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Web Log Teil 331: 14.6.2013 - 17.6.2013

14.6.2013: Skylab: Die Reparatur wird vollendet

Etwas spät, weil ich vor lauter ESC-B / Ariane 6 Recherche den Termin vergessen habe, eine kleine Erinnerung an die Entfaltung des Sonnenflügels bei der Skylab 2 Mission. Zum ersten Mal, wie in einer Serie, eine Zusammenfassung. "Was bisher geschah". Am 15.5.1973 startete das Himmelslabor unbemannt als Skylab 1 Mission. Schon nach dem Start war klar, dass etwas nicht stimmte. Es wurde zu heiß und nur die Solarzellen des ATM lieferten Strom. Die Missionsleitung stabilisierte Skylab in einer Lage, die wenig Sonnenstrahlung aufnahm. Diese kostete jedoch viel Treibstoff. Es begann ein Wettrennen gegen die Zeit. Innerhalb von zehn Tagen wurden zwei Lösungen für einen Sonnenschutzschirm erarbeitet sowie fernbetätigte Werkezuge entwickelt, da es keine Festhaltemöglichkeit an der Außenseite außer auf dem Weg zum ATM gab, wo eine regelmäßige Wartung vorgesehen war.

Skylab 2 startete am 25.5.1973 und inspizierte zuerst den Status, versuchte erfolglos das noch verbliebene Solarpanel (das zweite war weg) zu entfalten und hatte dann noch Probleme beim Ankoppeln. Am zweiten Tag wurde einer der provisorischen Sonnenschirme entfaltet. Dieser konnte ohne vorheriges Training durch die Luftschleuse an die Außenseite gebracht werden. Damit war die Reparatur fürs erste beendet.

Jedoch hatte das Labor nun immer noch zu wenig Strom. Die Solarpaneele des ATM lieferten 40-50% der nominellen Leistung. Zwar war diese großzügig ausgelegt, aber doch nicht so, dass sie doppelt so viel Leistung lieferten, wie benötigt. Die Besatzung entwickelte zwar Routine Lichter und Geräte nur anzuschalten wenn sie benötigt wurden, doch <1 kW Leistung die noch für Experimente blieben, waren zu wenig, Als der erste Erdbeobachtungspass durchgeführt wurde, schallten nach kurzer Zeit ein Alarm durch die Station: für dieses Manöver musste die Station aus ihrer Orientierung auf die Sonne gedreht werden. Die Batterien wurden entladen und da zwei schon ausgefallen waren und die anderen durch die geringe Leistung nur teilgeladen waren, sank die Bordspannung unter einen Grenzwert ab. Erdbeobachtungen wurden fürs erste abgesagt.

Seit dem ersten Tag, als man durch die Inspektion der Besatzung wusste, dass das Panel noch vorhanden war, aber an einer Stelle durch einen Draht am Entfalten gehindert wurde erarbeitete die Missionskontrolle eine Lösung um es doch noch frei zu bekommen. Es wurde in einem Tank mit Wasser an einem maßstabsgetreuen Modell von Skylab die Arbeitsschritte erarbeitet. Diese Vorgehensweise war seit Gemini 11 Standard in der Vorbereitung, da Wasser wenn der Auftrieb neutralisiert wird die Schwerelosigkeit noch am ehesten simuliert.

Das Hauptproblem war, dass Skylab zahlreiche Haltemöglichkeiten und sogar einen beschrifteten Weg von der Luftschleuse zu dem direkt darüber liegenden ATM mit den Teleskopen zur Sonnenbeobachtung gab. Hier sollten die Astronauten regelmäßig Filmkassetten auswechseln, sowie auch Wartungsarbeiten durchführen. An der zylindrischen Oberfläche der ehemaligen S-IVB Stufe gab es keinerlei Haltemöglichkeit. Wie also sollten die Astronauten zu den Solarpanels gelangen, die auf dem halben Weg installiert aren? Hier schlug die Rolle der mitgebrachten Werkzeuge. Sie waren aus Geräten für die Arbeit an Strommasten und Teleskopmasten entwickelt worden. Sie bestanden aus einem Werkzeug am Ende mit einem Seilzug und verschiedenen Stangen die mit Karabinerverschlüssen auf die entsprechende Länge verlängert wurden. Die Werkzeuge wurden schon mitgeführt. Sie mussten aber nicht nur erprobt werden, sondern es musste auch eine Lösung gefunden werden, dass jeder Kraftimpuls nicht den Astronauten zum drehen oder in eine Bewegung brachte.

Die Astronauten "Rusty" Schweickhard und Ed Gibson erprobten das Manöver solange im Simulator bis sie eine Vorgehensweise erarbeitet hatten. Sie benutzten einen Drahtschneider als Klemme um den Astronauten zu fixieren. Mit einer Leine am Schneider könnte man dann zum Flügel gelangen oder an der Leine ziehen um ihn zu entfalten. Die Vorgehensweise wurde der Besatzung in allen Einzelheiten erklärt um am 7.6.2013, nach 12 Tagen im Orbit stand die entscheidende EVA an. Kerwin und Conrad stiegen aus. Schweickhard war Capcom, da er das ganze schon im Simulator erprobt hatte. Zuerst bauten sie eine Stange von 7,6 m Länge aus 5 Einzelstangen zusammen. Dann schon Conrad sie an das Solararray, bis der Kabelschneider dort einrastete. Er zog sich an der Stange entlang und überzeugte sich vom korrekten Sitz. Er ging zurück und nun mussten sie zuerst eine Pause machen, da sie auf die Nachtseite ankamen.  Auf der Tagseite angekommen, fing Kerwin nun an zu sägen, doch es schein sich nichts zu tun. Conrad hangelte sich wieder zum Array um sich das anzusehen, als plötzlich der Flügel um 20 Grad aufging und Conrad ins All hinaus gestoßen wurde. Er war durch eine Scherheitsleine aber am Wegfliegen gehindert.

