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Web Log Teil 560: 1.7.2019 - 10.7.2019

1.7.2019: Artemis – oder die Jagd ist eröffnet

Trump ist ja der Meister der Tweets. Mich würde nicht wundern, wenn er damit auch den dritten Weltkrieg ankündigt. Das ist das eine. Wichtige politische Entscheidungen werden als Tweets angekündigt. Auf der anderen Seite kommentiert er alles per Tweet, teilt Beleidigungen über Twitter aus. Wenn er nicht gerade auf einer Konferenz ist, wie derzeit postet er um die 20 Tweets pro Tag. Dass man da nicht jeden Tweed ernst nehmen kann, liegt auf de Hand.

Schon seit längerer Zeit mahnt er, man müsste mehr in der bemannten Raumfahrt tun. Anfangs ging es um den Mars. Inzwischen um den Mond. Wahrscheinlich kennt er den Unterschied nicht, denn er tweedete auch, das der Mond ein Teil des Mars ist. Die Zeitrahmen von wenigen Jahren bei allen Forderungen waren unrealistisch.

Seit März hat sich das etwas geändert. Mike Pence, der Vizepräsident, der sich nicht so viel zu jedem Mückenschiss äußert, hat bekräftigt, dass man bald zum Mond zurückkehren will (vom Mars ist nun keine Rede mehr) und die NASA hat ein Programm namens Artemis eingeläutet. Bis 2024 soll es eine Miniraumstation auf dem Mond geben und bis 2028 ein Habitat auf dem Mond. 37 Flüge, die meisten davon mit „kommerziellen Vehikeln“ soll es geben.

Derzeit kann die NASA mit der SLSA nur eine Orion in eine Umlaufbahn um den Mond schicken. Es fehlt schon die Nutzlast, um auch einen Mondlander mitzuführen. Ein Mondlander oder gar ein Habitat gibt es nicht mal in den Planungen. Trotzdem stellt Blue Origin wie „zufällig“ wenige Wochen später ihre Blue Moon getaufte Mondlandestufe vor. Fehlt aber immer noch der Mannschaftsteil.

Insgesamt wirkt das ganze neue Mondprogramm chaotisch. Es ist nicht mal definiert was man denn nun machen will. Eine Mondbasis oder nur längere Expeditionen. Welche Rolle soll das Lunar Gateway, eine Art Miniraumstation, einnehmen?

Ich habe mir überlegt was ich dazu sagen soll. Man kann es mangels Fakten nicht beurteilen und ich will ehrlich gesagt auch nicht viel Arbeit in den Blog stecken, weil ich denke das es spätestens nach den nächsten Präsidentschaftswählen Geschichte ist. Aber es gibt einiges zu bemerken. Fangen wir mit dem Lunar Gateway an. Ich sehe in ihm keinen Nutzen. Eine Raumstation braucht man für einen längeren Aufenthalt. Würde man wie bei der Orion zu einem Asteroiden aufbrechen (auch eine Schnapsidee, denn die meisten sind nur in Jahren erreichbar und erfordern ein vergleichsweise hohes ΔV, damit aber auch die Fähigkeiten die man derzeit hat), dann wäre wegen der langen Missionsdauer eine Miniraumstation angekoppelt an die Orion sinnvoll. Aber bei einer Mondmission? Man ist in 3-4 Tagen beim Mond, die Landung geht entweder direkt oder aus einer Umlaufbahn aus in maximal einen Tag. Die Forschung aus der Umlaufbahn heraus ist aber dieselbe wie bei einem Satelliten. Da stören anwesende Personen nur, weil sie Störkräfte erzeugen. Bei der ISS entfällt ja der größte Teil der Forschung auch nicht auf die Erforschung der Erde und stattdessen auf Humanforschung und Materialforschung. Das kostet meiner Ansicht nach nur Geld. Der einzige Nutzen ist der das man vorweisen kann man wäre wieder beim Mond. Zwar nicht gelandet, aber doch in der Umlaufbahn. Dann kann man eben neue Rekorde für den Aufenthalt in der Mondumlaufbahn aufstellen. Tourismus halte ich für kaum möglich. Das hüpfende Komma: Um in einen Mondorbit zu kommen und wieder zurück braucht man in etwa ein ΔV von 1800 bis 2000 m/s. Das addiert dieselbe Masse zu Kapsel und Servicemodul als Treibstoff hinzu. Orion wiegt alleine um 10 t. Mit Servicemodul und Treibstoff 25 t. In ähnlichen Größenordnungen dürften auch Starliner und Crewed Dragon liegen. 25 t zum Mond schafft aber kein Falcon Heavy und keine New Glenn. Der einzige Nutzen der Station dürfte es sein, das man, wenn man zum Mars will, wegen der Reisezeiten so was braucht inklusive einer viel höheren Effizienz der Lebenserhaltungssysteme denn man kann zum Mars nicht so viele Gase und Wasser transportieren wie zur ISS. Doch das Testen eines solchen Moduls geht genauso im Erdorbit als ISS-Modul.

Der Zeitplan ist ein Witz. Apollo war „schedule-driven“, das heißt Kosten spielten, anders als heute eine untergeordnete Rolle, dafür das Einhalten des Zeitplans. Es wurde erreicht durch massiven Personaleinsatz. Zeitweise arbeiteten 400.000 Personen direkt und indirekt am Apolloprogramm, ein Vielfaches der 120.000 Personen, die in allen OECD Staaten zusammen heute in der Weltraumindustrie arbeiten. Nun will man etwas in einem ähnlichen Zeitplan erreichen, ohne eine Kostenabschätzung. Das Space Shuttle brauchte 9 Jahre von der Genehmigung bis zum Start. Die ISS 14 Jahre, wenn man alle Vorplanungen nimmt. Konstellation sollte auch 14 Jahre brauchen. Ich halte 2028 für eine Landung nicht für unmöglich. Die SLS ist weitestgehend entwickelt. Die Orion auch. Es fehlt eine Oberstufe für die SLS und der Mondlander. Das ist in acht Jahren machbar. Aber nicht mit der Kleckerles-Finanzierung wie bisher. Bushs und Obamas Programme hatten eine Gemeinsamkeit: es gab zu wenig Geld. Das dehnte die Zeitpläne aus, und das machte es auch leicht Constellation wieder einzustellen, weil man eigentlich nicht viel erreicht hatte. Angesichts seit Apollo laufend sinkendem NASA-Budget sehe ich aber da keine Trendwende. Vor allem hat Pence ja nicht angekündigt, dass die NASA Gelder bekommt. Wenn dann wäre das sowieso erst im nächsten Jahr. Doch im aktuellen Budgetplan der NASA sieht man auch davon nichts.

Ein Mondprogramm müsste nicht soviel wie Apollo Kosten, das inflationskorrigiert etwa bei 180 Milliarden Dollar liegen würde. Bei Apollo entfielen 40 % auf die Trägerrakete und 15 % auf das CSM. Beide Teile hat man schon weitestgehend fertig. Ebenso wurden Milliarden in Anlagen gesteckt, die man heute immer noch nutzt wie VAB, Teststände, Startanlagen. Auch das kann entfallen. Bei Apollo machten die Flüge nur einen kleinen Teil der Aufwendungen aus, etwa ein Viertel. Der Rest waren Entwicklungskosten. Das dürfte bei Artemis anders sein. Ich denke, wenn man noch eine weitere Oberstufe für die SLS braucht sowie einen Mondlander dann dürfte man noch etwa 40 Milliarden an Entwicklungskosten ansetzen. Jeden Flug setze ich auf 2 bis 3 Milliarden Dollar an. Da wäre man bei 14 Flügen wie bei Apollo bei rund 70 bis 80 Milliarden Dollar, wahrscheinlich wird es aber weniger werden, weil man heute nicht erst sieben Testflüge bis zur ersten bemannten Landung macht und es dann sicher nur eine Mission pro Jahr gibt. Mit 8 Milliarden mehr pro Jahr, etwa 40 % des aktuellen NASA-Budgets denke wird man bis zur Landung 2028 auskommen, dann absinkend auf den Betrag, den man pro Landung braucht.

Das wäre finanzierbar, wenn man es will. Doch den Willen sehe ich nicht. Kennedy hat ja nicht nur seine berühmte Mondrede gehalten. Er hat auch die NASA mehrfach besucht und vor allem er hat in derselben Rede auch neue Mittel für das Programm eingefordert, die auch bewilligt wurden. So gab es 1961 schon die ersten Aufträge. Das ist ein Riesenunterschied zu Bushs Konstellation oder Obamas Kurs. In keinem der Fälle gab es gleich eine Finanzierung, wenn dann einen langfristigen Plan, der vor allem auf Einsparungen an anderer Stelle beruhte.

