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Web Log Teil 492: 20.2.2017 - 28.2.2017

20.2.2017: Rätsel Ariane 6 Nutzlast

Heute will ich mich der Nutzlast der Ariane 6 widmen. Bei der gibt es nämlich schon ein Paradoxon: Die neue Ariane 6 wird mit 860 t mehr wiegen als die Ariane 5 ME, die 800 Tonnen wiegen sollte. Diese sollte 12+ t transportieren, die Ariane 6 nur 10,5 t. Das verwundert doch etwas. Vor allem, wenn man sieht, dass nach etlichen Designänderungen die beiden Raketen wenig unterscheidet:

In der Summe hat also die Zentralstufe etwas weniger Treibstoff, die beiden anderen mehr. So gesehen ist der Verzicht auf 12% der Nutzlast nicht verständlich, die etwas geringere Treibstoffzuladung der Zentralstufe sollten durch die beiden anderen Stufen ausgeglichen werden. Noch rätselhafter wird es, wenn man die großen Nutzlastunterschiede zwischen Ariane 62 und 64 anschaut: In den GTO transportiert diese, obwohl sie nur zwei Booster weniger hat, nur noch 5,8 t, also gerade mal die halbe Nutzlast. Die Startmasse sinkt von 860 auf 530 t.

Ich will dem in diesem Blog nachgehen, indem ich die Rakete rekonstruiere.

Booster

Es gibt nur ausreichend genaue Daten für die beiden Booster. Auf der Avio Webpage findet man folgende Daten des P120C SRM für die Vega:

Die Ariane 6 verwendet den Booster, aber mit einer Verkleidung um die Aerodynamik zu verbessern. Die Startmassen von Ariane 64 und 62 liegen um 330 t auseinander. Das entspricht 165 t pro Booster. Ein P120C wiegt dagegen nur 154,6 t. Bei der Ariane 6 kommt dann noch die Verkleidung und Befestigung hinzu. Es fällt mir schwer zu glauben, dass eine aerodynamische Verkleidung genauso viel wiegt wie der Booster alleine. Für das alte Konzept (PPH-Konzept) mit einer Feststoff-Zentralstufe waren die Massen der Verkleidungen bekannt. Das waren damals 750 kg pro Verkleidung. Die bei der aktuellen Version sind größer. Ich würde 1.500 kg ansetzen. So käme ich auf folgende, für die Performance wichtige Daten:


2 Ariane 6 SRM

1 Araime 5 SRM

Trockenmasse:

36,8 t

25 t

Startmasse:

278 t

312,2 t

Spezifischer Impuls

2692 m/s

2732

Die ESA hat für die Ariane 5 schon mal untersucht, was Booster aus CFK-Gehäusen an Performance bringen würde. Obwohl die Daten dort schlechter waren als bei zwei neuen SRM der Ariane 6 (273 t Start-, 27 t Trockenmasse, spezifischer Impuls 2732) würden zwei Booster dieser Nutzlast um 1.750 kg steigern. Würde man also die Ariane 5 ME mit diesen Boostern ausrüsten, die Nutzlast würde bei rund 14 t liegen und nicht bei 10,5 t wie bei der Ariane 6.

Zentralstufe

Äußerlich ähneln sich die beiden Zentralstufen sehr. Sie haben beide 5,40 m Durchmesser, verwenden ein Vulcain 2. Der auffälligste Unterschied auf den ersten Blick ist die kleinere Treibstoffzuladung von 160 anstatt 174,5 t. Hier bietet sich als erster Vergleich die Ariane 5 G Zentralstufe an, die mit 158 t Treibstoff näher an der Treibstoffzuladung der Ariane 6 liegt. Der Übergang zur verlängerten Stufe bei der Ariane 5 E brachte damals rund 850 kg mehr Nutzlast. Um so viel sollte nun auch die Nutzlast gegenüber der Ariane 5 ME sinken, zumal die alte Ariane 6 G auch noch das Vulcain 1 Triebwerk mit weniger Schub hatte. Bei nahezu gleicher Treibstoffzuladung bei der Oberstufe würde ich also für eine Ariane 64 rund 13 t Nutzlast erwarten, nicht 10,5 t.

Es gibt aber doch zwei Unterschiede. Der Erste, kleinere ist, dass das Triebwerk ein Vulcain 2.1 ist. Die Unterschiede zum Vulcain 2 sind nicht erläutert. Das Vulcain 2 ist relativ teuer in der Herstellung und die ESA hat mal für Weiterentwicklungen vor allem einfachere Versionen untersucht die einen einfacheren Aufbau haben aber auch den Treibstoff teilweise weniger effizient nutzen (spezifischer Impuls 4.168 bis 4.226 m/s anstatt 4256 m/s). Ein einfacher Nachbau des Vulcain-2Prinzips läge bei 4226 m/s. Doch man kann den spezifischen Impuls des Vulcain 2.1B aus der Treibstoffmasse (150 t und der Brennzeit (460 s) abschätzen. Er kann nicht unter 4201 m/s liegen. Bei der auch angegebenen Treibstoffmenge von 149 t und den üblichen Restmengen, die im Tank bleiben, kommt man sogar auf denselben spezifischen Impuls. Wahrscheinlicher ist, dass das Vulcain 2.1 in den Parametern identisch zu Vulcain 2 ist, nur leicht angepasst an moderne Fertigungsverfahren. Zumindest die Turbopumpe von Avio hat die gleichen Leistungsdaten wie die des alten Pendants.

Der zweite Unterschied ist gravierender. Die EPC der Ariane 5 hatte ein exzellentes Voll-/Leermasseverhältnis von 13,5 zu 1. Das wurde erreicht, indem sie einen Integraltank hatte und die Booster unten am Schubgerüst und oben am Stufenadapter angebracht wurden. Beides sind versteifte Teile, der Tank konnte so sehr leicht gewichtig sein.

