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Web Log Teil 551 : 21.4.2019 - 25.4.2019

21.4.2019: Die Bastelrakete

Inzwischen ist die zweite Auflage der „Fotosafari durch den Raketenwald“ durch und wartet auf den Korrekturleser. 232 Seiten sind es geworden – 56 mehr als in der ersten Auflage. Mit 17 neuen Trägern und Startübersichten. Man stolpert dann auch über Träger, die man sonst nicht so im Blickfeld hat. Auf mein heutiges Thema kam ich durch die iranischen und nordkoreanischen Trägern. Nach allgemeiner Auffassung basieren diese auf der russischen Kurzstreckenrakete Scud. Diese wiederum ist nichts anderes als eine leicht verbesserte Wasserfall-Rakete, die wiederum eine verkleinerte A-4 ist. Auf gut deutsch – sie setzen die Technologie ein, die Wernher von Braun schon vor 70 Jahren entwickelte und wenn er damals die Mittel für eine Rakete bekommen hätte, die den Weltraum erreicht hätte. Die Nutzlast wäre wohl ähnlich gewesen. Vergleichen mit heute ist die Nutzlast klein. Die iranische Safir wiegt in etwa so viel wie eine Falcon 1, aber mit einem Zehntel der Nutzlast. Auf den Blogtitel kam ich durch Wolfgang Schmucker. Er ist NATO-Raketenexperte und hat sich die Reste einer nordkoreanischen Unha angesehen, die von Südkorea aus dem Meer gefischt wurde, und benutzte dabei Worte wie „Bastelei“ oder „Baumarktrakete“, weil die Verkabelung quer lief und nicht sauber gebündelt und vibrationsfest fixiert wurde.

Mit meiner Simulation habe ich mir mal vorgenommen, das zu rechnen. Was würde passieren, wenn man nicht nur Cubesats selbst bauen würde (es gibt sogar einen Shop dafür – das Teuerste ist übrigens ein Antriebssystem, das kostet so viel wie eine Eigentumswohnung). Nehmen wir an, eine Gruppe engagierter Amateure würde selbst eine Orbitalrakete bauen. Was könnte sie erreichen. So fern ist das nicht. Es gibt ja Kopenhagen-Suborbitals die versuchen zumindest suborbitale Flüge mit einer selbst entwickelten Rakete. Beschränkt man sich auf Feststoffe, so halte ich das sogar umsetzbar. Das Gehäuse kann aus Edelstahl bestehen. Daraus bestanden auch lange die Booster und die von Ariane 5 tun es immer noch. Im Prinzip ein Rohr in der benötigten Wandstärke reicht. Zur Düse hin dann ein konisches Stück und die Düse dann wieder ausweitend, wobei man zur Materialersparnis nach unten hin die Wandstärke reduzieren kann. Die Befüllung mit HTPB / Aluminium / Ammoniumnitrat kann ein kleineres Chemieunternehmen leisten. Gezündet kann elektrisch werden.

Problematischer ist die Stufentrennung. Sprengschnüre um einen Verbindungsring zu durchtrennen sind wohl Technologien, an die man als Privatperson nicht rankommt. Doch es ginge auch einfacher. Wenn die untere Stufe in einem Kreisring ausläuft und die obere genau in diesen eingestreckt werden kann so sollte das bei Schub von unten halten. Und wenn die obere Stufe zündet, dann zieht sie sich selbst aus dem Ring heraus.

