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Web Log Teil 530: 25.5.2018 - 22.6.2018

25.5.2018: Wir basteln uns eine Marsrakete

Vorletzte Woche kam bei SWR1 „Leute“, einer Radiosendung der Raketenexperte Robert Schmucker. Schmucker ist Professor für Luft & Raumfahrttechnik und auch international anerkannt, weil er sich mit den Militärprogrammen befasst und z.B. aus den veröffentlichten Fotos von geborgenen nordkoreanischen Stufen oder Videos des Fernsehens auf deren Entwicklungsstand schließt. Der Großteil des Interviews drehte sich um militärische Fragen (mein Hinweis an Wolfgang Heim: Es gibt keine „Atomraketen“, sondern nur atomar bestückte Raketen, vielleicht diskutiert er es mit dem nächsten Gast, der Leiterin der Duden-Redaktion Kunkel-Razum). Am Ende kam noch die Frage, wann nach Schmuckers Ansicht die Marsmission kommt. Er meinte der Zeitpunkt sie nicht absehbar, und begründete dies und monierte auch die fehlende Trägerrakete.

Ich dachte zuerst „Moment mal, die NASA entwickelt ja gerade die SLS“. Aber er hat recht. Die SLS ist in der derzeitigen Form nicht leistungsfähig genug für eine Marsmission. Das wird sie erst sein, wenn man in einem zweiten und dritten Schritt eine Oberstufe entwickelt hat und eventuell neue Booster kommen. Da dachte ich mir: Zeit mal die Aufstiegssimulation zu nutzen, um eine solche Rakete zu entwerfen. Also gehen wirs an.

Im Prinzip unterscheidet meine Rakete sich nicht grundlegend von der SLS, sie ist mehr mit der Ares V vergleichbar. Natürlich greife auch ich zurück auf das, was es schon gibt. Meine Rakete besteht aus drei Stufen und Boostern. Das ist ein Unterschied zur SLS. Ich halte eine dritte Stufe für sinnvoll, da man zum Mars 11,6 km/s aufwenden muss. Mit zwei Stufen und Boostern kommt man gut in den Erdorbit und GTO, doch schon beim GTO macht dann die Trockenmasse der letzten Stufe bei vielen Trägern ein Drittel der Nutzlast aus. Bei Mars mit der höheren Geschwindigkeit ist es noch mehr.

Bei den Boostern landet man fast zwangsläufig bei Derivaten der Shuttle SRB. Sie haben zwar ein schlechtes Voll-/Leermasseverhältnis und niedrigen spezifischen Impuls, aber sie sind schubkräftig und damit kann man eine große Zentralstufe designen. Man könnte auch Falcon 9 Erststufen als Booster nehmen, doch die haben relativ wenig Schubüberschuss. Zudem habe ich bisher nicht gehört, das SpaceX mit anderen Firmen zusammenarbeiten will, wie dies hier nötig wäre.

Ich nehme wie die SLS die 5-Segment-Booster. Eines ist wichtig: Die Booster legen fest, wie groß die Zentralstufe wird. Feststoffbooster werden unten am Düsenenghals und oben am Ende der Hülse befestigt. An der Befestigungsstelle muss die Rakete den Schub aufnehmen, das heißt, dieser Teil ist dann massiv. Bei Integraltanks legt die Länge des Boosters dann die Tanklänge fest. Die Befestigung ist dann oben am Zwischenstufenadapter und unten am Schubgerüst. Bei getrennten Tanks wird oben an der Zwischentanksektion befestigt. Ein SRB-Segment hat eine Länge von 320 Zoll, das oberste eine Länge von 337 Zoll. Das sind dann bei fünf Segmenten 41,07 m Länge der Hülse. Als Triebwerk der ersten Stufe habe ich das RS-68B gewählt. Das hat ein LOX/LH2 Verhältnis von 5,97 zu 1. Wenn ich den Durchmesser auf 10 m festlege, wie bei der Saturn V, so kommt man bei einem Integraltank, wenn man 2 m für den oberen Tankdom abzieht, (unten ist das Triebwerkgerüst lang genug, um die Anbringung etwas zu verschieben) auf 940 t Treibstoff. Die Wahl auf das RS-68 entfiel vor allem wegen des Schubs. Bei einem SSME hätte man fast die doppelte Triebwerkszahl gebraucht. Zudem ist es teurer in der Fertigung.

Die zweite Möglichkeit ist die Anbringung an der Zwischentanksektion bei getrennten Tanks. Das ist oberhalb des Wasserstofftanks. Der macht bei der Mischung rund 2/3 der Länge aus. Ein 39 m hoher Tank nimmt 214 t Treibstoff auf, das entspricht einer Gesamttreibstoffmenge von 1500 t. Ich habe Letzteres gewählt, aus zwei Gründen. Zum Einen, weil die Stufe so größer ist. Zum anderen, weil durch die Anbringung in der Zwischentanksektion die Konstruktion zwar schwerer aber billiger ist. (Zwischenböden für Integraltanks sind relativ teuer wegen der nötigen Isolation). Zum anderen wird dann zwar der obere Sauerstoff gut durchgeschüttelt, was die Stufe schwerer macht, aber dafür wird die Oberstufe leichter, denn der Sauerstoff wirkt so als Dämpfungssystem.

Aber zurück zu den SRB. ATK entwickelt ja gerade moderne Version der SRB. Sie haben ein CFK-Gehäuse das erlaubt einen höheren Brennkammerdruck, sodass nicht nur die Leermasse kleiner ist, sondern auch der spezifische Impuls ansteigt. Doch da deren technische Daten nicht bekannt sind, habe ich die 5-Segment SRB der SLS verwendet. Bei der Triebwerksanzahl kann man die noch nicht angeben, da man erst die Masse der Oberstufen kennen muss. Also erst mal zur Oberstufe. Bzw. zwei Oberstufen.

Ich halte es sinnvoll, bei der Konstruktion von ganz oben zu beginnen. Die letzte Stufe soll 50 % der Startmasse als Schub haben. Für sie habe ich ein J-2X mit 1309 kN Schub vorgesehen. Bei 60 t Nutzlast sind das 200 t für die Oberstufe. Die darunter liegende Stufe hat 80 % des Startgewichts als Startschub und zwei RS-68B mit je 3.545 kN Schub. Das sind 887 t Startmasse, was bei 260 t Gewicht von Oberstufe und Nutzlast 627 t für die Stufe übrig lässt.

Damit kennt man auch das Gewicht der beiden Stufen und kann an die Triebwerkszahl der ersten Stufe gehen. Nach Brennschluss der Booster kann der Schub klein sein. Sie liefern einen Großteil der Vertikalbeschleunigung. Ich habe mich für eine Restbeschleunigung von 10 m/s entscheiden in etwa die gleiche wie bei Ariane 6 und Space Shuttle. Bei 130 s Brennzeit verbrauchen die Triebwerke folgende Treibstoffmengen:

Anzahl RS-68

Verbrauchter Treibstoff

Maximale Gesamtmasse

4

454 t

905 t

5

568 t

1454 t

6

681 t

1921 t

Mit fünf Triebwerken kommt man auf eine etwas zu kleine Masse (1500 t Treibstoff + Leermasse), mit sechs auf eine etwas größere Masse. Meine Wahl fiel, da ich ja die Nutzlast maximieren will auf die größere Stufe mit sechs Triebwerken. Damit hätte man alle Teile zusammen.