Doch das Array war nur teilentfaltet. man hatte damit schon gerechnet, denn es war die ganze Zeit im Schatten gewesen und ein Dämpfergestänge wohl eingefroren. Man hatte daher schon bei der ersten Inspektion eine Leine an dem Array angebracht und auf der anderen Seite am Gitterrohrmast des ATM fixiert. Nun zogen Kerwin und Conrad am Seil, doch das Array bewegte sich keinen Millimeter. Schließlich reichte es Conrad. Er kletterte an dem Seil auf die Außenhülle von Skylab, kletterte unter das Seil und richtete sich auf. Kerwin zog gleichzeitig. Dieser starke Zug reichte aus, das Dämpfergestänge brach und der Solarzellenflügel entfaltete sich komplett - und Conrad und Kerwin wurden ein zweites Mal ins All rausgeschleudert. Nach der EVA stieg die verfügbare Leistung von 4 auf 7 kW und Skylab konnte voll betrieben werden. Es war nur durch den kleinen Schutzschirm ziemlich heiß (28 Gras Celsius, aber bei einer dünneren Atmosphäre als auf der Erde). Die zweite Besatzung sollte den endgültigen Schutzschirm montieren. Doch dazu später mehr.

wer's genauer wissen will, kann das auch in meinem Buch nachlesen.

16.6.2013: Endlich eine wählbare Partei

Vielleicht geht es euch wie mir, es ist völlig egal, was man wählt, am Ende machen die Politiker doch was sie wollen und programmatisch unterscheiden sie sich kaum. Wenn man von den Parteien weggeht zu den Splittergruppen, sei es die neue "Alternative für Deutschland" oder die schon bekannten Kleinparteien, wie die Partei bibeltreuer Christen, NPD oder mein absoluter Liebling Büso, dann sind alle gegen irgendwas. Die Büso ist die Partei, wo in den Spots mit beliebig hohen Zahlen um sich geworfen wird, und im Wahlwerbespott Rechtschreibefehler en masse sind. Das hat schon Oliver Kalkofe karikiert. Alle Kleinparteien sind gegen etwas. Gegen Homosexualität (PBC), gegen Ausländer (NPD), gegen den Euro (Büso). Nun gibt es endlich eine Partei, die für etwas ist: die Weltraumpartei

In wenigen Tagen, am 22.sten genau drei Monate vor der Bundestagswahl steigt offiziell die Weltraumpartei in den Wahlkampf ein. Alles begann vor drei Monaten bei einem „Raumcon“, einem regionalen Zusammentreffen von Mitgliedern des Vereins „Raumfahrer.net“. Es gab Diskussionen, welche Partei denn eigentlich für Weltraumforschung im speziellen oder überhaupt für Forschung und Technologieförderung im Allgemeinen eintritt, ob man als Raumfahrtfan eine der Parteien denn wählen kann. Das Ergebnis war ernüchternd. Das Thema kam in keinem Wahlprogramm vor, auch Forschungsförderung spielt meist nur eine Nebenrolle. Warum, so wurde gefragt, ändern wird das nicht? So kam aus einer Bierlaune heraus die Idee für die Weltraumpartei. Der Vorstand von Raumfahrer.net hat in den letzten Monaten die Formalitäten dafür in Rekordzeit erledigt, wie das Sammeln von 2000 Unterschriften und die Zulassung durch den Wahlamtsleiter. Wie Karl Urban mir sagte, wurde zeitweise erwogen, sogar den Verein als Partei anzumelden. Die Hürden sind für einen existierenden Verein geringer, da er schon eine juristische Gesellschaft ist (aus diesem Grunde ist auch das DLR ein eingetragener Verein). Doch dann wären alle Vereinsmitglieder automatisch auch Parteimitglieder und man erwartete daher eine Austrittswelle. So hat man den etwas umständlicheren Weg einer neuen Partei beschritten. Jedes Vereinsmitglied von Raumfahrer.net kann jedoch ohne Zusatzkosten Parteimitglied werden.

Die Weltraumpartei ist eine klassische Ein-Themenpartie: Sie vertritt ein stärkeres deutsches Weltraumprogramm. Das unbemannte Programm sollte finanziell genauso stark wie das ESA-Programm unterstützt werden, was ein Plus von 600 Millionen Euro pro Jahr wäre. Vor allem aber sollte eine deutsche Mondlandung bis zum 75.sten Geburtstag der Gründung der BRD (2024) angegangen werden. Ich wurde gebeten dieses Konzept zu überprüfen und meinen Sachverstand beim ATV und der Trägerrakete einzubringen, und ich denke es kann gelingen.

Selbst für Deutschland wäre eine Mondlandung in 10 Jahren mit nur jährlichen Kosten von 2-3 Milliarden Euro zu finanzieren. Das Geld soll durch Streichung von Subventionen wie für den Steinkohlebergbau, die landwirtschaftlichen Großbetriebe und die Banken zusammenkommen. Schon Jesco von Puttkamer rechnete vor, dass Deutschland mit nur 10% der Mittel die in die "neuen Bundesländer" in den ersten zehn Jahren nach der Vereinigung flossen, eine Mondlandung hätte durchführen können. Das Konzept der Weltraumpartei wird etwa 25 Milliarden Euro kosten. Das ist wenig, vor allem weil man schon auf existierende Entwicklungen zurückgreift. So gibt es bei EADS schon das Konzept einer Ariane 50 t, einer Ariane 5 mit 50 t LEO oder 20 t Nutzlast zum Mond. Sie könnte für wenige Milliarden aus der Ariane 5 ME entstehen. Drei Flüge dieser Rakete würden das Crewraumschiff mit Servicemodul, einen Mondlander und eine Stufe in einen Mondorbit bringen, wo sie gekoppelt werden.

