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Web Log Teil 336: 6.7.2013 - 10.7.2013

6.7.2013: Noch immer aktuell: Gastbeiträge

Wei ihr sicher gemerkt hat habe ich für alle die regelmäßig Gastbeiträge veröffentlicht haben und auch sonst aktiv im Blog sind "Herausgeber" Accounts angelegt, das ist die nächste Stufe unter dem Admin. Das heist sie dürfen (fast) alles. Sie können nun auch direkt posten und wer bisher alles vorher in Word gemacht hat, kann sich nun selbst um die Formatierung und ihre Probleme kümmern.

Ich hoffe auf viel mehr Gastbeiträge, vielleicht gibt es auch einen gesunden Wettbewerb, nachdem man sieht wie viel jeder Autor jeweils publiziert hat. Davon profitieren alle. Die Leser, weil es eine neue Sicht der Dinge gibt, und auch ganz neue Themen jenseits meines Dunstkreises. Die Autoren die meistens viel mehr Rückmeldung bekommen als ich und nicht zuletzt ich, weil ich nicht mehr so viel schreiben muss. Ich arbeite ja immer noch auf das Endziel hin nur noch jeden zweiten Tag einen Blog zu verfassen, was klappen würde, wenn jeder der vier derzeit aktiven Gastautoren drei Gastblogs pro Monat verfassen würde.

Natürlich steht der Blog auch neuen Autoren offen. So gibt es hier keinen SpaceX Anhänger. Mich wundert das immer. Nicht mal die Redakteure einer anderen Website die an meiner kein gutes Haar lassen haben die Gelegenheit genutzt einen Gastbeitrag zu verfassen. Dabei ist mein Blog offen für alle, auch die die nicht meiner Meinung sind.

An die bisherigen Autoren eine Bitte: Blogs bitte mindestens einen Tag vorher per Mail ankündigen, da ich die Artikel nicht online schreibe sondern per Copy und Paste einfüge und dann erst das Datum auf morgen (oder noch später) ändere. So sehe ich die Liste aller Artikel meistens nicht. Es sollte auch nur ein Blog pro Tag erscheinen und wenn ihr euch noch was aufhebt für die Zeit wo ich ins Allgäu gehe (April/Mai) oder September/Oktober um die 8-11 Tage zu füllen wäre das auch nicht schlecht.

Bald soll ein Artikel über Programmiersprachen von Michael K. erscheinen, er hat ja angekündigt, dass seine Werbungsmethode enorm viele Abrufe generiert und war enttäuscht das es nur etwa 21.000-25.000 Abrufe des Blogs um Monat gibt.

7.7.2013: Die rätselhaften Fehlerursachen der Proton

Wie sicher jeder mitbekommen hat, hatte die Proton (mal wieder) einen Fehlstart. Außergewöhnlich war, dass anders als bei allen letzten Fehlschlägen diesmal die erste Stufe versagte. Noch ungewöhnlicher ist aber die Ursache. Zuerst hieß es eines der Triebwerke wäre ausgefallen. Das klingt für mich noch einigermaßen plausibel. Bei einem Ausfall gibt es eine Schubasymmetrie die wenn der Träger nicht ausgelegt ist sie abzufangen relativ zwanglos diesen Looping erklären kann. allerdings hätte sie auch langsamer werden müssen, denn die Rakete startet mit 14 m/s. Bei einem Verlust müsste der Schub auf 11,7 m/s absinken. Berücksichtigt man die Erdbeschleunigung g, so ist das eine Steiggeschwindigkeit von 4,2 und 1,9 m/s.

Nun hat man als Ursache aber ein zu schnelles Abheben ausgemacht. Der Träger sei eine halbe Sekunde zu früh abgehoben. Nun kann eine halbe Sekunde bei einem Hochdrucktriebwerk viel sein. Ich habe also mal nachgeschaut was ich über die Triebwerke weis und stieß auf folgendes; "Die Triebwerke werden 3,1 Sekunden vor dem Start gezündet, 1,6 Sekunden vor dem Start auf 40 % Schub und schließlich 0,15 Sekunden vor dem Abheben auf 107% Schub hochgefahren.". Das galt für die alte Generation, die neue ist etwas leistungsfähiger, doch denke ich das Zeitverhalten wird ähnlich sein. Sicher kann es sein, dass bei einem Abheben 0,5 s zu früh sie noch nicht den vollen Schub haben. doch zwei Dinge sind dann merkwürdig. Mit weniger Schub müsste die Rakete langsamer abheben, davon bemerkt man nichts. Stattdessen sieht der Start zuerst normal aus und dann kippt sie.

