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Web Log Teil 569: 10.9.2019 - 18.9.2019

10.9.2019: Die unendliche Geschichte des Brexits

Ich habe eine Zeit lang überlegt, ob ich den Artikel nicht unter „Satire und Fiction“ oder „Münchhausens Kolumne“ einordnen sollte, denn selbst ohne Übertreibung ist das, was derzeit abläuft, eine Satire. Ich mache mal eine Zusammenfassung aus meiner Sicht.

Am 23.6.2016 stimmen die Briten knapp für einen Ausstieg aus der EU, inzwischen nur noch Brexit genannt (ich habe ja immer die Schreibweise Breakxit bevorzugt). Da geht nun schon die Satire los. Anstatt das nun der Volkswille sofort umzusetzen, beschließt man erst mal Neuwahlen, und bis Theresa May dann wirklich den Austritt formal beginnt, ist es der 29.3.2017 also neun Monate später.

Dann passierte erst mal gar nichts. Die nächsten eineinhalb Jahre kamen die Verhandlungen kaum vorwärts. Die Briten pokerten darauf, dass die EU in vielen Fragen nachgeben würde. Das hat ja bisher so gut geklappt. So haben sie als einziges Land einen Bonus, den Britenrabatt, begründet mit ihrer schwachen Landwirtschaft (die ist auch in anderen Industrieländern schwach und die bekommen keinen Rabatt). Doch diesmal klappte das nicht und die EU Unterhändler blieben standfest. So wurde in den letzten Monaten vor dem Austrittstermin das Ankommen abgeschlossen.

Damit begann das Possenspiel, denn es fiel mehrfach (war ja schon mal Thema hier im Blog (und hier) durch das Parlament). Schon damals zeigte sich das das Parlament irgendwo in einer Parallelwelt lebte. Es mag sein, das das Abkommen dem englischen Parlament nicht schmeckt, aber es ist nun mal das ausgehandelte und in 27 anderen EU-Parlamenten wurde es verabschiedet. Meinen sie allen Ernstes sie stehen über diesen anderen Parlamenten die achtmal mehr Bürger vertreten? Sie lehnten es ab und zwar nicht einmal, sondern mehrmals. Auch als Theresia May von der EU-Kommission eine Zusicherung bekam das der springende Punkt, die Grenze zu Irland abgemildert wird reichte das nicht. Es gab dann noch eigene Gesetzesvorlagen der Opposition, die aber genauso scheiterten. Danach wusste man nur eines – das das Parlament das Abkommen nicht will aber auch kein anderes. Mittlerweile hatte die EU die Frist schon einmal verlängert. Denn eigentlich wäre zum 29.3.2019 England aus der EU ausgetreten und wenn es kein Abkommen für die Zeit danach gibt, dann eben als Drittstaat so wie Somalia, Uruguay oder Tonga. Auch zu denen gibt es kein Abkommen. Nicht zu vergleichen mit Nicht-EU Staaten wie der Schweiz oder den USA zu denen es zumindest einige abkommen über den Handel, Verkehr, Duldung von Bürgern des anderen Staates etc gibt.

Die EU machte eine weitere Verlängerung. Diesmal gleich um 5 Monate auf Ende Oktober. Anstatt die Zeit zu nutzen, tritt May, zurück, aber erst im Juli anstatt sofort. Wochen brauchen die „Torrys“ um einen neuen Parteivorsitzenden zu wählen, der dann – ohne parlamentarische Wahl – automatisch Ministerpräsident wird. Und Boris Johnson brachte dann die Verhandlungen auch nicht vorwärts. Er tourte zwar durch Europa, aber bekam schon wie May die gleiche Antwort – man hat 18 Monate lang verhandelt und das steht. Dafür gab es etliche Meldungen das sich die Regierung auf ein Verlassen der EU zum Schlusstag dem 31.10.2019 vorbereitet, der sogenannte „No Deal Exit“. (Ich halte von diesen Schlagworten die auch dauernd in den Medien kommen nichts, weil ich denke das, wenn ich jemand frage, „was heißt den No Deal Exit“ nicht sagen kann, welche konkrete Folgern das hat, aber der Begriff hat sich eingebürgert).

Es gab eine Initiative der Opposition ein Gesetz zu erlassen, das es keinen Ausstieg ohne deal gibt. Als für die Initiative auch 21 Abgeordnete der Koalition stimmten, wurden sie aus der Partei ausgeschlossen. Mit der Mehrheit dieser wurde das Gesetz beschlossen. Schon vorher hatte Johnson das Parlament in eine verlängerte Sommerpause geschickt, damit sie möglichst nicht vor dem Stichtag noch abstimmen können.

Die nun von Johnson geforderten Neuwahlen bekam er aber auch nicht.

Soviel – extrem kurz zusammengefasst, die Situation derzeit. Nicht nur mir steht das Thema zum Halse heraus. Ich habe aber einige Dinge gelernt.

Demokratie auf britisch

Ich hielt vorher ja nicht viel von dem Mehrheitswahlrecht. Sowohl George W. Bush, wie auch Donald Trump wurden nicht mit der Mehrheit der Stimmen gewählt, sondern, nur weil die Stimmen nicht alle addiert wurden, sondern pro Bundesstaat es jeweils einen „Wahlmann“ gab. Immerhin ist es dort eine Wahl zwischen zwei Kandidaten. Aber bei einem Parlament hat man viele Partien. Man muss nur mal sehen wir unser Parlament aussähe, wenn Abgeordnete nur nach Mehrheit gewählt würden. Nach den offiziellen Zahlen gäbe es dann 231 Abgeordnete der CDU/CSU, 48 der SPD, 5 von den Linken, 2 von der AFD und ein grüner Abgeordneter – das deckt sich aber in keiner Weise mit der Stimmenverteilung.

