es aber wichtig präsent zu sein und mit der derzeitigen ISS ist man das nicht. Was man braucht sind spektakuläre Bilder von den Astronauten und der ISS. Wie bekommt man die? Nun so wie es bisher läuft ist das "suboptimal". Schwebende Astronauten sind in den Modulen kaum möglich. Es bleibt in ihnen nur in der Mittel eine 2 m großer Gang frei - genug um sich dort zu postieren oder zu drehen, aber so Kunststücke wie das "Indy 500" genannte Rennen über die Wasserkanister von Skylab (durch die Zentrifugalkraft konnten die Astronauten da laufen) kann es nicht geben. Und wenn man die ISS von außen sieht, dann klein und gegen das All, Diktiert dadurch, dass alle Transporter und Raumschiffe von unten her sich nähern und Astronauten in der Endphase keine Fotos machen können.

Also mein Vorschlag, ein kleiner und ein Großer: Der kleine: Baut einen Minisatelliten, den ich mal "ISS-Spector" nenne. Er ist sehr klein, wiegt nur etwa 10 kg und ist auch sehr preiswert. Er besteht aus einem kleinen Kubus. Die einzige Ausrüstung ist eine hochauflösende Video- und Fotokamera mit Zoomobjektiv. Um die Konstruktion zu erleichtern, ist sie in einem luftgefüllten Gehäuse angebracht. Dazukommt ein Sender/Empfänger für die Bilder/Videos und die Kommandos. Sender an Bord der ISS ist eine Modellbausteuerung über die der ISS-Pector direkt gesteuert wird. Der Antrieb ist eine kleine Stickstoffdruckgasflasche angeschlossen an kleine Düsen. Er wird durch eine Luftschleuse ausgesetzt und kann die ISS dann einige Stunden lang umkreisen. Er kann sie aufnehmen, was nicht nur spektakuläre Fotos ermöglicht, sondern wie der Name auch ausdrückt Inspektionen. Bei EVA kann er die Astronauten außen filmen (Super Bilder!) und unterstützen z.B. eine zweite Sicht vermitteln. Nach beendeter Mission wird er zurück zur Luftschleuse gebracht, geborgen und die Druckgasflasche durch eine neue ausgewechselt und der Akku aufgeladen. Er kann eine wechselbare Speicherklarte oder SSD besitzen wo er mehr Material oder in höhere Auflösung ablegen kann, das nicht gesandt werden kann.

So was müsste schnell gebaut werden können. Weder ist komplizierte Technik gefordert, noch eine lange Betriebsdauer im Weltraum. Der P&R und Ingenieurstechnische Nutzung ist aber enorm.

Das zweite ist etwas komplizierter. Man braucht ein Modul das genügend Platz für schwebende Astronauten bietet. Die folgerichtige WEahl müsste ein Modul von Bigelow sein. Wenn sie nur das Transhab der NASA nachbauen können würde dies bei Transhab ein Volumen von 342 m³ haben, bei einem Innendurchmesser von 6,70 m, also so groß wie der OWS von Skylab. Das Transhabmodul wog als Hülle nur 5,4 t. Eine voll ausgebaute Bigewlow 330 Station 20 bis 23 t. Wenn man nur die Hülle braucht, dazu noch einen Adapter zum Ankoppeln, dann könnte man die Struktur mit einem der ISS Transporter in den Nahbereich der ISS bringen und dort an die ISS ankoppeln. Das wäre viel sinnvoller als die derzeit geplante Technologiedemo von Bigelow und es würde sensationelle Bilder versprechen oder es könnten dort wie bei Skylab Unterrichtsfilme über physikalische Phänomene gedreht werden. Einen Innenausbau braucht man nicht, das spart Kosten und Gewicht und bietet als Vorteil mehr unsegmentierten Raum. Denkbar wäre eine Befestigungsmöglichkeit für Kabinen an der Wand um den raum so für dei Besatzung als Schlafkabinen oder Ruheraum nutzbar zu machen.,

De Fakto würde man so die ISS sinnvoll erweitern. Bigelow bekäme die Chance ihr Konzept umzusetzen und zu validieren und die NASA würde durch die Einbeziehung von Bigelow Geld sparen. Nur wird beides nie gebaut werden, denn beide Projekte verletzten das alleroberste ISS Gesetz: "Kein mit der ISS verbundenes Projekt darf preiswert oder nützlich sein oder einen Erkenntnisgewinn versprechen". Für die NASA ist nämlich die ISS was Griechenland und Cypern für die EU sind: eine gigantische Geldvernichtungsmaschine.