Noch seltsamer ist die Begründung was dann passierte. Das Steuersystem hätte das erkannt und die Rakete von der Startplattform wegbewegt. Also wenn ich ein Problem habe dann sprenge ich entweder die Rakete, oder wenn ich befürchte das es Beschädigungen der Startplattform durch eine bodennahe Explosion gibt, dann würde ich die Triebwerke so lange sie möglich betreiben um möglichst viel Triebstoff zu verbrauchen und sie möglichst weit weg vom Startplatz zu bringen, aber nicht in einem Bogen nahe der Startgelände aufschlagen lassen.

Vor allem ist die Begründung nicht nachvollziehbar. Wenn die Rakete trotz zu geringem Schub abhebt, dann hat sie spätestens nach 0,5 s den nominalen Schub, nur ist sie nun eben 1-2 m von der Startplattform entfernt, aber die Ausgangslage ist praktisch die gleiche, die Mission hätte also durchgeführt werden können.

Das ganze macht als Erklärung keinen Sinn, weder technisch noch logisch. Es ist nicht die erste dieser Art, so fiel ja ein Start aus, weil man zu viel Treibstoff in die Oberstufe geladen hatte. Die Frage ist natürlich erstens wie das möglich ist und zweitens warum man eine Stufe so konstruiert, dass sie zu viel Treibstoff aufnehmen kann. Vor allem ist das ja bei einem Block-DM passiert, der mehrere Zündungen durchführen kann und normalerweise direkt nach der dritten Stufe zum ersten Mal gezündet wird.

Andere spekulieren (anders als die obigen beiden Erklärungen keine offizielle Version) das die Schubvektorsteuerung versagte. Zumindest ein Triebwerk sei in einer extremen Stellung gewesen. Das wäre eine Erklärungsmöglichkeit. allerdings müsste man das mit fünf Triebwerken kompensieren können.

Was wohl die wahre Ursache ist: Die Proton war schon immer die Rakete mit der schlechtesten Zuverlässigkeit. Beim Fehlstart von Phobos Grunt wurde bekannt, dass die russische Raumfahrtindustrie stark ausgeblutet ist. Die geringen Mittel führten zum Abwandern der Jungen in den Westen, die Alten gingen nach und nach in Pension. Es fehlt schlicht und einfach an erfahrenem Personal. Hier mal eine Statistik mit dem Stand 7.5.2013, also ohne den letzten Fehlstart, von je 39 Starts wurden die Statistik erstellt:

JahreErfolgeMisserfolge
1965-19732316
1973-1980345
1980-1984372
1984-1987363
1988-1991363
1991-1995381
1996-2000363
2000-2005381
2005-2010363
2010-2013294
Sehr deutlich wird, das die Proton nach sehr vielen Fehlstarts immer zuverlässiger wurde. Nach dem Zusammenbruch der SU stiegen die Fehlstarts an, um danach wieder das niedrige Niveau einzunehmen. Erst mit der Einführung der Breeze wurde es wieder schlimmer. Die Block DM-2 ff Serie hat eine Zuverlässigkeit von 93,7%, die Breeze-M Serie dagegen eine von 89,7%.

Dafür wird nun aber ein "Criminal case" aufgerollt. Es muss ja jemand schuld sein. das hat ja in Russland Tradition. Mich würde nicht wundern, wenn es amerikanische Spione waren die dafür verantwortlich sind, vielleicht sogar von SpaceX angeheuerte Saboteure....

8.7.013: Man kann es überschätzen

Ich lese gerade von T.A. Heppenheimer "Development of the Space Shuttle 1972 - 1981" und ganz am Anfang ist auch die Tabelle, die sicher heute jeder Raumfahrtfan als völlig überzogen optimistische Einschätzung kennt: die Aufstellung der Shuttle Flüge von 1979 bis 1990 und was sie bringen. Man muss die Vorgeschichte kennen. Das Shuttle wurde 1972 genehmigt, nachdem man auf das heutige Konzept mit Tank, Boostern und Orbiter gewechselt hatte und die Wiederverwendung des ganzen Systems aufgab. Das reduzierte die geplanten Entwicklungskosten von 9,92 auf 5,15 Milliarden Dollar, womit das Projekt gesichert war, allerdings standen noch die Haushaltsdebatten an und die USA befanden sich gerade in einer Rezession. NASA-Administrator Fletcher musste zusagen, dass bis 1980 das NASA-Budget inflationskorrigiert bei 3,2 Milliarden Dollar von 1972 bleiben würde, trotz des Shuttles als neuem Projekt.