Nun lernte ich aber das der Ministerpräsident, wenn er abtritt nicht neu vom Parlament gewählt wird. Stattdessen bestimmen 100.000 Mitglieder der Torries über ihn. Das ist nicht mehr weit weg von Diktaturen. So muss man sich auch nicht wundern, wenn Johnson im Parlament scheitert, wobei das maßgeblich durch seine eigene Politik verraucht wurde. Ebenso könnten die Britten auf ijhre Queen verzichten. Wenn sie alles unterschreibt was die Regierung ihr vorlegt, selbst wenn es aus dem Paralement Stimmen gäbe, der Zwangsurlaub wäre verfassungswidrig, dann brauchen sie keine Queen. Auich bei uns segnet der Bundespräsident Gesetze ab, doch er prüft vorher, ob sie grundgesetzkonform sind. So gab es als Kohl Neuwahlen wollte nachdem er Schmidt beerbt hatte Stimmen, die dies verneinten und Carstens lies das damals prüfen.

Leben im Wolkenkuckucksheim

Das Parlament beschließt ein „Kein Ausstieg ohne Deal Gesetz“. Nur: der Ausstieg kommt, wenn er nicht erneut vertagt wird, bestimmt. Es gehören zu dem Verfahren immer zwei die EU und die englische Regierung und das Parlament kann vielleicht beschließen was die eigene Regierung nicht tun kann aber was die EU macht. Und die muss einfach nur die Frist nicht nochmals verlängern. Vor allem was soll dieses Gesetz? Es gibt ja einen „Deal“. Anstatt ein neues Gesetz zu beschließen müsste das Parlament einfach den ausgehandelten Vertrag, der schon zweimal vorgelegt wurde, billigen und die Sache ist erledigt. Das Gesetz kann also nur einen Sinn haben, das Johnson einen „besseren“ Deal herausholt. Doch die Chancen sehe ich dazu nicht. Er und May sind nun mehrmals durch die Regierungen getingelt, haben mit der Kommission geredet und nie ist was raus gekommen.

In der Fantasiewelt, die sich da aufbaut, lebt auch Johnson, sogar noch intensiver. Denn er will ja den „No Deal Brexit“. Das macht ja nur Sinn, wenn dieser für England besser als der Abschluss von Verträgen über Zollunion, Anerkennung von Bildungsabschlüssen, Aufenthaltserlaubnis von Arbeitern aus der EU/England in jeweilig anderen Staat ist. Ich muss mir nur die Handelbilanz ansehen und weiß das England es dann schlechter geht. Johnson lebt wohl wie Trump in einer geistigen Welt, in der er meint, das man heute in der Zeit der Globalisierung als einzelner Staat noch Vorteile hat, wenn man sich isoliert. Das klappt nicht. Ich erinnere mich an das Grinsen von Mike Pence, als er England ein Freihandelsabkommen verspricht für die Zeit danach und die völlige Verkennung dessen von Johnson. Schon als Obama am Ruder war, scheitere TTIP, weil die USA meinten, der EU Vorschriften machen zu können nach dem Motto: ihr übernimmt von uns alles wir von euch nichts. Seit Trump am Ruder ist, sind alle multinationalen Handelsabkommen der USA gescheitert oder aufs Eis gelegt worden bzw. die Länder haben ohne die USA ein Abkommen abgeschlossen. Was meint Johnson bekommt er von den USA? England hat noch weniger wirtschaftliche Macht als die EU und die wollten die USA schon über den Tisch ziehen.

Mein Vorschlag

Keine weitere Verlängerung. Ein Ausstieg ohne Abkommen ist zwar für beide Seiten schlecht, aber die letzten Monate haben ja gezeigt, dass man von englischer Seite aus keine verlässliche Politik erwarten kann und Verschieben hat nun zweimal schon keine Lösung gebracht. Eine Verschiebung wäre für mich nur denkbar, wenn es eine erneute Volksabstimmung gäbe mit folgenden zwei Optionen:

Ich überlegte kurzfristig, ob ich einen dritten Punkt "Austritt ohne Abkommen" hinzufügen sollte. Aber abgesehen von der Problematik, wenn eine Option keine 50 % bekommt, dies als Wählerwillen zu interpretieren kam ich drauf, dass man das nicht braucht – denn gibt es keine solche Abstimmung so wird automatisch diese Option wirksam.

Ansonsten hoffe ich nur, das die EU-Regierungen eines aus den letzten beiden Verlängerungen gelernt haben – sie bringen nichts. Die Situation ist die gleiche wie am 29.3.2019. Also bitte, bleibt dabei und entlasst die Britten am 31.10.2019 aus der EU.

16.9.2019: Treibstoff weglassen – nützlich oder nicht?

Eine bei Raketen mit flüssigen Treibstoffen eher seltene Praxis ist das Weglassen von Treibstoff. Bei Feststoffantrieben ist es häufiger vorkommend, um sie an die Masse des Satelliten anzupassen, wenn die Ausgangsbahn fest ist, z.B. bei einem Doppelstart oder dem Aussetzen mit dem Space Shuttle.

Das man bei einer Rakete mit flüssigem Treibstoff, weglässt wird, kommt selten vor. Ich kenne nur zwei Beispiele. Das eine ist die Ariane 4. Nachdem man die erste Stufe verlängert hatte, das sie rund 70 t mehr Treibstoff aufnahm konnte sie bei gleichem Schub der Triebwerke voll betankt gar nicht mehr abheben. Bei den Versionen ohne Booster oder mit nur zwei Boostern wurde daher Treibstoff weggelassen. Die zweite Anwendung gibt es bei den ATV Flügen der Ariane 5. Da das ATV über 20 t wiegt, die EPS Stufe aber nur 3 t Schub hat und zudem mittelenergetische Treibstoffe wird sie nur zur Hälfte mit Treibstoff beladen. Die Vulcan könnte, wenn man einer Veröffentlichung für die Startmassen glaubt, auch nur teilbefüllt sein, wenn sie ohne Booster startet.

