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Web Log Teil 371: 8.2.2014 -

8.2.2013: Ein Vorschlag für die ESA

Da nun ja schon diskutiert wird, die ISS nochmals 4 Jahre länger zu betrieben hat die ESA ein kleines Problem. Für die Verlängerung von 2016 bis 2020 will sie ja das Servicemodul für die ersten beiden Orion Testflüge bauen. Das ist noch nicht in trockenen Tüchern, aber selbst wenn, dann fehlt der Beitrag für 2020 bis 2024. Nun ist offen, ob man dann noch beteiligt ist, schließlich wollen Frankreich und Italien genauso das nicht. Aber nehmen wir mal an, man verlängert. Was nun? Für vier weitere Jahre der NASA Geld bezahlen - dürfte keine Option sein. Eine Neuentwicklung eines neuen Transporters dürfte nicht durchsetzbar sein, das würde zu teuer. also wäre eine Lösung ideal die nicht viel kostet aber von der NASA als Kompensation akzeptiert wird.

Die für mich naheliegende ist die des ISS-Reboostes. Das ATV vollbringt derzeit den größten Teil. Wenn er wegfällt, müssen die Rolle die Progress übernehmen, die dann kaum noch Fracht transportieren werden. Nach NASA-Angaben braucht die ISS derzeit 3.600 kg Treibstoff pro Jahr. Allerdings ist die Sonne derzeit wenig aktiv. Nimmt man eine Reserve für hohe Sonnenaktivität hinzu und geht von 6.000 kg aus, so entspricht dies bei den eingesetzten Treibstoff einem Gesamtimpuls von 17,4 Millionen Ns pro Jahr.

Anstatt nun chemischen Treibstoff einzusetzen, kann man auch ein Ionentriebwerk einsetzen. Die NASA bekam ja den Vorschlag das VASIMIR Triebwerk einzusetzen. Das ganze hat nur den kleinen Nachteil, dass dieses Triebwerk für Marsexpeditionen viel zu schubstark ist und mehr Strom braucht als die ISS liefern kann. Nur mit Zuschaltung der Batterien kann man es kurzzeitig betreiben. Eine kleine Kopfrechnung zeigt, dass wenn man während 50% der Zeit im Orbit (auf der Nachtseite gibt es keinen Strom) ein Ionentriebwerk betreibt, man einen Dauerschub von 1,1 N braucht. Den liefern schon 8 Triebwerke des Typs RIT-22, die eine Leistungsaufnahme von 40 kW haben, 1,2 N Schub liefern und dann pro Jahr 429 kg Treibstoff verbrauchen (Worst-Case Szenario, beim derzeitigen Antriebsbedarf 258 kg).

So, nun mein Vorschlag. Die ESA baut nochmals ein ATV-Servicemodul nach. Betankt es aber nur mit soviel Treibstoff wie man braucht um anzukoppeln (etwa 1 t). Das wiegt dann 6,5 t. Bei einer Startmasse von rund 20 t lässt das noch 13,5 t für einen Reboostantrieb auf solarelektrischer Basis übrig. 500 kg gehen für den Kopplungsadapter und Subsysteme zum Ankoppeln ab die beim aTV vorne im Carriermodul sind. Solarpaneele für 50 kW Leistung (20% Plus für höhere Anforderungen und Leistungsaufnahme im Orbit) wiegen in konventioneller Bauweise etwa 625 kg. Man wird mehr als die acht Ionentriebwerke benötigen, weil jedes für eine Lebensdauer von 10.000 Stunden ausgelegt ist und ein Betrieb über 4 Jahre 17.520 Stunden entspricht, doch bei einem Gewicht von 7 kg pro Stück kann man sie sogar dreifach redundant auslegen (24 Stück ausreichend für 7+ Jahre Betreib) und hat nur ein Gewicht von 158 kg. Das lässt über 12 t für Strukturen, einen Satellitenbus, Tanks und den Treibstoff übrig. Wenn der Treibstoff nur 50% dessen ausmacht, würde er ausreichen um die ISS 14 Jahre lang im Orbit zu halten.

Das ganze wäre also von der beförderten Masse umsetzbar. Ja, es würde sogar reichen, in ein ATV innen die Tanks für das Xenon als Treibstoff einzubauen, außen am Carriermodul die Solarzellen und Ionentriebwerke. Alleine die 7 t die ein ATV transportieren kann würden locker ausreichen mehr als die 4 Jahre verlängerten Betrieb zu ermöglichen. (bei 3,5 t für den Treibstoff z.B. für 8 Jahre Betrieb). Als Nebeneffekt könnte das Modul den nicht benötigten Strom (die Versorgung ist ja für die hohe Sonnenaktivität und mit Reserven ausgelegt) ins Bordnetz einspeichern. Das wären beim derzeitigen Antriebsbedarf anfangs 25 kW.

