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Web Log Teil 567: 30.8.2019 - 10.9.2019

29.8.2019: Wie viel Schub benötigt eine Oberstufe?

Die Vulkan hat mich auf ein Thema gebracht, das mir schon lange behandeln wollte, damals mit der Intension eine „bessere“ Oberstufe für die Ariane 5 zu konstruieren. Doch wie ich feststellte, sind die derzeitigen ECA und ECB wirklich das Optimum. Selbst wenn man die Triebwerkszahl vergrößert, bekommt man kaum mehr Nutzlast. Doch mit der noch nicht existenten Vulcan gibt es eine Spielwiese für solche Betrachtungen. Da sie nur zwei Stufen hat, ist die Simulation besonders einfach.

Historische Betrachtung

Frühere Raketen hatten in der zweite Stufe oft einen hohen Schub. Die Titan II z. B. Einen von 444 kN Schub bei maximal 34 t Masse mit der Nutzlast. Das entspricht einer Beschleunigung von 1,33 g (1 g = 9,81 m/s²). Da sie als ICBM die Endgeschwindigkeit schnell aufbauen soll – es spielt bei dieser „Anwendung“ keine Rolle, wie lange sie dazu braucht, ideal wäre sogar wie bei einer kugel eine Beschleunigungszeit von Null, war dies für diesen Einsatz die beste Wahl.

Mit der Einführung von Stufen für Trägerraketen sank die Startbeschleunigung ab. Die erste Version der Agena hatte noch eine Masse von 3.790 kg bein einer maximalen Nutzlast von 2.000 kg. Bei einem Schub von 68,9 kN war dies eine Beschleunigung von 1,21 g. Die letzte Version Agena D wog auf der Titan III 7.910 kg bei 4.034 kg Nutzlast, das entspricht bei nur leicht gesteigertem Schub (71,2 kN) nur noch einer Beschleunigung von 0,61 g also halb so viel.

Eine ähnliche Entwicklung sieht man bei der Centaur. Die erste Version wog 15,4 t ohne Nutzlast (maximal 4,7 t) und hatte 133 kN Schub. Die heutige Version wiegt 23,1 t bei maximal 9,072 t Nutzlast. Der Schub sank aber von 133,4 auf 99,2 kN. Das Startgewicht stieg also um 50 %, während der Schub um ein Drittel sank. In der Summe ist das auch eine Halbierung der Anfangsbeschleunigung.

Der Grund ist relativ einfach: Triebwerke sind das teuerste an einer Stufe. Sie machen bei einer Atlas V fast zwei Drittel der Kosten der ersten Stufe aus. Bei der zweiten Stufe, bei der auch noch die Avionik und Nutzlastverkleidung hinzukommt, sind es immerhin noch 30 %. Ähnliches liegt bei der ESC-A (32,2 %), und dem ULPM der Ariane 6 (37,9 %) vor. Würde man die Triebwerkszahl verdoppeln, so würden bei diesen Stufen also die Kosten um ein Drittel ansteigen. Bei der Ariane 6 wäre dies eine Steigerung um 7,5 Millionen Euro.

Daher ist man bestrebt, den Schub auf das Minimum zu senken.

Doch das ist nicht einfach. Es hängt von der Startgeschwindigkeit, Treibstoffzuladung und dem Orbit ab. Das ist naheliegend:

Die Startgeschwindigkeit ist wichtig, weil sobald ein Orbit erreicht ist, der Schub egal ist – sonst gäbe es ja keine Ionentriebwerke. Bis dahin aber ist der Schub wichtig. Ist der Schub geringer als ein Level so verliert die Stufe an Höhe. Sie könnte dann in die Atmosphäre wieder eintreten, bevor sie einen Orbit erreicht. So passiert bei einem Start der Proton M Block DM3, bei dem man zu viel Treibstoff zugeladen hatte. Je höher die Geschwindigkeit der ersten Stufe ist bei der die Abtrennung erfolgt, desto geringer kann der Schub sein.

Die Treibstoffzuladung bestimmt die Brenndauer. Es macht einen Unterschied ob eine Stufe 100 s lang brennt, bis sie die Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat oder 300 s. Denn sie kann dann auch 200 s länger absinken.

Der Orbit ist wichtig, weil je höher der Geschwindigkeitsbedarf für einen Orbit ist, desto kleiner ist die Nutzlast, also das Startgewicht. Vor allem aber, wenn es z. B. Ein GTO-Orbit ist, dann entfallen 2,6 km/s der Beschleunigungsphase auf eine Zeit, in der schon die Orbitalgeschwindigkeit erreicht wurde. Das ist ein völlig anderer Fall als bei einem LEO, wo die Orbitalgeschwindigkeit erst zu Brennschluss erreicht wird.

Ich will das mal bei meiner hypothetischen Vulcan erläutern. Und zwar mit zwei Extremen:

Die zweite Stufe ist also schlicht und einfach doppelt so schwer. Die dritte Stufe entspricht der zweiten was Anfangsbeschleunigung und Brennzeit entspricht, doch da das Gesamtsystem zählt habe ich sie als Beispiel hinzugenommen, denn das Ergebnis ist nicht dasselbe. Die Modellierung erfolgte für zwei Orbits:

Hier sind in gleichem Maßstab die beiden Aufstiegskurven abgebildet. Für schubschwache Oberstufen ist der Buckel charakteristisch. Er entsteht dadurch das der Schub anfangs zu schwach ist, die Rakete gegen die Erdanziehung zu beschleunigen. Sie fällt also. Damit sie nicht verglüht, muss die erste Stufe sie auf eine Aufstiegsbahn befördern, deren Apogäum so hoch ist, dass dies bis zum Brennschluss nicht der Fall ist. Natürlich ist der Buckel dann um so größer je schubschwächer die Rakete ist, das sieht man deutlich an den LEO-Bahnen. Der Buckel ist energetisch ungünstig. Denn er erfordert Hubarbeit bei der ersten Stufe. Wie man sieht, erfolgt dann der Brennschluss nahe der Orbithöhe. Bei meiner Modellierung gibt es eine Untergrenze, die für eine akzeptierte Lösung nicht unterschritten werden darf, nachdem sie einmal beim Aufstieg überschritten wurde. Bei dieser Simulation sind es 180 km. Man kann wegen dem ausgeprägten Buckel die Nutzlast bei den „schlechten“ Varianten erhöhen, wenn man diese Höhe absenkt, z.B. auf 170 oder 160 km. In dieser Höhe sind Satellitenorbits noch stabil. Die Höhe muss hoch genug sein, dass die Nutzlast nicht verglüht, aber auch (und das geschieht schon vorher) sich durch die Reibung nicht zu sehr aufheizt.

