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Web Log Teil 517: 30.12.2017 - 5.1.2018

30.12.2017: Jahresnachlese bei SpassX

So zum Jahresausklang noch ein Ausblick auf meine Lieblingsfirma SpaceX. Fangen wir mit meiner Wette an.

Die alte Wette

Ich hatte ja am 1.4. gewettet, dass sie dieses Jahr keine 20 weiteren Starts mehr schaffen würden. Bezogen auf dieses Zitat: „Musk said SpaceX has around 20 more missions on its manifest this year, and only two will likely be with the Falcon Heavy, assuming it debuts by late summer.“. Bis zu dem Zeitpunkt waren bereits 4 geflogen. Inzwischen sind es 18. Das sind also nur 14 weitere. Selbst bei kritischer Auslegung von „around 20“ ist 14 doch näher bei „around 10“ als bei 20. Und zwei Falcon Heavy Starts gab es auch nicht (als der obige Artikel erschien, Anfang April stand dort auch das Sie in zwei bis drei Monaten fertig sein würde – in der Realität waren es 8 Monate). Mal sehen ob ich auch den seit Jahre erwarteten Pro-SpaceX Artikel als Wettschuld bekomme. Wahrscheinlich eher nicht. Denn wenn man nicht wie Nachrichtenporale nur Artikel aus Zitaten zusammenstellen will, dann ist das bei der Firma sehr arbeitsaufwendig.

Aber da man mir ja vorwirft ich würde nichts Positives über die Firma schreiben. Will ich das mal tun. Ich freue mich, dass sie diesmal keine Rakete hochgejagt haben und die Startrate steigern konnten. Das ist auch gut für die Kunden, die nun nicht mehr so lange warten muss. Die DLR die z.B. zwei GRACE Satelliten starten lässt muss nur 6 Monate oder 50 % länger als zugesichert. Oder um meine neue Einheit Musk zu bemühen: Angekündigt am 6.2.2017, für „früh 2018“, nun vorgesehen für 21.4.2018 sind nur noch 1,1 bis 1,2 Musks Verzögerung.

Früher mussten Kunden viel länger warten. Es hat auch positive Auswirkungen auf das Launch Manifest. Das ist kleiner geworden. Es sind nun weniger Starts als Ende 2017. Zwar nur wenige, aber immerhin. Wächst es dauernd, so ist die Firma im Verzug, weil im Normalfall ein Start relativ konstant 2 bis maximal 3 Jahre im voraus gebucht wird. Es ist für SpaceX sogar „günstiger“ denn es sind nur so wenige Starts weniger, weil sie dieses Jahr einen Riesenauftrag für viele CRS Flüge bekommen haben. Vor einem Jahr wurden 8 CRS/CCDev Flüge gelistet, nun sind es 16. Bei den kommerziellen Starts ist folgerichtig die Auftragslage deutlich stärker rückgängig. Doch bei 70 bis 80 % Staatsfinanzierung kann einem das egal sein.

Die neue Wette

Ich habe mir überlegt was ich wohl als wette für nächstes Jahr anbiete. Shotwell, die ja etwas näher am Geschäft ist als Musk sprach ja von 50 % mehr Starts nächstes Jahr als dieses Jahr. Das wären dann 27. Doch das wäre ja nur eine Wiederholung der jetzigen Wette. Doch man muss bei SpaceX nicht auf weitere Steilvorlagen warten. Zitat aus einer Senatsanhörung am 25.10.2017. „SpaceX vice president of satellite government affairs Patricia Cooper said the company’s first two prototype satellites will launch “within the next few months” to validate in-house technology ahead of an operational launch campaign in 2019.“. Das ist immerhin vor dem Senat. Soweit ich weiß, kann man belangt werden, wenn man dort nicht die Wahrheit sagt. Natürlich ist „few“ dehnbar. Doch da das Jahr nur maximal 12 Monate hat und es ja noch Quartale gibt umd Zeitfristen anzugeben, würde ich „few“ mit maximal 6 Monate ansetzen. Also meine nächste Wette:

Ich wette das SpaceX nicht bis zum 25.4.2018 seine beiden Prototypsatelliten nicht gestartet hat.

Kommen wir zum Buzz-Thema der letzten Wochen. Der Falcon Heavy. Sie wurde der Presse präsentiert. Seit einigen Tagen steht sie auch am Startpad. Woanders würde ich annehmen, dass nun bald der Start ansteht. Aber nicht bei SpaceX. Die haben auch schon mal im Januar 2009 eine Falcon 9 im Cape aufgerichtet, das war zwei Jahre vor dem Jungfernflug. Zuletzt haben wir ja noch das Zeituniversum von Musk, (siehe oben) wo man nicht mal 2-3 Monate in die Zukunft schauen kann. Im Frühjahr 2011 hat er die Falcon Heavy ja für Ende 2013 angekündigt. Nun ist sie Ende 2017 zumindest zusammengebaut. Mithin mindestens eine Verzögerung um 4,0 Musk. Ja es war schwierig. Man habe die ganze Zentralstufe umkonstruieren müssen und konnte nicht einfach drei Cores zusammenbündeln. Komisch, ich bin kein Raketenfachmann, aber einfache physikalische Grundlagen, wonach bei der zentralen Stufe nun ein Teil des Schubs von der Seite kommt, schließlich liegt dort der Schwerpunkt, sagen mir das sie mehr aushalten muss. Kein Problem, wenn sie entsprechend stabil konstruiert ist wie die Delta 4 Stufe. Aber SpaceX war ja so stolz auf ihre niedrigen Strukturfaktoren. Dann gibt es diese Reserven nicht. Die Frage, die ich mir stelle: Ich kenne keine Interna des Aufbaus der Falcon 9. Ich bin auch nicht Ceo der Firma. Trotzdem bin ich auf den Schluss gekommen. Wie kann es sein, das der Ceo das dann nicht weiß? Okay, ein Ceo muss nicht über technische Details bescheid wissen, obwohl Musk dauernd damit angibt. Aber er sollte doch über Termine bescheid wissen. Und da verwundert es mich doch, das er in seinen Zeitschätzungen so oft so arg daneben liegt. Aber dazu noch mehr.

Das fliegende Schrottauto

Mehr Schlagzeilen macht ja die Nutzlast. Ein gebrauchter Tesla Roadster von Musk. Anscheinend läuft es bei Tesla auch nicht so gut, das er den Umsatz ankurbeln muss. Aber im Ernst. Mir fielen eine Reihe von besseren Nutzlasten ein die SpassX realisieren könnte.