Der Preis wäre, dass der Kopplungspunkt dauerhaft blockiert wäre. Doch da man keinerlei Reboostfähigkeit der Progress mehr benötigt und so ein Teil der Fracht wegfällt denke ich wäre das verschmerzbar.

Der Nutzen läge für die ESA nicht nur in der Bezahlung der ISS Beteiligung. Es wäre auch der Einstieg in die Umsetzung des Einsatzes von Ionentriebwerken in großem Maßstab, nicht nur als Lagereglungstriebwerk. Wenn man es schlau macht entwickelt man einen modularen Bus, denn man in einem Kommunikationssatelliten anstatt des Apogäumsmotor einsetzen kann. Das wäre als dann auch für die europäische Industrie die Kommunikationssatelliten herstellt nützlich und würde deren Position auf dem Weltmarkt stärken.

9.2.2014: Ein überflüssiges Problem 2 und seine Lösung: Die schwebende Venussonde

Beim Suchen nach Daten über die Dichte der Titanatmosphäre für einen Titan-Ballon bin ich über folgendes Dokument gestolpert Atmospheric Environments for Entry, Descent and Landing (EDL).  Demnach hat die Venusatmosphäre eine Dichte von 64,8 kg/m³ am Boden. Das ist fast so dicht wie flüssiger Wasserstoff (69,5 kg/m³). Das brachte mich auf die Idee, ob nicht ein normales Raumschiff dort "schimmern" aka schweben könnte.  Die Sache ist relativ einfach: Man braucht eine dichte Hülle. Deren Wandstärke wird vom Außendruck bestimmt, der bekannt ist. Wenn die Dichte bekannt ist, so ist logisch, das ab einer bestimmten Größe die Dichte einer Sonde mit dem Innendruck 0 oder 1 bar irgendwann geringer ist als die Dichte der Venusatmosphäre. Dann müsste sie schweben - auch ohne Ballon. also schaute ich mal nach was es an Daten gibt. Die Pioneer Venus Kapseln hatten 3 und 6 mm starke Titanhüllen. Dabei hatte die größere Kapsel die stärkere Hülle. Da die Hülle stärker wird mit dem steigenden Durchmesser habe ich dann noch bei Tanks für druckgeförderten Treibstoff nachgeschaut die größer sind als die kleinen Kapseln und da wiegt ein (nichtkugelförmiger) Tank mit 1450 l Volumen 61 kg bei 29 Bar Druck. Bei 100 Bar Druck wären das 7,5 mm Titan. Nimmt man 8 mm Titan an, das eine Dichte von 4,5 kg hat, so ergibt sich eine Flächenmasse von 36 kg/m²

Bei einer Kugel gilt dann für das Gewicht;

M = 4*π*r²*36 kgm²

Die Masse der verdrängten Venusatmosphäre berechnet sich dagegen nach:

MA = 4/3 * π * r² * 64,8 kg/m³

Setzt man beide Gleichungen gleich und löst nach r auf so folgt:

r = 1,58 m

Eine Kugel mit einem Durchmesser von 3,16 m würde also schweben.

3,16 m entsprechen rund 1128 kg für die Hülle - das wäre vom Volumen und dem Gewicht noch startbar.

Wozu das hat es einen Nutzen? Nun Bilder von der Venusoberfläche sind gut und schön,  Aber ich finde die Oberfläche von oben interessanter. Das gilt für alle Bilder die wir bisher von Raumsonden haben, sowohl vom Mars wie auch vom Titan. Gerade Huygens zeigte das am besten und beim Mars sieht man auf den Orbiterbildern viel interessante Strukturen, während die Oberfläche eben eine Steinwüste ist. So wäre es interessanterm eine Sonde zu bauen die gar nicht erst landet, sondern wenn sie eine gewisse Dichte erreicht schwebt und während der Zeit in der sie aktiv istm eine gewisse Stecke zurücklegt. Es gibt keine großen Winde, aber einige Kilometer können es in einer oder zwei Stunden schon sein. damit sieht man schon einen Teil der Oberfläche. Damit sind auch geologische Untersuchungen möglich. Nicht in Situ, aber durch Interpretation der Aufnahmen oder Multispektralaufnahmen.

Über die Masse kann man die Schwebehöhe einstellen, denn die Dichte nimmt nach oben ab. In 10 km wären es noch 37,7 kg/m³ und die Temperatur ist dafür "nur" noch 385°C.