Ariane 6 wird zwei getrennte Tanks haben. Schon das addiert Masse. Dazu kommt eine Zwischentanksektion, an der die Booster befestigt werden. Sie muss zur Aufnahme der Kräfte verstärkt werden. Trotzdem wird der obere Tank mit dem Wasserstoff kräftig durchgeschüttelt, bei der Ariane 5 war das nicht der Fall. Man wird also mit einer deutlich höheren Trockenmasse rechnen müssen.

Es bietet sich an, vergleichbare Stufen als Maßstab zu nehmen. Da gäbe es drei mit ähnlicher Größe und Zuladung:

Ariane 6

Delta IV

H-II

H-IIB

Vollmasse:

226.400 kg

114.700 kg

202.000 kg

Trockenmasse

26.750 kg

13.760 kg

24.000 kg

Strukturfaktor

8,46

8,33

8,41

Eine Ariane 6 EPC sollte bei gleicher Konstruktion in etwa im Strukturfaktor zwischen der H-II und H-IIB liegen. Ich nehme für die Simulation einen von 8,37 an.

Oberstufe

Fast denselben Tatbestand haben wir bei der Oberstufe. Auch hier gibt es ein Analogon, die ESC-B für die Ariane 5 ME. Sie verwendet dasselbe Triebwerk und hat fast dieselbe Treibstoffzuladung. Bei der ESC-B wurde eine Trockenmasse von 6 t bei 28.5 t Treibstoffzuladung angegeben, mitsamt der integrierten VEB.

Bei der Ariane 6 ist die Oberstufe schwerer zu beurteilen. Zum einen addieren zwei getrennte Tanks Masse. Zum anderen aber übertragen die Booster nun ihre Vibrationen auf die Zentralstufe. Die Ariane 5 ECB hatte eine so hohe Trockenmasse (Strukturfaktor von nur 5,75) weil sie die Vibrationen der Booster aufnahm, von denen die EPC verschont blieb. Da die Nutzlast vor allem von der Leermasse der Oberstufe bestimmt wird, würde ich annehmen, dass man diese im Vergleich zur EPC reduziert hat. Bei Delta IV und H-II haben die Oberstufen Strukturfaktoren von 5,88 bis 8,79. Vor allem die Delta IV DCSS ist in der Treibstoffzuladung vergleichbar und die hat den höchsten Strukturfaktor. Sie teilt auch mit der Oberstufe, dass ein langer Stufenadapter deutlich die Schwingungen reduzieren kann. Man sollte also für die Oberstufe einen günstigeren Strukturfaktor als bei der ECS-B annehmen. Ich habe trotzdem denselben angesetzt, weil die Nutzlast ja (wie angegeben) geringer ist. Anders als bei der Ariane 5 ME wird das Vinci-Triebwerk ohne ausfahrbare Düse gebaut. Das macht zwar einen langen Stufenadapter notwendig, spart aber Gewicht beim Triebwerk selbst ein.

Etwas ist noch rätselhaft. Die 30 t Treibstoff entsprechen keinen 900 s Brennzeit die Airbus-Safran angibt. Die ESC-B hatte bei 28,2 t Treibstoff 710 s Brennzeit. Ich errechne für 30 t Treibstoff 760 s. Eine Möglichkeit wäre, dass man den Schub zum Ende hin absenkt, was jedoch wenig Sinn macht, so schubstark ist das Vinci nicht (bei 6 t Leermasse müsste selbst bei der kleinsten Nutzlast im Users-Manual von Arianespace, 4,1 t die Beschleunigung zum Schluss bei nur 1,81 g liegen). Eine zweite Möglichkeit wäre, dass man nicht 30 t Treibstoff zulädt, sondern 37,5 t. Doch dann würden die unten berechneten Nutzlasten noch höher sein.

Aufstiegsverluste

Wichtig für die Gesamtbetrachtung sind auch die Aufstiegsverluste. Sie entstehen, weil die Rakete ja erst die Orbithöhe erreichen muss. Sie startet daher zuerst senkrecht und schwenkt dann in die Waagrechte über. In der Orbithöhte kann sie horizontal beschleunigen, darunter hat sie immer eine vertikale Komponente. Dieser vertikale Anteil erhöht die Gesamtgeschwindigkeit, die erreicht werden muss, trägt aber nichts zur Orbitgeschwindigkeit bei. Bei bekannten Typen sind die Aufstiegsverluste um so größer je länger die Brennzeit ist. Ariane 6 G setzte hier mit 590 s Brennzeit der EPC einen Rekord, Selbst nach dieser Zeit hatte die Stufe aber keinen Orbit erreicht. Die EPS musste noch etwas aufbringen. Das war eine Folge davon, dass die EPC beim Start 173 t wog, das Vulcain 1 aber nur 118 t Vakuumschub hatte. Bei der Ariane 5 E sank die Brennzeit der EPC durch das schubstärkere Vulcain 2 schon auf 540 s und die Aufstiegsverluste von 2406 auf 2230 m/s. Nun sind es nochmals 80 s weniger. Man müsste daher bei der Ariane 64 noch geringere Aufstiegsverluste annehmen. Auf der anderen Seite ist die Oberstufe auch wieder schwerer. So stiegen die Aufstiegsverluste bei der Ariane 5 ECB durch die größere Oberstufe wieder auf 2372 m/s an. Die Ariane 6 müsste nun wegen geringerer Brenndauer der Zentralstufe und größerer Oberstufe wieder im Bereich der Ariane 6 ECA liegen. Ich habe mal 2200 m/s Aufstiegsverluste angenommen. Das ist auch plausibel: Die Rakete wiegt nach Ausbrennen der Booster bei 10,5 t Nutzlast noch 176,8 t. Bei der Ariane 5 ECA sind es 180,9 t. Eher sind aufgrund des um 17% höheren Gesamtimpulses der Feststoffbooster der zu einem großen Teil in die vertikale Komponente geht die Verluste noch geringer.