Aber Musk startet einen Roadster, der noch dazu außerhalb des Startfensters zum Mars diesen nie erreicht. Ansonsten würde es auch Ärger mit der NASA wegen der Sterilisierung geben. Die Idee hat nur einen Sinn. Aufmerksamkeit erhaschen. Ansonsten ist es unsinnig. Der Roadster ist zu leicht um die Nutzlastkapazität genauer angeben zu können und er gefährdet sogar die Mission: er wird nicht nur mit bis zu 6 g beschleunigt. Eine Rakete vibriert auch und auf das sind normalerweise Autos nicht ausgelegt. Wenn dann da was abbricht, kann das unangenehme Folgen haben, siehe explodierende Oberstufe 2015.

Finanzmanipulationen

Warum geht es dann? Es geht um Publicity. Es geht darum (positiv) in den Schlagzeilen zu sein. Und nein, ich glaube nicht das es nur um Musks Ego geht. Dahinter steckt eine perfide Taktik. Derzeit wird der „Wert“ von SpaceX auf 21,5 Millairden Dollar geschätzt. Nun ist es mit dem Wert so eine Sache. Bei börsennotierten Firmen ist das das Kapital, das als Aktien zirkuliert und damit stark von Spekulatonen abhängig. Nehmen wir mal Solarworld, die sind als die Geschäfte schlechter worden im Kurs um 95 % eingebrochen, sicher aber nicht im wert das es als Anlagevermögen gab. Wenn man den substanziellen Wert nimmt, dann kann man eine solide Zahl angeben. Also Immobilen, Anlagen, Rücklagen. Ohne Insiderkenntnisse geht das nicht. Es geht aber auch anders. Im Durchschnitt kostet das Erreichten eines Arbeitsplatzes rund 100.000 €. Natürlich auch mit Schwankungen. Ein Programmierer hat kleinere Investitionen als ein Arbeitsplatz in einer Chipfabrik. Aber macht man bei den großen Unternehmen eine Rechnung und teilt die Marktkapitalisierung durch die Zahl der Beschäftigen kommt man in etwa auf diesen Wert. Das gilt auch für Raumfahrtfirmen. Avio ist dieses Jahr an die Börse gegangen. Die Firma baut die Vega. Ihre Marktkapitalisierung beträgt rund 360 Millionen Euro. Die Vega startet 2,5-mal pro Jahr (in den nächsten Jahren eher öfters) macht einen Umsatz bei 25 Millionen € pro Start von 62,5 Millionen €. Die Firma ist also 6-mal mehr als ihr Umsatz wert. Übertragen auf SpaceX wären das bei 20 Starts pro Jahr mit im Mittel 83 Millionen Dollar (4 x CRS zu 150, 2 x DOD/NASA zu 96, 14 x Kommerziell zu 62) dann ein Firmenwert von 6.640 Millionen Dollar, also etwa ein Drittel des angeblichen Werts. Bei 7.000 Angestellten und 100.000 € pro Abreitplatz käme man sogar auf nur 800 Millionen Dollar. Selbst wenn man alle Aufträge des Startmanifests zusammenzählt, (in der Annahme sie wären alle Reingewinn) kommt man nur auf eine Summe von rund 4,5 Milliarden Dollar. Und 10 % Reingewinn gibt es auch bei SpaceX nicht. Schlussendlich wurden nach dem obigen Artikel nur 1,7 Milliarden investiert. Addiert man alle bisher erfolgten Starts dazu und alle Ausgaben der NASA bisher, so kommt man nur auf 9 Milliarden. Und für dieses Geld wurden auch Löhne bezahlt. Das konnte nicht nur investiert werden. Wie also kann eine Firma ein Vielfaches dessen Wert sein, was sie jemals an Auftragen erhielt, jemals an Geldern bekam oder auch ein Vielfaches der zukünftigen Einnahmen? Die Antwort: Schaumschlägerei. Es gilt durch positive Meldungen so viele Schlagzeilen zu verursachen, indem man alles Mögliche ankündigt, wie riesige Raketen, Suborbital-Passagiertransport, Marskolonisierung und eben mal 7.518 Kommunikationssatelliten um den Eindruck zu vermittelt „Wow sind die innovativ“ oder „Mensch die müssen ja Geld wie Heu haben, wenn die das alles umsetzen wollen“. Entsprechend wird dann auch der Firmenwert steigern, wenn man mal an die Börse geht. Das Ganze geht nur so lange gut, bis die Öffentlichkeit genug von den Ankündigungen hat oder lästige fragen stellt wie „Wann kommen denn nun endlich die Passagiertransporte?“. Meiner Meinung nach geht das schon viel zu lange gut. Wenns mal abflaut geht man an die Börse und die Fonds, die 1,7 Milliarden investiert haben – mehr war es bisher nicht – würden dann bei 21 Milliarden Börsenwert rund 900 % Rendite machen. Gut für die Investoren. Es kann natürlich auch anders laufen. Beispiel Tesla. Da funktionierte das ja auch mit dauernd angekündigten neuen Modellen, immer neuen Features, wie autonomen Fahren so. Tesla ist börsenotiert. So kann jeder die Unternehmenszahlen abfragen. Tesla hat noch nie Gewinn gemacht. 2016 betrugen die Gesamtverbindlichkeiten das Dreifache des Umsatzes. Trotzdem stieg immer der Kurs, nun fragen sich die Leute nach einigen Jahren aber doch wann mal Gewinn kommt, zumal die Verbindlichkeiten ja immer weiter steigen. Entsprechend hat die Aktie ihre Spitze hinter sich und fällt nun. Tesla wird übrigens zu 44,3 Mrd. Wert geschätzt. Also doppelt so hoch wie SpaceX. Hat aber 33.000 Angestellte, nicht doppelt so viel sondern fünfmal so viel wie SpaceX. Auch hier sieht man das der Wert von SpaceX ein imaginärer ist. Übrigens auch bei Tesla. Chrysler hat 56.000 Mitarbeiter, also knapp doppelt so viel wie Tesla. Aber die Firma macht den achtfachen Umsatz – und keinen Verlust. Also schon Tesla ist deutlich überbewertet. Wie wird das erst bei der SpaceX-Blase sein, wenn der erste ruft „Aber er hat ja nichts an!“.

Aber bisher klappt es. Wieder mal eine Schlagzeile produziert, sogar noch eine für Tesla mit. Also in PR macht Musk keiner was vor.