11.4.2012: Mein Vorschlag für die Ariane 6

Ihr wisst ja, ich meine eigentlich nicht, dass wir eine neue Rakete brauchen, vielmehr die Ariane 5 ausbauen sollten. Doch nachdem Niels sich schon aus der Deckung gewagt hat mein Vorschlag. er ist nicht optimiert, aber ich denke recht brauchbar. Ich will auch daran zeigen, wie ich das entwickelte. Bevor ich ins Detail gehe, einige Randbedingungen die ich vorrausgesetzt habe:

Fangen wir mit einigen Folgerungen an. Der hohe Nutzlastbereich lässt sich nur mit Boostern erreichen. Allerdings geht es um einen Faktor 4, das ist sehr viel und nur erreichbar wenn die Basisversion ohne Booster starten kann. Damit kann man in die Zentralstufe kein so schubschwaches Triebwerk wie bei der Ariane 5 einbauen. Standard ist heute eine Mindestbeschleunigung von 1,2 bis 1,25 g.

Der große Nutzlastbereich hat auch Auswirkungen auf die Oberstufe. Wenn man eine Oberstufe nimmt, die ideal für 3 t GTO Nutzlast wäre, (etwa 15-20 t Startmasse), dann wäre diese für 12 t viel zu klein und auch zu schubschwach. Man benötigt also hier eine Lösung die modular ist ohne dass die Kosten explodieren.

Will man nicht zu massive Oberstufen, die die Nutzlastmasse stark absenken, dann muss man entweder auf Feststoffbooster verzichten (also Flüssigbooster einsetzen) oder man muss diese so anbringen, dass sie die Schwingungen der SRB nicht auf die Oberstufe übertragen.

Nun zu meinem Konzept. Ich fange von oben nach unten an, so habe ich es auch entwickelt. Bei dem Voll/Leermasseverhältnis wäre es ideal für die Oberstufe, wenn wir hier einen Wert zwischen 3 und 5 haben. Ist der Wert deutlich kleiner, so bringt die Stufe nur eine geringe Geschwindigkeitssteigerung, diese fehlt und muss von den unteren Stufen aufgebracht werden. Ist es zu hoch, dann wäre es effizienter die Unterstufe auszubauen, da man wegen des Logarithmus wieder Leistung verliert. Bei Nutzlasten von 3 bis 12 t geht das aber nicht mit einer Stufe. Für 12 t bräuchte man eine bei Zündung rund 40 t schwere Stufe. Diese würde bei 3 t Nutzlast aber ein hohes Start/Brennschlussverhältnis von 6 aufweisen. So steigt die Nutzlast vergleichen mit einer nur halb so großen Stufe nur um wenige Hundert Kilo, aber die große Stufe wird deutlich teurer. Vor allem gelangt in diesem Falle neben den 3 t Nutzlast auch eine 4 t schwere Stufe in den Orbit - nicht sehr effizient.

Die Lösung ist eine Stufe in zwei Längen. Sie besteht aus einem Integraltank für Wasserstoff und Sauerstoff (wegen des hohen spezifischen Impulses gewählt). Einmal für 18 t Treibstoff, einmal für 36 t. Wird die größere Version benötigt so wird einfach der zylindrische Teil ergänzt. Wenn er aus standardisierten Segmenten besteht, so dürfte das kein Problem sein. Allerdings braucht man auch mehr Schub wenn die Treibstoffzuladung erhöht wird. Die Startmasse bei der Zündung kann dann zwischen 23 und 52 t schwanken. Das ist mit einem Triebwerk nur zu machen, wenn die Stufe bei sehr hoher Geschwindigkeit abgetrennt wird. Doch das habe ich nicht vorgesehen. Jede Stufe soll gleich viel beitragen. Die Lösung hängt von der technischen Umsetzung ab. Bei der Centaur sind die Triebwerke direkt am Treibstofftank befestigt. Dadurch ist es relativ einfach die Centaur mit einem oder zwei Triebwerken zu bauen. Eine konventionelle Lösung arbeitet mit einemSschubrahmen. In diesem Falle nimmt man einfach einen Schubrahmen für drei Triebwerke. Bei einem Triebwerk sitzt es in der mittleren Position, bei zweien an der Außenposition. Drei wären möglich, aber technisch nicht notwendig und würden dann auch die Länge der Expansionsdüsen beschränken.