Das Crewmodul wird aus dem CRV, das für 3-4 Milliarden aus dem ATV entwickelt wird, entstehen. Eine wesentliche Änderung ist nur der Einbau des Triebwerks RS-72/Aestus 2, einer Variation des Aestus mit einer Turbopumpe in das Servicemodul und größere Treibstofftanks. Der Mondlander wird in der Unterstufe ebenfalls das RS-72 und in der Rückstartstufe das Aestus einsetzen. Die Tanks der EPS könnten in beiden Stufen verwendet werden. Der Crewbereich muss neu entwickelt werden. Der Mondlander wird daher das Teil mit dem höchsten finanziellen Engagement. Eine Stufe mit einem weiteren RS-72 Triebwerk tankt im Mondorbit Mondlander und Servicemodul auf, damit diese genügend Treibstoff für die Landung und Rückkehr haben.

Da schon Existierendes verwendet wird, könnte das ganze in 6-7 Jahren entwickelt sein, allerdings wird man bei unserem trägen politischen System wohl mit einer Vorlaufzeit von 3-4 Jahren rechnen müssen. (Wären es Automobilhersteller oder Banken, so gäbe es das Geld sicher innerhalb von Wochen).

So könnte es aussehen: die ersten drei Flüge dienen zur Erprobung der Ariane 50 t. Dabei soll auch der Mondlander unbemannt getestet werden. Der Ablauf ist wie beim bemannten System (Starten der Treibstoffstufe, danach starten des Mondlanders, zuletzt starten des Crewmoduls, nur wird anstatt des Crewmoduls ein 14 t schweres Wohnmodul, das auf dem Columbus Labor basiert gestartet. Dieses verbleibt auf der Mondoberfläche und bietet rund 70 m³ Volumen für die Astronauten. Sind diese drei Starts ohne Probleme erfolgt, dann kann in einem zweiten Triplestart die Landung angegangen werden. Zuerst startet erneut die Treibstoffstufe. Einen Monat später folgt der Mondlander, der basierend auf den mit dem ATV gemachten Erfahrungen unbemannt im Mondorbit ankoppelt. Die Stufe tankt den Mondlander auf, da er für das Einbremsen in den Orbit schon ein Drittel seiner Treibstofffvoräte verbaucht hat. Einen weiteren Monat später folgt das Crewmodul aus einem umgebauten ATV mit einer Kapsel. Auch er koppelt zuerst an die Treibstoffstufe ab, die dafür kurz vom Mondlander abkoppelt. Sie tankt das Crewmodul auf und wird dann gezielt deorbitiert, nun koppelt das Crewmodul an den Mondorbiter an, die Besatzung steigt um und landet. Bis zu 14 Tage kann sie im Wohnmodul auf der Oberfläche bleiben. Die Zeit ist limitiert durch die Stromversorgung und Heizung mit Solarzellen. Sollte die Landung des Wohnmoduls scheitern oder bei folgenden Landungen an anderen Plätzen, so wäre die Aufenthaltsdauer auf 4 Tage beschränkt. Auch könnten dann nur 2-3 anstatt 4-5 Astronauten landen. Danach startet die Besatzung zurück in den Orbit, steigt in das Crewmodul um und kehrt zur Erde zurück. Das Crewmodul kann auch mit einer Ariane 5 gestartet werden und dann für den Astronautentransport zur ISS genutzt werden. Nach der Mondlandung könnte man auch eine eigene Weltraumstation angehen, auch dafür verfügt man mit den schon gebauten Modulen für die ISS über die Kompetenz in Deutschland.

Anders als die CNES macht es der Weltraumpartei auch nichts aus, das große Teile der Ariane und die Hälfte des ATV im Ausland gefertigt werden. "Das kleinkarierte Verfolgen von nationalen Interessen hat ja in der Vergangenheit nur zur Aufgabe des ATV und zur Parallelentwicklung Ariane 5 und 6 geführt. In der Summe verlieren dabei nur alle", sagte mir Karl Urban. Zu den Wahlchancen gefragt: "Natürlich rechnen wir nicht mit einem Einzug ins Parlament. Wir werden auch keinen Spitzenkandidaten, sondern nur Kandidaten für jedes Bundesland aufstellen, damit alle Stimmen für uns gültig sind. Aber wie wir schon bei der bisherigen Politik sehen, reagieren die Parteien empfindlich, wenn sie Stimmen verlieren oder meinen welche durch Versprechen gewinnen zu können. Merkel verspricht derzeit Wahlgeschenke im Umfang von 25 bis 30 Milliarden Euro. Wie viele Prozent zusätzliche Wähler mag das bringen? Wenn es nur 5% sind, und die Weltraumpartei erreicht 0,5% der Stimmen, so lohnt es sich für die kühl rechnende Kanzlerin. Zudem ist da der öffentlichkeitswirksame Teil. Die Mondlandung ist nicht teurer als die WM 2006, doch eine WM gibt es alle vier Jahre. Von einer Mondlandung werden die die sei miterlebt haben noch ihren Kindern erzählen. So eine Chance lässt sich Merkel bestimmt nicht entgehen.". Ziel ist es also die anderen Parteien (oder Merkel, denn Urban rechnet damit, dass die erneut gewählt wird) zum Handeln zu bewegen, weil die Weltraumpartei erfolgreich ist. Das ist gar kein so schlechtes Konzept. Wenn Peer Steinbrück Kanzler wird, sieht er viel mehr Schwierigkeiten. „Der ist ein Griffelspitzer, der wird jeden Cent zweimal umdrehen und hat kein Gespür für die PR-Seite des Unternehmens und das er so in die Geschichtsbücher als „Kanzler der Mondlandung“ eingehen könnte“.

Also ich weiß, wo ich am 22. September mein Kreuz mache.

17.6.2013: Wir basteln uns eine Oberstufe

Also, nachdem ich schon so viel Kritik an EADS Astrium Bremen für ihren, sagen wir mal "robusten" Vorschlag, was eine Oberstufe wiegen könnte, hier ein Gegenvorschlag. Ich will ihn soweit möglich mit realen Zahlen durchrechnen, was nicht so einfach ist, da es wenige Daten über die Massen der einzelnen Subsysteme gibt. Aber packen wir die Aufgabe an.