Übrigens

Wenn SpaceX mal die Kostenreduktion um den Faktor 100 hinbekommt, kann eine Falcon Heavy 12 Tesla Roadster (je 1,2 t) pro Start zum Mars befördern. Das für 1,35 Millionen Dollar. Neu kostet das Gerät 217.000 €, also sind die Autos dann mehr wert als die Falcon Heavy.

Alternative Erklärungen

Das ist aber nur ein Erklärungsversuch für den Start des Roadsters. Eine andere könnte die sein:

Musk zu einem Berater von Trump: „Ich brauche die Starts von NASA, NRO und DOD. Sonst geht meine Firma pleite. Ich spende schon mehr für Lobbyismus als ULA. Was kann ich tun, damit der Präsident mehr Druck ausübt?“

Berater: „Sorry Musk, aber Du produzierst Elektroautos und bist an Solar City beteiligt. Du weist, was Trump von Klimawandel und alternativen Energiequellen hält“

Musk: Aber meine Raketen verbrennen auch Erdöl und das nicht zu knapp, und bald auch Erdgas, damit unterstütze ich das Fracking!“

Berater: „Das reicht nicht. Du must etwas machen, das zeigt, das Du mit einer Linie mit dem Präsidenten bist. Wie wäre es, wenn Du öffentlich dich von deinem Roadster trennst und dir ein typisches amerikanisches Auto wie einen Hummer zulegst?“

Musk: „Gute Idee, aber ich habe noch eine bessere ...“

Nur ausgedacht, aber unmöglich?

1.1.2018 Schlecht designte Raumsonden

So das neue Jahr hat begonnen, und ich habe mir wieder etwas vorgenommen. Die letzten Jahre waren es ja meist persönlich Dinge, vornehmlich für die Gesundheit. So vor 2 Jahren, dass ich pro Woche einen Fastentag einlege, halte ich übrigens bis heute durch. Diesmal habe ich was vorgenommen, was vielleicht auch den einen oder anderen Blogleser interessieren kann. Mein Vorsatz für dieses Jahr ist, das ich bis Jahresende alle meine Buchprojekte abgeschlossen haben will. Derzeit sind ja vier in der Mache. Zum einen beiden Bücher über Raumsonden, dann noch eines über Computer(technik)geschichte und eines in der Art „Einführung in die Ernährungslehre ohne chemische Formeln“ (Titel steht noch nicht fest). Die letzten beiden habe ich schon vor Jahren angefangen, komme aber irgendwo nicht dazu sie fertigzustellen.

Allerdings mit einer Einschränkung „abgeschlossen“ heißt: Das Manuskript ist fertig. Ein Buch ist als Manuskript in etwa 3-4 Monaten geschrieben. Die letzten beiden habe ich in jeweils 2 Monaten geschafft (das Manuskript zum Band 2 wurde am 30.12 fertig). Aber das ging nur, weil ich genügend vorbereitetes Material hatte und praktisch von morgens bis abends nichts anderes gemacht habe. Dann ist es aber noch nicht fertig. Es geht noch durch Korrekturleser und ich lese es nach jedem Korrekturleser nochmals durch. Das sind nochmals 3-4 Monate. Bis zum Druck alle Bücher bis Jahresende fertig zu haben, ist daher nicht zu schaffen, zumindest nicht, wenn ich berücksichtige das im Sommer fast nichts passiert und ich noch was anders tun will.

Damit schließe ich das Thema ab. Mir fällt zwar im Bereich Raumfahrt einiges ein, das ich noch machen könnte, aber realistischerweise wird es dafür keine Nachfrage geben. Bei Computern wäre sicher einiges zu schreiben, doch ich bin nicht der Geschichtenerzähler der dann die Bücher schreiben kann die Absatz finden. Einzig im Bereich Ernährung sehe ich noch ein sinnvolles Buch. Einen Lebensmittelführer. Da schreckt mich der Umfang, den ein solches Buch haben wird, ab.

Soviel zu meinem persönlichen Jahresvorsatz und auch zu den Büchern. Nun zum eigentlichen Thema. Als ich die letzten Jahre abgearbeitet habe, fiel mir auf, das es da einige Sonden gibt, die ich ineffizient finde. Bei den USA findet man den Rückgang von MMH/NTO auf Hydrazin als Treibstoff und woanders überflüssige Erdvorbeiflüge. Nun braucht mir keiner zu sagen, das technische Effizienz nicht gleichbedeutend mit Kosteneffizienz ist, aber diskutieren will ich es trotzdem mal. Die planetaren Bahnen habe ich mit dem NASA Trajectory Browser berechnet, Die Nutzlasten auch mal nicht selbst, sondern zumindest bei der NASA mit einem offziellen Tool, auch wenn ich dessen Genauigkeit anzweifele.

Hayabusa 2

Fangen wir mit dem Offensichtlichsten an: Hayabusa 2. Hayabusa 1 startete mit einer My-V. Die H-IIA hat die vielfache Nutzlast. Das sollte es doch ermöglichen nur mit chemischem Triebwerk das Ziel zu erreichen, zumindest aber den Erdvorbeiflug einzusparen. Der Trajetory Browser liefert als optimalste Bahn einen Start mit folgenden Eckdaten:

Hayabusa 2 hatte ihren Erdvorbeiflug, der sie erst auf die endgültige Bahn brachte, fast genau am gleichen Tag: 3.12.2015. Danach geht es aber schneller. Anstatt im Dezember 2024 sollen die Bodenproben schon im Dezember 2020 ankommen. Allerdings kommt man auch auf ein Ankunftsdatum im Dezember 2020, wenn die Kurskorrektur auf 1,62 km/s steigt.

