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Web Log Teil 545: 4.2.1019 - 12.2.2019

4.2.2019: SpaceX im Technikfaktencheck

Der heutige Blog ist nicht prinzipiell neu. Die Sachverhalte findet man in älteren Artikeln. Leider liegt es in der Natur des Blogs, das dies, weil es in der Vergangenheit liegt, gerne verschütt geht, weil man nicht leicht an die Artikel kommt. Es geht wieder mal um die Blasenfirma SpassX. Wie zumindest denen die sich mehr mit ihr beschäftigen bekannt, glänzt sie vor allem durch Aussagen, die sich dann als falsch erweisen.

Bei den vielen Projektankündigungen ist das von jedem leicht zu prüfen. Man nehme nur eines der SpaceX Projekte, tippe den Namen plus "SpaceX" in Google ein und lese einige Suchergebnisse aus unterschiedlichen Jahren durch. Wenn man das mit dem Stichwort "Red Dragon" macht, kommt man auf folgende Schlagzeilen:

In meinem System sind das 1,8 Musk und 5,6 Elon. Man wird so etwas bei fast allen Projekten von SpaceX feststellen. Sie werden groß angekündigt. Dann zuerst verschoben, dann substanziell modifiziert und schließlich eingestellt. Sei es Falcon 1e, Falcon 5, Falcon 9 Block II, Falcon 9 Heavy oder Gray Dragon. Die BFR ist gerade in dem Zustand der substanziellen Modifikation, Starlink in der Phase der Terminverschiebung.

Anders sieht es bei technischen Fakten aus. Die sind persistenter und werden erst nach Jahren dementiert und sind auch meist nicht durch ausstehende direkt falsifizierbar. Zumindest benötigt man Raumfahrtwissen, um sie als falsch oder unglaubwürdig zu bewerten. In diesem Blog werde ich einige der falschen technischen Angaben beleuchten. Sie drehen sich alle um die Falcon 9.

Nimmt man die angaben auf der Website von SpaceX und andere Angaben aus Tweets, wie sie die Wikipedia wiedergegeben hat, so handelt es sich bei der Falcon 9 um ein Wunderwerk der Technik mit einer für die verwendete Technologie enormen Nutzlast. Stimmen, die Angaben, so sind sie auch erreichbar, ich habe das selbst nachgerechnet. Das Dumme nur: ich halte sie für falsch.

Rekordverdächtiger Vakuumimpuls

Fangen wir mal mit dem Rekord-Impuls der zweiten Stufe an. Sie wird mit 348 s angegeben. Die Angabe in imperialen Einheiten ist in Sekunden, weil eine Geschwindigkeit (m/s) durch die Erdbeschleunigung (m/s²) fgeteilt wird. Wenn man den Faktor 9,81 m/s² für die Erdbeschleunigung als Multiplikator nimmt, kommt man auf die SI-Einheit in m/s für eine Geschwindigkeit, nämlich die des Gases, wenn es die Düse verlässt. (Wer noch das Rechnen in Kilopond anstatt Newton gewöhnt ist, kommt so zwanglos auch auf denselben Zahlenwert).

Der spezifische Impuls ist als Größe an zwei andere Größen gekoppelt: Den Schub und den Treibstoffdurchsatz.

Da das Merlin 1D Vakuum der zweiten Stufe eine Variante des Erststufentriebwerks ist ist der Treibstoffdurchsatz gleich hoch. Der Schub aber nicht. Es ist schubstärker: 987 anstatt 914 kN. (Angabe nach aktuellem User-Manual vom Januar 2019). Das liegt an der einzigen Änderung dies es gibt: einer verlängerten Düse. Sie hat ein Flächenverhältnis von 165 anstatt 16. Dafür beträgt der spezifische Impuls 348 anstatt 311 oder 363 m/s mehr. Wer sich mit Triebwerken auskennt, staunt - 363 m/s mehr nur durch eine längere Düse? Bei anderen Triebwerken gibt es das nicht. Da erreicht man typisch 150 bis 200 m/s mehr.

Es geht noch weiter: Das Merlin ist ein Nebenstromtriebwerk mit mittlerem Brennkammerdruck von 97 Bar. Ein solches Triebwerk ist vergleichbar mit anderen LOX/Kerosintriebwerken der USA wie dem F-1 oder RS-27. Während der Impuls der Erststufe in der gleichen Größenordnung wie diese liegt, ist der Impuls des Zweitstufentriebwerks viel höher, höher als bei Hauptstromtriebwerke. Diese haben einen höheren Brennkammerdruck und nutzen den Treibstoff vollständig. Bik Nebenstromverfahren gehen typisch 2 bis 5 Prozent im Gasgenerator verloren, abhängig vom Brennkammerdruck. Sie muss man vom Gesamtimpuls abziehen. Kurzum: Wer technischen Sachverstand hat, wird diesen Wert anzweifeln. Doch mit der Abhängigkeit

