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Web Log Teil 452: 1.3.2015 - 6.3.2016

1.3.2015: Zu viele Triebwerke für zu wenige Raketen

Heute gab die USAF bekannt, dass sie mit 536 Millionen $ die Entwicklung des AR-1 Triebwerks fördern will. Meiner Ansicht nach läuft, seit die Privatisierung der Raketenstarts 1987 beschlossen wurde, einiges schief. Im Schock der Challenger-Katastrophe wurde beschlossen, das künftig die US-Hersteller von Trägern diese selbst starten und auf dem freien Markt anbieten sollten. Das betraf zuerst nur die NASA, die damals auch die kommerziellen Aufträge aus dem Ausland abwickelte, doch die USAF schloss sich dem an. Nach einigen Jahren des Übergangs, indem die alten Träger verbessert eingesetzt wurden, entschloss man sich zum EELV-Programm , das ja alles besser machen sollte.

Wie wir wissen, ist dem nicht so. Dafür gibt es eine Reihe von Gründen. Zum einen der fehlende kommerzielle Erfolg von US-Trägern, zum Zweiten die Forderung der USAF, zwei Träger für große und mittelgroße Nutzlasten verfügbar zu haben, was bei den wenigen Starts der USA sie unnötig teuer macht und zum Dritten die Anforderung der Regierung die die Träger verteuert.

Nun vergibt man einen Auftrag an Aerojet für das AR-1 Triebwerk. Zu den bewilligten 536 Millionen $ will Aerojet weitere 268 Millionen selbst investieren. Vorher gab es schon einen Auftrag an ULA für das BE-4 Triebwerk und eine Oberstufe über 202 Millionen Dollar, dazu kommen 134 Millionen Dollar von ULA.

Meiner Ansicht läuft das alles in eine falsche Richtung. Obwohl die Startrate seit einigen Jahren ansteigt, denke ich brauchen die USA nicht zwei Triebwerke der gleichen Größenklasse. Ein Einziges reicht. Wenn das AR-1 entwickelt wurde - wo soll es denn eingesetzt werden? ULA hat sich weitestgehend auf das BE-4 festgelegt. Sie fördern Aerojet noch einige Zeit als Back-up-Option, doch im Laufe dieses Jahres wird endgültig festgelegt, welches Triebwerk zum Einsatz kommt. Wenn das BE-4 im Zeitplan ist, dann ist es dieses Triebwerk, den das AR-1 befand sich schon bei der Ausschreibung in einer früheren Entwicklungsphase.

Theoretisch könnte das AR-1 das RD-181 in der Antares ersetzen, doch da Orbital bisher vor allem auf russische Triebwerke und die erste Stufe aus der Ukraine gesetzt hat, glaube ich nicht das die so einfach umschwenken werden, außer es gäbe gravierende Probleme mit dem RD-181.

Das grundsätzliche Problem ist aber das, dass es zu viel Einmischung der Regierung gibt. Vielleicht ist das geprägt von den Jahren von 1985 bis 1987, als einige Träger ausfielen:

Nr.

Datum

Nutzlast

Trägerrakete

Startplatz

1

28.08.1985

USA

Titan 34D

V SLC4E

2

28.01.1986

Challenger (STS 51-L)

Space Shuttle

KSC LC39B

3

18.04.1986

USA

Titan 34D

V SLC4E

4

03.05.1986

GOES G

Delta 3914

CC LC17A

5

26.03.1987

FLTSATCOM F6

Atlas G Centaur

CC LC36B

Damals gab es 1985 noch 18 Starts, 1986 und 1987 nur noch 9 Starts, weil man schon 1982 die Produktion der "Wegwerfraketen" eingestellt hatte. 1986 glückten daher nur zwei Drittel aller Starts. Besonders der Ausfall des Trägers für schwere Nutzlasten war bedeutsam. Die Titan hatte zweimal jeweils einen KH-11 Satelliten verloren und das Space Shuttle als Alternative war auch nicht einsatzbereit. Die für fast 4 Milliarden Dollar gebaute Startrampe in Vandenberg wurde nie genutzt. Das war wohl prägend, denn seitdem achtet die USAF immer darauf, dass sie zwei Träger für eine Nutzlast hat, auch wenn sie z. B. die Atlas häufiger nutzt als die Delta. Nur war das damals eine Ausnahme. Man hatte die Produktion eingestellt und das Shuttle bekam danach Startverbot für "einfache" Satelliten. Bei einem normalen Programm bei dem dauernd Träger in der Produktion sind, hätte man einige Monate ausgesetzt, bis der Fehler gefunden ist und dann die Starts fortgesetzt. Schlussendlich kommt auch die NASA mit nur einem der beiden Träger aus und alle anderen Nationen nutzen auch nur einen Träger für eine bestimmte Nutzlastklasse.