Da wären zuerst die Tanks. Es gibt zwei Möglichkeiten: getrennte Tanks für LOX und LH2 und gemeinsame. Für beides gibt es Vor- und Nachteile. Das Trockengewicht eines gemeinsamen Tanks ist kleiner, da der Zwischenboden nur einmal vorhanden ist. Da er aber isoliert sein muss um ein Ausfrieren des LOX und ein verdampfen des LH2 zu verhindern, ist der Gewichtsvorteil gering. Einen gemeinsamen Tank setzten EPC und Centaur ein, getrennte H10, Space Shuttle, Delta IV Zweitstufe. Man kann annehmen, dass die Wandstärke von den Belastungen beim Start vorgegeben ist. Somit ist die Tankmasse nur von der Oberfläche abhängig. Ich habe hier mal die Massen einiger Tanks die ich kenne aufgeschlüsselt. Angenommen wurde zur Vereinfachung eine zylindrische Tankform.

Tank Gewicht Abmessungen Oberfläche Gewicht pro m²
Cenatur D 1074 kg 490 x 305 cm 54,2 m² 19,6 kg/m²
Centaur G Tank 812,4 kg 414 x 436 cm 86,6 m² 9,4 kg/m²
Space Shuttle LOX Tank 4.763 kg 1503 x 838 cm 506 m² 9,4 kg/m²
Space shuttle LH2 Tank 11.341 kg 2946 x 838 cm 886 m² 12,8 kg/m²
EPC 5.600 kg 2380 x 540 cm 174,3 m² 32,1 kg/m²

Wie man sieht haben die Tanks recht unterschiedliche Massen. Die Centaur D hatte noch abwerfbare Panels, die ich hier zur Masse mit dazu gezählt habe. Bei der Centaur G für die Titan und Space Shuttle entfielen diese. Die Centaur besteht aus Edelstahl, aber mit Innendruckstabilisierung. Der Space Shuttle LOX Tank steht so günstig da, da er nicht zylindrisch ist, sondern in einer Spitze ausläuft, hier aber als Zylinder berechnet wird. Wäre er zylindrisch wie der LH2 Tank, so wären es ebenfalls 12,2 kg/m². Die EPC hat anders als der Shuttle SWLT eine konventionelle Legierung (2219) und eine ungünstige Form mit der großen Länge.

Als Basis könnte man den Shuttle SWLT nehmen, der auch die Kräfte von zwei Feststoffboostern aufnehmen muss. Die noch günstigere Centaur G bekommt diese auch mit, aber gepuffert durch die Core 2 bei der Titan oder das Shuttle beim Shuttleeinsatz. Also rechne ich mal mit 13 kg/m², was einer Aluminiumdicke von 4,2 mm entspricht. Die Treibstoffmenge sollte wie bei der ESC-B sein, also 4 t LH2 und 24 t LOX. Das ist bei den Dichten von 0,069 kg/m² und 1,14 kg/m³ ein Volumen von 60 m³ und 21 m³. Bei 4 m Tankdurchmesser mit 10% Zuschlag für das Druckgas sind dies 5,2 und und 1,9 m Länge, zusammen sind dies 139,5 m², was einer Masse von 1814 kg bei getrennten Tanks entspricht. Alternativ könnte man zwei kugelförmige Tanks mit 5,18 und 3,53 m Durchmesser nehmen. Das ist die Form mit der kleinsten Fläche. Das sind 123,9 m² oder 1611 kg Gewicht.

Am einfachsten ist das Triebwerk. Das Vinci wiegt ohne Düse nach EADS Angaben 160 kg. Dazu kommt die Düse hinzu. Das RL10B wiegt 312 kg, davon 37 kg die ausfahrbare Düse, das RL10A-4 mit kurzer Düse 132 kg. Mann kann also nochmals 160 kg für die Düse ansetzen, dann ist man bei 320 kg. Es gibt auch höhere Angaben für das ganze Triebwerk von 550 bis 610 kg, doch erscheinen die sehr hoch. eventuell wurde das Schubgerüst oder anderes hinzugerechnet. Das Schubgerüst wiegt 171 kg.

Schwer einzuschätzen sind die anderen Subsysteme, sprich Strukturen (oberer Abschlussring, Zwischentanksektion), die Druckgasflaschen, der Hydrazintreibstoff zur Lageregelung, die LH2-Startbehälter, Computer, Telemetrie, Batterien. Basierend auf der Centaur G mit fast derselben Treibstoffzuladung (23,1 t) habe ich folgende Massen identifiziert: Tanks: Zwischentanksektion und sonstiges: 300 kg, Aktoren, Druckgas, RCS Treibstoff. Fülleinrichtungen: 507 kg. Avionik, Telemetrie, Batterien: 408 kg

Damit ergibt sich folgender Massen-Breakdown:

Subsystem Masse
Tanks mit Isolation 1.814 kg
Zwischentank, Stufenabschluss 300 kg
Triebwerk mit Schubrahmen 491 kg
Druckgas, Verniertreibstoff, Aktoren etc. 507 kg
Instrumentierung 408 kg
Gesamtmasse trocken 3.520 kg

Das sind mehr als 2,5 t weniger als EADS Astrium anstrebt und liegt in etwa auf dem Niveau der Delta IV Zweitstufe mit ähnlichen Leistungsdaten (Treibstoffzuladung 27,2 t vs 28 t, Trockenmasse 3,49 t vs 3,52 t, Triebwerk mit 110 kN Schub vs 180 kN Schub. Es gibt einige Unsicherheiten bei Triebwerk und Tank, aber da man den Tank um 200 kg leichter machen kann beim Übergang auf kugelförmige Tanks und dann das Triebwerk auch 230 bis 290 kg mehr wiegen kann, gleicht sich dies fast aus.

Mit dieser Auslegung würde die Ariane 5 ME auf 14,5 bis 14,7 t beim Doppelstart kommen. Mit Kosten von 11.700 Euro pro Satellit im Doppelstart (Startkosten 160 Millionen Euro, 13,7 t Nutzlast ohne Sylda-5) liegt sie gleichauf mit einer Ariane 6 mit 6 t Nutzlast (11,670 Euro/kg). Auch die Nutzlast reicht nun aus zwei fast 7 t schwere Satelliten zu transportieren (oder sogar noch größere). Morgen noch ein paar Bemerkungen zur Ariane 6.

