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Web Log Teil 337: 7.7.2013 - 12.7.2013

7.7.2013: Programmieraufgabe

So da ja Computer- und Programmiersprachenrätsel so beliebt sind, mal eine praktische Aufgabe. Es geht um die Falcon 9 v.1. oder Falcon 9R (offenbar ist in SpaceX alles so chaotisch, dass man nicht mal den Namen der Rakete genau kennt. Generauer gesagt geht es um die Zuverlässigkeit aufgrund eines Triebwerksausfalls

Die Falcon 9 hat in der ersten Stufe eine Engine-Out Capability. fällt ein Triebwerk aus, so kann sie ihre Mission fortsetzen. Der Ausfall bei Flug 4 zeigt die wahrscheinliche Strategie: es wird das gegenüberliegende abgeschaltet, anders sind die veränderten Brennzeiten nicht zu erklären. Damit ist ein Ausfall direkt nach dem Start verhängnisvoll, während zum Brennschluss auch zwei Triebwerke ausfallen dürfen. Für die folgende Aufgabe wollen wir vereinfacht annehmen, dass ein Triebwerksausfall keine Mission zum Scheitern bringt, egal wann er erfolgt, ,mehr als einer dagegen schon.

Bei der zweiten Stufe ist natürlich ein Ausfall verhängnisvoll. Hier gibt es keine Absicherung.

Was gibt es an Erfahrungswerten? Es gab bisher fünf Starts der Falcon 9. Bei zweien fielen Triebwerke aus. Von jedermann bemerkt und dann auch nach einigen Stunden zugegeben beim vierten Flug und einem bis zur Anhörung am Aerospace Safety Advisory Panel verheimlichten Abschalten beim zweiten Start. Bei zehn Triebwerken pro Rakete (neun in der ersten, einer in der zweiten) ist das ein Ausfallrisiko von 2 zu 50.

Die Wahrscheinlichkeit eines Fehlstarts sollte nun durch Simulation in einem Programm bestimmt werden. (Es ist exakt berechenbar, aber dann wäre es ja keine Aufgabe). Dazu eignet sich eine Monte-Carlo Simulation also die Simulation von n Starts (n: große Zahl >100) und bestimmen derer mit zwei oder mehr Triebwerksausfällen in der ersten odereinem in der zweiten Stufe. wer will kann das auch parametrierbar machen, sodass es sich für die Falcon Heavy oder beliebige Träger eignet

Bitte das Ergebnis und das Programm posten, vielleicht bekommen wir auch eine kleine Sammlung in verschiedenen Programmiersprachen zusammen. Da das einige Zeit braucht ist dieser Eintrag mal für eine Woche oben angeheftet.

11.7.2013: Selber machen oder Outsourcen

Wie ich schon geschrieben habe lese ich gerade T.A.Heppenheimer "Development of the Space Shuttle" und da bin ich weiter vorwärts gekommen, hin zur Ausschreibung der Aufträge. Wie bekannt bekam ja Rocketdyne den Auftrag den Orbiter zu bauen. Die Firma gab aber innerhalb von wenigen Monaten 45% des Auftragsvolumens ab an andere firmen, den größten Unterauftrag erhielt Grumman, die auch bei der Ausschreibung mitboten und in der technischen Beurteilung besser beurteilt wurden. Ausschlaggebend waren die Managementbeurteilung von Rockwell die besser ausfiel.

Beim Orbiter war diese Unterteilung zum einen technisch bedingt, so sind die Antriebssysteme oder die Avionik nicht gerade die Hauptdomänen von Rockwell. Zum andern hat man auch die Struktur in Teile unterteilt und von unterschiedlichen Firmen fertigen lassen. Das soll nach Heppenheimer auf einer Art Solidarität der US-Luftfahrtindustrie beruhen, die ja zu einem großen Teil auf Regierungsaufträge angewiesen ist. Wenn man als Gewinner einen Teil abgibt, hat man die Chance bei dem nächsten Auftrag den jemand anderes gewinnt auch etwas abzubekommen. Gerade in diesem Business, wo große Aufträge nur alle paar Jahre kommen, würden die Firmen sonst bald ganze Abteilungen schließen und in wenigen Jahren gäbe es nur noch wenige Firmen die überhaupt die Qualifikation hätten ein Projekt umzusetzen.