Normalfall: Booster benötigt

Normal ist bei einer Rakete, die um Booster erweitert wurde, oder schon mit diesen konzipiert wurde, dass sie nicht ohne sie abheben kann. Das ist so bei der H-II, Ariane 5, Delta 2. Bei, der Delta kann man diese Entwicklung sogar an Entwicklungsschritten festmachen. Es begann mit der Thor mit 48 t Startmasse, dann folgte die Long Tank Thor mit 70 t Startmasse, die Extended Long Tank Thor mit 84 t Masse und zuletzt die XLT Thor mit 104 t Startmasse. Die erste Version hatte noch drei Booster mit je 4,4 t Masse und die letzte neun mit je 13 t Masse als Startunterstützung.

Als Extremfall kann man die Ariane 5 ansehen. Eine Ariane 5 ohne Booster würde mit der maximalen Nutzlast und größten Oberstufe (ESC-B) rund 238 t wiegen, das Vulcain 2 hat aber nicht mal 100 t Bodenschub. Man benötigte drei anstatt einem Triebwerk damit sie ohne Booster abheben kann. Während der Brennzeit der Booster verbraucht sie Treibstoff und wird leichter, aber bei Brennschluss der Booster wurde noch nicht so viel Treibstoff verbraucht, dass die Beschleunigung über 1 g liegt. Die Rakete lebt also davon, dass die Booster eine hohe Vertikalbeschleunigung aufbauen. Wegen derselben Konzeption bei der Ariane 6 resultiert bei nur zwei Boostern daher auch ein deutlicher Nutzlastverlust.

Warum Weglassen von Treibstoff doch nützlich sein kann

Der offensichtlichste Vorteil ist, dass man eine Option mehr hat, natürlich sind Feststoffbooster viel preiswerter als die Zentralstufe mit flüssigen Treibstoffen. Aber wenn man deren Nutzlast gar nicht ausnutzt, hat man eine Möglichkeit Kosten zu sparen. Das betrifft vor allem Raketen, die auf GTO-Bahnen ausgelegt sind aber auch LEO- oder SSO-Nutzlasten starten. So entfiel kein einziger Start der kleinsten Ariane 4, Ariane 40 auf GTO-Starts. Alle sieben Starts gingen in den SSO. Ähnliches gilt für die Atlas V. Bisher gab es keinen Start der kleinsten Version, Atlas 401 die auch nur die volle LEO Nutzlast ausnutzte, denn dafür benötigt man die Centaur mit zwei Treibwerken (DEC-Centaur).

Gibt es mehrere Boostervarianten, so kann man die Zentralstufe ao auslegen, dass sie optimal auf die größte Boosterzahl ausgelegt ist und bei weniger Boostern, mithin auch weniger Schub Treibstoff weglassen.

Die Brenndauer verlängert sich natürlich durch die Mehrzuladung an Treibstoff. Ein größerer Teil entfällt auf den Betrieb im Vakuum, was die Nutzlast erhöht, da dort der Schub und spezifischer Impuls höher sind.

Da die Trennung bei einer höheren Geschwindigkeit stattfindet, kann man eine größere Oberstufe mitführen oder bei einer bestehenden Oberstufe mit weniger Schub auskommen, z.B. einem anstatt zwei Triebwerken. Das reduziert die Kosten.

Der offensichtliche Nachteil

… ist, das man einen Tank hat, der viel größer ist, als eigentlich benötigt. Allerdings ist der Nachteil nicht so riesig. Bei großen Raketen (über 100 t Treibstoff) wiegt ein Tank bei einer mittleren Dichte des Treibstoffs von etwa 1 (so gegeben bei LOX/Kerosin, aber auch NTO/Hydrazine) etwa 1/70-stel des Inhalts. Bei einer LOX-Kerosinrakete wiegt der Tank normalerweise weniger als die Hälfte der Stufe.

Bei LOX/LH2 ist das Verhältnis schlechter, denn der Treibstoff hat eine niedrigere Dichte. Trotzdem können sehr große Taks 1/20 bis 1/25 des Inhalts wiegen. Bei einer großen LOX/LH2 Stufe macht der Tank typisch 2/3 bis ¾ des Gewichts aus.

Das bedeutet – selbst wenn der Tank doppelt so schwer ist, steigt das Strukturgewicht der Stufe nur um ein Viertel bis die Hälfte an. Das klingt zuerst dramatisch, aber das Strukturgewicht macht ja nur 1/12 (LOX/Lh2) bis 1/20 (LOX/Kerosin) einer großen Stufe aus und dazu kommt noch das Gewicht der Oberstufe und Nutzlast das ja konstant bleibt.

Nachgerechnet

Ich habe dies einmal mit drei Beispielen nachgerechnet. Ich will sie zuerst vorstellen und erklären:

Als historische Vorlage habe ich die Delta G/L gewählt. Zwischen diesen beiden Versionen wurde die Thor durch die längere Version ersetzt. Das erlaubt es eine hypothetische Version zu untersuchen, welche die LTT Thor einsetzt, aber eben nicht voll gefüllt und diese mit der Delta L zu vergleichen.