Für eine Privatperson komplex ist die Steuerung. Sie ist eigentlich nicht kompliziert, jedoch im einfachsten Fall schon eine Menge Feinmechanik. Das Grundprinzip setzte schon die A-4 ein. Eine Kreiselplattform wurde vor dem Start in Rotation gesetzt. Die A-4 startete vertikal. Nach einer bestimmten Zeit, diese konnte vor dem Start zur Reichweitenanpassung eingestellt werden wurde die Plattform um einen festen Betrag pro Zeiteinheit geneigt. Ein schnell rotierender Kreisel will seine Rotationsachse aufrechterhalten und da sie nun nicht mehr in die Bewegungsrichtung zeiget gibt er eine Kraft ab. Diese wurde verstärkt und genutzt um die A-4 zu drehen. Solange bis ihre Ausrichtung wieder der Kreiselplattform entsprach. Die A-4 drehte sich. Bei einer Trägerrakete verfährt man genauso. Die Oberstufen der ersten Träger waren dann ungeregelt. Sie wurden vor dem Start durch Rotation stabilisiert indem ein kleiner Antrieb sie aufspinnte und bei einem bestimmten Bahnpunkt gezündet. Im Prinzip nichts komplexes, aber vielleicht eben nichts für jemanden mit einer Werkbank um eine Raketenhülse zu drehen. Ich habe mir für die Bastelrakete ein anderes Verfahren ausgedacht, das wie folgt funktioniert:

Die Rakete startet schräg, das tun heute auch noch japanische Raketen. Der Startwinkel muss so bemessen sein, dass der Scheitelpunkt der Bahn nahe der späteren Minimalhöhe eines Satelliten liegt. Nach Ausbrennen der ersten Stufe kommt eine Freiflugphase, in der zwei kleine Feststoffantriebe die Rakete drehen. Der erste Stufe dreht sich in der Freiflugphase um einen bestimmten Betrag pro Zeiteinheit. Im Vakuum geht die Drehung endlos weiter, sodass sobald 0 Grad oder ein kleiner Winkel erreicht sind, ein zweiter Antrieb mit demselben Impuls die Drehung stoppt. Die Zeit dafür gibt es bei einer Freiflugphase. Dann zünden kurz hintereinander die Oberstufen. Sie bringen die Horizontalbeschleunigung auf.

Für die Rakete habe ich die Daten eines Castor IV Boosters genommen. Das war ein Low-Expensive-low Technology Booster, der im Prinzip nur aus einer Stahlhülse mit Treibstoff bestand. Keine schwenkbare Düse, keine CFK-Gehäuse. Er wog rund 4,5 t und kostet, wenn man den Preis auf heutige Verhältnisse hochrechnet, rund 600.000 Dollar. Nimmt man das Voll/Leermasseverhältnis von 7:1 und den niedrigen spezifischen Impuls so erhält man diese Rakete:

Rakete: Einfachrakete

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
17.910507.8911.3590,28 140,00 200,00 400,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
300289020160 8680100
StufeAnzahlVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1114.0002.0002.500 300,0 350,0 85,71 0,00
213.0004102.600 80,0 80,0 84,17 198,00
317001802.600 25,0 25,0 54,08 293,17
41140202.600 5,0 5,0 62,40 353,25

