Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 528: 4.5.2018 - 7.5.2018

4.5.2018: Ein elektrischer Pumpenantrieb?

Die Elektron, die Anfang des Jahres ihren erfolgreichen Flug hatte und nun vor ihrem ersten kommerziellen Start steht, führte etwas Neues ein: die Treibstoffförderung mit stromangetriebenen Pumpen.

Fangen wir mit den Grundlagen an: Bei jedem Raketentriebwerk werden Flüssigkeiten oder Feststoffe in der Brennkammer verbrannt. Aus den dichten Flüssigkeiten/Feststoffe werden dabei Gase die ein Vielfaches des Volumens benötigen. Sie bauen, da die Gase sich nur durch die Düse aus der Brennkammer entfernen können, einen Brennkammerdruck auf, der konstant bleibt wenn gilt: Zufluss durch das Treibstoffförderungssystem = Abfluss durch die Düse.

Das Treibstoffförderungssystem muss damit sie die flüssigen Treibstoffe gegen den Brennkammerdruck einspritzen kann, mindestens diesen Druck erreichen, im Normallfall aber mehr, denn es gibt Verluste durch Reibung in den Leitungen und bei kleiner Druckdifferenz zur Brennkammer ist der Volumenstrom klein, außer man hat sehr dicke Förderleitungen.

Als Beispiel für die Berechnung habe ich das HM-/B genommen als Beispiel für ein eher kleines Triebwerk:

Parameter

Wert

Gesamtleistung Triebwerk

152 MW

Leistung Turbopumpe

405 kW

Davon LOX-Turbopumpe

73 kW

Davon LH2-Turbopumpe

332 kW

Ein/Ausgangsdruck LOX

3 / 55 bar

Ein/Ausgangsdruck LH2

2 / 50 bar

Brennkammerdruck

37 bar

Volumenstrom:

14,8 kg/s

Strom für den Gasgenerator

0,26 kg/s

Verhältnis LOX/LH2 Brennkammer

5,0

Verhältnis Gasgenerator

0,9

Bevor ich die Bedeutung der Werte diskutiere erst eine kleine Übersicht, wie bei einem Flüssigraketentriebwerk ohne Druckförderung die Treibstoffförderung funktioniert.

Wir haben zuerst einen Gasgenerator, bei Hauptstromtriebwerken auch anders genannt (Vorbrenner) aber von der Funktion her identisch: eine kleine Treibstoffmenge wird verbrannt und erzeugt ein Arbeitsgas. Das Verbrennen erfolgt meist mit einem Überschuss einer Komponente. Beim obigen HM-7B im Verhältnis 0,9 zu 1. Stöchiometrisch wäre 8 zu 1. Schon das Triebwerk arbeitet nicht stöchiometrisch, da man Wasserstoff für die Kühlung braucht und so auch lokalen Sauerstoffüberschuss der zur Beschädigung der Brennkammer führt vermeiden kann. Bei 0,9 zu 1 werden von 1 kg Treibstoff nur 0,544 kg verbrannt, der Rest ist unverbranntes Wasserstoffgas, das die Temperatur des Gases auf 880 K, rund 600 °C begrenzt. Diese Temperatur ist weit unterhalb derer, wo Metalle erweichen und dieses Arbeitsgas kann so ohne Kühlung im weiteren Antriebssystem genutzt werden. Das Arbeitsgas passiert dann eine Gasturbine. Durch die Turbinenblätter bringt sie die Antriebswelle in Rotation und diese treibt dann direkt eine Kreiselpumpe an. Die Kreiselpumpe fördert dann den Treibstoff. Pumpe und Turbine bilden meist wegen der gemeinsamen Welle eine Einheit und werden als Turbopumpe bezeichnet.

Effizienzbetrachtungen

Die Turbopumpe hat eine Leistung von 405 kW, die des ganzen Triebwerks beträgt 152,5 MW. Das ist ein kleiner Teil der Gesamtleistung, rund 0,3 %. Das liegt am relativ kleinen Brennkammerdruck. Steigt er an, so benötigt man mehr Druck und entsprechend mehr Leistung in der Turbopumpe. Während die Brennkammer aber den Treibstoff recht effizient in kinetische Energie umsetzt, ist das bei einer Gasturbine mit nachgeschalteter Kreiselpumpe nicht der Fall. Fangen wir mal zuerst an festzustellen, wie hoch ihr Wirkungsgrad ist.

Der Gasgenerator benötigt 0,26 kg Treibstoff pro Sekunde. Nur 0,154 kg nehmen an der Reaktion teil. 1 Mol Sauerstoff verbrennt mit zwei Molen Wasserstoff zu einem Mol Wasser. Das wiegt 18 g und liefert 268,8 kJ Energie. Bei 154 g pro Sekunde sind das 2.300 kJ/s, entsprechend 2300 kW/s. Die Leistung der Turbopumpe beträgt nur 405 kW, das heißt wir haben nur einen Wirkungsgrad von 17,6 %. Auf eine ähnliche Betrachtung kommt man wenn man die 0,26 kg Treibstoffverbrauch zu den 14,8 kg der Brennkammer vergleicht: Das sind 1,75 % des Stoffumsatzes, die Leistung der Pumpe sind aber nur 0,265 % der Energieabgabe des Triebwerks. Würde man den Treibstoff mitverbrennen, er würde eine zusätzliche Leistung von 2,67 MW ergeben.

Die Leistung einer Pumpe berechnet sich nach Druckdifferenz x Volumenstrom. Für das obige Triebwerk erhalten wir folgende Mengen:


Menge {kg/s]

Volumen [m³/s]

Druckdifferenz [Pa]

Leistung

LOX

12,33 kg

0,0108

5.200.000

57 kW

LH2

4,67 kg

0,0687

4.800.000

329 kW


Man erhält im wesentlichen die in der Literatur genannten Werte. Für die LOX-Pumpe ist die Differenz etwas größer als bei der LH2 Pumpe. Es wird schnell klar, dass für einen höheren Brennkammerdruck der Anteil des Treibstoffs für das Fördersystem ansteigt. Dies korrespondiert mit einer höheren Effizienz des Antriebssystems, aber nur bis zu einem bestimmten Grad. Als Optimum gilt ein Brennkammerdruck von 80 bis 100 bar. Darüber steigt der Verbrauch für den Gasgenerator stärker an als der spezifische Impuls und Schub durch den höheren Brennkammerdruck. Beim HM-7B werden 1,75 Prozent des Treibstoffs für die Förderung genutzt. Beim Vulcain 2 mit dem dreifachen Brennkammerdruck sind es 4,2 Prozent. Bei höheren Brennkammerdrücken setzt man daher auf das Hauptstromverfahren, bei dem man die Gase des Gasgenerators ebenfalls verbrennt.

