Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 561: 11.7.2019-13.7.2019

11.7.2019: 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 Erfolgsquote 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.

12.7.2019: Die Lösung für ein überflüssiges Problem - warum man eine Falcon 9 braucht um den IXPE zu starten

Vor zwei Tagen wurde bekannt dass SpaceX wieder mal einen Satelliten der Explorerklasse starten darf. Das ist nichts neues. In der Klasse gab es schon einige gebnuchte Starts durch die NASA. Noh stehen welche für Mittelklassemissionen aus. Die Nutzlast ist der IXPE (Imaging X-ray Polarimetry Explorer)

Zuerst sieht es auch aus als wäre es wie bei den anderen NASA-Missionen wie TESS. Die Nutzlast ist mit 325 kg viel zu leicht für die Falcon. Sie sollte ursprünglich auch auf einer Pegasus starten. Soweit so gut, wenn da nicht der Orbit wäre: Es ist ein äquatorialer Orbit in 540 km Höhe. Und das macht die Mission zu einer Steilvorlage für den heutigen Blog.

Die Mathematik

Ein Satellit umkreist die Erde mit hoher Geschwindigkeit in 540 km Höhe mit 7593 m/s. Will man nun die Richtung ändern und nichts anderes ist die Veränderung der Bahnneigung so braucht man viel Energie. Belässt man die Bahn wie sie ist und ändert nur die Inklination, so gilt:

Das Verändern der Inklination ist berechenbar nach:

vi = 2× sin(Winkel ÷ 2) × v

v: Geschwindigkeit, deren Richtung geändert wird,
Winkel: Winkelunterschied zwischen neuer und alter Inklination

Genauere findet ihr in meinem Aufsatz über Umlaufbahnen.

Oftmals wird aber auch die Bahn geändert, aufgeweitet oder verengt, dann ergibt sich aus Vektor für die Bahnänderung mit der Inklinationsänderung ein neuer Bahnvektor, dessen Geschwindigkeit berechenbar ist nach:

vi = √(vs² + ve² - 2*ve*vs*cos(Winkel))

vi = Geschwindigkeitsänderung

vs: Startgeschwindigkeit

ve: Zielgeschwindigkeit

Je höher die Geschwindigkeitsänderung ist, desto kleiner fällt der Anteil der Winkeländerung aus und je kleiner die Startgeschwindigkeit ist desto kleiner ist der Anteil. Das ist aber auch einsichtig.

Die Geschwindigkeit an jedem Punkt einer Bahn kann man errechnen nach der Vis-Viva Gleichung:

v=Sqrt(GM × ((2 ÷ x)-(1 ÷ Halbachse))

x: Punkt an der Bahn dessen Geschwindigkeit man wissen will.

Halbachse: mittlerer Bahndurchmesser = (Apogäum + Perigäum)/2

Man kann als Mathematiker sofort sehen, oder als Normalsterblicher durch Ausprobieren leicht herausfinden, das die Geschwindigkeit um so größer ist, je kleiner x ist also je näher man sich an der Erde befindet. Bei einer elliptischen Bahn gilt: Ist x<Halbachse so ist die Geschwindigkeit v größer als die Kreisbahngeschwindigkeit im Abstand x und ist x>Halbachse so ist sie kleiner.

Das ist die Grundlage für die supersynchronen Orbits. Es ist für einen Satelliten energiesparender wenn er einen GEO erreicht, wenn er eine hohe Anfangsinklination hat, indem er einen ersten Orbit anstrebt, der höher als der GTO liegt. Typisch in 66.000 bis 80.000 km. Dort hat er im Apogäum eine niedrige Geschwindigkeit und kann die Inklination leicht abbauen indem er gleichzeitig das Perigäum in den GEO (35.800 km) legt. Danach muss er noch das Apogäum absenken. Trotzdem ist das in der Summe für den Satelliten günstiger. Allerdings nur für den Satelliten, denn die Rakete muss mehr Energie aufbringen als für den Standard-GTO, sodass die Gesamtrechnung doch schlechter ist. Doch bei konstanten Treibstoffvorräten im Satelliten aber Reserven bei der Rakete ist das die normale Vorgehensweise.

Wenden wir das mal auf IXPE an. Wenn ihn eine Falcon 9 in einen 540 km hohen Orbit befördern würde, müsste er seine Bahnneigung abbauen. Die Falcon startet von Cape Canaveral aus, das bei 28,8 Grad Nord liegt. Während des Aufstiegs fliegt sie nach Süden, sodass ein Teil der Geschwindigkeit schon bei niedrigen Breitengraden erbracht wird. Die Startinklination ist daher kleiner als die des Startortes und liegt typisch bei 27,2 Grad. Nehmen wir das als Berechnungsgrundlage so ergibt sich Folgendes:

Bahn

Parameter

v-Kreisbahn Peri

v-Kreisbahn Apo

v-real Peri

v-real Apo

?V

Ausgangsbahn [km]

540,00 × 540,00 × 27,20 °

7.593,0

7.593,0

7.593,0

7.593,0


Anpassung Inklination

540,00 × 540,00 × 0,00 °

7.593,0

7.593,0

7.593,0

7.593,0

3.570,8

Man braucht also 3571 m/s für die Inklinationsänderung. Das ist eine Ansage. Das ist mehr als man von derselben Bahn aus in eine Fluchtbahn braucht.