Um zu verhindern, dass der Congress das Projekt kippt, präsentierte das NASA-eigene OMB (Office of Management and Budget) eine Wirtschaftlichkeitsrechnung. Mit 25 Flügen pro Jahr sei der "break-even Point" erreicht. Würden zwischen 1979 und 1990 514 Flüge (30 pro Jahr) möglich sein, so würde dies 10,2 Milliarden im Wert von 1970 einsparen. Bei 624 Flügen (39 pro Jahr) wären es sogar 13,9 Milliarden Dollar.

Das fand das General Accounting Office für zu optimistisch und sie verfassten einen eigenen Report. er stellte fest, dass man nicht berücksichtigt hätte, das es Kostensteigerungen geben könnte. 40% seien bei Aerospaceprojekten üblich. Die NASA kam auf Gesamtausgaben in Höhe von 43 Milliarden Dollar für das Shuttle in den 12 Jahren, 48 Milliarden sollten die Trägerraketen kosten, die das Shuttle ersetzen sollte, das machte eine Einsparung von 5 Milliarden. Bei nur wenig anderen Zahlen (48 Milliarden für das Shuttle, weniger als 20% höhere Kosten) und 43 Milliarden für Trägerraketen kam die GAO dagegen auf einen Verlust von 5 Milliarden.

Wie reagierte die NASA darauf? Sie brachte ein Jahr später eine neue Programmanalyse. Demnach sollten nun nicht mehr 514 sondern 779 Flüge stattfinden. Das Shuttle kostet bei dieser Flugzahl 50,3 Milliarden (also 64,5 Millionen pro Start), Trägerraketen dagegen 66,2 Milliarden, damit könnte man nun also noch mehr sparen, nämlich 16 Milliarden Dollar. Dass im letzten Jahr der Studie, 1990, das Shuttle 86-mal pro Jahr starten sollte und 1.031 Nutzlasten vorgesehen waren, das verwunderte keinen.

Die GAO gab klein bei und argumentierte, dass ein Projekt wie das Shuttle nicht nur mit Kosteneinsparungen gerechtfertigt werden dürfte.

Das Interessanteste an diesem Zahlenbeispiel ist, das der wesentlichste Punkt gar nicht hinterfragt wurde: woher kommen die ganzen Nutzlasten und ist es möglich, so oft zu starten (im Jahr 1990 alle vier Tage). Im Jahr, als die Studie erstellt wurde, starteten die USA inklusive Starts für andere Staaten und kommerziellen Organisatoren 33-mal. Dies waren zwei Saturn V, fünf Scout, sechs Atlas, neun Titan und 11 Thor-Delta. Rechnet man die Saturn V heraus, da diese ja ohne Mondprogramm wegfallen, so entspricht dies einer Gesamtnutzlast von 106,8 t in einen LEO Orbit, so viel wie vier Shuttles transportieren.

Dabei, und dies wusste man bei der NASA nur zu gut, war der Trend rückläufig, Viele kleine Forschungssatelliten mit beschränkten Aufgaben wichen immer mehr Größeren wie die OAO Serie die zahlreiche der frühen Explorer ablöste. Auch bei den Raumsonden wurden die ersten Einzelsonden (Pioneer Venus) anstatt der bisher üblichen Doppelstarts geplant. Auch kommerzielle Satelliten, die sicher prosperieren, können dies nicht auffangen. Bedingt durch die Physik müssen sie im Orbit einen Mindestabstand aufweisen, damit auf der Erde nicht der Empfang eines Satelliten durch den anderen gestört wird. Schon mutmaßte man, dass bald der Platz knapp würde.

Dadurch, dass die Nutzlasten schwerer wurden, kam ein gegenläufiger Trend auf, der die Abnahme kompensierte, vielleicht sogar einen Anstieg der Nutzlastmassen bewirkte. Doch wie man auf einen Bedarf vom zwanzigfachen von 1972 kommen sollte, wurde nicht hinterfragt. Vor allem wenn man bedenkt, dass man ja gerade zugesichert hatte, dass das Budget bis 1980 konstant bleiben sollte.

Genauso wie es möglich sein sollte alle vier Tage zu starten. Schon damals dauerten die Startvorbereitungen für einen Satelliten einen Monat, selbst der Endcountdown an der Startrampe einige Tage. Nun sollte dies (inklusive Rückkehr vom Orbit und Inspektion) innerhalb von vier Tagen gehen? Natürlich haben die USA auch schon viel gestartet. 1966 fanden insgesamt 83 Starts statt. Doch sie verteilten sich auf 32 Startrampen, keine einzige hatte mehr als 6 Starts pro Jahr. Das OMB verwies zwar, dass die USA von 1962 bis 1966 pro Jahr im Durchschnitt 61-mal starteten. Doch kann man dies getrost als Täuschung ansehen. Hätte man die Zahlen der nächsten Jahre verwendet, dann wären es weniger gewesen und was vor allem ignoriert wurde: die meisten dieser starts entfielen auf die Thor und Atlas Agena mit maximal 2,5 t LEO Nutzlast. Nun würde aber jeder Shuttle die zehnfache Nutzlast transportieren können.