Stromversorgung durch Batterien

Die Elektron ersetzt nun das System Gasgenerator / Turbine durch Batterien, die dann über einen Elektromotor die Kreiselpumpe antreiben. Wer eine Grundahnung von Chemie hat, weiß das die Energiedichte einer Batterie klein ist. Eine gute Batterie kann 200 Wh pro Kilogramm Gewicht speichern. Das sind da eine Stunde 3600 Sekunden hat, 720 kJ. Nach obiger Rechnung stecken aber in 18 g Wasser die Energie von 268,8 kJ, wenn es aus den Elementen entsteht. Das bedeutet die 720 kJ stecken in 48,2 kg Treibstoff – der wiegt aber nur 1/50 der Batterie. Selbst wenn man LOX/Kerosin, den Treibstoff der Elektron, nimmt, wo die Reaktion weniger Energie liefert, sind es noch 64 g Treibstoff. Die Batterie ist also viel schwerer. Allerdings nicht 10-20-mal schwerer, wie man nach erster Rechnung annehmen könnte. Denn wie oben errechnet, hat das Gesamtsystem nur einen Wirkungsgrad von 17,5 %. Der Gesamtwirkungsgrad setzt sich aus den Wirkungsgraden von Gasgenerator, Turbine und Pumpe zusammen und bei einem elektrischen Antrieb entfallen die ersten beiden Komponenten und ein Elektromotor als Antrieb einer Pumpe hat einen hohen Wirkungsgrad. Man wird also zwar mehr als die 400-kW-Leistung, welche die Pumpe benötigt, aufbringen. Ich nehme mal an, dass man hier einen hohen Wirkungsgrad erreicht, zumal die Pumpe nur eine feste Drehzahl aufbringen muss, also sich nicht variierenden Volumenströmen anpassen muss. Ich fand zwar keine Angabe von Wirkungsgraden für Kreiselpumpen für Raketentriebwerke, aber für Heizungsanlagen und sie sollen 80 bis 90 % erreichen. Nehmen wir 80 %, so sinkt das Mehrverbauchverhältnis von 16 bis 20 je nach Treibstoffart auf 4-5. Trotzdem sind Batterien dann 4-5 mal schwerer, würden also selbst bei kleinem Brennkammerdruck in etwa 10 % der Treibstoffmenge wiegen.

Bei der Elektron ist es wahrscheinlich schlicht und einfach eine wirtschaftliche Überlegung. Die Turbine mit ihren rotierenden Blättern gilt als der anfälligste Teil des Raketentriebwerks zumal hier auf engstem Raum Arbeitsgas mit hoher Temperatur und zu fördernde Treibstoffe mit niedriger Temperatur vorliegen. Bei zahlreichen Triebwerken haben Ausfälle ihre Ursache in den Turbopumpen. Beim Space Shuttle machten sie in der Entwicklung Probleme, von den insgesamt 7 Fehlstarts der Ariane waren sie an 5 beteiligt. So wie das Arbeitsgas verbraucht wird, hat man auch bei der Elektron die Batterien während des Flugs abgeworfen, wenn ihre Ladung genutzt wurde. Es ist wegen des Zusatzgewichtes aber wohl nur eine Lösung für kleine Triebwerke. Wenn ich 500 kW (400 kW Leistung der Pumpe bei 80 % Wirkungsgrad) für das HM-/B über 1000 s, das ist die Brennzeit des Triebwerks in der ESC-A, liefern muss, brauche ich Batterien die bei 200 Wh/kg rund 695 kg wiegen, viermal so viel wie das Triebwerk selbst und 430 kg mehr als den Treibstoff, den die heutige Förderung im gleichen Zeitraum verbraucht. Zudem kann ich diesen Treibstoff / Arbeitsgas ja noch nutzen. Selbst wenn ich das Gas nicht verbrenne, wie das beim Nebenstromverfahren der Fall ist, so kann ich das Gas im Düsenhals entlassen, das erhöht etwas den Schub oder ich nutze ihn zur Druckbeaufschlagung der Tanks oder als Gas für die Pneumatik zum Schwenken der Triebwerke bzw. kann das Gas auch in Steuertriebwerken expandieren und dafür Treibstoff einsparen.

Satellitentriebwerke

Mir fiel dann aber doch noch eine Anwendung ein und zwar mit elektrisch angetriebener Pumpe aber weitestgehend ohne Batterien. Kommunikationssatelliten haben heute einen vorwiegend mit Druckförderung arbeitenden Antrieb. Auch der hat eine hohe Trockenmasse. Vor allem aber ist der Schub gering. Typisch haben solche Antriebe nur 400 N Schub und einen Volumenstrom von 0,13 kg/s bei 15 Bar Druck – die benötigte Leistung der Pumpe liegt dann bei etwa 200 Watt. Diese Leistung kann ohne Probleme die Stromversorgung des Satelliten liefern. Man könnte sogar auf einen höheren Brennkammerdruck wechseln. Mit 1 kW Leistung wären rund 75 bar möglich, wofür allerdings dann die Triebwerke nicht ausgelegt sind. Es ergäbe sich aber ein enormes Einsparpotenzial – die Tanks müssen nur noch einem kleinen Innendruck aushalten und wären leichter, die Druckgasflaschen könnten entfallen, wenn man die Tanks anfangs nicht ganz füllt und unter mäßigen Drucks setzt (2/3 Füllung mit 3 Bar entspricht 1 Bar Druck, wenn der Tank ganz leer ist). Bisher haben Antriebssysteme von Satelliten ein Voll-/Leermasseverhältnis von etwa 5-7 je nach Größe. Das Triebwerk ist daran nicht schuld das wiegt nur etwa 5 bis 10 kg. Man müsste auf ähnliche Werte wie bei kleinen Stufen mit Pumpenförderung kommen, Strukturverhältnisse von 10 halte ich für möglich, vielleicht sogar noch höher. Bei Kommunikationssatelliten, die heute schon zu 60 % aus Treibstoff bestehen bedeutet das, dass die Startmasse bei unveränderten Triebwerksdaten um 10 % sinken könnte. Mit leicht höherem Brennkammerdruck und effizienteren Triebwerken auch mehr.