Meine Meinung: das läuft aus wie bisher: es wird finanziert, aber so schwach das man kaum Fortschritte macht. Orion begann 2006, das ist jetzt 13 Jahre her. Einsatzbereit ist es immer noch nicht. Dafür hat man das Servicemodul komplett neu designt. Spätestens wenn der nächste Präsident (außer die Amis wählen Trump noch mal, im Land des unbegrenzten Wahnsinns ist das ja vorstellbar) ins Weiße Haus einzieht ist Artemis Geschichte.

Lediglich einen Profiteur wird es geben: das ist die Industrie. Denn Pence hat ja schon klar gemacht, dass er vor allem auf „kommerzielle“ Anbieter setzt. Die verdienen in jedem Fall, auch wenn man nach Milliardenausgaben alles wieder einstellt. Für sie ist die Jagd auf lukrative Aufträge nun eröffnet. Kommerziell soll nun ja auch die ISS werden, doch das ist ein anderes Thema.

3.7.2019: Die kommerzielle Nutzung der ISS

Die NASA hat in den letzten Wochen zwei Ankündigungen gemacht, welche die kommerzielle Nutzung der ISS betreffen. Zuerst das man die ISS durch kommerzielle Astronauten nutzen dürfe. Maximal 30 Tage dürfen sie an Bord bleiben, 35.000 Dollar pro Tag kostet die Nutzung der Stationsressourcen. Den Flug zur ISS müssen sie dann selbst zahlen. Dem folgte am 23.6.2019 die Ankündigung, dass man am Harmony Knoten einen Dockingport für kommerzielle Module freimachen würde. Inzwischen gibt es sogar eine Preisliste. Es gibt auch schon Statements. So von Bigelow, die für 52 Millionen Dollar vier Astronauten auf einmal transportieren wollen. Nanorack will eine Centaur Oberstufe einer Atlas in ein Modul konvertieren. Das Konzept ist nicht neu, wurde mal für Skylab vorgeschlagen. Anscheinend soll es heute funktionieren. Bigelow hat ja schon ein Modul als Technologiedemonstrator an der ISS. Sie setzen auf aufblasbare Module. Sie dürften deutlich größer als die Centaur Stufe mit ihren 3 m Durchmesser und einem Volumen von rund 45 m³ im Wasserstofftank sein.

Kommt nun die große kommerzielle Nutzung der ISS? Wohl eher nicht. Schon der begrenzte Zeitraum spricht dafür, dass es eine Ergänzung ist. Die Grafik auf der Preisliste der NASA lässt auf eine Nutzung im niedrigen einstelligen Prozentbereich schließen. Auch die Zeitdauer und die Gewichtsbeschränkungen sprechen für eine marginale kommerzielle Nutzung.

Es gibt nach der FAQ zwei mögliche Missionstypen. Das eine ist ein rein privat finanzierter Start. Der kann dann jedes Raumfahrzeug nutzen, das mit der ISS koppeln kann. Das Zweite ist ein NASA-Start mit einem „privaten“ (im Sinne von kommerziellen) Astronauten. Er wird wohl einen Sitzplatz einnehmen. Da die NASA mit Dragon und Starliner jeweils vier Astronauten starten will, gibt es da Startgelegenheiten, denn derzeit sind es im Mittel 1,5 NASA-Astronauten pro Sojus Start. Die krumme Zahl kommt zustande weil auch japanische und ESA-Astronauten transportiert werden und Russland mal einen und mal zwei Kosmonauten pro Flug stellt.

Die Dauer von 30 Tagen lässt auf eine Überlappung der NASA-Flüge in diesem Zeitraum schließen, das heißt der Astronaut fliegt mit einer Besatzung hoch und kehrt mit einer anderen, maximal 30 Tage später, zurück. Die kurze Dauer erlaubte es dem Astronauten, sich voll auf die Arbeit zu konzentrieren. Die Stammbesatzung, die um die 180 Tage an Bord ist muss jeden Tag mehrere Stunden Sport betreiben, um den Muskelabbau zu begrenzen.

Nun es ist nicht der erste Versuch die ISS kommerziell zu nutzen. 2001 veröffentlichte die NASA schon mal eine Preisliste. Die aber darauf basierte, dass von der Firma nur die Experimente stammten, sie aber von der NASA-Besatzung betrieben würden. Für den Betrieb eines Standardracks über ein Jahr, mit eingeschlossen 86 Crewstunden Arbeitszeit, verlangte 2001 die NASA 20,8 Millionen Dollar. Dazu kam noch der Transport und Rücktransport der Anlagen mit dem Shuttle zu Preisen von jeweils 10.000 $ pro Kilogramm.

Die gute Nachricht: das ist heute billiger geworden. Ein Rack kann bis zu 750 kg Fracht aufnehmen. Der Hochtransport kostet per Preisliste 3.000 Dollar/kg, der Runtertransport 6.000 Dollar. Eine Crewstunde kostet 17.500 Dollar. Beschränkt ist das heute aber auf maximal 175 kg und maximal 90 Stunden Crewarbeitszeit, nicht mehrere volle Racks. Immerhin, rechnet man die 750 kg auf 175 kg herunter, so kostete das 2001 noch 6,6 Millionen Dollar, heute nur noch 3 Millionen Dollar.

Das Dumme ist nur, das ist nicht kostendeckend. Bei CRS-1 kosteten 40 t Fracht 3,5 Milliarden Dollar, also 87.500 Dollar pro kg und nicht 3.000. Bei CRS-2 sind die Preise nicht bekannt, aber nach der GAO deutlich angestiegen. Der Betrieb der ISS, der natürlich auch neue Experimente beinhaltet, kostet alleine die NASA 2018 1493 Millionen Dollar. Was bei drei NASA-Astronauten und 24 Stundentagen (in der Realität arbeiten die drei Astronauten im Schnitt 3 Stunden am Tag) schon 57.000 Dollar pro Stunde sind. Auch das ist viel teurer als die 17.500 Dollar, die die NASA berechnet. Nimmt man die reale Arbeitszeit, so wird es sogar noch um den Faktor 7 teurer.

So verwundert es nicht, das dieses NEXTSTEP-2 Programm kein Geld einbringt, sondern die NASA dafür noch 561 Millionen dafür beantragt hat. Kommerzielle Nutzung bringt also kein Geld, sondern kostet noch Geld! Geld, mit dem man eine Mittelklassenmission in der Forschung finanzieren könnte.

Meine Meinung: so funktioniert Kommerzialisierung nicht. Wenn man etwas künstlich subventioniert unterhalb der Eigenkosten, dann wird man so nie eine funktionierende Lösung erschaffen. Denn die muss ja irgendwann auf eigenen beinen stehen, und wenn dann alles um den Faktor 4 bis 20 teurer wird, wird man wohl darauf verzichten.

Wie ich es angehen würde

Wenn ich die ISS als einen Zwischenschritt für eine kommerzielle Station ansehe, dann wäre dies mein Plan:

Das ist meiner Ansicht nach ein stufenweiser Plan, der funktionieren kann, wenn, ja wenn, es tatsächlich genügend Nachfrage gibt. Und das ist der Kernus Knacksus: Es gab beim 2001-er Plan (ähnliche Pläne gab es auch von der ESA) Null Interesse seitens der Industrie. Der war das schlichtweg zu teuer, obwohl kein Astronaut zur ISS fliegen musste. Bigelow will vier Astronauten zeitgleich starten. Jeder Sitz für 52 Millionen Dollar. So viel sollte auch die letzte Touristenmission mit den Russen kosten. Aber die kam nie zusandte. Die Flüge vorher waren viel billiger 10 bis 25 Millionen Dollar pro Einsatz, aber auch da gab es nie mehr als einen pro Jahr. Nun muss die Firma gleich vier Personen zu einem Zeitpunkt startbereit haben. Die Wahrscheinlichkeit, dass dies klappt, schätze ich klein ein.

Überraschend ist das nicht. Bigelow werkelt seit über einem Jahrzehnt an ihrer Raumstation. Hat zwei Startoptionen gebucht aber das war es denn auch. Gestartet hat man nichts. Obwohl nun Starliner und Crewed Dragon sich der Einsatzreife nähern, ist auch der Start der eigenen Station noch in ungewisser Zukunft. Schon das die „kommerziellen“ Nutzer auf die von der NASA finanzierten Raumschiffe angewiesen sind zeigt doch das Dilemma. Wenn schon der Transport in den Weltraum auf andere angewiesen wird, wie soll das Gesamtkonzept dann aufgehen?