Das Zweite was mir nicht verständlich sind, sind die Sonderwünsche. Bekannt ist das Starts für die Regierung signifikant teurer sind. Sie scheinen unabhängig vom Träger Kosten in Höhe von 20 bis 30 Millionen Dollar zu addieren. Diese Differenz findet man bei Atlas V und Falcon 9, vergleicht man die veröffentlichten Abschlusspreise und die von ULA / SpaceX veröffentlichten Priese für ihre Träger. Das ist nicht neu. Schon als die Raketen privatisiert wurden, klagte General Dynamics darüber, dass der Vertrag über den Start mit Eutelsat 91 Seiten lang ist, bei der NASA dagegen 4.150 Seiten umfasste. Die Steigerung um den Faktor 40 beim Umfang macht die Träger aber nicht sicherer. Sicher ist so ein Oberhead nicht ungewöhnlich. Anja beklagt in Kommentaren ja auch immer wieder die "Sonderwünsche" seitens der ESA. Zumindest aber sind die Starts für die ESA nicht teuerer als die kommerziellen Starts. Das heißt woanders geht es auch ohne die Bürokratie (zumindest in dem Ausmaße).

zurück zum Anfang. Ich glaube, die USA entwickeln die falschen Triebwerke. Anstatt zwei in der 2000 bis 2500 kN Schubklasse (wozu dann ja noch das RD-193 in der Antares käme) benötigt man eine Ergänzung des RL-10. Das wurde entworfen für die Centaur C, eine 16 t schwere Stufe für maximal 4,5 t Nutzlast. Heute wird Triebwerk im Schub zwar um 60% gesteigert auf Stufen mit 28 t Startmasse und bis zu 28 t Nutzlast eingesetzt. Für die SLS sollen vier RL10 eine neue Oberstufe antreiben. Die Vulcan wird auch eine neue Oberstufe namens AES bekommen. Diese wird 450 bis 670 kN Gesamtschub aufweisen. Die USA bräuchten für beide Oberstufen ein leistungsfähigeres Triebwerk, mit dem drei bis vierfachen Schub des RL10. Ein Triebwerk von 450 kN Schub wäre noch optimaler. Ein einzelnes Triebwerk könnte die ACES antreiben, zwei die SLS Oberstufe, die dann wegen des höheren Schubs (900 zu 440 kN) dann auch größer werden könnte, was die Nutzlast steigert. Da dieses Triebwerk auch für die SLS benötigt wird, wäre eine Beteilligung der Regierung an der Entwicklung sinnvoll.

Noch besser wäre, wenn man zumindest für die Regierung ein flexibles System hätte, das herstellerübergreifend ist. Derzeit ist die Situation so, dass es theoretisch folgende Träger gibt:

  1. Pegasus XL
  2. Taurus
  3. Minotaur I
  4. Minotaur IV/V
  5. Athena IC
  6. Athena IIC
  7. Antares 2xx
  8. Delta 2
  9. Delta 4M
  10. Delta 4H
  11. Atlas V
  12. Falcon 9
  13. Falcon Heavy

Das sind 13 Träger. Häufig in den letzten Jahren eingesetzt wurden nur die Antares, Falcon 9, Delta 4M, Delta 4H, Atlas V. Die Minotaur stehen nur für militärische Starts zur Verfügung, die Pegasus wird nur von der NASA benutzt. Athena IC und IIC haben noch keinen Startauftrag. Auch hier gibt es Konkurrenz. So liegen Falcon 9, Delta 4M und Atlas V in einem ähnlichen Nutzlastbereich. Antares und Delta 2 sind ebenfalls Konkurrenten, wobei die Delta 2 ausläuft. Die NASA hat noch drei Reserveexemplare geordert, weil ihr Antares und Falcon 9 nicht zuverlässig genug waren.

Hinsichtlich Stückzahlen wäre es von Vorteil, wenn die Hersteller auf wenige Triebwerke und Stufen zurückgreifen würden. Die Antares hat z. B. fast denselben Startschub wie die Vulcan ohne Booster. Nur mit einer Feststoffoberstufe ist sie eben weniger leistungsfähig. Würde man die Centaur Oberstufe einsetzen, so wäre eine weitere Option für schwere Nutzlasten verfügbar und natürlich könnte man auch das BE-4 Triebwerk einsetzen.