18.6.2013: Die Ariane 6 für lau

Nun da die CNES für die Ariane 6 ein reines Feststoffkonzept für die unteren Stufen anstrebt habe ich mir mal gedacht - kann man das nicht auch billiger haben? Man kann. Wir haben den P85 antrieb mit 88 t Treibstoff, der ist zwar etwas kleiner als der P135 Booster ist, aber das kann man durch eine größere Anzahl wettmachen. Rund um einen P85 der Vega kann man aus geometrischen Beschränkungen maximal sechs weitere montieren. Mit zweien resultiert eine Startbeschleunigung von 14,2 m/s, etwas wenig für Feststoffantriebe, aber annehmbar. Mit sechs sind es 19,5 m/s. Unter der Annahme, dass der P135 das gleiche Voll/Leermasseverhältnis hat und den gleichen spezifischen Impuls kann man auch bei unbekannter Oberstufenmasse die Nutzlast abschätzen, indem man einfach die Masse berechnet die bei gleicher Abtrenngeschwindigkeit abgeliefert wird. Ich habe hier mal eine Schätzung des P 135 (hochskaliert) zusammen mit denen des schon existierenden P85 angegeben. Die Oberstufe habe ich mit den Daten der ESC-B angegeben. Demnach kann man mit 2-6 Boostern zwischen 25 und 7 t transportieren, also sogar mehr als bei der Ariane 6.

Für die Vega ist eine Erhöhung der Treibstoffmenge der ersten Stufe auf 100 t vorgesehen. Das erhöht die Startnutzlast bei der zwei Booster Variante auf 3,1 t. Damit liegt sie gleichauf mit der Ariane 5 in der kleinen Version. Die 4-Boostervariante kommt auf 5,9 t also knapp unterhalb der Ariane 6 in der größten Version. Es reichen dann also die zwei und vier Boosterversionen aus. Mit sechs Boostern hätte man die Möglichkeit die Nutzlast auf 8,1 t zu steigern.

Der nutzen ist offensichtlich: man braucht keine neue stufe zu entwickeln, die Vega würde ebenfalls billiger werden, weil die P85 eine höhere Stückzahl aufweist (geringere Stückkosten). Nur eines ist es nicht: ein fetter Entwicklungsauftrag für die Industrie. Wie man auf die Idee kommen kann drei Antriebe in ein Gehäuse zu bauen und darauf eine zweite Feststoffoberstufe zu setzen? Wohl nur wenn man unbedingt was neues ausprobieren muss. Da angesichts der Summen, die man für ESC-B und Ariane 6 hinblättern muss, der wichtigste Grund ist warum man das so entwickelt, hier mein Vorschlag für die CNES für neue Entwicklungen, die noch teurer sind bei der Ariane 6:

Erste Stufe (Booster): Hybridantriebe auf der Basis von FLOX/Polyethylen oder Booster auf Bassi von LOX/Methan (Volga Triebwerk)

Zweite Stufe (Zentralstufe): LOX/LH2 Hochdrucktriebwerk auf Basis des Staged Combustion Prinzips

Oberstufe: Modifiziertes Vinci Triebwerk für die Nutzung von LF2.

Damit beherrscht Europa alle nur irgendwo popagierten Spitzentechnologien. Das der Trend woanders gerade anders rum geht, zu bewährten Konzepten wie LOX/Kerosin (Angara, Falcon, Langer Marsch 5) oder Verzicht auf Leitung für niedrigere Kosten (Delta 4) juckt die europäische Industrie ja nicht. Warum eigentlich nicht? Warum kostete die Delta 4 Entwicklung nur 1630 Millionen Dollar, die ESC-B aber mit schon vorinvestierten Mitteln 1,6 bis 2 Milliarden Euro (2002 waren noch 699,1 Millionen vorgesehen). Warum braucht man für einen P135 Antrieb den man für die Ariane 4 zusätzlich braucht und einigen Bodenanlagen weitere 4 Milliarden Euro? Was ist aus der Industrie geworden, welche die gesamte Ariane 1-4 Familie für weniger als 3 Milliarden Euro (inflationskorrigiert) samt Bodenanlagen und 4 Testflügen entwickelt hat?

Da es nur um Entwicklungsaufträge geht noch ein weiterer Vorschlag: Am besten entwickelt ihr, die Rakete so dass sie nur 6 t Maximalnutzlast hat. Dann wird sie 2021 fliegen, wenn Langer Marsch 5 10-15 t in GTO, die Falcon Heavy 12,7 t in GTO und die Angara 7 mit 12,5 t Nutzlast zur Verfügung stehen und Satelliten schwerer werden - derzeit sind die meisten 6 t schwer, weil die meisten Provider zwei Träger zur Auswahl haben wollen und nach Ariane 5 liegen Sealaunch und Proton M als nächst leistungsfähigere bei 6,2 bis 6,6 t.

Aber ich weiß schon was 2011 dann kommt, dann wird man eine Ariane 7 fordern, weil die Ariane 6 zu klein ist. Die wird dann wahrscheinlich für 10 Milliarden Euro mit 12 t Nutzlast zu entwickeln sein, denn die Ariane 5 hat man dann ja ausgemustert.

19.6.2013: Die Mondumrundung der Dragon

Zuerst dachte ich, ordne ich den Beitrag der nun kommt, wieder als "Satire" ein. aber da wahrscheinlich alle beim Stichwort SpaceX erst mal schauen ob es sich um Satire handelt und ich auch meinem Grundsatz treu bleiben möchte, das wenn das Hauptthema ein technisches Problem ist, es unmöglich ist und das bei diesem Thema nicht der Fall ist ordne ich es mal wieder unter Raumfahrt ein.