Aber man kann es ja auch noch anders sehen. Denn schon 2021 wird ja das Starship starten. 100 t Nutzlast und pro Kilogramm nach Musks Aussage 10x billiger als eine Falcon 9. Das ist ja schon ein Raumschiff, benötigt also keines. Wer braucht da noch die ISS? Da fliegen dann einfach Hunderte von Arbeitern mit dem Starship ins All, forschen und arbeiten wieder und kehren zurück und das ganze kostet – leicht mit Dreisatz zu berechnen nur halb so viel wie ein Falcon 9 Start. Ein Gläubiger hat schon den Preis pro Sitzplatz auf unter 73.000 Dollar berechnet. Man muss nur dran glauben.

5.7.2019: Quarks – Wettlauf zum Mond

Ich habe ja schon mal was über den Niedergang der Sendung Quarks geschrieben. Gestern kam dann eine erweiterte Wiederholung der Sendung zu Apollo 8, nur eben mit einigen neuen Filmen. Besonders stieß mir eines übel auf, das war ein Film über einen angeblichen Wettlauf zum Mond.

Ich vermute mal die Redaktion hat den Fehler gemacht dafür Eugen Reichl anzurufen, denn da steht in seinem Artikel in der aktuellen SuW genau dasselbe drin. Ich halte von Reichl, der nach Angaben seiner Firma mit der Ausarbeitung von Verträgen beauftragt ist, (was er bei seiner Vita „Angestellter eines Raumfahrtkonzerns“ gerne verschweigt) nicht viel. Das liegt daran das in den drei Büchern, die ich von ihm bisher habe festgestellt habe, das er sich extensiv von meiner Website bedient hat. Wenn ich was entdeckt habe, was nicht von mir stammt, stimmt es nicht. So auch in dem Aufsatz. Danach soll die NASA die Entdeckung von Wasser durch Lunar Prospektor verheimlicht haben. Das kam damals aber groß in den Schlagzeilen und wenn er schreibt, die unbemannten Missionen der USA haben „Feine Wissenschaft betrieben aber sonst nichts“. Dann frage ich mich, was er von Sonden denn erwartet.

Reichl schreibt von einem angeblichen neuen Wettlauf zum Mond und der Film von Quarks hat genau dasselbe Thema. Es sei ein Wettlauf zwischen folgenden Akteuren:

Oha, da muss ich was versäumt haben. Fangen wir mal mit dem schwächsten Kandidaten an: Russland. Russland soll eine Station auf dem Mond errichten. Okay, jetzt, nachdem ich euch ausgelacht habt. Wer nur Basiswissen der Raumfahrt hat, weiß Russland in Sachen Raumfahrt inzwischen weit zurückgefallen. Mein persönlicher Dauerjoke ist: Nauka ist zwei Jahre vom Start entfernt – und das schon seit 2009. Russland bekommt es nicht mal fertig ein Modul, das aus einem Mir-Modul entstand, in 20 Jahren fertig zu bauen. Die Mission Spektr-RG die nun startet wurde 1989 angekündigt. 1993 wurde mit dem MPI ein Vertrag abgeschlossen, damit sie das Hauptinstrument eRosita bauen. Und nun 30 Jahre später ist der Satellit startfertig. Muss man mehr über Russlands Fähigkeit eine Mondmission durchzuführen sagen?

Dann zu China. Natürlich hat China in den letzten Jahren einige Missionen zum Mond durchgeführt. Das war es aber auch. China hat zwar steil ansteigende Startraten. Doch das sind vor allem Anwendungs- und Militärsatelliten. Es gibt nur ein kleines wissenschaftliches Programm. Auch bei den Raketen sieht man dies. Entwickelt werden vor allem Rapid Response Vehikel. Das sind Raketen, die man schnell starten kann, um im Falle eines Konfliktes schnell Satelliten zu starten, aber auch andere Satelliten zu zerstören. Sie passen zu einer militärischen Aufrüstung und Bestrebungen den eigenen Machtbereich auszudehnen – militärisch wie bei Drohungen gegen Taiwan und Besetzung von Felsen im chinesischen Meer wie auch wirtschaftlich. China hat die Shenzhou-Raumschiffe gestartet und eine kleine Miniraumstation. Doch seit Jahren passiert da nichts mehr. Auch die neuen Träger der Serie Langer Marsch 5 bis 7 werden nur sehr langsam eingeführt. Es gibt Studien für eine Schwerlastrakete, aber keinerlei Pläne.

Bei SpaceX hat man auch schlecht recherchiert. Ihnen ist entgangen, dass der präsentierte Milliardär inzwischen pleite ist und SpaceX schon mal eine Mondmission angekündigt hat – die sollte inzwischen genauso stattgefunden haben wie die Red Dragon zum Mars. Aktuell hat SpaceX die seit seiner Ankündigung laufend geschrumpfte Nutzlast des Starships nun auf 100 t in den LEO und 20 t in den GTO reduziert. Wer auf diese starke Abnahme zwischen den beiden Orbits schaut, dem wird klar, schon ohne Nutzlast kommt es nicht zum Mond. Trotzdem kündet der Beitrag an, das SpaceX sogar ein Hotel in einer Umlaufbahn um den Mond plant, das von dem Starship regulär angeflogen wird. Das war sogar mir neu. Ich habe auch beim Suchen im Internet nichts darüber gefunden.

Der Artikel hat auch jede Menge Unsinn. So wird eine von Trump ins Leben gerufene Space Force als NASA-Einheit angegeben. Zum einen ist es eine militärische Einheit des DoD und zum zweiten hat es gar nichts mir dem Mond zu tun sondern Satelliten zu schützen oder andere Nationen. Vor allem unterscheidet er nicht verschiedene Dinge wie Mondlandesonden, Mondvorbeiflug, Station im Mondorbit oder Basis auf dem Mond (die plant übrigens anders als Quarks meint, niemand).

Eine Frage sie sich mir stellt: wäre ein Wettrennen heute überhaupt wünschenswert? Es passt eigentlich nicht in unsere heutige Zeit, in der Nationen immer mehr zusammenarbeiten und Nationalisten wie Donald Trump überall nur anecken. Ich halte es auch aus einem anderen Grund nicht für wünschenswert. Webb, NASA-Administrator während des Apollo-Programms brachte es fertig, das das Apollo-Programm zusätzliche Mittel bekam. In diese Zeit fallen auch viele NASA-Programme wie die Mariner und Pioneer Sonden, die OSO, OGO und OAO-Satelliten. Das „unbemannte“ NASA-Programm wurde nicht reduziert. Heute wäre das Gegenteil der Fall. Zumindest bei der NASA – China und Russland haben ja kein Forschungsprogramm, das sie kürzen, können und SpaceX auch nicht.

7.7.2019: Die Sache mit der optischen Datenübertragung

Ebenso lange, wie Ionentriebwerke als Antrieb postuliert werden, denkt man über optische Datenübertragung nach und in den letzten Jahren gab es da auch vermehrt Ansätze. Allerdings beschränkt auf den Erdorbit. Was mich viel mehr interessiert, ist natürlich, wie es bei der interplanetaren Kommunikation aussieht, denn natürlich ist die Datenrate bei Raumsonden ein wichtiger Parameter.

Fangen wir mit den Grundlagen an. Für die Praxis gibt es vier wichtige Größen eines Kommunikationssystems:

Fangen wir mit dem Letzten an, denn hier ist der Vorteil offensichtlich. Schon abfang der Achtziger Jahre sprach Jesco von Putkammer in seinem Buch „Der erste Tag der neuen Welt“ von der Problematik, das es gar nicht genug Bandbreite bei geostationären Satelliten gibt. Das liegt an zwei Punkten. Zum einen das Frequenzband. Damals nutzten die meisten Satelliten das C-Band zwischen 4 und 6 GHz. Das sind 2 GHz Bandbreite, üblicherweise aufgeteilt in Transponder von 30 MHz Bandbreite. Damals wurde analog übertragen und ein Transponder konnte 1000 Telefongespräche übertragen oder einen Fernsehkanal. Das waren pro Transponder Datenmengen unter 10 Megabit/s.

Heute wird digital übertragen, wodurch die Datenmenge pro Transponder viel größer ist, dazu kommt die Komprimierung der Daten. Doch das ist nur eine bessere Ausnutzung der Technologie. Für eine bestimmte zur Verfügung stehende Bandbreite gibt es nur eine maximale Datenübertragungsrate. Bei WLAN erreicht man im Standard 802.11ac pro MHz Kanalbandbreite maximal 5 MBit mit einer Antenne.