Bei den Oberstufen habe für den Strukturfaktor den der Ares V EDS (11,5) angesetzt. Bei der Erststufe für die Tanks den Strukturfaktor des Shuttle-ET (ein größerer Tank ohne Spitze müsste auch bei Einsatz modernen Legierungen leichter sein, andererseits sehe ich bis zu acht Booster vor, die übertragen mehr Kräfte. Beide Faktoren sollen sich ausgleichen). Das Triebwerk wiegt 6,8 t. Triebwerksgerüst, Stufenadapter sollen genauso viel wiegen wie die Triebwerke selbst. So kommt man auf folgende Basisdaten:

Art

Startmasse

Leermasse

Spez. Impuls

5-Segment-SRB

733 t

85,2 t

2638 m/s

Zentralstufe

1.640 t

140 t

4062 m/s

Mittelstufe

617 t

54 t

4062 m/s

Oberstufe

200 t

17,4 t

4393 m/s

Die Ares V Zentralstufe sollte 1761,2 t bei 157,3 t leer wiegen, das ist fast derselbe Strukturkoeffizient (11,7 zu 11,2). Auch sie setzt sechs RS-68 ein.

Nach meiner Aufstiegssimulation hat diese Rakete eine Nutzlast von 58 t für ein C3 von 12 km²/s², ein relativ hohes C3 für Marsbahnen, wenn man zwei Booster einsetzt. Doch es sind mehr Booster möglich. Hier die Nutzlast für 2,4,6,8 Booster

Booster

Nutzlast C3 12 km²/s²

2

58 t

4

83 t

6

102 t

8 Hauptstufe nach 135 s gezündet

105 t

8 Hauptstufe mit Booster gezündet

119 t.


Realistisch wird man da mein Aufstiegsmodell generell etwas zu hohe Nutzlasten ergibt 6 % abziehen (so viel mehr Nutzlast errechnet mein Modell bei der Ares V) müssen, das sind 4-7 t. Man sieht die Rakete ist skalierbar. Man kann durch die Boosterzahl die Nutzlast glatt verdoppeln. Das liegt vor allem an stark sinkenden Aufstiegsverlusten. Sie betragen 2654 m/s bei zwei Boostern aber nur 1911 m/s bei acht Boostern.

Vergleich mit der Ares V

Die Version mit zwei Boostern ist vergleichbar mit der Ares V. Die Booster der Ares V sind mit 5,5 Segmenten etwas größer, ebenso die Zentralstufe. Die Triebwerksanzahl ist vergleichbar. Bei den Oberstufen gibt es Unterschiede. Die EDS ist mit 278 t schwerer, hat ebenfalls ein J-2X. Die Ares V hat eine Marsnutzlast von 48 t (in der Simulation sogar 55,4 t) bei 3674 (meine Rakete 3990 t Startmasse). Das ist fast derselbe Nutzlastanteil.

Die SLS

Noch ein Wort zur SLS. Noch heißt sie ja so, die NASA hat schon vor drei Jahren unter Schulkindern einen Wettbewerb für einen neuen Namen gestartet doch anscheinend ist dabei nichts rausgekommen. Die SLS ist eine Rakete nach dem Prinzip „Wir wollen eine Rakete, aber sie darf nichts kosten“. Na ja übertrieben gesagt denn ganz billig wird sie nicht. Das Grundproblem ist, dass man bei der SLS einen Entwicklungszyklus haben will, der anders als sonst ist. Normalerweise steigen die Kosten an bis kurz vor dem Abschluss der Entwicklung an, um dann zu fallen, das sieht so wie eine Haifisch-Flosse oder ein Sägezahn aus. Bei der SLS sollen sie gleich bleiben, dafür soll es länger dauern. Das Grundproblem aller Raumfahrtprojekte ist, dass sie dauernd Geld kosten, auch wenn nichts passiert. Man kann das im Kleinen bei Kostensteigerungen sehen, wenn eine Mission verschoben werden muss wie bei Curiosity oder extrem beim JWST. Im Großen sieht man das beim Space Shuttle das als es 2003/2004 gegrounded war genauso viel kostete, als wenn es geflogen wäre. So wird es nur teurer.

Entsprechend entwickelt man jetzt eigentlich nur die Zentralstufe. Die Booster sind Verlängerungen der Shuttle SRB, die schon führ die Ares I in Erprobung waren und auch für das Shuttle mal vorgeschlagen wurden und die Triebwerke sind 16 noch verbliebene Triebwerke der Space Shuttles (eigentlich sollte es noch mehr geben). Die reichen auch für vier Flüge, und da ein Flug nur alle zwei Jahre stattfindet, ist das noch lange hin. Neu muss man nur die Zentralstufe, also Strukturen konstruieren.

Erst wenn die Rakete fertig ist, kann man an eine Oberstufe gehen, ohne die man nicht aus dem Erdorbit rauskommt. Für kleine Nutzlasten nutzt man nun eine Delta-Oberstufe als Übergangslösung. Das ist nicht nur wegen der viel zu kleinen Stufe ungünstig. Die Zentralstufe soll auch keinen Orbit erreichen, das würde sie aber bei einer nur 32 t schweren Oberstufe. Daher gibt es ein ungünstiges Flugprofil mit einem niedrigen Perigäum und hohen Apogäum. Das ist auch für die mit 70 t so niedrige LEO-Nutzlast verantwortlich. Auch für die Oberstufe werden RL10 Triebwerke vorgeschlagen nur vier anstatt einem. Ich frage mich nur wozu man dann das J-2X qualifiziert hat. Nach Angaben der NASA ist es zu schubkräftig für eine Oberstufe für die SLS. Sehe ich nicht so. Die RL10 halte ich dagegen für zu wenig schubkräftig. Vielleicht schwenkt man ja noch auf ein BE-3 um, das müsste genau in der Mitte liegen.

Die Entwicklung neuer Booster halte ich dagegen für keine gute Idee. Als unterster Teil der Rakete tragen sie am wenigsten zur Nutzlast bei, dürften aber teuer in der Entwicklung sein. Eine Möglichkeit wäre es CFK-Werkstoffe zu nehmen, wie sie ATK für die OmegA anstrebt. Wenn man für sie den günstigen Voll/Leermassefaktor des Vega P120C und dessen spezifischen Impuls erreicht, dann steigern sie die Marsnutzlast nur um 3 t bei der kleinsten Version. Für eine bedeutende Nutzlaststeigerung braucht man Booster mit flüssigen Treibstoffen und hohem spezifischen Impuls die bei dem geforderten Schub (ein SRB hat denselben Schub, wie zwei Falcon 9 Erststufen oder zwei F-1), teuer in der Entwicklung wären.

