Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 365: 5.1.2014 - 16.1.2014

5.1.2013: Spacex Hoffnungen und Realität

Die Kommentare zu meiner gewonnen Wette zeigen mir, das mal wieder ein Aufklärungsblock ansteht. Da gibt es ja die leise Hoffnung, das die Wiederverwendung der ersten Stufe der Falcon 9 oder gar Heavy in der Raumfahrt einiges verändern wird - ich wage zu behaupten es wird sich nicht vieles ändern. Es gibt ja einige technische Schwierigkeiten zu lösen. Aber nehmen wir mal an, die sind alle gelöst. Was kann man erhoffen.

Nun man könnte es sich einfach machen und auf die Aussagen von Musk verweisen: hier spricht er von 30% Nutzlasteinbuße (netterweise genauso derselbe Wert den ich Jahre vorher berechnet habe, tja man kann die Leute täuschen, aber nicht die Physik...)  und hier wird von Kosteneinsparungen von 25% bei einer wiederverwendbaren Stufe gesprochen. Damit hätte sich das Thema schon erledigt, aber ich will mal nicht so sein.

Nach SpaceX Angaben macht die erste Stufe 75% der Herstellungskosten aus. Herstellungskosten sind nicht Startkosten. Die sind meist um ein Drittel höher. Seien wir optimistisch und setzen bei SpaceX nur 20% an. Die Stufe kann man auch nicht unendlich oft wiederverwenden. Das Merlin 1D ist für die vierfache nominale Brennzeit qualifiziert. Da davon noch die Hot Fire Tests und mindestens ein Test in Gregor mit längerer Brennzeit abgehen kann man sie maximal dreimal einsetzen. Zudem wird das Bergen und überprüfen auch etwas kosten. Sagen wir mal (günstig geschätzte) 10% des Herstellungspreises. Das macht folgende Rechnung

Das sind 34% des Startpreises von 60 Millionen Dollar, wieder mal (welche ein Zufall) in der Nähe der Zahlen von Musk (bei einmaliger Wiederverwendung ist man z.B. bei den 20%). Also das ist kein Riesensprung. Bei der Falcon Heavy ist bisher von keiner Wiederverwendung die Rede, vielleicht sollte man auch erst mal Kunden für die Rakete finden, bisher gibt es eine Demomission von der Air Force (keine Nutzlast transportiert) und nur einen bezahlten Start eines unbekannten Intelsats. Bei dem wahrscheinlichen Flugprofil, bei dem die Zentralstufe im Schub reduziert wird, oder dem Cross-Feeding erfolgt die Trennung Zentralstufe/Oberstufe auch bei höherer Geschwindigkeit, sodass die Probleme größer werden und die Nutzlasteinbuße höher. Bei Bergung von nur zwei Boostern machen diese aber nicht mehr 75% der Herstellungskosten aus, sondern nur noch 60%. Nimmt man die Differenz der startpreise und nimmt an, dass diese auf die beiden Booster entfallen, so kann man rund 32 Millionen Dollar, das sind 25% des Startpreises einsparen.

So, nach der Ernüchterung dann noch die offene Frage ob die Startpreise von SpaceX groß was in der Raumfahrt ändern. Die Antwort: eher nicht. Nehmen wir SES-8. Dieser Start kostete 224 Millionen Dollar, davon entfallen 24 Millionen auf Versicherung, 200 auf Satellit, Start und Inbetriebnahme im Orbit. Zieht man den Falcon 9 Start mit "günstigen" 55 Millionen Dollar ab, so bleiben noch 145 Millionen für den Satelliten. Und das ist die Regel. Satelliten sind meist 2-3 mal teuerer als die Trägerrakete und dies gilt nur für Kommunikationssatelliten. Anders als Forschungssatelliten werden diese in kleinen Serien hergestellt, Antrieb, Stromversorgung, Struktur und Thermalsystem sowie Kommandosystem sind identisch, nur die Kommunikationsnutzlast variiert. Forschungssatelliten, die individuell gefertigt werden und jeweils neu entwickelte Instrumente haben sind meistens erheblich teurer.