Es geht um den Erstflug der Falcon Heavy. Warum nutzt man ihn nicht um eine Dragon zum Mond zu bringen und wieder zurück? Der Flug hat keinen zahlenden Kunden, Dragons hat SpaceX schon vier rumstehen (sie müssen zumindest bei den COTS/CRS Flügen jeweils nach Vertrag eine neue bauen) und so wäre es für die Firma kostenfrei. Was wäre der Nutzen? Nun vor allem, und das weiß niemand besser als die Verantwortlichen bei SpaceX, ist es Aufmerksamkeit. Man kommt in den Medien vor, man kann damit werben, es macht Politiker auf die Firma aufmerksam, was sicher nicht schlecht ist, wenn noch zwei Drittel bis drei Viertel der Aufträge von der NASA oder dem DoD kommen.

Aber zuerst mal ein Update für alle die die Firma nicht so sehr verfolgen. Ich sagte ja schon früher, dass man die Raketen für die angebotenen Preise und zu den angegebenen Entwicklungskosten nur fertigen kann, wenn man spart. Und das zeigte sich auch in den letzten Wochen. Im März erst wurde die Qualifikation des Merlin !D (alleine) abgeschlossen. Nach nur 28 Tests mit 1970 s Betriebszeit. Das ist nichts, verglichen mit dem anderen Triebwerken. 1970 s Betriebszeit sind gerade mal die Gesamtbetriebszeit aller Merlin Triebwerke bei einem Flug der Falcon 9. Woanders sind Tests über 50 bis 200 Missionen Flugzeit üblich, alleine schon um statistisch sicher zu sein, versteckte Fehler zu finden. Die Folgen zeigten sich in den letzten zwei Wochen, beim Test aller 9 Triebwerke zusammen (bisher nur einzeln). Vier Anläufe hat SpaceX seit dem 31.5.2013 unternommen. Sie wurden nach 2 s, 10 s, 112 s und 70 s abgebrochen. Einmal brach eine Triebwerksaufhängung und es flogen teile weg, einmal brach ein Feuer aus. Damit das nicht passiert, testet man eben nicht nur über eine Mission. Nach 2 s ist man noch vor dem Abheben, der Ausfall nach 10 s hätte zu einer Katastrophe geführt, zu diesem Zeitpunkt hat die Rakete noch nicht so viel Treibstoff verbraucht als dass sie diesen Ausfall abfangen kann.

Was mir allerdings neu war, ist das die Preise auch auf Kosten der Belegschaft gehen. SpaceX Angestellte sollen "freiwillig" 12-14 Stunden pro Tag arbeiten. Sie werden über Firmenanteile gebunden - den Trick kenne ich schon von Microsoft. So hat Bill Gates seine Programmierer gebunden. Siue bekamen Firmenanteile, die erst etwas wert waren wenn Microsoft an die Börse ging, was er erst tat als der interne Druck in der Firma sehr groß wurde und Leute die Firma verließen und die Aktienoptionen verfallen ließen, die sie beim Wechsel verloren. Sie hatten keine Lust mehr zu warten. Programmierer bei SpaceX möchte ich auch nicht sein. Wer dort einen Fehler macht der zum Stopp eines Compilerlaufs führ,t neben den wird ein Papp-Justin-Bieber platziert. Bei uns wäre das ein Grund den Betriebsrat aufzusuchen, wenn nicht Mobbing. Bei SpaceX isst man stolz auf solche Praktiken. Klar so kann man sogar China im Preis schlagen. Denn selbst in China wird ausführlich getestet und Leute gut bezahlt, im Prestigesektor Raumfahrt sogar besonders gut.

Aber zur Idee: Wenn der Falcon Heavy Jungfernflug ohne Nutzlast ist, warum ihn nicht sinnvoll nutzen? Das Ziel: Der Mond. So würde es gehen: eine Falcon 9 bringt in einer ersten Zündung zuerst die Oberstufe und eine Dragon Kapsel in einen Orbit. Beim Überqueren der Bahnebene des Monds, zündet die Oberstufe erneut und bringt die Dragon auf einen Kurs zum Mond. Kurskorrekturen auf dem Weg dorthin und zurück zur Erde führt die Dragon aus, sie hat dafür Treibstoff in ausreichender Menge an Bord, der ausreichen muss um auch eine voll beladene Kapsel im Orbit anzuheben und später zu deorbitieren. Im einfachsten Szenario umrundet die Dragon nur den Mond. Durch die offenen Fenster könnte eine HD-Videokamera Aufnahmen der Mondumrundung  machen oder die Erde gegen das Weltall aufnehmen. Wer hat diese faszinierenden Bilder vergessen? Die einzige Änderung die nötig wäre, wäre ein Hitzeschutzschild, der stärker ist und den Eintritt mit Fluchtgeschwindigkeit (doppelte Energiemenge) aushält. Dieses Szenario ist in jedem Falle möglich. Eine Dragon wiegt leer je nach Quelle maximal 4,9 t, dazu kommen noch maximal 1,29 t Treibstoff hinzu, zusammen also 6,2 t. Bei 45 t LEO Nutzlast reicht dies in jedem Falle aus, eine Kapsel auf eine Freiflugbahn um den Mond zu bringen, so wie dies Russland mit ihren Sond 4-8 machte. Die Freiflugbahn führt die Kapsel automatisch zurück zur Erde.