Ein zweiter Punkt: Schon bei 3,16 m Durchmesser hat man enorm viel Volumen. So viel braucht man gar nicht für Experimente. Sinnvollerweise wird man daher in die äußere Kugel eine zweite innere Kugel mit verspiegelter Oberfläche platzieren und Sensoren mit Lichtleitern an Öffnungen in der äußeren Hülle verbinden, bzw. Für Atmosphärenuntersuchungen kann man eine dünne Gasleitung legen. Wenn man dann den Zwischenraum evakuiert, so hat man ein Vakuum zwischen beiden Hüllen - eine Thermoskanne, nur in Groß. Damit sollten Raumsonden erheblich länger arbeiten können: einige Stunden, vielleicht sogar einen Tag. Die Fixierung könnte durch Streben erfolgen aus einem Material das nur wenig Wärme leitet (es muss aber zumindest an der Außenseite 480°C aushalten können). Eventuell baut man es aus und baut die Sonde wie eine Zwiebel aus mehreren dünnen, verspiegelten Schichten die jeweils ein Vakuum einschließen.

Extrembeispiel: Die größte Sonde die wir heute starten können wird begrenzt durch die Nutzlastverkleidung heutiger Raketen. Eine Ariane 5 kann Nutzlasten von 4,6 m Durchmesser starten. Wenn die Hülle dann 4,4 m Durchmesser hat (es käme noch ein Hitzeschutzschild dazu und ein Bus zum Transport und die Sonde im Innern der Hülle 500 kg wiegt so ist man bei 2189 kg für die Hülle und 500 kg für das Innere. Bei einer Nutzlast zur Venus der Ariane 5 von (geschätzten) 6 t bleibt noch 2,4 t für Hitzeschutzschild, Fallschirme und Bus - vom Gewicht her machbar ist es.

Nach Abwurf von Fallschirmen und Hitzeschutzschild wiegt die Sonde noch 2689 kg bei einem Volumen von 44,6 m³, das ist eine mittlere Dichte von 60,3 kg/m³, was bei linearer Dichteabnahme zwischen 0 und 10 km Höhe einer Schwebehöhe von 1,66 km entspricht. Das ist so nahe über dem Boden das man gute Schrägbildaufnahmen machen kann die plastisch die Landschaft zeigen. Die Venerasonden haben geringe Windgeschwindigkeiten am Boden festgestellt, die nur etwa 1,5 bis 3,6 km/h betragen. Trotzdem könnte man in zwei Stunden 5 km zurücklegen. Dieses Gebiet würde man senkrecht von oben abbilden können. In 1,66 km Höhe beträgt die theoretische Weitsicht rund 377 km. Soweit wird die Atmosphäre wohl nicht durchsichtig sein, doch selbst wenn es nur 20 km sind, so kann die Sonde in zwei Stunden ein Areal von 45 x 40 km abbilden - ein kleines Stück der Oberfläche, aber immerhin ein Stück, denn sie ist bisher noch unbekannt, wenn man von Radaraufnahmen die sich doch von echten Aufnahmen untersciieden absieht.

Denkbar wäre auch ein Schweben in größerer Höhe. Dazu müsste die Hülle leichter werden. Wenn man die Masse halbieren kann, so wären 10 km Höhe möglich - nicht nur größerer Rundumblick, sondern die Windgeschwindigkeiten nehmen auch in größerer Höhe zu. Nach dem eingangs erwähnten Dokument nimmt er in der unteren Atmosphäre linear zu und sollte in 10 km Höhe über 10 m/s liegen - in zwei Stunden legt dann die Sonde schon 72 km zurück. Zusammen mit der größeren Höhe überblickt man dann schon ein größeres Gebiet. Die Masse wäre reduzierbar durch den Übergang auf leichtere Werkstoffe. Eventuell geht ein Kohlefaserverstärkter keramischer Werkstoff, oder wenn man weiß, das man gar nicht bis zu den tiefsten Zonen gelangt, sondern in größerer Höhe bleibt, wo es weniger heiß ist Aluminium. CFK-Werkstoffe scheiden leider aus, denn selbst hochtemperaturbeständige halten nur 180°C aus. Die werden aber erst in so großer höhe erreicht, dass man wahrscheinlich keine Bodensicht mehr hat.

Für eine sehr große Höhe müsste eine vorherige Sonde erst feststellen, ob die Atmosphäre noch durchsichtig ist. Zwar erreicht die Temperatur irgendwann die  Grenze, bei der auch Schwefelsäure aus der die Aerosole bestehen, verdampft, aber ob eine kilometerdicke 90 Bar Atmosphäre noch durchsichtig ist, weiß man nicht. Daneben gibt es ja auch noch die Möglichkeit von Staub, der sich bei dieser dichte nicht so rasch absetzen dürfte.

10.2.2014: Warum startete Mariner 10 als Einzelsonde?