Nun die Idee wie man es reduzieren könnte: man schlägt eine anfangs niedrige Bahn (sagen wir 200 km Kreisbahn) ein und weiten diese auf, sodass das Apogäum über 540 km Höhe liegt. Dort ändern wir die Inklination und dann senken wir die Bahn wieder auf 540 km Höhe ab. Das ist dieselbe Vorgehensweise wie beim supersynchronen GEO. Allerdings gibt es einen Unterschied: die Startbahn und Zielbahn liegen nur 300 km auseinander. So ist der Geschwindigkeitsunterschied zum Aufweiten und Verengen auch hoch. Subjektiv dachte ich mir man kann so nicht viel sparen, doch ich lies eine Lösung durch mein Programm finden und es gibt eine leicht bessere:

Bahn

Parameter

v-Kreisbahn Peri

v-Kreisbahn Apo

v-real Peri

v-real Apo

?V

Ausgangsbahn [km]

200,00 × 200,00 × 27,20 °

7.786,7

7.786,7

7.786,7

7.786,7

Zwischenbahn 1 [km]

200,00 × 3.310,20 × 27,20 °

7.786,7

6.416,2

8.498,6

5.770,3

711,89

Anpassung Apo

200,00 × 540,00 × 27,20 °

7.786,7

7.593,0

7.884,2

7.496,7

614,42

Anpassung Peri

540,00 × 540,00 × 27,20 °

7.786,7

7.593,0

7.884,2

7.496,7

96,253

Anpassung Inklination

540,00 × 540,00 × 0 °

7.593,0

7.593,0

7.593,0

7.593,0

1.815,9

Zielbahn:

540,00 × 540,00 × 0,00 °

Summe:

3.238,4

3.238,4

3.238,4

3.238,4

Der Gewinn ist klein, es sind 3570-3238 m/s = 332 m/s.

Doch die Rechnung ignoriert, das man die Zirkularisierung am Äquator durchführen muss. Es ist dann so das sich ein Geschwindigkeitsvektor mit einer Neigung von 27,2 Grad mit einem von 0 Grad mischt und der resultierende Geschwindigkeitsvektor wird dann kleiner als 27,2 Grad sein. Atlas-Centaur erreichen bei Zündungen der Centaur aus einer niedrigen Parkbahn aus GTO-Neigungen von 21 bis 22 Grad also deutlich niedriger als die 27 bis 28 Grad in der Parkbahn.

Hier haben wir drei Manöver:

Macht man alle drei Manöver am Äquator so ist die Bilanz besser:

Bahn

Parameter

v-Kreisbahn Peri

v-Kreisbahn Apo

v-real Peri

v-real Apo

?V

Ausgangsbahn [km]

200,00 × 200,00 × 27,20 °

7.786,7

7.786,7

7.786,7

7.786,7

Zwischenbahn 1 [km]

200,00 × 3.709,80 × 24,72 °

7.786,7

6.287,9

8.567,5

5.586,7

780,79

Anpassung Apo

200,00 × 540,00 × 22,90 °

7.786,7

7.593,0

7.884,2

7.496,7

683,32

Anpassung Peri

540,00 × 540,00 × 22,90 °

7.786,7

7.593,0

7.884,2

7.496,7

96,253

Anpassung Inklination

540,00 × 540,00 × 0,00 °

7.593,0

7.593,0

7.593,0

7.593,0

1.291,1

Zielbahn:

540,00 × 540,00 × 0,00 °

Summe:

2.851,4

2.851,4

2.851,4

2.851,4

Das ist dann schon deutlich besser 2851 m/s sind über 719 m/s weniger. Allerdings muss die zweite Stufe dafür viermal zünden - einmal für das Erreichen der Parkbahn und dreimal für die Bahnänderungen.

Daher denke ich wird SpaceX es anders machen. Ich vermute dass sie neben IXPE noch andere Satelliten mitführen. Die könnten sie in einer 540 x 540 x 27,2 Grad aussetzen und dann die Inklination anpassen. Dafür würde auch der niedrige Startpreis sprechen der deutlich unter dem letzten Abschluss mit der NASA liegt.