6.5.2018: Eine neue Delta

Eigentlich wollte ich, da ich gerade an der OmegA recherchiere, etwas zu dem US-Trägerraketenprogramm schreiben. Derzeit fördert die USAF ja vier Firmen, nämlich Blue Origin, Orbital, SpaceX und ULA. Alle entwickeln neue Trägerraketen und alle sind viel zu groß. Schaut man sich an was die USA starten, so ist das klar. Sowohl von Delta 4 wie auch Atlas V werden die kleinsten Versionen am häufigsten gestartet. Die Delta Heavy kam gerade mal auf 9 Einsätze in 12 Jahren, dabei hat jede der geplanten Raketen eine höhere Nutzlast als die Delta 4H.

Aber da diese Erkenntnis trivial ist, will ich mich in diesem Artikel einer Alternative widmen. Die USA haben ja jetzt folgende Situation:

Natürlich gibt es eine Lösung. Man kann auch kleine Nutzlasten mit den großen Trägern starten, nutzt dann eben nur einen Bruchteil der Nutzlast. Eine Falcon 9 startete beim letzten Start TESS: 365 kg schwer in einen supersynchrone Bahn, in die die Rakete wohl 5 t transportieren kann. Am 8.5 soll Insight starten, rund 700 kg schwer. Die Atlas 401 hat eine Nutzlast von 2,6 t für einen Marskurs. In beiden Fällen ist das ineffektiv. Klar, technisch ineffektiv ist nicht ökonomisch ineffektiv. Die Falcon 9 kostet zwar für NASA und DoD deutlich mehr als für kommerzielle Kunden, aber eine Minotaur 4/5/C kostet auch 46 bis 65 Millionen Dollar bei einem Bruchteil der Nutzlast. Trotzdem ist das mein Aufhänger, ich will es nur erwähnen, weil sonst gleich die Kommentare kommen à la „Eine Falcon hat mehr Nutzlast und kostet genauso viel“. Es geht um eine Alternative für mittlere Nutzlasten.

Die hatten die USA ja. Die Delta 2 hatte eine LEO-Nutzlast von 5 t und je nach Version eine GTO-Nutzlast von 1,8 bis 2,2 t. Sie war zu ihrer Blütezeit auch preiswert und kostete in der großen Version Ende der Neunziger 52 bis 60 Millionen Dollar pro Start. Was das Aus für den Träger bedeutete, das die USAF ausstieg. Die Delta 2 wurde entwickelt für die GPS Block II Satelliten und als die USAF, die Block III Generation entwickelte, waren diese zu schwer für die Delta. Daneben ging die NASA ab 2005 dazu über, schwerere Raumsonden zu starten und das Discoveryprogramm mit den leichten herunterzufahren, und beide Faktoren führten dazu dass die Starts der Delta abnahmen. 2009 stieg die USAF aus der Fertigung aus, man legte zuerst eine von zwei Startrampe im CCAF still, 2011 dann die zweite. Ganz auf sie verzichten wollte man aber nicht: Es gab noch Bauteile für fünf Deltas und die NASA hat vier der Raketen gekauft, die nun nach und nach gestartet werden. Alle in sonnensynchrone Bahnen von Vandenberg aus. Ein Start steht noch aus.

Die Delta 2 modernisiert

Meine Idee: Wir modernisieren die Delta 2 und erhöhen etwas die Nutzlast. Die neueste Generation – GPS Block IIIA – mit 3.880 kg Startmasse werden wir aber nicht erreichen. Allerdings spielen bei diesen Typen auch die Startkosten keine Rolle, bei 10 Milliarden Dollar für 22 Satelliten ist es eigentlich Wurst ob sie mit einer Falcon 9 oder Atlas gestartet werden.

Die Delta 2 besteht aus vier Stufen:

Ich habe mir gedacht: Wie kann ich diese Einzelstufen durch aktuelle ersetzen, die auch in anderen Projekten genutzt werden, um Synergieeffekte zu nutzen?

Das Erste sind die Booster. Sie sind für heutige Verhältnisse recht klein, weniger als 12 t Startmasse. Im US-Arsenal gibt es drei Alternativen: die GEM 60 der Delta 4 (34 t), die Aerojet AJ60 (46 t) der Atlas V und die GEM 63 XL der Vulcan und OmegA. Die Wahl fiel auf die GEM 63 XL, da Delta 4 und Atlas ja abgekündigt sind. Die Leistungsdaten der Booster sind aber sehr ähnlich, sodass man die vier GEM 63XL auch durch sechs GEM 60 oder vier AJ60 ersetzen kann.

Es sind nur vier Booster, die man in Paaren startet. Sie wiegen dann 212 t, mehr als die Castor 4 mit rund 110 t. Macht man das, so steigert man die Nutzlast schon von 1,8 auf 2,55 t. (Version 1)

Gehen wir über zur Zentralstufe. An der habe ich nur eine Änderung und nun wird es sehr hypothetisch: Ich ersetze das RS-27A durch ein Merlin-Triebwerk. Es hat einen etwas kleineren Schub, wird aber in Großserie gefertigt und sollte daher preiswert sein. Der spezifische Impuls ist fast gleich groß. Macht man dies, so bleibt die Nutzlast gleich hoch, 2.550 kg in den GTO. (Version 2). Man könnte sogar noch weiter gehen und zwei Merlin einbauen. Dann könnte die Delta zum ersten Mal seit rund 50 Jahren wieder ohne Booster abheben und man bekäme (mit der neuen Oberstufe) dann einen Träger mit 2,6 t Nutzlast in einen LEO-Orbit. Das wäre ausreichend für kleinere Forschungssatelliten. (Version 4). Version 5 ist die gleiche Rakete nun von einem Flugzeug aus 12 km Höhe abgeworfen. Das steigert die Nutzlast auf 3,8 t in einen LEO-Orbit

Kommen wir zur Oberstufe. Hier gibt es das größte Potenzial. Die Delta ist druckgefördert, was ihre Masse beschränkt. Während die Rakete seit der ersten Version um den Faktor 4 schwerer wurde, stieg die Oberstufenmasse nur um den Faktor 2. Dabei war die Deltastufe schon damals klein. Heute ist die Thor 14-mal schwerer als die Delta. Man könnte sie nun komplett ersetzen und eine Centaur draufsetzen, doch das will ich nicht. Mir fiel ein, dass bei den Ariane 5 Verbesserungsvorschlägen auch der Ersatz des Aestus durch das Aestus 2 war. Das war ein Aestus mit einer XLR-132 Turbopumpe von Rocketdyne. Sie hob den Brennkammerdruck auf 60 Bar an, das verdoppelte den Schub auf 55,4 kN und der spezifische Impuls steigt um 200 m/s. Warum sollte das nicht auch bei der Delta gehen, die sogar noch einen höheren Schub als das Aestus hat? Als RS-72 war es auch mal für eine Delta 4 Lite in Gespräch. Neben dem höheren spezifischen Impuls hat das mehrere Folgen:

Durch die niedrigere Leermasse kann man nun auf die PAM-D als vierte Stufe verzichten – Einsparpotenzial.