Nun die Rückrechnung. Hayabusa wiegt ohne Treibstoff 483 kg, wobei dabei auch das Trockengewicht des Antriebs (chemisch und Ionenantrieb) dabei ist. Das soll ignoriert werden. Schließlich gibt es auch noch Manöver um Ryugu, das soll sich ausgleichen. Bei einem moderaten chemischen Impuls von 3100 m/s für einen 400-N-Antrieb und einem Strukturfaktor von 6 kommt man auf eine Startmasse (mit 1,62 km/s Geschwindigkeitsänderung) auf eine Startmasse von 963 kg. Diese muss eine H-IIA auf eine Geschwindigkeit von 11,5 km/s beschleunigen (bei einer Fluchtgeschwindigkeit von 11 km/s). Ich errechne für die kleinste Version der H-IIA 202 eine Nutzlast von 2.023 kg für diese Geschwindigkeit, also mehr als doppelt so viel. Damit wäre die Mission ohne Erdvorbeiflug möglich mit einem Jahr kürzerer Missionszeit. Wahrscheinlich ist das chemische Antriebssystem teuer, dafür spart man die Ionentriebwerke ein. Es ist bei einer Mission mit einem so geringen dV auch nicht nötig. Da es bei den letzen drei japanischen Raumsonden (Nozomi, Hayabusa, Akatsuki) allesamt Probleme gab, bevor sie das Ziel erreichten, wäre ich an Japans Stelle an einer möglichst kurzen Betriebszeit interessiert. Wahrscheinlich hat man sich für die Kopie entschlossen, weil die Ionentriebwerke dafür sorgten, das Hayabusa überhaupt noch die Erde erreichten und weil man wohl testen will, ob das nachgebesserte Konzept erfolgreich ist.

MAVEN

MAVEN ist eine Mission, bei der die USA vom Treibstoff MMH/NTO durch reines Hydrazin ersetzt wurde. Solche Missionen dominieren seit die Delta II eingestellt wurde: MRO. MAVEN, OSIRIS-REX sind solche Bespiele. Der Grund ist relativ einfach: Die Atlas V hat selbst in der kleinsten Version mehr als die doppelte Nutzlast einer Delta II. So viel schwerer sind die Nutzlasten aber gar nicht, weshalb man eine weniger effizientere Treibstoffmischung nimmt. Die hat den Nebenvorteil, dass man nur einen Tank hat und damit ist das ganze System weniger Komplexer. So weit so gut. Bei MEVEN kommt aber hinzu, dass diese Mission möglichst viele „Deep-Dips“, also Eintauchvorgänge in die Marsatmosphäre durchführen soll. So wäre ein größerer Treibstoffvorrat sinnvoll.

Frage 1: Hat man die Nutzlastkapazität der Atlas ausgenutzt?

MAVEN wog beim Start 2.454 kg, ohne Treibstoffe übrigens nur 809 kg. Mittels des Programms Ipto-OCS habe ich für den Start- und Ankunftstermin ein c3 von 12,26 km/s² ermittelt. Das NASA Tool liefert für einen etwas späteren Start (6.12.2013 anstatt 18.11.2013) sogar nur 8,7 km²/s². Die Query der Performance für 12,26 km²/s² liefert eine Nutzlast von nur 2.254 kg beim NASA-Tool, das meiner Ansicht ja immer zu gering liegt, vor allem bei den Falcons ist der Unterschied echt heftig. Offiztiell liefert die 401 nach ULA eine Nutzlast von 3,3 t auf Fluchtgeschwindigkeit. Hier sind es bei 11,54 km/s dann schon 2,2 t? Unglaubwürdig. Ich komme mit der offiziellen Angabe von 3,3 t auf Fluchtgeschwindigkeit auf 2.622 kg für 11,5 km/s. Man hat also die maximale Nutzlast schon nicht ausgenutzt. Selbst wenn man also den ineffizienten Treibstoff nimmt, dann sind das 86 m/s mehr. Nicht viel, aber von den 2492 m/s Gesamtgeschwindigkeitsänderung gingen schon 1.230 m/s beim Einschwenken verloren, 632 m/s mehr zum Anpassen des Orbits. 7 Deep-dips sind angesetzt. Das sind 90 m/s pro Deep-Deep. Es wären also mindestens ein Deep-Dips mehr. Wahrscheinlich mehr, weil ja auch dann noch Treibstoffreste verblieben und die Zahl der Deep Dips nur durch die derzeitige Verlängerung der Mission feststeht. Eine längere Mission würde dann noch mehr Deep-dips erlauben.

Würde man auf ein Zweikomponentensystem wechseln, mit einem spezifischen Impuls von minimal 3100 anstatt 2246 so wären 3558 m/s Änderung möglich – mindestens 12 Deep-Dips mehr.

Man könnte noch weiter gehen. Wenn die Sonde Aerobraking durchführt, hätte man über Monate die Phase der Deep-Dips – kostenlos ohne Treibstoffverbrauch. Man spart die 632 m/s zum Absenken der Apoapsis und hat mehr Forschungszeit für dieses Primärziel. Ich vermute es gibt geometrische Gründe dafür, beim Aerobraking nutzt man ja die Solarpaneele zum Abbremsen, während man bei Deep-Dips die Instrumente so orientieren wird, dass diese gute Daten liefern. Aber viellicht kann man es kombinieren: einen Orbit zum Abbremsen, eine Drehung und einen Wissenschaftsorbit. Eine Überlegung wäre es wert. Selbst wenn es nicht möglich wäre : die eingesparten 632 m/s wären weitere 7 Deep-Dips, die man durchführen könnte, weil MAVWEN ja kein Aerobraking durchführt.

Soviel für heute. Morgen kommen drei neue Sonden dran: TGI, BepiColombo, OSIRIS-REx

3.1.2018: Ineffiziente Raumsonden – Teil 2

Kommen wir zum zweiten Teil. Da stehen heute eine europäische und eine US-Missiojn auf der Liste. Die Gründe sind sehr unterschiedlich.

Fangen wir mit OSIRIS-REx an. Die Mission gleicht in Geschwindigkeitsbedarf Hayabusa 2 und wie bei ihr stellt sich die Frage, ob man es nicht ohne Erdvorbeiflug schaffen konnte. Der NASA Trajectory Browser liefert als nächste vergleichbare Bahn zu der nach dem Erdvorbeiflug folgende:


Original

Alternative

Start

8.9.2015

28.9.2017

Erdvorbeiflug

22.8.2017

 

Ankunft bei Bennu

18.11.2018

7.12.2019

Verlassen von Bennu

3.3.2021

19.6.2021

Ankunft Erde

24.9.2023

29.9.2023

Die Ankunft bei der Erde ist fast gleich, auch der Startpunkt entspricht nahezu dem Zeitpunkt des Erdvorbeiflugs (die vorherige Phase kann man als „Parken in einem Sonnenorbit“ ansehen). Ansonsten läuft es aber auseinander.

Der Trajectory Browser ermittelt für diese Bahn ein C3 von 28,5 km²/s² und eine Postinjektion Korrektur von 1,09 km/s.