Die Vorgehensweise ist übrigens nicht neu. Schon 2017 wurde der Sensorsat in einen äquatorialen Orbit gestartet. Auch er wog nur 110 kg benötigte aber eine Minotaur IV die 1,7 t Maximalnutzlast hat - immerhin macht hier die Nutzlast noch 6,4 % der Maximalnutzlast aus, bei der Falcon 9 sinkt das auf 1,4 %. Wenn ich also SimonVR Vorliebe für Vergleiche nehme ist eine Falcon 9 in dieser Hinsicht mehr als 4 x schlechter als eine Minotaur IV ...

Für mich ist das aber wieder ein Beispiel wie unterschiedlich man die Trägerpolitik handelt. Während bei uns das DLR offiziell die Ariane 6 hochhält und dann doch Starts bei SpaceX bucht, ordert man in den USA eine US-Trägerrakete, auch wenn der Start vom CSG aus leicht die Zielbahnneigung erreichen würde und der Träger preiswerter wäre. Besonders pikant: IXPE ist ein Gemeinschaftsprojekt mit der italienischen Raumfahrtagentur, die federführend hinter der Vega steht. Eine Vega erreicht ohne Inklinationsanpassungen bei einer LE-Aufstiegsbahn eine Bahnneigung von 5,3 Grad. Aus einer 200 km Übergangsbahn braucht sie nur noch 667 m/s um einen äquatoriale Bahn zu erreichen. Das schafft das AVUM leicht mit den internen Treibstoffvorräten. Dafür wären etwa 240 kg nötig, wobei die Vega C bis zu 660 kg zuladen kann. Bei eienr maximalen Nutzlastkapazität in diesen Orbit von > 3000 kg könnte man also ohne Problem noch einen mindestens 2000 kg schweren Satelliten mitführen. Schon ohne diesen Passagier wäre der Start mit 32 Millionen Euro billiger. Unverständlich warum die ASI nicht darauf bestanden hat, den Start mit einer Vega durchzuführen.

13.7.2019: Skylab – nicht immer ist die ISS besser

Heute vor genau 40 Jahren verglühte Skylab. Skylab war die Erste und ist auch die einzige US-Station im Orbit. Besucht wurde sie nur 1973/74 als Bestandteil des Apollo Application Projektes, in dem man vorhandene Apollohardware einer anderen Verwendung zuführte.

Skylab mit der ISS zu vergleichen ist schwer. Schließlich liegen 30 Jahre zwischen den beiden Stationen. Und natürlich ist Skylab in vieler Hinsicht primitiver und zieht in Vergleichen den kürzeren. So wurde die Station schnell entwickelt. Bei vielen wurde eine einfache Lösung gesucht. Das wurde mir klar, als ich mein Buch über die Raumstation geschrieben habe. Das Müllproblem wurde einfach dadurch gelöst, das man von der S-IVB Stufe, die man zur Station umbaute einfach den Sauerstofftank als Müllbehälter nutzte – ein Müllbehälter mit dem Volumen einer Saljut Station. Es gab (obwohl die S-IVB ein Lageregelungssystem hatte) kein Antriebssystem auf Basis von chemischem Treibstoff sondern man benutzte Druckgas dafür. Dessen kleiner Vorrat zusammen mit dem erhöhten Verbrauch wärmend der ersten Zehn Tage als man die Station damit sie nicht überhitzt aus der normalen Ausrichtung drehen musste in die sie von alleine zurückkehrt begrenzte schließlich auch die Betriebsdauer.

Über die enormen Vorräte an Wasser, Sauerstoff und Stickstoff würde man heute sich nur wundern. Es wurde nicht mal der Versuch gemacht, Stoffe zurückzugewinnen. Zumindest beim Wasser wäre das einfach gewesen. Dabei hat man nicht mal die Nutzlast der Saturn V ausgenutzt. Die hätte (selbst wenn man den irrtümlich mit in den Orbit geschleppten Stufenadapter mitrechnet, rund 8 t mehr Nutzlast gehabt).

Doch Skylab hat auch einige Rekorde aufgestellt die bis heute nicht erreicht wurden. Und an die möchte ich erinnern:

Raum

Skylab entstand aus einer S-IVB Stufe, die man einfach umgebaut hat. Man entfernte also das Triebwerk und baute den Wasserstofftank in die Station um und ergänzte das um eine Luftschleuse, gleichzeitig Kontrollraum und Vorratsbereich (die Gas/Wasservorräte befanden sich um die Luftschleuse herum), einen Kopplungsadapter und einen Ausleger mit Sonnenteleskopen / Solarzellen. Verglichen mit heute war dieser Teil relativ geräumig: 290 m³ Volumen bei 35 t Masse. Zum Vergleich: ein ISS Modul wiegt voll ausgestattet zwischen 27 und 30 t und hat nur 100 m³ Volumen. Noch schlechter fällt der Vergleich zwischen nutzbarem Volumen aus: bei den ISS-Modulen sind an der Wand Racks angebracht und in der Mitte bleibt dann von 4,4 m Durchmesser noch ein Bereich von 2-2,5 m frei. Ich glaube allerdings das ist Absicht. Denn was man bei Skylab lernte, war, das ohne Befestigungsmöglichkeit die Arbeit schwer war. Daran hatte man schon gedacht so mit einem Boden der durchlächert war, wobei das ein Dreiecksnetz war. Die Schuhe hatten dreieckige Aufsätze an den Sohlen, mit denen man sich verankern konnte. Doch die Erfahrung war das, wenn man sich an der Wand oder an Haltegriffen abstützen / festhalten konnte, es einfacher war. So ist eben der Zwischenraum in den ISS-Modulen gerade so groß das jemand darin aufrecht stehen kann.