Ich habe die neue Oberstufe 12 t schwer ausgelegt, etwa 5 t schwerer als die alte Delta, Das ergibt in etwa die gleiche Brennzeit und Startbeschleunigung. Die Trockenmasse habe ich auf 1150 kg festgelegt, das entspricht hochgerechnet einer Agena mit 12 t Startmasse, wahrscheinlich wäre die Trockenmasse geringer. Eine Version der Agena (gleiche Treibstoffe, etwas höherer Schub) für den Space Shuttle sollte bei 25,4 t Startgewicht leer nur 1,383 t wiegen. Auch wenn man von der Titan II Zweitstufe den Strukturfaktor nimmt kommt man auf unter 1.000 kg Masse, und die hatte einen wirklich schweren und schubkräftigen Antrieb. Tests mit etwas anderen Stufenmassen ergaben, das eine Stufe von 10 bis 12 t Startmasse für GTO-Transporte am Optimum ist. 8 t liefern etwa 2.950 kg Nutzlast, 10 und 12 t rund 3.050 kg und 15 t nur noch 2,7 t Nutzlast.

Doch selbst mit dieser konservativen Vorgabe der Leermasse würde die neue Oberstufe, nun mit Pumpenförderung 3 t in einen GTO transportieren. 200 kg mehr wären bei einem realistischen Strukturfaktor von 10 möglich.

So unrealistisch?

Eigentlich nicht. Im wesentlichen ist diese Delta 2 umsetzbar. Die Booster hat man bei der Delta schon mehrmals ersetzt. Es gab die Castor I, II, 4, 4a/4B und GEM 40. Nun eben GEM 63 und nur vier anstatt neun. Sie werden in Paaren gezündet, man könnte auch zwei weglassen, dann hat man rund 4 t LEO Nutzlast. Ich glaube nicht das vier GEM 63 teurer sind als neun kleinere Booster. Das teuerste ist immer die Düse und nicht das Motorgehäuse. Die muss man aber einmal neunmal fertigen und einmal nur viermal.

Schwieriger ist das mit dem Merlin. Eigentlich eine rationale Entscheidung um die Kosten zu reduzieren – warum das RS-27 in kleinen Stückzahlen fertigen, wenn man sich an eine Massenproduktion ranhängen kann. Hier hört wahrscheinlich mein Plan auf, denn SpaceX macht ja alles alleine. Das tut auch Blue Origin, aber die verkaufen ihre Triebwerke auch an andere so das BE-4 an ULA und das BE-3 war für die OmegA in Gespräch und ist es noch für die ACES Oberstufe. Ich glaube nicht das SpaceX seine Merlins anderen Firmen anbietet. Zu groß ist dort die Angst vor Industriespionage.

Die Oberstufe halte ich für durchsetzbar. Wenn man nicht das Triebwerk der Delta nutzen kann, dann das Aestus 2 – mit dessen Daten habe ich auch die Raketen berechnet – und der Strukturfaktor ist eher konservativ. 12 t Masse passen auch gut zum Durchmesser der Rakete. Vor allem spart die bessere Oberstufe die PAM-D ein. Damit fällt ein weiterer Kostenfaktor weg.

Fazit

Mit dem Einklinken in produzierte Teile wie GEM 63 XL, Merlin, Aestus, denke ich ist für diese Delta 2 der gleiche Startpreis machbar wie zu ihrer Blütezeit, so rund 60 Millionen Dollar pro Stück. Die USA hatten eine Alternative zur Falcon 9 bei kleinen Nutzlasten und die Abhängigkeit würde sinken. Starts gäbe es genug. 1-2 Starts pro Jahr alleine für die NASA. Die größte Version könnte 1.500 kg zum Mars entsenden, damit wären wieder kleinere Raumsonden attraktiv. Mit 3 t in den GTO sogar kleine Kommunikationssatelliten. Sollten tatsächlich aus den wenigen All-Electric Satelliten mal ein Trend werden, dann wäre die Rakete sogar genau in der richtigen Größe und es gäbe keine Probleme mit einem Doppelstart, der bei jedem anderen Träger bei einem nur 3 t schweren Satelliten unausweichlich wäre.

Ohne Booster, aber mit zwei Merlin in der Thor hätte man einen Träger mit 2,6 bzw. 3,8 t (Boden/Luftstart) und auch Stratolaunch hätte ihre Rakete gefunden – die Firma könnte zur weiteren Nutzlaststeigerung ja noch eine kryogene Oberstufe auf die Rakete montieren und vom Äquator aus starten. In der Summe hätte man einen skalierbaren Träger mit 2,7 bis 6,5 t LEO-Nutzlast. Die Daten der Rakete findet man in der Datei Nicht-existenz.rak, ich schenke mir hier eine vollständige Auflistung.

Version

Booster

Thor

Delta

Oberstufe

Nutzlast

Delta 2

9 x Castor 4A/4B

Thor XLT

Delta K

PAM-D

5.069 kg LEO, 1819 kg GTO

Delta 2

9 x GEM 40

Thor XLT

Delta K

PAM-D

5.648 kg LEO, 2.219 kg GTO

Version 1

4 x GEM-63XL

Thor XLT

Delta K

PAM-D

2.550 kg GTO

Version 2

4 x GEM-63XL

Thor XLT Merlin

Delta K

PAM-D

2.550 kg GTO

Version 3

4 x GEM-63XL

Thor XLT Merlin

Delta Aestus 2


6.500 kg LEO

3.050 kg GTO

Version 4


Thor XLT 2 x Merlin

Delta Aestus 2


2.700 kg LEO

Version 5

2 x GEM-63XL

Thor XLT Merlin

Delta Aestus 2


4.000 kg LEO, 1.400 kg GTO

Version 4 Stratolaunch


Thor XLT 2 x Merlin

Delta Aestus 2


3.750 kg LEO / 1.200 kg GTO

6.5.2018: Die Raketendaten

Eigentlich wollte ich heute was über das zweite Buch über Raumsonden schreiben, das ich letzte Woche in den Druck gegeben habe. Aber obwohl ich inzwischen die Rechnung bekommen habe und auch die Nachricht, dass die drei bestellten Exemplare verschickt sind (für mich und die beiden Korrekturleser), aber offiziell ist es noch nicht erschienen. Daher als Füller wieder ein Blog über mein Programm, der für sich alleine etwas sinnlos erscheint, aber ich habe mir vorgenommen, das Programm nachdem ich seit mindestens 15 Jahren unter Windows (wenn man Vorgängerversionen unter anderen Betriebssystemen hinzunimmt, sogar über 30 Jahre) werkele zu dokumentieren und die Blogs werden dann mal zusammengefasst. Nebenbei gehe ich dazu systematisch alle Dialoge durch und schaue, wo man was verbessern kann. Derzeit bin ich bei den Bahnberechnungen fast durch, es fehlen noch Swing-By und ΔV-Manöver bei Swing-By. Als Folge denke ich wird das Programm für Benutzer auch besser nutzbar. Letztendlich soll aus den Blogs dann die Hilfe entstehen, die es derzeit noch nicht gibt.