Ein einer ersten Simulation komme ich bei 11 t Nutzlast auf Aufstiegsverlusten von 2433 m/s oder bei 2200 m/s auf 12,1 t Nutzlast. Ich halte die 2200 m/s für angemessen, da auch das Perigäum genauso hoch liegt wie bei der Ariane 5 ECA. Eine der Folgen der langen Brennzeit ist nämlich das dann das Perigäum sehr hoch liegt: Bei Ariane 4 mit Aufstiegsverlusten von 1500 m/s lag es noch bei 186 km, beider Ariane 5G mit noch höheren Verlusten über 500 km.

Rätsel Ariane 62

Macht man die Berechnung allerdings mit der Ariane 62 so passt es nicht. Mit den 5,8 t Nutzlast komme ich bei ansonsten gleichen Daten auf rekordverdächtige 3071 m/s Aufstiegsverluste. Sie werden etwas höher sein, aber nicht so viel. Bei gleichen Aufstiegsverlusten kommt man auf 7,8 t Nutzlast nicht 5 t. Die für mich schlüssigste Erklärung ist das man bei der Ariane 62 etwas anwendet was es auch bei der Ariane 40, 42P und 42L gab: Propellant offloading. Man füllte die Tanks der Erststufe nicht so voll. Würde man 40 t Treibstoff in der Zentralstufe weglassen, so würden die Daten zu der Nutzlast passen. Ein Test der Annahme ist die Berechnung der Nutzlast für andere Orbits:

Orbit

Ariane 62 Nutzlastangabe

Ariane 64 Nutzlastangabe

Ariane 62 berechnet

Ariane 64 berechnet

GTO+ (2200 x 35786)


9,3 t

10 t

4,4 t

Sub-GTO (250 x 23200)

12,1 t

5,7 t

12,3 t

5,8 t

SSO 800 km

5,5 t


11,3 t

21,1 t

SSO 1200 km

6,5 t

14,5 t

10,2 t

19,4 t

Äquatorial 2200 km

8 t


10,4 t

19,6 t

Äquatorial 7000 km


12 t

5,5 t

11,9 t

Die Daten sind insgesamt wenig erhellend. Die etwas stärkere Abnahme bei höheren Geschwindigkeiten (GTO+) deuten auf eine höhere Trockenmasse der Oberstufe bei etwas geringerer Trockenmasse der Zentralstufe hin. Doch wenn dies gegeben ist, dann würde bei geringeren Geschwindigkeiten die Nutzlast höher sein als von mir berechnet, da dann die Trockenmasse der letzten Stufe weniger ins Gewicht fällt. Vor allem ist merkwürdig, dass wenn man dieselbe Berechnung für die Ariane 5 macht die Differenz deutlich kleiner ist (SSO 800 km Ariane 6 GS: 12,8 zu 14,3 t, Ariane 5 ECA 13,3 t zu 16,4 t). Die Nutzlast für andere Orbits ist meistens von der berechneten abweichend, weil die Aufstiegsverluste je nach Nutzlast unterschiedlich sind, hier aber mit demselben Wert gerechnet wird. Bei der ECA kommt noch hinzu, dass die Stufe nicht wiederzündbar ist, sodass die Stufe schon beim Aufstieg die größere Höhe anstreben muss.

State of the art Ariane 6

Ich glaube es nach den Erfahrungen mit der europäischen Trägerindustrie nicht, aber ich habe mal angenommen, die Oberstufe hätten denselben Strukturfaktor wie die Delta 4 Zweitstufe die denselben Durchmesser und denselben Treibstoff in fast gleicher Zuladung verwendet. Obwohl auch nicht leichtgewichtig gebaut und mit getrennten Tanks hat, diese nur ein Trockengewicht von 3,49 t. Dann errechnet sich eine Nutzlast von 13,8 t nicht 11 t. Bei 2200 m/s Verlust sogar 14,9 t. Es war für die frühere Version PPH eine leichtgewichtigere Oberstufe mit nur 4 t Trockenmasse bei 30-35 t Treibstoffzuladung geplant. Allerdings mit Integraltank und 4 m Durchmesser, wodurch die Geometrie günstiger war. Dafür war der Stufenadapter mit 1,5 t relativ schwer. Er bleibt aber an der Unterstufe und senkt so die Nutzlast nur um Drittel bis Viertel seines Gewichts. Die hohe Trockenmaße der ESC-B lag am Konzept der Ariane 5 das nicht für GTO optimiert wurde. Vielmehr sollte die EPC wie das Space Shuttle fast einen Orbit erreichen, den dann Hermes als wichtigste Nutzlast zirkulariseren sollte. Für GTO-Transporte nahm man eine kleine Stufe mit lagerfähigen Treibstoffen in Druckgasförderung hinzu. Diese hatte daher sowieso schwere Tanks und es machte nichts aus, dass die Oberstufe die Vibrationen der Booster bekam. Die EPC war aber dadurch sehr leicht. Als man dann allerdings zu LOX/Lh2 Stufen überging bei denen die Tanks viel voluminöser sind ergaben sich durch die Übertragung der Vibrationen so weit oben sehr ungünstige Strukturfaktoren.

Nun konstruiert man aber eine Rakete für GTO-Transporte. Sie dürfte daher auch dafür optimiert sein. Zum anderen wird beim derzeitigen Konzept der obere LOX-Tank der Zentralstufe stark durchgeschüttelt und er müsste die Vibrationen dämpfen. Die Oberstufe kann daher leichtgewichtig sein. Sie war es auch beim PPH-Konzept.

Auch jetzt halte ich eine 4 m große stufe für die bessere Lösung. Wenn man einen durchgehenden Durchmesser von 5,4 m haben will, so muss man nur die Nutzlastverkleidung um 9,5 m verlängern. Das ist eine 50% längere Verkleidung was etwa 1,3 t Gewicht addiert. Doch da diese noch zur Brennzeit der Zentralstufe abgeworfen wird, kostet das nur rund 300 kg Nutzlast, dafür könnte man die Trockenmasse der Stufe deutlich stärker senken.