Seit Jesco von Puttkamer eine Krise prognostizierte, weil immer mehr Länder einen geostationären Satelliten haben wollten, vorher gab es kaum regionale Systeme, hat sich viel getan und die Krise ist weitestgehend ausgeblieben. Zuerst wurde das Ku-Band von 12 bis 14 GHz zusätzlich genutzt, inzwischen ist auch ein weiteres Frequenzband im höheren Ka-Band zwischen 27 und 32 GHz freigegeben worden. Die Satelliten kommen sich vor allem aber deswegen nicht mehr ins Gehege als damals, weil die Zeit, in der Satelliten die ganze Kontinente abdeckten vorbei ist. Wenn ein Antennenspot nur Deutschland abdecken soll, kann das Frequenzband mehrfach verwendet werden, wenn eine andere Antenne oder ein anderer Satellit auf Frankreich oder Polen ausgerichtet ist. Mit immer größeren Sendeantennen auf den Satelliten wurden die Spots immer kleiner. Das Problem ist heute vielmehr, das auch die neuen Satellitenkonstellationen dieselben Frequenzbänder benutzen wollen.

Es gibt aber nicht unendlich viele neue Frequenzbänder. Schon der Übergang auf das höherfrequente Ka-Band erfolgt nur zögerlich, weil je höher die Frequenz ist, desto stärker wird die Strahlung durch die Atmosphäre absorbiert. Bei 20 bis 30 GHz tut dies schon Wasserdampf. Wolken führen damit zum Kommunikationsabbruch. Bei Tests der Kommunikation mit Raumsonden war das Band nur zu 80 % verfügbar. Beim bisher genutzten X-Band waren es über 97 %. Das kann man begrenzt durch stärkere Sendeleistung kompensieren. Doch das hat dann wieder Auswirkungen auf die anderen Parameter Gewicht und Stromverbrauch.

Ein weiterer Vorteil höherfrequenter Radiobänder ist, dass eine Antenne einer bestimmten Größe einen von der Frequenz abhängigen Öffnungswinkel hat. Verdoppelt man die benutzte Frequenz, so ist der Winkel halb so groß und die abgedeckte Fläche geht auf ein Viertel zurück. Beim Empfänger kommen also viermal so viele Photonen an. Solange man die Sende- und Empfangsantennen genügend genau ausrichten kann, das wird natürlich immer aufwendiger, kann man diesen Vorteil voll nutzen.

Kommen wir nun zur optischen Datenübertragung. Die erfolgt normalerweise über ND:YAG Laser im nahen Infrarot bei 1550 nm Wellenlänge. Das entspricht einer Frequenz von grob 2 x 1014 Hz. Also um den Faktor 60.000 höher als beim höchsten bisher genutzten Frequenzband im Radiobereich von 30 GHz. Das heißt Bandbreite hat man mehr als genug, auch wenn die Lichtquelle ein Laser ist, also eine feste Frequenz hat, die ist aber leicht variierbar durch den piezoelektrischen Effekt. Ein Laser ist auch anders als ein Radiostrahl von sich aus gebündelt. Er weitet sich aber trotzdem auf, bei den Laserstrahlen, die man heute routinemäßig zu den Laserreflektoren von ALSEP-Stationen und Lunochods sendet, sind es einige Kilometer. Die Ursache ist vielfältig. Zum, einen streut die Atmosphäre. Zum anderen ist der Strahl nicht ganz parallel. Sender und Empfänger sind daher mit Teleskopen gekoppelt.

Die Teleskope egalisieren einen Vorteil wieder: sie sind schwer und teuer. Das gilt sowohl für das Bodensegment wie auch Weltraumsegment. Eine Empfangsstation der ESA hat 35 m Durchmesser und kostet rund 30 Millionen Euro. Fürs gleiche Geld würde man nur ein 4 m großes Teleskop als Empfänger bekommen. Daneben sind große Radioantennen viel leichter als Teleskope mit ihren Spiegeln aus Glas. Es reicht ein einfaches Rippengerüst, das man mit einer dünnen Folie überzieht. Bei nicht zu hohen Frequenzen kann man auch entfaltbare Antennen (Größe im Einsatz: bis 14 m) nehmen die nur ein Drahtnetz nutzen – Das Netz muss so fein sein, das die Lücken kleiner sind als die Breite einer Wellenlänge, bei 10 GHz also 3 cm und die Genauigkeit, mit der die Oberfläche einem Parabol folgt – bei entfaltbaren Antennen durch Spannung und streben gewährleistet muss kleiner als 1/5 der Wellenlänge sein, das sind hier 6 mm. Bei einem optischen Teleskop liegen wir dagegen im Bereich von 200 nm.

Der Hauptvorteil von Radioantennen ist aber die Effizienz. Sowohl von dem Strom, den man einsetzen muss und der nutzbaren ausgesandten Leistung wie auch der Effizienz, mit der pro Fläche eingestrahlte Photonen detektiert werden. Hier mal ein Vergleich der Kommunikationssysteme von LADEE und LRO Beides sind Mondorbiter.

 

Parameter

LRO

LADEE

Sendefrequenz

25,6 GHz (Ka Band)

193.500 GHz, 1.550 µm Wellenlänge

Datenrate

228,7 Mbit/s Downlink

622 MBit Downlink, 20 MBit Uplink

Sendeleistung

41,9 Watt Sendeleitung 119 Watt Stromverbrauch (mit S-Band Sendern)

0,5 Watt (aber 136,5 Watt Energieverbrauch)

Durchmesser Sendeantenne

1,00 m

0,10 m

Durchmesser Empfangsantenne

18,3 m

4 x 0.4318 m

Gesamte Bandbreite:

5 GHz

3,9 THz

typische Bandbreite pro Sender

25 - 400 MHz

50 GHz

Gewicht:

56,7 kg (S-Band und Ka-Band zusammen)

29,5 kg

Betrachtet man nur die Parameter Antennengröße beim Sender / Empfänger und die Datenrate, so sieht der Vergleich für das optische System sehr gut aus. Die Sendeantenne ist für das Radiosystem 10-mal größer, die Empfangsantenne ebenso. Beim Gewicht sieht es anders als. Das System wiegt nur knapp doppelt so viel, wobei die Bilanz in der Realität noch besser ist, weil hier auch das S-Band Subsystem in der Bilanz enthalten ist. Ganz besonders auffällig ist die Bilanz beim Strom. Ein Radiokommunikationssystem kann biss zu 40 % der Leistung als Sendeleistung absetzen, beim Laser ist das weniger als 0,5 %. Das ist vor allem bei Raumsonden ein Problem, denn für 10 Watt Sendeleistung reden wir dann schon über Kilowatt Eingangsleistung und die muss las Abwärme auch abgeführt werden.

In der Summe sieht es aber positiv aus: 30 kg Gewicht hier, 7 kg da, trotzdem die dreifache Datenrate. Aber das ist im Radiobereich auch nicht das Ende der Fahnenstange. Der LRO sendet als erste Raumsonde zwar dauerhaft im Ka-Band, während andere Raumsonden es nur sporadisch nutzen, aber er tut das nur, weil die Sendeleistung extrem hoch ist. Skaliert man das Sendesystem der MRO auf dieselbe Distanz und die 34 m Antennen des DSN mit hochempfindlichen Empfängern, so sieht der Vergleich so aus:

Parameter

MRO

LADEE

Sendefrequenz

32,2 GHz (Ka Band)

193.500 GHz, 1.550 µm Wellenlänge

Datenrate

331 kbit @ 400 Mill km

622 MBit @ 0,4 Mill km

Datenrate in 400.000 km Distanz

326 Gbit

622 MBit

Sendeleistung

34 Watt Sendeleitung 85 Watt Stromverbrauch

0,5 Watt (aber 136,5 Watt Energieverbrauch)

Durchmesser Sendeantenne

3,00 m

0,10 m

Durchmesser Empfangsantenne

34 m

4 x 0.4318 m

Gewicht:

90 kg

29,5 kg

Das LADEE-System hat also einen höheren Stromverbrauch, wiegt zwar dreimal weniger, hat aber auf dieselbe Distanz eine 2000-mal geringere Datenrate. In 400 Millionen km Distanz, der maximalen Distanz zum MRO würde sie auf 622 Bit/s zurückgehen.

Die Begrenzungen betreffen vor allem das Bodensegment. Hier sind schon die Empfangsstationen hochempfindlich, man kann bei Radioantennen sie sogar koppeln, was im Optischen noch nicht klappt. Man müsste also zuerst mal viel Geld in neue optische Systeme investieren. Diese müssten aber nicht so perfekt sein, wie astronomische Teleskope. Man kann damit leben, dass im Brennpunkt die Signale zusammenkommen, sie müssen aber nicht auch noch räumlich exakt auf einer Ebene liegen, weil kein Bild gewonnen wird. Das heißt, einfache parabolische Spiegel reichen aus. Ebenso muss die Nachführung nicht auf Millibogensekunden genau sein. Das alles dürfte die Kosten für ein solches Teleskop drastisch reduzieren, man schätzt auf die Hälfte eines optischen Teleskops für die Astronomie. Trotzdem reden wir immer noch von Teleskopen von 4 bis 10 m Größe und damit Kosten bis zu 70 Millionen Euro pro Stück.