28.5.2018: Die Niedrigschubsimulation

Diagramm 1Weiter geht es in meinem Tutorium zu „Rakete“. Heute will ich einen weiteren Punkt bei dem Menü „Nutzlastberechnung“ erklären und zwar die Niedrigschubberechnung.

Die grundlegende Problematik, wenn ein Satellit im Gravitationsfeld sein Triebwerk zündet, ist das während dieses arbeitet sich die Bahn dauernd ändert. In jeder Bahnhöhe wird eine Beschleunigung eine Anhebung eines (aber meist beider) Bahnpunkte bewirken und da sich der Satellit nun auf dem Weg, zum neuen höheren Apogäum befindet, steigt die Entfernung. Dadurch verändert sich die Bahn.

Von einer Niedrigschubbahn spricht man, wenn die Betriebszeit des Triebwerks bei der Umlaufdauer oder höher liegt, bei der Erde also mindestens 5000 s, ich würde weiter gehen, selbst schubschwache Oberstufen, wie die EPS, haben schon deutliche Gravitationsverluste. Mit diesem Dialog kann man sie berechnen.

Er basiert im Prinzip auf meiner Simulation von Ionentriebwerken, aber ist einfacher, da viele Triebwerksparameter eines Ionenantriebs für ein chemisches Triebwerk nicht benötigt werden.

Ich will die Eingabemaske an dem Algorithmus erläutern.

Grundlage ist eine Simulation der Bewegung nach den Newtonschen Gesetzen im Gravitationsfeld. Ein Satellit hat eine Anfangsposition (Startentfernung) die zwischen dem Peripunkt und Apopunkt der Ausgangsbahn liegt. Dazu wird die Startgeschwindigkeit nach der Vis-Viva-Gleichung ermittelt. Es resultiert ein Positionsvektor und ein Geschwindigkeitsvektor. Es wird die aktuelle Beschleunigung zum Gravitationszentrum ermittelt und über die Zeit (Schrittweite) zur Geschwindigkeit und der Distanz integriert. Würde der Satellit sein Triebwerk nicht zünden so erhält man eine unveränderliche Bahn und bei Erreichen der Simulationsdauer stoppt die Simulation.

Bei jedem Berechnungsdurchgang werden zwei Dinge geprüft:

Diagramm 2Fangen wir mit dem Ersten an. Es gibt vier Modi, wann das Triebwerk arbeiten soll.

In allen Modi wird nach jedem Durchgang die aktuelle Bahn bestimmt und dann geschaut, ob sich der Satellit n km vom Extrempunkt (Perigäum / Apogäum) entfernt befindet. Unterschreitet diese Distanz die Vorgabe

(Abstand zum Peri, bzw. Abstand zum Apo) so wird das Triebwerk gezündet. Dabei zählt als Peri/Apo nicht die Startvorgabe oder die Endbahn, sondern die aktuelle Bahn, da sonst die Gefahr besteht, dass der Abstand dauerhaft überschritten wird und es keine Zündung mehr gibt.

Die Simulation endet, wenn das Perigäum das Zielperigäum überschreitet (beschleunigen) oder unterschreitet, der Treibstoff verbraucht ist oder die Simulationsdauer erreicht ist.

Für Raumsonden gibt es noch einen zweiten Modus. Er unterscheidet sich in einem kleinen Detail von dem ersten Modus. Zum einen ist bei Raumsonden nicht erwünscht, dass man im Apogäum arbeitet, sondern nur im Perigäum also einer Gravitationssenke. Eine entsprechende Moduswahl wird also auf das Perigäum zurückgestellt. Das zweite ist, dass irgendwann die Sonde die Fluchtgeschwindigkeit erreicht. Dann werden alle Einschränkungen hinsichtlich Triebwerksabschaltung nicht mehr geprüft, weil die Sonde das Gravitationsfeld verlässt. Dann bricht die Simulation ab, wenn das angegebene C3 erreicht wird (das Feld für Apogäum hat dann die Bedeutung einer C3 (km²/s²) oder sie sich 1 Million km vom Planeten entfernt hat. Der Modus n Umläufe soll die Zahl der Umläufe auf maximal N begrenzen und variiert dazu die Abstände, in denen das Triebwerk betrieben wird. Er ist noch experimentell.

Ich will mal drei Fälle durchspielen:

Diagramm 3Eine Stufe mit extrem niedrigem Schub

Die Proton M kann etwa 23 t in eine niedrige Erdumlaufbahn transportieren. Dies soll eine Breeze-M (18 t, 2,37 t leer) und ein Satellit 5 t sein. Er soll in eine GTO-Bahn befördert werden. Macht man keine Einschränkungen in der Distanz (Abstand=35000 km) so sehen die Eingaben dann so aus:

Es resultiert eine Bahn mit einem Perigäum über 1000 km und einem Zusatzaufwand von 234 m/s. Der Satellitenbetreiber hat etwas von dem höheren Perigäum. Es spart ihm 83,5 m/s ein. Doch es sinkt eben die Nutzlast auf maximal 9.894 kg (Stufe und Satellit, also 7.524 kg nur Satellit) ab. Die Nutzlast weicht von der von ILS publizierten ab, weil diese zum einen ein anderes Regime fahren und zum anderen die Inklination absenken, was hier nicht berücksichtigt wird. Setzt man nun den Abstand zum Perigäum auf nur noch 300 km so verändert sich etwas:

Es gibt nun zwei weitere Umläufe, doch das Perigäum sinkt auf 354 km ab und die Nutzlast steigt auf 10.494 kg also glatte 600 kg mehr!

GTO in GEO Transfer

Die Breeze M ist schon relativ schubkräftig und mit einer Brennzeit von etwa 2500 s eigentlich kein Neidrigschubaggregat. Satelliten haben dagegen nur einen 400 N Antrieb. Welchen Abstand muss man vom Apogäum halten, wenn man maximal 3 Umläufe für die Zirkularisierung einer GTO Bahn zur GEO Bahn haben will und wie hoch ist der Unterschied zu einem Umlauf?

Das ist ein Fall für den Modus „N Umläufe“ und für einen 6 t Satelliten sieht dann so aus: Das aktuelle Gewicht beträgt im GEO 3.715 kg, der Verlust ist mit 13 m/s gering. Bei einem Umlauf (0 Zwischenumläufe) ist es praktisch nicht möglich, eine kreisförmige Bahn zu erreichen. Ein Ergebnis zeigt die Abbildung. Allerdings sind mehrere Manöver heute der Standard.

Das ist der Grund warum selbst große Satelliten mit einem 400 N Antrieb auskommen, auch weil sich nahe des Apogäums über längere Zeit der Abstand kaum ändert, hier schlägt eines der Keplerschen Gesetze zu: Die Zeitdauer einen Bahnbogen zu durchlaufen ist proportional zu der 3/2 Potenz des Abstands (Quadratwurzel aus der dritten Potenz), also nicht linear. Doch wie sähe es aus, wenn man auf die Idee käme, einen 6 t Satelliten vom LEO in den GTO zu Busgieren? Nehmen wir einen Abstand von 1000 km zum Perigäum und Apogäum an, so bekommt man folgendes Ergebnis:

Man benötigt signifikant mehr Treibstoff, 366 m/s mehr. Das liegt daran, dass diese Verluste um so höher sind, je näher man am Planetenzentrum ist. Es gibt aber eine Obergrenze: Mehr als der Unterschied der beiden Kreisbahnen (200 und 35.500 km) muss ein Satellit nicht im Gravitationsfeld aufbringen.