Das heißt aber auch: Wenn die Startkosten um 30% sinken, so sinken die Gesamtprojektkosten nur um 8,25%. (Wohlgemerkt bei gleicher Nutzlast, denn dei sinkt ja auch). Das ist nicht der riesige Unterschied. Vor allem wenn es eine Branche betrifft die durchschnittlich 75% des Umsatzes als Gewinn verbuchen kann: Global betragen die Einnahmen pro Transponder 1,62 Millionen Dollar, bei Kosten von knapp unter 1 Million Dollar. In Europa ist es am profitabelsten. Hier kostet ein Transponder 3,2 Millionen Dollar. Der SES-8 hat z.B. 24 Transponder und eine Lebenszeit von 15 Jahren, generiert also einen Umsatz von 583,2 Millionen wenn man die 1,62 Millionen pro Transponder nimmt. Bei Kosten von 224 Millionen pro Projekt beträgt also der Reingewinn knapp 360 Millionen Dollar, wenn es dann nur 340 Millionen sind, dann ist der Unterschied marginal. Dem steht aber ein erhöhtes Risiko entgegen, denn die Rakete ist ja schon mal geflogen. Und dann stehen 20 Millionen Einsparungen ein Verlust von 360 Millionen gegenüber.

Bei Forschungssatelliten die nicht versichert sind und noch teuer, zählt vor allem eines: die Zuverlässigkeit, denn ein Ausfall bei einem Fehlstart wird da noch teurer. So kaufte die NASA noch Delta 2 obwohl diese nicht mehr hergestellt wurden und zahlte für die Wiederaufnahme der Produktion und Anpassungen der startanlagen las die Taurus XL zwei NASA-Satelliten versenkte. Es ist schlussendlich immer noch billiger und die Delta hat eine makellose Bilanz mit mehr als 70 Flügen ohne Fehlstart in Folge.

Zuletzt noch ein historischer Blick: Träger sind seit es sie gibt immer billiger geworden. Hier mal als Beispiel die Atlas Cenatur:

Version Nutzlast GTO Startkosten Startkosten 2013 Kosten pro Kilogramm
Atlas SLV 3C Centaur 1..790 kg 14 Mill. $ (1970) 85,3 47.650 $
Atlas SLV-3D 1.860 kg 23 Mill. $ (1980) 68,9 37.040 $
Atlas I 2.255 kg 59 Mill. $ (1988) 117,4 52.060 $
Atlas II 2.810 kg 85 Mill. $ (1991) 141.4 50.320 $
Atlas IIA 2.900 kg 90 Mill. $ (1992) 149,8 51.650 $
Atlas IIAS 3719 kg 105 Mill. $ (1993) 169,9 45.680 $
Atlas III 4.037 kg 105 Mill. $ (2000) 143,2 35.470 $
Atlas V 551 8.900 kg 190 Mill $ (2011) 199,1 22.370 $

Die Startkosten blieben lange (mit Fluktuationen) bei 50.000 $ pro Kilo - kein Wunder wenn die Technologie weitgehend unverändert ist. Sie sanken mit der Einführung einer neuen Erststufe und einer Centaur mit nur einem Triebwerk und liegen heute pro Kilogramm weniger als halb so hoch - inflationskorigiert. So gesehen war das EELV Programm erfolgreich. Wie man am Chart sieht hängt das auch von der Startrate ab. Die Atlas war bei wenigen Starts teurer als bei vielen.

Da aber sowohl die kommerziellen Anbieter von Transpondern darauf achten dass drei Launch Service Providers mit konkurrenzfähigen Preisen verfügbar sind, wie auch die US-Regierung in jedem Nutzlastsegment zwei Träger haben will, wird man die Startpreise nicht durch mehr Starts und weniger Träger senken können.

eines bedeuten die maximal 30% weniger Kosten nicht - mehr Raumfahrt, denn solange die Nutzlast um ein vielfaches teurer ist und das ist eigentlich immer schon so gewesen, macht der Träger wenig ausß. Eine ausnahme gibt es nur bei den kleinen Nutzlasten wo der Träger deutlich teurer pro Kilogramm Nutzlast ist.

Diagramm

7.1.2013: Nachlese zum Thaicom Start

Eigentlich wollt ich keine machen, doch da ich in den Kommentaren immer noch sehe, das einige meinen, das hohe Perigäum von SES-8 wäre Zufall oder unabsichtlich gewesen, hier eine kleine Aufklärung.

Physikalisch kann es nicht durch den zweiten Boost der Oberstufe resultieren. Sie brennt dafür mit einer Minute zu kurz um merklich anzusteigen. Es muss schon bei der Parkbahn vorhanden sein, das heißt man hat hier bewusst Überschussgeschwindigkeit (es ist nicht viel: der Unterschied zwischen einer 300 x 300 km Bahn und 300 x 400 km sind gerade mal 28,7 m/s) aufgebaut. Jonathan McDowell, der alle Starts der Welt erfasst und dessen Datenbasis ich auch für Diagramme, Statistiken und Bücher neheme (das Programm dazu kann sich jeder hier herunterladen) gab die Bahn mit 300 x 400 km an.

