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Web Log Teil 341: 28.7.2013 - 2.8.2013

28.7.2013: Stufenweise zum Mond - zum Nachrechnen

So, nochmals, weil ich den Link nicht mehr finde und da auch einen Rechenfehler gemacht habe, eine kleine Rechnung wie man eine Schwerlastrakete durch mehrere Flüge ersetzen kann. Zur Erläuterung lest bitte nochmal diesen Artikel.

So, nun zu den Fakten. Wir haben eine Rakete die 50.000 kg in einen kreisförmigen 300 km hohen Orbit bringen kann. (Etwas höher als typische Transferorbits, damit er nicht durch die Luftreibung zu stark absinkt). Zum Anheben des Orbits verwenden wir eine stufe mit zwei RL-10B2 Triebwerken. Diese haben einen spezifischen Impuls von 4520 m/s. Die Startmasse soll bei 47.000 kg liegen, die Trockenmasse bei 5.300 kg (hochskaliert von der Delta IV Oberstufe). Dazu kommt noch ein Kopplungsmodul mit 3 t Voll- und 2,2 t Leermasse. Diese Masse ist vom ATV Servicemodul abgeleitet ohne die Tanks für den Refülltreibstoff. Dieses Modul führt die Ankopplungen durch und hat dazu 800 kg MMH/NTO an Bord. Dies reicht für eine Korrektur von 50 m/s bei 50 t Gewicht. Mehr ist nicht nötig, da anders als beim ATV keine Orbitänderungen gemacht werden müssen. Die großen Orbitänderungen werden von der Stufe durchgeführt. Der Treibstoffverbrauch dieses Moduls soll ignoriert werden, da er variabel ist (dadurch wird die Simulation eher pessimistischer). Anhand dieser Daten könnt ihr mit der Raketengrundgleichung und der Gleichung der Geschwindigkeit in einem elliptischen Orbit die Geschwindigkeit und Bahnen errechnen. Das Anheben des Perigäums habe ich dabei nicht berücksichtigt, sonst müsste man integrieren.

Start 1: Ein herkommlicher Start des Mondlanders mit Servicemodul verbunden durch einen T-förmigen Kopplungsadapter. Die dritte Position ist noch frei für die Kommandokapsel. Masse 50 t. Bahn: 300 km Höhe kreisfömig.

Start 2: Start der ersten Stufe (Vollmasse: 50 t, Leermasse 8,3 t). Ankopplung an die Nutzlast und Zündung der Stufe und Betrieb bis zum Ausbrennen. Es resultiert eine Geschwindigkeitssteigerung von 2438 m/s. Das ist eine 300 x 36354 km Bahn

Start 3: Start der zweiten Stufe, mit dem Kommandomodul (5.000 kg) teilbetankt. Zuerst wird die Bahn angestrebt welche die Nutzlast schon hat (300 x 36354 km). Dafür werden 23,022 kg Treibstoff verbraucht. Dann koppelt die Kommandokapsel an den dritten Koppelpunkt des T-Adapters an. Die Stufe zündet erneut und verbraucht ihren Treibstoff (noch 13678 kg verbleiben, da ja das Kommandomodul die Leermasse auf 13.300 kg erhöht). Das kann die Kombination um weitere 884 m/s beschleunigen. Die Nutzlast erreicht eine Geschwindigkeit von 11048 m/s.

Die Fluchtgeschwindigkeit beträgt in einer 300 km Bahn, 10926 m/s. Damit ist also die Nutzlast sicher auf einem Mondkurs. Wenn man wie bei den Apollomissionen nur eine Bahn haben will, die in 400.000 km Entfernung führt muss man nur auf 10838 m/s beschleunigen. Das erlaubt es eine 8 t schwere Kommandokapsel einzusetzen.

Als Variation könnte man beim zweiten Start auch das Kopplungsmodul sparen und die Ankopplung direkt mit der Kommandokapsel durchführen wenn diese über genügend Treibstoff verfügt.

In der Summe kann diese Kombination bei drei Starts 58 t zum Mond bringen. Würde man eine Stufe mit derselben Charakteristik (Voll/Leermasseverhältnis 8,86 zu 1, spezifischer Impuls 4520 m/s) bei einer Schwerlastrakete von 150 t Gewicht einsetzen, so wären es 65,85 t. Die Differenz beruht darauf, dass man noch eine Stufe und das Kopplungsmodul in den Zwischenorbit bringt.

Die Architektur ist natürlich anzupassen. Dadurch dass die Besatzung nicht monatelang im Orbit bleiben kann, sondern mit dem letzten Start an Bord kommen muss kann man nicht Kommandokapsel und Servicemodul mit dem ganzen Treibstoff für einen Flug zum Mond mittransportieren. Doch Leitungen für Wasser, Daten und Strom gibt es schon in den Kopplungsadaptern. Anders könnte das ATV weder von der ISS gesteuert werden noch Wasser oder Treibstoff umpumpen.

Natürlich ist auch das Ankoppeln in einer elliptischen Umlaufbahn etwas anspruchsvoller, da die Geschwindigkeit viel stärker variiert. Doch es gibt nur die Orbitalgesetze und sonst keine Störgrößen. Also die erforderlichen Aktionen kann selbst ein C64 noch in Echtzeit ausrechnen.

Mit einer Startrate von 4-6 Start pro Jahr (entsprechend dem was Ariane 5 und Atlas heute schon leisten, vor einer Startrate wie die Proton gar nicht zu sprechen) kann man eineinhalb bis zwei Missionen pro Jahr durchführen, mehr als für die SLS vorgesehen sind.