Simulationsvorgaben

AzimuthGeografische BreiteHöheStartgeschwindigkeitStartwinkelWinkel konstant
90,0 Grad28,3 Grad10 m0 m/s86 Grad87,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
 PerigäumApogäumSattelhöhe
Vorgabe200 km400 km140 km
Real177 km402 km140 km
Inklination:MaximalhöheLetzte HöheNutzlastMaximalnutzlastDauer
27,5 Grad191 km178 km50 kg58 kg411,5 s
Umlenkpunkte Nr. 1
Zeitpunkt 207,0 s
Winkel 1,2 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Brennschluss 1 Rollprogramm Verkleidung Zündung 2 Winkelvorgabe Brennschluss 2 Zündung 3 Brennschluss 3 Zündung 4 Orbitsim Sim End Brennschluss 4
Zeitpunkt 0,0 s 85,7 s 87,0 s 160,0 s 198,0 s 207,0 s 282,2 s 293,2 s 347,3 s 353,3 s 410,5 s 411,5 s 415,6 s
Höhe: 0,00 km 50,01 km 51,96 km 137,78 km 162,96 km 167,74 km 190,76 km 191,27 km 186,10 km 185,26 km 178,25 km 178,26 km 0,00 km
Dist: 0,0 km 0,1 km 0,2 km 2,4 km 4,5 km 5,1 km 14,6 km 17,5 km 46,5 km 52,3 km 147,3 km 149,9 km 0,0 km
v(v): 0 m/s 1823 m/s 1814 m/s 1197 m/s 880 m/s 996 m/s 475 m/s 384 m/s 22 m/s -27 m/s -419 m/s -431 m/s 0 m/s
v(h): 410 m/s 542 m/s 542 m/s 535 m/s 530 m/s 550 m/s 3190 m/s 3189 m/s 5442 m/s 5443 m/s 7638 m/s 7699 m/s 0 m/s
v: 0 m/s 1910 m/s 1902 m/s 1404 m/s 1225 m/s 1338 m/s 3381 m/s 3383 m/s 5590 m/s 5597 m/s 7801 m/s 7865 m/s 0 m/s
Peri: -6378 km -6310 km -6309 km -6310 km -6310 km -6299 km -5696 km -5694 km -4108 km -4102 km 166 km 177 km 0 km
Apo: -6378 km 176 km 177 km 176 km 176 km 186 km 191 km 191 km 188 km 188 km 196 km 402 km 0 km
Zeit: 0,0 s 85,7 s 87,0 s 160,0 s 198,0 s 207,0 s 282,2 s 293,2 s 347,3 s 353,3 s 410,5 s 411,5 s 415,6 s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apohgäum Inklination
1:1.912,7 m/s176,1 km 29,8 km415,6 s-6.309,4 km176,8 km65,9 Grad
2:3.384,8 m/s191,3 km 83,4 km415,6 s-5.694,2 km191,3 km32,8 Grad
3:5.595,2 m/s191,3 km 138,9 km415,6 s-4.102,0 km187,9 km28,9 Grad

Diagramme

Wie man sieht, schafft sie rund in den Orbit, in etwa die Leistung der Safir. Das spezifische Programm erkennt man an der Abbildung, die beim Höhen-/Distanzprogramm diese schnelle Umlenkung zeigt. Die dritte Stufe ist für Steuerung, Batterien. Telemetrie etwas schwerer. Sonst könnte man noch etwas Nutzlast rausholen. Vier Stufen sind es weil die Leermassen hoch und spezifische Impulse recht ungünstig sind.

Nur als Vergleich: Mit einem optimierten Aufstiegsprogramm erreicht dieselbe Rakete eine Nutzlast von 90 kg, also 80 % mehr. Der Unterschied ist vor allem deutlich im Höhendiagramm erkennbar.

Die Nutzlast wird in einen elliptischen Orbit entlassen, wie ihn auch die ersten Satelliten auf Junos, Black Arrow und Diamant hatten. Es ist bei der Strategie sehr schwierig, Bahnen mit einem hohen Perigäum zu erhalten. Man müsste dazu die oberen Stufen erleichtern, was die Nutzlast reduziert. Der Satellit ist aber dann auf einer stabilen Umlaufbahn und kann selbst die Bahn anheben. 50 bis 90 kg reichen immerhin für Mikrosatelliten.

Rakete: Einfachrakete

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
17.910507.8912.5820,28 140,00 200,00 400,00 90,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
300289020160 8680100
StufeAnzahlVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1114.0002.0002.500 300,0 350,0 85,71 0,00
213.0004102.600 80,0 80,0 84,17 198,00
317001802.600 25,0 25,0 54,08 293,17
41140202.600 5,0 5,0 62,40 353,25