Bei höheren Geschwindigkeiten erreicht die Stufe dann irgendwann die Orbitalgeschwindigkeit und von nun an steigt sie durch die weitere Beschleunigung nur noch an und die Kurve steigt an. Bei der kleinen Stufe gibt es gar keinen Buckel mehr, bei der größeren noch einen ausgeprägten. Man sieht in beiden Fällen ist dies ungünstig.

In beiden Fällen sieht man schon an der Grafik – die 60 t schwere Stufe ist keine gute Idee. Wenn man nun nur noch auf die Nutzlasten schaut, wird das auch deutlich:

Stufe

LEO

Mars

30 t

22,1 t

6,3 t

60 t

10,7 t

4 t

30 t ein RL10

16,3 t

6 t

Obwohl die Stufe also doppelt so schwer ist, ist die Nutzlast nur halb so groß. Dagegen bedeutet das Weglassen eines Triebwerks bei der 30 t schweren Stufe nur beim LEO eine beträchtliche Nutzlastabnahme. Das wäre also eine Sparmaßnahme, die sinnvoll ist – auch bei der Atlas V und Ariane 1-4 kann die theoretische LEO-Nutzlast nicht voll ausgenutzt werden. Bei der Atlas V gibt es immerhin die Double Engine Centaur für diese Problematik als Alternative – allerdings wurde diese bisher nie benötigt. Die Nutzlastabnahme ist zudem um so dramatischer je niedriger die Endgeschwindigkeit ist – beim LEO sind es bis zu 11 t, also die Hälfte der Nutzlast, beim Marskurs nur noch 2 t, immerhin 2/3 der Nutzlast.

 

1.1.2019: Wasser als Treibstoff

Wenn man an Treibstoffe denkt, dann nicht unbedingt an Wasser. Das ist logisch. Bisherige chemische Treibstoffe müssen mit einender reagieren und Wasser ist ziemlich reaktionsträge, wenn man nicht als Partner Substanzen wie Alkalimetalle oder Halogene wählt. Als Arbeitsgas für elektrostatische Ionentriebwerke ist es auch nicht gut geeignet, weil seine Molekularmasse gering ist. Doch es hat einige Eigenschaften, die es interessant machen: es ist gut lagerbar, nicht korrosiv, über einen großen Temperaturbereich flüssig, kann leicht verdampft werden und es kann durch Elektrolyse in seine Elemente aufgespalten werden. Während das Verdampfen bei vielen Stoffen möglich ist, ist die Elektrolyse nicht mit vielen anderen Flüssigkeiten möglich. Es ergeben sich drei Anwendungsgebiete an denen auch Firmen derzeit forschen:

Als Kaltgas / Heißgas-Antrieb

Ist der Antriebsbedarf gering, so kann man anstatt einem chemischen Antrieb einfach auch Gas einsetzen. Selbst wenn es nur einen geringen Druck hat, so expandiert es doch ins Vakuum und gibt so einen Schub ab. Alle US-Raumsonden benutzten bis Viking Druckgas zur Lageregelung. Selbst die Raumstation Skylab nutzte das Gas. Dazu wurde meist Stickstoff in einer Druckgasflasche eingesetzt. Wasser kann man in einem Tank als Flüssigkeit mitführen, das spart eine Menge Gewicht, denn bei Druckgasflaschen wiegt diese selbst bei der leichtesten Technologie (Kohlefaserverbundwerkstoffe) fast die Hälfte des Inhalts. Das Wasser wird dagegen flüssig mitgeführt. Man kann es nun entweder direkt in einer Düse versprühen, wobei es zum Teil in Eis übergeht und zum Teil in Wasserdampf, der dann einen Impuls überträgt oder man erhitzt es in der Düse, sodass gleich Wasserdampf entsteht. Entsprechend hat man dann einen Kaltgas- oder Heißgasantrieb. Da der Impuls trotzdem bescheiden ist, er hängt vom Druck ab, den man erreicht, ist das Antriebsvermögen bescheiden. Doch es ist wegen der Gewichtsersparnis eine Alternative für leichte und kleine Satelliten, die sowieso nicht lange arbeiten sollen. Bei längeren Missionen kam man wegen der begrenzten Antriebskapazität auch ab von Druckgasen. Die Missionen von Mariner 9, 10 und der beiden Viking Orbiter wurden jeweils von dem Druckgas limitiert. Nach Verbrauchen des Gases wurden die Sonden abgeschaltet.

Die Technologie eignet sich für Lageänderungen, aber nicht Kurskorrekturen. Ganz neu ist der Einsatz nicht. Schon in den Siebzigern nutzte man auf Raketenschlitten Heißwasserdampf in Druckbehältern, um den Schlitten mit einer Nutzlast schnell auf hohe Geschwindigkeiten zu beschleunigen.

Als Arbeitsmedium für Plasmatriebwerke

Eine eher selten eingesetzte Form von Ionentriebwerke sind die Plasmatriebwerke oder Lichtbogentriebwerke. Bei ihnen wird ein Arbeitsmedium durch einen Lichtbogen auf hohe Temperatur erhitzt und dabei ein Plasma gebildet. Aerojet hat solche Antriebe im Angebot, ansonsten kenne ich sie aber vor allem von russischen Satelliten und Sonden. Vergleichen mit dem elektrostatischen Antrieb (dem eigentlichen Ionenantrieb) haben Plasmatriebwerke einige Nachteile, wie geringer spezifischer Impuls und niedriger Wirkungsgrad und vor allem eine kurze Lebensdauer, weil das Plasma die Elektroden angreift. Sie liegt trotzdem bei rund 1000 Stunden und als Vorteil haben solche Antriebe einen vergleichsweise hohen Schub. Als Treibstoff für Plasmatriebwerke nimmt man normalerweise eine Substanz, die viel Wasserstoff enthält, da sie bei den Temperaturen in ihre Elemente zerfällt. Reiner Wasserstoff wäre ideal, aber als Druckgas haben die Tanks ein so hohes Leergewicht, das sich das meist nicht lohnt. Wasser hat einen geringeren Anteil an Wasserstoff als andere Arbeitsmedien wie Ammoniak und Methan, ist aber leichter lagerbar. Als Nachteil wird die Erosion der Elektroden durch den radikalischen Sauerstoff stärker sein, doch wenn das Triebwerk nicht für den Antrieb, sondern für die Lageregelung verwendet wird,mit begrenzter Betriebsdauer, dann ist es eine Alternative.