Interessanter und herausfordernder ist es in einen Mondorbit einzubremsen, dort einige Tage zu bleiben und ihn dann wieder zu verlassen. Dazu brauchten die Apollomissionen mindestens 1800 m/s. Mit Reserve bin ich von 2000 m/s ausgegangen. Das Manöver müsste von der zweiten Stufe durchgeführt werden, die dazu natürlich besonders isoliert sein muss, damit der flüssige Sauerstoff vorher nicht verdampft. Das der Treibstoff reicht, ist nun nicht so offensichtlich, da muss man rechnen. Da die Daten der Falcon 9 v1.1 noch unbekannt sind, habe ich einfach mal eine entsprechend dem höheren Startgewicht gestreckte Stufen angenommen. Die Booster sollen den von SpaceX angegebenen Strukturfaktor von 30 aufweisen. Das Resultat: Ohne Crossfeeed kann eine Falcon Heavy 6190 kg Nutzlast zum Mond befördern. Es verblieben noch 5500 kg Treibstoff in der letzten Stufe. Bei einer Trockenmasse der zweiten Stufe von 4100 kg und einem spezifischen Impuls von 3355 m/s reicht das nicht aus um die Umlaufbahn wieder zu verlasen (delta-V 1439 m/s). Mit Crossfeed sind es 8500 kg in der letzten Stufe, das reicht aus (Delta-V: 2020 m/s). Nur bezweifele ich dass sie Crossfeed schon beim ersten Start ausprobieren werden, das erhöht das Risiko. so bleibt immerhin noch ein Mondumflug.

Was ich in jedem Falle mitführen würde, sind einige Lebewesen. Schließlich will die Firma langfristig ja Astronauten befördern. Russland schickte mit ihren Sond auch Tiere mit, die eine Woche ohne Nahrung und Wasser auskommen wie Schildkröten. Auch einige Säugetiere, die uns näher stehen und empfindlicher auf Temperaturschwankungen reagieren, kommen so lange ohne Wasser aus. Bei Skylab flogen Taschenmäuse mit, die bei einem Nahrungsressorivor ohne Wasser über Wochen auskommen sollten. Ein Mondumflug dauert 7-8 Tage, das wäre also kein Problem. Bislang flogen keine Lebewesen mit. Bei den ISS Versorgungsflügen dürfen Tiere nicht mitfliegen und beim ersten Einsatz der Vollversion der Dragon hat man nichts riskiert und einen Käse mitgeführt.

Wenn der Flug klappt könnte er auch SpaceX auch ein neues Geschäftsfeld eröffnen: Mondflüge, denn mit der Cross-Feeding Variante kann man ja in eine Umlaufbahn einschwenken. Astronauten und Innensysteme wiegen zwar auch was, doch wenn man den Treibstoff für die Dragon reduziert (es werden a nur kleine Kurskorrekturen gemacht, keine Ortbitänderungen bei ISS-Missionen) und vielleicht nur einen elliptischen Orbit anstrebt, dann müsste das gehen. Das wäre sicher für entsprechend betuchte interessant - es gibt einige Hundert Astronauten, doch den Mond umrundeten  nur 25. Zudem kann man die Erde aus der Ferne sehen, sicher ein umwerfendes Ereignis. Die Mehrkosten wären eigentlich nur die höheren Startkosten von 70 Millionen Dollar, teilt man das durch 7 Astronauten, so sind es 10 Millionen oder ein Drittel mehr als SpaceX von Bigelow für LEO Transport bekommt.

Was gemacht werden müsste wäre eine Isolation der dritten Stufe, zumindest des LOX-Tanks. Bei der Centaur die noch empfindlicher ist (LH2 Tanks) hätte eine Isolation für einen 14 Tage Betrieb 657 kg gewogen. Dabei ist deren Tank in etwa gleich groß wie die Falcon 9 Zweitstufe. Das Mehrgewicht wäre zu verschmerzen. Heute würde man wahrscheinlich intelligenter vorgehen und ein Sonnensegel aufspannen, das die Erhitzung des LOX-Tanks verhindert und ihn nur mit einer dünnen Polyurethanschicht belegen, die die Wärmeaufnähme durch Infrarotstrahlung der Erde und des Monds verhindert. Das wäre weitaus leichter.

In der Summe halte ich es durchführbar. Man sollte zumindest den Umflug versuchen.

20.6.2013: Wann ist ein Raumfahrtprojekt für mich interessant

Die Postings von "Jewgeni-7" bringen mich zu meinem heutigen Thema. Ich bekomme ja immer wieder die Anfrage. "Bernd was hältst du von Firma xx oder Konzept yy". und die meisten sind erstaunt wenn ich die Firma und das Konzept nicht kenne. Auf meinem Horizont kommt erst etwas wenn es umgesetzt wird und das hat seinen Grund.

Wer einmal tiefer in en Archiven von Weltraumbehörden stöbert wird bald sehen, dass es enorm viele Studien, Vorschläge oder Projekte gab. Zum einen haben sie ihre Ursache darin das Weltraumagenturen auch in das wissenschaftliche System eingebunden sind, auch wenn primär sie keine Wissenschaft betreiben. Doch wer nicht publiziert, der geht unter. So werden neben Ergebnissen und Zusammenfassungen natürlich auch Ideen in Fachzeitschriften, Kongressen etc. publiziert. Ob diese umsetzbar sind oder nicht oder ob sie jemals angegangen werden ist ein anderes Blatt.

Eine Stufe höher sind interne Studien, die entweder von Firmen selbst gemacht werden, weil sie hoffen ihre Hardware weiter verkaufen zu können (Beispiele: Pläne für vergrößerte Gemini Kapseln, Umbau von Skylab 2 zu einem von Space Shuttle angeflogenen Labor, Upgrades von Trägerraketen) oder von der Raumfahrtagentur in Auftrag gegeben wurden. Eine Studie ist ein billiger Weg etwas zu prüfen. Es muss aber nicht heißen, dass man es auch umsetzt. So hat die DLR erst intern die Möglichkeit von Upgrades der Vega untersuchen lassen und dann zwei Studien an EADS vergeben (zwei, weil das Ergebnis nach der ersten war, das die Nutzlast absinken würde). Die erste hat 500.000 Euro gekostet. Nicht wenig Geld, aber immer noch viel billiger als eine Oberstufenentwicklung.