Die Centaur wäre auch eine Option für die Falcon 9. Umgekehrt wären Booster auf Basis eines Merlin eine Option für die Vulcan anstatt der bisherigen Feststoffbooster. SpaceX könnte die Booster um eine kleine Oberstufe mit dem Kestrel oder dem AJ10 ersetzen, dann hätte man noch eine Trägerrakete für 700 kg Nutzlast, als Alternative zur Pegasus und der Minotaur, mit drei dieser Boostern könnte man in den Nutzlastbereich der Taurus kommen. Das bedeutet mit zwei Erststufentriebwerken (BE-4 und Merlin) und drei Oberstufentriebwerken (AJ10 / Kestrel, RL10, 450 kN Triebwerk) könnte man alle Träger der USA ausrüsten und zudem die Feststoffbooster ersetzen. Dazu gehört natürlich guter Wille. Meiner Ansicht nach nicht unmöglich, denn die Firmen wollen ja verdienen. Abseits sonstiger Rivalitäten gibt es ja auch sonst die Zusammenarbeit: Saturn, Space Shuttle und SLS verwenden jeweils Stufen, Triebwerke und Booster verschiedener Hersteller Wenn der Auftrag stimmt, dann klappt das.

Immerhin eines ist vorbildlich und ich wünschte mir, das gäbe es auch in Europa: bei den neuen Aufträgen trägt der Auftragnehmer mindestens ein Drittel der Entwicklungskosten. Davon ist man bei der ESA bei der Auftragsvergabe für die Ariane 6 weit entfernt.

2.3.2015: US-Trägerraketen: Kleine Änderungen, große Wirkung

Gestern habe ich mit der verquerten US-Trägerraketenpolitik beschäftigt. Heute will ich konstruktiv dazu beitragen, dass es besser werden könnte. Dazu gehört nur etwas guter Wille und wenn der fehlt, eben Druck seitens NASA und USAF, die finanzieren die US-Trägerindustrie, die ja kaum kommerzielle Starts hat zu 90%.

Meiner Ansicht nach könnte man, wenn man die heute verfügbaren Triebwerke überall einsetzt, mit wenig Entwicklungsaufwand einiges bewirken, vor allem die Lücke unterhalb der Antares / Falcon 9 schließen. Dort gibt es zwar nominell einige Träger, aber sie sind extrem teuer. Basis ist, dass die Firmen ihre Stufen nicht nur bei eigenen Raketen verwenden sondern auch an andere verkaufen. Das würde einige Optionen ermöglichen. Entwickeln müsste man nur zwei Stufen:

Eine kleine stufe auf Basis des Merlin. Bei 756,2 kN Startschub und einer Startbeschleunigung von 12 m/s und 25% Reserve für die Oberstufen kann dies eine Stufe von 50,4 t Gewicht antrieben. Ein typisches Leergewicht einer solchen Stufe wäre dann etwa 4 t. Diese Stufe mit flüssigem Antrieb könnte die Feststoffbooster bei der Vulkan / Atlas / Delta ersetzen. Der Gesamtimpuls liegt bei 142 MN, ein GEM-60 Booster hat 80 MN, ein GEM 63 XL 127,3 MN, ein AJ 37 118,8 MN. Das bedeutet, dass diese Stufe leistungsfähiger als die heutigen und geplanten Stufen wäre. SpaceX wollte die Falcon 1e für 11,8 Millionen Dollar vermarkten, technisch vergleichbar muss man nur die Oberstufe und die Startdurchführung abziehen, so kommt man auf etwa 7-8 Millionen Dollar pro Stufe. Ein Atlas V Booster ist mit 11 MN teurer.

Für SpaceX hätte das auch Vorteile: Mit einigen Boostern wäre die Falcon 9 fähig größere GTO-Nutzlasten zu starten oder, wenn dies nur ohne Wiederverwendung geht, die Wiederverwendung der zentralen Stufe zulassen und so verliert man nur einige Merlins, nicht gleich 9. Bei gleicher Technologie kann man davon ausgehen, dass jeder Booster die Nutzlast um ein Neuntel erhöht. 5,3 t sollen jetzt ja schon in den GTO gehen. Mit zwei bis drei Boostern kommt man so in den Bereich den die größten Satelliten heute haben, was das Einsatzspektrum deutlich nach oben hin erweitert. 6,4 t werden ja von SpaceX als Nutzlast für die Falcon Heavy genannt. Die gingen auch mit einer Falcon 9 und zwei bis drei Boostern.

Viel wichtiger ist aber, dass man mit der Stufe dann kleinere Raketen bauen kann. Man braucht noch eine Oberstufe dazu. Eine von 9 t Startmasse wäre im optimalen Bereich. Ausgestattet mit dem AJ10 Triebwerk (druckgefördert) würde sie dann 9 t voll und 1,23 t leer wiegen. Die kleinste Rakete mit dieser Oberstufe würde rund 800 kg Nutzlast haben, etwas mehr als die Minotaur I und weniger als Taurus und Minotaur IV/V. Die Nutzlast ist klein, weil die Stufe schon trocken über 1,2 t wiegt. Doch in der technischen Auslegung mit der Falcon 1e vergleichbar sollte sie trotzdem preiswert sein, da kann man das hinnehmen. Sie könnte die Minotaur I und Pegasus ersetzen. Mit einer kleinen Feststoffoberstufe könnte man die Nutzlast deutlich steigern. Alternativ würde auch ein kleiner flüssiger Antrieb mit einem 400 N Apogäumsmotor bei den kleinen Nutzlasten ausreichen.