OSIRIS-REx hat eine Startmasse von 2.110 kg bei einer Trockenmasse von 880 kg. Er setzt Hydrazin ein, was bei dem niedrigen spezifischen Impuls der Triebwerke von minimal 2246 m/s eine Mindestkurskorrekturkapazität von 1964 m/s ergibt. Erster Ansatz: Hätte man die 2.110 kg nicht auch direkt zu Bennu bringen können? Die 28,5 km²/s² entsprechen einer Startgeschwindigkeit von 12,23 km/s, wenn die Fluchtgeschwindigkeit 11 km/s beträgt. Ich errechne bei Übernahme der angegebenen Nutzlast von 4.300 kg für die Atlas V 401 für eine Fluchtbahn eine Nutzlast von 2.495 kg für diese Geschwindigkeit. Mit der kleineren Atlas V 401 würde es nicht gehen, die liegt mit 1.786 kg für die Zielgeschwindigkeit zu niedrig. Damit wäre auch ein direkter Flug zu Bennu möglich, was fast 2 Jahre Missionszeit einspart. Bei dem hohen Kurskorrekturvermögen (1964 m/s möglich, 1090 m/s benötigt) würde sogar eine Atlas 401 ausreichen. Selbst dann sollte OSIRIS-REx noch den Kurs um 1589 m/s ändern können – genügend Reserven für Manöver oder noch etwas weniger Gewicht, weil ja noch ein Adapter zur Trägerrakete hinzukommt. Erst recht wrüde es gehen, wenn man auf das Zweikomponentensystem übergeht.

Trace Gas Orbiter

Die zweite Mission die ich heute betrachten will ist der Trace Gas Orbiter (TGO). Er ist die bisher schwerste europäische Sonde, wiegt beim Start 4.322 kg. Selbst wenn man den Lander Schiaparelli abzieht, sind es noch 3.722 kg. Davon sind aber 2.290 kg Treibstoff. Das ist viel, vor allem wenn man bedenkt, dass der Orbiter Aerobraking einsetzt, was eigentlich den Treibstoffverbrauch reduzieren sollte. Der Anteil ist mit 61,5 % der Orbitermasse höher als beim Mars Observer der ohne Aerobraking eine niedrige Marsumlaufbahn erreichen sollte weshalb?

Nun startete Exomars etwas später als geplant. Im Januar 2016 wäre sie auf einer Typ II Bahn gestartet worden. So war es eine Typ I Bahn mit demselben Ankunftsdatum. Der NASA-Trajektorie-Browser liefert für beide Bahnen fast dieselbe Geschwindigkeit. 3,71 bzw. 3,81 km/s über Kreisbahn beim Verlassen der Erde und 1,24 km/s relativ zum Mars (Mindestgeschwindigkeit um in den Orbit einzubremsen). Das ist der Hauptgrund für die großen Vorräte. Das 2016-er Startfenster ist mit Abstand das ungünstigste in den nächsten Jahren. Hätte man die Mission um zwei Jahre auf 2018 verschoben, dann wären beim Start am 10 Mai 2018 nur 0,82 km/s nötig.

Von den Vorräten gingen schon beim Transfer 430 kg weg, weil die Geschwindigkeit auf dem Weg zum Mars auf halber Strecke um 343 m/s geändert wurde. Sie sind aber auch deswegen so groß, weil das 400-N-Triebwerk inadäquat für die Sonde ist. So was geht, wenn sich während des Betriebs die Distanz kaum ändert, so z.B. bei Cassini. Beim TGO dauerte das Abbremsen 139 Sekunden. In dieser Zeit würde ohne Berücksichtigung der Geschwindigkeitsabnahme die Distanz von über 22.000 auf 200 km abnehmen und dann wieder ansteigen. Aufgrund der Himmelsmechanik muss man, wenn man in 200 km Distanz eine Zündung durchführt, die Geschwindigkeit weniger abbremsen als in 22.000 km Distanz. Man spricht von Gravitationsverlusten. Nach dem NASA Trajektorie Browser muss der TGO seine Geschwindigkeit um rund 1240 m/s abbremsen, um eingefangen zu werden. Für die erste Bahn mit der Apoapsis von 101.000 km wären es 1322 m/s. Es war in der Realität aber 1550 m/s. Also 230 m/s mehr. MAVEN als letzter Orbiter wiegt nur 2.454 kg, also ein Drittel weniger, hat aber 1.020 N Schub, rund 150 % mehr. Dabei hat auch er keine schubstärkeren Triebwerke. Im Gegenteil: Jedes hat nur 170 n Schub. Aber davon eben sechs Stück. Die Frage ist, warum die ESA nicht zwei oder drei der 400 N Treibwerke eingebaut hat.

Es bleibt ja nicht bei den 230 m/s mehr. Die Gravitationsverluste sind nämlich keine echten Verluste. Es wird nur kinetische in potenzielle Energie umgesetzt. Potenzielle Energie ist in einem Gravitationsfeld ein höherer Punkt über dem Planeten. Der TGO gelangte in eine 2.971 x 101.000 km Bahn. Fürs Aerobraking muss aber die Bahn abgesenkt werden. Um den marsnächsten Punkt von 2971 km auf 200 km abzusenken, braucht man weitere 52 m/s. In der Summe sollte der TGO in der Endbahn vor dem Aerobraking Exomars noch 1.800 kg wiegen. Ohne die Verluste würde er 179 kg weniger Treibstoff brauchen. Das ist bei einer geschätzten Restmasse von 1886 kg ein deutlicher Batzen.

Die ESA lässt sich auch Zeit beim Aerobraking. Obwohl er aus einer niedrigen Bahn startet, (33.000 km Apoapsis, bei US-Sonden lag sie anfangs bei 44.500 bis 79.000 km) braucht er mehr als ein Jahr dafür. Während der Zeit braucht er 24 Stunden Unterstützung durch die Missionskontrolle, während es sonst nur 8 Stunden sind. Das verteuert also die Mission. Mit dem zusätzlichen Treibstoff hätte man diese Phase verkürzen können. Ich errechne, wenn der Treibstoff dafür genutzt wird, eine Apoapsis von unter 12.000 km, was die Aerobrakingphase auf 4 Monate verkürzt hätte.