Die letzte Kategorie ist die wo tatsächlich was gebaut oder getestet wird, aber niemals umgesetzt. Das ist für Laien oft schwer vermittelbar, dass es enorme Unterschiede zwischen Prototypen und Serienfertigung gibt. Ein Prototyp kann Jahre von einem Serienexemplar entfernt sein und die Mittel bis dahin sind erheblich höher als die die man braucht den Prototypen herzustellen. Ein aktuelles Beispiel ist die ESC-B Oberstufe. Sie sollte ursprünglich bis 2006 entwickelt werden, doch 2003 wurden alle Mittel in einen Ariane 5 Rettungsplan investiert. Was man seitdem auf Sparflamme weiterentwickelt hat ist das Vinci Triebwerk. Ich bin nicht voll auf dem laufendenden, aber schon 2008 hatte das Triebwerk über 3500 Testsekunden akkumuliert, aber eben noch nicht in der endgültigen Version und selbst wenn man die hat, schließen sich noch Dutzende Tests an um zum einen alle Situationen durchzuprobieren und zum anderen statisch sicher zu sein. Wenn man ein Triebwerk 10-mal testet, dann kann man nicht die Zuverlässigkeit genauer als eine Dezimalstelle angeben, denn selbst wenn kein Fehler auftritt, so könnte er doch beim nächsten Test auftreten und dann wäre die Zuverlässigkeit 91%.

Diese Tests sind teuer und dauern. Nehmen wir als Beispiel das Vulcain 1. Das Ariane 5 Programm wurde im Dezember 1987 endgültig beschlossen. Der erste komplette Triebwerkstest erfolgte schon am 5.7.1990, also zweieinhalb Jahre später. Der Jungfernflug erfolgte aber erst sechs Jahre später. Bis dahin hatten 13 Exemplare 278 Tests absolviert und 87.000 s Testzeit (entsprechend 143 Missionen) akkumuliert. Das ist das teuerste, nicht die Triebwerksentwicklung. Man kann das natürlich sich sparen, das ist das Konzept von SpaceX und über andere Maßnahmen dann die niedrige Zuverlässigkeit abfangen.

Beliebt sind auch Tests mit Triebwerken mit veränderten Bedingungen. So hat man das RL10 mit der Mixtur LOX/Methan und Fluor/Wasserstoff getestet oder man hat eine Schubreduzierung erprobt oder extreme Mischungsverhältnisse wie LOX/LH2 >8 (also Sauerstoffüberschuss). Das Triebwerke dies kurzzeitig oder über einen vollen Zyklus aushalten heißt aber noch lange nicht, das sie dafür geeignet sind.

In diese Kategorie entfallen viele Dinge. Die USA haben experimentell Triebwerke mit Kernreaktoren erprobt. Russland exotische Treibstoffmischungen wie Fluor/Ammoniak. Das ist relativ einfach möglich. im Prinzip ist ein Triebwerk nur eine Verbrennungsmaschine. Sofern man die Kühlung gewährleistet und die Treibstoffe oder Verbrennungsprodukte nicht die Materialen angreifen kann man jeden Treibstoff verbrennen. Nur ob es optimal ist, ist eine andere Sache. So müssen um ein Beispiel zu nehmen, bei flüssigem Wasserstoff die Turbopumpen ein vielfaches des Volumens wie bei Kerosin fördern. Weiterhin verdampft er bald und die Kühlung der Brennkammer muss daher angepasst werden. Doch wenn man sich mit niedrigen Brennkammerdrücken und geringem Treibstoffdurchsatz beschränkt, kann man auch mit einem für andere Treibstoff ausgelegten Triebwerk diese Kombination verbrennen. Das hat Aerojet schon mit den LR87 demonstriert die zuerst LOX/Kerosin, dann NTO/Aerozin und experimentell auch LOX/LH2 verbrannten.

Bei den kommerziellen Firmen sieht die Situation nochmals anders aus. Das gilt nicht nur für Newcomer, sondern auch für etablierte Firmen wie Lockheed oder Boeing. Hier gibt es nur noch Öffentlichkeitsarbeit, das bedeutet alle Details über Trägersysteme, selbst solche "Basics" wie Stufenmassen oder Abmessungen werden nicht mehr veröffentlicht. stattdessen gibt es Interviews oder allgemeine Informationen oder eben schöngefärbte Presseartikel. Andere schreiben diese ab oder erzählen diese nach, doch sehe ich dies nicht als meine Aufgabe und ich will mich so auch nicht instrumentalisieren lassen.

Nachdem ich bei SpaceX 2005/2006 darauf reingefallen bin und über die Firma damals sehr positiv schrieb, bis sich herausstellte das sie zum einen die für technisch interessierte wichtigen Angaben schuldig bleiben, zum anderen Negatives verschweigen oder kleinreden. Bei privaten Firmen habe ich den Grundsatz, zumal jeder eine Firma gründen kann, "wenn das ganze vor dem Start steht, dann beschäftige ich mich damit, vorher nicht". Das sortiert zum einen die 90% aus, die nicht soweit kommen, zum anderen spart das viel Zeit, denn je weniger eine Firma publiziert, desto aufwendiger ist die Recherche. Wenn ich alleine mal dran denke wie viel Zeit SpaceX mich schon gekostet hat, da hätte ich wenn es die Saturn V gewesen wäre ein ganzes Buch schreiben können - da muss man nicht nach Informationen suchen, sondern viel lesen und entscheiden was man weglässt. Das ist eine wesentlich komfortablere Sitation.

Leider treffen nicht alle diese Unterscheidung in welchem Stadium ein Projekt ist. Michel Van meint zum Beispiel ich lasse in meinen Büchern immer was weg, weil ich mich nicht mit jeder Studie über Trägerraketen oder Skylab-Erweiterungen beschäftige. Jewgeni-7 scheint auch diese Unterscheidung nicht zu treffen, dabei sollte ihm auffallen, das er 2012 noch Methan als den Treibstoff der Zukunft für Russland anpreist und nun (ein Jahr später) ist es Acetam, eine Mischung von Ethin und Ammoniak. Wahrscheinlich wurden Studien gemacht welche Treibstoffkombinationen es als Alternative zu LOX/Kerosin gibt, die man mit den bisherigen Triebwerken ohne größere Änderungen verbrennen kann. Ob man dies umsetzt ist eine andere Sache.


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