Insgesamt denke ich dass man die Chance hat bei den Strukturen deutlich Gewicht einzusparen. Die Zwischenstufen und Zwischentankbereiche kann man aus CFK-Werkstoffen fertigen, wie die Booster die ja dadurch sehr leichtgewichtig sind. Boeing und SpaceX erproben derzeit sogar schon Tanks in CFK-Bauweise. Bei den Tanks kann man zumindest die Al-LI Legierung 2195 nehmen die SpaceX einsetzt und auch in dem Shuttletank seit 1998 eingesetzt wird. Gegenüber der Standardlegierung 2219 die noch Ariane 5 verwendet, hat diese bei gleicher Beanspruchung etwa 20-25% weniger Masse. Da Strukturen bei LOX/LH2 Stufen das meiste des Gewichts ausmachen, später aber bei der Fertigung der preiswerteste Teil sind, denke ich könnte man wenn man nur das einsetzt, was woanders schon genutzt wird, ohne Problem noch deutlich mehr Nutzlast befördern. Die letzte Ariane 6 Version zeigt in etwa, was technisch heute Stand der Technik (und nicht etwa extreme Leichtbauweise ist). Sie kommt auf 15 t Nutzlast nicht 11 t, beschränkt man sich nur auf die Oberstufe, wo jedes Kilogramm die Nutzlast in gleicher Weise erhöht, sind es immer noch 14,2 t.

Bei Lockheed denkt man übrigens für die ACE-Oberstufe der Vulkan wieder an die von der Centaur bekannten, nun schon 60 Jahre alte Technologie der selbststabilisierenden Tanks, die unter Innendruck stehen. Bei 67,6 t Treibstoff soll diese Stufe trocken unter 6 t wiegen, das wären bei 30 t Treibstoff dann etwa 3 t. Dafür braucht die Industrie nicht mal neue Werkstoffe. Edelstahl reicht.

Ich befürchte aber anderes. Den bisherigen Erfahrungen mit der Industrie lässt man sich für relativ kleine Schritte gut bezahlen. Man muss nur mal die Ariane 5 ansehen, wo es zig Unterprogramme zur Performancevergrößerung gab. Zuletzt sollte ja alleine die neue Oberstufe über 1 Milliarde Euro kosten. Viel anders ist es bei der Ariane 6 auch nicht, denn neu sind nur die Booster und die Oberstufe. So prognostiziere ich Folgendes:

Man baut jetzt die Ariane 6 mit den 6/11 t GTO Nutzlast, und wenn diese fliegt, kommt ein Ariane 6 Upgrade- oder Evolutionprogramm, wo man die Strukturmassen absenkt, z.B. indem man obige Legierungen und/oder CFK einsetzt und das kostet weiteres Geld.

Ich möchte nicht verschweigen, dass meine Simulation noch deutliche Mängel hat. So kann ich nicht wie oben erläutert die niedrigen Nutzlasten für SSO-Bahnen erklären, auch nicht die starke Abnahme beim Übergang vom GTO in den GEO (nur rund 1500 m/s mehr, was beim Vinci einer Massenabnahme um 39% entspricht) von 11 auf 4,1 t. Dafür müsste die Oberstufe eine enorme Trockenmasse aufweisen – etwa 14 t). Auch komme ich nicht auf die angegeben Startmasse von 860 und 530 t. Die etwa 16 t Unterschied bei Ariane 64 kann man mit einer LEO-Nutzlast als Maximalnutzlast für die Angabe erklären, die dann bei etwa 22 t liegt. Das reduziert den Unterschied auf 5 t, um die dann die Trockenmassen höher sein müssten. Der hohe Unterschied bei der Ariane 62 legt nahe, das mein Erklärungsversuch mit dem Propellant-Offloading nicht richtig ist.

Würde man aber die aus den 330 t Masseunterschied zwischen 62 und 64 sich ergebenden 165 t Masse pro Booster nehmen, so wäre der Rest der Rakete ziemlich leichtgewichtig (200 t für Zentralstufe, Oberstufe und Nutzlastspitze, das heißt ohne diese rund 187 t Restmasse bei 180 t Treibstoff ….)

Rakete: Ariane 62

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Verkleidung
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil

486016

5000

2500

10228

2460

1,03 %

Stufe

Anzahl

Name

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

2


156100

12500

2732

2

1


130000

20350

4248

3

1


36316

6316

4560

Rakete: Ariane 64

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Verkleidung
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil

844566

11000

2500

10228

2433

1,30 %

Stufe

Anzahl

Name

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

4


156100

12500

2732

2

1


170350

20350

4248

3

1


36316

6316

4560

Rakete: Ariane 64 (opt)

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Verkleidung
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil

843543

15143

2500

10228

2200

1,80 %

Stufe

Anzahl

Name

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

4


156100

12500

2732

2

1


167500

17500

4248

3

1


34000

4000

4560

24.2.2017: Wir brauchen mehr Atomwaffen …

So die Aussage von Donald Duck äh Trump von gestern. Das Militär war ja schon immer für … Sagen wir mal höflich eine etwas andere Sicht der Dinge bekannt, aber damit toppt Trump doch alles.

Die USA haben 2016 insgesamt 7.000 Atomsprengköpfe, Russland 7.290. Die anderen Ländern spielen fast keine Rolle. Selbst China als bevölkerungsreichstes Land hat „nur“ 260 Sprengköpfe.

Die Äußerungen von Trump lassen aufhorchen: "Es wäre wunderbar, es wäre ein Traum, wenn kein Staat Atomwaffen hätte", sagte Trump. "Aber solange Staaten Atomwaffen haben, werden wir im Rudel ganz oben stehen." Die USA seien auf diesem Gebiet zurückgefallen. So die Äußerungen nach Süddeutsche.de.

Russland hat 2014 begonnen, den Marschflugkörper SSC-8 zu stationieren. 1987 hatten Gorbatschow und Reagan den INF Vertrag abgeschlossen, der den Abbau aller Mittelstreckenraketen beinhaltete. 2692 Raketen wurden damals verschrottet.