Mit drei Erststufen, die Mittlere Stufe startet nur mit 60% Schub ergibt sich die nächst größere Version, die nun schon dreistufig ist, da die mittlere Stufe länger brennt. Sie transportiert 3.500 kg in den Orbit und liegt damit etwas unter der Antares. Mit vier Booster kommt man auf 4.600 kg und mit fünf auf 5.500 kg und damit soll es bei der Bündelung der kleinen Stufe gut sein. Danach kommt als nächst größere Rakete die Antares. Schon die 3-Booster-Version macht Athena, Minotaur IV/V und Taurus überflüssig.

Damit hätte man preiswert die Lücke bei den kleinen Trägern geschlossen und zudem gute Booster für Delta und Atlas und eine neue Oberstufe. Diese kann man auch auf Antares und Falcon 9 einsetzen, z. B. bei Planetensonden, die klein sind und nicht die volle Performance brauchen. Dafür dürfte die Oberstufe auch billiger als eine Centaur sein.

Viel mehr bringt der Einsatz der Centaur auf der Falcon 9 und Antares. Setzt man eine Centaur auf die Falcon 9 so erhöht sich die Nutzlast für den Mars von 600 auf 6.000 kg und in den GTO von 4.850 kg auf 9.700 kg - wohlgemerkt bei Übernahme der offiziellen Nutzlastangabe, also Bergung der ersten Stufe. Die Zahlen für höhere Geschwindigkeiten (Mars) sind aber stark von der Oberstufenmasse abhängt, ich habe hier 7 t angesetzt, bekannt sind sie ja nicht.

Die Antares würde mit Centaur in die Leistungsklasse der Falcon 9 aufrücken - 15 t in den Leo und 6,6 t in den GTO. immerhin noch 3,9 t zum Mars.

Die Atlas V würde mit 5 der Boostern mit Merlin 1 rund 1 t mehr in den GTO (9,7 t) oder 23 t in den LEO transportieren, damit wäre wohl eine Delta 4 Heavy überflüssig.

Das ganze ist relativ einfach zu verwirklichen. Antares und Falcon bräuchten nur Adapter die zwischen ihrem Durchmesser und dem der Centaur vermitteln, bei der Falcon 9 könnte es wegen der Länge vielleicht ein strukturelles Problem geben, aber da SpaceX wahrscheinlich nie die Centaur einsetzen wird, selbst wenn es die Falcon Heavy überflüssig macht ist das kein echtes Problem. Was man als Ergebnis hätte, man als Ergebnis hätte, wären mehr produzierte Stufen - sie werden billiger, ein größeres Einsatzspektrum von Falcon und Antares und eine Raketenlücke geschlossen. Dafür ist der Aufwand minimal, sicher kleiner als das AR-1 zu entwickeln, das eigentlich keiner braucht.

Wenn man etwas entwickeln will, dann wäre sicher ein größeres LOX/Lh2 Triebwerk und eine Stufe herum eine gute Idee. Die ACES soll ja 450 bis 670 kN Schub haben und ein Triebwerk in der Größenordnung wäre auch gut für die SLS, nur dort eben mit einer noch größeren Stufe und zwei Triebwerken. Auch die ACES wäre transferierbar. Sie wäre eine gute Oberstufe für die Falcon Heavy.

4.3.2016: Mit der SLS zu Uranus und Neptun

Die letzten beiden Tage habe ich an meiner Software-Dauerbaustelle gearbeitet. Das ist ein Programm über ursprünglich Raketenberechnungen, inzwischen auch Bahnberechnungen. Die erste Version habe ich 1987 mit Turbo Pascal 3.02 unter CP/M geschrieben, nun etliche Betriebssysteme und Compiler später, werkele ich immer noch dran. Es ist wohl älter als viele Blogleser. Eine Dauerbaustelle ist es, weil ich immer wieder was dran mache und meistens aufhöre, wenn es meinen Bedürfnissen entspricht, es also ziemlich chaotisch ist. Einiges ist seit Jahren geplant, aber nicht fertig, so die Umstellung der Daten auf eine Datenbank und die dadurch sich ergebenden Möglichkeiten bei der Ausgabe als HTML und bei einer Aufstiegsberechnung. Das werde ich als Nächstes angehen.