Simulationsvorgaben

AzimuthGeografische BreiteHöheStartgeschwindigkeitStartwinkelWinkel konstant
90,0 Grad28,3 Grad10 m0 m/s90 Grad10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
 PerigäumApogäumSattelhöhe
Vorgabe200 km400 km140 km
Real194 km403 km140 km
Inklination:MaximalhöheLetzte HöheNutzlastMaximalnutzlastDauer
27,5 Grad195 km195 km90 kg97 kg331,6 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2
Zeitpunkt 161,8 s 240,0 s
Winkel 2,2 Grad -10,6 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Brennschluss 1 Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Brennschluss 2 Zündung 3 Winkelvorgabe Brennschluss 3 Zündung 4 Orbitsim Sim End Brennschluss 4
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 85,7 s 128,7 s 160,0 s 161,8 s 212,9 s 215,9 s 240,0 s 270,0 s 273,0 s 330,2 s 331,6 s 335,4 s
Höhe: 0,00 km 1,31 km 46,19 km 92,75 km 122,43 km 124,29 km 166,95 km 168,83 km 181,48 km 190,50 km 191,03 km 195,07 km 195,09 km 0,00 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,2 km 1,6 km 3,9 km 4,1 km 16,0 km 17,3 km 31,1 km 60,2 km 64,2 km 181,8 km 186,0 km 0,0 km
v(v): 0 m/s 89 m/s 1534 m/s 1166 m/s 1346 m/s 1354 m/s 876 m/s 850 m/s 557 m/s 79 m/s 54 m/s -700 m/s -717 m/s 0 m/s
v(h): 410 m/s 407 m/s 1382 m/s 1373 m/s 1938 m/s 1982 m/s 3979 m/s 3984 m/s 4709 m/s 6052 m/s 6056 m/s 7664 m/s 7720 m/s 0 m/s
v: 0 m/s 451 m/s 2072 m/s 1839 m/s 2413 m/s 2455 m/s 4140 m/s 4141 m/s 4817 m/s 6130 m/s 6135 m/s 7791 m/s 7850 m/s 0 m/s
Peri: -6378 km -6369 km -6238 km -6239 km -6113 km -6102 km -5337 km -5334 km -4847 km -3440 km -3431 km 186 km 194 km 0 km
Apo: -6378 km 3 km 136 km 136 km 182 km 184 km 197 km 197 km 197 km 195 km 195 km 208 km 403 km 0 km
Zeit: 0,0 s 10,0 s 85,7 s 128,7 s 160,0 s 161,8 s 212,9 s 215,9 s 240,0 s 270,0 s 273,0 s 330,2 s 331,6 s 335,4 s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apohgäum Inklination
1:2.075,5 m/s135,9 km 26,9 km335,3 s-6.237,6 km136,7 km42,2 Grad
2:4.145,3 m/s197,3 km 114,0 km335,3 s-5.334,0 km197,3 km31,1 Grad
3:6.136,1 m/s195,3 km 176,9 km335,3 s-3.431,1 km195,3 km28,4 Grad

Diagramme

22.4.2019: Kohlendioxid einsparen

Seit gestern läuft meine PV-Anlage, noch ist nicht mal Mittag und sie hat schon 16,4 kWh erzeugt, was nach dem Webbrowser 11,5 kg Kohlendioxid entspricht. Da für mich die Minimierung meines eigenen CO2-fussabdrucks ein Grund für die Anschaffung war, habe ich mich mal des Themas angenommen.

Denn es gibt ja mehrere Zahlen dafür. Ich rechne jetzt mal, damit man eine einheitliche Rechengrundlage hat in Kilogramm Co2 (Kohlendioxid) pro 1000 kWh.

Ich habe bei einem Anbieter mit dem Kostenvoranschlag eine Berechnung bekommen, nach der ich 636 kg CO2 pro 1.000 kWh einsparen. Der Wechselrichter rechnet im Webinterface sogar mit 701 kg/1000 kWh. Benutzter man den CO2-Rechner des Umweltbundesamts so sind es nur 457 kg/1000 kWh. Wie kommen die verschiedenen Werte zustande?

Nun primär, welche Berechnungsgrundlage ich nehme.

Best-Case im Sinne von Kohlendioxideinsparung ist, wenn ich Braunkohle als Basis nehme. Also meine Anlage ersetzt ein „Braunkohlekraftwerk“. Braunkohle hat mehrere Nachteile. Bei ihr ist der Verkohlungsprozess noch nicht abgeschlossen, sodass sie noch organische Substanzen enthält – der Sauerstoffanteil liegt noch bei 21 bis 56 % und sie enthält auch Wasser. Sie ist so eine Zwischenform zwischen Holz und Kohle. Da sie so teiloxidiert ist, ist ist ihr Brennwert gering. Sie produziert also viel Kohlendioxid pro Kilogramm Kohle. Daneben enthält sie noch 4 bis 8,5 % Wasser und das wird mitverdampft. Das kostet nicht nur Energie es senkt auch die Abgastemperaturen ab und jedes Kraftwerk kann nur so viel Nutzenergie aus thermischer Energie gewinnen, wie der Temperaturunterschied zwischen Abgas beim Start und nach Passieren der Turbine ist, im Verhältnis zur Ausgangstemperatur. Je höher die Gastemperatur ist desto höher ist der Wirkungsgrad.