Spaceflight Now gab die Parkbahn diesmal mit 197 x 497 km an, also noch einen Tick exzentrischer. NORAD stellte heute früh (Stand 10:00) zwei Objekte fest mit Bahndaten von:

2014-002A
Norad: 39500U
Satcat: 14002A
Inklination: 22.4563 ∞
Umlaufdauer: 1 d 08:23:21 h
Perigäum: 375,6 km
Apogäum: 90039,7 km

2014-002B
Norad: 39501U
Inklination: 22.4575 ∞
Umlaufdauer: 1 d 08:07:54 h
Perigäum: 375,9 km
Apogäum: 89492,2 km

Ich vermute wegen dem "Push" den der Satellit durch Federn bei der Abtrennung erhält und die ihn beschleunigen, dass er das Objekt 2014-002A ist. Das Apogäum stimmt, die Inklination auch, aber das Apogäum nicht. Denn veröffentlicht wurden: 295 x 90.000 km x 22,5 Grad wieder eine Abweichung - warum?

Nun ich schreibe erst mal was es nicht ist:

Es liegt nicht an dem hohen Schub des Merlin 1d Vakuum. Die Oberstufen auf anderen Trägern sind, da diese dreistufig sind recht schubschwach, weil sie erst gezündet werden wenn die Orbitalgeschwindigkeit erreicht oder fast erreicht wird. Allerdings ist das Aufaddieren von Beschleunigungen und die Bahnberechnung nicht so komplex. Der im Jahre 1958 konstruierte erste Bordrechner der Centaur, der gerade mal einige Hundert Operationen pro Sekunde berechnen konnte stellte die Geschwindigkeit 20-mal pro Sekunde und die Bahn einmal pro Sekunde fest. Der Ariane 5 Bordcomputer mit einer Motorola 58020 (der fliegende Atari ST, MAC oder Amiga je nach Gusto) ermittelt die Bahn 40-mal pro Sekunde. Die Falcon hat noch bessere Prozessoren. Es ist unwahrscheinlich das es daran liegt. Auch der Schub kann es nicht sein, denn die Gemini Kapseln, die auch auf seo schubstraken (sogar noch höher beschleunigenden) Titanzweitstufen saßen erreichten ihne Bahnen mit Abweichungen von wenigen Kilometern. Ja wenn ich noch etwas weiter zurückgehe hatte selbst die analoge Steuerung der A-4 noch eine geringere Abweichung. Angeblich soll die Falcon 9 ja die Triebwerke der A-4 in verbesserter Form einsetzen, vielleicht auch die Steuerung?

Es ist auch kein Zufall, man hat bewusst die Parkbahn ellipsenförmig gemacht. Die Frage ist, warum man im Launchmanifest nur 295 km angibt. Nun meine persönliche Ansicht nach liegt es an der Engine-Out capability. Als SpaceX die Falcon 9 vorstellte gab sie als Nutzlast 16.000 kg für LEO an, für GTO (298 Grad) noch 5.500 kg. Als beim CRS-1 Flug ein Triebwerk ausfiel. wurde die Nutzlast der neuen Version auf 4.860 kg / 13.150 kg gesenkt, denn die Sekundärnutzlast konnte nicht mehr in den Orbit gebracht werden, auch die Dragon hatte ein um 108 km zu niedriges Perigäum. Nun muss man wenn ein Triebwerk ausfällt die Treibstoffreserve dafür vorhalten, denn die anderen Triebwerke brennen nun länger und dies erhöht die Aufstiegsverluste - die Gravitation zieht länger an der Rakete bis sie Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat.

Entweder hat man das nicht getan und bemerkte das bei diesem Start zum ersten Mal, oder (meine Theorie) man hat die Schubasymmetrie nicht richtig durchdacht. Beim CRS-1 Flug fiel ein Triebwerk aus. Die Brennzeit der ersten Stufe verlängerte sich aber so, wie wenn zwei Triebwerke ausgefallen wären. Die einfachste Logik ist, das der Bordcomputer ein zweites Triebwerk abschaltet. wenn er die Schubassmymetrie nicht ausgleichen kann, so haben die Triebwerke nicht viel Platz zum Schwenken um den Schubvektor wieder in die Längsachse zu bringen. Dann muss man aber Treibstoffreserven für den Ausfall zweier Triebwerke vorsehen. Das hat man beim CRS-1 nicht gemacht. Offensichtlich auch nicht bei den Planungen, sonst hätte man nicht die Maximalnutzlast der Rakete um glatte 20% abgesenkt.