Nun ist an dem Grundvorgehen ja an sich nichts neues. Spätestens in der Jungsteinzeitsetzte die Spezialisierung ein. Eventuell gab es aber auch schon vorher Leute die Waffen machten, andere nähten Kleidung oder bearbeiteten Holz und Knochen. Mit dem Ackerbau gab es eine Trennung der Berufe. Schon bald konnte man neben Bauern ganz neue Berufsgruppen identifizieren: Töpfer, Bäcker, Soldaten etc. Bis heute ist dies noch weiter gegangen, und in unserer Industrie gibt es praktisch keine Zweig, die ein Produkt komplett selbst bauen, selbst wenn man nicht bis zu den Rohstoffen zurückgeht, sondern nur zu den Einzelteilen die in der Endproduktion zusammengebaut werden. Im Automobilbau stammen vielleicht noch Karosserie und Motor von Mercedes Benz & Co. Der Rest von Bosch, Siemens, Continental .... Bei größeren Zulieferern ist es so, dass diese sogar eigene Unterfabriken im Fertigungswerk haben um den Anforderungen nach zeitnaher Produktion ohne Lagerhaltung nachzukommen. Andere Branchen sind heute nur noch Assemblierer, bauen also ein Produkt nur noch zusammen. Die PC-Branche ist das beste Beispiel. Jeder kann einen PC selbst bauen, wenn er die Einzelteile sich beschafft.

Auch bei den Trägerraketen ist dem so, bzw. war dem so. Nehmen wir die Thor Delta in den Siebzigern. Die erste Stufe stammte von Douglas mit einem Triebwerk von Rocketdyne. Die zweite Stufe von Martin mit einem Triebwerk von Aerojet. Die Booster stammten von Thiokol, die Steuerung von Honeywell. In Europa ist es noch durch den geografischen Return etwas komplizierter. So stammt z.B. das Vulcain nominell von Frankreich, jedoch die Brennkammer wird in Deutschland produziert und die Turbopumpe von SAAB in Schweden. Bei der EPC stammen die Tankdome von MT Aerospace und der Zylinder von Air Liquide.

Nun gibt es ja eine Firma die den Anspruch hat, alles besser zu machen, und dazu gehört auch die komplette Eigenfabrikation ihrer Träger. Ihr wisst schon, wovon ich rede: SpaceX. Sie verweisen darauf, dass indem sie alles selbst machen es billiger wir, weil natürlich der Subunternehmer an dem Auftrag einen Gewinn macht.

Nun das klingt logisch. Aber es hat auch Nachteile. Eine Rakete als Komplettsystem beinhaltet Subsysteme, die ganz unterschiedliche Kompetenzen erfordern. Das offensichtliche sind Strukturen. Strukturen machen den Großteil des Gewichts aus und gelten als "langweilig", sind es aber durchaus nicht. Sie müssen viel Treibstoff fassen, aber trotzdem leicht sein. Sie sind hohen Belastungen ausgesetzt, durch die Beschleunigung beim Start aerodynamische Kräfte und das Schwappen des Treibstoffs. Sie sind bei vielen Raumfahrtfirmen die Kernkompetenz, weil diese sich oft aus Flugzeugfirmen entwickelten. bei denen es ähnliche, wenn auch nicht so extreme Anforderungen gab, und auch die Abmessungen vergleichbar sind.

Dann gibt es die Triebwerke. Sie sind hochgezüchtete Verbrennungsmaschinen. Sie haben nur begrenzte Ähnlichkeit mit anderen Triebwerken, am ehesten noch mit Düsentriebwerken, weshalb auch einige Hersteller von Raketentriebwerken aus den Herstellern von Flugzeugtriebwerken hervorgingen. (z.B. Rolls Royce, Pratt & Whittney)

Gesteuert muss eine Rakete auch werden. Dazu braucht man zum einen die Avionik, also Computertechnik, die nun gar nichts mit den anderen Bereich zu tun hat, wie auch Feinmesstechnik und Kommunikationseinrichtungen. Schlussendlich brauchen die Computer Daten von Messsensoren und ein Trägheitsnavigationssystem. Die ganze Telemetrie muss in Realzeit zum Boden übertragen werden.