Nach Wikipedia liegt ein Braunkohlekraftwerk bei 980 – 1230 kg Co2 pro 1000 kWh. Also noch deutlich höher als die obigen Werte

Steinkohle liegt besser. Sie enthält mehr Kohlenstoff, bis zu 70 % (wenn man die restlichen organischen Bestandteile verbrennt, indem man die Kohle unter Sauerstoffabschluss pyrrolisert dann erhält, man Koks). So ist die Bilanz besser nämlich 790 bis 980 kg Co2 pro 1000 kWh

Erdgas liegt um einiges besser. Zum einen fehlen hier die anderen organischen Substanzen fast völlig. Daneben enthält es von den Kohlenwasserstoffen maximal Wasserstoff pro Kilogramm Masse und Wasserstoff erzeugt kein Kohlendioxid beim Verbrennen und hat einen hohen Brennwert. 1 kg Wasserstoff liefert 134 MJ/kg. Steinkohle nur 29 MJ. Erdgas liegt bei 25 % Wasserstoffanteil bei 46 MJ/kg. (Benzin zum Vergleich mit geringem Wasserstoffanteil bei etwa 38 MJ/kg). Entsprechend liegt ein Gaskraftwerk bei 640 kg Kohlendioxid/1000 kWh, und wenn man noch die Wärme nutzt, kommt man auf Werte von 410 bis 430 kg/1000 kWh. Fotovoltaik ist auch nicht emissionsfrei. Die Herstellung kostet ja auch Energie. Sie liegt bei 80 bis 160 kg/1000 kWh. Windkraftanlagen und Atomkraftwerke liegen deutlich besser.

Doch das sind nur die reinen Energieträger. In der Realität hat man einen Strommix. Wir haben ja schon einen großen Anteil an regenerativen Energiequellen und das senkt den Durchschnitt ab. Je nachdem was ich also als Anteil der regenerativen Energieträger oder Anteil an Braunkohle / Gas nehme, komme ich auf unterschiedliche Werte. Ich habe für mich den Wert des Bundesumweltsamts genommen, denn dessen CO2-Rechner habe ich als Basis genommen, meine Bilanz zu senken. Ich lag vorher bei 10,01 t Co2 pro Jahr – unter dem Bundesdurchschnitt, aber höher als ich wollte. Was mir meine Bilanz verhagelt, ist das ich nun alleine in einem Haus wohne, das früher für meine ganze Familie Platz bot. Selbst wenn ich intelligent heize, brauche ich 1500 Liter Heizöl pro Jahr. Als meine Mutter noch lebte, waren es nu 300 bis 600 Liter mehr. Das zeigt die Problematik: man heizt indirekt Räume mit die man nicht bewohnt. Mit der PV-Anlage habe ich 2,45 t eingespart, wenn sie die Jahresleistung bringt, die der Anlagenbauer errechnet hat (rund 6070 kWh).

Das nächste was ich angehe, wäre die Umstellung auf reinen Ökostrom. Stromerzeugung aus fossilen Brennstoffen hat einen miserablen Wirkungsgrad. Das kommt nur wenig teurer in der Stromrechnung und spart eine weitere Tonne Kohlendioxid ein. Dann wird es schwierig. Es scheint relativ umständlich zu sein sich als Privatperson einfach nur mit Kapital an einem Windpark oder Ähnlichem zu beteiligen, ohne gleich Gesellschafter zu werden. Die Bürgerenergie vor Ort hat eine Obergrenze von 1.000 Euro als Beteiligung, weil es eine Genossenschaft ist. Aber ich behalte das Thema im Blick. So nun ist der Artikel geschrieben. Kleiner Blick auf die Anlage: 20,9 kWh – rund 5,5 kWh mehr als beim Start (hat auch etwa eine stunde gedauert die Seiet zu schreiben). Es macht richtig Spaß zuzuschauen.