Als moderne Beispiele habe ich die Delta 4M und Atlas V 401 gewählt. Anders als bei der historischen Vorlage ist man aber nun frei in der Menge des Treibstoffs, der zugeladen wird. Ich habe drei Fälle untersucht und zwar:

Bei der Delta G → L kostet die kleinere Thor 75 kg GTO Nutzlast – relativ viel bei 300 kg GTO Nutzlast. Bei LEO ist es genauso 1200 zu 750 kg. Das ist eine Ansage. Allerdings ist die Thor auch die leistungsfähigste der Stufen. Sie hat den höchsten spezifischen Impuls, einen hohen Schub und eine geringe Leermasse – 31 t mehr bei Verlängerung der stufe bei nur 700 kg mehr Leermasse. Das muss bei den modernen Stufen nicht so deutlich sein.

Bei den hypothetischen neuen Versionen ist es so, dass prinzipiell die Nutzlast der Versionen ohne Booster sinkt – man kann ja die Stufen bei ihnen nicht voll füllen, hat aber die höhere Leermasse als Nachteil. Bei den Versionen mit vielen Boostern (ich habe jeweils die Maximalzahl also fünf bei der atlas V und vier bei der Delta 4 genommen) ist es dagegen so das sie profitieren sollten.

Bei der Atlas mit ihren 3.152 kN Schub im Vakuum resultieren bei 7, 10 und 13 m/s Beschleunigungen Restmassen von 593, 314 und 320 t. Ich bin im Folgenden von einer konstanten Masse der Restrakete von 38 t ausgegangen. Das entspricht rund 12 t Maximalnutzlast bei der kleinsten Version. So resultieren bei 1/70 Trockenmassenanteil der Zusatzmasse folgende Daten für die Atlas 551:

 

Rakete

Vollmasse CCB

Leermasse CCB

Nutzlast LEO

Nutzlast Fluchtbahn

Atlas 551

305,440 kg

21,351 kg

15.200

6.500 kg

Verlängert, 13 m/s Beschleunigung

320,000 kg

21,559 kg

15.400 kg

6.800 kg

Verlängert, 10 m/s Beschleunigung

414,000 kg

22,901 kg

18.000 kg

8.100 kg

Verlängert, 7 m/s Beschleunigung*

500.000 kg

24.164 kg

17.200 kg

8.500 kg

Der Stern (*) zeigt an, das die angegebenen 500 t nicht der Vorgabe entspricht, das wären 593.000 kg. Allerdings sinkt dann die Startbeschleunigung auch bei fünf Boostern so stark ab, das die Nutzlast wieder abfällt. Ich habe schließlich eine CCB mit 500 t Startmasse modelliert, die mit 1,25 g startet. Die Nutzlast für hohe Geschwindigkeiten steigt erst stark an, dann aber schwächer. Bei der LEO Nutzlast ist es so, das hier die größte Version sogar von Nachteil ist. Die Centaur mit nur einem Triebwerk muss dann 40 t Masse beschleunigen und das ist zu viel für die nur 10 t Schub des einzelnen RL10.

und hier dieselbe Berechnung für die Basisversion, bei der man natürlich nicht mehr Treibstoff zuladen kann, sondern nur die Trockenmasse erhöht ist.

Rakete

Vollmasse CCB

Leermasse CCB

Nutzlast LEO

Nutzlast Fluchtbahn

Atlas 401

305,440 kg

21,351 kg

9.252 kg

3.730 kg

Verlängert, 13 m/s Beschleunigung

305.648 kg

21,559 kg

9.140 kg

3.730 kg

Verlängert, 10 m/s Beschleunigung

306.990 kg

22,901 kg

8.786 kg

3.600 kg

Verlängert, 7 m/s Beschleunigung

308.353 kg

24.164 kg

8.507 kg

3.420 kg

Es handelt sich bei den Nutzlasten um die mit meiner Simulation errechneten. Diese sind meist höher als die realen, da ich mit vereinfachten Modellen arbeite, so gibt es keine Steuerungsverluste und die Rakete nimmt die energetisch günstigste Bahn, dies muss nicht gegeben sein, z.B. um die aerodynamische Belastung zu verringern. Man sieht: die Verlängerung kostet bei der Basisversion rund 300 bis 700 kg Nutzlast. Die Differenz wird mit zunehmender Geschwindigkeit kleiner. Bei GTO-Bahnen denke ich sind es um 400 bis 500 kg.

Für die Atlas folgt damit gegenüber einer Teilbefüllung ein kleiner Nutzlastverlust bei der Version ohne Booster in der Größenordnung von unter einer Tonne. Dafür kann man bei der größten Version die Nutzlast für einen LEO um 3 t steigern und für eine Fluchtbahn um 1,6 t. Das halte ich für attraktiv. Als optimalste Version stellt sich eine CCB von etwa 414 t Maximalstartmasse heraus, das müsste man durch weitere Simulationen dann noch genauer bestimmen. Bei weniger Boostern würde man entsprechend die Treibstoffzuladung anpassen.

Dasselbe nun bei der Delta 4M:

Rakete

Vollmasse CBC

Leermasse CBC

Nutzlast LEO

Nutzlast Fluchtbahn

Delta 4M

226,400 kg

26,760 kg

9.500 kg

3.250 kg

Verlängert, 13 m/s Beschleunigung

215,560 kg

26,760 kg

8.700 kg

3.000 kg

Verlängert, 10 m/s Beschleunigung

226,400 kg

29,394 kg

8.600 kg

3.000 kg

Verlängert, 7 m/s Beschleunigung

226,400 kg

31.720 kg

7.800 kg

2.000 kg

Und mit vier Boostern:

Rakete

Vollmasse CBC

Leermasse CBC

Nutzlast LEO

Nutzlast Fluchtbahn

Delta 4M (5,4)

226,400 kg

26,760 kg

13.600 kg

5.800 kg

Verlängert, 13 m/s Beschleunigung

215,560 kg

26,760 kg

14.500 kg

5.500 kg

Verlängert, 10 m/s Beschleunigung

292.000 kg

29,394 kg

13.800 kg

6.700 kg

Verlängert, 7 m/s Beschleunigung

350.000 kg

31.720 kg

15.500 kg*

6.600 kg

Der Stern (*) zeigt an, dass ich hier auf ein Zweiimpulsmanöver ausgewichen bin. Bei nur einer Brennperiode erreiche ich keinen stabilen Orbit. Allerdings dürfte ein Zweiimpulsmanöver auch bei den anderen Versionen die Nutzlast anheben.