Nachteilig ist auch der größere Einfluss des Wetters. Das stört schon den Funkverkehr im Ka-Band, obwohl alle Bodenstationen in Wüstengebieten mit wenig Wasserdampf in der Atmosphäre und wenigen Wolken sind. Bei Wolken dürfte die Verbindung zu optischen Systemen ganz wegfallen, nicht nur abfallen. Die Sonne ist dagegen weniger ein Problem. Bis maximal 3 Grad konnte man sich bei Experimenten der Sonne nähern, das ist nicht viel schlechter als bei Raumsonden die, wenn sie von der Erde, aus gesehen hinter der Sonne sind, auch von deren Radiostrahlung gestört werden. Das ist zumindest für normale Kommunikationssatelliten ein K.O.-Kriterium: Niemand will auf Fernsehempfang, Telefongespräche oder Internet verzichten, wenn der Himmel bedeckt ist. Für Raumsonden kein Problem, die können die Daten zwischenspeichern und das wird noch unproblematischer mit immer größeren SSD. So setzt erstmals die Parker Solar Probe das Ka-Band als primäres Band ein, weil die Sonde sowieso alle Daten rund um die Sonnenpassage zwischenspeichern muss. Da ist keine Kommunikation möglich und das Ka-Band hat gegenüber dem X-Band auch schon ein Verfügbarkeitsproblem.

Daher konzentrieren sich die Bemühungen auf die Innerorbit-Kommunikation, z.B. von der ISS zu einem geostationären Satelliten oder einem Erdbeobachtungssatelliten zu einem geostationären Satelliten. Dort werden die Daten dann über Radiobänder zur Erde gesandt. Der Hauptvorteil ist eine höhere Verfügbarkeit, für die man sonst viele Bodenstationen bräuchte. Daneben kann man hier auch wirklich die hohen Datenraten ausnutzen – bis zu 10 GBit/s werden für die ISS geplant. Der geostationäre Satellit hat dann zwar das Problem, diese Daten wieder zur Erde zu senden, doch er ist auch viel größer. Wenn er optische Datenübertragung nutzt, kann er, zumindest wenn es auf dem Globus mehrere Empfangsstationen gibt, die wählen, die gerade schönes Wetter hat.

Die Zukunft

In der Summe ist bei Raumsonden bis heute die Radiotechnik noch überlegen. Aber sie ist auch nicht mehr weiter steigerbar. Seit Jahrzehnten liegt der Rekord für frei schwenkbare Radioempfangsantennen bei 100 m Durchmesser. Die größten Empfangsantennen haben 64 bis 70 m Durchmesser. Auch im Frequenzband kann man nicht höher gehen, weil die Absorption immer größer wird. 40 bis 70 GHz werden nur für Intersatellitenkommunikation genutzt. Es würde auch nichts nützen, wenn man die Empfangsantennen ins Weltall schickt. Hier hat man das Problem, das es zwar leichtgewichtige Mesh-Antennen gibt wegen der Entfaltung, die aber nur für niedrige Frequenzen nutzbar sind. Damit wären auch Antennen im Weltraum auf die Größe der Nutzlastverkleidung d.h . kleiner als 10 m bei der SLS, oder kleiner als 5-7 m bei aktuellen Trägern beschränkt.

Demgegenüber wären größere Teleskope in einer Größenordnung, die kompatibel mit heutigen Trägern sind, durch Siliziumkarbidbauweise leicht: Herschels Hauptspiegel wiegt 415 kg und hat 3,5 m Durchmesser ist also größer als der dies 11,4 t schweren Hubble-Teleskops (Herschel wiegt 3,4 t). Für den Mars Communication Orbiter hat man die Daten eines solchen Laserterminals für interplanetare Kommunikation errechnet:

Gemessen an den Parametern ist das System rund 37-mal effizienter als das System von LADEE. Auf der anderen Seite: Der MRO kommt mit konventioneller Technik, die man sowieso für den Rückkanal (Kommandos, Softwareupdates müssen unabhängig vom Wetter überspielt werden können und zudem ist nur mit Radioantennen auch eine Kommunikation wenn auch mit niedriger Datenrate möglich, wenn man Rundstrahlantennen nutzt) benötigt auf 1/3 dieser Datenrate ohne weitere Investitionen ins Bodensegment tätigen muss.

Ich sehe daher die Zukunft in der Kommunikation im All zwischen Satelliten untereinander oder Raumsonden zu Satelliten. Ein Teleskop mit 4 m Durchmesser, etwas kleiner als das 5-m-Teleskop von Hale würde rund 600 kg wiegen, ein Satellit das es einsetzt rund 2000 kg. Damit wäre eine Datenrate dreimal höher als derzeit beim MRO möglich oder wenn man es auf New Horizons einsetzen würde, die derzeit 6,5 Mrd km von uns entfernt ist, eine Datenrate von 3 kbit/s erlaubt. New Horizons sendet mit einer 2-m-Antenne und 10 Watt zu 70 m Empfangsantennen mit 1 kbit/s. Dabei ist nicht berücksichtigt, dass beim obigen Marsterminal der Empfänger auf der Erde ist – im Weltall wäre sicher die Datenrate nochmals höher.

8.7.2019: Das Space Shuttle – Upgrademöglichkeiten

Das Space Shuttle unterscheidet sich von anderen US-Trägersystemen nicht nur darin, das es bemannt ist, sondern das es auch das einzige ist, das 30 Jahre lang weitestgehend unverändert gebaut wurde, etwas was man sonst nur von der Konkurrenz in Europa, China und vor allem Russland kennt. Das hängt natürlich zusammen. Denn die Sicherheitsanforderungen verhindern zwar nicht Änderungen, aber sie machen sie langwierig und teuer. Ich will heute mal beleuchten, welche Möglichkeiten es gab und was die gebracht haben, die umgesetzt wurden.

Der Orbiter

Der Orbiter war zweierlei: wiederverwendbares Gefährt und Nutzlastspitze. Das grundlegende Problem des ganzen Systems war, das er mit den Orbit gelangte. Im optimalen Fall machte der Orbiter 70 % der Gesamtmasse aus. Daraus war klar, das schon bei geringfügig höheren Anforderungen, wie höherer Orbit und höhere Inklination die Nutzlast stark absank. Gerade an ihm konnte man aber wenig ändern. Es gab viele kleine Änderungen so ein neues Cockpit, die Zahl der Hitzeschutzkacheln wurde reduziert. Aber sie veränderten nicht viel an der Gewichtsbilanz. Das Grundproblem gab es schon beim Jungfernflug. Geplant sollten die Fähren leer rund 68 t wiegen. In der Realität waren es 78 bis 82 t. Also 10 bis 14 t mehr. Das bedeutete, das die Nutzlast im gleichen Maße sinken musste, also auf 16 bis 20 t maximal. Die Columbia war rund 4 t schwerer als die folgenden. Die Challenger 3 t. Die folgenden Orbiter erhielten dann schon Verbesserungen und waren leichter.

So begann man schon bei der Entwicklung mit Upgrades. Das einzige System, bei dem das aber ging, waren die Haupttriebwerke. Dies geschah durch den Brennkammerdruck und damit dem Schub. Die ersten fünf Flüge erfolgten mit den ursprünglichen Triebwerken. Danach folgte die erste Generation mit verringertem Wartungsaufwand. Die NASA plante ein Upgradeprogramm, bei dem der Schub auf 109 % mit 112 % in Notsituationen anstieg. Das hätte zusammen mit LWT die Nutzlast bei den beiden leichteren Orbitern Discovery und Atlantis auf 28,7 t angehoben, nahe der Vorgabe von 29,5 t. Nach dem Verlust der Challenger hatte Sicherheit Vorrang und die Bemühungen gingen nun auf eine höhere Zuverlässigkeit, sodass man auf den höheren Schub verzichtete. Bei der SLS werden die Triebwerke aber in dem 109 % Niveau betrieben. Beim Space Shuttle waren es nur 104,5 %. Jedes Prozent mehr steigerte die Nutzlast um 600 kg.

Die Feststoffbooster

Die Feststoffbooster basierten auf der Technik der Titan 3 Booster. Sie bestanden, wie diese aus Stahlsegmenten die man durch Steckverbindungen zum Boostergehäuse verband. Neu war nur die hydraulisch schwenkbare Düse, anstatt einer Sekundärinjektion. Ebenso verwandten die Booster die alte Treibstoffmischung auf Basis von PBAN.