Jupiter- UranusWas ich in den letzten zwei Tagen gemacht habe, war eine andere Lücke zu stopfen. Ich suchte seit Langem Formeln um die Reisezeit auf Hyperbeln und den Geschwindigkeitsvektor relativ zur Kreisbahn zu berechnen. Nun habe ich es auf den "Old-Style" Weg gelöst: Über Newtons Gravitationsgleichung die Beschleunigung durch die Sonne als Vektor berechnet und dann über die Geschwindigkeit- und Wegintegration die Bahn berechnet.

Ein Ergebnis will ich gleich nutzen, und zwar ob es mit der SLS möglich ist, einen Orbiter in eine Bahn um Uranus und Neptun zu bringen. Mit dem klassischen Hohmann-Gleichungen ist es leicht, dafür das Ergebnis zu berechnen:

Planet

Startgeschwindigkeit

Ankunftsgeschwindigkeit

Reisezeit

Geschwindigkeitsdifferenz für 5000 x 10.000.000 km Orbit

Jupiter

14106 m/s

5643 m/s

2 Jahre 267 Tage

493 m/s

Saturn

15084 m/s

5443 m/s

6 Jahre 19 Tage

544 m/s

Uranus

15777 m/s

4660 m/s

16 Jahre 14 Tage

580 m/s

Neptun

16046 m/s

4054 m/s

30 Jahre 226 Tage

411 m/s

Pluto

16095 m/s

3910 m/s

35 Jahre 264 Tage

3121 m/s (@ 1000 km)

Dank der Größe und Masse der Riesenplaneten muss man relativ wenig abbremsen, um in einen Orbit zu gelangen. Die Höhe von 5000 km über der Planetenoberfläche (bei Pluto: nur 1000 km) habe ich zu Vergleichszwecken für die späteren Berechnungen gewählt, da man um so weniger abbremsen muss, je näher man dem Planeten kommt. Bei üblichen ΔV-Budgets von 1000 bis 1500 m/s wie sie Galileo, Cassini aber auch Venus- und Marssonden für ihre Bahnmanöver am Ziel haben, kann man selbst bei Uranus das Perigäum in eine sichere Entfernung über den Ringen legen. (in 100.000 km Entfernung z. B. bei Uranus mit der höchsten Annäherungsgeschwindigkeit 1130 m/s Abbremsung bei Uranus nötig). Bei diesen ganz nahen Bahnen ergibt sich zwangsläufig eine hohe Inklination, sonst würde man die Ringebene bei jedem Umlauf kreuzen, was erfahrungsgemäß den Raumsonden so gut tut wie ein Sandstrahler ihrem Auto.

Ab Uranus werden die Reisezeiten aber dann doch ziemlich lang. Sie sind in den letzten Jahrzehnten angestiegen. In den Sechzigern waren Raumsonden nach durchschnittlich einem halben Jahr am Ziel, die Voyagers brauchten für ihr zweites Ziel Saturn schon 4 Jahre und Messenger, Dawn, Rosetta und New Horizons sind jeweils fast ein Jahrzehnt unterwegs bis zum Ziel. Nehmen wir also mal an, das 10 Jahre Gesamtreisezeit heute die Fahnenstange eines erträglichen Zeitraums markiert.

Die SLS kann mit der Delta 4 DCSS 6,9 t auf 14,3 km/s beschleunigen (etwas mehr asls minimal benötigt, das gleicht die Inklinationsdifferenz bzw. Schwankungen der Abstände der Planeten aus, es würde aber auch bei optimaler Bahn die Reisezeit auf 1 Jahr 350 Tage verkürzen). Diese Angabe ist etwas unsicher, weil nach den Daten die ich von den ersten zwei Stufen habe, die SLS mit 70 t Nutzlast sehr hohe Aufstiegsverluste hat, 600 m/s mehr als die Ares, aber die genauen Stufendaten und Nutzlast hat die NASA auch noch nicht veröffentlicht.

Von Jupiter wird die Nutzlast dann auf eine Hyperbel beschleunigt. In weiteren 8 Jahren sollen dann Uranus und Neptun erreicht werden. Saturn habe ich ausgelassen, denn erreicht man schon ohne Gravity-Assist in 6 Jahren und Pluto ist so klein, dass er die Sonde nicht nennenswert abbremsen kann. New Horizons hatte nach 10 Jahren Reisedauer schon eine Relativgeschwindigkeit von 10 km/s zu Pluto, die kann man, wenn man eine nennenswerte Masse in den Orbit bringen will, nicht mit chemischem Treibstoff abbremsen.