Beim heutigen Tutorial geht es um die Raketendaten selbst. Das Programm besteht ja aus zwei weitestgehend unabhängigen Teilen: der Berechnung von Nutzlasten und Bahnen von Raketen und allgemeinen himmelsmechanischen Berechnungen. Die Verknüpfung geht über die nach der Bahnberechnung feststehende Zielgeschwindigkeit.

Es gibt mindestens 250 Subvarianten von Raketen, alleine die USA haben die Hälfte davon gestellt. Andere Nationen sind da sparsamer. Indien kam bisher mit 7 Subversionen aus. Sie alle in eine Datei zu packen wäre unübersichtlich. Wenn ihr das Programmarchiv entpackt, seht ihr eine Menge an .rakdat Dateien. Das wird weniger werden, weil ich für die Aufstiegssimulation viele Raketen rausschmeißen werde. Für Letztere braucht man erheblich mehr Daten, als wie für die einfache Simulation, die ich schon besprochen habe. Daher entfallen viele hypothetische Raketen. Noch sind auch nicht alle Dateien soweit vervollständigt. Daten über Aufstiegssimulationen gibt es bei Atlas, Delta, Titan, Europa, China und teilweise bei Saturn. Schlussendlich will ich nur noch wenige thematisch geordnete Dateien haben. Es wird noch die restlichen US-Träger geben und dann noch Dateien für Indien, Japan, China, Europa, Russland und alle anderen existenten Träger.

Die Dateien sind Textdateien im Windows INI-Format, dass heißt man kann sie in einem Texteditor öffnen. Die Systematik ist recht einfach. Jeder Eintrag hat die Form „Schlüsselname=Wert“. Es gibt am Anfang die Sektion [Basisdaten], die die Anzahl der Raketen enthält. Jede Rakete enthält dann eine Sektion mit dem Namen [Rakete(n)}, wobei n von 1 bis Anzahl geht und die Daten jeder Rakete. Gibt es im Record ein Array, wie z.B. bei den Stufenmassen, so sind die Felder durchnummeriert, wie „leermasse6=1902“.

Wer die Daten selbst parst, sollte darauf vorbereitet sein, dass neue Felder hinzukommen können, dazu noch später mehr. Wenn es jemanden interessiert, dem kann ich auch die Typdeklaration und Lese/Schreibroutinen in Pascal zukommen lassen, das ist relativ einfach auf andere Sprachen übertragbar.

Im Dateimenü kann man die Daten dann bearbeiten. Dazu gehört das Laden und Speichern. Letzteres sollte man nicht vergessen, wenn man z.B. bei der Aufstiegssimulation was verändert hat. Dann kann man das Programm aber auch nicht so einfach beenden, sondern muss eine Rückfrage zum Speichern beantworten.

Unter dem Programmpunkt „Beenden“ findet ihr eine Liste der letzten bearbeiteten Daten und zwei Punkte um die ganze Liste oder nur obsolete Einträge zu löschen obsolete Einträge sind Einträge bei denen die dazugehörige Datei nicht mehr existiert. Wenn ihr auf einen der Einträge klickt, dann könnt ihr ihn öffnen. Beim Programmstart trägt sich Rakete auch als Eigentümer von .rakdat Dateien ein, sodass ihr durch Doppelklick auf eine rakdat Datei das Programm im Explorer mit dieser Datei als Vorgabe starten könnt. Es ist nur immer eine Datei zur Laufzeit aktiv.

Wenn man dann mehrere Dateien hat, kommt oft der Wunsch auf Raketen zwischen ihnen auszutauschen. Dazu gibt es folgende Programmpunkte:

Raketen in eine andere Datei kopieren

Kopiert Raketen in eine neue Datei oder hängt sie an eine existierende Datei an. Die Raketen sind dann in beiden Dateien vorhanden. Es erscheint zuerst ein Auswahlfeld, indem man in einer Checkliste alle Raketen anwählen kann, dann ein Öffnendialog, bei dem ihr die Datei angeben müsst, in dem die Raketen landen (neue oder existierende Datei). Die Raketen werden dann dorthin kopiert. Das Ergebnis seht ihr erst, wenn ihr die Datei öffnet, weil die Operation die aktuell geöffnete Datei nicht verändert.

Raketen aus einer Datei importieren.

Ergänzt die aktuelle Datei um Raketen, die es in einer anderen Datei gibt. Auch hier gibt man zuerst die Datei an aus der man die Raketen importieren will. Sie muss natürlich existieren. In der Auswahlbox sieht man dann alle Träger, die es in dieser Datei gibt, und kann die anwählen, die man hinzufügen will. Danach hat man eine aktualisierte Datei mit mehr Trägern, die man natürlich speichern muss. Die Raketen werden aus der Ursprungsdatei nicht gelöscht.

Die beiden Punkte machen also dasselbe. Der einzige Unterschied ist, dass man einmal die gerade geöffnete Datei bearbeitet und einmal eine Datei, die nicht gerade offen ist.

Raketen in eine andere Datei verschieben.

Bei diesem Punkt sieht es anders aus. Die Vorgehensweise ist die gleiche wie beim Kopieren, nur werden die Raketen dann aus der aktuellen Datei gelöscht, sind dann also nur noch in der zweiten Datei vorhanden.

Raketen löschen

Raketen kann man noch in den beiden Bearbeitungsdialogen löschen, aber hier an zentraler Stelle geht es genauso. Auch hier: in der Checkliste alle Raketen markieren die gelöscht werden sollen (nicht die, die man behalten will) und auf OK clicken.