Seitdem gab es etliche neue Abrüstungsabkommen. Man könnte meinen, man hätte nun wahnsinnig viel abgerüstet. Doch 2012 gab es noch 19.000 Atomwaffen. Vor dem Ende des Kalten Kriegs waren es bis zu 70.000. Die Zahl scheint in verschiedenen Quellen unterschiedlich zu sein. Doch es kommt drauf an, wie man zählt. Die 19.000 enthalten z.B. auch Atomsprengköpfe, die zur Verschrottung vorgesehen sind. So kenne ich auch 34.000 Atomsprengköpfe zur Zeit des Kalten Kriegs, was gerade mal eine Halbierung seitdem bedeutet.

Die riesige Zahl während des Kalten Kriegs zeigt die Paranoia und „Logik“ des Militärs. Sie haben zwei Ursachen. Zum einen immer das Argument, man habe weniger Sprengköpfe als der Gegner. Das führte immer zur Nachrüstung die dann wider beim Gegner zur Nachrüstung führte. So schaukelte sich das hoch. Das Zweite war das vom Militär so gerne benutzte Wort „Lücke“. Damit wird suggeriert, der Gegner hat etwas und wir nicht. Das ist eine Bedrohung und auf diese angebliche „Lücke“ muss man reagieren. Das Paradebeispiel war der Nachrüstungsbeschluss 1979. Die USA hatten insgesamt mehr Atromsprengköpfe als die UdSSR, da sie schon Ende der Sechziger begonnen hatten ihre Raketen mit MIRV auszurüsten: mehreren Sprengköpfen pro Rakete, die nach Abtrennung einzeln auf verschiedene Ziele gelenkt werden konnten. Da hinkte Russland hinterher. Vielleicht als Ausgleich, vielleicht auch nur als Modernisierungsmaßnahme, stationierten sie die Mittelstreckenrakete SS-20.

Wie bekannt führte das zum Nachrüstungsbeschluss und in Europa zu Demonstrationen gegen die neuen Atomwaffen. Aus der Sicht der Militärs und erstaunlicherweise (oder vielleicht auch nicht) der Politiker war es dann folgerichtig auch nachzurüsten, auch wenn man sonst Atomsprengköpfe genug hatte.

Folgerichtig wäre das nur gewesen, wenn eine Situation denkbar wäre, in der Russland diese Mittelstreckenraketen einsetzen könnte, ohne eine nukleare Antwort befürchten zu müssen. Das ist aber kaum denkbar. Zum einen gab es damals ja genug Kurzstreckenraketen und es gab Atomsprengköpfe, die von Flugzeugen abgeworfen werden können. Die Mittelstreckenraketen zielten auf Mitteleuropa. Die Kurzstreckenraketen hätten Russland nicht erreichen können, die Flugzeuge wahrscheinlich auch nicht (sie hätten die DDR und Polen überfliegen müssen und das, ohne abgeschossen zu werden). Aber es gab ja immer noch die Abschreckung durch ICBM und SLBM. Wahrscheinlich wäre, dass man einen Angriff mit Mittelstreckenraketen nicht als Angriff Russlands, sondern des Warschauer Paktes angesehen hätte und diese Waffen dann auf die Nachbarstaaten eingesetzt hätte. Zudem wäre ein Angriff nur mit den Mittelstreckenraketen ohne Angriff von Bodentruppen oder anderen atomaren Waffen ausgeschlossen. Was würde es bringen nur mit Mittelstreckenraketen Westeuropa anzugreifen, wenn man sonst nichts tun und auf allen anderen Gebieten gab es ja nicht diese „Lücke“.

Die Stationierung westlicher Raketen macht also nur einen Sinn, wenn ein Szenario denkbar ist, in der Russland Europa angreifen kann und die USA keinen Gegenschlag initiieren. Das mag bei Politikern vielleicht ein denkbares Szenario sein, aber ich halte es nicht für real.

In Europa war US-Militär stationiert, das wahrscheinlich Angriffsziel Nummer 1 wäre. Wäre es denkbar, das die USA den Tod viele GI hinnahmen, ohne zu antworten? Wohl kaum. Der Anschlag vom 911 forderte 3.000 Opfer und war Anlass für zwei Kriege. Damals hatten die USA rund eine halbe Million Mann in Europa stationiert, davon würden bei einem atomaren Erstschlag sicher ein Großteil sterben. Schwer vorstellbar das man dies hinnehmen würde, ohne mit einem Nuklearangriff zu antworten. Vor allem: Wenn man Europa atomar angreifen kann, ohne einen Gegenschlag befürchten zu müssen, wo wäre dann die Grenze? Russland würde dann wohl die ganze Welt erobern, wenn sie keinen nuklearen Gegenschlag befürchten müssten. Das Grundparadigma von MAD, der seit 1969 geltenden Abschreckungspolitik war ja gerade das selbst bei einem Erstschlag der Gegner noch zurückschlagen konnte. Heute reichen die geschätzten 10 Atomsprengköpfe von Nordkorea aus, das das Land vor den USA geschützt ist. Schwer vorzustellen das, wenn die USA über 10.000 Atomsprengköpfe haben, einige weitere in Mittelstreckenraketen noch eine Rolle spielen.

Vor allem kann ich mir kein Szenario vorstellen, in dem man nur die Mittelstreckenraketen einsetzt. Wäre es denkbar das Russland nur diese einsetzt, nicht aber einen konventionellen Angriff auf den Westen startet? Man also nur so aus Spaß Deutschland, Frankreich, England und was weiß ich mit Atomwaffen angreift, ohne dass auch der Warschauer Pakt in Deutschland angreifen würde? Wohl kaum. Dann würde man aber mit den vorhandenen Kurzstreckenwaffen antworten. Das wäre auch folgerichtig denn die direkte Bedrohung wäre ja die Abschussbasen der Mittelstreckenraketen sondern die Panzerdivisionen des Warschauer Pakts. Gerade umgekehrt wird eigentlich ein Schuh draus: Gerade der Westen ging davon aus wegen des konventionellen Ungleichgewichts (man hatte weniger Panzer und Flugzeuge als der Warschauer-Pakt und davon waren, die der USA, also ein großer Teil auch jenseits des Atlantiks stationiert) man einen konventionellen Angriff nuklear beantworten würde.