Spezifischer Impuls = Schub/Treibstoffdurchsatz

kann man bei gleichem Treibstoffdurchsatz in erster und zweiter Stufe pro Triebwerk auch schreiben:

Spezifischer Impuls Zweitstufentriebwerk = spezifischer Impuls Erststufentriebwerk * Schub Zweitstufentriebwerk / Schub Erststufentriebwerk

und in Werten:

335,8 s = 311 s * 987 kN / 914 kN

Man kommt also auf einen spezifischen Impuls von 335,8 und nicht auf einen von 348. Ein wesentlich glaubhafter Wert, das sind 3294 m/s. Man kann auch mit den bekannten Daten über Brennkammerdruck (97,2 Bar), Expansionsverhältnisse (16 und 165) und Mischungsverhältnisnehmen und das NASA-Programm FCEA bemühen. Das liefert zwar nicht die realen Daten des Merlin, sondern nur Grenzen für idealisierte Bedingungen, doch man kann die Differenz dort zwischen Vakuumwert bei 16 und 165 nehmen und kommt auch nur auf 278 m/s Zugewinn und nicht 446 m/s. Das sind dann maximal 3328 m/s, nahe am wert nach der Schubberechnung.

Der Thrust-To-Weight Faktor

Für jedes Triebwerk kann man einen weiteren Kennwert angeben, den TW oder im Deutschen Schub/Gewichtsverhältnis. Er gibt an das wievielfache des Triebwerksgewichts das Triebwerk durch den eigenen Schub in der Schwebe halten kann und wird berechnet nach:

TW = Schub / g / Gewicht

mit g als Erdbeschleunigung (9,81 m/s²) und ist wenn man die Einheiten betrachtet dimensionslos:

TW = Schub [N = kg*m/s²] / [m/s²] / [kg]

Der TW ist abhängig von der Größe des Triebwerks - wie bei den meisten Maschinen werden diese effizienter, wenn sie größer werden - ein Ottomotor in einem PKW liefert auch mehr PS pro Kilogramm Masse als ein Rasenmähermotor. Daneben spielt die Treibstoffwahl eine Rolle. LOX/LH2-Triebwerke haben einen anderen Faktor als LOX/Kerosin da Temperaturen und mittlere Molmasse des Gases und damit Brennkammerdruck unterschiedlich sind und nicht zuletzt spielt auch der Druck eine Rolle: Je höher er ist desto höher der TW-Faktor.

Ab 1000 kN Schub steigt der TW kaum noch an und LOX/Kerosintriebwerke im Nebenstromverfahren erreichen einen TW von etwa 90 bis 100. Das Merlin 1C lag auch in dem Bereich: 483 kN Vakuumschub bei 522 kgh Masse, ergibt einen TW von 92,5.

Nun wird für das Merlin 1D ein TW von 180 angegeben: Das entspricht 468 kg Gewicht und 914 kN Schub. Die Frage ist, ist dies glaubwürdig? Man kann natürlich die SpaceX-Angabe glauben, was impliziert, das alle anderen Firmen die seit 60 Jahren Raketentriebwerke entwickelt haben, unfähig sind, ein leichtes Triebwerk zu bauen. Nicht nur in den USA, sondern auch Russland, China, Europa, Indien und Japan. Insbesondere pikant das, damit auch alle russischen Triebwerke geschlagen werden. Die USA haben ab Mitte der Sechziger Jahren kaum noch neue Triebwerke entwickelt: die vorhandenen reichten für die Trägerraketen aus und militärische Raketen waren nur noch Feststoff angetrieben. Russland entwickelte weiter mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Triebwerke, setzte das Hauptstromverfahren mit Hochdruck ein. Den Rekord an TW, den ich kenne, bisher hielt das NK-33 mit 125:1. (Es gibt noch einige russische Triebwerke mit höheren TW-Faktoren, doch bei denen ist die Faktenlage relativ unpräzise, und keines erreicht einen TW von 180).

Es gibt aber einige Gründe daran zu zweifeln. Der Hauptgrund ist der, dass das Merlin 1D aus dem Merlin 1C entwickelt wurde. Das arbeitete bei 58 Bar. Das Merlin 1D aber mit 97 Bar und einer größeren Düse. Selbst wenn ich annehme, das SpaceX beim Merlin 1C eine Brennkammer verwendete, die einem viel zu hohen Brennkammerdruck standhält und diese schon auf die 97 Bar ausgelegt hat, muss das Merlin 1D durch die längere Düse (Flächenverhältnis 16 anstatt 14,5 zu 1) und das leistungsfähigere Treibstofffördersystem, das mehr Treibstoffe mit höherem Druck einspritzen muss und den Aktoren, die ja das Triebwerk bewegen, müssen schwerer als das Merlin 1C sein. Es ist aber nach SpaceX-Angaben leichter! Das ist wie wenn Porsche aus einem 300 PS Motor einen mit 600 PS entwickelt und der dann noch weniger wiegt, ein physikalischer Widerspruch.