Als chemischer Treibstoff

Die Verbrennung von Wasserstoff mit Sauerstoff ist die energiereichste Reaktion die man heute nutzt. Es gab im EADS Portfolio auch ein vom Ottobrunn Forschungszentrum entwickeltes 300 N Triebwerk das LOX/LH2 als Treibstoffe nutzt. Leider scheint es nicht mehr im aktuellen Programm enthalten zu sein. Im Prinzip könnte man Wasser das man relativ einfach in einem Tank mitführen kann durch Elektrolyse in seine Bestandteile aufspalten und diese in einer Düse dann wieder verbrennen. In der einfachsten Form wäre das ein Triebwerk mit niedrigem aber kontinuierlichen Schub – die Elektrolyse hat einen Wirkungsgrad von 40 bis 70 %. Nimmt man 55 % als Mittel, so kann man mit 1 kW elektrischer Leistung pro Sekunde 3,7 g Wasser in seine Elemente spalten. Die dann je nach erreichter Ausströmgeschwindigkeit einen Schub von etwa 15 N generieren.

Für einen größeren Schub wie man ihn z.B. bei einem Apogäumantrieb benötigt würde man zuerst Wasser elektrolytisch spalten, die Gase aber dann in zwei Tanks speichern. Gängige Drucktanks für NTO/MMH sind für 20 Bar Betriebsdruck ausgelegt. Zwei 1000 l Tanks würden so 16 kg Wasser, aufgespalten in die Elemente, aufnehmen. Bei einem geostationären Übergangsorbit hat man 10 Stunden Zeit diese Menge zu erzeugen, das erfordert nur eine Leistung von 120 Watt. Selbst bei einem Bar Druck kommt man so auf einen spezifischen Impuls von 4195 m/s, wenn man eine lange Expansionsdüse wie die eines 400-N-Satellitenantriebs nimmt. Bei 20 Bar Druck sind es sogar 4377 m/s. So könnte man viel chemischen Treibstoff sparen. Als Nachteil würde das Erreichen eines Orbits relativ lange dauern. Bei 4200 m/s spezifischem Impuls wäre der Impuls 67.200 N beim ersten Orbit, dann aber wegen der steigenden Umlaufszeit ansteigend. Da man im Prinzip die Apparatur dauernd laufen lassen kann – der Zeitraum, in dem das Triebwerk aktiv ist, beträgt ja nur einige Minuten pro Umlauf. Das Limitierende ist die Tankgröße, die wegen dem Zusatzgewicht und Volumen nicht zu groß sein kann. Zwei 1000 l Tanks würden bei NTO/MMH immerhin über 2000 kg Treibstoff aufnehmen. Immerhin, ein anfangs 4 t schwerer Satellit wäre nach 32 Tagen im geostationären Orbit (Ausgangsbahn mit 1500 m/s Geschwindigkeitsdifferenz) angekommen. Er hätte 1.200 kg Treibstoff verbraucht, beim chemischen Antrieb mit NTO/MMH wäre es 1502 kg gewesen. Der Vorteil setzt sich dann noch fort, weil auch die Lageregelung Treibstoff verbraucht. Dazu käme, dass man die Druckbeaufschlagung einsparen kann.

Allerdings ist der Gewichtsspareffekt, verglichen mit einem Ionenantrieb, doch bescheiden und richtig schnell geht es mit Tanks, deren Gewicht tolerierbar ist, nicht. Nur für die Lageregelung würde man aber kein solches System bei einem großen Satelliten nicht installieren, wenn man ein zweites System für den Antrieb hat. So wird es wohl beim in-situ-Erzeugen bleiben. Ich denke auch die schon entwickelten 300-N-Triebwerke, die LOX/LH2 verbrennen, von EADS/Airbus sind nicht für Satelliten, sondern Raketenstufen gedacht. Damit kann die Rollachsenkontrolle durchgeführt werden und für die braucht man wenig Schub. Der Wasserstoff und Sauerstoff kann aus den Tanks kommen.

4.9.2019: Die August-Nachlese von SpaceX

Eigentlich wollte ich den August auslassen, doch in den letzten Tagen gab es dann doch noch einige Neuigkeiten, die es wert sind erwähnt zu werden.

Fangen wir mit der Startstatistik an. Es gab einen Start am 6.8. Etwas wenig. So sind es bisher 10 Starts dieses Jahr und das wo das schon zu 2/3 rum ist. Ich hätte ja gedacht, wenn SpaceX nun freie Kapazitäten hat, das sie ihre Starlink-Constellation vervollständigen. Da gibt es ja auch eine Frist die läuft. Sie müssen die Hälfte der Satelliten innerhalb von sechs Jahren starten.

Sie planen ja nun die Mitnahme von Kleinstelliten und weisen jede Menge Starts dafür aus. Für 2020 zwölf und im Jahr darauf 17. Das dürften vor allem Starts der eigenen Starlink Satelliten sein, den so viele Starts in Nicht-GTO hat die Firma nicht. Es reicht aber bei mindestens 200 Starts für die ganze Konstellation (ermittelt aus 12.200 Satelliten / 60 Satelliten beim ersten Start) nicht aus um in 6 Jahren alle Satelliten zu starten.

Das Launch Manifest steht nach wie vor bei 37 Starts. Es nimmt immerhin nicht ab. SpaceX hat einen Kunden an Arianespace verloren, einen anderen gewonnen, bei dem handelt es sich aber nur um einen Kleinsatelliten. 22 der 37 Starts sind Regierungsaufträge.

Dann gab es den Hops eines Modells der zukünftigen Raumfähre genannt „Starhopper“. Ich weiß ehrlich nicht, was ich damit anfangen soll. Zwar gab es schon mal so was bei der Falcon 9 und so ist es naheliegend das man so etwas auch bei der nächsten Generation erfolgt. Nur hat das Ding wenig Ähnlichkeit mit der ersten Stufe. Und das wäre, was ich erwarten würde. Es ist ja wichtig das die Masse und Schwerpunkt stimmen, sonst ist das Ergebnis dieses Tests schwer auf die spätere Rakete übertragbar. Dafür ist das Ding aber viel zu kurz und passt nicht zu den Abbildungen der ersten Stufe inzwischen genannt „Super Heavy“, von der zweiten Stufe, dem „Starship“ ganz zu schweigen.

Die Starlink Satelliten machen inzwischen weiter von sich reden. Zum einen gibt es immer mehr Meldungen über Störungen durch die Satelliten – sie sind 4 bis 7 Mag hell, damit schon mit bloßen Auge sichtbar, erst recht aber in einem Teleskop.