Das ist viel wesentlicher als die Berechnung von Einsparungen. Tatsächliche starteten die USA übrigens von 1979 bis 1990 insgesamt 205 Träger, darunter sind auch alle kommerziellen Starts. Das ist ein Drittel bis Viertel des Ansatzes des OMB.

Allerdings war man in einem realistisch. Das OMB errechnete einen durchschnittlichen Finanzbedarf von 3,60 (erste Schätzung) bzw. 4,18 Milliarden Dollar pro Jahr (zweite Schätzung). Weiterhin kann man auf Basis der Differenz der Kosten und der Flüge die reinen Startkosten zu 35,85 Millionen Dollar (1970 Dollar) und die Fixkosten pro Jahr zu 1.736 Millionen Dollar berechnen. 1986, bevor das Programm mit einer Katastrophe abgebrochen wurde, hätte dies Startkosten von 101 Millionen Dollar entsprochen, was den wahren Kosten recht nahe kommt. 1985 wurden 87 bis 100 Millionen Dollar pro Flug genannt. Die sehr hohen Fixkosten, die sogar noch höher als die realen waren, lagen daran, dass jeder Orbiter nach Planung maximal 12-mal im Jahr fliegen konnte. Für die 86 Flüge im Jahr 1990 hätte man also mindestens acht Orbiter benötigt, im Dienst waren aber niemals mehr als vier. Auch für die 779 Flüge hätte man aufgrund der Lebensdauer von 100 Flügen acht Orbiter benötigt.

Auch in einem weiteren behielt das OMB recht: der Break-Even Point von 25 Starts pro Jahr wurde nie erreicht, also war der Shuttle nie fähig Geld zu verdienen.

Es gibt auch andere Fehlschätzungen. Vor dem Jungfernflug der Ariane 1 kam eine ESA-Studie zu dem Schluss, das von 1980 bis 1990 ein Bedarf von maximal 50 Stück besteht, inklusive Drittaufträgen. Entsprechend wurde ELA-1 so geplant, dass man an der Startrampe die Rakete zusammenbaute und so maximal 4 Starts pro Jahr durchführen konnte. Sehr bald reichte das nicht mehr aus und man baute eine neue Startrampe. Das Nachfolgemodell Ariane 4 startete bis zu 12-mal pro Jahr.

Heute plant eine Firma wieder zehn Starts einer Rakete mit 4,5 t GTO und zehn einer mit 13,2 t GTO Nutzlast. Auf diese Stückzahl ist ihre Produktion ausgelegt. Zusammen also 389,4 t GTO Nutzlast. 2012 wurden 22 kommerzielle Startverträge abgeschlossen, die etwa 100 t GTO Nutzlast oder nur einem Viertel dieses Wertes entsprechen. Das Shuttle sollte einem als Lehre vermitteln, dass man sich am Bedarf orientieren sollte.

Quelle: T.A. Heppenheimer „Development of the Space Shuttle“

NASA SP-4404, „Exploring the Unkown: Selected Documents in the History of the US Civil Space Program“

9.7.2014: Das Mini ATV

Eigentlich wollte ich es als Satire aufziehen, aber je mehr ich darüber nachdenke, desto eher möglich ist es. Ein Mini ATV, gestartet mit der Vega. Da es eine Fiction ist, passt es aber trotzdem gut in die Kategorie. Die Situation: Die ISS wird bis 2020 betrieben. Bis 2017 ist die europäische Beteiligung an dem Unterhalt durch die fünf ATV gesichert. Danach muss man anders kompensieren oder 150 Millionen Euro pro Jahr zahlen. Derzeit laufen Verhandlungen, ob man für die ersten beiden (unbemannten) Testflüge der Orion ein modifiziertes ATV Modul nimmt, doch in trockenen Tüchern ist das noch nicht.

Da wir davon ausgehen können, dass man nicht danach den USA Geld überweisen will, braucht man einen Plan B, wenn die Verhandlungen über die Orion scheitern. Die ATV will man ja nicht weiter bauen, das sei nicht "herausfordernd genug". Mir ist dann eine Idee gekommen: Könnte man nicht mit der Vega einen Transporter starten? Das klingt zuerst verrückt, ist sie doch achtmal nutzlastschwächer als eine Ariane 5, aber es scheint möglich.