Man sieht: die Delta 4 ist schon relativ gut optimiert. Das zeigt auch das die Version mit 13 m/s Beschleunigung kleiner als die derzeitige CBC ist. Eine teilbefüllte, größere Zentralstufe würde die Nutzlast bei der kleinsten Version ohne Booster leicht bis stark absenken. Bei vier Boostern resultiert ein Gewinn, doch er ist selbst bei Fluchtgeschwindigkeit nur ein Achtel der bisherigen Nutzlast. Eventuell wäre das beim Einsatz von sechs oder acht Boostern anders, solche Versionen hat Boeing evaluiert, sie werden aber nicht nachgefragt.

Bei beiden Trägern weicht bei 13 m/s Startbeschleunigung die Zentralstufe nicht stark von der existierenden ab, bei der Atlas ist sie etwas schwerer, bei der Delta sogar etwas kleiner. Bei beiden war die Beschleunigungsstufe von 7 m/s zu Brennschluss der Booster nicht realisierbar, weil dann die Zentralstufen so schwer waren, dass sie nicht mehr sicher abhoben. Ebenfalls bei beiden Trägern ist das Optimum gegeben, wenn die Zentralstufe bei Brennschluss noch etwa mit 1 g beschleunigt.

Das die Delta nicht so viel besser abschneidet hat einleuchtende Gründe. Bei Wasserstoff/Sauerstoff als Treibstoff verändert sich gegenüber Kerosin/LOX bei den teilbefüllten Stufen Folgendes:

Alle drei Gründe zusammen führen dazu, das das Offloading bei Treibstoffen hoher Dichte und geringem Impuls (man könnte hier auch NTO/Hydrazine als Referenz nehmen) attraktiver ist.

Weiterhin von Vorteil wäre auch eine möglichst lange Brennzeit der Booster. Die Booster von Ariane 5, Space Shuttle und Titan erreichen 130 bis 140 s Brennzeit das sind 40 bis 50 s mehr als bei den Boostern von Delta 4 und Atlas V und damit auch mehr Zeit für den Abbau des Treibstoffs. Entsprechend mehr kann man die Stufe verlängern. Natürlich muss dann auch noch der Startschub ausreichen, doch das geht schon heute relativ gut, indem man ein Segment so auslegt, das es beim Start einen hohen Schub liefert, der dann aber bald abfällt.

Auf der anderen Seite haben wir ein Konzept wie die Ariane 5. Bei ihr verzichtet man auf die Möglichkeit ohne Booster abzuheben. Dafür ist die Zentralstufe so ausgelegt, dass sie gerade mal den nötigen Schub hat, um die Nutzlast im Orbit abzusetzen. Für schwerere Oberstufen braucht man daher das schubstärkere Vulcain 2. Angesichts des Preises eines Vulcain ist die Entscheidung wirtschaftlich sinnvoll. Bei der Ariane 6 mit im Prinzip dem gleichen Konzept reduziert dann aber eine relativ hohe Nutzlastabnahme bei nur zwei Boostern. Warum man hier das Konzept nicht mehr flexibilisiert hat z.B. auch drei und sechs Booster vorsieht, entzieht sich meinem Verständnis.

17.9.2019: Kerosin und LH2 – Brutto und Netto verglichen

Auf den ersten Blick ist die Verwendung von Wasserstoff ein idealer Treibstoff, denn der spezifische Impuls ist viel höher, als wenn ich Kerosin nutze – im folgenden Beispiel bei der Verbrennung mit LOX, doch das gilt auch für jeden anderen Oxidator. Nun das bleibt er auch auf dem zweiten Blick, doch will ich heute mal die Nachteile aufzeigen und quantifizieren.

Die Grundlagen

Die prinzipiellen Vorteile von flüssigem Wasserstoff gegenüber allen anderen Treibstoffen – egal in welcher Kombination – ist die geringe Molekülmasse der Produkte und das die Reaktionsenergie mit den meisten Elementen höher ist als mit Kohlenstoff oder Stickstoffverbindungen. Daraus resultiert eine höhere Ausströmgeschwindigkeit der Gase beim Verlassen der Düse und diese findet man in der Raketengrundgleichung wieder:

v = vAusstromgeschwindigkeit x ln (Startmasse / Brennschlussmasse)

Für mehrere Stufen muss man diese Gleichung pro Stufe ansetzen und die Geschwindigkeiten addieren. Nehmen wir mal als einfaches Beispiel eine Stufe. Dann wäre die Brennschlussmasse die Trockenmasse der Stufe und die Nutzlast. Das heißt wegen des Logarithmus muss die Stufe bei kleinerer Ausströmgeschwindigkeit viel leichtgewichtiger sein, um die gleiche Nutzlast zu befördern. Alternativ ist die Nutzlast kleiner. In der Praxis wird man mit einer Stufe und LOX/LH2 als Treibstoff noch einen Orbit erreichen, wenn auch mit kleiner Nutzlast. Bei LOX/Kerosin ist das kaum denkbar. Dazu müsste die Trockenmasse sehr gering sein. (Bei einer Zielgeschwindigkeit von 9400 m/s – das ist die für einen LEO mit realistischen Verlusten) müsste man bei einer Ausströmgeschwindigkeit von 3300 m/s, der größten die für LOX/Kerosin-Erststufenraketen erreicht wurde, ein Verhältnis von 17,3 für Voll-/Leermasse erreichen – das Erreichen große LOX/Kerosinstufen gerade so, aber Nutzlast bleibt da keine mehr übrig).