Die Oberstufe sollte um die Nutzlast zu maximieren Technologien zur Gewichtsreduktion einsetzen, also entweder leichte Legierungen oder Innendruckstabilisierung. Die Centaur III SEC erreicht bei Einsatz der Technologie der sechziger Jahre ein Voll/Leermasseverhältnis von 10,3 zu 1. Ich habe daher 10 zu 1 für die Stufe angesetzt. Der Schub, ebenfalls abgeleitet von existierenden Stufen, sollte 80 kN pro Triebwerk betragen. Die 20 t Stufe setzt eines, die 40 t Stufe zwei ein. Bei 4 m Durchmesser errechnet sich bei einem LOX/LH2 Verhältnis von 6 zu 1 eine Tanklänge von 4,5 m bzw. 9 m im zylindrischen Teil.(In deer Rwalitöt ist der zylindrische Teil etwas kürzer, dafür kommen oben und unten noch zwei sphärische Tankdome hinzu, ich habe dies bei den Gesamtlängen mit je 0,5 m Länge berücksichtigt.

Das Triebwerk soll mit dem Expander Cycle und 40 Bar Brennkammerdruck arbeiten. Das sind schon verwirklichte Umsetzungen beim RL-10A-4. Da zwei Triebwerke nebeneinander Platz haben müssen darf der Düsenmündungsdurchmesser maximal 1,5 m betragen (man braucht noch Abstand zur Wand und zueinander, z.b. für Schwenks. Unter diesen Randbedingungen erreicht man ein Expansionsverhältnis von 150. Basierend auf den bekannten Daten von RL-10A-4-2 und Vinci kann man so einen spezifischen Impuls von 4500 m/s annehmen. (RL10A liegt im Entspannungsverhältnis etwas geringer, das Vinci höher und arbeitet mit höherem Brennkammerdruck).

Dann kommen wir zur Zentralstufe. Für sie gibt es die meisten Randbedingungen. Zum einen habe ich Feststoffbooster als preiswerteste Lösung der Modularisierung vorgesehen. Die Zentralstufe muss die Schwingungen effektiv dämpfen, sonst brauche ich wie bei Ariane 5 eine Oberstufe mit 8 t Leermasse anstatt 4 t. Das geht nur mit Treibstoffen hoher Dichte. Daher habe ich LOX/RP-1 gewählt. Weiterhin sind zwei getrennte Tanks vorgesehen, da ich dann die Feststoffbooster in der Zwischentanksektion anbringen kann. Sie kann strukturell verstärkt werden und Schwingungen dämpfen. Das erlaubt es, trotz der Booster die Leermasse moderat zu halten.

Andererseits soll die Rakete auch ohne Booster starten können. Das legt den Schub des Triebwerks fest. Die Größe selbst lässt sich bei gegebener Oberstufe für die kleinste Kombination (3 t GTO Nutzlast) auf rund 150-160 t abschätzen. Dann bräuchte man ein Triebwerk mit 2.300 kN Schub (bei 1,25 g Startbeschleunigung). Bei einem Triebwerk und 4 m Durchmesser kann die Düsenmündung bis zu 3 m Durchmesser aufweisen. Das erlaubt es bei 80 Bar brennkammerdruck ein Expansionsverhältnis von 25 zu 1. Für ein Triebwerk dieser Klasse wäre dann ein Vakuumimpuls von 3000 m/s nicht zu niedrig angesetzt, eher sind 3100 m/s möglich. (Merlin: mit 14,5 zu 1 und 90 Bar Druck: 3050). Ich rechne trotzdem mit konservativen 3000 m/s.