Es gab den Plan sie durch neue Booster auf Basis der Technologie der Titan 4B Booster zu ersetzen. Diese verwendeten CFK-Werkstoffe für das Gehäuse und eine aluminiumreichere Mischung mit dem Binder HTPB. Die Titan 4 Booster waren gegenüber ihren Vorgängern leichter, hatten einen höheren Brennkammerdruck und die Mischung hatte auch einen höheren spezifischen Impuls. Sie kamen nicht über das Projektstadium heraus, obwohl die Planungen noch von konservativen Annahmen ausging (Reduktion der Masse um 11,3 t entsprechend 15 % - als man bei der Ariane 5 analoge Pläne hatte, sollte CFK-Booster die Leermasse um 30 % senken) lies man die Pläne 1993 fallen. Selbst spätere Pläne nur die bisherigen Booster zu redesignen, indem man die Zahl der Segmente halbiert und diese verschweißt, analog, wie man dies bei Ariane 5 bei den Boostern der Evolution Variante tat und die Treibstoffmischung auf HTPB umzustellen wurden fallen gelassen. Diese Booster hätten die Nutzlast um 5,4 t erhöht.

Für die Versorgung der ISS und die letzten Flüge hatte man schließlich noch die Idee, die Booster um ein Segment zu verlängern also von vier auf fünf. Das war unkritisch möglich, beeinflusste das Restsystem kaum und vor allem war es technisch einfach umsetzbar. Die Nutzlast wäre vor allem durch geringere Aufstiegsverluste um 9,1 t für die ISS gestiegen. Nachdem die Columbia verloren ging, wurde aber das ganze Programm eingestellt und damit auch die 5-Segment-Booster die nun bei der SLS zum Einsatz kommen.

Der externe Tank

Bei praktisch allen US-Trägerraketen wurde der Tank verlängert. Der Schritt ist normalerweise am einfachsten möglich und durch den hohen Schub der Feststofftriebwerke gab es auch die Reserven dafür. Doch das war wegen der Geometrie nicht möglich. Der Orbiter hing am Tank - seine Last von 114 t Gewicht plus der Schub der Triebwerke von maximal 600 t wurden auf den Tank übertragen und das ging nur, wenn dies an Punkten geschah, wo dies möglich war. Das war in der Zwischentanksektion und am Heck. Hier gab es drei Träger mit Verbindungen zum Orbiter. Daher gab es auch keinen Integraltank. Durch die fixen Positionen konnte man den Tank nicht verlängern. Man konnte ihn nur im Durchmesser vergrößern. Doch dann musste man an der Startbasis einiges ändern, da die Triebwerke ja fest vorgegebene Löcher im Sockel hatten. Das blockierte diese für Starts während der Umbauten. Das Haupthindernis war aber eine aufgebaute Fertigungsstraße für einen Durchmesser von 8,38 m. Die wäre nicht mehr nutzbar gewesen und die Investitionen in die Straße waren sicher auch der Grund, warum die SLS-Kernstufe denselben Durchmesser hat. Das Einzige was man machen konnte war das Leergewicht zu senken. Bei den Testflügen war der Tank weiss angestrichen. Darauf verzichte man später. Das alleine sparte 272 Kilogramm ein. Die orangene Oberfläche ist eine Reminiszenz an die ersten Trägerraketen, die als ICBM auch noch keinen Anstrich hatten, wie die ersten Atlas. Es folgte der LWT (Lightweight-Tank), bei dem man die strukturellen Maximalbelastungen absenkte und so 4,5 t Gewicht einsparte. Da der Tank fast einen Orbit erreicht, erhöht eine Reduktion des Leergewichts um 4,5 t die Nutzlast um 4,2 t. Der Rest entfällt auf mehr Treibstoff, den der Orbiter für das Erreichen und Verlassen der Umlaufbahn benötigt.

Mit dem SWLT flogen die Fähren über 25 Jahre lang. Erst mit dem Aufbau der ISS reichte er nicht mehr aus. Man ging nun beim Wasserstofftank, der rund die Hälfte der Masse des Tanks ausmacht auf die Lithium-Aluminiumlegierung 2195 über, und machte ihn um weitere 2,7 t leichter. Ebenso verringerte man die Masse der Zwischentanksektion durch ein neues Schweißverfahren. Der Tank ist daher das einzige System, das im Laufe der Einsatzgeschichte stark verbessert wurde. Alle Maßnahmen zusammen senkten seine Masse um 7,2 t, die 6,7 t mehr Nutzlast entsprechen. Ohne sie wäre die Nutzlast für die ISS auf 12 t abgesunken.

Oberstufen

Das Space Shuttle war als System nur fähig keinen niedrigen Erdorbit zu erreichen. Bedingt durch die hohe Leermasse des Orbiters sank die Nutzlast sowohl bei höherer Inklination wie auch höherer Bahnhöhe stark ab. Bei sonnensynchronen Bahnen so um 15 t und bei der Bahnhöhe von 611 km des Hubble Weltraumteleskops um 13 t. Man benötigte also Oberstufen. Als das Shuttle ausgeschrieben wurde, evaluierte man die Optionen. Es gab Vorschläge bestehende Oberstufen anzupassen so Agena, Transtage und Centaur und für neue Oberstufen. Man dachte sogar noch weiter und plante ein System, das Satelliten (Erderkundungs- und Wettersatelliten) in einem höheren Orbit einfängt zur Wartung oder Bergung in einen niedrigen Orbit bringt und dann wieder dorthin transportiert. Das System geriet in die Schlagzeilen, als man damit die Raumstation Skylab retten wollte. Doch es hatte dasselbe Problem wie die Oberstufen – die NASA hatte das Problem schon das Shuttle zu finanzieren. Sie stellte alle Entwicklungen zurück. Die einzige Oberstufe, die entwickelt wurde, stammte vom Militär und war die IUS.

Auf dem Papier war die IUS eine die ideale Oberstufe für das Space Shuttle. Sie war eine zweistufige Feststoffoberstufe und damit kompakt und lies viel Platz für die Nutzlast. Zudem waren feste Treibstoffe sicher, konnten ohne Zündung nicht explodieren. Der spezifische Impuls war vergleichsweise hoch und wenig kleiner als bei Stufen mit lagerfähigen flüssigen Treibstoffen. Doch das war auf dein Papier. Die IUS sollte etwas leisten, was sonst keine Feststoffoberstufe leisten sollte – einen Transport vom LEO in den GEO mit hoher Präzision. Dazu war sie dreiachsenstabilisiert und hatte ein eigenes RCS und Steuerung. Das machte sie zum einen teuer und zum anderen war die Leermasse hoch. Schon die Entwicklung war teuer und die Oberstufe ebenso.

Die zweiet Oberstufe war die Centaur. Die NASA entschloss sich für eine Anpassung der Centaur D, bei der der Wasserstofftank auf den Durchmesser der Nutzlastbucht erhöht wurde. Es gab zwei Versionen mit unterschiedlich langen Tanks. Die kleinere für schwere Nutzlasten der Air Force und die größere für Raumsonden der NASA. Obwohl die Centaur in der Beurteilung geringe Risiken bescheinigt wurden, bekam sie nach dem Challengerunglück Startverbot. Das Problem war nicht die Stufe. Keine Centaur war jemals explodiert, nicht mal, als sie durch Fehler vorzeitig abgeschaltet wurde wie beim Start von Mariner 8. Das Problem waren die Abbruchszenarien. Denn dann waren Centaur und Nutzlast viel schwerer als die 14,5 t die maximal gelandet werden dürften. Dann hätte man die Treibstoffe teilweise während einer Notlandung ablassen müssen und das ist doch riskant.

So fehlte eigentlich eine adäquate Oberstufe. Meiner Ansicht nach war von den Konzepten die man untersuchte die Agena die beste Möglichkeit gewesen. Die Agena hatte gegenüber der Transtage durch die aktive Förderung ein geringeres Trockengewicht. Man hätte sie auf die moderne Mischung NTO/UDMH umgestellt und die Düse des Triebwerks verlängert. Es waren zwei Versionen gedacht, bei der die zweite abwerfbare Zusatztanks hatte. Durch dieses Konzept hätte man die Stufe leicht wiederverwenden können, indem man einfach neue Zusatztanks anbringt. Ein Pendelverkehr zwischen GTO/LEO und GEO/LEO war geplant. Selbst dann noch hätte man knapp 1.800 kg (IUS: 2270 kg) in den GTO transportieren können. Bei Verzicht auf die Wiederverwendung wären es sogar 6 t gewesen. Der einzige Nachteil dieser Agena mit Zusatztanks war, dass sie 1,2 m länger als eine Transtage als Konkurrenzmodell war. Man hätte nicht mehrere Agenas auf einem Flug transportieren können.