Was macht man nun wenn kein Triebwerk ausfällt ? Nun man kann den Überschusstreibstoff nutzen um die Bahn energetisch günstiger zu machen, z.B. indem die Parkbahn dann nicht kreisfömig, sondern elliptisch ist. Eine zweite Möglichkeit wäre es bei der zweiten Zündung die Inklination abzubauen, doch dann müsste das Computerprogramm die Stufe vorher in die richtige Richtung drehen die eine andere als vorgeben wäre. Dagegen ist es mit der elliptischen Kreisbahn relativ einfach: man muss nur dann etwas später das Triebwerk abschalten.

Als Garantie gibt man eben, dann den mit einem Ausfall erreichbaren Orbit an. Das sind die 295 km. Warum das Perigäum aber trotzdem noch so hoch ist (üblich sind 160 bis 200 km)? Ich denke es liegt auch am Ausfall. Beim CRS1 Start sollte eine 310 km hohe Kreisbahn erreicht werden, es waren aber nur 203 x 302 km. Der Schub reichte nicht aus, das Perigäum auf die nötige Höhe zu hieven. Wenn dies immer so gegeben ist, dann gibt es bei einer 200 km Kreisbahn ein kleines Problem, denn dann ist das Perigäum 100 km hoch und bevor man sich versieht ist man wieder verglüht. Also muss man um mindestens 180 km Höhe zu erreichen, das Apogäum auf mindestens 295 km Höhe legen, die zweite Stufe zündet nach 28 Minuten, das ist noch vor Durchlaufen des Apogäums und so resultiert der hohe erdnächste Punkt. Auch dieses Manöver kostet Treibstoff.

Zuletzt noch eine Performanceanalyse. Ein 375 x 90.000 km Orbit hat eine Geschwindigkeitsanforderung von 10.551,2 m/s. Bei der gewählten Inklination von 22,46 Grad hat Thaicom 5 noch 1501,8 m/s für den GTO aufzuwenden, der Orbit ist also energetisch mit Ariane 5 kompatibel. Anders sieht es für die Falcon 9 aus. Da kommt einiges zusammen:

Das dürfte bei einer etwa 4 t schweren Oberstufe die ja zum Satelliten hinzukommt, auch die Performance ein wenig reduzieren. So kann man eben anstatt 4,85 t gerade mal Satelliten der 3-3,5 t Klasse transportieren. Dann reduziert sich auch der Preisvorteil entsprechend. Ich habe das schon mal berechnet - wenn das der Standardorbit ist, dann wird die Falcon 9 wahrscheinlich maximal 3,3 bis 3,5 t in einen GTO transportieren, je nach Gewicht der Oberstufe.

Da hierv mal die Frage aufkam, wo man die ganzen Abweichungen nachlesen kann - nicht bei SpaceX selbst, die geben ja nicht mal den Orbit an, das hat der "most reliable Launch Serviceprovider" (Aussage nach dem SES-8 Start) oder Betreiber des "vehicle’s second fully commercial mission in a month, " nicht nötig. Solche Informationen findet man hier.

8.1.2013: Der neueste Mondschwindel

Mondschwindel haben ja eine lange Tradition, das fing (übrigens mein absoluter Favorit) mit der Story rund um die Entdeckungen von William Herschel (1835). Jeder kennt ja die Theorie um den Moon Hoax, doch die neueste Theorie verweist die vorherigen nur auf einen Platz in der hintersten Reihe.

Denn die anderen Mondschwindel wurden nur gemacht, um die wahre Natur des Mondes zu verschleiern. Alles begann schon 1712, als Edmond Halley begann zu berechnen wie die Gezeitenkraft des Mondes Ebbe und Flut beeinflusst. Das ist nicht so einfach, denn es ist eine unendliche Reihe, doch an welchem Glied er auch abbrach, mit den bekannten Bahndaten erhielt er viel geringere Werte für die Tide. Mehr noch, addierte sich die Sonne, so sollte der Effekt viel größer sein, als er beobachtet wurde. Er wandte sich an die größten Mathematiker seiner Zeit, darunter Isaac Newton und Gottfried Wilhelm Lebniz. Doch auch sie kamen zum Schluss, das seine Berechnungen richtig waren. Man suchte nach alternativen Erklärungen.