Der Knackpunkt ist, dass die Vega schon ein AVUM hat mit einem Triebwerk, lagefähigem Treibstoff und Vernierdüsen, das für umfangreiche Operationen und eine längere Betriebszeit ausgelegt ist. Damit hat man schon fast ein Servicemodul. Mit wenig Aufwand könnte man ein Servicemodul draus machen. Wie die Progress zeigt, muss ein solches ja nur einige Stunden bis 2 Tage fürs ankoppeln und wenige Stunden fürs Abkoppeln arbeiten. Dazwischen schaltet man es ab und lässt nur den Kommandoempfänger in Betrieb. Was benötigt wird, wäre ein entfaltbares Solarpanel zur Stromversorgung, GPS-Empfänger für die Navigation und Nahbereichortsfeststellung im Dunstkreis der ISS. Das Ankoppeln würde nicht wie beim ATV autonom erfolgen, sondern über einen Kommandokanal von der Station aus gesteuert werden. Damit ist auch eine Ankopplung im US-Segment zu präferieren, denn da reichte es bis auf 10 m an die Station zu kommen und dann machen die Astronauten den Rest mit dem Arm indem sie es einfangen und ankoppeln.

Der Treibstoffvorrat des AVUM reicht für eine Geschwindigkeitskorrektur von mehr als 540 m/s aus, beim ATV sind nur 320 m/s vorgesehen. Das reicht also auch aus. Was man nun braucht ist nur noch ein Frachtbehälter. Basierend auf den Abmessungen und dem Gewicht  des MPLM wäre z.B. ein 2 m durchmessender, 4 m langer Zylinder mit einem CBM-Adapter denkbar. Das Volumen von 12 m³ wäre immerhin ein Drittel des ATV Volumens. Dieser würde rund 1.000 kg wiegen.

Die Nutzlast in eine 200 km hohe Bahn mit 51,5 Grad Neigung beträgt bei der Vega rund 2.300 kg. Etwa 300 kg Treibstoff braucht man für Manöver, 100 kg wiegt die Aufrüstung des AVUM für längere Betriebszeiten. 1.000 Kg der Frachtbehälter. Das lässt 900 kg Fracht im Modul zu.

Da man eigentlich nur einen Frachtbehälter zusätzlich braucht und diese schon für das ATV und die Cygnus in unterschiedlichen Größen gefertigt werden, müsste das ganze eigentlich recht preiswert sein. Man kann auch umgekehrt fragen: was darf es kosten?

Wenn wir annehmen, dass uns Europäern keine schlechteren Bedingungen als den kommerziellen US-Anbietern zugestanden werden (das ist, vergleicht man die Frachtmenge die die ATV transportieren und was NASA für Fracht bei SpaceX und OSC zahlt nicht selbst verständlich), dann entsprechen bei 1,9 Milliarden Dollar für 20 t Fracht beim teureren Anbieter (Orbital) die 150 Millionen Euro (194 Millionen Dollar) 2,05 t Fracht pro Jahr. Wenn man also alle 5 Monate einen Transporter startet, dann hätte man die Pflicht erfüllt.

Kosten dürfte er dann 65 Millionen Euro. 32 Millionen kostet die Vega, das lässt noch 33 Millionen für einen Aluminiumzylinder und einer AVUM Umrüstung - das sollte zu machen sein, zumal durch zwei weitere Starts pro Jahr auch die Vega etwas preiswerter wird (höhere Startfrequenz)

Sicher es ist kein ATV, kein technisch ausgereiftes Vehikel, aber es erfüllt den Zweck. Es wird aber aus zwei Gründen nicht kommen. Zum einen ist es nicht "herausfordernd genug", wir wollen ja in der ESA mit viel Geld ganz neue Herausforderungen angehen, nicht preiswert die Pflicht erfüllen. Zum zweiten würde fast alles in Italien gefertigt werden. Italien ist zu 65% bei der Vega (ASI/Fiat) beteiligt und fertigt auch den ganzen Aluzylinder (Thales Alenia Space), ist aber nur zu 9,3% an dem bemannten Programm (ISS) beteiligt. Bei dem Grundsatz des geographischen Returns ist das leider ein KO-Kriterium.

Eine technisch noch bessere Lösung wäre eine vergrößertes AVUM nur mit Treibstofftanks und einem Kopplungsadapter. Dann müsste man am russischen Segment ankoppeln. Der Kopplungsadapter des ATV wiegt 253 kg. Bei 300 kg Trockengewicht, könnte man so über 1.300 kg Treibstoff zuladen. Da die ISS in ihrer hohen Umlaufbahn nicht mehr viel Treibstoff braucht würde dies vielleicht sogar für die Beibehaltung der Höhe ausreichen. Zwei Flüge pro Jahr reichen aus, die Station um 32 km anzuheben, was einem erlaubten Absinken von fast 90 m pro Tag entspricht. Das wäre wahrscheinlich noch billiger und man braucht auch nur einen Start alle 7-8 Monate.