Man kann damit auch größere Missionen durchführen, z.b. längere Aufenthalte auf dem Mond. Für eine Mondstation gibt es einen weiteren Start, der 25,1 t zum Mond bringt. Mit 500 m/s Reserve zum Schweben und einer direkten Landung kommt man auf eine Landemasse von 10,1 t. Die Landestufe und ein Gestell und Navigation abgerechnet, sind dass noch 7,6 t. Nicht viel aber ausreichend für eine kleine Behausung. Analog kann man in einem weiteren Start schweres Gerät, Vorräte oder ähnliches transportieren und dann auch längere Missionen ermöglichen. eine automatische Landung, basierend auf Radar sowie den hochauflösenden LRO Aufnahmen und Bildverarbeitung sollte heute kein Problem sein.

Man kann das sogar noch weitertreiben. Der größte Teil bei einer Mondmission ist der Treibstoff, Treibstoff für den Mondlander (71% Treibstoff) und Servicemodul (58% Treibstoff) insgesamt über 27 t bei einer Apollomission, Man könnte ihn getrennt starten und im Erdorbit/Mondorbit umfüllen, denn einen Teil braucht man nur zum Landen oder um den Mondorbit zu verlassen. So käme man mit einer kleineren Trägerrakete und noch mehr Starts aus, doch halte ich weil man immer mehr Stufen und Kopplungsmodule, Tanks etc. transportieren muss und es damit zunehmen unökonomischer wird 60 t für die untere Grenze. Das ist nicht nur meine Meinung. Auch die Augustinekomission kam zu diesem Schluss, dass dies eine billigere Alternative wäre.

Leider ist das wohl politisch nicht durchsetzbar, denn eine Schwerlastrakete ist besser fürs Prestige oder sichert mehr Arbeitsplätze oder was auch immer.

29.7.2013: Das Shuttle Hitzeschutzschild Teil 1: mögliche Materialen

Ich lese gerade von Heppenheimer "Development of the Space Shuttle". Ich werde es, wenn ich fertig bin, noch besprechen, aber vorab kann ich schon sagen, dass es das bisher beste Raumfahrtbuch ist, das ich in den letzten Jahren gelesen habe. Es ist reich an Details und erlaubt es einem, ein paar neue Aufsätze zu schreiben. Heute mal einen über den Hitzeschutzschild des Shuttles.

Es gab zuerst einmal eine Grundsatzfrage zu lösen, nämlich welche Technologie man einsetzen will. Als 1972 die Entscheidung für das heutige Konzept fiel, auch wenn es noch modifiziert wurde, gab es insgesamt vier Technologien für Hitzeschutzschilde, die ich in unterschiedlichen Stadien der Erprobung / des Einsatzes waren.

Die erste Technologie war die des "Heat Sinks", etwas schwer ins Deutsch zu übersetzen, weil die Bezeichnung "Kühlkörper" die man sonst wählt, ins Irre führt. Hitzeabfluss oder Wärmesenke trifft es eher. Eine temperaturresistente, aber gut wärmeleitende Legierung nahm die Reibungshitze beim Wiedereintritt auf und leitete sie ins Innere, so konnte das Material nicht verdampfen. Diese Technologie konnte man anwenden, wenn die Wiedereintrittsgeschwindigkeit gering war. Die X-15, die mit maximal 2 km/s auf die Atmosphäre auftraf setzte X-750, einen Nickelstahl ein, die Thor-Mittelstreckenrakete massives Kupfer. Beides waren Heat Sinks.

Für den Wiedereintritt aus dem Orbit war diese Methode nicht anwendbar. Die Wärmemenge ist viel größer, der Schutzschild würde zu schwer. Für die ICBM, speziell für die Atlas, wurde die Technologie der ablativen Hitzeschutzschilde entwickelt. Das Grundprinzip: Ein Material mit geringer Wärmeleitfähigkeit wird erhitzt, verdampft dabei zum Teil und der entstehende Dampf schützt, bis er von der Strömung weggerissen wird, die Oberfläche vor weiteren ionisierten Gasen, die Wärme übertragen.

Die größte Erfahrung lag mit diesen ablativen Hitzeschutzschilden vor. Sie bestanden aus einer Basis mit einer Wabenstruktur, die mit einem Phenolharzkunststoff ausgefüllt wurde, der versetzt mit Silikaten und/oder Kork war. Kork verdampft bei hohen Temperaturen und hat eine schlechte Wärmeleitfähigkeit Silikate verdampfen bei noch höheren Temperaturen und nehmen so viel Wärme auf. Sie verhindern so, dass der Hitzeschutzschild zu schnell abbrennt. Bei einer Erdorbitmission verbrennen typischerweise weniger als 10% der Masse des Raumfahrtzeugs, der Hitzeschutzschild muss aber deutlich schwerer sein, da nicht vollständig verbraucht werden darf.

Diese Technologie war erprobt. Kapseln der US Spionagesatelliten setzten sie ein, alle bisherigen bemannten Programme nutzten Hitzeschutzschilde aus ablativen Werkstoffen.

Für das Space Shuttle war problematisch, dass zum einen der Hitzeschutzschild vor jeder Mission erneuert werden sollte, was die Wartung verlängern würde, und die Kosten steigern. Zum anderen war er wegen der großen Fläche von über 300 m² sehr schwer. Weiterhin musste der Schild frei von Hohlräumen oder Gasblasen sein, was bisher sehr aufwendig war.