Die beste Erklärung, die zu den Daten des irdischen Tidenhub passte, war das der Mond nicht 384.400 km vom Erdzentrum entfernt ist, sondern nur 109.700 km. Da wir nur seine Größe am Himmel bestimmen können kann er sich in jeder Entfernung befinden Nur gibt es natürlich einen Zusammenhang zwischen Größe und Entfernung. Wenn der Mond nicht so weit entfernt war, so musste er kleiner sein - anstatt 3476 km nur 992 km groß. Damit wäre die Erde auch kein Doppelplanet mehr sondern hätte einen ihr angemessen Mond. Doch warum hat man diese Erkenntnis so lange geheim gehalten?

Weil sie enorme Auswirkungen auf unsere Gesellschaft hat. Denn wie wir an Ebbe und Flut sehen, ist die Masse des Mondes ja gegeben. Wenn der Mond nun aber mehr als dreimal kleiner ist, muss seine Dichte höher sein. Gemäß dem Standardmodell hat der Mond eine Masse von 7,35x1022 kg. Bei 3476 km Durchmesser resultiert daraus eine Dichte von 3,34 g/cm≥, bei 992 kg sind es 17,96 g/cm≥. Als Halley dies entdeckte meldete er es der Royal Astronomy Society, die es prüfte und nach einer Konsultation mit König Georg I wurde beschlossen, diese Entdeckung nicht zu veröffentlichen. Warum? Nun man kannte damals nur ein Element das schwer genug wäre um diese Dichte zu erklären: Gold. Gold hat eine Dichte von 19,32 g/cm≥. Der Mond musste nach den damaligen Vorstellungen aus einem Goldkern bestehen, bedeckt mit einer etwa 7-10 km dicken Steinkruste. Da man aus den Schattenwürfen der Mondberge wusste, dass die Geographie sehr unterschiedlich ist und es Vertiefungen von bis zu  3 km Abweichung vom Normalen gab, befürchtete man eine Katastrophe - Angesichts dessen, das direkt vor der Haustür so viel Geld vorhanden ist, man eventuell gerade mal 4 km tief bohren muss, um an es in purer Form zu gelangen, könnte das irdische Gold an Wert verlieren. Die Basis aller damaligen und heutigen Währungssysteme würde bröckeln, ein Zusammenbruch der Wirtschaft und Hyperinflation wären die Folge.

An dem Verschweigen dieser Tatsache änderte sich über die nächsten Jahrhunderte nichts. Auch nicht als die Raumfahrt aufkam. Als Russland Luna 3 um den Mond herumschickte veröffentlichten sie bewusst nur unscharfe Fotos, bis diese von Experten genau untersucht waren. Befürchtet wurde, die Kruste auf der Mondrückseite könnte dünner sein und der Goldkern so sichtbar würde. Doch entpuppte sich dies als nicht gegeben. Bei der Apollo 16 Mission, die mit einem Bohrer tiefe Bodenproben nehmen sollte, wurde dieser kurz vor dem Start sabotiert, um diese scheitern zu lassen. Auch hier war man sich nicht sicher, ob er in tieferen Schichten nicht Gold fördern könnte. Apollo 17 fand welches und Geologe Schmitt war außer sich "There is orange Soil". Er nahm Proben, doch auf der Erde angekommen waren die Proben plötzlich nicht mehr orange oder golden, sondern gelbes Glas. Bis heute wurden so nur etwas mehr als 30 kg der 384 kg Mondgestein ausgestellt oder analysiert bzw. außerhalb der NASA Labors an andere Labors / Länder gegeben: der Großteil des restlichen Materials enthält Goldspuren die nicht zum veröffentlichten Standardmodell passen.