Diagramm 4Einschwenken in Umlaufbahnen

Interessant sind natürlich vor allem im Hinblick auf Miniraumsonden Niedrigschubbahnen bei C3-Missionen. Diese werden wahrscheinlich als Sekundärnutzlast in „normale“ Erdumlaufbahnen gestartet und müssen dann mit einem integrierten Antrieb die Bahn anheben. Das geht im Prinzip mit einem kleinen Feststoffantrieb, doch günstiger wäre wahrscheinlich ein kombiniertes Antriebs-Lageregelungssystem, dass man auch später für Drehungen und Kurskorrekturen nutzen kann. Es gab bisher nur einen Einsatz eines kleinen Antriebs bei einer Raumsonde, das war bei LISA-Pathfinder. LISA Pathfinder startete mit einer Vega in einen 215 x 1475 Orbit. Sie sollte in einen Lissajous-Orbit um L1 gelangen, das entspricht c3=0. Lisa Pathfinder wiegt 1.900 kg beim Start, davon sind 1.420 kg Antriebsmodul. Ich nehme mal an, es wäre nur Treibstoff. Es bleibt sowieso eine Restmasse die soll dann die Trockenmasse mit LISA sein. Mit 1.000 km Abstand zum Perigäum und 3 Zwischenbahnen ist der Zusatzaufwand 226 m/s. Das Perigäum rutscht auf fast 900 km. Bei 500 km Abstand sind es nur noch 151 m/s, aber acht Zwischenbahnen, wobei die Umlaufdauer immer länger wird. Man muss also abwägen ob man mehr Zeit oder lieber mehr Treibstoff verbraucht.

Anstatt zu probieren, kann man auch systematisch dies durchspielen. Dazu dient der Dialog Tabelle. Im linken Dialog wählt man einen Parameter, den man verändert, z.B. die Anzahl der Triebwerke (lohnen sich zwei 400 N Triebwerke?). Am interessantesten dürfte die Variation der Differenz der Betriebsdistanz zu Apo und Peri sein. Man erlebt hier durchaus Überraschungen. Beim obigen Beispiel ist es durchaus nicht so, das eine systematische Tendenz zu sehen ist. Sowohl mit 20 wie 200 km Abstand erhält man z.B. höhere Apogäum. Unten gibt man den Bereich, an in dem der Parameter verändert wird. Man erhält dann eine Tabelle mit allen wesentlichen Werten.

Man kann den Dialog nicht nur für die Erde verwenden, sondern wenn man auf die Schaltfläche "Körper" klickt, auch einen Planeten, Mond oder einen eigenen Körper (Masse und Radius müssen bekannt sein) verwenden. Die Einstellung gilt programmweit bei den Dialogen, die dies unterstützen. So kann man beim Mars die Verluste ermitteln, wenn man aus einer anfänglichen Bahn in eine Kreisbahn um Phobos erreicht. Man kann sogar die Gravitationsverluste beim Einbremsen errechnen. Beim ExoMars Trace Gas Orbiter waren die relativ groß.

Diagramm 5Da die Simulation bei Erreichen des C3 abbricht, muss man die Zeitachse umkehren: man gibt die Zielbahn als Ausgangspunkt an und das C3, mit dem man sich nähert als Zielbedingung. Dann muss man noch drauf achten, das es nur ein Umlauf ist, das kann man mit hohen Werten für Perigäumsabstand und Einschränkung der Simulationsdauer auf wenige Stunden erreichen.

4.6.2018:Macht es beim ersten Mal richtig!

Den Aufhänger für mein heutiges Thema liefert mir folgende Meldung: Germany trades P120 booster production for Ariane 6 turbo pumps, upper stage carbon fiber research. Als die Ariane 6 beschlossen wurde, ging es wie immer um die Verteilung der Mittel. Wir haben in Europa das Prinzip des geografischen Rückflusses, wonach wenn ein Land eine bestimmte Summe für ein Projekt aufwendet, es in etwa die gleiche Summe an Aufträgen erhält, man also nicht nur Nettoeinzahler ist. Das ging bisher ganz gut, man musste eben für jedes Land etwas finden, was es machen kann. Deutschland hat z.B. bei Ariane 1-4 nicht viel entwickelt, bekam aber Aufträge für Triebwerktests – auch Vulcain und Vinci werden in Lampoldshausen getestet und vor allem für die Integration, man hat also zusammengebaut was andere entwickelt und produziert haben, so die zweite Stufe und die PAL-Booster. Bei Ariane 5 waren es die Boostergehäuse, die aus Edelstahl waren und daher sehr gut in die Fähigkeiten von MAN als Maschinenhersteller passten und die zweite Stufe, diesmal sogar mit selbst entwickeltem Triebwerk, dazu verschiedene Strukturen wie die von der VEB.

Bei Ariane 6 werden es wieder Strukturen sein, diesmal für die Oberstufe, zudem deren Integration. Das alleine reichte aber noch nicht, vor allem wollte die Politik nicht hinnehmen, dass die Fertigung der Booster in Augsburg mit dem Auslaufen der Produktion der Ariane 5 wegfällt. Also setzte Merkel durch, das 30 % der P20 Boostergehäuse in Augsburg gefertigt werden, die anderen 70 % in Italien. Um das den Partnern schmackhaft zu machen, will man in Augsburg eine neue Technologie entwickeln, in der die Fertigungskosten der Gehäuse noch niedriger sind, die man dann auch in Italien übernehmen kann.

Das ist nun vom, Tisch, Italien baut alle Boostergehäuse und Deutschland wird dafür CFK-Strukturen für eine Oberstufe entwickeln, welche die Nutzlast um 1 t erhöht.

An und für sich eine gute Sache, denn technisch unterscheidet sich Ariane 6 nicht so arg von Ariane 5. Von Anfang hat die Industrie gesagt, dass der Schlüssel zu niedrigen Startpreisen (derzeit 120 Millionen Euro für 12 t Nutzlast, Ariane 5 kostet 170 Millionen Eure für 11 t Nutzlast in den GTO) vor allem darin liegt, mehr Träger zu produzieren und die Produktion rationeller zu machen. Neben technischen Verbesserungen, wie 3D-Druck bei Komponenten soll dies eben durch die Zusammenfassung von Produktionsstätten auf zwei bis drei in Europa geschehen und da ist eben ein zweiter Produktionsstandort für die Booster kontraproduktiv.