Insgesamt war die Zahl der Sprengköpfe durch das Wettrüsten auf beiden Seiten enorm gestiegen. Als man in den Achtziger Jahren die Folgen eines Atomkriegs mit Computersimulationen berechnen wollte, hatten die Programmierer Probleme Ziele für diese Zahl von Sprengköpfe zu finden. Der Vorrat reichte mehrfach aus jede mittelgroße Stadt in Europa, Russland und den USA mit einem Sprengkopf zu belegen. Selbst wenn sich der Konflikt auf NATO und Warschauer Pakt beschränkt hätte die Folge wäre ein nuklearer Winter gewesen, also eine weltweite Klimaverschlechterung.

Es gab damals eine Gesamtsprengkraft von 12 GT, das waren pro Sprengkopf im Mittel 170 kt, also mehr als die Zehnfache Sprengkraft der Hiroshima-Bombe. Gemäß gängiger Berechnung ist in einem Radius von 3,8 km dann alles zerstört ohne Überlebenschancen. Ein Zehntel der weltweiten Sprengköpfe würden reichen, die Gesamtfläche Deutschlands in eine einzige Todeszone, also diesen inneren Bereich der totalen Zerstörung, zu verwandeln. Pro Einwohner Europas, Russlands und er USA gab es rund 12 t Sprengstoff. Heute sind es 3 t. Ist immer noch viel zu viel.

Nun kommt Trump mit „schlechten Deals“ bei Abrüstungsverhandlungen. Und die USA müssten am meisten Atomwaffen haben, was zwangsläufig ein Wettrüsten wie früher bedeutet denn Russland wird dann nachziehen wollen. Alle anderen Länder, außer den Supermächten kommen mit wenigen oder maximal 300 Sprengköpfen aus. Warum brauchen Russland und die USA 25-mal mehr? Auch verstehe ich nicht, was ein „schlechter Deal“ ist. Es ist ja nicht, so dass man was davon hat, wenn man mehr Atomsprengköpfe hat. Ich würde, wenn ich Trump wäre, im Gegensatz einseitig abrüsten, denn jeder Sprengkopf bedeutet eigentlich nur Kosten und Risiken. Die Träger kann man nutzen, um Satelliten zu starten, gerade boomt ja der Markt für kleine Träger und da sind diese typisch 20-30 t schweren Raketen ideal dazu. Wenn die USA auf 1000 abrüsten würden, hätten sie immer noch viermal mehr Sprengköpfe als China und wahrscheinlich immer noch mehr als es Ziele in Russland gäbe. Da heute die meisten an Bord von Atom-U-booten stationiert sind, die durch ihre Mobilität ja gerade als Absicherung gegen einen Erstschlag gelten, würde man sicher nicht an Sicherheit verlieren. Gerade Nordkorea mit 10 Sprengköpfen zeigt doch, wie schon wenige Sprengköpfe für eine Abschreckung ausreichen und gerade deswegen hat das Land ja nach einer Atombombe gestrebt und gerade wieder eine neue Rakete getestet.

Allgemein korreliert ja nicht Sicherheit mit der militärischen Schlagkraft. Bei der Recherche zu dem Artikel stieß ich auf diese Tabelle der „schweren Waffensysteme“ weltweit:

Land

Anzahl

Russische Föderation

89252

Vereinigte Staaten von Amerika

59796

China, Volksrepublik

28913

Korea, Demokratische Volksrepublik

20858

Syrien, Arabische Republik

12250

Türkei

11794

Korea, Republik

11721

Ägypten

11075

Israel

10337

Indien

9912

Ukraine

7254

Iran, Islamische Republik

7207

Pakistan

6851

Vietnam

6782

Saudi-Arabien

6253

Griechenland

5174

Taiwan

5137

Frankreich

4827

Irak

4411

Algerien

3859

Vereinigtes Königreich Großbritannien und Nordirland

3665

Polen

3552

Vereinigte Arabische Emirate

3441

Jordanien

3288

Japan

3224

Deutschland

3180

Schwere Waffen sind Panzer, Kriegsschiffe, Kampfflugzeuge o.ä. Man stellt fest das dies nicht mit der Wirtschaftskraft oder wenigstens Bevölkerungszahl korreliert. Nord und Südkorea haben zusammen mehr Waffensysteme als China. Da sieht man den Konflikt zwischen beiden Ländern. Das Länder im Krieg oder mit Konflikten hochgerüstet sind ist nicht verwunderlich. Doch die Zahl der Systeme von Vietnam, Taiwan (Insellage), Polen und Griechenland verwundert bei den letzten beiden Staaten vor allem, wenn man dies pro Einwohner bezieht. Nun soll man wieder aufrüsten auf 2% des BIP (Deutschland gibt 1,2 % des BIP aus). Dabei zeigte doch gerade das Ende des Kalten Kriegs, das die Lösung nicht die militärische Aufrüstung ist, sondern politische und wirtschaftliche Maßnahmen. Wir leben heute in größerer Sicherheit durch Verhandlungen und nicht weil wir mehr Militär haben.