Die Erklärung fanden Wissenschaftler 2003 bei Simulationen des Zusammenstoßes der Urerde mit dem Protoplaneten aus dem die heutige Erde und der Mond entstanden. Nach den Computersimulationen, die mit den beobachteten Daten über Mondbahn, Umlaufdauer der Erde und ihre Abnahme über geologische Zeiten abgeglichen wurden, zeigte sich, dass die heutige schnelle Rotation der Erde (schneller als bei jedem erdähnlichen Planeten, Mars hat z.B. einen längeren Tag und ist kleiner) sich nur erklären lässt wenn eine große Masse des Kerns verloren ging. Dieser bestand ursprünglich aus schweren Elementen - heute weiß man das es nicht nur Gold alleine ist, sondern auch Platin, Iridium, Rhenium, Osmium, Ruthenium, Palladium besteht, der größte Teil dürfte aber auf Tantal und Wolfram entfallen. Die wertvollen Edelmetalle werden nach den zu erwartenden Elementhäufigkeiten im Urnebel weniger als 10% ausmachen. Trotzdem ist man nicht davon abgerückt, das Geheimnis zu lüften. Wer an Nature schreibt, das seinen Beobachtungen nach die Phasenwinkel (die abhängig von der Entfernung sind) nicht zu der angegebene Mondentfernung passt, dessen Aufsatz wird abgelehnt. Dabei erklärt der nahe Mond die Entstehung des Lebens auf der Erde: Die Erde bildete schnell Leben aus, doch dieses war über 1 Milliarde Jahre lang nur chemautotroph, lebte also von der Oxidation von gelösten Metallen, Schwefel und Ammoniak im Wasser. Dann erfanden die Blaualgen die Photosynthese. Selbst bi wenig Leben hätte die Konzentration gelöster Stoffe aber nie so lange ausgereicht. Der Mond war damals aber noch näher der Erde und da die Gezeitenkraft mit der dritten Potenz zunimmt, hat er damals enorme Wellen von über 100 m Höhe über den ganzen Planeten getrieben. Sie haben über Milliarden Jahre jedes Gestein pulverisiert und alles was wasserlöslich wurde ging ins Wasser über.

Das es nun doch bekannt wurde, ist den Chinesen zu verdanken. Ihr Rover Jutu ist nach ihren Angaben bisher 40 m weit gefahren. wie jeder aber auf den leichtsinnigerweise von der NASA veröffentlichten Aufnahmen erkennen kann, ist er 110 m von der Landesonde entfernt - zumindest nach den NASA Angaben, die vergaßen den Maßstab der Fotos anzupassen. Angesichts dessen, das wir wissen wie teuer die Metallgewinnung auf dem Mond ist, wäre es an der Zeit endlich mal die Wahrheit zuzugeben.

9.1.2014: Was wäre wenn ... es mehr Voyagers gegeben hätte?

Heute, fast 40 Jahre nach dem Start sind beide Voyagers noch aktiv. Etwas woran man sicher nicht glaubte, als man die Raumsonden entwarf. Man war sich beim JPL relativ sicher, dass die Sonden über ein Jahrzehnt arbeiten würden, was schon ein enormer Sprung zu den bisherigen Missionen war (die längste Planetenmission die es beim Entwurf gab war Mariner 9 mit zwei Jahren Betriebszeit), doch Budgetrestriktionen zwangen dazu die Primärmission auf 5 Jahre festzulegen. Damit waren als Ziele Jupiter und Saturn festgesteckt.

Von 1976 bis 1979, mit etwas höherer Startenergie bis in die frühen Achtziger gab es zahlreiche Bahnen die an mindestens zwei der äußeren Bahnen vorbeiführten. Das JPL untersuchte drei genauer:

Die NASA entschloss sich Voyager 1 auf der JSP-Trajektorie zu entsenden, aber die Pluto Option zu verwerfen, zugunsten eines Titanvorbeiflugs. Damit man diesen Mond der weit außen bei Saturn lag und nach Saturn passiert wurde in naher Distanz passieren konnte musste man die Sonde den Saturn über den Südpol passieren. Das würde sie aus der Ekliptik lenken, so war eine weitere Planetenpassage nicht mehr möglich. Wie sich zeigen sollte war die Hoffnung von Titan scharfe Bilder zu bekommen wegen der Smogschicht eine vergebliche Mühe, für das Spektrometer hätte aber auch eine höhere Passagedistanz gereicht.

Voyager 2 wurde auf die JSUN Trajektorie geschickt, aber früher mit einer höheren Startenenergie, weil der Nachteil der Bahn die nahe Saturnpassage so führte die Verschiebung zu einer größeren Entfernung zu den Ringen.

Dies waren jedoch nicht die einzigen Routen. Als weitere Drei-Planetenroute gab es einen Start im Oktober 1978, mit einer Passage Jupiters im April 1980, Uranus im Mai 1985 und Neptun im November 1988. dazu kamen Variationen der obigen Planetenrouten und weitere Zwei-Planetenrouten die alle im Zeitraum von 1977 bis 1979 möglich gewesen wären. Hätte man neben den beiden Voyagers noch 1978 und 1979 zwei Sonden gestartet so wären noch drei Jupiter, eine Saturn, eine Pluto und je zwei Uranus und Neptunpassagen möglich gewesen.