Dann gibt es Pyrotechnik. Es muss eine Menge gesprengt werden, wenn Stufen oder Nutzlasten abgetrennt werden oder das Selbstzerstörungssystem aktiviert ist (falls eines an Bord ist - die Falcon 1 wurde zumindest nie gesprengt wenn ein Start scheiterte). Auch das hat mit den Strukturen und Triebwerken nichts zu tun.

Kurzum, es gibt eine Menge Dinge, die unterschiedliche Kompetenz erfordern. Es wird auch SpaceX nicht alles selbst machen. Das weiß man schon. Die Computer sind "Off-the Shelf" Bauteile, also keine speziellen weltraumgehärteten Teile, wie woanders. Als der dritte Start der Falcon 1 fehlschlug, rätselte die Firma zuerst woran dies scheiterte, und tippte zuerst auf die Pusher, die dieselben wie in der Delta II sind, genauso wollte man, als man beim zweiten Start die erste Stufe nicht bergen konnte, dies zuerst auf das Fallschirmsystem schieben, das von der Firma stammt, welche die Fallschirme für die SRB fertigt. In beiden Fällen waren diese Komponenten nicht am Scheitern schuldig, sondern die Fehlerursache lag an von SpaceX gefertigten Teilen bzw. Fehler in der Konzeption.

Was sie selbst herstellen, sind wohl die Triebwerke und Strukturen und das ist schon sehr viel, mehr Eigenantei,l als bei jeder anderen Firma im Westen. Selbst in Russland sind die Fertigung von Strukturen und Triebwerken getrennte Bereiche, weil sie zu verschieden sind. Natürlich kann man so Kosten sparen - muss aber nicht. Denn es gibt auch zwei Gründe die dagegen sprechen.

Das eine ist, dass der Subunternehmer durch seine Spezialisierung eine höhere technische Kompetenz für das Produkt hat. Man kann bei vielen Teilen davon ausgehen, dass es Standardteile sind, die nicht nur für SpaceX gefertigt werden, oder wenn nicht, so kann die technische Kompetenz, die man eventuell über Jahrzehnte erworben hat, in das Produkt einbringen. Es kann dadurch zuverlässiger sein, aber auch preiswerter, denn der Subunternehmer muss sich nicht erst die Technologie aneignen oder wenn man sie nicht beherrscht Umwege angehen. Gerade das zeigte sich ja bei den beiden schon angesprochenen Beispielen bei Fehlstarts der Falcon 1. Die Pusher waren Standardteile, die auch in anderen Trägern eingesetzt wurden und sie waren nicht schuld. Stattdessen war es die erste Stufe, die durch einen zu hohen Restschub mit der Oberstufe kollidierte. Das Fallschirmsystem wurde beim zweiten Start gar nicht erst aktiviert, weil ein GPS Empfänger für die Höheninformationen defekt war und nicht ausgewechselt wurde.

Ein Subunternehmer kann auch trotz des Gewinns billiger fertigen, wenn die Stückzahl durch andere Kunden größer ist oder zumindest bei unterschiedlichen Produkten man Fertigungsanlagen gemeinsam nutzen kann. Wir finden auch hier Vorlagen beim Raketenbau. MT Aerospace fertigt nicht nur die Abschlussdome der Ariane, sondern auch der H-IIA. Ruag Space fertigt Nutzlastverkleidungen für Ariane, Vega und die Atlas und wird nun auch eine Doppelstartstruktur für die Atlas fertigen. Auch wenn die Nutzlastverkleidungen unterschiedliche Abmessungen haben, werden sie trotzdem mit denselben Fertigungsanlagen hergestellt.