Das Marinerprogramm umfasste zehn Sonden, bis auf zwei waren alles Doppelstarts. Die beiden Ausnahmen waren Mariner 5 und Mariner 10. Mariner 5 war das Reserveexemplar von Mariner 3+4, das umgebaut und zur Venus geschickt wurde. Doch Mariner 10 war nicht das Reserveexemplar von Mariner 8+9, auch wenn man viele Teile aus diesem Programm übernahm. Die Anforderungen waren doch zu unterschiedlich. Mariner 10 sollte sich bis auf 67 Millionen km der Sonne nähern, während Mariner 10 den Mars in 206 bis 249 Millionen km Entfernung umrundete. Daneben war Mariner 8+9 Orbiter und Mariner 10 eine Vorbeiflugsonde die die Daten in kurzer Zeit sammeln musste, während Mariner 9 sich am Mars viel zeit lassen konnte und die ersten Wochen auch erst warten bis ein globaler Staubsturm abflaute. Warum also war Mariner 10 nur ein Einzelstart? Meinte man das Risiko für einen Fehlstart sei mittlerweile geringer als vorher?

Ich lese ja gerade ein Buch (siehe Buchkritik) und da gab der Autor als Begründung für den Einzelstart von Mariner 10 an, dass man bei der NASA nicht meinte innerhalb des Startfensters zwischen dem 16 10.1973 und dem 21.11.1973 zwei Sonden starten könnte, es wäre zu kurz. Nun ich teile die Meinung nicht. Die NASA hatte für die Atlas Centaur zwei Startrampen 36A und 36B. Bei  Mariner 6+7 und 8+9 startete jeweils eine Sonde von jeder Rampe, so konnte man sie parallel auf den Start vorbereiten. Zwischen dem Start von Mariner 8 und 9 lagen 21 Tage - also genug Zeit im Startfenster. Beim Start von Mariner 6+7 waren es 30 Tage. In der Historie betrug der kürzeste Abstand zwischen zwei Starts von LAD LC36A/B 8 Tage. Das kann es also nicht sein.

Auch das die Centaur so zuverlässig war, das es keinen Fehlstart gab kann kein Grund sein. Wie die Statistik zeigt, gab es 1970/71 als die Entscheidung fiel zwei Fehlstarts.

Es gibt zwei andere Gründe, die stichhaltiger sind. Mariner 10 war eine der ersten "cost capped" Sonden. 98 Millionen Dollar dürfte die Mission kosten. Das wären heute 514 Millionen Dollar, weniger als die aktuelle "cost capped" Mission MAVEN kostet (670 Millionen Dollar). Die Doppelsonden Mariner 8+9, mit weitaus kleinerer Instrumentierung, kosteten 138 Millionen Dollar und das zu einem Zeitpunkt als die Inflation hoch war. Alleine eine Trägerrakete kostete schon 18 Millionen Dollar. Mit den Mitteln zwei Sonden zu bauen dürfte wohl nicht gelingen.

Ein zweiter Grund war die Trajektorie. Der italienische Wissenschaftler Bepi Colombo, nach dem die nächste Merkursonde benannt ist hatte schon vor dem Start festgestellt, das man die Sonde so an Merkur vorbeilenken kann, das sie eine neue Umlaufbahn mit 176 Tagen Umlaufdauer hat, da Merkur die Sonne in 88 Tagen umrundet passiert sie ihn nach zwei Merkurumläufen wieder. Das klingt toll, aber Merkur dreht sich in 59 Tagen um die Achse, nach 176 Tagen hat er genau drei Umdrehungen absolviert: die Sonde sieht also die genau gleiche Szene. Unter diesem Aspekt ist es relativ doof zwei Sonden zu haben, denn die sehen auch nicht mehr.

Etwas anderes kam mir noch spanisch vor. Paolo Uhli schreibt, es gäbe Fluggelegenheiten 1970, 1973 und dann erst wieder in den Achtzigern. Nun ein Startfenster Venus-Mars ist natürlich rechnerisch genau berechenbar, aber es ist auch abschätzbar. Es gibt eines zur Venus alle 584 Tage und alle 88 Tage hat Merkur die gleiche Position an der Stelle wo die Sonde ihn passieren soll. Wenn also ein Vielfaches von 88 Tagen gleichzeitig ein vielfaches von 584 Tagen ergibt hat man die gleiche Situation wie im November 1973. Nun sind zwei Startfenster von 584 Tagen 1168 Tage, das entspricht 13 Umläufe des Merkurs mit 1144Tagen. Die 24 Tage liegen innerhalb dessen was auch das Startfenster bei der Erde beträgt. Eine Simulation zeigt das in der Tat 1977 (Start am 24.1.1977, Ankunft an der Venus am 19.4.1977, am Merkur am 2.6.1977) mit einer Startgeschwindigkeit von 11,86 km/s möglich ist. Allerdings muss man sich der Venus bis auf 177 km nähern wegen der größeren Umlenkung. Bei drei Startfenstern (1752 Tage = 20 Merkurumläufen 1760 Tagen) stehen die Planeten dagegen richtig. Auch bei einer Passage der Venus in 5000 km Entfernung erreicht die Sonde noch Merkur. Nur die Startgeschwindigkeit ist mit 12,28 km/s höher (Mariner 10 startete mit 11,38 km/s). Also Startgelegenheiten gab es auch danach, nur wahrscheinlich keine so optimale mit großer Passagedistanz und niedriger Startgeschwindigkeit.