Doch den absoluten Schlager lieferte SpaceX vor wenigen Tagen: Am 2.9.2018 musste der erst vor einem Jahr gestartete ESA Satellit ADM Aeolus, der mit bisher unerreichter Genauigkeit Windströmungen misst und der rund 400 Millionen Euro teuer war dem Starlink Satelliten Nr. 44, einem der Satelliten, die angeblich gezielt deorbitiert werden ausweichen. Auf eine E-Mail die von der USAF kam, hat das Unternehmen nicht reagiert. Als das Kollisionsrisiko unter 1:10.000 sank (es war am Schluss bei 1:133) verschob die ESA den Satelliten in einen höheren Orbit, was seine Betriebszeit kürzen wird.

Als das bekannt wurde, fragte sich natürlich jeder, warum SpaceX einen Satelliten, den sie angeblich desorbieren will, also sowieso aufgegeben hat. nicht verschiebt und stattdessen der andere ausweichen muss. Gut es gibt keine Regeln im Weltraum, wer Vorfahrt hat, aber nach der Logik werde ich einen Satelliten, den ich sowieso abgeschrieben habe eher verschieben als einen aktiven und teuren Forschungssatelliten. Dann wurde bekannt, dass SpaceX auf die E-Mail der US-Air Force welche den Weltraum über NORAD überwacht, gar nicht reagiert hatte, weil sie angeblich die Verantwortlichen nicht erreichen je nach Darstellung ein Problem im Geschäftsprozess (Wikipedia) oder der Software (Stern).

Kann man glauben, muss man aber nicht

Um es mal mit den Worten der Lidl-Werbefee zu sagen. Gut SpaceX Fans glauben das und die glauben sicher auch das Musk jedes Weihnachten persönlich die Geschenke verteilt und an Ostern Eier versteckt. Eine Firma die den Mars kolonisieren will, ein revolutionäres Vehikel bauen will, mit dem Suborbitalreisen zum Business-Class Ticketpreis möglich sind, die bekommt es nicht hin das E-Mails von der USAF, immerhin einem der Hauptkunden zu den Verantwortlichen kommen? Egal ob das die Software oder Mitarbeiter sind: dann ist die Firma unfähig grundlegende Geschäftsprozesse zu kreieren. Es wird sich ja nicht um ein allgemeines Mailpostfach handeln wie „info@spacex.com“, sondern eines für einen bestimmten Zweck und auch nur den Verantwortlichen Stellen bekannt. Es wird sicher auch ein Procedere geben, mit dem man die Echtheitz der Eimals verfiizieren kann. Man wird die Mail also nicht aus einem Wust von Anfragen, Fanmails etc heraussuchen müssen.

Für mich sieht die Wahrheit anders aus. Es gibt für mich zwei Erklärungsmöglichkeiten. Die erste ist das die Firma sich um die Frage, ob es eine Kollision geben kann und was man dann tun muss gar keine Gedanken gemacht hat. Kurz es gab niemanden der dafür verantwortlich war oder nur wusste was zu tun ist. Das passt zu vielen anderen Vorgängen, die es in der Vergangenheit gab und bei denen man erst „nachbessert“ wenn es unvermeidlich ist oder noch schlimmer. was passiert ist. Das zweite ist das die Firma gar keine Kontrolle mehr über den Satelliten hat und das nicht offen zugeben will, denn es ist blamabel wenn man einen Satelliten im Mai startet und er keine drei Monate später nicht mehr funktioniert. Es ist aber eine naheliegende Erklärung.

Dieses Bild Jonathan McDowell, einem passionierten Beobachter von Satelliten und ihren Orbits, zeigt das es in den Höhen der Starlink-Satelliten in den letzten Wochen keine Änderungen gab. Auch nicht bei Starlink 44, das ist der unterste in dem Diagramm. Also wenn ich eine Konstellation aufbauen will und angeblich einige Satelliten testweise deorbitiere, warum ändert sich an der Bahnhöhe der Satelliten die in 550+ km Höhe die Erde umkreisen sollen und dies nicht tun, seit Wochen nichts? Eine Dorbitstrategie sehe ich bei dem Objekt mit gelb-pink gestrichelter Linie und an einem zweiten mit pinken Linie. Die haben in kurzer Zeit massiv an Höhe verloren, was auf Triebwerkszündungen hinweist. Ich glaube, das lief nach dem Start eher so ab:

SpaceX-Mitarbeiter: „Elon, wir haben ein Problem, von unseren 60 Satelliten haben ein Viertel Probleme, einige sind ausgefallen, andere werden das bald tun.“

Musk: „Sagen wir der Öffentlichkeit alles wäre okay, machen wir doch immer so. Denk an die Crew Dragon die wir im März ohne funktionierendes Lebenserhaltungssystem gestartet haben, mit einem Dummy, der suggeriert, das sie schon für bemannte Einsätze bereit wäre. Und bei unseren eigenen Satelliten kann auch die NASA nicht petzen“

SpaceX-Mitarbeiter: „Aber es können Experten leicht die Orbits überprüfen und die stellen bald fest das da was nicht stimmt.“

Musk: „Okay wir machen es so. Die die funktionieren. verschieben wir in den Zielorbit. Bei denen, von denen wir wissen, dass sie bald ausfallen senken wir den Orbit ab und behaupten wir würden sie absichtlich deborbitieren als Test. Und der Rest wird durchgeprüft und dann entweder auch deorbitiert oder wenn wir sie noch zum Laufen bekommen nach oben verschoben“.

Klingt doch wahrscheinlicher oder? Man hat Starlink #44 wohl deorbitieren wollen und irgendwann ist er eben endgültig ausgefallen. Denn sonst hätte man den Prozess ja fortgesetzt und das erfolgte eben nicht.

Egal wie man es dreht und wendet. Man hat entweder eine Firma, die es nicht fertigbringt, Satelliten zu bauen die nicht direkt nach dem Start ausfallen oder ihre Konstellation zu managen, das sie klein Risiko darstellt und das nur mit 60 Satelliten. Und ein Management ist nach NASA-Ansicht dringend notwendig.

Meine Bitte an NASA, USAF und NRO: ihr finanziert den Laden zu ¾. Zieht den Stecker! Heute war es ADM-Aeolus, Morgen kann es USA-244 ein Satellit in derselben Orbithöhe, nur „ein bisschen“ teurer sein. Oder die ISS, die liegt in der Bahnhöhe der grünen Satelliten. Und das ist nur ein Vorspiel. Es sind bisher 60 von 12.200 Satelliten im Orbit. Die ESA gibt an, das sie in diesem Jahr 28 Ausweichmanöver für ihre ganze Flotte geflogen hat, etwa eines pro Satellit und Jahr. Das dürften bald 200-mal mehr werden und nicht nur bei der ESA. Das bedeutet eure Satelliten werden bald so viel Treibstoff verbrauchen das ihr die aktive Lebensdauer in Monaten und nicht mehr Jahrzehnten angeben könnt. Noch schlimmer, es kann tatsächlich zur Kollision kommen, denn nun reden wir von Tausenden Ereignissen jedes Jahr. Und dann dürfte der Kessler-Effekt eintreten.