Wenn ich mit dem Anspruch komme, alles selbst zu machen. Bedeutet das nicht nur Kosteneinsparungen, sondern auch Probleme. Man braucht zum einen eine viel breitere technologische Kompetenz,, was mehr Mitarbeiter nötig macht. Damit diese ausgelastet sind, muss man eine relativ hohe Startrate anstreben, sonst lohnt sich die In-House Fertigung nicht. Elon Musk erwähnte einmal, dass man für die Falcon Heavy eine Startrate von vier nötig sei um Gewinn zu machen, mindestens zwei Starts seien nötig um keinen Verlust zu machen und zehn seien die anvisierte Produktionsrate. Das ist recht viel für einen Träger der nur aus den Stufen der Falcon 9 besteht. Da es bisher nur zwei gebuchte Starts gibt, ist man da noch in der Zone wo man Verluste macht. Trotzdem wird man nie so Experte sein, dass die Komponenten die Verlässlichkeit erreichen, die Fremdhersteller mit jahrzehntealter Erfahrung aufweisen.

Bei SpaceX kommt noch hinzu, dass die Firma ja nicht nur Raketen baut sondern auch noch Raumschiffe, also zwei Gebiete abdeckt. Das tut zwar auch Boeing, doch deren Weltraumsparte  ist um ein vielfaches Größer als die von SpaceX.

Meiner persönlichen Ansicht nach spricht viel dafür, dass dieser Ansatz mehr Probleme macht und sich dies noch rächen könnte. Die Falcon 9 hatte anders als die Falcon 1 zwar noch keine "totalen" Fehlstarts, doch die Probleme die es gab, sind schon auffällig gehäuft. Bei den ersten drei Starts musste dieser sehr oft abgebrochen werden, weil irgendwelche Sensoren, Computerprogramme oder Komponenten Probleme machten. Beim zweiten Start wurden vor dem Start Risse in einer Düse entdeckt. Die Lösung: Die Düse wurde gekürzt. Beim ersten Start landete die Nutzlast durch Versagen der Oberstufensteuerung taumelnd in einem Orbit mit starken Bahnabweichungen und die Rakete drehte sich direkt nach dem Abheben um 90 Grad. Dafür trennte sich beim zweiten Start eine Versorgungsleitung nicht ab und sie und der Startturm wurden durch Flammen geschädigt. Es gab zwei Triebwerksausfälle, beim vierten Start wurde dieser zuerst abgebrochen, als ein Ventil sich nicht schloss, das ohne Abbruch durch die Computer zu einer Katastrophe geführt hätte. Ein Satellit erreichte durch einen Triebwerksausfall nicht seine Zielbahn, da dadurch zu viel Treibstoff für die Bahn benötigt wurde. Nur bei zweien von fünf Starts lagen die erreichten Bahnen im Rahmen der im Userguide zugesicherten Abweichungen.

Man kann es sich einfach machen und ich weiß, es gibt auch welche die machen es sich so und jubeln wenn nur ein Orbit erreicht wurde. Genauso falsch ist es, wenn man von Fehlstarts spricht, aber was auffällig ist, ist diese Häufung von Problemen bei nur fünf Starts und das es keine richtige Besserung im Sinne von Rückgängen der Probleme gibt.

Diese Probleme können ein Indiz dafür sein, dass die inhouse-Fertigung doch nicht so ausgereift ist wie gedacht. Meine persönliche Ansicht ist aber eine andere. Die wesentlichen Einsparungen resultieren durch Streichungen bei der sonst in der Raumfahrttechnik so wichtigen Qualitätssicherungen. Da eine Rakete nur einmal fliegt, es keine Möglichkeit zur Notlandung gibt und ein Fehlstart sehr teuer ist, hat man in dieser Industrie eine enorm aufwendige Qualitätssicherung aufgebaut. Soweit es geht wird kontrolliert, nicht destruktiv getestet, vermessen, protokolliert und nachgeprüft. In einem Film sah ich mal wie zwei Stufen der Ariane 4 verbunden wurde. Ein Arbeiter ging mit einem Schraubendreher Schraube für Schraube durch und ein zweiter folgte ihm, und schrieb das genaue Drehmoment auf. Bei der Arbeit an der Aestus Oberstufe wurde ein Werkezeug aus der Kiste entnommen, die Entnahme in einem Buch eingetragen, samt Zweck und Unterschrift - bürokratisch? Nicht wenn man einen Putzlumpen in einer Rohrleitung vergisst und man so einen Fehlstart hat. Das Test- und Prüfprotokoll einer Lampe für die ISS soll 550 Seiten umfassen, und eine Lampe hat durchaus mehr Sicherheitsspielräume als eine Rakete.