Die anfangs favorisierte Lösung waren "Hot Structures", eine Variation des Prinzips der Wärmesenke. Auch hier wurden hochtemperaturfeste Legierungen eingesetzt, die jedoch noch höheren Temperaturen ausgesetzt waren. Sie erhitzten sich bei dem Wiedereintritt, bis ein Gleichgewicht erreicht war zwischen Energieabgabe durch Strahlung und Aufheizung durch die Reibung. Den Namen bekamen sie, weil sie erheblich heißer wurden als die Wärmesenken, die die Wärme nach innen ableiteten. Das war bei den Hot Structures nicht so, es handelte sich um eine dünne Verkleidung der Oberfläche, die von der tragenden Struktur thermisch isoliert war. Diese konnte daher aus nicht so temperaturresistenten Materialen wie Titan oder Aluminium bestehen. Verwendet werden dann Metalle wie Niob, Molybdän oder Tantal. Für das Dyna Soar Programm wurden die ersten heißen Strukturen entwickelt. Ein Großteil der Außenhaut bestand aus Rene 41, einer Legierung, die für Düsentriebwerke entwickelt wurde und auch im Gemini Programm für die Außenhaut eingesetzt wird. Rene 41, eine Nickel-Chrom-Legierung konnte auf bis zu 1000 Grad Celsius erhitzt werden. Molybdän an den Flügelkanten war auf über 1650°C erhitzbar, und an der Nasenspitze wurde Zirkonia (Zirkoniumdioxid, das gleiche Material, aus dem "künstlichen Diamanten" bestehen) verwendet. Es war auf über 2350 °C erhitzbar.

Erfahrungen gab es mit diesen Werkstoffen. Sie wurden für Raketendüsen und ungekühlte Brennkammern eingesetzt und werden bis heute für diesen Zweck eingesetzt. Heiße Strukturen werden bis heute erforscht, die NASA wollte sie z.B. für das X-37 einsetzen. Ein Problem der Metalle ist, dass bei den Temperaturen die beim Wiedereintritt auftreten sie durch den Sauerstoff verbrennen. Daher wird dieser Schutzschild mit einer dünnen Schicht eines nicht metallischen Werkstoffs überzogen eingesetzt wird z.b. Siliziumcarbid.

Zwischen den Hot Structures und den, beim Shuttle eingesetzten, keramischen Werkstoffen war die Technologie von Carbon-Carbon einzuordnen. Kohlenstoff ist eines der am höchsten erhitzbaren Elemente. Er schmilzt nicht, sondern geht bei 3642°C gleich in die Gasphase über. Feststofftriebwerksdüsen wurden schon damals mit Graphit belegt, das verdampft und so das Metall vor Erhitzung schützte. Das Problem ist nur, das normaler Kohlenstoff in Form von Graphit nur schwache Kräfte zwischen den Atomen ausbildet. Grafitminen kennt jeder von den Bleistiften, das Material lässt sich schon durch die Reibung an durch Papier ablösen. Für die Belastungen, die es beim Aufstieg und Abstieg durch die aerodynamischen Kräfte gab, war es so nicht brauchbar.

Man entwickelte die Technologie von Carbon-Carbon. Dafür wurde eine textile Faser wie Rayon, eine Cellulosefaser verwendet. Sie wurde in einem Ofen unter Sauerstoffabschluss bei 1000°C pyrolisiert, man erhielt Kohlefasern. Die Kohlefasern bildeten die Stützstruktur. Sie wurden in Epoxidkunststoff eingebettet und dieser in einem Autoklav gehärtet, man erhielt kohlefaserverstärkten Kunststoff, wie er heute noch in der Luft & Raumfahrttechnik eingesetzt wird. Danach wurde der CFK-Werkstoff dieser unter Sauerstoffabschluss pyrolisiert. Dies geschah, indem die auf 1000°C geheizten Öfen mit Kohle gefüllt wurden. Man erhielt einen porösen Kohlenstoffblock. Er war aber noch nicht belastbar genug. Nun wurde der Kohlenstoffblock mit Furanol getränkt und auch dieser Alkohol pyrolisiert. Dieser Schritt wurde so oft wiederholt, bis alle Hohlräume durch Kohlenstoff (aus dem Furanol) gefüllt waren. Man erholt einen reinen Kohlenstoffblock mit der geforderten Härte. Durch diese Prozedur wurde der Kohlenstoff verstärkt, weshalb diese Technologe auch Reinforced Carbon-Carbon (RCC) heißt. RCC sollte in den Flügelkanten des späteren Shuttles eingesetzt werden, war aber auch schon für das Dyna Soar Programm vorgesehen.

Die neueste Technologie waren Werkstoffe aus Keramikfasern. Sie wurden aus hochreinem Quarzsand hergestellt. Aus diesem wurden (wie ist leider nicht bekannt) die Fasern aus dem Rest des Sandes gewonnen. Die Fasern waren im Durchschnitt 1,5 Mikrometer dick. Sie wurden aufgeschlämmt, das Wasser abgelassen und ein Binder aus Silikaten hinzugegeben. So wurden Blöcke von 15 cm Dicke und 50 x 50 cm Größe geformt und im Mikrowellenofen wurden die Blöcke getrocknet und durchliefen dann einen Sinterofen, bei dem bei 1300°C der Binder sich mit den Fasern verband. Was man erhielt, war eine hochporöse Masse, deren Dichte anfangs bei etwa einem Drittel der von Wasser lag. Silikatfasern haben eine sehr hohe Schmelztemperatur, sie leiten Wärme äußerst schlecht und die dünnen Fasern haben eine sehr große Oberfläche, das führt dazu, das viel Energie durch Strahlung abgegeben wurde. Die Fasern würden so Wärme nur langsam ins Innere leiten und viel wieder abstrahlen. Weiterhin ist der thermale Ausdehnungskoeffizient um mindestens eine Größenordnung kleiner als die von Metallen.