Gerade ihr habt Alternativen, sowohl bei den Trägerraketen wo gerade drei neue entwickelt werden (OmegA, Vulcan, New Glenn) und SpaceX protestiert, weil sie keinen Entwicklungsauftrag bekommen haben (hat das Gericht als „nicht zuständig inzwischen nach Kalifornien verweisen). Ihr habt auch Alternativen beim Mannschaftstransport und Frachttransport.

Was die Episode jenseits von SpaceX zeigt: wir brauchen eine neue Strategie beim Vermeiden von Kollisionen. Denn Starlink ist nur eine (wenn auch die größte von zahlreichen Konstellationen die gebaut werden. Zudem werden immer mehr Kleinsatelliten gestartet, die genauso ein Risiko sind. Ein Lösungsansatz wäre es das die Konstellationen in Regionen angesiedelt sind, die für andere Satelliten gesperrt sind. Innerhalb einer Orbitplane ist die Geschwindigkeit minimal und die Orbitplanes kann man so auslegen, dass es nur wenige Kreuzungspunkte gibt. Viel wichtiger wäre aber jeden Satelliten mit einem Deorbitantrieb, z. B. ein Feststofftriebwerk auszustatten, das automatisch zündet, wenn man durch die Bodenkontrolle einen Timer nicht laufend zurücksetzt. Sobald man die Kontrolle zur Hauptavionik verliert, aus welchem Gründe auch immer sollte diese unabhängige Einheit den Satelliten nach einigen Wochen automatisch deorbitieren. Ansonsten wird der Film Gravity vielleicht doch bald realistischer, als er es heute ist. Dann könnte auch meine satirische Vorhersage (für den 19.1.2028) aus dem Jahr 2015 bewahrheiten.

[Edit 8.9.2019]

SpaceX gibt endlich zu das fünf Satelliten ausgefallen sind. Bedeutender aber noch: man hat die Strategie geändert. Die Satelliten die im Mai starteten waren für die 550 km Sphäre vorgesehen. Da waren 24 Bahnebenen mit je 66 Satelliten geplant, nun werden es 72 bahnebenen mit je 22 Satelliten sein. Das soll die Verfügbarkeit erster Services mit Minimalabdeckung verbessern.

Was der Beitrag nicht sagt: Durch mehr Bahnebenen sinkt auch die Zahl der Satelliten pro Start von 66 auf 22. Da jeder Start aus himmelsmechanischen Gründen nur eine Bahnebene füllen kann bedeutet das eine Verdreifachung der Startzahl. Meine Vermutung: Nach dem Start von zwei Testsatelliten, jeder rund 500 kg schwer, hat sich Musk beschwert das die Satelliten zu schwer und zu teuer seien und feuert ein Fünftel der Belegschaft von Starlink. Man hat nun viel leichtere Satelliten gestartet, nur noch 220 kg schwer, aber die fallen auf, es gibt massenweise Beschwerden von Astronomen und einen Fastzusammenstoß mit einem der ausgefallenen Satelliten. Nun scheint man wieder auf das Design der ersten beiden zurückzugreifen und da die 2,2-mal mehr wiegen sind es weniger Satelliten pro Start und mehr Bahnebenen.

7.9.2019: Wir konstruieren für Aerojet eine Rakete

Nachdem Aerojet mit ihrem AR1 Triebwerk bei der Vulcan unterlegen waren – war nun nicht so verwunderlich, nachdem Blue Origin schon bei Projektbeginn etwa ein Jahr weiter in der Entwicklung war – hat die Firma vorgeschlagen, dass man um das Triebwerk herum bauen kann. Ich selbst sehe die Chance eher schlecht, weil die USAF ja gerade eine Ausschreibung hat, in der die geforderten Nutzlasten noch höher sind als das was im Einsatz ist, aber lassen wir uns mal für ein Gedankenexperiment darauf ein.

Die Grundkonzeption

Es soll eine möglichst billige Rakete werden, das hießt man baut nur die erste Stufe neu und bedient sich bei den Oberstufen im US-Arsenal. Mit dem Schub des AR1 liegt die Masse fest. Das soll 500 klbf Schub auf Meereshöhe haben, das sind 2240 kN. Damit liegt die Masse der Rakete fest. Startet sie mit klassischen 1,25 g, so darf sie 182 t beim Start wiegen. Sind es die bei einigen neueren Trägern üblichen nur 1,1 g, so steigt die Startmasse auf 207 t.

Wenn ich 6 t für die Nutzlastspitze und 24 t für die Oberstufe (die größte nutzbare Oberstufe ist die Centaur DEC mit 23,3 t Masse) abrechne, komme ich bei 207 t Startmasse auf 177 t für die Grundstufe. Andere Oberstufen sind leichter und ergeben eine kleinere Startmasse und höhere Beschleunigung.

Es bittet sich an bei dieser Masse und der Treibstoffkombination Vergleiche zur Atlas zu ziehen. Die Atlas G / Atlas I hatte eine Startmasse von 168 t und Triebwerke mit einem Schub von 2121 kN. Das passt also. Damit könnte man auch die Rakete auf den Fertigungsanlagen für die Centaur fertigen und so Kosten sparen. Daher habe ich 3,05 m Durchmesser und Atlas-Technologie als Basis genommen. Damit wäre die erste Stufe in etwa 26 m lang bei 3,05 m Durchmesser. Die Leermasse läge bei 12 t. Der spezifische Impuls der Triebwerke ist unbekannt, doch ich denke das man mindestens 3.200 m/s im Vakuum erreicht, es ist schließlich ein Hauptstromtriebwerk mit hohem Brennkammerdruck. Wikipedia nennt als Vakuumschub 2.500 kN, das wäre dann ein Impuls auf Meereshöhe von 2867 m/s. Sowohl Vakuumimpuls wie Bodenimpuls sind konservativ geschätzt, russische Triebwerke wie das RD-179, 180, 190 und NK-33 mit derselben Technologie liegen nochmals um 100 bis 150 m/s höher.

Oberstufen

Ich bin im Geiste mal durchgegangen, was es gibt und noch produziert wird und bin auf drei einsatzbereite Oberstufen gestoßen:

Wenn ich etwas weiter denke, kämen noch in Betracht:

Ich will bevor ich die Rakete modelliere, erst mal sagen, warum ich auf die Alternativen komme. Ich habe ja gerade erst die Vulcan und eine Alternative modelliert und da zeigte sich das mit einem Treibwerk bzw. auch mit zwei Triebwerken das Optimum bei leichten Stufen von 20 bzw. 40 t Masse lag. Diese wurden aber von einer fast doppelt so großen Erststufe der Vulcan transportiert (die auch zwei Triebwerke mit demselben Schub hatte). Das heißt, da die Oberstufen nun mehr Geschwindigkeit aufbringen müssen und relativ schubschwach sind verschiebt sich das Optimum weiter zu eienr kleinerer Stufenmasse. Eine Centaur mit 14,5 t Treibstoff, wie sie noch die erste Centaur D hatte, aber nur einem modernen RL10C wäre, so meine Überlegung in der richtigen Region.