Man kann sicher dieses System hinterfragen und vielleicht kann man auch Kosten sparen ohne die Sicherheit zu gefährden. Doch dies hat SpaceX ja nie als Ziel genannt. Es bleiben auch Zweifel, wenn man die letzten Fehlstarts der Proton und ihre Ursachen zu Gemüte führt, wie die Überladung einer Stufe mit Treibstoff oder das falsche Einbauen von Messfühlern beim letzten Fehlstart, dass man hier wirklich viel sparen kann. Das sind Dinge die man bei einer Nachkontrolle entdecken muss. Russland hat offensichtlich schon die Qualitätssicherung heruntergeschraubt und dies hat Folgen.

Die Problemlösung bei SpaceX lässt auch Zweifel aufkommen. Nehmen wir mal zwei Beispiele. Beim zweiten Start einer Falcon 9 wurde ein Riss in einer Düse entdeckt, verursacht durch Stickstoffkaltgas. Die Lösung: einfach die Düse um 40cm kürzen. Das mag das Problem lösen, aber beseitigt eben nicht die Ursache. Die Frage ist doch die, wenn eine Düse die hunderte von Grad Celsius heißen Abgasen ausgesetzt ist schon durch einfaches Stickstoffdruckgas Risse bekommt, was passiert dann erst beim Betrieb? Habe ich bei der Fertigung dann nicht irgendwo einen Fehler gemacht? Genauso das Austauschen eines Ventils vor dem dritten Start nach einem Startabbruch. Die Frage ist doch dann, warum das Ventil sich nicht schloss. Arianespace hatte ein ähnliches Problem mit einem Heliumdruckventil (wenn auch nicht mit so katastrophalen Folgen, wenn es versagt hätte). Auch hier wurde ausgetauscht. Doch dann wurde durch ein unabhängiges Panel die Produktion und Qualitätssicherung durchleuchtet und Verbesserungsmaßnahmen angegangen.

VergleichMeiner Ansicht nach spricht viel dafür, dass man bei SpaceX an diesen Kostenfaktor (er machte bei einer Saturn I 57% der Fertigungskosten aus) eingespart hat. Das zeigt die Engine Out Capability. SpaceX verkauft sie als ein Zusatzfeature. Doch da es bisher bei fünf Starts schon zwei Ausfälle gab, scheint diese absolut notwendig zu sein. Ein Umdenken ist nicht in Sicht. Als beim vierten Flug schon recht früh ein Triebwerk ausfiel und erste Stufe 30 s und zweite >10 s länger arbeiteten als vorgesehen erreichte eine Sekundärnutzlast trotz Reserven, da wenig Nutzlast zur ISS befördert wurde nicht mehr den Zielorbit Das ist nicht verwunderlich, denn durch die längere Brennzeit sind die Gravitationsverluste höher und der in der zweiten Stufe verbrauchte Treibstoff fehlte eben dann für die Bahnänderung.