Lockheed hatte diese Typen in den sechziger Jahren entwickelt, zuerst LI-1500 mit einer Dichte von 0,24 und später LI-0900 mit einer dichte von 0,144, welches dann im Space Shuttle eingesetzt wurde. Die Firma schlug damals auch einen überschallschnellen Transkontinentalflieger namens Dyna Clipper vor, welchen diesen Hitzeschutz hatte.

Ein Problem, das man anfangs hatte, war, dass schon geringe Verunreinigungen der Fasern durch andere Mineralien, vor allem Alkaimetalle dazu führten, dass die Kristalle bei der Erhitzung ihre Kristallstruktur änderten. Silikate haben drei mögliche Kristallgitter: Quarz, Kristobalit und Tridymitstruktur. Durch Verunreinigungen können die Quarzkristalle beim Erwärmen in einen anderen Kristallzustand übergehen und das ist verhängnisvoll, denn beim Übergang in den Kristobalitzustand vergrößert sich das Volumen. Das Material musste zu 99,9% rein sein, Alkalimetalle dürften nicht mehr als 6 ppm ausmachen. Andere Firmen entwickelten ähnliche Fasern General Electric stellte Kacheln auf der Basis von Mullit, einem Aluminiumoxid, und Zirkonium her, erforschte aber auch Silikatfasern. Nur waren diese nicht hochrein, sondern enthielten zu 0,3% Verunreinigungen. Durch Einbringen eines Binders aus Silikon von 99,98% Reinheit, das zu Silikat oxidiert wurde, verhinderte man die Phasenänderung. Diese Kacheln wurden Reusable Surface Isolation (RSCI) getauft, abgeleitet von der Lockheed Bezeichnung SI für Surface Insolation.

Das war die Ausgangsbasis, als 1969 die Ausschreibungen für das Space Shuttle begannen. Es gab die ablativen Schilde, mit großen Erfahrungen und Praxiseinsatz. Es folgten die Hot Struktures die zumindest gut erforscht waren, aber bei der es wenig Erfahrungen mit der Aufbringung auf die Trägerstruktur gab. Nur Lockheed konnte welche durch den bau der SRS-71 vorweisen. Dann gab es noch die keramischen Faserwerkstoffe, die einige Vorteile hatten, wie leichte Bearbeitung und geringes Gewicht, aber das Labor noch nicht verlassen hatten. Morgen dann mehr über den Auswahlprozess und die Probleme bei der Herstellung.

30.6.2013: Der Hitzeschutzschild des Space Shuttles Teil 2

Wer es noch nicht getan hat, dem rate ich erst mal den ersten Teil zu lesen. Nachdem man nun vier Technologien für den Hitzeschutzschild zur Auswahl hatte, für welche sollte man sich entscheiden? 1969 gab es die erste Ausschreibung für das, woraus sich später das Space Shuttle entwickeln sollten. Auch wenn das damalige System nicht gebaut werden sollte, so benötigte es doch einen Hitzeschutzschild. Alle drei Hauptbewerber hatten einige Gemeinsamkeiten. Die tragende Struktur sollte aus Titan bestehen, auch die thermisch nicht so stark beanspruchten Teile, wie die Flügeloberseiten, waren in allen Entwürfen aus Titan, nun als "Hot Structure" ausgelegt. Gemeinsam war auch das alle thermisch hochbelasteten Teile aus Reinforced Carbon Carbon (RCC) bestanden, das war z.B. die Nasenspitze.

Dann gab es Unterschiede. Grumman und North American bevorzugten RCC auch für die Flügelkanten, McDonnell dagegen Niob. North American wählte Keramikkacheln aus Mullit für die Unterseite und Seitenteile des Orbiters. McDonnell Douglas dagegen die Nickellegierung Hastelalloy-x. Grumman nahm Rene 41 für die Seiten und Haynes 188 für die Flügelunterseite.

Zwei von drei Entwürfen setzten also auf "heiße Strukturen", nur einer auf RSI. In den nächsten Jahren wurden die Konzepte weiter studiert, auch weil es keine Zusagen von Nixon für eine Finanzierung gab. Weiterhin waren sie alle dem Präsidenten zu teuer. Die NASA nutzte die Zeit indem sie 4 Millionen Dollar investierte. NASA Zentralen wurden aufgerüstet um Fragestellungen und Probleme zu klären die es im Zusammenhang mit dem Projekt gab wie Aerodynamik, Materialien etc.

425.000 Dollar wurde ausgegeben um Ablationsschilde weiter zu erforschen. Es wurde untersucht ob man diese nicht verschrauben könnte und man sie damit schneller auswechseln konnte, Nylon in Phenolharz sollte leichtgewichtiger sein als bisherigen Ablativschilde und die Dichte von RSI erreichen.

525.000 Dollar gab es für die Forschung an Hot Structures, hauptsächlich Superlegierungen aus Eisenmetallen wie Nickel, Chrom und Kobalt sowie Microquarz zu Isolation der Paneele. Bislang gab es nur wenig Erkenntnisse über die Legierungen vor allem nicht beim großflächigen Einsatz.