Betrachten wir die jüngsten Konflikte. Da gibt es die Annektion der Krim. Hat dabei das Militär oder die Atomsprengköpfe was genutzt? Wir haben seit sechs Jahren Bürgerkrieg in Syrien. Hat das Militär diesen beendet? Russland fühlt sich heute bedroht. Man verweist darauf das die NATO zugesagt hat sich nicht nach Osten auszudehnen. Nun sind aber viele Länder des ehemaligen Warschauer Paktes in der NATO. Ehrlich gesagt, wenn Russland etwas nachgedacht hätte, dann wüsste man dort auch das es nicht anders kommen konnte. Was hat man sich dort erhofft: Einen Gürtel von „neutralen“ Staaten um Russland oder sogar eine Einflusszone rund um Russland? In den 50 Jahren der kommunistischen Herrschaft gab es Einmärsche in Ungarn und der Tschechoslowakei, einen niedergeschlagenen Aufstand in der DDR und Ausruf des Notstandes (kurz vor einem Einmarsch) in Polen. In allen Fällen waren Russlands Truppen beteiligt. Polen und die baltischen Staaten wurden sogar im Zweiten Weltkrieg annektiert. Wie konnte Russland meinen das diese Nationen nicht Schutz bei der NATO suchen, würden oder wie konnte es meinen, eine Einflusszone behalten zu können, wenn ihr eigenes Land in unabhängige Republiken zerfällt. Die jüngere Geschichte mit Konflikten in Tschetschenien und Aserbaidschan zeigte auch das die Gefahr real war.

Anstatt aber nun Russland zu beschwichtigen, stationiert man US-Truppen in diesen Staaten und baut einen Raketenabwehrschild, der angeblich vor Schurkenstaaten schützen soll, aber am Rand Russlands stationiert ist. Dabei spielt keine Rolle, ob dieser Schild funktioniert. Wie schon erläutert, denken Militärs nicht rational. Es reicht das, da etwas ist, was man selbst nicht hat. Der Schild mag funktionieren – wenn er eine oder zwei Raketen verfolgen soll. Doch wenn Russland Hunderte abschießt? Die Antwort Russlands ist eine Aufrüstung, weil man sich bedroht fühlt oder besser gesagt umzingelt und genau in diese Denkweise fällt auch die Stationierung von Marschflugkörper die nur die Nachbarstaaten erreichen können. Ein kluger Politiker würde das erkennen und eine Richtungsänderung einleiten, jemand wie Donald Trump sieht nur eine Bedrohung und meint aufrüsten zu müssen, obwohl die neuen Waffen ja die USA nicht erreichen können. Mich würde mal interessieren, wie "gute Deals" bei Trump aussehen. So nach dem Motto Russland rüstet 1000 Sprengköpfe ab, wir nur 700? Warum sollte Putin so einem „Deal“ zustimmen? Es scheint las hätte man nicht viel gelernt. Die Reduktion der Sprengköpfe nach dem Kalten Krieg betraf weniger die Systeme die globale Reichweite hatten also die MAD sicherten. Es betraf vielmehr die vielen Systeme mit kurzen Reichweiten oder Sprengköpfe, die mit Artillerie verschossen wurden oder von Flugzeugen abgeworfen. Diese treffen meist noch im eigenen Land auf und angesichts der Zerstörung, die sie anrichten ist, das Verhältnis zwischen militärischem Nutzen und Aufwand und Risiko (man kann Artilleriegranaten ja nicht wie Raketen durch Codes die den Bordcomputer freischalten absichern) ist schlecht. Es gab teilweise Sprengköpfe, die mit einem rückstoßfreien Geschütz von zwei Mann abgefeuert wurden und die nur 1-2 km weit flogen. Militärischer Nutzen gleich Null. Man hat also auf das verzichtet, was man ab Ehesten entbehren kann. Wenn nun Russland etwas stationiert was in diese Kategorie fällt, warum drauf eingehen. Ein kluger Mann lässt sich nicht provozieren. Ein dummer, reagiert auf jede Äußerung gegen sich.

28.2.2017: Die nächste Blase?

Daran musste ich denken, als ich las. Das OneWeb daran denkt daran, weitere 1972 Satelliten zu starten. Das wären dann fast dreimal so viele wie die Firma anfangs plante (648). Ziemlich schnell nähet sich OneWeb der Zahl der Satelliten, die Space/Google planen.

Doch ansonsten gibt es Unterschiede. Während SpaceX das vor zwei Jahren ankündigte und seitdem nach Aussagen von CEO Gwen Shotwell kaum Fortschritte gemacht hat, auch weil weniger als 5% der Leute an dem Projekt arbeiten das alleine vom Startvolumen alles, was SpaceX bisher angepackt hat, in den Schatten stellt, kann OneWeb Fortschritte vorweisen.

Man hat 1,7 Milliarden der benötigten 3,5 Milliarden Dollar für die erste Phase aufgetrieben. Startverträge wurden unterschrieben und eine Fabrik für die Satelliten wird gerade gebaut. Nächstes Jahr sollen die ersten Satelliten starten. Das Kostenziel von 500.000 Dollar pro Satellit erscheint mir inzwischen auch nicht mehr unmöglich. Anfangs erschien mir der Sprung von derzeitigen Projekten zu groß: Kommunikationssatelliten, die heute in Serie gefertigt werden, kosten typisch 100-300 Millionen $, je nach Größe. Selbst Satelliten, die auf geringen Preis getrimmt wurden, kosteten bisher einige Millionen Dollar. Doch nun bietet York Space Systems einen Satelliten von 65 kg Busmasse der bis zu 85 kg Nutzlast tragen kann für 675.000 $ an. Davon hat die Firma schon 33 verkauft. Alleine die Massenfertigung von noch mehr Einheiten misste den Preis bei 648 Stück auf unter 400.000 $ drücken.

Wie bei Kleinsatelliten wird nun der Start teurer als die Fertigung der Satelliten selbst. Aber angesichts von 3,5 Milliarden Investitionen in das Projekt sind beides nur Teilkosten:

Rechnet man die Kosten von 648 Satelliten bei 500.000 $ pro Stück, dann ist man bei 324 Mill. Dollar. Selbst wenn man 250 Reservesatelliten hinzuzählt, die geplant sind, ist man nur bei 449 Millionen Dollar.