Nach diesem Vorfall wurde die Nutzlast der Falcon 9 von 16 t auf 13,2 t in LEO und 5,5 auf 4,85 t in GTO reduziert. Man geht also davon aus, dass dies eher die Regel als die Ausnahme ist und plant entsprechende Treibstoffreserven ein. Auch dass die Firma beim ersten (und einzigen) Test einer Falcon 9 Erststufe fünf Anläufe brauchte, bis sie die volle Brenndauer erreichten spricht für eine mangelnde Zuverlässigkeit. Viermal wurde abgebrochen. Ein Abbruch erfolgte nach 15 s, so früh kann die Falcon 9 ein Triebwerksversagen nicht abfangen. Bei zwei Abbrüchen wurden Beschädigungen beobachtet. Die Ursache ist leicht ermittelbar. Das Merlin 1D war nach SpaceX Angaben nach nur 1970 s Brennzeit und 28 Tests. Das ist sowohl in der Dauer wie auch der Brennzeit (die Gesamtbetriebszeit aller 10 Triebwerke einer Falcon 9 beträgt schon 2010 s) meilenweit von dem entfernt was woanders für Triebwerktests, selbst für Upgrades üblich ist. Siehe Grafik als Bergleich.  Auch die erste Stufe wurde nur einmal getestet, trotz der aufgetretenen Probleme. Was man hat, ist eine Rakete die praktisch in einem frühen Entwicklungszeitraum ist, und die man als operationell erklärt. So was hat man schon mal gemacht: bei der russischen N-1. Dieses Experiment ging bekanntlicherweise schief,

Nun es kann sein, dass dieses Konzept aufgeht, wenn für die Kunden die Einsparungen höher sind als die Zusatzkosten durch höhere Prämien. In der Tat ist der Start auf einer Falcon erheblich billiger als auf einer Proton wo ein 4 t Satellit > 100 Millionen kostet, käme man mit 40, eventuell 45 Millionen Dollar weniger weg. Auf die Gesamtprojektkosten die bei einem solchen Satelliten bei 250 Millionen liegen sind das Einsparungen von 16%, da kann man auch einige Prozent höhere Versicherungsprämien hinnehmen. Aber diese Kundschaft ist eine ganz spezielle. Nach wie vor ist Arianespace führend, obwohl sie der teuerste Anbieter sind - es stimmt der Service und die Zuverlässigkeit. Gleichzeitig will diese Industrie mehrere Firmen haben, die starten können. Als Sealaunch unter Chapter 11 kam gab es Zusagen von INTELSAT und Loral für Starts um die Firma zu stabilisieren. Andererseits wenden sie sich schnell ab, wenn es Fehlstarts gab. 2012 gewann ILS nach mehreren Fehlstarts in den letzten Jahre weniger Starts als 2011. Gewinner waren SpaceX und Arianespace. Vieles spricht dafür, dass man in SpaceX eine Alternative zu ILS / Sealaunch etablieren will. Genauso schnell wie ILS Starts verlor kann dies aber auch bei SpaceX der Fall sein.

Zudem ist es noch nicht die große Auftragsschwemme. Arianespace gewann im letzten Jahr viermal so viele Starts wie SpaceX. Drei Ariane 5 würden ausreichen alle fest gebuchten Starts von 2013 bis 2015 zu starten.

Ich warte übrigens immer noch auf die Pro-SpaceX Gastautoren. Es gibt derer doch eine Menge, wenn ich mal einen Blick über den Tellerrand bei Kommentaren zu Artikeln auf anderen Webseiten oder in Foren sehe, sind die sogar in der Überzahl (nur hier nicht). Ich würde auch mal gerne einen Kommentar verfassen und wenn das bei einem fundierten Artikel (wie diesem, och denke er ist sehr argumentativ) wäre, so würde das eine schöne Diskussion.

12.7.2013: Der Space Tug

Das Buch von Heppenheimer hat mich an ein mit dem Space Shuttle verbundenes Projekt erinnert. Den / das Space tug, also den "Weltraumschlepper". Da das Shuttle nur eine erdnahe Umlaufbahn erreicht, benötigt man für höhere Umlaufbahnen eine Möglichkeit zum Transfer.