Ich habe aber, weil auch Booster vorgesehen sind eine Optimierung vorgesehen. Wenn Booster angebracht sind und das Triebwerk mit ihnen zündet, dann verbraucht es Treibstoff und wenn die Booster abgetrennt werden hat es ein viel zu hohes Schub/Gewichtsverhältnis. Das erzeugt auch eine unangenehme Beschleunigungsspitze. Nun sind aber LOX/RP-1 Tanks recht leichtgewichtig verglichen mit LOXC/LH2 Tanks. Daher habe ich vorgesehen die Tanks so auszulegen, dass die Rakete nach Abtrennung der Booster mit 1 g beschleunigt wird. Sie darf dann also maximal 230 t wiegen. Zieht man 60 t für die Oberstufe und maximale Nutzlast ab, so kommt man auf 170 t für die Zentralstufe plus der Treibstoff der während der Brennzeit der Booster verbraucht wird. Für die habe ich in einer ersten Iteration 140 s Brennzeit angesetzt, das sind weitere 108 t. Die Gesamtstartmasse beträgt also im voll aufgetankten Fall 278 t . Andererseits darf die Stufe in der Minimalkonfiguration maximal 160 t wiegen, um abheben zu können. Dann werden die Tanks einfach nicht so voll gemacht. Das geht weil LOX/RP-1 Tanks typischerweise nur ein Achtzigstel des Inhalts wiegen. Das bedeutet die 118 t mehr Treibstoff schlagen sich nur in einer Tankmasse von 1,5 t nieder. Basierend auf den Daten von Thor, Atlas und Titan kann man so bei 270 t Startmasse mit einer Trockenmasse von 13,5 bis 16 t rechnen. Ich habe konservativ den höheren Wert genommen.

Die langen Tanks haben noch einen zweiten Vorteil. Wie erwähnt sollen die Feststoffbooster an der Zwischentanksektion angebracht werden. Die Länge der Motorhülse ist dann vorgegeben durch die Länge des unten liegenden Tanks, da der untere Befestigungspunkt am Schubrahmen liegt. Nimmt man den größeren Tank für LOX und ein LOX/RP-1 Verhältnis von 2,7 zu 1, so ist dieser 13,3 m lang. Da man nicht direkt am Tank, sondern etwas höher in der Mitte der Zwischentanksektion anbringt, kann die Hülse also etwa 15-16 m lang sein.

Ein Blick ins Datenblatt der Vega zeigt ein Motorgehäuse von 10,5 m Länge bei 88 t Treibstoffzuladung bei 2200 kN Schub. Bei gleichem Durchmesser und gleicher Geometrie hätte ein 15 m langer Motor eine Zuladung von 126,3 t Treibstoff. Der Schub wird von einigen Randbedingungen festgelegt. Ich habe zwei, drei vier und sechs Booster vorgesehen. Das ist möglich mit sechs Befestigungsstellen und ergibt maximale Flexibität. bei geschätzten 140 t Startmasse pro Booster sollte die kleinste Konfiguration mindestens 1,25 g Startbeschleunigung haben. Das führt zu 1800 kN Startschub bei der Version ohne vollgefüllte Tanks und 2600 kN bei voll gefüllten Tanks. Bei der größten Version gibt es dann mit sechs Boostern eine Startbeschleunigung von 11,12 m/s bzw. 15,2 m/s. Das bedeutet die 1800 kN Version ist nicht schubstark genug für die Vollfüllung der Tanks. Sie scheidet aus. Die 2.600 kN Schub Version führt dann zu einer Brennzeit von 136 s.

Die Düse des P80FW hat einen Basisdurchmesser von 0,468 m bei einem Startschub von 2200 KN. Für 2600 kN müssten es dann 0,509 m sein. Bei 3 m Durchmesser ist ein Außendurchmesser von 2,5 m möglich, die des P80FW hat 1,872 m. Daraus resultiert ein Expansionsverhältnis von 24 zu 1, höher als beim P80FW und in etwa so groß wie beim Z23 Antrieb. Daher habe ich auch einen höheren spezifischen Impuls von 2800 m/s (P80FW: 2745, Z23: 2823) angenommen. Die Leermasse ist relativ genau berechenbar, da die Daten vom P80FW vorliegen. Unter der Annahme einer Gehäusestreckung und 1 t mehr Masse für Düse und TVS komme ich auf 9840 kg, ich habe rund 10,200 kg angenommen, das ergibt eine runde Startmasse von 136,5 t pro Booster.