Mitte 1971 wechselten alle drei Raumfahrtfirmen auf Aluminium als Material für den Orbiter und verwarfen auch die Hot Structures. Stattdessen war für eine Zwischenzeit ein ablativer Hitzeschutzschild vorgesehen, der später von RSI abgelöst werden sollte. Der Grund war sehr einfach. Alle drei Anbieter übernahmen ein Konzept von Max Faget, dem führenden Designer der NASA, der seit Mercury an jedem bemannten Raumfahrzeug maßgeblich beteiligt war. Er hatte in den vergangenen zwei Jahren das Konzept immer weiter verbessert. Sein letztes, MSC-040A sah nun einen Orbiter ohne Treibstofftanks vor, dieser Tank war eine eigene Stufe, dazu gab es eine zweite normale Raketenstufe als erste Stufe. Das Konzept lies noch offen ob parallel oder seriell gestuft wurde, aber es brachte den Durchbruch in den Kosten. Damit war ein Shuttle unter den Randbedingungen zu entwickeln, die bisher immer eine Hürde für die bisherigen Konzepte darstellten : die Peakfinanzierung musste unter 1 Milliarde Dollar im Wert von 1970 liegen.

Der Entwurf MSC-040 verwandte Aluminium für die Orbiterstruktur und RSI für die Isolation. Max Faget erklärte dies vor allem mit seinem konservativem Ansatz. Titan als Material für ein Flugzeug wurde bisher nur einmal verwendet - für die SR-71, die von Lockheed gebaut wurde. Bei Superlegierungen war die Situation noch schlimmer. Hochtemperaturfeste Legierungen gab es, doch die Werkstücke waren klein, wie Turbinenblätter für Düsenflugzeuge. Er sah das Risiko das die Kosten aus dem Ruder liefen, und das bei einem sehr engen Kostenplan.

Es gab allerdings auch gute Gründe, die gegen die Hot Structures sprachen. Sie waren nicht auf Aluminium zu befestigen, Aluminium wäre schon bei geringen Temperaturen zu weich geworden. Aluminium hatte aber den Vorteil, das es eloxiert werden konnte, man erhielt eine raue Oberfläche, die sehr gut geeignet war einen Schild "anzukleben". Das war mit Titan nicht möglich. Die Oxidschicht war hier sehr dünn. Aluminium war zudem das Standardmetall im Flugzeugbau, alle Firmen waren damit vertraut (der Bau der Orbiter unterschied sich auch kaum von dem eines jeden anderen Flugzeugs).

Weiterhin gab es ein Problem: die Metalllegierungen waren nur sicher, wenn sie vor Oxidation geschützt waren. Dazu wurden sie mit einer dünnen Schutzschicht belegt. Sie schützte sie vor Oxidation. Kein Problem bei einem einmal startenden Raumschiff, doch wenn diese Schicht z.b. aus Siliziumcarbid einen Kratzer erhielt, konnte ein Paneel verbrennen. Das war ein Problem das bei einem wiederverwendeten Raumfahrzeug leicht vorkommen konnte. Darüber hinaus mussten die Metallpaneele in Form gebogen werden und diese auch behalten, obwohl sich die Metalllegierungen bei den auftretenden Temperaturen von über 1000 Grads Celsius ausdehnten.

Die Entscheidung war daher zuerst einen ablativen Schild zu verwenden und in der Zwischenzeit dann die RSI Technologie zur Einsatzreife zu entwickeln, obwohl es bisher nur die Kacheln selbst gab, was noch kein Hitzeschutzschild ist. Doch im Januar 1972 bestimmte Nixon, das Space Shuttle sollte von Anfang an in der Konfiguration erstellt werden, in der er eingesetzt werden sollte, damit waren ablative Schilde erst einmal abgeschrieben. Die Entscheidung für RSI war die meiner Ansicht nach mutigste im ganzen Programm. Die Haupttriebwerke waren auch neu, doch die Änderung betraf nur das Verfahren wie der Treibstoff gefördert wurde. Das Shuttle war erstmals abhängig von Computern und Software, doch waren zum einen diese Systeme redundant abgesichert und es gab Forschungen der Landung mit unbenannten Gleitern und der X-15.

Die Ausschreibung gewann North American und ihr Entwurf sah RCC an den Spitzenbelastungen vor, RCI auf der Unterseite und großen Teilen der Oberfläche. Doch welches Material sollte man nehmen? Im August bis November 1972 wurden Tests im Ames und Kennedy Sapce Center durchgeführt. Getestet wurden die Lockheed Kacheln LI-1500 und Li-0900 (so benannt nach der Dichte von 15 bzw. 9 Pfund pro Kubikfuß) und Kacheln aus Mullerit von General Electric. Sehr bald stellten sich die Lockheed Kacheln als überlegen heraus. Mullerit gab eine zu hohe Wärmeübertragung an die Struktur weiter, die mit jeder simulierten Mission zunahm. Es bildeten sich auch bald Risse. Die Entscheidung kam als ein 24 Kachel-Array einen Akustiktest von zwanzig simulierten Starts durchlief. Nur die Lockheed Kacheln blieben intakt.

Etwa ein Jahr lang behielt die NASA noch ablative Schilde als Backupoption. Es gäbe Neuentwicklungen die zum einen die Kosten reduzieren sollten, die Schilde rasch auswechselbar machen würden und das Gewicht reduzieren sollten. Doch lange konnte man sich diese Option nicht offen lassen.