Bei der zweiten Alternative ist es so ,das die Delta K mit ihrem kleinen Durchmesser von 1,70 wertvollen Platz in der Nutzlastverkleidung wegnimmt. Besser wäre eine Konstruktion, welche die vollen 3,05 m ausnutzt, indem die Tanks anders angeordnet werden. Die Tanks können das Triebwerk umgeben, so wie dies bei der europäischen EPS ist. Denkbar sind auch zwei AJ10, da eines einen relativ kleinen Schub hat. Für diese Alternativen habe ich die bekannten Abmessungen und Voll-/Leermasseverhältnisse von EPS und Centaur D genommen.

Ergebnisse

Ich habe zuerst mal, das Worst Case Szenario genommen: ein 200 km hoher LEO. Hier hat man die höchste Nutzlast und höhere Gravitationsverluste als bei GTO-Bahnen, dann als Ergänzung noch eine Fluchtbahn berechnet. Das sind so die Extreme an Energien die in der Praxis auftreten.

Oberstufe

Nutzlast LEO [kg]

Nutzlast Mars [c3=10 km²/s²]

Centaur SEC

6.200 kg

1.700 kg

Centaur DEC

9.300 kg

2.000 kg

Delta K

3.600 kg

~ 200 kg*

Castor 30 XL

4.100 kg

-

Centaur D RL10C

7.800 kg

1.800 kg

AJ10 Stufe mit 8 t Masse

4.200 kg

300 kg

AJ10 Stufe mit 12 t Masse

4.000 kg

200 kg

Es zeigt sich, das meine Vermutung realtiv richtig war: die alte Centaur mit etwas geringerer Startmasse (15,4 anstatt 23 t) hat die höhere Nutzlast, als die Centaur SEC da die Gravitationsverluste durch die längere Brennzeit mehr ausmachen als der Gewinn durch mehr Treibstoff. Eine Centaur mit zwei Triebwerken liegt in der Brennzeit nochmals kürzer und damit noch besser. Ob die 1.500 kg mehr in den LEO (bei höheren Bahnen wird der Gewinn deutlich kleiner, wie man bei den Fluchtbahnen sieht) die Mehrkosten für ein Triebwerk rechtfertigen wird man sehen. Da man bei der Centaur aber nur die zylindrische Länge der Tanks kürzen müsste, wäre ich für eine angepasste, verkürzte Centaur.

Bei den Oberstufen mit dem AJ10 liefert eine etwas größere Treibstoffzuladung mehr Nutzlast, jedoch nicht signifikant mehr. Daher habe ich auch auf eine Version mit zwei Triebwerken verzichtet, weil hier die Einbuße an Nutzlast nicht so hoch ist wie bei der Centaur mit einem bzw. zwei Triebwerken. Der Stern bei der Delta K zeigt an, das die Nutzlast für die Marstransferbahn nun so gering ist, das der systemimmanente Fehler meiner Simulation hier sich schon deutlich auswirkt. Allerdings würde man wegen 200 kg Nutzlast auch keine Rakete starten die sonst 4 t transportieren könnte, sondern eher noch eine Oberstufe wie einen Star 37 oder 488 hinzunehmen.

Von Bedeutung ist eher das die Delta K fast 6 m lang ist und eine Stufe mit Tanks um das Triebwerk wahrscheinlich nur 3 bis 4 m. Selbst wenn sie keine eigene Stufe bildet und innerhalb der Nutzlastverkleidung bleibt, bringt das mehr Platz für die Nutzlast (ich bin bei der Nutzlastverkleidung von der 4 m Verkleidung der Atlas in Abmessungen und Gewicht ausgegangen, die hat 12,2 m Länge bei 4,2 m Durchmesser).

Der Castor 30 XL hat einen zu niedrigen spezifischen Impuls, um für höhere Bahnen geeignet zu sein. Er hat für LEO Bahnen aber eine höhere Nutzlast als eine Delta und dürfte auch billiger sein. Er ist aber auch 6 m lang und nimmt so Platz in der Verkleidung weg. Ob sich wegen einigen LEO-Starts aber eine weitere Konfiguration lohnt? Ich bin eher skeptisch.

Fazit

Mein Favorit wäre eine Version mit Centaur. Egal ob mit DEC, SEC oder verkürzter SEC. Man hat eine Stufe die vielseitig einsetzbar ist und auch für Fluchtbahnen noch eine hohe Nutzlast hat. Würde man die Centaur einsetzen so wären auch die Entwicklungsarbeiten minimal. Man müsste eigentlich nur die Tanks der alten Atlas nachbauen und unten ein neues Schubgerüst um das Triebwerk herum bauen, da die Atlas ja bekannterweise drei Triebwerke hatte.

Die Rakete fügt sich aber in der Nutzlast gut ein, deutlich unterhalb der kleinsten Versionen von Atlas V und der Delta 4 oder Falcon 9. Deutlich oberhalb der Minotaur C. Mit je nach Version 1,7 bis 2 t Nutzlast zum Mars wäre sie auch für Raumsondenmissionen gut geeignet. Die GTO-Nutzlast würde bei rund 3,3 bis 3,9 t liegen. Auch das wäre für kleinere Kommunikationssatelliten noch ausreichend, wodurch sich sogar Aufträge aus dem kommerziellen Markt ergeben könnten, speziell, wenn der Trend zu „All Electric“ Satellites anhält, denn dann wiegt ein bisher etwa 4,5 bis 5 t schwerer Satellit nur noch rund 3 t und die Rakete würde auch für mittelgroße nur durch Ionenantrieb angetriebene Satelliten ausreichen. Speziell die NASA hat ja mehr leichte bis mittelgroße Satelliten und auch Raumsonden in der Größenordnung sie würde davon profitieren. Da alle Finanzierungen von neuen Raketen von der US-Air Force kamen, sehe ich aber eher schwarz für eine solche Rakete. Ebenso dürfte alleine der Markt an leichten Satelliten in den GTO zu klein sein, für Kleinstatelliten gibt es alleine durch die Konstellationen genügend Startgelegenheiten. Eine größere Chance sehe ich, wenn Grumman/ATK die RD-193 durch US-Triebwerke ersetzen will, eventuell um sich bei der USAF zu bewerben die nun ja auf die Unabhängigkeit von Russland durch Kongressbeschluss achten muss. Vergleichen mit der Antares die in etwa die gleiche Nutzlast hat, aber zwei Triebwerke und eine viel größere Erststufe einsetzt, wäre die Rakete in jedem Falle besser.