6.7.2013: Die IUS Geschichte einer Oberstufe

So, heute will ich mal wieder einen informativen Blog bringen. Es geht um eine Oberstufe und ihre Geschichte: die IUS.

Als man das Space Shuttle konzipierte, war klar, dass es nur einen erdnahen Orbit erreichen konnte. Doch schon als es geplant wurde fanden die meisten Starts der Delta mit kommerziellen Nutzkasten in den GEO Orbit statt. Die Titan 3C transportiere USDAF Nutzlasten in diesen Orbit und die Intelsat IV Serie würde in wenigen Jahren mit der Atlas in den GEO Orbit befördert werden. Die NASA suchte auch nach einer Möglichkeit ihre Raumsonden mit dem Shuttle zu starten. Für all das braucht man eine Oberstufe.

also ging man dran eine zu konzipieren. Kurzzeitig dachte die NASA an einen Space-Tug. Das wäre eine Stufe auf Basis der Centaur gewesen (zumindest mit deren Triebwerken) die zwischen einem niedrigen Erdorbit und dem GEO Orbit pendeln sollte. Sie sollte auch fähig sein Satelliten aus dem GEO-Orbit zu bergen und zur Reparatur zum Shuttle zu bringen. Dort angekommen wäre sie eingefangen und zur erde zurückgebracht worden.

Für den Space Tug bekam die NASA keine Finanzierung, so suchte sie nach der nächstbesten Lösung. Diese war, existierende Stufen zu verwenden und eventuell an das Shuttle anzupassen. Es gab deren vier im NASA/DoD Arsenal:

Boeing unterbreitete für eine neue Stufe auch den Vorschlag einer zweistufigen Feststoffrakete. Aus ihr sollte die spätere IUS entstehen. Die Grundidee war nicht so schlecht. Die obere, kleinere, Stufe war als Apogäumsantrieb gedacht, konnte aber auch alleine eine Nutzlast der Delta Klasse mit Apogäumsmotor in eine GTO-Bahn bringen. Die Unterstufe war als Perigäumsantrieb gedacht, konnte ohne Oberstufe auch eine Nutzlast der Atlas Klasse in einen GTO bringen. Für Hochenergiemissionen hätte man mehrere Unterstufen / Oberstufen kombinieren können oder eine weitere kleine Feststoffoberstufe hinzunehmen können.

Alle mit flüssigen Treibstoffen arbeitenden Stufen hatten Nachteile oder erforderten Entwicklungsaufwand. Der letztere ergab sich schon daraus, dass die Durchmesser zwischen 1,52 und 3,05 m lag, sie also nur einen Bruchteil des Shuttle Nutzlastraums ausfüllen würden, der 4,48 m Innendurchmesser hatte. So wäre entweder ein aufwendiges Befestigungssystem nötig oder man müsste die Stufen umkonstruieren, sodass die Treibstofftanks dicker waren, dafür sie aber kürzer. Die längste, die Centaur nahm mit 9,30 m Länge schon so mehr als die Hälfte des Nutzlastraums ein.

Delta und Agena waren nahezu gleich schwer auch Durchmesser und Länge waren vergleichbar. Die Delta hatte einen höheren spezifischen Impuls, die Agena war leichter. Sie waren daher vergleichbar. Sie konnten aber verglichen mit der Länge von 6 m nur kleine Nutzlasten transportieren. Die Agena z. B. nur 1.470 kg in den GEO Orbit. Dafür blockierten sie den größten teil des Nutzlastraums, wenn man noch den Satelliten hinzurechnete.

Das Wunschkind der USAF war die Transtage. Sie hatte einen Durchmesser von 3,05 m, war aber relativ kompakt und nur 4,57 m lang. Damit passte sie von allen Stufen am besten in den Nutzlastraum. Für die Air Force hatte sie den Vorteil, dass so Nutzlasten einfach von der Titan der größten US-Rakete auf das Shuttle als Nachfolger verschieben konnte.

Nur für die Centaur gab es schon Ausbaupläne, da aus ihr auch der Space Tug entstehen sollte. Der LH2-Tank sollte auf den Durchmesser der Shuttle-Nutzlastbucht vergrößert und verkürzt werden, der Sauerstofftank seinen Durchmesser von 3,05 m behalten und gestreckt. In der Summe hätte die Stufe so 50% mehr Treibstoff aufnehmen können und wäre trotzdem 43 cm kürzer gewesen.