Die höchste Ausströmgeschwindigkeit liegt derzeit bei 4520 m/s (RL10B2). Das Vinci könnte 4560 m/s erreichen. Bei LOX/Kerosin liegt der Rekord beim RD-58M mit 3490 m/s. Dies sind Werte für Triebwerke, die im Vakuum arbeiten. Bei den Triebwerken die am Boden starten liegt der Rekord beim Vakuumimpuls bei 4460 m/s (SSME) und 3312 m/s (RD-180).

Nachteile von Wasserstoff

Der offensichtliche Nachteil ist seine geringe Dichte von nur 0,068 g/cm³. LOX hat eine von 1,14 und Kerosin, je nach Zusammensetzung eine von 0,80 bis 0,85. Selbst in der Mischung mit Sauerstoff braucht Wasserstoff etwa dreimal so große Tanks wie Kerosin/LOX. Bei einer Rakete mit LOX/Kerosin wiegen die Tanks meist weniger als der Rest der Stufe also Triebwerke mit Schubegerüst, Adapter zur Oberstufe oder eventuell Internakverbindung. Bei LOX/LH2 ist es anders. Der Tank macht hier 2/3 bis ¾ der ganzen Stufenmasse aus. Große Erststufen über 100 t Masse erreichen mit LOX/Kerosin ohne Probleme ein Voll-/Leermasseverhältnis von 18 bis 20. Bei LOX/LH2 sind es eher 10 bis maximal 12. Das gleicht, da dieses Verhältnis in die obige Gleichung eingeht, den Nachteil wieder etwas aus.

Der zweite Nachteil liegt an der hohen Ausströmgeschwindigkeit. Ja die kann auch Nachteile haben. Ich nehme mal als Beispiel einer erste Stufe. Sie baut vor allem eine Geschwindigkeit in der Vertikalen auf. Sie wird benötigt, damit die Rakete überhaupt die Höhe erreicht, in der sie stabil die Erde umkreisen kann. Während der Zeit zieht aber die Erdgravitation dauernd an ihr. In einer bestimmten Zeit, sagen wir 100 Sekunden hat die Stufe mit LOX/Kerosin beim gleichen Schub viel mehr Treibstoff verbraucht als während der gleichen Zeit mit LOX/LH2. Damit wiegt sie aber auch weniger und die Beschleunigung ist bei gleichem Schub höher. Da von der Beschleunigung aber die Erdgravitation abgeht ist die Nettobeschleunigung höher. Das bedeutet, die Gravitationsverluste sind höher. Das gilt auch für Oberstufen, wenn diese einen geringen Schub haben, wie dies heute der Fall ist. Dann die die Brennzeit lang, und wenn die Stufe erst in den letzten Sekunden den Orbit erreicht – wie dies bei LEO der Fall ist, dann muss sie vorher so stark beschleunigt worden sein, dass sie die ganze Brennzeit über „fallen“ darf. Und die Brennzeit ist eben bei LOX/LH2 länger. Ich habe dies mit zwei Stufen simuliert mit folgenden Daten:

Rakete: LOX/Kerosin zwei Stufen

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

134.450

1.650

10.281

1.396

1,23

170,00

200,00

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]

1.500

28

90

800

205

90

5

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

120.000

6.700

3.300

1500,0

1560,0

239,67

0,00

2

1

12.000

1.000

3.400

60,0

60,0

623,33

240,00

 

Rakete: LOX/LH2 zwei Stufen

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

136.800

4.000

10.281

1.380

2,92

170,00

200,00

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]

1.500

28

90

800

205

90

5

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

120.000

12.000

4.400

1500,0

1879,0

252,90

0,00

2

1

12.000

1.500

4.500

60,0

60,0

787,50

253,00

 

Die spezifischen Impulse und Schubverhältnisse der Erststufen entsprechen dem SSME und RD-180, nur auf 1500 kN skaliert und der spezifische Impuls der Oberstufe dem RL20B2 und RD-58M. Die Größe der zweiten Stufe habe ich gewählt als Mittelweg: Aufgrund der unterschiedlichen Impulse sind die Stufenverhältnisse von LOX/Kerosin Stufen und LOX/Lh2 Stufen unterschiedlich. Die Zweitstufe ist bei der letzten Kombination größer. Zudem hängt die optimale Größe von der Zielgeschwindigkeit ab.

Ebenso wurden gängige Strukturfaktoren verwendet.

Natürlich ist die LOX/LH2 Rakete besser. Bei der GTO Bahn sind es 4.000 zu 1.650 kg Nutzlast. Bei diesen Bahnen haben die beiden Raketen auch noch in etwa gleiche Aufstiegsverluste, doch bei LEO Bahnen sind es 1645 zu 1820 m/s. Also etwas mehr. Auch – gemäß der Raketengrundgleichung – ist der Nutzlastunterschied kleiner: In den GTO sind es 1650 zu 4100 kg, beim LEO ist die Differenz mit 4200 zu 8200 kg weitaus geringer.

Ein weiterer Nachteil ist der Luftwiderstand. Die stufe ist größer und verursacht einen größeren Widerstand. Allerdings ist in Zeiten, in denen die Nutzlasthülle bei LOX/Kerosin sowieso größer ist als der Rest der Rakete der Nachteil gering. Man kann ihn noch in zwei Teile aufteilen – einen Teil, der durch die größere Fläche anfällt und einen Teil der sich daraus ergibt das die Rakete länger braucht die dichte Atmosphäre zu durchqueren (siehe geringere Beschleunigung). Ich errechne bei obiger Rakete 46 m/s Verlust bei GTO-Bahnen und 69 m/s bei LEO-Bahnen. Das kostet 100 bzw. 200 kg Nutzlast bei der Rakete mit Wasserstoff. (GTO/LEO).