HTML Ausgabe

Die Daten muss man natürlich auch in leserlicher Form ausgeben können. Im Dateimenü gibt es nur eine Gesamtübersicht mit den wesentlichen Daten. In der Aufstiegssimulation kann man für jede Rakete eine viel ausführlichere Übersicht mit Diagrammen generieren. HTML habe ich genommen, weil ich es so einfach in meine Webseiten und Blogs integrieren kann.

Die Formatierung kann man durch ein im HEAD der HTML-Seite eingebettetes CSS beeinflussen. Bei Einstellungen → CSS Editor kann man das Vorgabe CSS des Programms verändern. Im Prinzip bestehen die Einträge fast nur aus Tabellen, sodass die Tabellentags wie table, th,td und tr wichtig sind. Ihr könnt in dem Editor mit Syntax-Hervorhebung das CSS editieren, von woanders einfügen oder Speichern/laden. Der jeweils letzte Stand des Editors ist die Vorgabe für erzeugte HTML-Seiten, das heißt, wenn ihr nur ein Stylesheet verwendet reicht es dieses zu editieren. Ansonsten muss man das jeweilige CSS laden, bevor man eine HTML-Ausgabe startet. Die gibt es auch bei der Raketenkonstruktion und dem Tabellenexport. Wie ein Eintrag mit dem aktuellen Style aussieht, verrät die Vorschau. Sie öffnet ein Listing der ersten Rakete im Browser.

Damit wäre ich mit dem Besprechen des Datei Menüs durch, nun nun zu something completely same …

Die Aufstiegssimulation reloaded

Wer nun einen Ausflug in die Aufstiegssimulation macht, um z. B. das 15 km Turm Szenario durchzurechnen (nein ich rechne nix mehr durch, ihr habt nun das gleiche Werkzeug wie ich in der Hand) sieht einige kleine Änderungen. Die ganzen Startbedingungen habe ich nun in einen eigenen Dialog Bearbeiten → Starteinstellungen ausgegliedert.

Dort findet ihr auch den Button „Körper“. Der öffnet den Dialog, um den Himmelskörper für die Berechnung zu wählen. Dieser Dialog wird euch noch öfters im Programm begegnen, da das Programm universell ist. In der Aufstiegssimulation, die aber normalerweise nur für die Erde benutzt wird, gibt es aber eine Änderung: Die Auswahl hier ist nur temporär. Das heißt, sobald man eine andere Rakete auswählt oder den Dialog der Aufstiegssimulation zumacht, wird wieder die Erde als Vorgabe gesetzt.

Damit kann man nun auch Aufstiegsbahnen von allen acht Planeten und rund 80 Monden des Sonnensystems simulieren. Für vier Körper: Erde, Venus, Mars und Titan gibt es auch eine Modellatmosphäre (ich habe für die Riesenplaneten auf eine Atmosphäre verzichtet, da diese keine feste Referenzoberfläche haben). Sie ist immer einfach modelliert und gehorcht dem hydrostatischen Gleichgewicht, das heißt, die Dichte nimmt mit einer festen Skalenhöhe um den Faktor e (2,71...) ab. Bei der Erde beträgt die Skalenhähe 8,4 km. Die Dichte wird jeweils auf die mittlere Oberfläche bezogen.

Um zu testen ob das funktioniert, habe ich zuerst die Apollo Aufstiegsstufe modelliert. Die Daten habe ich dem Apollo 11 Presskit genommen. Wie im Presskit komme ich auf eine Brennschlusshöhe von nur 20 km. Das liegt an der extrem geringen Beschleunigung von rund 1 m/s. Bei einem 20 x 100 km Transferorbit bleibt eine Restmasse von 270 kg unverbrauchtem Treibstoff, das entspricht in etwa einer Zusatzmasse von derselben Größe (Astronauten, Ausrüstung, Bodenproben).

Das Nächste war die Frage, welches dV eine Marsbodenprobenentnahme hat. Zwei Stufen mit 4 / 0,4 und 2 / 1 t Masse und spezifischem Impuls von jeweils 3200 m/s können 450 kg in eine 140 x 500 km elliptische Umlaufbahn befördern. Die zwei Stufen sind nötig, weil ich relativ schnell starte (mit 10 m/s, davon bleiben noch 5,8 m/s netto übrig, wenn man die Gravitation abzieht) und man sonst nicht auf die richtige Höhe kommt, daher habe ich eine zweite Stufe mit geringerem Schub (2,5 m/s Beschleunigung) modelliert um die Höhe zu erreichen. Der Luftwiderstand ist mit 27 m/s etwa um den Faktor 4-8 kleiner als bei einer irdischen Rakete. Die Aufstiegsverluste betragen hier nur 400 m/s, sodass man auch langsamer starten könnte, mit nur einer Stufe.

Ganz interessant war es bei Titan. Titan ist eine Herausforderung. Die Atmosphäre ist am Boden dreimal dichter als auf der Erde. Vor allem aber hat er eine Skalenhöhe von 21 km. Das bedeutet: Wenn wir annehmen, dass die Atmosphäre auf der Erde in 120 km Höhe keine Rolle mehr spielt, dann würde man dasselbe Dichteniveau (wichtig für den Luftwiderstand) auf Titan erst in 335 km Höhe erreichen, denselben Druck sogar erst in 357 km Höhe (ist unterschiedlich, weil die Temperatur unterschiedlich ist). Huygens hing in 155 km Höhe schon am Fallschirm. Die Atmosphäre erstreckt sich bis in 950 km Höhe – zumindest Cassini musste diesen Abstand einhalten bei den Vorbeiflügen. Ich nahm dieselbe Aufstiegsstufe wie bei Mars und musste mehrfach optimieren so die zweite Stufe im Gewicht reduzieren und den spezifischen Impuls auf 3400 / 3500 m/s erhöhen, damit ich schließlich einen 1000 x 1200 km Orbit erreichte. Mit Ach und Krach gelangen 200 kg in einen Orbit, weniger als beim Mars, obwohl die Orbitalgeschwindigkeit viel kleiner ist. Die Aufstiegsverluste sind enorm. Die addierten Luftwiderstandsverluste laufen auf über 8000 m/s auf, doch die Zahl ist etwas irreführend, weil sie aus einer Energie berechnet wurde. Macht man eine Rechnung nach der Ziolkowskigleichung, so sind es immerhin noch 3,6 km/s Verluste durch Gravitation und vor allem Luftwiderstand – die zu erreichende Orbitalgeschwindigkeit beträgt nur 2,13 km/s. Beim Mars mit 3,4 km Orbitalgeschwindigkeit sind es nur 0,4 km/s.