Bei näherer Betrachtung waren alle flüssigen Stufen mit einem Makel behaftet: Sie machten Betankungsvorrichtungen in der Shuttle Nutzlastbuch notwendig. Dazu kamen Entlüftungsvorrichtungen, weil mit Ausnahme der Agena auch bei den lagerfähigen Stufen ein Überdruck entstehen konnte wenn der Treibstoff zu warm wurde. Flüssige Treibstoffe konnten schwappen (beim Aufstieg nicht gerade angenehm) und im Falle eines Startabbruchs war es schwierig, den Treibstoff abzupumpen.

So verwundert es nicht, dass die Boeing Lösung mit reinen festen Stufen doch mehr und mehr favorisiert wurde. Sie war von der Nutzlast her den anderen Stufen unterlegen (die spätere IUS sollte 2.270 kg in einen GEO bringen, eine verbesserte Agena mit Zusatztanks 2.950 kg und eine Centaur 6.360 kg. Doch zu dieser Zeit, in den frühen siebziger Jahren war man ja noch von einem billigen Shuttle-Start überzeugt. Da wäre dies verschmerzbar, sofern die Nutzlast ausreichen würde, gäbe es eben einfach mehr Starts. Da die Titan 1.600 kg in den GEO brachte war schon die IUS um 50% leistungsfähiger.

Nur die NASA war skeptisch. Für mindestens zwei Planetensonden brauchte man eine Stufe die hohe Geschwindigkeiten erreichte, und das war mit der IUS nicht möglich. Boeing schlug daher drei und sogar vierstufige Versionen vor, indem man die IUS Stufen mehrmals hintereinander schaltete. Da das DoD bereit war die IUS Entwicklung zum größten Teil zu finanzieren stimmte die NASA zu. Später sollte sie ihre Meinung noch ändern und die Centaur Prime zusätzlich entwickeln. Die Favorisierung einer festen Oberstufe wurde am 4.9.1975 angekündigt.

Doch der Auftrag musste ordentlich ausgeschrieben werden. Boeing reichte das IUS Konzept erneut ein, das damals die Abkürzung für "Interim upper stage" war. Die Firma gewann den Auftrag erneut im August 1976. Die IUS hatte eine besondere Eigenschaft: sie war als erste Oberstufe mit festen Treibstoffen dreiachsenstabilisiert. Dazu gab es in der zweiten Stufe einen Bordcomputer mit einem Inertialsystem und ein System von Hydrazintriebwerken und Hydrazin. Mit ihm wurde die Stufe auch während der Freiflugphase von bis zu 6 Stunden stabilisiert. Das machte die zweite Stufe schwer und teuer. Die damaligen Kommunikationssatelliten waren spinstabilisiert. Bei den wenigen Kommunikationskanälen, die sie hatten, reichte es den Zylinder an der Außenseite mit Solarzellen zu bedecken und den Satelliten in eine schnelle Rotation zu versetzen. Die IUS war für sie ungeeignet und zudem war sie dadurch teurer als nötig und die Nutzlast kleiner als möglich. Es wurden Studien für zwei Stufen genannt SSUS (Sold-Spinning Upper stage) vergeben. Die erste, SSUS-D sollte für Nutzlasten der Delta Klasse eingesetzt werden und würde neu entwickelt. Die zweite SSUS-A war für Nutzlasten der Atlas Klasse vorgesehen und sollte aus der dritten Stufe der Minuteman entwickelt werden. Die letztere wurde später gestrichen, die erstere als PAM-D (Payload Assistant Module-Delta) entwickelt und nicht nur auf dem Space Shuttle, sondern auch der Delta eingesetzt. Ihre Entwicklung wurde Ende 1976 beschlossen. Im Laufe des Jahres 1977 beschloss das DoD die IUS auf der neuen Titan 34D einzusetzen. Das machte den Übergang von den Wegwerfraketen zum Shuttle einfacher. Eine Nutzlast konnte so, wenn das Shuttle irgendwelche Probleme hatte mit der Titan gestartet werden und umgekehrt. Damit war die IUS aber auch keine Zwischenlösung mehr und im Dezember 1977 wurde der Name in "Interim Upper Stage" geändert.