12.2.2014: Die Schweizer und "Bitte nicht übertreten"

Die Volksabstimmung in der Schweiz hat wieder die Emotionen hochgekocht bis hin zur EU-Kommission. Zeit das hier aufzugreifen. Das besondere daran ist, dass die Entscheidung von einer Mehrheit des Volkes getroffen wurde, aber selbst in der Schweiz die meisten Politiker gegen die Begrenzung der Zuwanderung sind. Bei uns sind es noch mehr, wenn man mal von der CSU absieht, bei der man sich manchmal fragt warum sie ein "Christlich" und "Sozial" im Parteinamen hat. unisono heißt es, wir brauchen Zuwanderung, Fachkräfte aber auch Pflegekräfte und bei der Schweiz wäre das auch so.

Ja die Politiker, sie sagen uns was alles gut für uns ist. Das wir eine Währungsunion haben und nun Kredite für Spanien, Griechenland und andere PIGS zahlen müssen sei gut, die EU die man vor allem durch Regelungen die bürokratisch, kleinkrämerisch oder die Leute einschränkend sind, sei auch gut. Ich verstehe ehrlich gesagt nicht warum man die Glühbirne verbieten muss und nicht jedem es selbst überlassen kann welche Leuchtmittel er verwendet. Ich verstehe auch nicht warum man die Wasserversorgung privatisieren muss, wo man bei den Stromnetzen ja schon sieht was passiert, wenn die privatisiert sind und ich ich verstehe nicht warum ein Bundeland wie Mecklenburg-Vorpommern ohne eine Seilbahn eine EU-Seilbahnverordnung durchsetzen muss, oder strafe zahlen soll.

Ich bin überzeugt, wenn man bei uns über viele Dinge abstimmen ließe, von denen es unisono von (fast) jeder Partei hört, sie wären gut man ein anderes Stimmungsbild bekommen würde als erwartet. Das liegt auch an den Politikern, die eine hervorragende Glaubwürdigkeit haben, weil sie z.B. erst behaupten wir könnten nicht aus der Atomenergie aussteigen und dann alle Atomkraftwerke innerhalb von tagen vom Netz nehmen. Oder weil sie so gerne von den "amerikanischen Freunden" reden und nicht mal wenn die Bundeskanzlerin bespitzelt wird, Konsequenzen durchsetzen können.

Tatsache ist: erst wenn nicht mehr selbstverständlich ist das was passiert, also die Kanzlerin bestimmt, das Jasager Kabinett stimmt zu und die beiden gleichgeschalteten Partien stimmen dann für das Gesetz ab, sondern man den mühsamen Weg gehen muss die Leute zu Überzeugen. Das meine ich hat einen sehr wohltuenden Effekt. Man muss Überzeugungsarbeit leisten anstatt Parolen zu schwadronieren und fängt an nachzudenken ob vielleicht der Weg der richtige ist. Das scheint nun auch die EU zu begriffen. Nachdem nicht nur in Deutschland Parteien wie die AFL Zulauf haben, überlegt man ob es wirklich die Aufgabe der EU ist Büroklammern zu normieren oder andere überflüssige Verordnungen zu erlassen und will diese reduzieren. Das etwas unsinnig oder überflüssig ist, erkennt man also nicht aus Vernunftsgründen, sondern nur wenn Druck vorhanden ist und das ist leider immer so.

Zurück zu den Schweizern: Die Aufregung ist im Prinzip ein Sturm im Wasserglas. Die Beschränkung wird in der Praxis ja nicht bedeuten, dass keiner mehr in die Schweiz kommt, sondern man eben nur die reinlässt die man braucht. Für EU-Bürger, die dort arbeiten wollen und für die die Schweiz Bedarf hat, wird es sicher keine Einschränkungen geben und für die Steuerflüchtlinge, die dem schon in EU Staaten verfolgtem Geld in die Schweiz folgen müssen wohl auch nicht.