Der letzte Nachteil ergibt sich für Erststufen. Der spezifische Impuls auf Meereshöhe ist bei gleichem Brennkammerdruck und Expansionsverhältnis bei LOX/LH2 immer kleiner. Damit gleichen sich die Stufen an. Ein Beispiel ist das Vulcain, das im Vakuum 1360 kN Schub erreicht, auf Meereshöhe aber nur noch 980 kN, also mehr als ein Drittel weniger, damit rutscht der spezifische Impuls beim Start nahe an den Wert für LOX-Kerosin heran. Aber auch bei den Triebwerken, die ich als Vorbild genommen habe – RD-180 und SSME ist es so das beim RD-180 92,1 % des Vakuumschubs erreicht, das SSME aber nur 78,9 %. Damit sinkt bei gleichem Treibstoffdurchsatz natürlich auch der spezifische Impuls in der Startphase ab.

Erste oder zweite Stufe LH2?

Da es nur eine einzige Rakete gibt, die nur LOX/LH2 einsetzt, dagegen einige die in allen Stufen LOX/Kerosin, wie die Sojus, Falcon 9 oder Electron ist ein Mischbetrieb gängig. Bei allen Trägern ist dann die zweite Stufe die mit Wasserstoff. Warum?

Wenn man die Raketengleichung dahin gehend untersucht, so ist es egal, welche Stufe die bessere Kombination einsetzt. Allerdings berücksichtigt die Gleichung nicht die Wirtschaftlichkeit. Stufen mit Wasserstoff als Treibstoff sind teurer, sonst würde bei mindestens 100 % mehr Nutzlast im obigen Beispiel man ja nur noch diese Technologie einsetzen. Daher macht es Sinn, die kleinere obere Stufe zu ersetzen.

Ein zweites Argument ist, das viele Rakete unterschiedliche Orbits bedienen sollen. Für jeden Orbit und damit jede Geschwindigkeit, die erreicht werden muss, ist das Stufenverhältnis, das optimal ist, ein anderes. Je niedriger die Geschwindigkeit desto schwerer die zweite Stufe.

Damit man dies auch nachvollziehen kann. Habe ich innerhalb der Raketen die Stufen mal getauscht also zwei Raketen erzeugt, jeweils mit einer LH2 und einer Kerosinstufe nur einmal als erste und einmal als zweite Stufe

Rakete

LEO

GTO

Kerosin/LH2

7.200 kg

2.880 kg

LH2/Kerosin

4.700 kg

2.800 kg

Wie man sieht, ist die Platzierung der Stufe mit geringerem spezifischen Impuls auf die mit dem besseren immer schlechter. Bei GTO-Bahnen ist der Unterschied gering, bei LEO-Bahnen ist er wegen der längeren Brennzeit dann deutlich. Als weiterer Effekt wirken sich die Aufstiegsverluste von Wasserstoff vor allem bei LEO-Bahnen aus, sodass in diesem Falle LH2/Kerosin nur um 700 kg besser ist als Kerosin/Kerosin und Kerosin/LH2 nur um 800 kg schlechter als LH2/LH2. Für LEO-Bahnen dürfte aus wirtschaftlicher sicht daher es am sinnvollsten sein, eine Kerosin-Erststufe einzusetzen.

 

18.9.2019: Was ist riskanter – die Landung auf dem Mars oder dem Mond?

Auf diese Frage bin ich gekommen, nachdem innerhalb weniger Monate zwei Lander auf dem Mond abgestürzt sind – erst im April der israelische Lander Beresheet und nun der Lander der indischen Raumsonde Chandrayaan 1. Zeit der Frage nachzugehen und mal die vergangenen Unglücke Revue passieren zu lassen.

Die Bilanz

In der folgenden Aufstellung habe ich alle Missionen aufgeführt, die erfolgreich zu dem Himmelskörper gestartet sind bzw. wenn sie zuerst in eine Umlaufbahn einschwenkten, bis dahin kamen. Dann aber bei der Landung verloren gingen. Bemannte Landungen habe ich ausgelassen.

Gelungene Landungen beim Mond:

Das sind 14 Missionen

Gescheiterte Landungen auf dem Mond:

Das sind 11 Missionen

Gelungene Landungen auf dem Mars:

Das sind 9 Missionen

Gescheiterte Landungen auf dem Mars

Das sind 6 Missionen

Bei drei Missionen will ich noch etwas erklären. Luna 4 fehlt, weil die Sonde schon nach dem Start den Mond verfehlte und es keine Möglichkeit zur Kurskorrektur gab. Das zählt bei mir als „gar nicht Mond erreicht“ genauso, wie die zahlreichen Lunasonden die im Erdorbit strandeten.

Luna 23 landete, aber kam wohl auf einer Unebenheit zur Ruhe. Bodenproben konnten so nicht genommen werden. Sie liegt nach LRO Aufnahmen auf der Seite. Sie ist grenzwertig, da die Landung an sich gelungen ist. Andererseits war die Landegeschwindigkeit viel zu hoch und schon die Landung erfolgte schräg. Bei einer korrekten Landung wäre sie aufrecht gelandet.

Mars 3 landete und begann ein Bild zu senden. Fiel dann aber aus. Die Ursache ist bis heute ungeklärt. Da die Sonde nach ihrer Landung aber anfing zu senden sehe ich sie prinzipiell als erfolgreich an.