Das JPL hoffte noch bis Frühjahr 1977 den Auftrag zu erhalten, eine dritte Sonde zu starten, die 1979 auf die Jupiter-Uranus-Neptun Bahn geschickt werden sollte. Voyager 1+2 kosteten während der Primärmission bis Saturn 500 Millionen Dollar, eine weitere Sonde wäre für 177 Millionen Dollar möglich gewesen, den größten teil dafür für Missionskosten, da diese Option vier Jahre länger dauern würde als Voyagers Mission bis zum Saturn. Das wäre vergleichsweise preiswert gewesen. Die NASA hatte auch ein weiteres Flugexemplar als Reserve. Später wurde Hardware von Voyager auf zahlreichen Raumsonden eingesetzt so Casssini, Stardust und Magellan.

Was wäre der Vorteil gewesen. Nun es gibt drei Vorteile:

Ich meine, es hätte sich gelohnt zumindest ein drittes Exemplar 1979 zu starten, noch besser wäre gewesen Voyager 1 nicht an Titan vorbeizulenken, sondern zu Pluto zu schicken. Es kann gut sein, das Plutos Atmosphäre bis New Horizons vorbeifliegt schon wieder ausgefroren ist. Selbst wenn nicht so kann New Horizons nur eine Hälfte des Mondes abbilden, mit Voyager 1 hätte man eine 100% Abdeckung erreichen können.

Bei Uranus wäre eine weitere nahe Mondpassage möglich gewesen. Bedingt durch die Achsenlage wird man bei zwei zweitnahen Passagen nur jeweils 50% der Oberfläche der Monde sehen, lediglich bei Passagen um 2005 und dann in 42 Jahr Intervallen stehen die Monde wie andere in der Ebene der Ekliptik.

Bei Neptun würde man Triton als den größten Mond vollständig kartieren können, Veränderungen durch die Geysire beobachten und einen der neu entdeckten Monde, idealerweise dem größten Proteus nahe passieren können.

Das alles für Zusatzkosten von weniger als 200 Millionen Dollar. Kleines Detail am Rande: Voyager 1+2 starteten in einem zeitlichen Abstand von 16 Tagen von ein und derselben Startrampe (LC41). Dies auf einer Rakete mit vier Stufen. Heute wird ein Unternehmen gepriesen, das am Nachbarpad (LC40) eine Rakete mit zwei Stufen innerhalb von 36 Tagen erneut starten kann....

16.1.2013: Woran man eine ICBM von einer Trägerrakete unterscheiden kann

Als die Unha startete, kam wieder gleich die Kriegsrhetorik seitens der USA und Südkorea. Das wäre ein verschleierter ICBM Test. Fangen wir mal mit dem letzten an. Was kann ich bei einer ICBM testen? Nun zuerst einmal ob sie funktioniert. die enorme Zahl der Tests der frühen US-Raketen wie Thor, Jupiter und Atlas, ging darauf zurück erst mal einen zuverlässigen Träger zu haben und alle Entwicklungsfehler zu finden. Heute hat man mehr Erfahrungen, kann die Zahl der Entwicklungsflüge reduzieren. Daneben gibt es auch Starts um die Mannschaften mit der Handhabung und den Abläufen vertraut zu machen. Wäre schon dumm wenn das beim Ernstfall nicht klappt.

Das zweite ist es die wichtigste Eigenschaft einer ICBM herauszufinden: die Treffergenauigkeit. Wenn man "Punktziele" wie Militärbasen treffen will, nützt es nichts wenn die ICBM wie bei den ersten Generationen eine Zielabweichung über 1 km hat. Zuletzt testete man mit den ersten ICBM auch die Materialen für die Hitzeschutzschilde. Schließlich sollte die Atomsprengköpfe noch heil ankommen und nicht vorher verglühen. Zumindest diese letzten beiden Punkte kann man mit Sicherheit mit einem Satellitenstart testen.

Doch kann man an der Konstruktion ablesen, ob eine Rakete als Trägerrakete oder ICBM konstruiert wurde? Ja das kann man. Bahntechnisch kann man eine ballistische Bahn als ein Ellipsenteilstück betrachten. Wie bei anderen Ellipsen gibt es dann ein Apogäum und ein Perigäum. Die Besonderheit ist nun, dass das Perigäum unter der Erdoberfläche liegt. Auch Aufstiegsbahnen von Raketen haben solche Bahnen denn z.B. eine stufe nicht in den Orbit gelangen soll. Bei einer Ariane 5 liegt der erdnächste Punkt der Bahn bei Brennschluss der EPC auch rund 1200 km unterhalb der Erdoberfläche.