Diagramm 6Auf der anderen Seite gibt man rund 3 Milliarden Euro für eine Rakete aus, bei der nur die Booster und Oberstufe wirklich neu sind, wäre da nicht gleich eine Fertigung der Oberstufe mit CFK-Werkstoffen drin gewesen? Wenn man sich Schnittbilder der Ariane 6 ansieht, dann weiß man, dass das Strukturverhältnis ungünstig ist. Ariane 5 ECA hat zwei Stufen mit jeweils einem gemeinsamen Zwischenboden. Ariane 6 hat zwei Stufen mit jeweils getrennten Tanks. Bei der unteren Stufe technisch durch die Anbringung der Booster bedingt, bei der oberen Stufe aber nicht. Ich vermute wirtschaftliche Erwägungen: Tankdome, die zudem so achtmal pro Rakete benötigt werden, zu fertigen ist viel preiswerter als den Zwischenboden, der zudem gut isoliert werden muss. Dagegen sage ich nichts, wohl aber dafür, dass man erst in einem zweiten Schritt CFK-Werkstoffe einsetzt. Die neue Oberstufe soll 2025 bis 2030 kommen. Schon vor 5 Jahren hat die NASA zusammen mit Boeing ein Testprogramm das Composite Cryotank Technologies and Demonstration (CCTD) abgeschlossen. Man hat einen 2,4-m-Tank gebaut und getestet und ein Musterexemplar eines 5,5-m-Tanks gebaut, aber dieses nur bis zum Critical Design Review gebracht. Ein Tank aus Kohlefaserverbundwerkstoff offeriert nach dem Projekt eine Gewichtsersparnis von 30 und eine Kostenersparnis von 25 Prozent gegenüber Aluminium. Da wundert es nicht, dass man dies nicht für die Ariane 6 in Betracht zieht, und zwar gleich von Anfang an (nebenbei kann man an 1 t Gewichtsersparnis auf Basis dieser Daten berechnen, das allelen die Tanks der Oberstufe alleine 3,3 t wiegen).

Was mich noch mehr stört, ist das dies so eine allgemeine Vorgehensweise der Trägerentwicklung in Europa ist und ich es ziemlich überflüssig finde.

Das beginnt schon mit der Ariane 1. Als man sie entwickelte war der Anspruch niedrig. Die Europa war gerade gescheitert. Man setzte fast überall auf bewährte Technologien mit konservativer Auslegung. Bei den Triebwerken z.B. auf einen niedrigen Brennkammerdruck. Schon während der Entwicklung konnte man bei den Viking-Triebwerken den Brennkammerdruck und Schub steigern, was die Nutzlast erhöhte. Ariane 2 entstand durch Nutzung der Reserven, indem alle Triebwerke etwas höheren Brennkammerdruck hatten und das leis noch eine leichte Verlängerung der dritten Stufe zu. Die Belohnung: rund 20 % mehr Nutzlast.

Ariane 3 und 4 waren dann die folgerichtige Nutzlaststeigerung durch Bündelung.

Bei Ariane 5 wiederholt sich das. Die Rakete entsteht zuerst mit einer viel zu kleinen Oberstufe, die noch dazu nur mittelenergetische Treibstoffe nutzt. Das hat als Ursache, das Ariane 5 Bestandteil eines Dreierpakets war. 1985 als die Vorstudien liefen, war die ESA unter dem Eindruck des damaligen Erfolgs des Space Shuttles und Reagan hatte Freedom ausgerufen. Die ESA wollte das Columbuslabor bauen (damals noch mit der Option es auch ohne US-Station zu betreiben) und einen eigenen Shuttle Hermes. Dafür brauchte sie eine Rakete mit großer LEO-Nutzlast und das war Ariane. Aus Sicherheitsgründen sollten alle Stufen am Boden gestartet werden und Hermes ohne Oberstufe gestartet werden. Um nun aber keine zwei Konfigurationen für Hermes-Einsätze und GTO-Einsätze zu haben, baute man eine Stufe die, in die VEB eingehängt werden konnte. Sie musste daher kompakt sein, was mit einer LOC/LH2-Stufe nicht ging. Eine alternative Oberstufe mit dem Triebwerk der Ariane 4 mit der Bezeichnung H10 wurde zwar projektiert, aber nicht genehmigt.

Wie bei Ariane 1 wurde dann, kaum das die Rakete flog, ein Upgradeprogramm beschlossen. Neben einigen kleineren Maßnahmen wie einer leichteren Verkleidung für die untere Nutzlast, mehr CFK-Werkstoffe in der VEB und etwas mehr Treibstoff in den Feststoffboostern und geschweißte anstatt gestreckte Gehäuse, waren es vor allem zwei Maßnahmen.

Die erste größere Maßnahme war das Vulcain 2. Vulcain 1 war schon vor Ariane 5 projektiert mit rund 1.000 kN Schub. Während von 1985 bis 1988 Vorentwicklungen liefen, wurde Hermes immer schwerer und Ariane 5 musste leistungsfähiger werden. Die Treibstoffzuladung stieg von 120 auf 155 t in der EPC und von 5,4 auf 9,7 t in der EPS. Als Folge hat die Rakete große Gravitationsverluste und die steigen bei einer schweren Oberstufe noch an und fressen wieder einen Großteil der Mehrnutzlast auf, wenn sie nun eine schwere Stufe transportieren soll. Also brauchte man ein schubstärkeres Haupttriebwerk. Vulcain 2 war gedacht als einfaches Upgrade wie bei den Viking der Ariane 1. Doch es kam schließlich zu einer fast kompletten Neukonstruktion. Das Vulcain 2 liefert rund 20 % mehr Schub und damit war eine größere Stufe möglich.

Diesmal waren sogar zwei geplant. Die ESC-A als Übergangslösung und die ESC-B als Endlösung. Die ESC-A ist im Prinzip eine Adaption der H10 der Ariane 4 (also das, was man schon 1985 geplante hatte). Man hat den unteren Teil fast unverändert genommen. Sauerstofftank und Schubgerüst sind identisch, der Sauerstofftank wurde nur leicht gestreckt, damit er mehr Treibstoff aufnimmt. Der obere Teil ist neu, der Wasserstofftank ist linsenförmig, weil bei einem Durchmesser von 5,4 m er sehr kurz ist und Rippen verbinden ihn mit dem Sauerstofftank, der einen viel geringeren Durchmesser hat. Die ESC-A-Stufe ist dadurch relativ schwer, weil die Tankgeometrie ungünstig ist (wenn man das Optimum von Volumen-/Fläche zugrunde liegt, müsste der Wasserstofftank als größerer der beiden bei 5,35 m Innendurchmesser 16,3 t Wasserstoff aufnehmen, was bei der Mischung einer Treibstoffmenge von 98 t entspricht, bei 14,9 t Treibstoffzuladung erwartet man eher eine Stufe mit 3 m Durchmesser).

Doch da dies nur eine Übergangslösung sein sollte und dann die ESC-B folgen sollte, war das nicht so schlimm. Der fehlgeschlagene Jungfernflug der Ariane 5 ECA führte dann aber dazu, dass man Geld brauchte für die Nachqualifikation des Vulcain 2 und für einen weiteren Testflug. Man nutzte die Mittel, die für die Ariane 5 ECB vorgesehen waren, die eigentlich 2006 zum ersten Mal fliegen sollte. Seitdem wurde die Entwicklung der Stufe immer wieder verschoben, erst 2011 wurde sie genehmigt, aber auch nicht ohne Widerstand. Frankreich wollte schon damals die Ariane 6. Man einigte sich auf den Kompromiss, dass die ESC-B so ausgelegt werden soll, dass sie möglichst viele Systeme hat, die man auch bei einer neuen Oberstufe für die Ariane 6 einsetzen kann.