Nehmen wir die reine Statistik, so scheiterten 11/25 = 44,4 % und 6/15 Missionen zum Mars, das sind 40 %. Also fast der gleiche Prozentsatz. Wenn man es ganz genau nimmt, ist es -nur nach der Statistik - etwas riskanter auf dem Mond zu landen.

Was ist riskanter?

Beide Himmelskörper unterscheiden sich gravierend und damit auch die Landemethoden. Der Mond hat keine Atmosphäre, der Mars eine dünne Atmosphäre. Steuerungstechnisch sieht die Mondlandung einfacher aus. Denn es gibt weniger Einflussparameter, eigentlich nur die Mondgravitation. Die Vorgehensweise ist daher bei allen Landungen in etwa die gleiche, egal ob aus einem Orbit heraus oder einer Umlaufbahn. Es wird zuerst die Geschwindigkeit zu einem großen Teil vernichtet. Dieser Teil der Bahn ist so gewählt das auch bei Abweichungen im Schub oder in der Starthöhe der Brennschluss in sicherer Höhe stattfindet, typisch einige Kilometer. Bei Luna 20 rettete dies die Mission, denn der Brennschluss fand erst in 760 anstatt geplanter 2450 m Höhe statt. Die restliche Geschwindigkeit, typisch einige hundert Meter pro Sekunde, wird dann mit variablem Schub vernichtet, bis man mit konstanter Geschwindigkeit landet.

Beim Mars ist es komplizierter. Es gibt eine Phase mit einer Abbremsung durch die Atmosphäre. Hier ist, wie bei jedem Wiedereintritt wichtig in welchem Winkel die Sonde eintritt. Bei Mars 2 war er zu steil und die Sonde schlug auf, bevor sie ihren Fallschirm aktivieren konnte.

Später aktiviert die Sonde in einigen Kilometern Höhe den Fallschirm, der anders als auf der Erde bei Überschallgeschwindigkeit entfaltet wird. Die Entwicklung des Fallschirms machte oft bei amerikanischen Sonden Probleme, da der Fallschirm sich nicht stabil öffnete, Leinen verhedderten sich oder er einriss. Ein Fallschirm alleine aber reicht nicht aus. Die Atmosphäre ist am Boden so dicht wie bei uns in rund 30 km Höhe. Für den Endabstieg gibt es verschiedene Lösungen – Airbags, die die Restenergie aufnehmen, Landung mit Raketentriebwerken oder in Kombination mit verformbaren Material, das die Restenergie aufnimmt.

Zumindest wenn man die Variante mit Raketenantrieb wählt, gibt es auch Parallelen – anstatt das man ein Raketentriebwerk in einer bestimmten Höhe startet, löst man einen Fallschirm aus. Und es schließt sich ab einer Mindesthöhe eine Phase an, in welcher der Schub nach Höhe und Geschwindigkeit geregelt wird, sodass man mit geringer Geschwindigkeit landet.

Zumindest früher – für heute kann man das nicht anführen – kommt noch die Geografie hinzu. Während es kein Problem ist aus einem niedrigen Mondorbit Stellen mit hoher Auflösung identifizieren, in denen eine Landung sicher ist. Im Allgemeinen gibt es davon weniger auf dem Mond als auf dem Mars, da es kein Wetter gibt, das Krater zudeckt und Felsen abschleift. Beim Mars ist es so, das die ersten Orbiter keine Auflösung hatten die Landeplätze so hochauflösend zu erfassen. Entsprechend unterscheiden sich die Aufnahmen der Landegebiete von Viking und Pathfinder deutlich von den späteren – man sieht zahlreiche Steine und auch größere Felsbrocken, teilweise nur wenige Meter vom Lander entfernt – wäre er dort gelandet, so wäre er umgekippt. Die folgenden Landeplätze sind dagegen weitestgehend frei von Gestein.

Was die letzten drei, allesamt gescheiterten Landeversuche vereint ist das sie nach einer langen Periode stattfanden in der alle Landungen klappten. Bei Schiaparelli war es eine fehlerhaft programmierte Software, verbunden mit einem starken Schütteln beim Abstieg, dass die Messvorrichtung für die Ausrichtung überforderte. Ich sehe deutliche Parallelen zum Fehlstart der ersten Ariane 5. Offenbar ist robuste Softwareentwicklung bei der ESA nicht üblich. Gelernt scheint man nichts daraus zu haben, denn kürzlich scheiterte schon der zweite Test des Fallschirmsystems für die nächste Landung, das natürlich auch nicht so arbeitet wie die bisherigen, nämlich mit einem Fallschirm, sondern mit zweien- liebe ESA, vielleicht probiert ihr für die erste gelungene Landung mal ein bewährtes Design aus, bevor ihr was Neues entwickelt. Bei den anderen beiden Fehlschlägen ist die genaue Ursache noch unbekannt, doch ich will den Artikel mal nutzen, um die bisherigen Fehlschläge zu erläutern:

Die bisherigen Fehlversuche

Was die neuesten Fehlschläge eint, ist das sie die ersten der jeweiligen Agentur waren. Mein Vorschlag ist es vielleicht bei den ersten Versuchen mal die Methoden zu übernehmen die bisher erfolgreich waren. Denn technisch ist die Landung auf dem Mond und Mars ohne große Finessen schaffbar. Die Lunas und Surveyors landeten ohne Bordcomputer, nur mit einer Feedbacksteuerung (hohe Geschwindigkeit – hoher Schub, niedrige Geschwindigkeit – niedriger Schub). Bei Viking war der Bordcomputer ebenfalls nicht besonders leistungsfähig und die Methode gekoppelt an die Höhe. Diese Methode scheint besser zu sein, als Computerprogramme, zumindest wenn sie wie beim MPL oder Schiaparelli keinerlei Plausibilitätsprüfung machen und damit erst die Katastrophe verursachen.


 

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