Bei einer Reisezeit von 2920 Tagen (8 Jahren) ab Jupiter kommt man zu folgendem Ergebnis:Jupiter - Neptun

Planet

Startgeschwindigkeit

Ankunftsgeschwindigkeit

Reisezeit

Geschwindigkeitsdifferenz für 5000 x 10.000.000 km Orbit

Uranus

18703 m/s

3587 m/s

7 Jahre 362 Tage

358 m/s

Neptun

23438 m/s

13799 m/s

8 Jahre

4090 m/s

Die hohe Ankunftsgeschwindigkeit (Gesamtbetrag, relativ zum Vektor des Planeten auf der Kreisbahn) ergibt sich, wenn man die Abbildungen betrachtet. Bei Uranus nähert sich die Sonde in einem spitzen Bogen, ein Großteil der Geschwindigkeit ist daher parallel zu Planetenbewegung. Während bei Neptun die Bahn eine Hyperbel ist mit der Geschwindigkeit fast senkrecht zum Bewegungsvektor des Planeten (eine Tangente am Kreisbogen).

Mit 4090 m/s Geschwindigkeitsdifferenz bleiben bei einem spezifischen Impuls von 3150 m/s, das ist derzeit das Maximum bei druckgeförderten Antrieben mit NTO/MMH als Treibstoff bleiben noch von 6900 kg noch 1883 kg übrig, davon dürften bei normalen Strukturfaktoren von 7:1 noch 1046 kg übrig bleiben. Das reicht für einen kleinen Orbit, Galileo wog ohne Antriebssystem auch nur 730 kg. Allerdings ist der Orbiter dann auf einer polaren Umlaufbahn (um die Ringebene nicht zu kreuzen) und man kann so Triton als einzigen massereichen Mond nicht nutzen, um sie anzuheben. Es ist aber kein Problem, eine Atmosphärensonde mitzunehmen, da sie vorher abgetrennt wird.

Uranus ist völlig unproblematisch. Bei der niedrigen Ankunftsgeschwindigkeit kann man den Orbiter ohne Problem in eine äquatoriale Umlaufbahn zwischen Miranda und Oberon einbremsen, und so diese Monde erkunden. Schwenkt man in eine 104.000 x 560.000 km Bahn (über der Wolkengrenze) ein, so kann man sich Uranus noch mit 8000 m/s relativ nähern um einen 1000 kg scheren Orbiter in die Umlaufbahn zu bringen. Das lässt eine Reduktion der Reisedauer auf 2400 Tage ab Jupiter, gesamt also 8 Jahren, 7 Monaten zu.

Zuletzt, außer der Reihe, noch eine Abschätzung. Wenn man davon ausgeht, dass Jupiter die Bahn einer Raumsonde um 90 Grad drehen kann, (das war die bisher höchste Bahnänderung bei Ulysses) so sind das 13,6 km/s. mehr. Zusammen mit der Bahngeschwindigkeit von Jupiter also eine Geschwindigkeit von 27,4 km/s. Wie weit kommt man dann in 8 Jahren um z. B. einen KBO zu erkunden? Ich komme in der Simulation auf eine Distanz von 5.655 Millionen km. Viel, doch nicht ausreichend für die meisten KBO.

Erde - NeptunWenn man nun sich aber Jupiter bis auf 5000 km nähert und dann einen Feststoffantrieb (hier: PAM-D2 mit 3697 kg Start und 431 kg Trockenmasse) zündet, dann kann man die Geschwindigkeit einer 6,9 t schweren Raumsonde um 1836 m/s erhöhen, dass entspricht bei dem starken Gravitationsfeld im Unendlichen einem Geschwindigkeitsgewinn von 10871 m/s. Mithin einer maximalen Geschwindigkeit relativ zur Sonne nach verlassen von Jupiter von 38200 m/s. Dann erreicht man nach weiteren 8 Jahren eine Distanz von 8710 Millionen km. Eris, derzeit in 14 Milliarden Kilometern Entfernung wäre in 13 Jahren erreicht, allerdings dürfte sich die Distanz in den 13 Jahren ändern. Eris ist der bisher größte KBO. Bei einer Relativgeschwindigkeit von immer noch 33 km/s wäre die Passage aber sehr schnell vorüber. Abzüglich der PAM-D2 bleiben dann noch 3,2 t für die Raumsonde, also durchaus eine große Sonde,

Dieses Szenario ist mehr etwas für die Erkundung der Heliosphäre, die ja in 100 AE Entfernung langsam in den Interstellaren Raum übergeht. Anstatt einer großen Sonde könnte man auch drei kleine, jeweils mit PAM-D (2141 kg voll, 232 kg leer) mitführen und hätte immer noch rund 1100 kg für die Sonden übrig, also mehr als Voyager wog. Die PAM würden die Soden um 2474 m/s beschleunigen und das sind 13 km/s nach verlassen des Jupiters. 100 AE wären dann in 13 Jahren erreicht. Voyager 1 Position (derzeit knapp 21 Mrd. km) in 18 ¼ Jahren, also zusammen rund 20 Jahren - Voyager 1 brauchte dazu 38 Jahre. Das wäre eine Option für Raumsonden, die den Übergang des Einflussbereiches der Sonne ins intergalaktische Medium und dieses untersuchen. Solche wären dann vorwiegend mit Strahlungs- und Partikelsensoren ausgerüstet.