2014 hatte sich Frankreich durchgesetzt und auch Deutschland schwenkte auf die Ariane 6, wobei seitdem das Konzept sich deutlich gewandelt hat und inzwischen eine Ariane 5 ECB reloaded rausgekommen ist.

Nun also der Beschluss neue Tanks aus CFK-Werkstoffen zu entwickeln. Warum erst jetzt? Warum nicht gleich von Anfang an? Wie schon im Link referiert haben andere das schon mal erprobt. SpaceX hat sogar einen viel größeren Tank präsentiert. Allerdings nur als Modell, also nicht qualifiziert, was ein deutlicher Unterschied ist vor allem, wenn er mit kryogenen Flüssigkeiten gefüllt wird, wie SpaceX selbst schon festgestellt hat.

Was bei dieser Kleckerles-Politik rauskommt, sind zusätzliche Kosten und wenige Einsätze des Basismodells. Ariane 1 flog 11-mal, Ariane 5G 16-mal. Man sollte annehmen, dass man 40 Jahre nach dem Entwicklungsbeginn der Ariane 1 schlauer ist.

17.6.2018: Oops! … I Did It Again – Die bösen Deutschen

Es war eine lange Pause seit dem letzten Blog, zwei Wochen. Daher erst mal warum ich so lange nichts von mir hören habe lassen. Jetzt ist Freibadsaison. Im Sommer habe ich eine Saisonkarte und gehe jeden Tag schwimmen. Da fehlen mir dann immer 4 Stunden, die zusammenkommen, wenn man die Gesamtzeit rechnet – zum Freibad zwei Ortschaften weiter fahren, Schwimmen, zurückfahren und dann noch etwas ausruhen. Zwar treibe ich auch im Winter Sport und schwimme, dann aber nur dreimal in der Woche und zwei Termine sind abends.

Dann habe ich seit letzter Woche auch wieder (vor dem Schwimmen) etwas zu Programmieren. Irgendwann muss das Geld zum Leben ja auch verdient werden.

Der Hauptgrund, warum ich mich so rarmache, ist aber das ich wieder was zu Schreiben angefangen habe. Eigentlich wollte ich ja an meine beiden Baustellen ran. Das Problem: die sind schon 300 bzw. 400 Seiten groß. Mich da einzulesen braucht Zeit und Sitzfleisch und irgendwie fällt mir das im Sommer sehr schwer. Im Winter eher weniger. Als ich dann noch die Anfrage bekam, ob ich einen Artikel zu einem Katalog begleitend zu einer Wanderausstellung schreiben könnte, die nächstes Jahr zum 50-sten Jahrestag der Mondlandung stattfindet, habe ich mich an das letzte Jubiläum erinnert, 2009 das 40-ste. Mein erstes Raumfahrtbuch „Das Gemini Programm“ war damals schon raus und verkaufte sich in dem Jahr wirklich gut. Wie wird das dann erst bei 50-sten sein? Und dieses Jahr gibt es auch ein Jubiläum – das Mercuryprogramm feiert den 60-sten.

Kurzum, ich bin meinem Vorsatz „Kein weiteres Raumfahrtbuch“ untreu geworden und schreibe gerade am Manuskript „Das Mercury Programm“. 200 Seiten sind schon getippt, obwohl das Raumfahrzeug die Raketen und jeweils die Hälfte der Kapitel über Astronauten und Geschichte noch fehlen. Das liegt an insgesamt 22 Missionen die alleine über 100 Seiten belegen. Und vielleicht kommt auch noch eines über die Apollo-Hardware, also Trägerraketen (da kann ich auf mein Buch US-Trägerraketen zurückgreifen), CSM und LM. Ganz Apollo will ich nicht aufarbeiten, da wären bei einem Buch von mir auch die meisten enttäuscht, die viel über die Missionen erwarten, weil das eben nicht mein Interessensgebiet ist. Aber über die Hardware wollte ich mich selbst mal eingehender informieren. Die Bücher haben ja auch immer einen Nutzen für mich, ich lerne immer selber was dazu.

Ich hoffe Mario überreden zu können das er sich des Manuskripts annimmt, er hat eine tolle Leistung bei den letzten beiden Büchern erbracht und vielleicht findet sich jemand der noch dazu bereit ist. Elendsoft will ich nicht dauernd einspannen. So suche ich noch nach einem Korrekturleser. Voraussetzung ist eigentlich nur das er gut Deutsch kann und meine vielen Grammatik- und Orthografiefehler findet. Als Belohnung gibt’s ein beliebiges Buch von mir, kann auch ein dickes wie die US-Trägerraketen sein. Mit zwei schnellen Korrekturlesern könnte es bis zum 26.11.2018 erscheinen. Das ist der 60-ste Jahrestag des offiziellen Programmstarts von Mercury auch wenn es schon vorher die Space Task Group (STG), Entwürfe und seit Oktober aufrufe an die Luftfahrtindustrie gab, Vorschläge zu unterbreiten.

Die Recherche liefert mir auch meinen heutigen Aufhänger, auch wenn ich geschwankt habe, ob ich nicht was zu Seehofer sagen sollte. Ich hab es gelassen, aber einige Sätze müssen sein: Die Regierung braucht keine Opposition, sie hat die CSU und gegen Seehofer wirkt selbst Gauland liberal. Als Strauß unter Kohl aufmuckte und das war weitaus weniger als heute Seehofer, drohte Kohl die CDU auch nach Bayern auszudehnen. Nur mal als Tipp Angela, es wäre Zeit das Mal umzusetzen.

Also für mein Buch habe ich natürlich auch viel gelesen, die Autobiografien von Deke Slayton, Gene Kranz und Chris Kraft, es folgt noch das Astronautenbuch. Es gibt dort viele Details vor allem aber kann man die Missionen lebendiger schildern als wenn man nur die Missionsreporte oder das Standardwerk „This new Ozean“ durchliest.

Besonders übel stieß mir Krafts Autobiografie auf. Der Mann kennt nur Schwarz-Weiß. Entweder jemand ist fern jeder Kritik oder er trägt alles zusammen, was gegen ihn spricht. Eines ist recht klar, er hält nichts von den „Deutschen“, sprich den Raketenwissenschaftlern um Von Braun. Das kommt an Sprüchen raus wie „Ich habe dafür gesorgt, dass der Abortknopf von Kurt Debus inaktiv wurde, wenn die Rakete abhob“ oder „Von Braun ist es egal, für welche Fahne er arbeitet.“.

Okay, das waren andere Zeiten. Es war kalter Krieg mit einem Rüstungswettlauf und wenige Jahre vorher gab es die Hetze unter McCarthy gegen angebliche Kommunisten und ihre Sympathisanten. Patriotismus wurde dagegen nicht hinterfragt.