Zwischen den LI-0900 Kacheln und einem Hitzeschutzschild gab es aber noch einen bedeutenden Sprung. Aber das sollte sich noch bei der Entwicklung zeigen. Die erste Herausforderung war, dass es nicht eine Kachel gab, sondern 34.000 verschiedene. Hätte man die Oberfläche mit einer Standardkachel belegt, so wäre sie wegen der Krümmung uneben gewesen. Das hätte eine turbulente Strömung verursacht, welche die Wärmeübertragung auf die Kacheln stark erhöht hätte, weitaus mehr als die Kacheln aushalten konnte, Es zeigte sich, das schon die Fugen von den Kacheln genügend turbulente Strömung verursachen und ihre Breite minimiert werden musste. So wurde jede einzelne Kachel computergesteuert aus einer Rohform herausgeschnitten. Die Einführung von CNC-gesteuerten Maschinen machte dies erst möglich. Vorher erwog man standardisierte Kacheln die sich nur in der Dicke unterschiede. Doch ergab eine Untersuchung, dass dieser Schutzschild zu schwer war. Indem jede Kachel in ihrer Form der Oberflächenform folgte, konnte entscheidendes Gewicht gespart werden. Aber es gab einen Nachteil: Es war praktisch nicht möglich Vorratshaltung zu betreiben. Bei 100 identischen Kacheln konnte man 20 weitere fertigen und hatte Ersatz. Bei 34000 Kacheln wäre nur eine Ersatzfließe pro Exemplar gleichbedeutend mit einer doppelt so hohen Produktion. Dabei hatte man noch Glück, denn um weiteres Gewicht zu sparen, hatte man schon die Flügelfläche von 320 auf 250 m² verkleinert. Die großen Flügel hatte das Shuttle weil das Militär an einer hohen Querreichweite interessiert war, die später nie gebraucht wurde. Die NASA Entwürfe hatten Stümmelflügel, so wie heute das X-37B.

Zusammen mit dem Ames Forschungszentrum wurde erst einmal die geeignete Glasur gesucht. Die Kacheln alleine waren zu porös. Sie hätten Wasser wie ein Schwamm aufgesaugt und waren dadurch auch kratzempfindlich. Sie mussten glasiert werden. Die vorhandene Glasur von Lockheed LI-0050 war nicht brauchbar. Nach zwanzig simulierten Weidereintritten zeigten sich Kratzer auf der Oberfläche. Auch wenn die Kachel hielt und nicht beschädigt wurde, konnte nun Wasser eindringen. Die Glasur musste wie die Kacheln 100 Einsätze überstehen. Man fand einen neuen Überzug bestehend aus Borsilikat, zu 90% aus Silikat und 10% aus Borat bestehend. Neu war ein Zusatz von SiB4, der beim Brennen zu Borsilikat oxidierte und den Boranteil erhöhte, damit glich sich der thermische Ausdehnungskoeffizient an den des Silikates der Kacheln an. Nicht umgesetztes SiB4 würde, wenn es eine Beschädigung der Oberfläche gab, beim Wiedereintritt zu Borsilikat oxidieren und so Mikrorisse ausfüllen.

Die Kacheln auf der Oberseite waren weiß und erhielten nur diese Glasierung. Die auf der Unterseite mussten dunkler sein, weil ein schwarzer Körper mehr Energie abgibt und sie höher erhitzt wurden. Dazu wurde dem Glas dunkle Pigmente zugemischt. Nur bei ihnen war auch SiB4 Bestandteil der Mixtur, die anderen Kacheln wären maximal 650 Grad Celsius heiß geworden, da gab es noch keine Risse. Die beiden Kacheltypen waren auch unterschiedlich groß. Schwarze maßen im Durchschnitt 12 x 12 cm groß und 1,3 bis 8 cm dick, weisse dagegen 9,5 bis 2 cm dick und 20 x 20 cm groß. Für den Teil des Orbiters, der nicht heißer als 275°C wurde konnte man hochtemperaturfeste Textilmatten nehmen, die dann schon Quadratmeter groß waren. Die am höchsten thermsich belasteten Teile wie Flügelvorderkanten und Nasenspitze ´bestanden aus RCC.

Auch das RCC brauchte einen Schutz, ohne ihn würde der Kohlenstoff bei der Temperatur von über 1600 Grad Celsius verbrennen. Es wurde mit einer Mixtur von Siliziumcarbid, Silikat und Aluminium gepackt und bei 1650 Grad Celsius in einer Argonatmosphäre "gebacken". Das oxidierte das Aluminium zu Aluminiumoxid und reduzierte das Silizium zu Siliziumcarbid. Als Resultat war es von einer festen Schicht von Siliziumcarbid überzogen.