Zuletzt habe ich noch errechnet, ob es für Neptun günstiger wäre, ohne Jupiter direkt zu Neptun zu starten. Bei 10 Jahren Reisedauer kommt man auf eine Ankunftsgeschwindigkeit von 7610 m/s, wie man an der Abbildung sieht, günstiger, weil man sich tangential dem Planeten nähert. Dafür muss man mit 42873 m/s relativ zur Sonne starten. Das entspricht 17114 m/s relativ zur Erdoberfläche. Die Nutzlast der SLS geht dann auf nur noch 1188 kg zurück. Doch die SLS ist ja für 70 t Nutzlast ausgelegt, man könnte über der Delta DCSS noch eine Centaur SEC mitführen. Die Nutzlastverkleidung hat für die Stufe auch genügend Platz und die DCSS ist für die Lasten ausgelegt. Das hebt die Nutzlast wieder auf 4400 kg an. Davon bleiben bei Neptun nach Abzug des Antriebssystems noch 2570 kg übrig. Diese Lösung ist dem Umweg über Jupiter also überlegen. Allerdings auch nur wegen der zusätzlichen Stufe. Mit der würde auch zu Jupiter die Nutzlast von 6,9 auf 11,3 t steigen. Dies lässt dann auch einen 1,714 kg schweren (ohne Antriebssystem) Orbiter um Neptun zu.

Ich habe übrigens noch etwas Weiteres in mein Programm eingebaut, weil es gerade passte: die Erweiterung der Newton-Simulation um eine dauernde kleine Schubbbeschleunigung durch Ionentriebwerke. Die Ergebnisse sind vielversprechend. Vielleicht nehme ich das Mal zum Anlass für einen neuen Blog.

6.3.2016: Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Die "Sprengkraft" der Saturn V

Auf das heutige Problem bin ich gekommen, als ich mir mal bei Amazon "hochgeladene" Bilder eines Buchs von Eugen Reichl angeschaut habe. Nach den bisherigen Käufen stehe ich dessen Publikationen sehr kritisch gegenüber. Sie enthalten viele Fehler, vor allem bei technischen Daten und er hat sich in unverschämter Weise bei meinen Publikationen bedient aber damit man Plagiate nicht direkt erkennt die Sätze leicht umgeschrieben. (Unverständlich warum er dann noch eigene Fehler hinzufügt, aber wahrscheinlich merkt er das nicht mal).

Vor dem Kauf will ich daher wissen ob es sich überhaupt lohnt ein Buch des Autors zu kaufen.

Es gibt keine Volltextsuche, aber einige Seiten kann man sich als Bild ansehen. Sie bestätigen schon den ersten Eindruck. Auf S.8 überlässt er es den Lesern die Druckangabe von 4 N pro Quadratzentimeter selbst umzurechnen (400 hPa). Worauf ich aber mein Augenmerk richtete ist dieser Satz: "Er sah dieses Monster mit der Sprengkraft einer taktischen Nuklearwaffe schon auf seine Anlagen herunterstürzen oder - noch schlimmer auf die Orte Port Canaveral, Cocoa Beach und Titusville".

Die Saturn startet Richtung Osten, Titusville im Westen wäre also nicht betroffen gewesen, was mich aber mehr stört, ist die laxe Sprache und der Vergleich. Okay, Kernwaffen sind sehr klein bau bar. Doch dass die Saturn V die Sprengkraft von einigen Kilotonnen TNT hat?

Zeit dem Nachzugehen. Die Sprengkraft wird allgemein in Kilogramm oder Tonnen TNT-Äquivalent angegeben. Man kann eine Raketenexplosion nicht mit eine Sprengung vergleichen, das ergibt sich daraus, dass selbst bei völliger Durchmischung die Treibstoffe viel länger brauchen um zu Verbrennen als bei einer Explosion, bei der das zerstörendes die Schockwelle ist, die sich durch die in kurzer Zeit bildenden Gasmenge ergibt. So haben Sprengstoffe die noch mehr Zerstörungskraft als TNT entwickeln nicht unbedingt so viel mehr freigesetzte Energie, sie "verbrennen" nur schneller. Das zeigte sich auch bei der Sprengung der Antares 2014 in wenigen Metern Höhe über dem Boden: Würde man TNT, Treibstoffmenge dort zünden, die Zerstörung wäre viel stärker. Man muss nur mal die Zerstörungen durch Bomben im zweiten Weltkrieg mit den angerichteten Zerstörungen vergleichen mit der Sprengstoffemenge die in den Bomben war und der Treibstoffmenge von über 200 t bei einer antares.