Allerdings fehlt so auch ein wenig Spaß. Sowohl bei der Besatzung wie beim Zuschauer. Es ist einfach schön dem „Indy-500“ zuzuschauen – die Astronauten nutzten den oberen Abschlussring, an dem nichts an der Wand war, um im Kreis herumzuhopsen. Da macht selbst das Zuschauen Spaß. Das Konzept der umgebauten Stufe ist übrigens wieder modern. Ixion will eine Centaur zu einem Modul umbauen.

Crew Comfort

Der viele Platz hatte auch Vorteile für die Besatzung. Es gab auf Skylab Dinge die sind auf der ISS bis heute nicht vorhanden. So für jedes Besatzungsmitglied einen eigenen kleinen Raum für Privatsphäre. In der ISS schlafen die Astronauten in einem Rack, in dem ein Schlafsack eingenäht ist. Es gab auch einen Gemeinschaftsraum mit Tisch und Stühlen. Das für die Crew vorgesehene Modul wurde nach Reduktion des ISS-Aufbaus 2006 gestrichen. An eines der ersten Weltraumvideos, an das ich mich erinnert habe, war eine Mahlzeit, die dort gefilmt wurde. Ein Astronaut schnitt von einem Stück Fleisch etwas ab und der Rest schwebte davon und er musste es wieder einfangen. An Bord von Skylab gab es aufgrund der fehlenden Massenbeschränkung weitestgehend normales Essen, das in Tiefkühltruhen eingefroren war. Ebenfalls an Bord war eine Dusche. Die sich aber als unzweckmäßig entpuppte. Die Dusche arbeitet mit einem Tunnel aus Plastikfolie als Raum. Das Wasser wurde durch die Düse herausgepresst und durch einen Luftstrom nach unten abgezogen, ähnlich wie ein Staubsauger arbeitet. Es war aber sehr aufwendig nach dem Duschen die Wand wieder vom Wasser zu befreien, indem man es mit Tüchern aufsaugte. Heute wischen sich die Astronauten auf der ISS nur mit feuchten Tüchern ab.

Effizienz

Was Skylab unterscheidet, ist die Effizienz. Man kann dies an der Zeit festmachen, die die Crew für Forschung aufwendet. Die Zahl der Experimente ist unbrauchbar, weil sie heute weitestgehend automatisierbar sind und man die Zahl leicht durch einfache Erhebung von physiologischen Daten von Astronauten aufblasen kann. Bei der ISS ist die Vorgabe 35 Stunden pro Woche für Forschung zu haben. (siehe hier, S. 14) Seit Expedition 21/22 wurde dies überboten mit einem Rekord bei Expedition 51/52 mit 63,2 Stunden. Allerdings ist das auf die ganze Besatzung bezogen. Rechnet man die beiden russischen Astronauten weg, dann ist selbst bei vier Astronauten das bei im Mittel 45 Stunden pro Woche nur 11,25 Stunden pro Astronaut. Das sind bei 24 Stunden pro Tag und 7 Tagen pro Woche 6,7 % der Gesamtzeit. Bei Skylab lag der Prozentwert bei 26 %! Die Astronauten mussten dort nicht trainieren, weil die Missionen kurz waren und sie waren auch nicht so sehr mit Hauskeeping Arbeiten beschäftigt. In Skylab arbeiteten die drei Astronauten (einer weniger als bei der ISS) im Mittel 128,5 Stunden pro Woche – dreimal länger! Vielleicht sollte die NASA doch mal überlegen, ob sie nicht wieder zu kürzeren Missionen übergeht, wenn sie ein eigenes Transportvehikel hat und dafür das physische Training zu reduzieren.

Ausblick

Jetzt reden ja alle von der Kommerzialisierung der ISS und vielleicht auch mal von eigenständigen, nicht staatlich finanzierten Raumstationen. Ich denke dann wird man in Sachen Effizienz einen Zahn zulegen. Mal sehen, welche Missionsdauern und Arbeitszeiten man dort ansetzt. Hinsichtlich Komfort denke ich wird Skylab ungeschlagen bleiben.



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