Daneben liegt der Brennkammerdruck zwar üfr ein Nebenstromtriebwerk hoch, aber nicht auf dem Niveau des NK-33 von 146 Bar. Je höher der Druck, desto besser kann die TW werden, weil die Brennkammer kleiner wird und damit auch die Düse. Ich vermute der Wert bezieht sich auch nur auf die Brennkammer, die etwa die Hälfte des Triebwerks wiegt. Dann kämme das Gesamt-TW in einen Bereich von 90 bis 100 und damit in einen Bereich, der plausibel ist.

Strukturfaktoren

Rekordverdächtig sind auch die Strukturfaktoren der Falcon 9. Musk nennt 30 für die Erststufe und "nearly 25" für die Oberstufe. Der Strukturfaktor ist definiert als:

Strukturfaktor=Vollmasse einer stufe/Leermasse einer Stufe

Sehr große LOX/Kerosinstufen (er ist wegen der Tankgröße vom Treibstoff abhängig) kommen auf 17 bis 18. So die Thor und die S-IC aber auch die Atlas D-F als Trägerrakete. Frühe ICBM Erststufen von Atlas und Titan kommen auf höhere Werte, doch waren diese nicht ausgelegt, schwere Oberstufen und aerodynamisch ungünstige Nutzlasten zu transportieren, so kollabierte bei MA-1 dem ersten Einsatz der Atlas fürs Mercuryprogramm die Atlas weil die aerodynamische Belastung durch die Mercury zu hoch war. Spätere Versionen der Erststufen, die größere Oberstufen aufnahmen, lagen dann auch bei 17 bis 18 Startmasse/Trockenmasse. Ein Strukturfaktor von 30 bedeutet das SpaceX die Stufen also mit der halben Trockenmasse herstellen kann, die woanders üblich ist. Dabei geht der Trend heute eher wieder zu schlechteren Strukturfaktoren und dafür preiswerter Fertigung.

Der Grund sollen neben den Merlin 1D mit dem TW-Faktor von 180 leichte Aluminium-Lithiumlegierungen sein. Nun erfindet SpaceX nichts Neues. Die Legierung gibt es wirklich, es ist die AL 2195. Wie die Nummer verrät, gehört sie zur Gruppe der Aluminium-Kupfer-Legierungen enthält aber auch ein wenig Lithium wund wird deswegen fälschlicherweise als Al-Li-Legierung bezeichnet. Wie bei vielen Legierungen ist der Gewichtsvorteil zu eingeführten, wie der 2219 und 2014 abhängig vom Einsatz und damit der Art der Kräfte die einwirken. SpaceX setzt sie für Tanks ein. Das tat auch die NASA als sie 1998 vom LWT des Space Shuttles auf den SWLT überging. Beim LH2-Tank senkte die Legierung die Masse von 13.155 auf 11.340 kg ab also, 16 %. Damit kommt man nicht auf den Strukturfaktor von 30, zumal bei der Erststufe durch die große Düse des Zweitstufentriebwerks ein sehr langer Stufenadapter hinzukommt. Die Tanks machen bei einer LOX/Kerosin-Rakete etwa die hälfte der Masse aus. So kann man, wenn man dort 16 % einspart, auf 8 % insgesamt kommen.

Es gibt einige Hinweise, dass die Werte nicht stimmen. Die Besten liefert SpaceX selbst. Als die Falcon 9 noch in der ersten Version flog, gab man an, dass der Triebwerksblock 7756 kg wog, die Hälfte der Gesamtmasse der Stufe, die nach NASA-Angaben 17.726 kg wog. Nun ist die aktuelle Falcon 550 t beim Start schwer, verglichen mit 333 t bei der ersten Version. Die Tanks sind im Durchmesser identisch, nur länger. Trotzdem müsste die aktuelle Falcon Erststufe, wenn man die Treibstoffmenge aufgrund der Angaben über Schub, Brennzeit und spezifischen Impuls berechnet, leichter sein als ihre Vorgängerin mit 60 % Treibstoffmasse. Das geht nur mit Materialien die negatives Gewicht haben.

Noch lustiger wird das, wenn man die aktuellen Daten von SpaceX nimmt. Von der SpaceX-Website der Falcon 9:

Nimmt man noch g = 9,81 m/s² hinzu um die US-Impulse ins metrische System umzurechnen, so kann man die Treibstoffmenge wie folgt berechnen:

Treibstoffmenge = Schub * Brennzeit / spezifischer Impuls / g

Man kommt auf 448378,6 und 100954,3 kg. Zieht man das von der GLOW ab so kommt man auf -279 kg für die Restmasse also das Trockengewicht!. Ja sie haben richtig gelesen, die Falcon 9 hat negative Strukturmasse! Und das, obwohl die GLOW (Gross-Liftoff-Wetmass) noch die Nutzlastverkleidung und Nutzlast selbst enthält. Ein echtes Wunderwerk der Technik!