Für die Zentralstufe muss ich, da nun die Brennzeit feststeht wieder 2 t Treibstoff abziehen. ich habe dann folgende Eckdaten:

  Booster (0-6) Zentralstufe Oberstufe
Startgewicht: 136.500 kg 160.000 kg / 276.000 kg 20.000 / 40.000 kg
Trockengewicht: 10.200 kg 16.000 kg 2.000 / 4.000 kg
Schub: 2.600 kN 2.300 kN 80 / 160 kN
Brenndauer: 136 s 187,8 / 339,1 s 1012,5 s
Länge: ca 18 m ohne Spitze ca 27 m 9,20 / 13,70 m
Durchmesser: 3,0 m 4,0 m 4,0 m
       

Ohne Nutzlastverkleidung wäre die Rakete dann 37 bzw. 43 m hoch. Die Nutzlastverkleidung könnte in mehreren Versionen wie bei der Atlas V (4 und 5 m Version) und Längen vorliegen. Nimmt man die längste Version für die Ariane 5 so wäre die Rakete dann maximal 61 m hoch.

Kommen wir zu den Nutzlasten. Sie sind berechnet für 11.800 m/s Zielgeschwindigkeit das ist GTO+1600 m/s Verluste. Sie sind geringer als bei Ariane 5, aber die Rakete hat auch keine "Untermotorisierung" und erreicht die Orbitalhöhe früher. Ariane 4 lag noch bei 1480 m/s, bei vergleichbarer Brennzeit bis zur Zündung der letzten Stufe in Orbithöhe. Wie bei allen Annahmen sind sie so getroffen, das sie eher konservativer sind. Hier könnte man sicher auch 1500 m/s. ansetzen.

Bedingt durch zwei Oberstufen und Variation der Betankung (voll / Basis) gibt es pro Boosterkombination drei Varianten. Hier die Nutzlasten für die kleinsten Varianten

Booster 0 2 3 4 6
Zentralstufe 160 t 160 t 160 t 160 t 160 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 184,05 t 461,7 t 600,15 t 738,1 t 1014 t
Nutzlastverkleidung 1 t 1,5 t 2 t 2 t 2,5 t
Nutzlast 2,6  t 7,2 t 8,65 t 10,1 t 12,5 t

Für die Versionen mit Boostern kann man dann noch die Tanks voller füllen:

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 276 t 276 t 276 t 276 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 580,4 t 719,1 t 857,2 t 1133,5 t
Nutzlastverkleidung 2 t 2,5 t 2,5 t 3 t
Nutzlast 9,4 t 11,1 t 12,7 t 15,5 t

Dann gibt es noch die Kombination mit 40 t Oberstufe, (zweckmäßig nur mit voll gefüllter Basisstufe):

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 276 t 276 t 276 t 276 t
Oberstufe 40 t 40 t 40 t 40 t
Startmasse 602,9 t 712 t 880,9 t 1157,8 t
Nutzlastverkleidung 2,5 t 3 t 3 t 4 t
Nutzlast 11,4 t 13,5 t 15,5 t 18,8 t


Wie man sieht, schießen wir über die Nutzlast der ECB weit hinaus und haben eine deutliche Lücke zwischen 3 und 7,2 t GTO. Das ist bei einer ersten Version nicht ungewöhnlich. Wir iterieren nun an eine bessere Konfiguration heran. Beide Probleme kann man lösen durch etwas kleinere Booster. Nimmt man welche mit 2,5 anstatt 3 m Durchmesser so kommt man auf 95 / 8 t Startmasse und 2000 kN Schub. Die Zwei-Booster 160 t Variante sinkt dann auf 5,3 t GTO Nutzlast. Allerdings sinkt auch die Brennzeit der Booster von 136 s auf 122 t und so die Startmasse der verlängerten Stufe auf 253 t. (leer: 15,5 t) Diese optimierte Variante würde in der größten Version (6 Booster, 253 t Zentralstufe, 40 t Oberstufe rund 14 t in die GTO Bahn befördern, bei 880 t Startmasse:

Booster 0 2 3 4 6
Zentralstufe 160 t 160 t 160 t 160 t 160 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 183,6 t 376,3 t 472,8 t 569,3 t 761,1 t
Nutzlastverkleidung 1 t 1 t 1,5 t 2 t 2 t
Nutzlast 2,6 t 5,3 t 6,3 t 7,3 t 9,1 t
Die Basismodelle liegen schon recht gut und decken die gesamte Ariane 6 Reihe ab (3 bis 6-8 t Nutzlast)

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 253 t 253 t 253 t 253 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 471,5 t 568,1 t 664,2 t 856,6,5 t
Nutzlastverkleidung 1,5 t 2 t 2 t 2,6 t
Nutzlast 7 t 8,1 t 9,2 t 11,1 t
Die Versionen mit voll gefüllter Erststufe stößt in die Ariane 5 ECA Region vor. Nun noch die leistungsstärkste Gruppe:

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 253 t 253 t 253 t 253 t
Oberstufe 40 t 40 t 40 t 40 t
Startmasse 493,3 t 590,7 t 687,1 t 880,1 t
Nutzlastverkleidung 2 t 2,5 t 2,5 t 3 t
Nutzlast 8,8 t 10,2 t 11,6 t 14,1 t
und siehe da wir kommen noch etwas höher als die Ariane 5 ECB, so in etwa in die Region wo die Maximalnutzlast der Ariane 5 mit neuem Haupttriebwerk und CFK-Boostern liegen würde, bei etwa 100 t höherer Startmasse (der LOX/Kerosinzentralstufe geschuldet).In der Summe also eine schöne Familie mit 2,6 bis 14,5 t GTO Nutzlast. Für LEO wären es dann 6,8 bis 32 t. Sinnvollerweise würde man die maximale Nutzlast begrenzen z.b. auf die eines ATV von 22 t und die Struktur der dritten Stufe daraus auslegen. Für LEO Nutzlasten sinnvoll ist auch bei der 0-Booster Variante der Einsatz der 40 t Oberstufe, man muss dann 20 t Treibstoff in der Zentralstufe weglassen, trotzdem steigt dann die Nutzlast in LEO von 6,8 auf 8,2 t an. Bei GTO Missionen sinkt sie dagegen um 100 kg, wegen der nun viel hohen Trockenmasse der Oberstufe,

Von den vielen Versionen sind natürlich nicht alle sinnvoll. Da Treibstoff praktisch nichts kostet würde man die Boostervarianten nur mit voll gefüllter Zentralstufe umsetzen. Die verlängerte Oberstufe bringt dann nochmals 1,8 bis 3 t mehr Nutzlast. Technisch bedingt kann man davon ausgehen, das der Träger billiger wird, je höher man in der Nutzlast kommt. Das Basismodell entspricht in den Technischen Daten der Atlas 2A Serie. Diese hatte vor zehn Jahren etwa 100 Millionen Dollar Startkosten, das wären dann heute 120 Millionen. So ist diese preislich unattraktiv. Rechnet man mit 15 Millionen Dollar pro Booster (Fertigungskosten Vega: 22 Millionen Euro, davon nur ein Teil für die etwa gleich große Erststufe) und 10 Millionen Dollar Aufpreis für die schubstärkere Oberstufe, so würde  das leistungsfähigste Modell dann 220 Millionen Dollar kosten (der Preis einer Ariane 5 ECA) - 83% mehr bei aber 440% mehr Nutzlast. Da die Booster wahrscheinlich in der größeren Variante nicht viel teurer wären,  es ändert sich ja nur das Motorgehäuse, wäre die größere Serie (136 t Booster) preislich attraktiver, allerdings verletzt sie die Forderung nach Abdeckung der Ariane 6 Nutzlastbereiches.

So bei diesem extrem langen Blogeintrag gönne ich euch einen Tag Lesepause.