Die ersten kommerziellen Flüge wurden dagegen von der PAM-D dominiert. Die PAM-D wurde als Oberstufe entwickelt, die nur einen Satelliten der Delta Klasse von einem LEO in einen GTO transportiere. Dort zündete der Satellit seinen eigenen Antrieb. Es gab auch Pläne für ein PAM-A mit der Nutzlast der Atlas. Die GTO-Bahn reichte für kommerzielle Satelliten mit integriertem Antrieb völlig aus. Theoretisch konnte ein Shuttle bis zu vier dieser Satelliten befördern. Maximal wurden drei mitgeführt. Nach dem Challenger Unglück wurde auch dieser Transport eingestellt. Die wenigen verbliebenen Starts setzten dann die IUS ein.

40 Jahre später – nichts dazu gelernt

Nun entsteht ja ein Space Shuttle 2.0 genannt Starship. Und es scheint als wiederhole sich die Geschichte. Noch vor dem ersten Flug sinkt die Nutzlast drastisch ab. Zuerst durch Veränderung der Konfiguration – auch das Space Shuttle war ursprünglich ander geplant mit zwei vollständig wiederverwendbaren mit flüssigen Treibstoffen angetrieben Stufen – dann durch laufendes Ansteigen des Leergewichts. Die BFR sollte mal eine Nutzlast von 250 t haben, nun sind es noch 100 t. Natürlich ist es vollkommen falsch, das Space Shuttle mit dem BFR/Starship zu vergleichen. Denn das Space Shuttle war ursprünglich mal klein geplant mit 12 t Nutzlast und wurde erst durch Eingehen auf die USAF so groß um dann wieder Nutzlast zu verlieren – aber in moderatem Maße. Die BFR wurde dagegen laufend in der Nutzlast gesenkt, indem sie zuerst kleiner wurde und später schwerer. Sie transportiert zudem nur 20 % der Nutzlast in den GTO und 0 % in den GEO, das Shuttle mit Centaur G dagegen 37 % in den GTO und 21,5 % in den GEO. Kurz: das so beschriene Space Shuttle ist um einiges besser als die BFR. Es kommt nur auf den Vergleich an. (SpaceX Fans werden dann die Kosten nehmen, das ist das Schöne an Vergleichen ist: man muss sich nur mit dem richtigen vergleichen oder wie es so schön heißt: unter den Blinden ist der Einäugige König).

Die Agena – eine unterschätzte Oberstufe

Wenn man an die Agena denkt, fallen einem einige Dinge ein. Agena Oberstufen dienten als Kopplungsziel für Gemini-Raumschiffe und brachten Gemini 11 und 12 in Rekordhöhen, die seitdem bei Orbitmissionen nicht mehr erreicht wurden. Agena Oberstufen waren fest in die Satelliten des Keyholeprogramms und Gambit eingebaut. Agena Oberstufen flog auf Delta, Atlas und Titan – als einzige der drei Stufen auf allen Trägern und sie waren lange Zeit die am meisten eingesetzte Oberstufe.

Die Agena entstand, als Lockheed den Auftrag für die Satelliten des Corona-Systems bekam. Es gab noch keine Oberstufe für die Thor und so integrierte er kurzerhand ein Antriebssystem, das für den B-58 Bomber entwickelt wurde in den Satelliten. Bei der B-58 sollte dieses die Wasserstoffbombe auf Distanz bringen. Das ermöglichte zum einen eine sichere Zündung der Bombe, ohne den Bomber zu gefährden. Zum anderen vermied man so die Zone mit besonders guter Luftabwehr.

Aus dieser wurde eine eigene Stufe. Die Agena B hatte die doppelte Treibstoffzuladung. Sie war wie die Agena A nur kurz im Einsatz. Die Agena D war modular aufgebaut mit Optimierungen für die Massenproduktion, sodass sie sowohl auf der Thor wie auch Atlas und Titan eingesetzt werden konnte und fähig für kurze Missionen mit direktem Einschuss bis zu Langzeitmissionen wie z.B. beim Erreichen des GEO. Trotzdem endete der Einsatz der Agena auf der Thor 1972, die Atlas folgte 1978 und 1987 die Titan. Bis dahin war die Agena die am meisten eingesetzte Oberstufe: Es gab 362 Starts, davon 3217 erfolgreich – wobei die Erfolsgquote sich auf den gesamten Träger bezieht. Für eine Space Shuttle Version gab Lockheed die Zuverlässigkeit mit 97,4 % an.

Seit ich Träger nicht nur mit der Raketenformel durchrechne habe ich die Agena Oberstufe schätzen gelernt. Ihr größter Vorteil ist der relativ hohe Schub. Er begrenzt bei manchen Trägern die Nutzlast, weil die Rakete zu lange braucht, um einen Orbit zu erreichen das gilt besonders bei LEOs. Daneben ist sie turbopumpengefördert was ihre Leermasse deutlich reduziert. Man kommt bei einem Vergleich natürlich auf die Stufen mit dem AJ-10, das dieselbe Treibstoffmischung einsetzt, aber druckgefördert ist. Hier die Daten der Agena D und der Delta und Transtage zum selben Zeitpunkt (1967)

Name

Agena D

Delta E

Transtage

Schub

71,2 kN

35,2 kN

71 kN

Vollmasse:

6.821 kg

6.009 kg

12.563 kg

Leermasse:

673 kg

785 kg

1.817 kg

Spezifischer Impuls:

2943 m/s

2727 m/s

2.952 m/s

Brennzeit:

265 s

400 s

440 s

Bei gleicher Startmasse wie eine Delta ist die Brennzeit um ein Drittel kürzen und die Leermasse um über 100 kg leichter. Sie hat den gleichen Schub wie eine Transtage, das würde eine erhöhte Treibstoffzuladung zulassen, wenn erforderlich. Es war auch eine Agena C gedacht mit doppelt so großen Tanks und einer Startmasse von etwa 14 t.

Die Agena war auch unter den Vorschlägen für eine Shuttle-Oberstufe. Sei wäre dort mit Zusatztanks ausgestattet gewesen und modernisiert wie dies auch bei der Delta erfolgte. So die Mischung auf die energiereichere Kombination NTO/UDMH anstatt Salpetersäure/UDMH umgestellt und eine längere Düse. Das hätte den spezifischen Impuls auf 3180 m/s gesteigert, ein Wert, den das AJ-10 nie erreichte.

Trotzdem wurde sie eingestellt. Auch wenn es zahlreiche Starts von Satelliten gab, darunter auch einigen NASA-Programmen wie bei Ranger, Mariner, OGO, Nimbus, so war die Stufe doch verheiratete mit Spionagesatelliten für die sie während ihrer Mission auch die Rollmanöver durchführte.

Dazu gibt es die in den USA lange Zeit fest betonierte Trennung von ziviler und militärischer Raumfahrt. Die NASA setzte die Agena nur ein, wenn sie keine andere Wahl hatte. Nach Einführung der Centaur Oberstufe kaum noch. Die Agena galt als militärische stufe. So lief die Stufe aus, als das Spionageprogramm, das sie einsetzte, auslief. Das war auf der Thor das Coronaprogramm 1972. Das Gambit wurde bis 1987 betrieben.

Ich habe mir mal die Mühe gemacht die Agena auf Trägern durchzurechnen, die sie nicht einsetzten. Für Atlas und Titan habe ich eine hypothetische Agena C genommen mit verdoppelten Tanks. Die Leermassen habe ich aus einem Proposal für die Agena für das Space Shuttle übernommen, den spezifischen Impuls des verbesserten Bell 8096B übernommen. (Vollmasse: 15.939 kg, Leermasse 1.161 kg) Hier die Ergebnisse:

Träger

Agena

Nutzlast

Delta 3920

Agena D

+300 kg

Delta 3925

Agena D

+170 kg

Delta 7925

Agena D

+90 kg

Atlas D

Agena D modernisiert

+200 kg

Atlas SLV3A

Agena C

-100 kg

Titan 3B

Agena C

-300 kg

Es zeigt sich, warum die Agena C nie gebaut wurde – sie hat eine zu kleine Nutzlast durch massive Gravitationsverluste. Will man die Agena auf allen drei Trägern einsetzen, so ist man bei der bisherigen Agena D nahe am Optimum. Für die Titan könnte man noch die Masse um 6 t erhöhen. Für die Atlas um 2 t. Doch der Gewinn liegt bei extremen Bahnen (Apogäum in 36.000 bzw. 39.000 km Höhe) bei rund 100 bis 200 kg mehr. Allerdings auch Nutzlasten von nur 630 bzw. 1270 kg Masse.