Bei anderen Anbietern von Trägerraketen könnte man nun in den Users Guide für potenzielle Kunden schauen. Da findet man die wesentlichen Daten der Rakete wie Strukturmasse, Treibstoff und spezifischer Impuls. Nicht so bei SpaceX. Dort findet man - das ist absolut einmalig - bei einem Launch Service Provider, der also Satelliten starten will - nicht mal eine einzige Angabe für typische Nutzlasten für bestimmte Orbits.

Nicht zuletzt widerlegt SpaceX die Angaben schließlich selbst. In dieser Aussage schreibt, der für Trägerraketen verantwortliche bei SpaceX das die GTO-Nutzlast maximal (ohne Bergung) bei 6500 kg liegt, nicht 8300 kg wie auf der Website angegeben. Wer sich die Liste der Starts ansieht, wird auch etliche Starts entdecken, bei denen es keine Landung gab und trotzdem nur ein subsynchroner GTO erreicht wurde, obwohl der Satellit weit unter den 8,3 t lag.

Meiner Meinung nach ist die Website auch völlig unbrauchbar als Informationsmedium, weil SpaceX so etwas wie eine Medienabteilung nicht hat. Sie hat zwar dafür Verantwortliche, doch die dürfen keine Informationen herausgeben. So einhält sie nur die Informationen die Musk selbst schon getwittert hat. Musk aber redet wahrscheinlich nicht von realen Daten, sondern seinen Vorgaben, egal ob diese erreicht werden oder nicht. Vieles was er entscheidet macht bei näherer Betrachtung auch keinen Sinn. So hat er die Manager seines Starlink-Projekts gefeuert. Die Satelliten seien zu schwer und teuer. Da SpaceX eine Frist der FAA hat innerhalb von sechs Jahren die Hälfte der über 4400 geplanten Satelliten zu starten, ist das schon mal suboptimal, denn Verzögerungen gibt es so in jedem Fall. Da Gewicht (die beiden Prototypen wogen je 500 kg) müsste eigentlich auch kein Problem sein. Denn nun kann man ja die Falcon 9 Erststufe 100-mal verwenden. Dann muss man pro Start nur noch 1/5 der Rakete neu produzieren - die Oberstufe und ohne die vielen Starts für Starlink käme eine Erststufe ja mangels anderer Starts nicht mal auf 100 Einsätze. Zudem hat man nun ja die Falcon Heavy, die rund 100 bis 120 Satelliten auf einmal starten könnte. Mit 20 Falcon Heavy in sechs Jahren wäre so die Konstellation möglich. Also nicht logisch.

Ebenfalls nicht logisch ist der Übergang von CFK auf Stahl bei der BFR. Klar CFK ist viel teurer - Musk redet von 135 $ pro Kilogramm zu 3 $. Aber das Gefährt soll ja 100 % wiederverwendbar sein, regelmäßig sogar Flughäfen für Passagiertransporte von Kontinent zu Kontinent anfliegen. Da ist doch logisch, dass sich die einmaligen Herstellungskosten, selbst wenn sie höher sind, schnell durch mehr Nutzlast, den CFK wiegt mindestens 50% weniger als Stahl bei gleicher Beanspruchung leicht nach wenigen Flügen hereinholen lassen, weil man mehr Nutzlast oder Passagiere transportieren kann. Ich vermute Musk denkt sich, was aus was cool ist und das müssen dann andere umsetzen und wenn es nicht geht, dann gibt es eben solche Schwenks.

7.2.2019: Ariane Varianten, die es geben könnte

Ihr wisst ja, ich denke mir gerne Raketen aus. Ich will heute einige Versionen von Ariane 5 skizzieren, die ich für technisch möglich halte und auch durchgerechnet mit realen Aufstiegsbahnen. Die Nutzlasten sind daher im Rahmen des Fehlers meiner Aufstiegssimulation (etwa 300 kg) erreichbar.

Ariane 4 Varianten ohne Umbauten

Die ESA hat ja die Ariane 4 als Auslaufmodell erklärt. Sie sei zu teuer und Satelliten zu schwer. Zumindest den letzten Punkt könnte eine leistungsgesteigerte Ariane 4 lösen, den sie könnte die Nutzlast auch transportieren, zumal seit 15 Jahren die Obergrenze von Kommunikationssatelliten bei etwa 6,5 t liegt, da Satellitenbetreiber mehrere Anbieter nutzen wollen und Sealaunch, Proton und Falcon liegen eben bei 6 bis maximal 6,8 t Nutzlast. Könnte eine Ariane 4 die 7 t wuppen?

Ariane 46L und Ariane 48L

Der logischste Weg wäre es einfach, mehr der PAL-Booster anzubringen. Sechs Booster sind kein Problem. Bei acht wird es schwerer. Die Booster haben einen Durchmesser von 2,23 m, dazu kommt der Durchmesser der Zentralstufe von 3,8 m. Das ergibt einen Kreis von 6,03 m, auf dem man 8,5 Booster unterbringen könnte, oder 13 cm Abstand zwischen zwei Boostern. Das wird knapp, aber man könnte je zwei Booster direkt verbinden und sie dann in Paaren abtrennen.