Wenn ihr anfangt, mit dem Punkt zu spielen so müsst ihr noch eins beachten: Ich habe die Simulation nur leicht angepasst. Nach wie vor sind die Einträge für Bodenschub und Vakuumschub auf das Bodenniveau bezogen, nicht das 1-bar-Niveau. Das bedeutet: Beim Mars (Start bei 6-10 mb Bodendruck, entsprechend einem Druck in 30 km Höhe) sind die Werte für Boden- und Vakuumschub fast gleich hoch. Bei Titan müsste man den Bodenwert stark absenken, denn hier beträgt der Außendruck 14,67 bar. Doch das muss man nun individuell mit FCEA berechnen. Ebenso habe ich deswegen keinen Aufstieg von der Venus modelliert: bei 92 Bar Außendruck ist der Außendruck höher als bei den meisten Raketentriebwerken in der Brennkammer, zudem ist die Atmosphäre um den Faktor 25 dichter als bei Titan, man würde nie einen Orbit erreichen.

Nun nochmals zurück zur Apollo-Aufstiegsstufe. Mich interessiert natürlich für eine zukünftige Mission, ob man hier nicht was optimieren kann. Die Startbeschleunigung ist ja klein. Ich habe das Triebwerk mal einfach durch ein (schon damals existierendes) AJ-10 ausgetauscht, das mit 36 kN den doppelten Schub hat. Die Startbeschleunigung ist dann immer noch unter einem G. Bei unverändertem spezifischen Impuls (das AJ.10 hätte einen etwas besseren Impuls) erhält man nur 90 kg Nutzlast trotz stark reduzierter Brennzeit. Woran liegts? Nun an den Nebenbedingungen der Simulation. Ausgerichtet auf die Simulation auf der Erde erlaube maximal eine drehung um 1,2 Grad/s. Um von 90 auf 0 Grad zu kommen, braucht man so schon 75 s, das ist bei 200 s Gesamtbrennzeit eine lange Zeit in der viel Energie in die Höhenarbeit gesteckt wird, die dann bei der horizontalen Beschleunigung fällt. Lässt man diese Einschränkung weg, so kommt man auf 187 kg Nutzlast, aber immer noch weniger als bei der originalen Aufstiegsstufe.

7.5.2018: Bye Bye Raumfahrt

Es hat etwas länger gedauert als normal. Aber nun ist er da, der zweite und letzte Band über Raumsonden. Ich hatte ja als „Bruchdatum“ 1993 angesetzt, ich hätte aber auch 1991 oder 1992 nehmen können, denn in diesen Jahren starteten keine Raumsonden. Die Überlegung war zum einen, dass beide Bände ungefähr gleich groß sein sollten. Zum anderen suchte ich nach einem guten Datum für den Bruch und das waren diese Jahre. 1988 starteten Phobos 1+2, die letzten Raumsonden der Sowjetunion. Im Band 1 findet man rund 100 russische Sonden, in Band 2 nur zwei. Zudem startete 1992 das Discoveryprogramm was ab 1996 zu vermehrten US-Starts führte.

Trotzdem ist Band 2 mit 428 Seiten etwas umfangreicher als Band 1. Das liegt daran, dass man mehr schreiben kann. Die Missionen dauerten länger, die Raumsonden waren komplexer. Zudem sind es mit zwei Ausnahmen nur zwei Raumsonden pro Mission. In Band 1 sind es bis zu neun auf US-Seite und bis zu 14 auf russischer Seite. Wenn man dagegen nach Kapiteln schaut, so sind es 48 im Band 1 und 55 im Band 2. So ist ein Kapitel im Durchschnitt fast gleich lang.

Ansonsten gilt dasselbe wie für Band 1: Jedes Kapitel behandelt ein Programm, mit zwei Ausnahmen ist das im Band 1 nur eine einzelne Raumsonde. Ein Unterschied zur Website ist, dass ich nun die Raumsonde und Experimente nicht im Detail bespreche, sondern nur was besonders an dieser Sonde ist. Das Hauptaugenmerk liegt daher mehr auf der Projektgeschichte. Alle technischen Daten, vor allem der Experimente findet man in einem einheitlichen Datenblatt. Jeder Eintrag ist so im Durchschnitt 8 Seiten lang, das ist deutlich kürzer als auf der Website, doch die ist ja auch für alle, die alles wissen und vor allem nachschauen wollen. Ich glaube nicht das jemand die gesamte Webseite durchliest, wie man es mit einem Buch tun würde.

Ich glaube beide Bände sind ein guter Kompromiss: Sie sind an eine interessierte Allgemeinheit gerichtet und nicht zu technisch. Trotzdem findet man wichtige Daten, vor allem von den Instrumenten. Sie befinden sich in einem einheitlichen Datenblatt bei jeder Mission, dass man aber auch überspringen kann. Bei vielen Kapiteln viel mir das Kürzen schwer, so bei Viking, Voyager oder Galileo. Woanders muste ich recherchieren, um die Information aus der Website zu erweitern, so bei den indischen und chinesischen Missionen in diesem Band und bei vielen russischen Missionen im Band 1.

Wie im Band 1 gibt es zwar viele Fotos (so rund 130 Stück), aber nur fünf Seiten in Farbe. Der einfache Grund: Die Druckpreise von BOD sind zwar, seit ich angefangen habe, deutlich gesunken und liegen nun in einem Niveau, das man auch woanders für Bücher des gleichen Umfangs bezahlt, aber dass gilt nur für S/W-Druck. Farbdruck verteuert das Buch um 10 ct pro Seite, bei etwa 120 Farbabbildungen also um 12 Euro und die Qualität ist eher mäßig. Richtig gut ist sie nur bei Hochglanzpapier, das habe ich einmal bei der Fotosafari durch Sonnensystem probiert. Doch dann müsste ich 47 Euro für das Buch verlangen. Ich glaube in Zeiten des Internets kann man Fotos der Planeten besser live anschauen. So habe ich Farbseiten nur bei farbkodierten Bildern genommen, wie einer topografischen Karte oder Temperaturkarte.

Insgesamt denke ich ist es ein gutes Buch geworden. Zu dem Thema noch später mehr.