Das einfachste Gefährt ist sicher eine umgebaute Oberstufe. Das grundlegende Problem ist, dass diese nur einmal eingesetzt werden sollte, Das passte aber nicht zu dem Konzept des wiederverwendbaren Shuttles. Zudem verteuert es den Start, denn die Oberstufe ist ja nicht wiederverwendbar. Als das Shuttle konzipiert wurde, kostete eine Centaur Oberstufe schon so viel wie der geplante Startpreis. Damit verdoppelt sich also der Preis für eine Nutzlast. Daher plante die NASA einen Space Tug. Eine Stufe die zwischen einem niedrigen Erdorbit und einem höheren pendeln sollte. Das Konzept wurde, weil es bald eingestellt wurde nie konkretisiert. Denkbar wären drei Szenarien:

Insbesondere bei den beiden Szenarien, in denen man einen Satelliten birgt, sind mit der Technologie der siebziger Jahre herausfordernd. Wir haben ja keine Raumstation mit einem Docking Adapter, wo dies mit den Progress möglich ist. Da gibt es nicht nur eine Möglichkeit zum Ankoppeln, sondern auch Reflektoren für Laserentfernungsmesser. Ohne einen "kooperativen" Satelliten ist das auch heute noch riskant, erst recht damals, ohne GPS, der damaligen Computerhardware nur mit Kameras. Dazu benötigte man nicht nur einen Adapter, sondern Vorrichtungen um einen Satelliten festzuhalten, egal wie er gebaut ist.

Doch betrachten wir das ganze mal unter technischen Aspekten. Der Space Tug sollte die RL-10 Triebwerke der Centaur einsetzen. Nun wurde die Centaur als Shuttle Variante gebaut. Ihre technischen Daten:

Parameter Größe
Trockengewicht: 2499,3 kg
Brennschlussgewicht: 2872,6 kg
Startgewicht: 26.385 kg
Adapter in er Shuttle Nutzlastbucht 1057,3 kg
Nutzlast 2041 kg
Länge: 8,87 m
Maximaler Durchmesser: 4,48 m
Schub: 146,4 kN
spezifischer Impuls 4380 m/s

Nutzlast war hier Galileo. die Centaur G Prime hätte aber auch schwere Nutzlasten transportieren können, dafür hätte man Treibstoff weggelassen. Genannt wurden folgende Nutzlasten:

Orbit Nutzlast
In GTO 14.000 kg
In GEO 6.350 kg
Wie sieht es nun aus, wenn aus der Centaur für die obigen Missionen einsetzt? Nun anhand der obigen Daten und einer maximalen Shuttlestartmasse von 24.320 kg (sie war nicht so hoch wie bei den Planungen) und einem ΔV von 4200 m/s kommt man auf folgende Nutzlasten:

Mission Nutzlast
LEO + Satellit → GEO &rarr LEO 1.828 kg
LEO → GEO + Satellit → LEO 1130 kg
LEO + Satellit &rarr GEO + Satellit &rarr LEO 700 kg

Satellites for SakeWas deutlich wird, ist dass die Nutzlast sehr stark abfällt. Das ist klar, denn die Geschwindigkeit ist nun doppelt so hoch (einmal LEO &rarr GEO und zurück hat einen höheren Geschwindigkeitsbedarf als von der Erde in den Orbit). Das war schon eine Schwachstelle des Space Tugs. Verglichen mit der "Wegwerfversion" ist selbst im optimistischsten Fall die Nutzlast viermal kleiner. Das bedeutet, man müsste die Stufe mindestens viermal verwenden. Ob es Sinn macht einen Satelliten zu reparieren? Wohl nur wenn er bald nach dem Start ausfällt, denn schon damals verdoppelte sich bei den Kommunikationssatelliten mit jeder Generation die Leistung sei es in Kanalzahl oder Senkung der Kosten. Als das Shuttle operationell wurde, gab es ja zwei Fälle von gestrandeten Satelliten im Orbit, als deren PAM-D nach kurzer Zeit ihren Betrieb einstellten. Sie wurden später eingefangen und geborgen. Die NASA feierte dies als einen Beweis was das Shuttle konnte, z. B mit Fotos wie diesem links. Die Wahrheit: niemand wollte die Satelliten gaben. Die Eigentümer strichen die Versicherungsprämie ein. Weststar 6 wurde dann an Hongkong verkauft und 1990 als Asisat 1 gestartet. Palapa B2 wurde 1990 gestartet als Palapa B2R. Beide Firmen hatten schon vorher die Reserveexemplare ihrer Satelliten gestartet. Die "wiederaufgearbeiteten" Satelliten waren erst später startbereit.