23.4.2019: Die stufenweise Anhebung – mal vorgerechnet

Eine Möglichkeit die Startkosten für eine Marsmission zu senken ist meiner Ansicht nach das ich mir die Schwerlastrakete spare und sie durch eine „Halbstarkenrakete“ ersetze. Das Konzept habe ich schon mehrmals im Blog erwähnt. Nun aber konkret mal durchgerechnet.

Das Konzept

Für eine Marsmission müssen je nach genauer Auslegung drei bis fünf Teile gestartet werden. Diese müssen teilweise im Erdorbit zusammen koppelt werden, teilweise aber auch direkt auf dem Mars gelandet werden. Manche auch schon ein Startfenster vorher. Solche Elemente könnten sein:

Das sind dann 5 Starts einer Schwerlastrakete. Die Idee, die ich habe ist: anstatt mit dieser Schwerlastrakete 50 bis 70 t zum Mars zu was tansportieren, transportiere ich diese erst mal in einen Erdorbit und hebe diesen stufenweise an. Die Massenuntergrenze sind die schwersten Module ohne Treibstoff, das sind im Normalfall die Marslandemodule, bei allen anderen macht der Treibstoff viel aus und denn kann man nachfüllen oder auffüllen. Eine weitere Einschränkung ist, dass der letzte Orbit vor dem Verlassen noch stabil sein muss. Wenn das Apogäum zu hoch ist, stört der Mond den Orbit. Zudem muss der Treibstoff ausreichen, um die Überschussgeschwindigkeit über Fluchtgeschwindigkeit zu erreichen und dass, nachdem die Stufe schon Treibstoff verbrauchte, um in den letzten Orbit zu gelangen. Hier ein Beispiel mit einer zweistufigen Rakete, ohne existierendes Vorbild, aber angelehnt an das BE-4 Triebwerk:

Rakete: Testrakete

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

1.320.020

50.000

8.027

0

3,79

140,00

200,00

900,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

18.000

28

90

20

160

90

10

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

1.000.000

60.000

3.600

18000,0

21600,0

156,67

0,00

2

1

270.000

15.000

3.600

2400,0

2400,0

383,00

160,00

Das ist eine für eine Marsmission etwas geringe Geschwindigkeit doch durch leichte Senkung der Nutzlast auf 45 t kommt man in den Bereich, in dem diese Rakete eine Marsmission durchführen könnte und sie hat nur eine etwas größere LEO-Nutzlast als eine New Glenn.

Der Vorteil der Vorgehensweise ist:

Es gibt bei den Konzept nur einiges zu beachten: Man muss das unbemannte Koppeln im Orbit beherrschen. Das sehe ich aber als gegeben an, bedenkt man, dass die ATV dies demonstriert haben. Bei Orbits deutlich über den GPS-Orbits müsste man auf deren Hilfe verzichten oder im unteren Teil der Bahn ankoppeln. Problematisch werden relativ schwere Elemente. Das ist z. B. der Fall bei der Transferstation wegen des Treibstoffs und auch des angekoppelten Raumschiffs für die Besatzung. Wenn sie zu schwer sind, dann reicht die letzte Anhebung nicht aus, um sie auf einen Fluchtkurs zu bringen. In diesem Falle muss man dieses Element mit einer eigenen Transferstufe ausstatten, sofern es keine hat und auftanken. Sinnigerweise, da Monate zwischen den Starts liegen können mit lagerfähigen Treibstoffen. In kleinem Maßstab klappt das ja bei der ISS, man müsste es auch mit größeren Mengen mal ausprobieren.

25.4.2019: Designentscheidungen bei einer Marsmission

Gerade wurde ein Report veröffentlicht, der eine bemannte Marslandung für 2033 für technisch und finanziell unmöglich hält. Ich will mich mit dem Report nicht im Detail auseinandersetzen aber doch als Aufhänger nutzen.