Ich errechne 6.300 kg GTO-Nutzlast für eine Ariane 46L und 7.300 kg für eine Ariane 48L, jeweils mit 300 kg Sicherheitsreserve für die Unsicherheit meiner Simulation, die generell zu hohe Ergebnisse liefert. Die Kosten wären aufgrund der bekannten Kosten der Ariane 4 abschätzbar. Je zwei Booster würden die Rakete um 20 Millionen Dollar verteuern.

Ariane 48 XL

Die zusätzlichen Booster erlauben es, die Gesamtmasse der Rakete zu erhöhen. Ungünstig ist, das sie das schon hohe Verhältnis von Booster und erster Stufe zu zweiter Stufe erhöhen. Sinnvoll wäre es, die oberen Stufen zu vergrößern.

Da ein Booster nur für etwa 15 t mehr Masse gut ist, sind die Möglichkeiten aber beschränkt. Es gab aber bei den Plänen für den Ausbau der Ariane 4 auch die Idee in die erste Stufe ein fünftes Triebwerk einzubauen. Das liefert dann gleich genug Schub für 60 t mehr Masse bei den Oberstufen.

Das für mich folgenrichtigste wäre es, die beiden oberen Stufen bei gleicher Länge auf den Durchmesser der ersten Stufe von 3,80 m zu vergrößern. Die Triebwerkszahl wird dann jeweils verdoppelt. Damit bleibt auch der Quotient von Voll/Leermasse gleich. Ich habe das nur für die größte Version durchgerechnet und komme bei dieser auf eine Nutzlast von rund 9.400 kg. Das ist schon fast Ariane 5 ECA Niveau. Die Daten der Rakete findet ihr im Anhang. Bei den anderen habe ich mir das geschenkt, denn sie sind auf den Daten der bekannten Booster ableitbar.

Ariane 5 EPS-Varianten

Als man das Ariane 5 Evolution Programm beschloss, war einer der Vorschläge auch die EPS zu vergrößern, also mehr Treibstoff aufzunehmen. Es gab noch einen zweiten Vorschlag von EADS dem Hersteller des Triebwerks der EPS das Aestus um eine Turbopumpe zu erweitern. Das hätte den Schub verdoppelt, ebenso den spezifischen Impuls erhöht und man hätte mehr Treibstoff zuladen können.

Ich habe diese Idee einmal verfolgt. Lädt man nur mehr Treibstoff zu (14 t anstatt 9,8 t waren im Gespräch), so kommt man auf 8,600 kg in den GTO, rund 850 kg mehr als mit der Standardoberstufe. Das im Schub gesteigerte Triebwerk bringt deutlich mehr 9.000 kg bei der unveränderten Treibstoffzuladung und 9.400 kg mit mehr Treibstoff, wobei ich bei diesen Versionen nicht beachtet habe, dass man dann keine Drucktanks mehr benötigt, was dann noch weiteres Gewicht einspart, ich schätze rund 500 kg.

Ariane 5 mit Feststoffboostern der Vega

Möglich wäre es auch die Ariane 6 nicht zu bauen und die Feststoffbooster der Vega, anstatt den EAP an die Rakete zu montieren. Es gibt ja zwei. Den alten P80 FW und den neuen P120C. Bei beiden würde es aber nicht ohne Anpassungen an der EPC gehen. Die EAP sind so lang, damit sie oberhalb der EPC im Stufenadapter und unten am Schubgerüst angebracht werden können. Das hat den Vorteil, dass in diesen strukturell verstärkten Teilen die Kräfte auf die Zentralstufe EPC einwirken und die Tanks, die das meiste Gewicht ausmachen, relativ leicht ausgelegt werden können. Allerdings wird die Oberstufe dann gut durchgeschüttelt, was bei der ursprünglichen EPS mit Treibstoffen hoher Dichte und dicken Drucktanks kein Problem war, aber dafür sorgt, dass die ESC-A eine hohe Leermasse hat. Bei der Ariane 6 hat man daher ein anderes Design für die Zentralstufe gewählt mit getrennten Tanks und einer Zwischentanksektion an der man die Booster anbringt.

Ich habe daher 2 t Masse an der EPC addiert, um die zusätzliche Belastung aufzufangen.

Schon zwei P80FW reichen aus um die Rakete abheben zu lassen, da er eine geringe Brenndauer hat. Die Nutzlast dieser Version läge bei nur 4900 kg für den GTO, was finanziell unattraktiv ist, doch sie beträgt 5.600 kg für einen sonnensynchronen Orbit in 600 km Höhe, wobei aber nur eine Transferbahn erreicht wird - der Schub ist anfangs zu klein, als das die Rakete schnell genug auf 600 km Höhe kommt und die ESC-A ist ja nicht zu Zweiimpulsmanövern fähig. Immerhin ist der Perigäum mit 338 km Höhe in einem stabilen Bereich. Die 5.600 kg Nutzlast beinhalten schon den zusätzlichen Treibstoff, den der Satellit braucht (brutto: 5.900 kg).