Selbst heute wäre die Agena noch eine gute Oberstufe. Die USA haben ja eine Lücke bei mittelgroßen Nutzlasten. Eine Möglichkeit ist es dann die Centaur auf der Atlas wegzulassen und eine Agena einzusetzen. Sie war immer billiger als eine Centaur. Sie ist noch dazu kompakt. Eine normale Agena D würde bei der Atlas 501 (weil sie nur 1,52 m Durchmesser hat, muss sie die Nutzlastverkleidung mit umhüllen) eine Nutzlast von 4.300 kg aufweisen. Eine modernisierte Version 4.700 kg. Eine Agena C mit 15 t Startmasse käme auf 6.000 kg und wäre hier auch einsetzbar. Bei den Atlas Centaur Flügen, die noch unter NASA-Leitung erfolgten, war die Atlas immer billiger als die Centaur. Als beide Träger (Atlas-Agena und Atlas Centaur noch gemeinsam flogen war ein Atlas-Agena Start etwa ein Viertel billiger als ein Atlas Centaur Start. Nimmt man nur die Kosten für die Hardware, war der Unterschied noch höher, da die Integrations- und Startkosten nahezu gleich hoch waren. Sie wurde seit privatisiert wurde gesenkt, das heißt wahrscheinlich wäre heute ein Start deutlich preiswerter und man hätte einen Träger mit einer Nutzlast von etwa 4 bis 6 t. Sicher im Verhältnis zur Nutzlast teuer, aber immer noch billiger als eine Atlas V Centaur.

[Edit]

Ich habe mir die Mühe gemacht zu überlegen, wie eine gemeinsame Oberstufe auf Basis der Agena mit zwei Triebwerken aussehen könnte. Sie sollte wie die Agena auf Delta, Atlas und Titan einsetzbar sein. Bei der Titan 3C auch die Transtage ersetzen.

Eine Überlegung ist, wie groß sie sein kann. Das hängt von der Trägerrakete ab. Titan 3C und Atlas konnten die Centaur tragen die rund 16 t wiegt. Dazu kommt das die Centaur einen etwas kleineren Schub, als die Agena mit zwei Triebwerken hat und den Treibstoff langsamer verbraucht. Unter der Berücksichtigung müsste die Stufe 20 t oder weniger wiegen. Bei der Delta geht das bei der letzten Version auch, wie die Delta III mit einer 19 t schweren DCSS beweist. Doch wenn sie schon bei der LTAT-Thor mit nur drei Castor II Boostern eingesetzt werden soll, sieht es anders aus.

Die maximale Größe ist aber nicht immer die sinnvollste. Bei Raketen mit in etwa gleichem spezifischen Impuls, wie hier gegeben, kann man folgende Faustregel aufstellen:

Vollmasse Erste Stufe / Vollmasse Zweite Stufe ~ Vollmasse Zweite Stufe / Nutzlast

Wobei als Nutzlast die typische Nutzlast für die meisten Missionen gemeint ist, sie ist ja von dem Orbit abhängig. Relativ einfach ist das noch bei der Titan. Nach Verlängerung der Stufen wögen erste Stufe 139 t, die zweite 35 t. Das ist ein Quotient von 4. Die dritte Stufe sollte dann 9 t wiegen und die Nutzlast optimalerweise 2,2 t. Das wäre etwas größer als eine Agena. Da die Titan 3C vor allem Nutzlasten in den GEO brachte (mit Transtage rund 1,6 t) wäre dies auch eine realistische Größe.

Bei Delta und Atlas ist es schwieriger. Sie haben in den Unterstufen eine eineinhalbstufige Bauweise. Bei der Atlas SLV3A betragen die Massen zu Brennschluss der Booster 107 und 42 t, das ist ein Quotient von 2,5. Die dritte Stufe wäre, wenn dieser Quotient angewandt wird, 16 t schwer und die Nutzlast 6,5 t. Auf diese Nutzlast wird die Stufe aber nie kommen. Nehmen wir realistische 4,5 t an so wäre eine Quotient von 3 angesagt was zu einer 14 t schweren Stufe führen würde.

Noch komplizierter ist es bei der Delta. Wir haben, wenn ich mit dem Einsatz auf der LTAT beginne, drei verschiedene Booster (Castor II, Castor IV, GEM-40) und drei Thor-Stufen (LTT, ELT, XLT). Zusammengezählt sind das Massen von 84 t bis 219 t. Wenn ich Booster und Thor als eine Stufe ansehe und dann von Nutzlasten von 1.140 bis 5.648 kg in den LEO habe, liege ich bei der Stufe in einem Bereich von 10 t bis 35 t.

Das heißt ich habe eine Stufe, die zwischen 9 und 35 t liegen kann. Mit den Einschränkungen beim Schub zwischen 9 und 20 t. Ich habe mich für die Mitte von 14,5 t also für die Atlas-Variante entschieden.

Es bietet sich an, die Agena auf den Durchmesser der Thor zu vergrößern. Sie wird dann trotz vergrößerter Treibstoffzuladung kürzer. Bei der Thor kann nun die Nutzlastverkledudng nun direkt auf der Agena angebracht werden und bei Atlas und Titan gibt es daneben die Möglichkeit sie von einer 10 Fuß Umkleidung mit zu umhüllen, wobei sie dann etwa 5,5 m der Nutzlast wegnimmt. Alternativ hätte man das Konzept der Delta III schon früher einsetzen können und den Durchmesser auf den von Atlas und Titan auslegen, also 3,05 m, das würde die Tanklänge halbieren.

Beim folgenden bin ich von der letzten mir bekannten Variante der Agena für das Space Shuttle ausgegangen, bei der ich zur Basisstufe nur das Zusatzgewicht der Treibstofftanks und ein zweites Triebwerk hinzuaddiert habe. Das führt zu folgender Stufe:

Ich erhalte folgende Nutzlasten:

Rakete

Nutzlast original

Nutzlast mit Agena+

Orbit

Gewinn in %

LTTAT Agena D

1.400 kg

1.600 kg

200 km LEO

14 %

Delta 2910

1.895 kg

2.650 kg

370 km LEO

43 %

Delta 2914

705 kg

1030 kg

200 x 35790 km GTO

46 %

Delta 2910

2800 kg

3850 kg

370 kg LEO

38 %

Delta 3920

3850 kg

4.800 kg

370 km LEO

25 %

Delta 3925

1.270 kg

1.800 kg

200 x 35.800 km GTO

42 %

Delta 7920

4.800 kg

5.280 kg

370 kg LEO

10 %

Delta 7925

1.819 kg

2.200 kg

200 x 35.800 km GTO

20,9 %

Atlas SLV-3A Agena

1.270 kg

1.360 kg

180 x 35.800 km GTO

7 %

Atlas SLV-3A Agena

3.600 kg

4.300 kg

200 km LEO

19 %

Titan 34B

4-150 kg

4.400 kg

200 km LEO

6 %

Titan 34B

630 kg

950 kg

300 x 39.000 km

50 %

Titan 3C

3.600 kg

4.800 kg

200 x 35.800 km GTO


Titan 3C

1.600 kg

2.900 kg

GEO


Man sieht mehrerlei. Je größer die Delta-Zweitstufe wurde, desto geringer ist der Vorteil (bei der Delta-Linie). Er steigt zudem an, wenn höhere Geschwindigkeiten gefordert sind, also GTO-Bahnen oder Jumpseat-Orbits (Titan 34B). Dann ist auch die Nutzlast leichter was den Gewichtsnachteil der 8 t schweren Stufe ausgleicht.

Bei den größeren Trägern Atlas und Titan ist wegen der zweistufigen Ausführung mit zweiten Stufen um 40 t Gewicht der Vorteil klein, weil man nun schon eine, fast zu große zweite Stufe hat. Für LEO-Orbits ist er zu vernachlässigen. Bei der Titan 3C ersetzt die Stufe die fast gleich große Transtage jedoch mit einer 500 kg höheren Leermasse, kleinerem Schub und niedrigerem spezifischen Impuls. Hier ist der Gewinn wieder deutlich.

In der Summe erkennt man: die originale Agena, war schon ziemlich optimal. Bei frühen Trägern hätte diese Fantasie-Agena von mir noch deutlich mehr Nutzlast gebracht, doch in der Evolution der Träger immer weniger. Lediglich für die Titan 3C wäre sie eine gute Alternative gewesen. Man muss als Gegenrechnung auch anführen, das zwei Triebwerke die Stufe deutlich verteuern. Trotzdem bleibt unverständlich, warum man nicht einfach bei der Agena das Triebwerk auf NTO umgerüstet hat. Das wäre eine kleine Änderung gewesen und erfolgte so auch bei der Delta Stufe ab 1972. Der spezifische Impuls wäre um 130 m/s angestiegen, wenn man die Düse verlängert hätte, sogar um 240 m/s. Damit hätte auch eine normale Agena bei nur wenig Zusatzgewicht eine höhere Leistung gehabt.

 


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