Die Jahre nach 1972 bestanden zuerst darin das Design festzulegen. Das war nicht nur eine theoretische Arbeit, sondern es gab in dieser Zeit zahlreiche Versuche. Die NASA führte mit dem Space Shuttle bis Ende 1979 über 35.000 Versuche im Windtunnel durch, das entsprach 40% aller Stunden in den USA. Mehrere Anlagen wurden parallel für verschiedenste Fragestellungen genutzt. Um turbulente Strömung zu untersuchen, gab es z.B. zwei Anlagen mit einem 60 bzw. 20 MW starken Lichtbogen der eine lokale Erhitzung und damit turbulente Strömung erzeugen konnte. 1974 und 1975 erprobte man einen neuen Typ LI-2200 mit etwas höherer Dichte, aber höherer Festigkeit. Es wurde in der Nasenkappe wo der Atmosphäre Staudruck sehr hoch war, eingesetzt. Es stellte sich auch auf, dass man bestimmten Stellen auf der Flügeloberseite lokal sehr hohe Temperaturen entstehen konnten. Den Hitzeschutz wollte man nicht vollständig überarbeiten, so brachte man an diesen exponierten Kanten einen ablativen Schutz an. Extensiv wurden Temperaturempfindlichkeit, Lebensdauer über 100 Missionen, Belastungsfähigkeit durch Akustik oder hohe Luftfeuchtigkeit oder Regen untersucht. Es stellte sich heraus, dass die Kacheln von anderen Materialen darin abwich, dass sie nicht fest spezifizierte Werte hatte. Vielmehr schwankten die Daten rund um einen Grenzwert. Sie gehorchten einer statistischen Verteilung, das bedeutet einige Kacheln würden viel höhere Belastungen aushalten, andere würden schon bei den Normbelastungen (die natürlich unter der Minimalbelastung liegen) versagen. Vorehrsagen welche Kachel es sein wird war nicht möglich. Die Entwicklung des Designs umfasste 360 Tests mit den unterschiedlichsten Fragestellungen. Es gab auch spezielle Fragestellungen zu untersuchen. So musste man die Verkleidung des Landefahrwerks prüfen, es dürften beim Öffnen keine Kacheln abgetrennt werden. RCS Düsen entliehen ihr Abgas nahe der Kacheln und am Nutzlastraum musste es Dichtungen geben um ihn öffnen zu können. Es wurden Methoden entwickelt um die die Kacheln untersuchen zu können und auch zu prüfen ob sie korrekt platziert waren, was bei einer geforderten Genauigkeit im Submilimterbereich nicht ganz einfach war.

Es schloss sich die Design Verifikation an, die noch 50 Tests umfasste, nun aber ganze Subsysteme des Orbiters umfassten, wie die Spitze eines Flügels mit zwei RCC Paneelen. Als Ergebnis der Tests wurde einiges geändert, so das Layout der weisen RSI und Nylonplatten. Für den äußeren Beobachter war die Verkürzung der Flügeloberfläche von 320 auf 250 m², der Übergang zu einem Vorflügel und der Wegfall der Rettungsraketen das auffälligste was sich nach 1972 am Shuttle änderte. Untersucht wurde auch ob die RCC einem Mikrometeoritenaufprall standhalten konnten. Beschossen wurden sie mit Metallkugeln mit einer Geschwindigkeit bis zu 6,6 km/s und einer Energie von 74 Joule. Ähnliche Versuche gab es auch bei den Kacheln. Es zeigte sich aber, das selbst einzelne Kacheln ausfallen konnten.

Sehr früh hatte man sich entschlossen die Kacheln nicht direkt auf der Aluminiumhaut anzubringen, sondern eine Zwischenschicht einzubringen. Die Keramiken hatten einen so geringen Ausdehnungskoeffizient, dass sie durch die viel geringere Erwärmung des Aluminiums reißen würden. Es wurde eine Zwischenschicht, genannt Strain Isolator Pad (SIP) einbracht, die aus der elastischen Textfaser Nomex bestand. Im nächsten Teil geht es dann um die Entwicklung des Hitzeschutzschildes.

Als problematisch entpuppte sich sehr spät die Belastung beim Start, der Schalldruck durch die beiden SRB könnte die Kacheln zum Abfallen bringen. Viele Tests, vor allem der Anbringung und ob diese halten würde folgten. Es zeigte sich das nur 3.400 der über 21.000 Kacheln auf der Unterseite einem Druck von 2 psi (0,14 bar) ausgesetzt werden, für diesen waren sie ausgelegt. 6300 waren Belastungen von 2 bis 6,5 psi, 3000 von 6,5 bis 8,5, 5500 von 8,5 bis 13 und 247 über 13 ausgesetzt. Die Lösung war das Einbringen von Kolloidalen Silikatpartikeln in die Unterseite der Kachel (die am Orbiter befestigte Seite). Danach wurde sie 3 Stunden bei 1926 °C "ausgebacken", wodurch die Silikatpartikeln mit den Fasern verschmolzen. Das verstärkte eine 3 mm starke Zone und machte eine 15 x 15 cm große Kachel nur um 27 g schwerer. Man kam darauf, weil die LI-2200 Kacheln die man für besonders exponierte Stellen diese Probleme nicht hatten. Sie waren dichter. So wurde eine Zone an der Befestigung nachträglich "verdichtet". Das Problem: Das erkannte man erst als die Kacheln schon montiert wurden, im Jahre 1979. Die Ursache war eine Behandlung des Gewebes der SIP. Damit es seine vertikale Stärke besser wurde und due Dichte anstieg, behandelte man es mit einer Metallnadel die mehrere tausendmal pro Quadratzoll das Gewebe durchbohrte. Dadurch wurden Fasern von der horizontalen ind die Vertikale gedreht. Das brachte für das Gewebe den erwünschten Effekt, bedeutete aber auch unzählige kleine "Hot Spots" bei denen die Kacheln die absolut keine Elastizität hatten nicht die übertragenen Kräfte folgen konnten.

Die NASA entschied den ganzen Hitzeschutzschild für 11,7 psi zu qualifizieren. Doch da dies erst während der Produktion passierte, bedeutete dies das etliche der Kacheln ausgewechselt werden mussten.