Mit vier P80 FW kommt man auf 10.000 kg in den GTO - bei etwas geringerer Startmasse als eine Ariane 5 ECA. Mit sechs P80FW auf 13 t Nutzlast, also mehr als eine Ariane 5 ECA.

Zwei P120C kommt man auf 8.600 kg in den GTO, mit vier schon auf 14,7 t

Es gäbe, da noch eine weitere Möglichkeit. Nicht umsonst hat der P80FW den gleichen Durchmesser wie ein EAP und drei Motorgehäuse haben die Länge eines. Würde man einen Booster aus zwei EAP und einem halben bauen so wäre er er genauso groß wie ein EAP. Ich nenne ihn mal P280. Seine Masse ist aus den Daten des P80FW errechenbar, ich habe aber die etwas ungünstigeren Daten einer ESA-Studie für den Ersatz der EAP durch CFK-Booster genommen. Trotzdem schafft dieser Booster bei in etwa gleicher Startmasse wie eine Ariane 5 ECA eine Nutzlast von 14,7 t in den GTO und man hätte volle Synergie mit der Vega Produktion. Allerdings würde bei Verwendung der P80 Düse mit ihrem hohen Schub eine hohe Spitzenbeschleunigung von 64 m/s entstehen. Passt man die Brenndauer auf die des EAP an, so sinkt die Nutzlast leicht ab auf 14,3 t.

Rakete

Nutzlast GTO (Perigäum > 200 km, niedrigster Punkt der Aufstiegsbahn > 160 km)

Ariane 46L

6.300 kg

Ariane 48L

7.300 kg

Ariane 48 XL

9.400 kg

Ariane 5 EPS 14 t Treibstoff

8.600 kg

Ariane 5 Aestus 2

8.100 kg

Ariane 5 Aestus 2 + 14 t Treibstoff

9.400 kg

Ariane 5 2 x P80FW

4.900 kg

Ariane 5 4 x P80FW

10.000 kg

Ariane 5 6 x P80FW

13.000 kg

Ariane 5 2 x P280

14.700 kg

Ariane 5 2 x P280 132 s Brennzeit

14.400 kg

Ariane 5 2 x P120C

8.600 kg

Ariane 5 4 x P120C

14.300 kg

Rakete: Ariane 48 XL

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
{Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
730.820 9.400 10.283 2.070 1,29 160,00 220,00 35790,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
8.760 5 90 810 257 90 6 20 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 8 44.500 4.550 2.727 670,0 752,0 144,87 0,00
2 1 252.310 18.510 2.747 3400,0 3790,0 169,46 0,00
3 1 84.200 7.200 2.904 1594,0 1594,0 140,28 170,46
4 1 28.100 2.800 4.366 129,6 129,6 852,31 311,74

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 5,2 Grad 20 m 0 m/s 90 Grad 6,0 s
Perigäum Apogäum Sattelhöhe Modus
Vorgabe 220 km 35.790 km 160 km Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
Real 219 km 35.813 km 160 km
Inklination Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
4,2 Grad 339 km 339 km 9.400 kg 9.775 kg 1.151,4 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 60,0 s 150,0 s 350,0 s
Winkel 64,6 Grad 14,0 Grad 0,0 Grad
Freiflugphase Startbedingung Startwert Endbedingung Endwert
Nicht definiert

Diagramme


8.2.1019: Aus eins mach zwei

Als kleinen Zwischenblog folgte heute ein Zwischenstand: zum aktuellen Buch. Es kommt nun, wie es Ralph mit Z schon vorhergesehen hat. Es gibt nicht ein Buch, sondern mindestens zwei. Es gibt dafür zwei Gründe. Zum einen ist das eingetreten, was ich schon befürchtet habe: Es gibt einfach so viele Informationen über das Apollo-Programm. Man kommt beim Lesen eines Dokuments zum nächsten und es scheint niemals aufzuhören. Schnell voran kommt man so nicht und das Manuskript wird immer länger.

Der zweite Grund ist persönlicher Natur. Ich leide seit dreißig Jahren unter Winterdepression. Auch wenn die inzwischen recht milde ist, schlägt sie sich, wenn es wie in den letzten Wochen dauerhaft bedeckt ist doch auf meine Motivation durch. Dann nützen auch tägliche Spaziergänge um die benötigte Tageslichtmenge zu bekommen nichts. Ich habe in den letzten Wochen nicht wirklich intensiv am Buch gearbeitet. Mir fehlte die Lust dazu und oft war ich einfach zu müde und habe mich nachmittags hingelegt, was ich normalerweise eher im Sommer mache, wenn ich früh aufstehe und spät ins Bett gehe. Kurz: ich hinke meinen Plänen stark hinterher. Ursprünglich wollte ich das Kapitel über die Saturn zum 1.1.2019 abgeschlossen haben, dann zum 1.2 und nun bin ich immer noch dran.