Es geht noch weiter: Man hätte aber auch mit dem einzelnen Triebwerk leben können, wenn man die Nutzlast der Proton voll ausgeschöpft hätte. Für die Nutzlast für planetare Bahnen gibt es keine aktuellen Daten für die Proton mehr. Doch sie hat am 2.7.2017 einen 6.404 kg schweren Satelliten (Intelsat 31, DLA-2) in einen 3.503 x 65.000 x 29,6 Grad Orbit gebracht. Dieser hat ohne Gravitationsverluste schon ein DV von 11.118 m/s. Sie kann also auch 6.400 kg auf einen Fluchtkurs bringen, der hat ein kleines dV. Für die Bahn vom TGO wären es 11.573 m/s. Eingesetzt in eine Abschätzung der Nutzlast (nicht so einfach weil die Breeze M einen Tank mit 650 kg Gewicht abwirft) komme ich auf 5.200 kg Nutzlast. Zieht man noch 300 kg für den Adapter ab, so sind dies 4.900 kg Startmasse anstatt 4322 kg.

Selbst beim gleichen ineffizienten System wären das 450 m/s mehr Geschwindigkeitsänderung, was die Aerobrakingphase noch stärker verkürzt hätte oder eben mehr Treibstoffreserven. Wegen der hohen Annäherungsgeschwindigkeit hätte es aber auch so beim geforderten Mindestgewicht von 1.800 kg im Endorbit nicht gereicht, um Aerobraking voll auszunutzen.

Doch bei rund 400 kg Resttreibstoff den Exomars ja jetzt schon im Endorbit hat, ist das geschenkt. Was mich mehr ärgert, ist die Bestückung an Experimenten. Obwohl selbst im Trockengewicht doppelt so schwer wie Mars Express, hat er weniger Experimente mit einem kleineren Gesamtgewicht an Bord: vier Experimente, davon nur zwei von der ESA. Mag sein, dass man mal wenige geplant hatte, schließlich sollte die Raumsonde mal mit einer Atlas 401 und damit einer Startmasse von etwa 2,6 t starten. Doch es gab vier Jahre Zeit, nachdem die ESA wusste, dass es nun mit einer Proton auf die Reise geht. Selbst wenn man kein Geld für Neuentwicklungen hat, (die Instrumente kommen ja von den Mitgliedsländern und werden von diesen finanziert) so hätte man doch schon entwickelte Experimente mitfliegen können. Das Naheliegende wäre es, Kopien von Mars Express zu nehmen. Allerdings wurden diese schon für Mars 96 entwickelt, sind also veraltet. Das einzig sinnvolle Experiment von Mars Express wäre das PFS. Ein Kanal fiel nämlich bei Mars Express bald aus. Andererseits fiel das ganze Instrument auch bei Venus Express aus und der Vorgänger bei Venera 15 auch kurz nach Missionsbeginn. Also vielleicht doch keine so tolle Idee. Aber es gibt ja noch eine zweite aktuelle Planetenmission: BepiColombo und dort brachte man 11 Instrumente in weniger Gewicht unter als beim TGO. Schaut man sich die Liste durch, so gibt es einige Instrumente, die auch beim TGO sinnvoll sind:

So wie ich es sehe, sind sechs Instrumente eine direkte Ergänzung zu den vorhandenen des TGO, da es keine Überlappung zu deren Eigenschaften gäbe. Bei drei weiteren wären zumindest Teile der Instrumente nutzbar.

Die Frage ist warum die ESA diese Chancen verstreichen lies. Irgendwie passt es zum Gesamtbild der 2016-er Mission, denn auch Schiaparelli blieb ja unter seinen Möglichkeiten. Er war nur batteriebetrieben. Man verzichtete sogar darauf auch nur das Deck mit Solarzellen zu belegen, soweit das ging. Selbst wenn das nicht für den dauerhaften Betrieb gereicht hätte, so hätte man die Batterielebensdauer damit strecken können.

Soviel für heute. Morgen kommen die beiden letzten Kandidaten dran: BepiColombo und Insight.

5.1.2017: Was lief schief bei Schiaparelli?

So, da offensichtlich nur mich die Mängel im Raumsondenbau interessieren, schiebe ich mal ein Thema ein, zu dem jeder zumindest eine Meinung ein. Der Teil 3 kommt dann noch. Mal ne Rückfrage: Sind die Blogs zu technisch? Sie entstehen eben, wenn ich wie jetzt über Raumsonden schreibe, praktisch als Abfallprodukt beim Recherchieren und Nachdenken.

Ich habe bei der Gelegenheit auch den Artikel über die Mission der 2016-er Exomars aktualisiert. Da wurde schon im Mai der Bericht der Kommission veröffentlicht. Ich habe ihn erst mal ignoriert, schlussendlich waren schon genug Details vorher bekannt gewesen, die ich aufgenommen und verarbeitet habe.

So ganz bin ich beim Durchlesen des offiziellen Textes auch nicht schlau geworden. Aber damit wir mal alle auf dem selben Stand sind, hier meine Zusammenfassung aus dem Artikel:

Am 17.5.2017 wurde der Bericht der Untersuchungskommission veröffentlicht. Hier eine Tabelle der wesentlichen Ereignisse:

Ereignis

Zeitpunkt [UTC]

Abtrennung vom Trace Gas Orbiter

16.10.2016 14:42:00

Erwachen

19.10.2016 13:19:48

Erste Verzögerung durch Atmosphäre registriert ~ 125 km Höhe

14:42:22

Fallschirm geöffnet

14:45:23

Hitzeschutzschild abgetrennt

14:46:03

Radarhöhenmesser aktiviert

14:46:19

Fallschirm mit Backshell abgetrennt

14:46:49

Start der Triebwerke

14:46:51

Brennschluss der Triebwerke

14:46:54

Aufschlag auf der Oberfläche

14:47:28

Geschätzte Landezeit, wenn alles normal gelaufen wäre

14:48:05

Der Ablauf war mit der über den Trace Gas Orbiter übertragenen Daten rekonstruierbar. Die schon kurz nach dem Unglück aufgekommene Vermutung wurde bestätigt.

Als sich der Fallschirm öffnete, das war noch bei hoher Geschwindigkeit, über Mach 2, kam es zu starken Bewegungen von Schiaparelli, er bewegte sich sowohl in der Vertikalen und rotierte um die eigene Achse. Schiaparelli hat eine IMU, eine Inertialeinheit an Bord. Sie stellt die räumliche Lage fest. Das ist wichtig, weil der Lander horizontal landen soll und nicht schräg. Durch diese abrupten Bewegungen kam es zu einer kurzzeitigen Sättigung der IMU. Sie setzte deswegen ein Flag, das dies signalisierte. Dieses Flag, so nahmen die Ingenieure der ESA an, würde maximal 15 ms lang gesetzt sein. Kommuniziert mit dem Hersteller der Inertialeinheit wurde das aber nicht. In der Praxis wurde es viel länger gesetzt. Solange es gesetzt war, gab die IMU nicht die reale Lage wieder, sondern maximal möglichen Höchstwert, selbst als die Schwankungen sich nach einigen Sekunden legten.