1.8.2013: Anstatt einer Mail

Ich habe vorgestern und vorvorgestern zwei Mails bekommen, von jemand der noch den Blog in der ursprünglichen Form liest. Schon das nötigt Respekt ab. Ich habe ja 2006 mit dem "Weblog" angefangen und erst mehr als ein Jahr später kam der Wordpress Blog. Einem bin ich aber treu geblieben. Alle Beiträge entstehen zuerst als Weblogxxx.shtml und werden daraus herauskopiert in den Wordpress Blog. (xxx steht für eine laufend erhöhte Nummer, derzeit 341).

Respekt nötigt es ab, weil es nicht interaktiv ist, man also nichts kommentieren kann und vor allem weil ich die Indexseite mit den Sprüngen zu den einzelnen Subseiten nur unregelmäßig aktualisiere. Okay, man kann wenn man einige Seiten gelesen hat das Nummerierungsschema erahnen, aber es ist doch etwas umständlich dann die URl anzupassen, vor wenn wenn man wie der Schreiber der Mail, den Blog auf dem Smartphone liest, wie ich gerade erfahren habe.

Na ja, wenn ich genauer nachdenke ist meine Webseite, in der es keine Navigationsreiter links und rechts gibt, eine Spalten mit Werbung und allerhöchstens noch ein paar Bilder guibt, ja am besten geeignet für Smartphones. Flash braucht sie auch nicht und das Design "Aus der Steinzeit des Internets" hat dann sogar Vorteile. Nichts gegen die Steinzeit. Malereien haben da 10.000 Jahre überdauert. Ich bezweifele das dies mit modernen Informationen auf Computern so ist.

Für den Mailschreiber hätte ich noch einen Tipp: Ich schreibe auch Bücher, die kann man noch bequemer im Bett lesen, sie funktionieren auch ohne Akku und sind viel unempfindlicher und billiger als ein Smartphone.

Der Mailschreiber war im Speziellen an mehr "Geschichten aus dem Leben" und mehr Geschichten von mir interessiert. Dafür gibt es hier die Antwort. Also Geschichten aus dem Leben wird's wenige geben. Wenn man das "Leben" nicht als "mein Leben" bezeichnet. Ich weiß auch nicht, was man darunter verstehen kann. Der Autor hat den Hype um L&T angeführt, aber darüber habe ich glaub ich auch damals nicht so viel geschrieben, obwohl ich als Ersteller der "bösen" Fanwebsite beteiligt war. (die ist inzwischen auch schon seit mehr als 2 Jahren an echte Hardcore Fans übertragen). Ansonsten was sind Geschichten aus dem Leben? Das England einen weiteren Thronfolger hat? Das in unser Straße endlich mal die Schlaglöcher geflickt wurden, nun sind an der Stellen drei Flicken aus drei Jahren übereinander und ich wette nächstes Jahr kommt der vierte. Ich wüsste wenig, was mir so für den Blog bemerkenswertes einfällt. Vielleicht kann ich mal ein paar weitere Sachthemen aus dem Bereich Allgemeinheit anschneiden, aber immer wenn ich mal was seichtes dazwischenschob, war die Reaktion doch eher mau.

Von mir und über mich wird es wohl kaum Geschichten geben, außer ich nehme etwas als Aufhänger wie die Ampeln in Berkheim für meinen letzten Beitrag über die Ampeln. Mal abgesehen, das dies wohl nur wenige interessiert, bin ich mir eines bewusst: Das Internet vergisst nichts. Zwar ist das mein Blog, so habe ich anders als in einem Forum oder bei einem Kommentar die volle Kontrolle und kann wieder löschen. Aber es gibt immer noch die Cache Funktion von Google und das Internet Archive. Das besuche ab und zu, vor allem wenn ich mal die Launchmanifests von SpaceX aus den vergangenen Jahren mit den erfolgten Starts vergleiche. Junge, wenn ich bei meiner Arbeit auch so viel versprechen und so wenig halten würde, mich würde sicher niemand mehr anstellen. Im Ernstfall kann das einem nur Schaden. So gibt es auch nichts über meine Erfahrungen mit dem Staat als Arbeitgeber und den dort beamteten Personen, obwohl es da beginnend von meinem ersten Studium eine ganze Menge zu erzählen gäbe.

Ich wüsste auch nicht was an mir so interessantes ist. Also ich mache nichts spannendes. So viel kann ich verraten. Ich schreibe viel am Computer, Bücher, Webseiten, Programme, das füllt schon einen Teil des Tags aus. Ab und an habe ich einen Programmierauftrag für einen Kunden, so jetzt gerade, weshalb es im Blog nichts von mir gibt. Vielleicht nutzen das die anderen Autoren auch aus und stellt Michael K. sein Rätsel online und macht Niels den Angara Artikel fertig. Dann gehe ich noch dreimal in der Woche Schwimmen und der Rest füllt sich mit Einkaufen, Kochen, Sauebermachen, Garten, Lesen und Fernsehgucken. Keine Promiparties zu berichten, keine durchgezechten Nächte in Spelunken, keine Erlebnisse in exotischen Ländern. (ich brauch nicht verreisen um mich zu erholen).

Jetzt habe ich schon fast zu viel über mich geschrieben. Immerhin kann ich eines verraten: von mir gibt es kein Facebook Profil, ich bin nicht im MSN, Google+ oder sonst einem Social Media und es gibt auch keine Fotos und Videos von mir online, zumindest keine die ich online gestellt habe. Wenn ich kenne der kann mich anrufen, oder mir mailen. Und andere Freudne brauche ich nicht erst recht nicht Hunderte oder Tausende dieser. Und wenn ich was zu "zwitschern" habe, dann bestimmt nicht an die ganze Welt.


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