Der Plan sieht so aus: Man entwickelt von 2023 bis 2026 zuerst eine Raumstation um den Mond, „Lunar Gateway“. Dann ein Deep Space Transport (DST) der final dann eine Crew zu einer 1.100 Tage Mission zum Mars bringt. Bis 2037 könnet diese Mission dann erfolgen, 2033 scheidet wohl aus. Dies soll nur eine Orbitalmission sein. In den Kostenunterlagen kommen aber dann doch noch Lunar Landings und Mars Surface Systems vor. Allerdings mit Kostenfaktoren von 20 bzw. 55 Milliarden Dollar, die gemessen am Gesamtbudget von 217 Milliarden recht klein sind. Die Orbitalmission zum Mars liegt dagegen bei 117 Milliarden. 129 Milliarden braucht man bis zum Lunar Gateway, was auch die Entwicklung von größeren SLS und Abschluss der Orionentwicklung beinhaltet.

Inkrementelle Entwicklung

Eine Designentscheidung ist, wie man es angeht. Die NASA-Vorgehensweise ist wie bei Apollo, eigentlich auch wie bei den Programmen davor. Man hat inkrementell die Anforderungen erhöht. Deutlich sehr gut bei Apollo:

Nur so ist dieses Lunar Gateway zu verstehen. Im Prinzip ist dies so zu verstehen: Bei der Iss kann man in einer Stunde wieder auf der Erde sein, wenn etwas passiert. Beim Lunar Gateway sind es 3 Tage und bei einer Marsmission Monate. Nur halte ich das nicht für zielführend. 3 Tage so lange kann man auch in einer Kapsel aushalten, aber nicht Monate. Das Lunar Gateway ist viel zu erdnah, um als Zwischenstufe zu fungieren. Wenn an auf dem Mond landet, kann man auch wenig der Hardware und Erfahrungen für eine Marsmission übernehmen. Der Lander wird z.B. viel leichtgewichtiger sein und er muss nicht aerodynamisch sein. Die Temperaturbedingungen und Gravitation sind andere. Der Tag und die Nacht dauernd jeweils 14 Tage, beim Mars liegt die Tagesdauer bei 24,7 Stunden.

Die derzeitige Politik geht davon aus, die Masse zu reduzieren. Vergangene Pläne gingen von etwa 1.000 t im Erdorbit aus, aufgeteilt auf 4-6 Starts. Nach Verlassen des Erdorbits geht das schon auf 250 bis 300 t zurück. Die Elemente, die in einen Marsrorbit einschwenken werden, auch zum größten Teil aus Treibstoff bestehen. Bei einem Start vom Mars kommt nur ein Buchteil im Orbit an.

Die NASA-Strategie ist es also, diese Masse zu reduzieren. Zum Beispiel durch ein Umweltkontrollsystem. Das muss Wasser regenerieren, Sauerstoff bereitstellen und Kohlendioxid entsorgen. Das hat man schon auf der ISS laufend verbessert. Man kann es weiter verbessern. Doch der Gewinn wird immer kleiner. Wasser ist der Großteil. Alleine zum Trinken braucht man 2-3 l. Dagegen kommen alle Gase maximal auf 1 kg pro Tag. Hier ist abzuwägen ob es sinnvoller ist dieses System weiter zu optimieren oder einfach mehr Vorräte mitzuführen.