Mit diesem Wert berechnete der Bordcomputer nach Öffnung des Fallschirms die Ausrichtung der Sonde und berechnete einen Korrekturfaktor für die Radardaten. In der Endphase wird mit diesem Korrekturfaktor die Distanz verrechnet. Schaut das Radar schräg, so ist die Höhe viel kleiner als die aus der Laufzeit bestimmte Distanz. Dazu wird der Cosinus berechnet, entsprechend einem rechtwinkeligen Dreieck, bei der Berechnung der Ankathete, wenn die Hypotenuse bekannt ist. Nun ist der Cosinus bei Winkeln über 90 Grad negativ und der übermittelte Winkel war 165 Grad.

Benutzt wurde der Korrekturfaktor erst, als der Fallschirm abgelöst wurde und die Triebwerke aktiviert werden sollten. Dann wurde die vom Radar gelieferte Höhe mit dem Korrekturfaktor multipliziert, und da dieser negativ war, nahm der Bordrechner an, Schiaparelli wäre gelandet und stellte die Triebwerke ab. So zerschellte der Lander auf der Oberfläche.

Nach dem Board ist daher die primäre Ursache Sättigungsflag und es kommt zum Schluss, dass wenn es wie von der ESA-Seite angenommen nur 15 ms lang gesetzt gewesen wäre, es nicht zu dem Fehlverhalten gekommen wäre. Nur war diese Annahme nicht zum Hersteller kommuniziert worden und es gab auch keine Tests. Das so extreme Schwingungen auftreten konnten, war zwar nicht bei den Simulationen vorhergesehen worden, doch sie war nicht so außergewöhnlich. Ähnliche Erfahrungen machte schon die NASA bei ihren Landungen.

Das Ganze ist aber nur ein Teilaspekt. Die GNC (Guidance-Navigation-Control) Software hat mit diesem Wert ja gerechnet, ohne ihn zu hinterfragen. Es ist nun mal physikalisch unmöglich, das Schiaparelli 165 Grad zum Boden geneigt am Fallschirm hängt - dann müsste der Fallschirm Richtung Oberfläche zeigen. Ebenso erfolgte keine Prüfung, ob der Korrekturfaktor negativ ist, auch das ist physikalisch unmöglich und zuletzt hinterfragte die Software die Daten nicht, wie plötzlich die Sonde in einem Sekundenbruchteil von 3,7 km Höhe über dem Boden auf 2,5 km unterhalb des Bodens ankam.

In der Software Welt war die Software nicht "robust" genug. Vieles erinnert an den Fehlstart der ersten Ariane 5, als durch eine zu hohe horizontale Beschleunigung in einem von der Ariane 4 übernommenen Programm, es bei der Konvertierung einer Zahl einen Überlauf kam und der Bordcomputer diesen Überlauf als reale Position nahm und die Rakete abrupt schwenkte, wodurch sie auseinanderbrach.

Diskussion

Soweit der Text aus der Webseite.

Ich verstehe selbst nach Lesen des Berichtes einiges nicht. So wurde der Korrekturfaktor für die Ausrichtung berechnet, als der Fallschirm geöffnet wurde. Warum? Verwendet wurde dieser Wert erheblich später, nämlich erst als die untere Abdeckung abgeworfen wurde und der Radarhöhenmesser aktiv wurde, denn dessen Daten sollten ja korrigiert werden. Das istfast eine Minute später. Der Sinn erschließt sich mir nicht. Schlussendlich muss die Ausrichtung bei Auslösung des Fallschirms ja nicht die gleiche sein wie beim Abwerfen der Abdeckung. Vor allem hätten sich da ja alle Schwingungen abgebaut.

Der einzige Grund, den ich kenne, für eine solche Vorgehensweise wäre, dass die Berechnung eines Korrekturfaktors sehr lange dauert, sodass man ihn sehr frühzeitig berechnen muss. Doch nach der Lektüre des Berichts scheint es eine einfache Cosinus-Berechnung zu sein. Das kann es also nicht sein.

Das nächste ist, dass dem Bordcomputer über ein „Sättigungsflag“ signalisiert wurde, dass die IMU gesättigt ist. Der Tatbestand weicht hier von dem Ariane 501 Versagen ab, wo man den Fehlercode als Messwert interpretierte. Der Bordcomputer wurde über das Flag informiert, das die IMU keinen korrekten Wert liefert. Warum benutzt er dann die Ausrichtung welche die IMU liefert? Bevor ich falsche Daten nehme, nehme ich lieber gar keine Daten. (Nein liebe FDP, diesen Sachverhalt, kann man nicht aufs Regieren übertragen). Dann gibt es eben keine Korrektur einer Schräglage und Schiaparelli kommt schräg auf. Vielleicht scheitert dann die Landung, aber dann zu einem späteren Zeitpunkt, wo man noch mehr Teile der Landung erprobt hat. Die ESA wurde ja nicht müde zu betonen, man habe die Daten, die man für die Landung 2020 braucht, gewonnen und das wäre der eigentliche Sinn der Mission.

Wie der Report auch schreibt, gab es „consistency checks“. Der Bordcomputer überprüft Höhe und Geschwindigkeit. Irgendwie komisch. Er überprüft also, ob er in der richtigen Höhe ist, aber erst nachdem er diese durch den Korrekturfaktor verändert hat. Sollte er nicht die Rohdaten aus Plausibilität prüfen?.

Natürlich muss eine Software „robust“ sein, also mit Ausfällen zurecht kommen. In diesem Falle geht das weiter sie muss auch physikalisch korrekte Inhalte überprüfen. Es ist nun mal nicht möglich das man sich plötzlich weit unterhalb der Oberfläche befindet oder verkehrt herum am Fallschirm hängt. Etwas schwerer ist es, mit den Folgen fertig zu werden. Hier war ja die Ursache, dass man den Wert abgefragt hatte, als er ungültig war. Aber was wäre passiert, wenn es wirklich einen Ausfall der IMU gegeben hätte? Man könnte mit dem letzten Wert arbeiten. Da das Landeradar die Daten über Höhe und Geschwindigkeit liefert, wäre noch eine Landung möglich, aber sie war riskanter. Man weiß nicht, wie Schiaparelli orientiert ist, also senkrecht unter dem Fallschirm hängt oder leicht schräg. Das birgt nicht nur die Gefahr, das Schiaparelli beim Aufsetzen umkippt. Die Höhendaten stimmen auch nicht. Denn wenn das Radar dann auch leicht schräg zur Seite schaut, so ist die Distanz zum Boden kleiner, als die gemessene. In der Folge würde Schiaparelli mit höherer als geplanter Geschwindigkeit aufsetzen. Wobei die Endphase ja ein Sinken mit konstanter Geschwindigkeit ist, daher wären die Auswirkungen nicht so hoch.