Aber selbst wenn ich mal davon ausgehe das Kraft wohl meint die USA hätten das beste und gerechteste System auf der Welt (was meiner Ansicht nach für Nicht-Weiße bis heute nicht der Fall ist) so gibt es für mich noch eine übergeordnete Moral, denn auch das so „vorbildliche“ System hat im Zweiten Weltkrieg Millionen von Zivilisten in Deutschland und Japan getötet, zwei Atombomben angeworfen und Waffen wie Napalm entwickelt und in Korea eingesetzt. Mit der Flagge kann man also nicht alles rechtfertigen.

Das von Braun zumindest moralisch mitschuldig an dem Tod der Zwangsarbeiter ist und durch die A-4 auch Zivilisten bei Bombenangriffen starben spielt bei Kraft übrigens keine Rolle. Alleine die Tatsache das sie mal für Nazideutschland gearbeitet hat reicht für seine Antipathie.

Ganz dicke wird es nach dem Flug MR-2. Der zweite Flug einer Redstone endete mit einer Auslösung des Fluchtturms, weil die Redstone zu viel Schub hatte und zu früh Brennschluss. Der Schimpanse Ham flog weiter als geplant und war stärkeren Belastungen ausgesetzt. Die Redstone war ausgereift, doch diese Version mit verlängerten Tanks flog zum ersten Mal im Mercurpyogramm. Die Brenndauer wurde zu hoch angesetzt. Man fand die Fehler, die nicht nur im zu hohen Schub sondern auch starken Vibrationen bestanden, die durchaus für den Astronauten gefährlkich sein konnten. Kraft wollte dann mit dem nächsten Start Shepard starten. Von Braun und Joachim Küttner, Deputy Manager für das Mercuryprogramm beim MSFC wollten einen weiteren Erprobungsstart und verwiesen auf Berechnungen, dass es ein 12 % LOM und 2 % LOC Risiko gäbe, für sie unakzeptabel hoch.

Kraft der nach eigenen Angaben damit rechnete, einen bis zwei Astronauten während des Mercuryprogramms zu verlieren war wichtiger vor den Russen im Weltraum zu sein. Von Braun setzte sich durch. Den Unmut der STG sieht man an der Benennung des Flugs als Mercury Redstone BD (BD = Booster Development) und dem Starten eines Boilerplates anstatt einer echten Kapsel. Er war erfolgreich und fand am 24.3.1961 statt. Vor dem Start von Shepard am 5.5.1961 kam dann am 12.4. die Meldung von Gagarins Flug. Kraft schreibt, dass „die Deutschen“ daran schuld wären, dass die Russen die USA geschlagen haben.

Wirklich? Also selbst wenn am 24.3. Shepard geflogen wäre, der suborbitale Hopser mit 5 Minuten Schwerelosigkeit wäre doch von Gagarins Flug in einen echten Orbit deklassiert worden. Selbst der kleine Hopser reichte aber Kennedy für die Mondrede. Wäre es zu der gekommen, wenn man vor den Russen zuerst im All gewesen wäre, wenn auch nur für ein paar Minuten?

Vor allem stößt es mir auf, wenn ich bei der Recherche drüber stolpere, das der ehemalige Me-163 Pilot Bernhard Hohmann dafür gesorgt hat das die Atlas welche die NASA bekam, auch deren Ansprüchen genügte. Die Qualitätssicherung bei Corvair war damals mangelhaft. Es wurde nichts dokumentiert, weder Arbeitsschritte noch Geschichte eines Teils. Selbst nach der Kontrolle kamen zur NASA noch Atlas wie die von Cooper, die falsch verkabelt waren. Insgesamt war die Erfolgsbilanz der Atlas lausig. Die Flüge MA-1 und MA-3 scheiterten. Big Joe ist zwar für die NASA ein Erfolg, weil der Hitzeschutzschild getestet wurde, für die USAF aber wegen der fehlenden Abtrennung der Boostertriebwerke und zu geringen Leistung ein Fehlschlag und selbst zum Ende des Mercurypogramms gab es bei den Atlasentwicklungsflügen und den Satellitenträgern viele Fehlschläge, denn offensichtlich wurden nur die NASA-Raketen besonders geprüft. Von einer Zuverlässigkeit von 88 % wie bei der Redstone war die Atlas weit entfernt. Als John Glenn startete, war ihre Erfolgsquote bei 60 % - zwei von fünf Starts scheiterten, bei der Redstone war es einer von acht.

Von Braun mag zwar nicht interessieren, für welches Land er entwickelt, aber das die Rakete dann zuverlässig ist und der Astronaut nicht umkommt, schon. Vor allem, wenn man in Krafts Autobiografie mitbekommt, wie die eigenen (US-amerikanischen) Brüder die NASA behandeln. Für die Air Force war sie ein Bittsteller. Während das MSFC auf alle Forderungen der STG einging und in die eigentlich schon fertig entwickelte und zuverlässige Redstone 800 Änderungen einbaute, wodurch neue Fehler entstanden wie bei MR-1, weigerte sich die Air Force zuerst beharrlich, überhaupt etwas an der Atlas zu machen. Als die Atlas bei MA-1 beim Durchqueren von Max-Q explodierte schoben sie die Schuld einfach auf die Mercurykapsel. Die STG musste bis zum Staatssekretär gehen, um gewünschte Änderungen an der Rakete durchzusetzen. Die Deutschen, die Kraft so wenig leiden kann, zogen wenigstens am gleichen Strang und hatten das gleiche Ziel, während für die USAF nur ihre ICBM zählte. Aber die ist ja amerikanisch, auch wenn sie eine Wasserstoffbombe mit 8 MT Sprengkraft trug. Die Russen freuen sich sicher, wenn sie von einer US-H-Bombe umgebracht werden … (bzw. die Amis, wenn von fünf H-Bomben dann zwei auf dem eigenen Gebiet niedergehen....)

Über seine eigenen Fehler spricht Kraft nicht. Selbstreflexion gibt es nicht. Dabei gäbe es dafür durchaus Grund. Kraft hat ein Evangelium, das sind „Procedures“. Am besten in Deutsch wohl mit Verfahrenvorschriften zu übersetzen. Sicherheit gab es dadurch das man schnittweise alle Routinearbeiten übte, bis sie auswendig beherrscht wurden und dann ging man die Fälle von Fehlfunktionen, wo man entsprechende Listen erarbeitete. Das „Handbuch“ das die Piloten hatten ist voll davon. Hier die für einen Flugabbruch aus dem Handbuch für John Glenns Mission

Abort Prior Tower Jettison

1: Actuate the short handle prior command form the ground. If abort light does illuminate, press Cap Sep ring and press Jet Retro.

2: Check „Sep capsule“ telelight green

3: Check „Jet retro“ telelight green

4: Monitor „Jett Tower“ telelight until it becomes green

For off the pad abort allow 2 seconds, but not more than 3-1/2 seconds after Tower Jettison, before depressing drogue parachute deploy button (in event of drogue failure)

5: Monitor altitude and if antenna fairing does not deploy below 10.000 feet pull Main chute deploy ring.