Der größte Unterschied ist das keine Umlaufbahn erreicht werden muss. Damit muss der erdnächste Punkt der Bahn nicht angehoben werden. Bei Titan IIIC Starts in den GEO verzichtete man übrigens auch darauf "off-perigree", da die Übergangsbahn ein so hohes Apogäum hatte (in 36000 km Höhe), dass man 5 Stunden nach dem Start gleich die Bahn zirkularisierte. Damit der erdnächste Punkt angehoben wird muss die Rakete längere Zeit arbeiten, damit ein größerer Teil der Betriebszeit im späteren Perigäum erfolgt, denn bahntechnisch kann man den Punkt niemals auf eine Höhe anheben die niedriger ist als die in der sich die Rakete befindet.

Eine Rakete für Erdorbits braucht also eine längere Betriebszeit als eine ICBM. Für diese wäre die Betriebszeit 0 ideal, dann entfallen die Gravitationsverluste (das ist bei einem Kanonenschuss so gegeben). Ansonsten sollte die Betriebszeit so gering wie möglich sein (technische Randbedingungen wie Kosten für schubstärkere Triebwerke oder aerodynamische Belastung der Hülle mal außen vorgelassen). Die ersten Trägerraketen waren "Dual-Use", weil man noch keine sehr schubstarken Triebwerke einsetzte und die Träger so mit geringer Beschleunigung starteten. Doch schon bei der zweiten Generation zeigte sich der Unterschied. Die Titan II Zweitstufe hat bei 29 t Masse einen Schub von 444 kN, das ist eine Beschleunigung von rund 1,5 g. Üblich sind bei Trägerraketen eher 0,8 g. Bei der Saturn V waren es z.B. 5000 kN bei 620 t Masse.

Bei Feststofftreibwerken ist es technisch sehr einfach, kurze Brennzeiten und hohe Beschleunigungen zu erreichen. Die Stufen der Minuteman haben z.B. Brennzeiten von 61 bis 72 s, bei der Peackeeper sind es zwischen 57 und 72 s. Die RS-36M, die als Dnepr vermarktet wird hat in der zweiten Stufe eine Brennzeit von 161 s, die zweitstufigen Trägerraketen Zenit und Falcon 9 mit demselben Treibstoff eine von 290 und 375 s. Natürlich kann man auch den Treibstoff heranziehen. Doch wird der mehr von den technologischen Fähigkeiten bestimmt. Russland hat sehr lange auf lagerfähige Treibstoffe gesetzt und bis in dei achtziger Jahre noch neue Träger mit NTO/UDMH entwicklt, weil man sehr viel Erfahrung mit Triebwerken gewonnen hatte, anders als die USA, die schon in den frühen Sechzigern auf feste Triebstoffe setzten. Bei Nordkorea gibt es auch keine Wahl, denn die Unha soll ja aus bestehenden Stufen entwickelt worden sein und das Land weder finanziell noch technologisch die Möglichkeiten Alternativen zu deren Treibstoffen zu suchen. Was nicht eine Rolle spielt, zumindest nicht bei Nordkorea, aber auch Iran, ist ob der Treibstoff lagerfähig ist. Beide Länder haben zu wenige Träger und sind zu klein um die USA mit der Antwort auf einen Erstschlag zu beeindrucken- Das heißt beide Träger kämen nur als Erstschlagswaffe in Betracht. Dafür reicht es aber wenn man einige Stunden Zeit hat.

Untersicht man die Safir und Unha unter diesen Aspekten so stellt man fest, dass die Safir eine recht kurze Brennzeiten hat - 100 bis 110 s werden angegeben. Aus technischer Sicht ähneln sie also eher ICBM. Für Satelliten resultieren so auch sehr hohe Spitzenbeschleunigungen. Bei der Unha haben die Oberstufen lange Brennzeiten von 200 und 260 s, hier kann man eine militärische Entwicklung ausschließen. Doch kann die kurze Brennzeit bei der Safir auch technische Ursachen haben. So hat die Feststoffoberstufe der KSLV eine sehr kurze Brennzeit, sie könnte man also unter diesem Aspekt eine verkappte Militärrakete sein.


Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / Your advertisment here Buchshop Bücher vom Autor Top 99