Es gibt für mich auch andere offene Punkte. Der Report listet, dass man um 14:47:22 den Funkkontakt verloren hat. Das war aber schon 6 Sekunden vor der Landung. Was ist da passiert?

Vor allem, wie kommt die ESA auf die Überzeugung, die Mission wäre erfolgreich? Nach meiner Überzeugung ist ab der Fallschirmablösung alles schief gegangen. Die Backshell wurde verfrüht abgeworfen, die gesamte Endphase der Landung, also das Abbremsen auf langsame Geschwindigkeit in 4 m Höhe wurde nicht erprobt.

Peinlich finde ich dann auch die Ausreden, die fielen. Zusammengefasst liefen die so: „Es ist unsere erste Mission zum Mars, deswegen haben wie die Landung ja auch vor dem Rover der 2020 abgesetzt wird erprobt. Wegen der dünnen Luftschicht ist das riskant und es sind ja schon so viele Missionen verloren gegangen“.

Na ja. Natürlich ist es schwieriger als auf der Erde und dem Mond. Auf der Erde reicht fast eine alleinige Fallschirmlandung aus, auf dem Mond muss man mit Triebwerken landen. Die Problematik ist, dass es anders als beim Mond mehr Störeinflüsse gibt. Verschiedene Temperaturen, verschiedene Druckwerte und Seitenwind, je nach Landegebiet und aktuellen Wetter. Doch das Grundprinzip das alle Landungen einsetzen berücksichtigt das.

Es ist seit Viking eigentlich unverändert: Der Fallschirm bremst die Sonde soweit ab, bis man eine Referenzhöhe erreicht bei der die Triebwerke arbeiten, die ein Programm haben, das die Sonde nahe der Oberfläche auf niedrige Geschwindigkeit abbremst. Gesteuert wird das durch einen Radarhöhenmesser der Distanz und Geschwindigkeit misst. Die Treibstoffvorräte sind groß genug ausgelegt um auch Abweichungen vom Soll abzufangen und der Fallschirm so groß dimensioniert, dass man eine Geschwindigkeit beim Start der Triebwerke hat, die man sicher abfangen kann. Die Referenzhöhe ist so hoch, dass es genügend Zeit zum Abbremsen gibt. Bei Schiaparelli z. B. wurde der Fallschirm in 7 km Höhe entfaltet und schon in 1,2 km Höhe begann der Triebwerksstart. Das lässt genügend Zeit, um die Restgeschwindigkeit abzubauen.

Dazu braucht man keine ausgeklügelte Software. Viking landete 1975 mit einer Feedback-Steuerung, überwacht druch den Bordcomputer mit der Leistung eines C64. Die größten Risiken, die es damals gab, lagen nicht bei der Landung, sondern dem Landegebiet. Vergleicht man die ersten Aufnahmen nach dem Aufsetzen von Viking, Pathfinder einerseits und den beiden MER, Phoenix und Curiosity so fällt auf das die Letzteren in weitestgehend „leerem“ Gebiet, also fast ohne Steine niedergingen. Das ist das Ergebnis, das man bei den ersten beiden Sonden Bilder mit maximal 40 m Auflösung des Landegebietes hatte und bei den folgenden dann von 2 m und später 0,3 m Auflösung. Auf den grob auflösenden Aufnahmen konnte man keine Felsen ausmachen, die in einer Größe sind, wo ein Lander umkippen kann, wenn er auf ihnen aufkommt oder zumindest in der Funktion beeinträchtigt ist. Viking Lander 1 kam wenige Meter neben einem 1,5 m hohen Felsbrocken „Big Joe“ auf. 7 m weiter und er wäre auf ihm gelandet und umgekippt. Ebenso landete Pathfinder nur wenige Meter neben einem 1 m großen Felsbrocken „Yogi“. Eine Landung auf ihm wäre auch das aus der Mission gewesen.

Ich finde insgesamt, das das Exomarsprogramm kein Ruhmesblatt für die ESA ist. Siehe dazu auch der letzte Blog. Die Frage, die ich mir stelle ist, wofür man 1,5 Milliarden Euro ausgibt. Ein Orbiter, der nur wenige Instrumente trägt und bei der Software für die eh schon kastrierte Mission (warum hat man nicht wenigstens die Oberfläche mit Solarzellen bedeckt, um eine längere Betriebszeit zu ermöglichen. Per se ist es aber ein Witz einen Lander abzusetzen der nur einige Tage arbeitet. Wenn man für 2020 eine Landeplattform baut, die dauerhaft arbeitet, warum setzt man die nicht 2016 ein. Das wäre dann auch eine realistische Generalprobe. Den komplexen Rover kann man dann 2020 hinzunehmen. Ich war stolz darauf, dass die ESA es mit Venus- und Marsexpress hinbekam, preiswerte Missionen zu designen, die trotzdem wissenschaftlich wertvoll sind. Derzeit läuft es darauf hinaus, dass man nur teure Missionen designt, die wissenschaftlich nicht so wertvoll sind. Klar, auch bei den USA ist die Zeit der preiswerten Missionen vorbei. Insight ist im Prinzip von der Sonde her ein Nachbau des Mars Polar Landers. Der kostete 234 Millionen Dollar (inflationskorrigiert) Insight 838 Millionen Dollar. Aber dort sind es wenigstens nicht Sonden, die einige Tage lang wenige Messwerte liefern. Es setzt sich ja fort: 2020 gibt es trotz eines Proton-Starts (Nutzlast zum Mars rund 5,2 t) nur eine Cruise Stage. Ich glaube nicht das die Landeplattform so schwer ist, als das man da nicht noch einen Orbiter mitnehmen könnte. Vielleicht nicht so ein Monster wie der RGO, aber einen in der Größe von Mars Express in jedem Fall. Auch hier: gespart aber am falschen Ende.

Mein Resümee: Das war kein Ruhmesblatt.


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