Ein komplett anderes Thema. Unsere Gemeinde hat beschlossen in zwei Stadtteilen, darunter auch dem, in dem ich wohne, Radfahrerstreifen einzuführen. Mir sagte der Begriff "Radfahrerstreifen" nichts, also schaute ich erst mal auf den Infokasten. Demnach dürfen auf dem Radfahrerstreifen Autos fahren, anhalten nur nicht parken. Der Nutzen ist für mich nicht ersichtlich. Die Strecke geht von der Stadtgrenze bis zu Stadtmitte. Ein Teildavon geht durch die "Einkaufspassage", da kommen durch Parkplätze und stehende Lieferwagen sowieso die Autos gerade so aneinander vorbei. Dort fährt keiner schnell. Das ist anders auf dem anderen Teil der Strecke, aber auch dort ist Parken verboten. Kurzum: Das Parkverbot als einzige Einschränkung des Streifens zieht nicht. Ansonsten ist es so wie ich das sehe nur ein Strich auf der Fahrbahn den man überfahren kann oder auf dem man halten darf. Was das bringen soll ist mir schleierhaft, aber wahrscheinlich denken unsere Gemeinderäte so wie Joe in diesem Video:

http://www.youtube.com/watch?v=i5I1-g2FRCI

Das ist recht typisch für die Situation hier. Als Radfahrer zählst Du in Ostfildern nichts. Es gibt keine Radwege zwischen den Stadtteilen. Es gibt maximal kombinierte Fuß-/Radwege die dann meistens zu schmal sind. Dazu kommt das Problem, das Fußgänger selten sich an die Rechtsverkehrregel halten und viele gehen spazieren, in Gruppen oder mit Kindern oder führen Hunde aus. Die zweite Alternative sind landwirtschaftlich genutzte Feldwege, die breiter sind. Deren Zustand ist schlecht, sie haben jede Menge Huppel und Löcher, dazu sind sie häufig verdreckt wenn Landwirte mit den Maschinen drüber fahren und die Erde aus den Pflügen runterfällt/drüber gewendet wird oder es liegt Stroh drauf. Seit 2009 fahre ich mit dem Fahrrad regelmäßig in den Nachbarstadtteil, weil das Hallenbad bei uns zumachen musste. Seitdem habe ich alle sechs bis sieben Monate einen Platten, nach vier Jahren ist dieses Intervall statistisch abgesichert. Ich bin früher eine viel größere jährliche Strecke gefahren um zur Uni zu kommen, aber über normale Straßen und da hatte ich in 8 Jahren nur einen Platten.

Aber die Sanierung der Feldwege oder gar Fahrradwege kostet ja was. Der Strich der auf die Fahrbahn gezogen wird ist dagegen billig. also wenn schon Radfahrerstreifen, warum dann nicht auf den normalen Straßen zwischen den Stadtteilen, als Ersatz für die fehlenden Fahrradwege. Aber das wären dann eine viel größere Strecke, die man auspinseln müsste und schon das ist der Stadt ja zu teuer. Dafür haben wir für 645.000 Euro seit ein paar Monaten den wohl weltkleinsten Kreiselverkehr....

13.2.2014: Der Ariane 501 Fehlschlag

Da das Thema in den Kommentaren zum Blog auftauchte und als seltsame Parallelität ich auch eine Anfrage eines Journalisten zum missglückten Jungfernflug bekam, für alle die es schon wieder vergessen haben oder noch gar nicht wissen (Fluch der späten Geburt) hier nochmal die Geschichte des Ariane 5 Fehlschlags.

Ariane 5 hob nach einigen Verzögerungen problemlos zum Jungfernflug am 4.6.1996. Bis 37 Sekunden nach dem Start funktionierte alles einwandfrei, dann schwenkte die Rakete abrupt. Sie war in etwa 4000 m Höhe und dieser Schwenk führte dazu, dass nach 39 s die Nutzlastspitze abriss, als die Rakete sich um 20 Grad gegen die Flugrichtung neigte, was von den Sicherheitsschaltungen registriert wurde, diese lösten dann das Selbstzerstörungsprogramm aus und sprengten die Rakete. Wie konnte es zu diesem katastrophalen Schwenk kommen, denn Ariane 5 wies bis zu diesem Zeitpunkt keinerlei Abweichung von der nominalen Bahn auf?

Sehr bald konzentrierten sich die Ermittlungen auf das Inertialsystem der Rakete, welche dem Bordcomputer sagt wo die Rakete gerade ist und in welche Richtung sie mit welcher Geschwindigkeit fliegt. Das SRI genannte System (Systemè Reference Interialè) besteht aus einer Inertialplattform aus Ringlasergyros, Beschleunigungsmesser und einem eigenen Computer. Es war redundant vorhanden und übergibt seine Daten dem eigentlichen Bordcomputer (OBC: OnBoard Computer). Eine Plattform SRI 1 ist aktiv, die andere steht im Hot-Standby, arbeitet also vom Start an und absolviert dasselbe Programm. Das erlaubt es dem Bordcomputer beim Verzagen von SRI 1 auf SRI 2 umzuschalten. Analog ist auch der OBC redundant vorhanden.