Da es mittlerweile 213 Seiten sind und dann auch noch die Abbildungen hinzukommen, sodass ich damit rechne, das es schließlich etwas zwischen 250 und 300 Seiten werden, habe ich beschlossen daraus ein eigenes Buch zu machen und ein zweites dann über die Raumfahrzuge, wer weiß, vielleicht werden da auch mehrere draus. Das macht es auch möglich das zumindest dieser Band noch vor dem 50-sten Jubiläum von Apollo 11 erscheint. Ich verspreche mir davon eine höhere Nachfrage, zumindest war das vor 10 Jahren beim Buch über das Geminiprogramm so. Beim zweiten Band wird mir das wohl kaum glücken.

Ich suche immer noch einen weiteren Korrekturleser. Zum einen, um die bisherigen beiden zu entlasten, zum anderen um eine breitere Basis zu haben, falls auch mal jemand nicht will oder kann. Da ich für die elitäre Minderheit derjenigen schreibe, die an wirklichen Informationen und nicht nur Wikipediawissen interessiert sind und diese Leute heute ja eher spärlich gesät sind kann ich als Belohnung für die Arbeit nur ein Freiexemplar dieses oder eines beliebigen anderen Buches von mir anbieten.

Dafür muss man nichts von Raumfahrt verstehen. Wichtig ist nur gute Kenntnis der Rechtschreibung um mein größtes Manko auszugleichen und vor allem Mut – Mut auch mal Sätze umzustellen, die bei mir so häufig verwendeten Füllwörter wie „auch“, „noch“, „aber“ zu löschen etc.

Wer Interesse hat, sollte sich per Email melden an bl „at“ bernd-leitenberger.de.

12.2.2019: Elitär

Kürzlich kam es in einer Radiosendung eine Diskussion zwischen dem Gast der im Vorstand einer Förderschule für Hochbegabte und der Moderatorin. Dabei sprach dieser von einer „Leistungselite“. Das brachte mich auf den heutigen Blog. Das Wort „Elite“ hat ja einen guten Klang, noch besser als „Professionell“, das inzwischen ja dank des breiten Verwendens im Amerikanischen heute schon synonym für „Normal“ verwendet wird, so heißt die kleinste Version vieler Softwarepakete, die man kaufen kann, „Profesional“ und bei Windows ist es die normale Version, die Home-Version ist dagegen eine beschnittene Version. Dann gibt es natürlich noch das Computerspiel mit dem gleichen Namen – Elite, wo der höchste Rang den man erreichen konnte, auch „Elite“ war.

Was bedeutet Elite?

Für mich bedeutet Elite im Prinzip, das ich ein Kollektiv habe, das sich in zwei Dingen von der Allgemeinheit unterscheidet:

Es gibt ja Einkommenseliten, die meiner Erfahrung nach in Deutschland gar nicht so gerne zu den Eliten gehören wollen. Friedrich Merz mit einem Jahreseinkommen von über 1 Million Euro zählt sich zur gehobenen Mittelschicht. Auch mein Bruder der zwar nicht so viel wie Merz verdient, aber auch Millionär ist, zählt sich zum Mittelstand. Dann eben die Leistungseliten. Eine Elite kann aber auch durch andere Kriterien abgeschlossen werden. Der Adel ist so eine, auch wenn er viel von seinem Elitestatus verloren hat. In England gibt es viele geschlossene Gesellschaften, in die man auch nicht so einfach hereinkommt. So Clubs, bei denen man auch als Millionär nur reinkommt, wenn ein anderes Mitglied einen empfiehlt.

Ich dachte mir „Eigentlich schreibst Du doch auch für Eliten. Die Elite, die sich nicht mit oberflächlichen Informationen von Plagiatsautoren abfindet“. Für die Nicht-Elite ist das ja schon zu viel. In dieser Rezension beschwert sich beispielsweise ein Käufer über zu viel Information, wie die Anzahl der Schrauben mit denen das Triebwerk befestigt ist. Dabei habe ich sogar extra das Drehmoment weggelassen ... Für diese Ansicht spricht auch, dass ich so wenige Rezensionen zu meinen Büchern bekomme. Massenweise Rezensionen verfassen oft Leute mit zu viel Zeit oder die sich selbst beweisen müssen, indem sie im globalen Ranking von Amazon aufrücken. Die echte Elite hat so was nicht nötig.