Treibstoffe

Die Station wird LOX/Methan einsetzen. Diese Kombination hat eine höhere Energie als lagerfähige Treibstoffe. Ist aber kryogen, muss also über Jahre flüssig gehalten werden. Selbst wenn es nur kleine Verluste durch verdampfen gibt, so können die über diese Zeit die Bilanz deutlich verschlechtern. Für eine Bodenmission, die in diesem Plan noch nicht mit drinnen ist, wäre dann noch die Option den Treibstoff vor Ort zu gewinnen. Dazu benötigt man eine Energiequelle und eine kleine Fabrik. Der Prozess selbst ist nicht komplex, nur betreibt man ihn auf der Erde mit Trinkwasser und Kohlendioxid aus Kraftwerken, nicht mit im Boden steckendem und verunreinigtem Eis und einer sehr dünnen Marsatmosphäre. All das sollte mal auf dem Mars erprobt werden. Dann muss der erzeugte Sauerstoff und das Methan ebenso wie der Wasserstoff gekühlt werden, sonst verdampft ab einer bestimmten Zeit mehr als man gewinnt. Alternativ landet man den Treibstoff wie bisher. Das erhöht dann wiederum die Startmasse.

Ionentriebwerke:

Die DST benutzt Ionentriebwerke, um die Reisedauer zu verkürzen. Das ist ein Kompromiss zwischen dem enormen Strombedarf, den ein reiner Ionenantrieb hat und dem Gewichtsvorteil. Bei einer Marslandung machen Sie meiner Ansicht nach teilweise Sinn. Man kann mit ihnen die Zeit auf der interplanetaren Bahn verkürzen und im Orbit um den Mars Treibstoff einsparen, indem man dort nach Abkoppeln der Besatzung den Orbit absenkt. Analog wieder bei der Rückreise die Reisedauer verkürzen. Nur – wenn ich sowieso nur eine Marsumkreisung ohne Landung durchführe, ist das wenig hilfreich. Klar man ist so länger in einem Marsorbit. Aber die für Astronauten problematische Phase der Schwerelosigkeit ist gleich lang und seien wir ehrlich – bemannt kann man im Marsorbit auch nicht mehr beobachten, als mit Raumsonden zu einem Bruchteil der Kosten. Dafür benötigt man eine enorme Stromversorgung von 500 kW Leistung – doppelt so viel wie bei der ISS zu einem Bruchteil des Gewichts. Das muss alles entwickelt werden.

Alternativ verzichtet man darauf, hat eine etwas längere Zeit in der interplanetaren Bahn. Dafür braucht dann mehr chemischen Treibstoff.

Fazit

Kurzum: es gibt etliche Stellschrauben, an denen man drehen kann. Der Kurs der NASA ist es die Masse zu verringern. Ich habe die entgegengesetzte Anweisung. Wir haben die ISS, deren Lebenserhaltung seit 20 Jahren reibungslos funktioniert. Sie wird zwar laufend mit Vorräten versorgt, jedoch die könnte man wie auch bei einer Marsmission schon beim Start bereitstellen. Meiner Ansicht nach könnte man starten, wenn man bereit ist mit der heutigen Technologie, dafür wäre dann eben die Masse viel größer, wenn das Umweltkontrollsystem nicht so effizient ist, man lagerfähige Treibstoffe anstatt Methan/Lox und Ionentriebwerke eingesetzt werden. Aber man kann jetzt schon loslegen.

Für mich läuft es auf eine Kosten/Nutzenrelation heraus: Entwicklungskosten gegen Transportkosten. Da die Landung nicht geplant ist und die DST derzeit 88 t wiegt denke ich kommt man mit der Hälfte der 1.000 t in einen Erdorbit aus, die meist für eine Marsmission genannt werden. 500 t transportiert mit einer Ariane 6 verursachen Transportkosten von 2.640 Millionen €, also sagen wir mal 3.000 Mill. $. Vergleichen mit den über 33 Mrd. für die erste Marsmission ist das gerade mal ein Zehntel. Selbst wenn man nun doppelt so hohe Transportkosten hat, dann lohnt es sich, wenn die Entwicklungskosten um denselben Betrag gesenkt werden können. Man käme mit Auftanken und stufenweiser Anhebung des Orbits auch mit einer Rakete viel kleiner als eine SLS aus. Eine New Glenn oder Falcon Heavy würde reichen. Anstatt zwei Starts in einem Startfenster könnte man über 2 Jahre lang die Nutzlasten starten und den Orbit anheben, um erst im letzten Start sie zum Mars zu schicken. Die Station wiegt ja leer nur 48 t. Sie dazu diesen Blog.


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