13.4.2013: Money for Nothing

Gestern hat die NASA ihren Haushaltsentwurf präsentiert. Also nicht das was sie bekommt, sondern das was sie haben will. ("Request") 17,7 Milliarden sind es. Betrachtet man die einzelnen Ressorts so bleibt es beim Niveau von 2012 und auch bei der Verteilung, auch wenn es im Kleinen Umverteilungen gab. So bekommt die Erforschung der Planeten 200 Millionen das ist ein Siebtel des Budgets weniger, dafür das JWST die Summe mehr. Interessant ist dass die Raumstation nun so viele Mittel wie vorher Shuttle und Raumstation zusammen bekommt ohne das man deswegen mehr Flüge hätte. Das steigt übrigens in den nächsten Jahren noch an. Rechnet man noch die Mittel für CRS dazu, so kostet die ISS die NASA alleine 4,7 Milliarden Dollar, fast ein Drittel des Haushalts.

Mir geht es aber um das Projekt das am meisten in den Meiden kam: Das Einfangen eines Asteroiden. Dafür gab es es eine Anfangsfinanzierung einer Asteroideneinfangmission. Dazu hat Bolden sogar eine eigene Pressmitteilung herausgegeben. 40 Millionen ist die Anfangsfinanzierung, doch das ganze Projekt wurde von einer unabhängigen Gruppe auf 2,65 Milliarden Dollar geschätzt. Boulden sagt das diese Mission nützlich ist um neue Technologien wie solar-elektrische Antriebe oder Laserkommunikation zu entwickeln. "Game-Challengeng", was immer das auch heißen soll (Spiele finde ich sonst nicht sehr herausfordernd).

Nun die Entwicklung neuer Technologien ist ja nicht schlecht. Eine Reihe wird man nur für den Asteroiden brauchen wie das Einfangen dessen. Doch wenn ich solar-elektrische Antriebe im Großmaßstab, also deutlich größer als bisher mit Dawn als Rekordhalter und Laserkommunikation entwickeln will, warum mache ich das nicht mit einer wirklich nützlichen Mission. Beides könnte man gut in einer Mission um Marsbodenproben zur Erde zurückzubringen einsetzen. Diese und einige andere Technologien wie die Landung größerer Massen auf dem Mars sind auch für bemannte Missionen interessant.

Aber beschäftigen wir uns mal mit der Umsetzung. Ein 20 bis 30 Fuß großer Asteroid soll eingefangen werden. Nun zum einen kennen wir fast keine dieser Größe, weil sie mit den derzeitigen Programmen erst entdeckt werden wenn sie nahe der Erde sind, was reiner Zufall ist. Selbst 2012 DA14 war deutlich größer. Das erste wäre also viel mehr Geld für Asteroidensuchprogramme, weil für diese eine Asteroid dieser Größe bisher uninteressant war. Er ist zu klein um den Eintritt in die Erdatmosphäre zu überleben und kann zwar lokal einigen Schaden anrichten, aber nicht wie ein 100 m Brocken eine ganze Stadt auslöschen und er ist schwer zu entdecken.