Ich habe mir überlegt, wie ich mein Vertriebskonzept an den Kundenkreis einer Raumfahrt-Bildungselite anpassen könnte und mich zu Folgendem entschlossen:

Anpassung des Preises an den Inhalt und das Renommee

Noch aus meinem Studium weiß ich, das Lehr- und Fachbücher um so teurer sind, je schwieriger zu lesen sie sind. Unter den Studenten wurde übrigens nicht der Titel genannt, sondern das Autorenkollektiv. Da gab es also den Hollemann-Wiberg, Dickerson-Gray, Morrison-Boyd und Bayer-Walter. Für Lebensmittelchemiker natürlich unentbehrlich der Belitz-Grosch. Ist im Nachhinein irgendwie komisch, denn zumindest bei den Grundlagenbüchern erschienen diese in der 20-sten oder noch höheren Auflage und die Autoren, die sie mal begonnen haben sind längst tot. Solche Lehrbücher sind teuer. Der Belitz-Grosch kostete schon, als ich studierte über 100 DM, nun sind es 100 Euro. Selbst die eigentlich für Laien geschriebenen Springer Praxis books space exploration kosten im Durchschnitt 50 bis 70 Euro. Wenn man von den ganz dicken Wälzern von mir absieht, sind meine Bücher mit in etwa der gleichen Seitenzahl (300 bis 400) viel billiger so zwischen 20 bis 25 Euro. Also beginnend mit dem nächsten Buch über die Saturn, das so um 300 Seiten umfassen wird, passe ich den Preis der Erwartungshaltung meiner elitären Leser an. Es sollte ja 20 Euro kosten, aber 50 Euro sind dem Inhalt eher angemessen. Eine Rolex geht ja auch nicht für 20 Euro über die Theke. Ein E-Book wird es natürlich nicht mehr geben, denn das könnte ja jeder kopieren.

Als positiven Nebeneffekt kann die Ausstattung besser werden. Meine Bücher erscheinen ja bisher nur als Paperback und meist ohne farbige Bilder. Bei einem Preis von 50 Euro für das Buch wäre beides möglich.

Exklusivität

Nun ist der Preis aber noch kein einziges Kriterium für eine Elite. Wie ich schon schrieb. Es muss exklusiv sein. Für 50 Euro könnte sich ja sonst jeder Hinz oder Kunz das Buch kaufen, ohne aber den Inhalt würdigen zu können. Ich sehe das an den Plagiaten, die in einem früher renommierten Verlag erscheinen (inzwischen dort schon von zwei Autoren), wo die Autoren nicht nur meine Website und Bücher ausgeschlachtet haben, sondern noch Fehler eingebaut haben, was mich besonders ärgert. Doch wie kann man gewährleisten, dass nur das richtige Publikum das Buch bekommt? Nun es darf nicht in den normalen Buchhandel kommen. Bisher hatten meine Bücher ja eine ISBN-Nummer und waren so von jedermann entweder über den Buchhandel oder direkt vom Verlag beziehbar. Das wird sich nun ändern. Das nächste Buch erscheint nur noch in Eigenauflage, die ich dann persönlich vertreibe. Die Leser müssen dann persönlich vorstellig werden und können sich auf eine Prüfung ihres Raumfahrtwissens gefasst zu machen. Wie schon gesagt, in englische Clubs kommt ja auch jeder nicht rein. Willkommener Nebeneffekt, ich lerne meine Leser mal kennen und man kann sich ein bisschen über Raumfahrt unterhalten oder die eine oder andere Simulation laufen lassen. In einem Forum hat sich ja jemand mal geoutet, dass er 200 m von mir entfernt wohnt. Aufgetaucht ist aber in den inzwischen über 20 Jahren, in denen ich die Website betreibe, noch keiner persönlich.

Um ein Herauslecken der Bücher zu Kreti und Pleti zu verhindern, wird natürlich jedes Buch dann von mir handsigniert und mit dem Namen des Empfängers versehen und der neue Eigentümer muss eine Erklärung unterzeichnen, dass er as Buch nicht weiterverkauft oder eine Vertragsstrafe zahlen muss.

Für entfernte Leser eine exklusive Fragerunde

Langfristig ist das natürlich für Leser, die weiter weg wohnen etwas umständlich, sodass ich mir da noch eine Lösung überlegen muss. Ich glaube am besten ist es, dass ich eine Infoseite auf der Webseite schalte, mit einer festen Zeit, wo sich potenzielle Kunden bei mir telefonisch melden können und ich das Wissen dann direkt abfrage. Per Mail, das ich sonst vorziehe, geht es nicht, denn bei E-Mail hat man als asynchrones Medium die Möglichkeit zu recherchieren und erst dann zu antworten.

Interessenten können schon jetzt mal ihr Faktenwissen checken. Von den folgenden fünf Fragen solltet ihr drei richtig beantworten können, ohne nachzuschlagen:

Eine „gute“ Beurteilung wäre bei vier richtigen Antworten und eine ausgezeichnete bei fünf Antworten der Fall. Das setzt voraus das man meinen Blog wirklich intensiv und vollständig gelesen hat.

Potenzielle Interessenten des ersten Premium-Elite Buchs von Bernd Leitenberger über die Saturn Trägerraketen (Apollo Programm Band 1) können sich schon jetzt unter bl „at“ Bernd-Leitenberger.de melden. Sie werden dann vorgemerkt und verständigt, wenn das Buch erscheint. Ich denke, wenn das Konzept gut funktioniert werde, ich alle anderen Raumfahrtbücher darauf umstellen. Die sich an die Allgemeinheit wendenden Bücher über Ernährung und Computer bleiben aber so im Handel.


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