Nun zu der schlechten Nachricht: Es wird mein letztes Buch zu dem Thema Raumfahrt sein, wie auch der Titel des Blogs verrät. Als ich vor ziemlich genau 10 Jahren mit dem Schreiben anfing, wollte ich über die Themen, die mir am Herzen liegen, schreiben. Ausführlicher als auf der Website oder in einem kontextuellen Zusammenhang. Ausführlicher, das ist z.B. bei den Büchern über europäische Trägerraketen der Fall, im kontextuellen Zusammenhang, das ist bei diesen beiden Bänden der Fall. Ich habe zwei große Interessensgebiete: Trägerraketen und Raumsonden und mit diesen beiden Büchern habe ich beide Themenbereiche abgeschlossen. Mir war schon als ich anfing klar, dass ich mit meinem Ansatz kein breites Publikum erreiche. Die Allgemeinheit schätzt kurze Zusammenfassungen oder wenn es ausführlich ist, dann dreht es sich meist um Personen. Bei mir hat die Technik dagegen die oberste Priorität. Und in Zeiten von Google nimmt da das Publikum ab. Das war früher anders. Ich habe Bücher über Viking und Skylab voller technischer Details. Heute wären diese absolut unverkäuflich. Ich merke das auch bei meinen eigenen Büchern. Das Buch über die ISS verkauft sich am besten und ich finde es ist von meinen Büchern das schwächste. Das liegt daran das mich bemannte Raumfahrt nicht interessiert, also habe ich gerade so viel über die ISS geschrieben, wie ich selbst als Grobwissen für mich als ausführlich erachte. Das Skylab Buch mit einer weitaus weniger komplexen Raumstation ist z.B. doppelt so umfangreich. Aber dieses einfache Niveau ist eben das, was sie Leute wollen.

Ich habe jetzt noch zwei Bücher in der Mache, bei beiden ist das Grobmansukript etwa halb fertig. Sprich es ist noch lange bis zur Veröffentlichung (Grobmanuskript fertigstellen, mehrmals durchlesen und redigieren, an Korrekturleser schicken und nach jeder Korrektur nochmals durchlesen – da kommen nach dem Grobmanuskript ohne Problem 4-6 Monate zusammen). Eines über Computergeschichte, anders als das schon veröffentlichte aber auch mehr mit Fokus auf der Technik. Es gibt beim PC eben viele Pioniere, deren Lebensgeschichte man schreiben kann, bei Computerfirmen ist das nicht so. Da brauchte man schon in den Fünfzigern Millionen um eine zu gründen. Die Gründung in der Garage und das Zusammenlöten der Produkte gab es damals nicht. Das zweite ist ein Buch über Ernährungslehre für Laien, ganz ohne chemische Formeln. Ein großer Anspruch, das wäre wie ein Buch über Raketen ohne technische Daten. Mit viel Glück schaffe ich die Manuskripte bis Ende des Jahres. Mario hat sich schon für die Computerthemen als Korrekturlese gemeldet. Derzeit will ich aber erst noch „Rakete“, mein Programm noch durchgehen und benutzerfreundlicher machen.

Bei der Raumfahrt habe ich dagegen alles beackert, was mir wichtig ist. Neues ist also nicht geplant. Allerdings bin ich mein eigener treuester Leser: Ich schlage oft selbst in den Büchern nach, man vergisst so schnell wieder Details. Nur um einige Hundert Exemplare zu verkaufen, würde sich der Aufwand auch nicht lohnen. Daher arbeite ich auch ständig an den Manuskripten weiter. Es wird also Ergänzungen geben.

Mario liest derzeit die US-Trägerraketen durch. Da habe ich auch beim Eintragen der Daten in der Aufstiegssimulation einige kleine Fehler entdeckt und es gibt mindestens eine neue Trägerrakete. Allerdings werden es dann zwei Bände sein. Denn schon Band 1 ist mit 700 Seiten an der Grenze, die möglich ist. Wahrscheinlich gibt es einen Band für Atlas, Delta und Titan und einen für alle anderen Träger, das ist in etwa die Mitte des Buchs.

Bei den internationalen Trägerraketen denke ich an Ergänzungsbroschüren, sprich es gibt nur noch die geänderten Kapitel und neue Kapitel, das ist auch fairer für den Leser, der so das ganze Buch nicht neu kaufen muss, wenn sich nur 20 % des Inhalts ändern, aber dafür eben umständlicher.

Wenn mal die Vega C erscheint, so 2019/20 gibt es auch eine neue Version des Büchleins über die Vega. Ariane 6 wird dagegen ein eigenes Buch bekommen, wenn überhaupt. Anders als bei der Ariane 5 sind die für mich wichtigen technischen Details nämlich sehr spärlich gesät.

Nicht das es nicht genug Themen gäbe, die sich lohnen würden. Das Problem ist es eben das das Publikum zu klein ist. Was vielleicht noch 2019 zum 50-sten Jubiläum kommen könnte, wäre ein kurzer Band über Mercury. Bei bemannten Programmen ist die Problematik, dass sich die Leute für die Missionen und Astronauten interessieren, ich mich dagegen für Technik. Bei Mercury sind die Missionen aber so kurz, das das kein Problem ist. Ich kann mich noch an 2009 erinnern. Damals verkaufte sich das Geminiprogramm im Schatten von 50 Jahre Mondlandung sehr gut. Wenn das immer so wäre, für alle Bände, jedes Jahr, dann würde sich das Schreiben sogar finanziell lohnen.

So nun noch ein Geheimnis: Ich habe eine Menge Bücher über Raumfahrt geschrieben, welche sind wirklich wichtig? Nun das ist einfach. Es sind die vier Sammelbände. Wer die beiden Bücher über Trägerraketen und Raumsonden kauft und auch durchliest, ist denke ich auf dem Gebiet gut informiert, informierter als die meisten Journalisten, wie ich an den Beiträgen erkennen kann und informierter als viele selbst ernannten Experten.

Nun noch die gute Nachricht: Im Blog bleibe ich der Raumfahrt treu, auch auf der Website, derzeit ergänze ich den Aufsatz über Insight. Der nächste Blog ist über die wahrscheinlichen Nutzlasten der Saturn V Upgrades.

Das Buch kostet 27,99 als Printausgabe und 18,99 als E-Book, das ist aber noch nicht erschienen. Ich würde gerne das E-Book billiger anbieten, doch bedankt euch beim Staat, dank 19 % anstatt 7 % Mehrwertsteuer ist das nicht möglich. Immerhin einen Vorteil hat das E-Book (PDF mit DRM-Wasserzeichen): Alle Abbildungen, die im Original in Farbe sind, sind auch im E-Book in Farbe. Das ist ein echter Mehrwert. Zudem denke ich ist es durchsuchbar, das nutze ich fast täglich wenn ich die PDF meiner Bücher nach etwas durchsuche.

An der Stelle noch eine Bitte: Wer ein Buch von mir, egal welches online gekauft hat, möge eine ehrliche Rezension verfassen. Ohne Sterne rutscht man bei Amazon & Co schon bei den Suchergebnissen auf die hinteren Ränge.

 


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