Also Sprengkraft kann man nicht vergleichen, aber man kann zumindest die Energie vergleichen und das will ich tun.

Die Saturn V verbrannte in der ersten Stufe Kerosin mit Sauerstoff, in den oberen beiden Stufen Wasserstoff mit Sauerstoff und im Apolloraumschiff NTO mit MMH.

Man kann für alle drei Stoffe Reaktionsgleichungen aufstellen. Kerosin hat eine unbekannte Zusammensetzung, es ist ein Gemisch. Wikipedia gibt als Brennwert 42,6 bis 43,5 MJ/kg. Unbekannt ist das Mischungsverhältnis zum Sauerstoff. das hängt vom Wasserstoffgehalt ab. ich habe als Referenz zum Vergleich Oktan angesetzt. Für MMH habe ich nicht die Reaktionsenergie, jedoch für das einfache Hydrazin, das mit Sauerstoff noch mehr Energie liefert. Angesichts der kleinen Menge kann man den Fehler vernachlässigen.

2 C8H18 + 25 O2 → 8 CO2 + 18 H2O + 2 x 5330 kJ

2H2 + O2 → 2 H2O + 2 x 268,8 kJ

N2H4 + O2 → N2 + 2 H2O + 622,7 kJ

Die Stufen enthalten die Verbrennungsträger im Überschuss, das heißt nicht der gesamte Wasserstoff und Sauerstoff verbrennt. Wir können also nur die verbrannten Mengen nehmen. In einem ersten Schritt berechnen wir daher das Massenverhältnis. Dazu addiert man die atomaren Massen der Atome oder wenn man faul ist, schaut man in Wikipedia nach. Man erhält:

Treibstoff Masse Verbrennungsträger Masse Sauerstoff Gesamtmasse Verhältnis Verbrennungsträger/Sauerstoff Rekationsenergie Reaktionsenergie pro g
Kerosin 228 g 800 1028 g 3,51 10660 kJ 10,37 kJ
Wasserstoff 4 32 36 8 537,6 14,93 kJ
Hydrazin 32 g 64 g 96 g 2 622,,7 kJ 6,48 kJ
             

Die erste Stufe fasste 1.503.496 kg Sauerstoff, das reicht aus um beim Verhältnis 3,51 genau 428.346 kg Kerosin zu verbrennen, zusammen also 1.931.842 kg Treibstoffe die dann 20,033 x 1012 J Energie aufweisen.

Die zweite und dritte Stufe fassten zusammen 471.623 kg LOX, die ausreichten 58.953 kg LH2 zu verbrennen, zusammen also 530.576 kg Treibstoffe, die einen Energiegehalt von 7,9214 x 1012 J haben.

Das Apollo CSM hatte 7.151 kg Hydrazin, die Lunar Moduls weitere 3.700 kg. Dazu kommen noch einige Treibstoffe für RCS. Nehmen wir zusammen 12.000 kg Hydrazin an, so entspricht dies 36.000 kg mit dem Sauerstoff und ein Gesamtenergiegehalt von 0,233 x1012 J

Zusammen haben alle Treibstoffe einen Energiegehalt von 28.190 x 1012 J, das entspricht in etwa dem Energiegehalt von 656 t Heizöl oder Benzin. Es ist so viel weniger als die Treibstoffzuladung, weil der Verbrennungsträger bei der Rakete mitenthalten ist, beim Verbrennen von Heizöl der Sauerstoff aber aus der Luft stammt.

Doch der Verbrennungsträger ist bei TNT (Trinitrotoluol) auch enthalten, er steckt in den Sauerstoff Atomen der Nitrogruppe. Für TNT wird eine Verbrennungswärme von 3,725 kJ/g angegeben, so entspricht die Energiemenge von rund 28.000.000.000 kJ der Energie die 7.5677 kt TNT haben. Das ist in der Größenordnung einer taktischen Kernwaffe die heruntergehen bis 0,3 kT, aber durchaus auch so stark wie die Hiroshimabombe sein können, W9 Artelleriegranaten hatten z.B. 15 kt.

Was aber trotzdem nicht stimmt, ist der Vergleich. Wie schon erwähnt, die Antares wiegt etwa ein Zehntel der Saturn V. Sie hat in den Oberstufen andere Treibstoffe , aber man kann sicherlich ohne einen größeren Fehler zu machen, dann auch von einem Zehntel der Sprengkraft sprechen. Trotzdem gab es wenig Zerstörungen an der Startanlage. Würde dort ein Sprengsatz von 0,7 kt gezündet werden, ich bin mir sicher von den Gebäuden bliebe nichts übrig.

Was bleibt ist wieder ein Fehler im Buch. Der zweite auf einer Seite. Mag lustig zu lesen sein, für jemand der aber ernsthaft seiner Leser informieren will bringt es nichts Gefahren zu übertreiben.


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