Das SRI ist im Prinzip das gleiche wie das von Ariane 4. Es wurde weitgehend unverändert übernommen, das galt auch für die Software. Das Inquiry Board konnte nun durch Untersuchung der Telemetrie, aber auch weil man die beiden Plattformen SRI1 und SRI2 aus dem Dschungel bergen konnte, den Vorfall rekonstruieren.

Ursache war ein Softwaremodul, das man von der Ariane 4 übernahm. Es hatte dort eine wichtige Operation. Die Rakete muss beim Start einen Punkt im All erreichen. Dieser Punkt verschiebt sich wegen der Rotation der Erde laufend. Die Ausrichtung der Trägheitsplattform ist ein komplizierter Vorgang der 45 Minuten dauert. Sie werden daher als letztes freigegeben, bei einem Ariane 4 Start erst 9 Sekunden vor der Zündung der Triebwerke. Wenn nun der Countdown in den letzten Sekunden abgebrochen wird man aber noch einen Startversuch unternehmen könnte, dann würde das scheitern weil die Neuausrichtung der Trägheitsplattform zu lange dauert und die Startfenster meist nur eine stunde lang dauern. Dafür lief eine Software "Alignment" nach dem Freigeben, das den Bordcomputer mit Statusinfomationen über die Bahn unterrichtete, basierend auf der momentanen Ausrichtung der Plattform und den Einflüssen (der Erdrotation). Sie lief 50 Sekunden lang, das war die Zeit die die Missionskontrolle brauchte um nach einem Startabbruch wieder die Kontrolle über die Rakete zu übernehmen. Hob Ariane 4 ab, so war die Ausgabe nutzlos, wurde aber nach wie vor zum OBC übermittelt. Die Software bewährte sich: es kam einmal vor das ein Ariane 4 Start in letzter Sekunde abgebrochen wurde, das war V33 im Jahr 1989. Er konnte wiederaufgenommen werden und die Rakete nutzte das Startfenster aus.

Das Softwaremodul wurde nun auf die Ariane 5 übernommen. Das Problem war, das die Computer des SRI nicht die leistungsfähigsten waren. Man konnte nicht den gesamten Code absichern, es war "unprotected" Code. Nun gibt es Programmiersprachen, die produzieren nur unprotected Code, aber ADA, in der der Softwareteil zum größten Teil geschrieben war erlaubte es Fehler, "Exceptions" abzufangen. Eine Exception die möglich war, war der Überlauf wenn eine 64 Bit Fließkommazahl in eine 16 Bit Ganzzahl umgewandelt werden sollte. Sieben Variablen waren in dem Softwaremodul betroffen. Da die Belastung des SRI-Rechners unter 80% liegen sollte, waren nur vier der sieben Variablen geschützt, drei waren es nicht, weil ihr Wert entweder physikalisch begrenzt war oder weil sie bei der Ariane 4 eine Obergrenze nicht überschreiten würden, die noch in eine Ganzzahl passte. Diese Entscheidung wurde gemeinschaftlich von den Kontraktoren des Systems gefällt.

Ein wert davon war der Horizontale Bias (Variable BH) die mit der horizontalen Beschleunigung zusammenhing. Die Ariane 5 startete aber mit höherer Beschleunigung und so passierte 36,672 s nach dem Start das fatale, es gab eine Exception weil die 64 Bit Fließkommavariable nicht mehr in eine 16 Bit Ganzzahl hereinpasst, in der Fachsprache der Softwaretechnik: Es gab einen Überlauf. Das alleine löste aber nicht das Versagen aus, es war die Grundphilosophie des Designs. Dieses war ausgelegt zufällige Fehler, die vor allem durch Hardwareausfälle entstehen konnten, abzufangen. Die Vorgehensweise war die, das die betroffene Einheit sich abschaltete, den ein Restart hätte die gesamten Navigationsdaten neu berechnen müssen, wofür es nicht die Zeit gab. Das Modul legte die Fehlerdaten in einem EEPROM ab und übermittelte Diagnosedaten an den OBC. Wogegen dieses Konzept sich nicht absicherte, waren systematische Fehler, wie sie in der Software vorlagen. Nun trat ein was für Hardwareausfälle vorgesehen war: nachdem SRI1 sich abschaltete, sprang SRI2 in die Bresche. Doch da auf ihm das gleiche Programm lief, passierte einen Zyklus (72 ms) das gleiche, auch SRI2 schaltete sich ab. Der Bordcomputer erhielt nun keine Navigationsdaten mehr sondern nur noch das Diagnosemuster. Er nahm dieses Diagnosemuster aber für die wahre Position und da plötzlich die Rakete von einem Augenblick zum anderen völlig vom Kurs abgekommen war, befall er die Düsen der Booster und des Vulcains auf Vollaufschlag, wodurch die Rakete sich drehte und auseinanderbrach.