Asteroid Capture20 bis 30 Fuß, sind 6 bis 9 m Durchmesser. Chrondrite, mit 86% die häufigsten Meteoriten, haben eine Dichte von 3 bis 3,7 g/cm³. Nimmt man eine kugelförmige Gestalt an, so liegt ein Brocken bei 20 Fuß Durchmesser und 3 g/cm³ bei 356 t Masse und 30 Fuß Durchmesser und einer Dichte von 3,7 g/cm³ bei 1481 t. Wenn er seine Bahn zwischen Venus und etwas außerhalb der Erdbahn zieht dürfte er eine Relativgeschwindigkeit von 4 km/s zur Erde haben wenn er dieselbe Bewegungsrichtung hat, sonst sind es über 30 km/s. Im günstigsten Fall muss ich bei einem Niedrigschubantrieb erst diese 4 km/s abbauen und dann wenn ich von der Erde eingefangen werde noch die Bahn in einer niedrigen Bahnhöhe zirkularisieren. Das sind zusammen über 7 km/s. Mit dem chemischen Antrieb wirds weniger, weil ich den hyperbolischen Exzess ausnutzen kann, dann sind noch 3,5 km/s. Das macht selbst im günstigsten Fall beim kleinen Asteroiden eine Raketenstufe mit 800 t Masse aus. Solarelektrisch brauche ich weniger Treibstoff, bei 40 km/s Ausstömungsgeschwindigkeit rund 80 t beim kleineren Asteroiden, doch dafür eben einen enorm leistungsfähigen Antrieb. Wenn man ihn 1 Jahr lang betreibt, müsste er bei gängigen Modellen z.B. rund 5 MW elektrische Leistung aufweisen. Alleine die Solarzellen um so viel Leistung zu erzeugen würden heute noch rund 28 t wiegen und heute über 20.000 m² groß sein. Das scheint man bei der NASA noch nicht realisiert zu haben, denn dort sind auf den Abbildungen die Solarpanel recht klein, in etwa so groß wie der Asteroid, haben also maximal 100 m² Fläche. Dafür brauche ich auch keine neuen Technologien, da sind selbst die für die ISS schon größer.. Mit Antrieb, Treibstofftanks etc. ist man leicht bei >120 t die zum Asteroiden befördert werden müssen, den Behälter zum Einfangen nicht mal mitberechnet. Das schafft eine einzelne SLS nicht, nicht mal die Block II Variante. Selbst von der bräuchte man rund drei Flüge (zumindest hat man nun einen Einsatzzweck für die Rakete gefunden.

In den NASA Präsentationen ist alles viel kleiner, der Antrieb soll z.B. einen Strombedarf von 30 - 50 kW aufweisen. Das ist nur etwa 10-mal mehr als Dawn hat. Wie man damit hunderte von Tonnen selbst in Zehn Jahren bewegen soll ist mir ein Rätsel.

Natürlich gäbe es Optimierungsmöglichkeiten, sofern man genügend Zeit hat. So könnte man mehrmals die Erde und den Mond in geringer Distanz passieren und so die Relativgeschwindigkeit absenken. Beim Einfangen selbst könnte der Mond die Geschwindigkeit in der elliptischen Bahn absenken. Das senkt auch den Treibstoffbedarf.

In der Summe ist es sicher machbar, wenn auch mit enorm großen Aufwand (alle Rechnungen übrigens für den günstigsten Fall, der 9 m Brocken liegt dann schon viermal höher). Doch wozu? Damit Asteroiden Asteroidenmissionen üben können, wie die NASA als Begründung angibt? Warum sollten Astronauten zu Asteroiden? So interessant sind sie nicht. Sie sind im Prinzip das Restgestein, das vom Ursprung des Sonnensystem übrig blieb und noch nicht auf einen Planeten oder Mond geknallt ist. Es ist urtümlich, aber das wars schon. Es gibt keine geologische Entwicklung wie bei Planeten.

Vor allem aber: wir haben etliche dieser Brocken bereits auf der Erde. Es gibt rund 27000 Chronditen aus Meteoritenfunden auf der Erde. Natürlich sind diese davon durch die Atmosphäre gegangen und aufgeheizt worden. Bei großen Brocken ist die Hitze aber nicht ins innere gekommen. Will ich also unverändertes Material haben muss ich diese nur aufsägen. Der größte Chrondrit wiegt übrigens 17.700 t, rund zehnmal mehr als der 9 m Brocken. Und das man den Brocken, wenn man ihn in einer Erdumlaufbahn hat zur Erde bringen will, davon war ja auch nie die Rede. Im Gegenteil: Ist er erst mal in der Umlaufbahn hat man das gleiche Problem wie bei der ISS wie man ihn sicher verglühen lassen kann, denn niemand wird ihn wohl wieder ins All befördern...

Kurzum: es ist eine reine Technologiemission ohne wissenschaftlichen Nutzen. Dann entwickelt die Technologie aber sinnvoll - mit einer Marsbodenprobensonde oder einer Kometenbegleitsonde oder etwas anderem was auch einen hohen Energieaufwand erfordert, anstatt solche dämlichen Ideen zu verwirklichen. Die NASA jammert über zu wenig Geld und startet auch kaum noch Satelliten oder Raumsonden aber für einen solchen Sch... hat sie dann immer Mittel. Leute, dann wundert euch nicht wenn euer Budget zusammengestrichen wird!


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