Dazu kommen die oben angesprochenen Probleme mit der Bergung. Auch die Agena wurde für diese Rolle untersucht. Hier versuchte man die Trockenmasse durch abwerfbare Zusatztanks zu reduzieren. Weiterhin untersuchte man auch die Möglichkeit eine Nutzlast nur in den GTO zu bringen, was erheblich vorteilhafter gewesen wäre:

Mission Nicht wiederverwendbar Wiederverwendbar
LEO &rarr GEO 6069 kg 1.767 kg
LEO &rarr GTO 5947 kg 4958 kg
Bei der GTO-Masse handelt es sich um Nettomasse also ohne Apogäumsantrieb.

Die Agena wäre wohl, wenn man einen Space Tug gebraucht hätte der beste Kandidat. Allerdings nicht für GEO-Transporte, sondern um zwischen einem LEO und einem etwas höheren Orbit zu pendeln, wie ihn z.B. Erderkundungssatelliten oder die Spionagesatelliten inne nehmen. insbesondere letztere arbeiteten, als man mit dem Shuttle begann noch mit Film. Je nach Typ waren sie nach einigen Wochen bis Monaten wertlos, wenn der Film verbraucht war. Die Agena Oberstufe hatte lagerfähige Treibstoffe. Man hatte so also genügend Zeit eine Ankopplung durchzuführen, während die kryogene Stufe eine aufwendige Isolation braucht und trotzdem ist das Manöver zeitkritisch. Weiterhin gab es ja schon eine Agena mit Kopplungsadapter - eingesetzt im Gemini Programm und diese Version war auch fähig über Wochen hinweg zu arbeiten.

Denkbar wäre folgendes Szenario. Ein Shuttle startet mit einem Hexagon (KH-9) Satelliten und einer Agena in einen 200 km hohen Orbit. Der Satellit wird ausgesetzt und von der Agena in seiner zielumlaufbahn abgesetzt (elliptisch mit einem erdnächsten Puznkt von 300 km und einem erdfernsten von 1000 km). Dann koppelt sie ab, fliegt zum nächsten Hexagon, koppelt dort an und bringt ihn in eine niedrige Erdumlaufbahn, die dann kurz vor Ankunft des Shuttles nochmals abgesenkt wird. Für ein solches Manöver braucht man wenig Treibstoff und es gibt einen offensichtlichen Nutzen bei diesen militärisch genutzten Satelliten. Einen solchen "Pendelbus", wurde dann auch weiterverfolgt, so war geplant den TRS, den man für die Rettung von Skylab plante dafür einzusetzen. Der niedrige Geschwindigkeitsbedarf erlaubt es sogar nur Hydrazin einzusetzen. So kann es keine Explosion bei Lecks in der Nutzlastbucht geben. Die Agena setzt dagegen die selbstentzündliche Mischung UDMH / Salpetersäure ein.

Umgesetzt wurde auch dieses Konzept nicht. Der Grund war diesmal nicht die Verzögerung des Space Shuttles oder seine Kosten, sondern eine Erfindung: die des CCD. 1976 flog der erste Satellit der KH-11 Serie. Er gewann die Bilder nicht mit Film, sondern mit CCD-Sensoren. Mochten sie damals noch Film weit unterlegen sein, so konnte man mit ihnen Aufnahmen machen solange wie der Satellit funktionierte und nicht nur wie lange er Film hatte.

Einige Jahrzehnte später gäbe es eine neue Aufgabe für den Space Tug. Irgendwann ist auch die ISS am Ende ihrer Lebensdauer und wegen ihrer Masse von 450 t deorbitiert man die mal nicht so eben. Für den Space tug mit 140 kN Schub wäre das kein Problem gewesen. Aber das was man heute hat (Progress und ATV) schon. Die sind zu schubschwach um die Bahn in kurzer Zeit so zu verändern, das das Perigäum über dem Eintrittspunkt liegt. Bei ihnen würde die ISs sich langsam abspiralen und wie Skylab unberechenbar verglühen.


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