Das Inquiry Board sparte daher nicht an Kritik, denn es gab eine Reihe von Fehlern bei der Entwicklung die alle nicht erkannt wurden:

Man hat, gemäß dem Spruch von Softwerken "Never touch a running System" ein funktionierendes System der Ariane 4 auf die Ariane 5 übertrage,n ohne sich zu fragen ob nicht Anpassungen nötig seien. So handelte man Startabbrüche bei der Ariane 5 anders, das Modul war eigentlich gar nicht nötig. Selbst bei der Ariane 4 war seine Ausgabe nach dem Start nicht mehr nötig. So unterblieb natürlich auch ein Review ob es bei der Ariane 5 nicht zu Überschreitungen des BH Wertes kommen konnte.

Im ganzen Arianeprogramm gab es die Devise, das man bei Fehlern abschaltete und auf die Redundanz baute. Es gab keine Absicherung gegen systematische Softwarefehler. Ein Softwarefehler dürfte überhaupt nicht zum Abschalten führen, stattdessen sollten die SRI Schätzungen der Höhe und Position bei einem solchen Fehler übermitteln ("best effort")

Nun werden Raketen, darunter auch die Computersteuerung getestet, bevor man sie einsetzt. Warum fiel dies dort nicht auf? Die SRI wurden in Einzelteilen getestet, nicht jedoch die Gesamtheit unter realen Flugbedingungen. Das war technisch sehr aufwendig. Die Inertialplattform muss auf einem 3D Tisch so gedreht und geneigt werden wie die Rakete wenn sie fliegen würde. Die Werte der Beschleunigungsmesser sind nur als Simulation (anlgeen der Spannungen an die A/D Wandler die entstehen würden) übermittelbar. Daher hat man ganz darauf verzichtet.

Bei der Zusammenarbeit mit dem OBC war ursprünglich vorgesehen, dass alle Teile und ihre Zusammenarbeit getestet wurden. Die Methode für das Einbinden der SRI wäre entweder die komplexe mit dem 3D-Tisch gewesen oder man hätte die SRI Computer auch nur mit den Daten füttern können wie, sie vorkommen, also Inertialplattform und Beschleunigungssensoren nicht testen und nur den Computer der SRI und seine Zusammenarbeit mit dem OBC. Beide Methoden hätten den Fehler finden können, doch 1992 entschloss man sich aus mehreren Gründen nur eine Softwaresimulation der SRI durchzuführen:

Was die OBC bei der Qualfikation bekamen waren nun nicht Navigationsdaten von den SRI, sondern von einer Software berechnete Werte welche eine SRI liefern würde - wenn sie denn funktionieren würde.... Das Inquiry Board befand denn auch das dies unzureichend war, schließlich wäre eine Qualifikation auf Systemlevel nur möglich wenn die Systeme denn auch alle vorhanden sind. Man hat also auf mindestens zwei verschiedenen Ebenen versäumt den Fehler im Vorfeld zu finden. Als man ihn kannte und einen SRI mit den simulierten Beschleunigungsdaten eines Ariane 5 Starts fütterte, fiel er  zu genau demselben Zeitpunkt aus. So konnte als Nebeneffekt  die Missinterpretation des Diagnosemusters als Navigationsdaten auch nicht bei der OBC Qualifikation erkennt waren, denn natürlich gab es niemals bei der Softwaresimulation das Diagnosemuster auf dem Datenbus ....

Heute gilt der missglückte Jungfernflug der Ariane 5 als ein Beispiel welche Fehler man bei der Softwareentwicklung, vor allem dem Design und Test machen kann. Mich würde interessieren, ob der Verlust des Mars Climate Orbiters in US-Universitäten auch erwähnt wird, als Beispiel, warum man nicht in US-Einheiten rechnen sollte, sondern in SI-Einheiten. Seltsamerweise scheinen ähnliche Vorfälle immer noch vorzukommen. Ich denke nur an den Flug einer Proton die sich nach dem Start um 180 Grad drehte, weil Beschleunigungsmesser verkehrt herum eingebaut wurden. Auch hier müsste der Bordcomputer sofort nach dem Abheben doch feststellen, das die Richtung nicht stimmt. Bei der Ariane 5 wurde die Beschleunigung in 1 ms Intervallen gemessen und die Navigationsdaten in 5 ms Intervallen berechnet. Nach der kurzen Zeit wäre die Rakete noch nicht groß abgehoben und wäre wahrscheinlich beim Ausschalten wieder zur Ruhe gekommen (wie bei Mercury Redstone 1, wo es nach 22 bis 29 s erfolgte blieb die Rakete zumindest am Boden stehen. So wie der Start allerdings aussieht scheint man sie erst abgefragt zu haben als die Rakete schon den Startturm passiert hat, da sie erst dann anfängt sich zu drehen.

http://www.youtube.com/watch?v=7piHsxLs7Ss

 

 


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