Hier als stellvertretendes Datenblatt, das der optimalen Version:

Rakete: AR1 Centaur D

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

198.243

3.300

10.280

1.417

1,66

180,00

185,00

35800,00

90,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

2.240

28

90

2.000

280

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

177.000

12.000

3.200

2240,0

2600,0

203,08

0,00

2

1

15.943

1.718

4.451

106,0

106,0

597,32

204,00

Simulationsvorgaben

Azimuth

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,3 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

10,0 s

Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

185 km

35.800 km

180 km

Real

195 km

35.815 km

180 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

27,8 Grad

230 km

230 km

3.300 kg

3.525 kg

791,8 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

104,0 s

300,0 s

550,0 s

Winkel

31,9 Grad

2,1 Grad

-8,1 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Start

Rollprogramm

Winkelvorgabe

Zündung 2

Verkleidung

Winkelvorgabe

Orbitsim

Sim End

Zeitpunkt

0,0 s

10,0 s

104,0 s

204,0 s

258,4 s

550,0 s

628,8 s

791,8 s

Höhe:

0,00 km

1,06 km

20,38 km

70,66 km

115,01 km

178,55 km

181,00 km

230,48 km

Dist:

0,0 km

0,0 km

0,1 km

13,8 km

55,3 km

1009,5 km

1610,0 km

3719,6 km

v(v):

0 m/s

30 m/s

477 m/s

1172 m/s

777 m/s

-1670 m/s

-2396 m/s

-4547 m/s

v(h):

410 m/s

408 m/s

1154 m/s

4649 m/s

4882 m/s

6490 m/s

7039 m/s

8388 m/s

v:

0 m/s

444 m/s

1275 m/s

4847 m/s

5034 m/s

7018 m/s

7798 m/s

10215 m/s

Peri:

-6378 km

-6369 km

-6298 km

-4939 km

-6378 km

-1919 km

73 km

195 km

Apo:

-6378 km

2 km

25 km

144 km

-6378 km

179 km

290 km

35815 km

Zeit:

0,0 s

10,0 s

104,0 s

204,0 s

258,4 s

550,0 s

628,8 s

791,8 s

8.9.2019: Die Antares Centaur

Weiter in meiner kleinen Reihe „unerwünschte Vorschläge für die US-Trägerindustrie“ will ich mal beleuchten, was es Grumman/ATK an Nutzen bringen würde ihren Castor 30XL durch Rl10 basierte Stufen auszutauschen.

Ausgangslage

Die Antares hat einen durchgängigen Durchmesser von 3,90 m. In der Verkleidung befinden sich derzeit Castor 30XL und Nutzlast. Der Castor 30 XL hat dabei eine Länge von rund 6 m. Will man das Konzept nicht komplett umstellen so gäbe es folgende Möglichkeiten:

Die ersten beiden Möglichkeiten haben als gemeinsamen Nachteil das die Centaur 3,05 m Durchmesser hat. Behält man das bisherige Konzept bei, umhüllt also die ganze Stufe, so nimmt sie erheblich mehr Nutzlast weg als der Castor, denn sie ist 12,78 m lang. Alternativ konstruiert man eine neue Verkleidung die kürzer ist und an die Centaur anschließt. Die Centaur verlängert dann die Rakete und sie sieht dann eher wie die Atlas V 400 aus.

Das Problem hat man bei der DCSS nicht, denn sie hat 4 m Durchmesser. Man könnte also die bisherige Verkleidung weiter nutzen, sogar verkürzen. Aus Hinsicht des Aufwands wäre das also eine bessere Lösung. Als Nachteil hat die DCSS ein höheres Leergewicht, denn sie verwendet zwei getrennte Tanks, einen Integraltank und die sind auch nicht innendruckstabilisiert. Ich habe trotzdem alle drei Möglichkeiten durchgerechnet. Die DCSS aber mit RL10C-1-1 Triebwerken und nicht RL10B-2, da Aerojet auch die Linie auf diesen Typ umstellen will. Netterweise muss man sonst keine weitere Einschränkungen beachten, da alle Stufen leichter als der bisher eingesetzte Castor 30 XL sind.

Rakete

Nutzlast LEO [kg]

Nutzlast GTO

Nutzlast Mars [c3=10 km²/s²]

Antares SEC

10.900 kg

4.800 kg

3.000 kg

Antares DEC

14.400 kg

5.800 kg

3.500 kg

Antares DCSS

11.700 kg

4.700 kg

2.800 kg

Antares 230 / 232

7.700 kg

2.200 kg

1.400 kg

Gegenüber der etablierten Antares sind die LEO-Nutzlasten um 50 bis 100 % erhöht. Natürlich wird dieser Abstand bei steigender Geschwindigkeit immer größer. Bei GTO sind es schon über 120 bis 160 % und bei einem Marskurs ist der Unterschied noch größer. Sie Centaur DEC schneidet erfahrungsgemäß am besten ab. Ob die Mehrnutzlast auch den Mehrpreis wert ist, muss geklärt werden. Mein Favorit ist wegen der Einfachheit – man müsste nur die Verkleidung kürzen und die Stufe auf die Erststufe setzen – die DCSS. Die DCSS ist wegen der höheren Leermasse bei höheren Geschwindigkeiten etwas schlechter, bei LEO-Bahnen etwas besser, doch man muss erst mal 11 t schwere LEO-Nutzlasten finden.

Dabei erreicht die beiden letzten Bahnen die Antares nur mit einer zusätzlichen PAM-D die alleine die Rakete um 10 Millionen Dollar teurer macht. Damit wäre die Antares mit diesen Stufen auch ein sinnvoller Träger für GTO-Transporte und Fluchtbahnen. Mit 4,7 bis 4,8 t haben die Versionen mit einem triebwerk genügend Nutzlast für mittelgroße Kommunikationssatelliten, die Version mit DEC Centaur auch für schwerere Kommunikationssatelliten. Damit würde sich ein neuer Markt erschließen.

Ich finde diese Versionen aus zweierlei Sicht sinnvoll. Zum einen wird Grumman/ATK das RL10C ja in einer eigenen Stufe in der OmegA einsetzen. Denkbar wäre dann natürlich auch der Einsatz dieser Stufe, doch da deren Daten unbekannt sind, ist das hypothetisch. Aber in ejdem falle handelt es sich um ein Triebwerk, das man schon einsetzt, warum also nicht eine stufe die es schon gibt und die dieses Triebwerk einsetzt.