6: If Main chute fails to deploy properly, pull Reserve chute deploy ring

7: Snorkel Ring – PULL

8: Complete normal reentry procedures


Nett nicht? Spart das eigene Denken ein. Dann las ich bei Deke Slaytons Memoiren, der immer wieder Einschübe hat mit „Other Voices”, in denen andere ihren Senf zu einem Kapitel geben, das Krafts Vorgesetzter Walt Williams dieses Training auf „Procedures“ für den Verlust der Liberty Bell 7 verantwortlich macht. Damals kam Gus Grissom versehentlich an die Auslösung der Luke und in der rauen See lief die Kapsel schnell voll Wasser. Wenn Grissom nicht die Checkliste nach der Landung nach den "Procedures" abgearbeitet hätte, sondern „systemisch“ gedacht hätte, dann wäre das Ziehen des Sicherungsstifts für die Auslösung der Luke das Letzte gewesen, was er gemacht hätte.

20.6.2018: der Packungshinweis

Ich habe vor mein Buch mit einer kleinen humoristischen Einlage zu beenden und folgenden Anwendungshinweis verpasst, der sich auf den letzten drei Seiten befindet. Mich würde interessieren wie ihr ihn findet, was man besser machen könnte und was man noch ergänzen könnte.

Packungshinweis

Dieser Hinweis soll sie über die richtige Dosierung des Buches sowie seiner Risiken und Nebenwirkungen aufklären.

Was ist „Das Mercuryprogramm“ und wofür wird es verwendet?

„Das Mercuryprogramm“ ist Raumfahrtsachbuch mit Wissen jenseits der Wikipedia. Dieses Buch dient der Behandlung des Raumfahrtwissens-Defizit-Syndroms (RWS) und des Raumfahrtwissens-Demenz-Syndroms (RDS). Das RWS äußert sich darin sich mangels Informationen in Fachdiskussionen über Raumfahrt nicht beteiligen zu können und das RDS darin, dass man wichtige Fakten vergisst und die Suchmaschine oder Wikipedia aufsuchen muss.

Wie wird „Das Mercuryprogramm“ angewandt?

Dieses Buch kann sequenziell oder kapitelweise durchgelesen werden. Die Dosierung kann selbst festgelegt werden. Es wird empfohlen, ein- bis maximal dreimal pro Tag einen Abschnitt zu lesen. Allerdings nicht mehr als 10 Seiten am Stück. Nach jeweils 10 Seiten sollten sie eine Pause von mindestens einer Stunde Dauer machen. Studien zeigen das die Information von „Das Mercuryprogramm“ besonders gut ins Gedächtnis geht, wenn man nach dem Lesen Ausdauersport betreibt. Das Lesen im Bett vor dem Schlafen sollte vermieden werden. Dabei wird nur ein Bruchteil des Inhalts memoriert.

Sie können mit dem Lesen aussetzen, wenn dies jedoch länger als eine Woche ist, so sollten sie das Kapitel neu beginnen und bei mehr als einem Monat sollten sie das Buch neu lesen.

Zur Steigerung der Aufnahme wurden in das Buch zahlreiche Grammatik- und Rechtschreibfehler eingebaut, da diese den Leser dazu bringen Sätze mehrmals zu lesen und er sie so besser im Gedächtnis behält.

Sie können und sollten das Buch mehrmals lesen, sollten aber dazwischen mindestens einen Monat Abstand einhalten.

Welche Nebenwirkungen sind möglich?

„Das Mercuryprogramm“ ist ein weitestgehend risikoarmes Buch. Folgende Nebenwirkungen wurden beobachtet:

Häufig: Schmerzen in den Armen: Dies wird oft durch eine falsche Lesehaltung verursacht. Legen sie das Buch auf einen Tisch, anstatt es zu halten.

Häufig: Nackenschmerzen: Dies wird verursacht, wenn das Buch zwar auf dem Tisch befindet, ihre Sitzgelegenheit aber zu hoch ist oder der Tisch zu niedrig, sodass sie sich zum Lesen nach vorne neigen müssen. Passen sie Tischhöhe und Sitz aufeinander an.

Selten: brennende Augen: Dies kommt beim Lesen unter schlechtem Licht, z. B. nachts im Bett, verursacht. Lesen sie bei ausreichender Beleuchtung und nicht mehr als 10 Seiten am Stück.

Selten: allergische Reaktionen. Diese kommen vornehmlich bei Liebhabern der deutschen Sprache sowie Deutschlehrer und Germanisten vor. Diese sollten das Buch konsequent meiden, allerdings sind diese mangels Interesse an der Raumfahrt auch meist nicht vom RWS und RDS betroffen.

Sehr selten: Kopfschmerzen. Kommen oft vor, wenn ihr Partner sich vernachlässigt fühlt und das Buch nach ihnen wirft. Lesen sie weniger, verbringen sie mehr Zeit mit dem Partner und reden sie dabei nicht über das Mercuryprogramm.

Nebenwirkungen und Wechselwirkungen mit anderen Informationsquellen wie Büchern oder Filme.

Das Mercuryprogramm kann die Wirkung anderer Informationsquellen verstärken. Dazu gehören insbesondere die bei den Literaturhinweisen genannten Bücher und den Quellenangaben, aber auch anderen Büchern des Autors. Dies gilt besonders für das Buch „Das Geminiprogramm“ und in geringem Maße auch noch für das Buch „Die ISS“. Damit kann das RWS noch stärker bekämpft werden und dem RDS entgegengewirkt werden.

Die aufgenommene Information kann auch zu allergischen Reaktionen, Ablehnung und Desinteresse bei anderen Medien führen. Das betrifft vor allem Fernsehproduktionen und -Dokumentationen von N24, Pro7, RTL und SAT1. Durch das verringerte RWS wird der Leser in diesen „Dokumentationen“ zahlreiche Fehler entdecken, die das Sehvergnügen deutlich senken. Dasselbe gilt für die Bücher bestimmter Autoren und deutschsprachige Wikipediaeinträge. Zu Vermeidung der Wechselwirkung ist es ratsam, solche Quellen konsequent zu meiden.

Entsorgung

„Das Mercuryprogramm", besteht aus ungebleichtem, FSC-zertifiziertem Papier ohne Säurebestandteile. Es kann zum Altpapier gegeben werden. Es ist jedoch anzuraten, es einem anderen Raumfahrtfan zur Entsorgung zu schenken.

Pflichten des Käufers

Mit dem Kauf dieses Buches haben sie sich implizit zu Folgendem verpflichtet:

Wenn Sie Fehler entdecken, melden sie diese an kontak at raumfahrtbuecher.de. Damit kann der Autor diese bei einer Folgeauflage korrigieren und die Wirkung von „Das Mercuryprogramm“ noch verstärken.

Sofern sie das Buch online gekauft haben, müssen sie eine Kritik bei dem Händler über das Buch abgeben, um die Heilung anderer an RWS und RDS betroffener durch "das Mercuryprogramm" zu ermöglichen.


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