Die Starts erfolgen mit 21 Sojus STK, 39 Launcher One und 3 Ariane 6. Bei Startpreisen von 70 Mill. € pro Sojus, 10 Mill. $ für einen LauncherOne und 69 Mill.€ für eine Ariane 62 kommt man auf 2167 Mill. $ beim heutigen Wechselkurs von 1,06 $/€. Das ist der größte Posten. Wahrscheinlich bekommt OneWeb aber einen Rabatt bei so vielen Starts. Zusammen wären das aber nur 2616 Mill. $. Es fehlen also noch 900 Mill. $.Die gehen wahrscheinlich in die Fabrik für die Satelliten, Inbetriebnahme und Werbung – irgendjemand muss das ja auch kaufen.

Angeblich sollte die Firma schon eine „considerable portion“ ihrer Bandbreite verkauft haben. Nun sieht man den Bedarf für noch mehr Traffic, daher die weiteren 2000 Satelliten.

Ich sehe das wie die Dot-Com-Blase vor etwas mehr als 10 Jahren. Jeder spricht von dem Markt der Zukunft, aber real betrachtet: Woher sollte die Nachfrage kommen? Internet über Satellit gibt es ja schon. Dabei läuft der Downlink über den Satelliten, der Uplink, also die Übertragung der Anfragen oder Uploads in der Regel über das Telefonnetz. Wer nur ISBN hat, kann so zwar kein Cloud-Computing nutzen, weil das hohe Uploaddatenraten erfordert, aber hohe Downloadraten oder Videos anschauen. Wie das genau bei OneWeb funktioniert weiß man noch nicht, aber wenn es weltweit funktionieren soll dann müsste auch der Upstream über Satellit gehen. Nur ist das in industrialisierten Ländern eine Lücke. Wie schon gesagt es gibt das schon über geostationäre Satelliten. Die Datenrate ist aber kleiner als bei VDSL oder Kabelnetz, weil sich viele Kunden einen Transponder teilen müssen. Bei SkyDSL ist ein typischer Anschluss etwa 10 Euro teurer als ein VDSL-Anschluss mit gleicher Datenrate. So bleibt das, wo man sowieso schon schnelle Internetverbindungen hat, unattraktiv. Es punktet da, wo das nicht gegeben ist, also auf dem Land. Natürlich auch in weniger entwickelten Ländern, doch dort haben die Kunden nicht die Finanzkraft um 30 bis 50 Euro pro Monat für einen Anschluss zu bezahlen. Bei 10 GBit/s Intersatellitlink und 50 Mbit/s Geschwindigkeit des Terminals werden nur wenige Kunden die volle Kapazität nutzen können. Theoretisch 200. Das reduziert sich aber durch die Zahl der Satelliten die man braucht um die nächste Bodenstation zu erreichen. Das System basiert wie andere Systeme darauf, as Kunden nur kurzzeitig die volle Transferrate brauchen, eine normale Annahme. Früher hat man bei Satellitensysteme ab einer bestimmten Datenmenge dann die Datenrate deutlich reduziert.

Man eine Prognose auf Basis meines Datenvolumens: Ein Satellit deckt ein Gebiet von 800.000 km² ab, etwas mehr als die doppelte Fläche der BRD. Bei 80% Auslastung könnte er bei 10 GBit/s in einem Monat 3240.000 GByte transferieren. Bei 180 GByte die ich pro Monat an Datenvolumen brauche sind das 18.000 Benutzer pro Satellit. Nicht viel, wenn man die Fläche nimmt. Bei 10 Jahren Amortisationsdauer und 648 Satelliten muss ein Satellit mindestens 540.000 $ pro Jahr generieren. Ein Anschluss würde also Kunden 30 Euro pro Jahr kosten. Das wäre günstig, selbst wenn man noch einiges für Gewinn und die Firmen dazuschlägt, die den Anschluss von Oneweb mieten und an Endkunden weiterverkaufen. Sollte man aber viele Benutzer haben, die erheblich größeres Datenvolumen generieren dann wird’s teuer. Wenn z.B. Fernsehen über das Medium konsumiert sind so braucht man bei Euro/HD1 18 Mbit/s. Bei 4 Stunden Fernsehen pro Tag kommt man auf 972 GByte – schon die vierfache Datenrate, die ich brauche und die Tendenz, dass das Datenvolumen ansteigt, ist seit Jahren da.

Man hat nach eigenen Angaben, schon einen ansehnlichen Teil der Kapazität verkauft. Das erstaunt mich, doch wäre ich vorsichtig. Ob man denn auch noch Abnehmer für die dreifache Kapazität hat. Immerhin müssen es große Kunden sein, denn bei 3,5 Milliarden Dollar Investitionskosten müssen Abnehmer entsprechend viel zahlen. Wenn die Konstellation auf 10 Jahren Betriebsdauer ausgelegt ist, müssen Einnahmen in Höhe von 350 Millionen Dollar pro Jahr fließen, nicht gerade wenig. Angesichts der technischen Risiken (bisher hat man noch nie eine Konstellation in dieser Größenordnung aufgebaut und in Betrieb gehalten) wäre ich vorsichtig.

Was gibt es sonst noch Neues? Zu den Mondumflugplänen schriebe ich morgen etwas. Aber es gab einen Test für Hyperloop. Auf einer 1,6 km langen evakuierten Röhre hat man diverse Testvehikel im Maßstab 1:2 getestet. Schnellster war ein Team von der TU München, das sogar noch weitere Luft aus der Röhre saugte. Die Spitzengeschwindigkeit: 94 km/h. Ja richtig gelesen. Jedes Auto schafft auf einer 1,6 km langen Beschleunigungsstecke in der Luft bessere werte als diese aerodynamische Kapsel (sieht wie eine Patrone aus) im Vakuum. Bei 1,6 km Länge und 50% der Distanz zum Beschleunigen und 50% zum Abbremsen errechne ich eine Beschleunigung von 0,43 m/s. Übertragen auf ein Auto entspricht das von 0 auf 100 km/h in 65 s. Das schafft selbst ein Trabbi ...

 


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