Das zweite ist das nach Wechesel von ULA auf die Vulcan die Arbeitspferde wegfallen – die Atlas V 401 und Delta $M auf welche die meisten Starts entfallen. Die Vulcan liegt mit 7,600 kg in den GTO deutlich höher, nur bei der LEO Nutzlast ist die kleinste Version vergleichbar, das liegt an den hohen Gravitationsverlusten der relativ schweren Oberstufe. Doch bei LEO-Nutzlasten reichte bisher schon die Atlas V in der SEC Version die auf 9 t beschränkt war, nur die DEC-Version konnte die volle LEO Nutzlast ausnutzen. Wenn Grumman die Rakete also zu einem attraktiven Preis produzieren kann, denke ich, dürfte sie durchaus gute Chancen haben.

10.9.2019: Mit Liebe zum Detail

Mir ist etwas aufgefallen, und wenn ich mal über die Tagesschau vor 20 Jahren stolpere, dann wird mir auch klar, dass es nicht nur ein Eindruck ist, sondern eine Tatsache: die Politik beschäftigt sich viel mehr mit Details, man könnten auch Kleinigkeiten sagen. Hier nur mal eine Liste von Dingen, die mir in den letzten Wochen untergekommen ist und spontan ohne langes Nachdenken in den Sinn kommt:

Das alles waren Meldungen, die in den Medien kamen. Einige haben das Zeug zum Dauerbrenner wie die Einwegartikel, Plastiktüten und die Kerosinsteuer über die sich gerade gestern Annette Kramp-Karrenbauer geäußert hat. Wenn es dann mal konkreter wird, wird es auch kompliziert. So sollen die Plastiktüten, die schon seit Jahren Geld kosten, nun verboten werden, aber nicht die dünnen Tüten bei der Obst- und Gemüsetheke. Die Diskussion darüber beherrscht über Tage die Medien.

Uns muss es doch echt gut gehen. Anders kann ich mir darauf keinen Reim machen. Die Politik muss alle großen Probleme gelöst haben und macht sich nun an die kleinen Probleme wie eben Plastiktüten und die Klingenlänge von Messern. Das wäre auch eine einfache Erklärung für die massiven Stimmenverluste der großen Partien und Zugewinne von AFD und Grünen. Wenn alles gelöst ist, den Leuten es gut geht, sie keine Angst vor Arbeitslosigkeit, der Zukunft mehr haben, dann haben sie keinen Grund mehr eine Partei zu wählen die diese Probleme löst, sondern eben eine, die kleine Probleme angeht, wie die wenigen Asylanten oder die Klimaproblematik – die ist zwar auch ein großes Problem, aber keines das Deutschland alleine lösen kann.

Nur: irgendwie habe ich das Gefühl, die Diskussion geht an der Praxis vorbei. Ich nehme mal als Beispiel die Plastiktüten. Die benutze ich schon seit Anfang der Neunziger nicht mehr. Ich musste schon als Jugendlicher die Einkäufe am Wochenende durchführen, wobei das immer ziemlich viel war. Damals wie heute mit dem Fahrrad. Da sind Plastiktüten, die es damals noch umsonst gab, eine schlechte Lösung. Sie reißen an den Griffen leicht ein und das ist gefährlich. Als der erste ökologisch angehauchte Laden bei uns Im Ort aufmachte, kamen bei uns Stofftaschen auf die ich dann jahrelang benutzte, bis ich seit einigen Jahren einklinkbare Fahrradtaschen am Gepäckträger habe und ab und an auch einen Korb. Stofftaschen sind robuster, praktischer und auch besser im Griff, weil sie nicht so in die Hand schneiden. Damals waren sie aus Jute (warum habe ich nie verstanden, gab es doch damals schon Baumwolle und Leinen), heute aus Leinen. Und kostenlose Taschen gab es hier im Ort bei allen Supermärkten und Discountern schon lange vor der Übereinkunft mit dem Handel nicht. Die kosteten erst 10 Pfennig, dann 10 ct und später 20 ct.

Kurz Plastiktüten kommen mir äußerst selten unter. Aber ich sehe jede Menge anderen Verpackungsmüll, der in der Landschaft herumliegt. Das sind vor allem Verpackungen von Lebensmitteln die konsumiert werden und dann einfach weggeschmissen wie Chipstüten. Noch lästiger: Die Styprhorverpackungen von Fastfood die genauso weggeworfen werden und als neues Phänomen: schwarze Plastiktüten mit Hundekot. Die liegen überall in der Landschaft herum. Ich werde nie verstehen wie jemand auf die Idee kommt erst den Hundekot einzutüten und dann aber diese Tüte wegwirft. Dazu die Verpackungen die es im Allgemeinen für Lebensmittel und andere Produkte gibt. Hier wäre die Politik gefragt. Wenn man es mit der Müllvermeidung und dem Recycling ernst nimmt, dann wäre hier wirklich die Politik gefragt, indem sie die Industrie in die Pflicht nimmt. Zum einen ein Minimierungsgebot, also die Verpackungsmenge pro Produkt minimieren. Zum anderen sollte das Recycling verbessert werden, indem man pro Verpackung nur einen Kunststoff nimmt, so kann man diese besser trennen, Farben wie Schwarz verbietet die erlauben es nicht über das IR-Spektrum die Art des Kunststoffs bei der Recyclinganlage festzustellen und die Verpackung sortenrein auszusortieren. Wenn mich Plastiktüten stören, dann sind es die Tüten die behalten werden sollen, die dünnen bei Obst- und Gemüse. Man bekommt sie kaum auseinander. Sie sind dünn und verbiegen sich schon beim Einfüllen so, das man das schwer in der Luft machen kann, ohne das sie wieder zugehen und sie reißen leicht. Früher gab es Papiertüten für diesen Zweck. Warum nicht auch heute? Ich meide sie konsequent und lade die Lebensmittel direkt in den Wagen. Dann muss bei der Kasse der Kassierer die Tomaten, Kartoffeln oder Äpfel zusammensuchen und gemeinsam auf die Waage stellen. Das dauert. Da die gesamte Abwicklung bei den Discountern auf möglichst schnelle Abfertigung ausgerichtet ist – inklusive ohne eine Zone, in der die Einkäufe landen, denn dann könnte man sich ja mehr Zeit mit dem Einladen lassen – ist das der beste Weg Druck auszuüben. Wenn das jeder macht, werden ALDI, LIDL & Co bald auf Papiertüten umstellen. Und dazu braucht man keine Politik. Die sollte sich um die wirklichen Probleme kümmern, denn ich denke, es gibt davon noch genügend.

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