Die IUS war in vielem rekordverdächtig. so konnte um die Stufe unterschiedlich schweren Nutzlasten anzupassen, der Treibstoff bis auf 50% der Masse weggelassen werden ("off-loading"). So etwas gab es auch bei anderen Feststoffstufen, dort jedoch meist begrenzt auf 10%. Das Gehäuse bestand aus gewebten Kevlarfasern anstatt Stahl. Die Brenndauer der ersten Stufe von 145 s war ein neuer Rekord. Die zweite Stufe verfügte erstmals über eine ausfahrbare Düse, das das Expansionsverhältnis von 45 auf 181 vergrößerte.

Allerdings gab es auch Probleme. So war Boeings Ansatz derer zweiter Bordcomputer mit einem dritten als Stand-By. Das schien ausreichend für eine Stufe die maximal einige Stunden in Betrieb war. Doch die Air Force wollte eine höhere Zuverlässigkeit und so verlange sie drei Computer in einem "Voting-System", drei sollten gleichzeitig laufen und falls einer abweichende Ergebnisse hatte sollten die anderen beiden ihn überstimmen. Das war wesentlich aufwendiger, da sich die Rechner nun regelmäßig synchronisieren und Rechenergebnisse austauschen mussten. Die Software war zudem zu umfangreich. Die Rechner hatten 64 KWorte Speicher (65.536 Worte), die Software war aber im August 1979 70.415 Worte. Ein Umschreiben reduzierte sie im Oktober auf 66.629 Worte. Es schien möglich sie bis auf 61.144 zu reduzieren, doch das war immer noch höher als die Anforderungen die noch einen Buffer von 10% ließen. TRW als Softwareentwickler bekam daher den Auftrag, die gesamte Software neu zu schreiben, was die Kosten erhöhte und den Zeitplan unter Druck brachte. United Alliance, verantwortlich für die Antriebe, hatte dagegen Probleme mit den Düsen und auch der Befüllung des großen Motorgehäuses. Alles zusammen lies die Kosten ansteigen.

Im April 1978 hatte der erste Kontrakt einen Umfang von 263 Millionen Dollar für die Entwicklung. Ende 1979 wurde der Vertrag nach Massiven Budgetüberschreitungen nochmals abgeschlossen, diesmal aber mit einem Umfang von 432 Millionen Dollar. Weitere Änderungen ließen die Kosten weiter steigen und im Juni 1981 wurde der Vertrag erneut neu ausgehandelt. Die Regierung würde mindestens 506 Millionen Dollar zahlen und falls Boeing ein Minus machen sollte bis 700 Millionen Dollar zubuttern. die dreistufige IUS Version, welche die NASA für Galileo brauchte, sollte weitere 179 Millionen Dollar kosten, 50% mehr als die NAA veranschlagt hatte. Der NASA war dies zu viel und sie nahm die Entwicklung der Centaur auf, die auch die Anforderungen für das Space Shuttle reduzierte, das mit der IUS Galileo nur in zwei Teilen mit getrennten Flügen und maximalem Schub, einem noch zu entwickelten leichtgewichtigen Tank und ausbauten bei den Orbitern starten konnte.

Die Kostensteigerung war auch beiden Stufen gegeben. Die ersten vier, die bestellt wurden sollten zusammen 64,6 Millionen Dollar kosten. Tatsächlich kostete das erste Exemplar 50 Millionen Dollar. Der Prototyp war teurer als die Serienexemplare, doch auch die kosteten 1983 noch 30,6 Millionen pro Stück. Damit war die IUS als Feststoffoberstufe teurer als eine Centaur D die damals 24 Millionen Dollar kostete. 1984 kosteten sechs weitere bestellte Exemplare 277 Millionen Dollar, also 46,4 Millionen pro Stück.

Die IUS war damit eine teure Stufe und wurde nur für US-Regierungsnutzlasten auf dem Shuttle und der Titan eingesetzt. 1982 startete das erste auf einer Titan. Ihm gingen zwölf Probezündungen am Boden voraus, Das letzte Exemplar von 23 Stück startete 1999. 15 starteten mit dem Space Shuttle, sieben mit der Titan 4 und eines mit der Titan 34D. Aus der ersten Stufe wurde noch die TOS entwickelt, bei der man das Lagereglungssystem von der zweiten auf die erste Stufe transferierte. Von ihr wurden nur zwei Exemplare gefertigt. Die Antriebe wurden öfters eingesetzt. Der Orbus 21 der ersten Stufe wurde auch als Perigäumsantrieb der Intelsat VI Serie einsetzt. Eine Variante des Orbus 6, der zweiten Stufe, der Orbus 7 wurde als Perigäumsantrieb für einige kommerzielle Kommunikationssatelliten die 1984/85 an Bord des Shuttles und 1990 an Bord von Titan starten genutzt. Ein Restexemplar ist die dritte Stufe der Super-Strypi, der neuesten US-Trägerrakete.


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