Home Site Map Sonstige Aufsätze Weblog und Gequassel counter

Web Log Teil 596: 21.7.2020 - 26.7.2020

21.7.2020: Raketenstarts werden immer teurer – und die Problematik der Wertberechnung

Alle jammern. Es wird alles immer teurer, auch Starts. Gerade deswegen sind ja Newcomer wie SpaceX wichtig sagen dann die einen. Doch stimmt das? Meiner Ansicht nach sind Raketenstarts immer billiger geworden. Nun ist es schwer die Daten zusammenzutragen, zudem sind Typen ja auch nicht unverändert über Jahrzehnte im Einsatz sind (okay, bei den Chinesen und Russen schon, aber dafür gibt es von denen keine echten Informationen, was ihre Raketen früher kosteten). Ich habe das vor Jahren schon mal gemacht, aber ich wiederhole es hier mal und zwar am Beispiel von Ariane. Das liegt zum einen daran, dass ich hier durch meine beiden Bücher die Daten schon recherchiert habe, und zum anderen, weil sie in Europa gebaut wurden, was die Rückrechnung der Kaufkraft einfacher macht als bei US-Raketen.

Ariane umfasst zwei Familien, was die grundlegende Technologie angeht: Ariane 1-4 und Ariane 5G, 5E und 6.

Hier einmal die offiziellen Zahlen was ein Start kostet(e)

Träger

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Ariane 44L

Ariane 5G

Ariane 5E

Ariane 6

Bezugsjahr

1985

1988

1988

1989

2002

2017

2017

Preis

334 Mill. Franc

371 Mill. Franc

420 Mill. Franc.

539 Mill. Franc

130 Mill. Euro

165 Mill. Euro

120 Mill. Euro

Ariane wird von Arianespace mit dem Sitz in Frankreich vermarktet, also ist der Startpreis bis zur Einführung des Euro 2001 in französischen Franc, danach in Euro. Die Umrechnung DM in Euro ist noch relativ einfach, da die ESA intern alle Währungen der Mitgliedsländer in „Accounting Units“ umrechnete und da galt über Jahre hinweg konstant 1,90 DM = 1 AU, fast derselbe Umrechnungskurs wie bei Einführung des Euros (1,96 zu 1). Dann bleibt noch die Umrechnung Franc in DM. In dem Zeitraum war die relativ konstant, ich kann mich aus meiner Jugend noch erinnern, das wir grob mit 1 DM = 3 Franc gerechnet haben und beim Gründungskapital von Arianespace 1979 gibt es auch wegen der deutschen Beteiligung konkrete Zahlen: Die 196 Millionen Franc entsprachen 65,2 Millionen DM, was dem Faktor 2,8 entspricht, die grobe Umrechnung stimmt also recht gut. So justiert komme ich zu Tabelle 2, diesmal alle Preise in Euro (5,3 FF = 1 €):

 

Träger

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Ariane 44L

Ariane 5G

Ariane 5E

Ariane 6

Bezugsjahr

1985

1988

1988

1989

2002

2017

2017

Preis

63 Mill. Euro

70 Mill. Euro

79 Mill. Euro

100 Mill. Euro

130 Mill. Euro

165 Mill. Euro

120 Mill. Euro

Zuerst sieht es also so aus wäre ein Start stetig teurer geworden. Bis nun Ariane 6 den Trend nach oben korrigiert. Aber nun komme ich zum Kernthema – das ist ohne Inflation. Bei uns und ich denke auch in der EU wird die Inflation über den Preisanstieg eines „Warenkorbs“ berechnet zu dem anders als der Name suggeriert nicht nur Nahrungsmittel, sondern alle ausgaben eines Privathaushaltes inklusive Energie umfasst. Ein anderes Kriterium können auch die Arbeitslöhne sein, die meistens proportional zu der Inflation ansteigen, schlussendlich steckt in jeder Rakete die Arbeit unzähliger Menschen, die auch bezahlt werden müssen. Von 2010 bis 2019 lag der Preisanstieg nach Eurostat bei 12,5 %, also rund 1,25 % pro Jahr, Ähnliches gilt sicher auch für das erste Jahrzehnt nach Einführung des Euro, da seitdem die Politik der EU es ist einen niedrigen Preisanstieg zu haben.

Für die Achtziger und Neunziger gilt das zumindest in Deutschland nicht. Wir hatten Anfang der Achtziger als Nachwehen der beiden Ölkrisen 1973 und 1979 eine hohe Inflation, die sich dann abschwächte, um nach der Wiedervereinigung wieder für einige Jahre ein hohes Niveau zu erreichen und dann wieder zu sinken. Im Wikipedia Artikel zum C64 wird angegeben, das der C64 beim Verkaufsstart 1.495 DM kostete was heute 1.470 € entspreche, mithin in etwa über den Zeitraum von 37 Jahren eine Inflationsrate von 1,9 %. Mit der habe ich gebreitet und so in der dritten Tabelle die Preise auf 2017 justiert: (ab 2002 mit 1,3 %)


Träger

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Ariane 44L

Ariane 5G

Ariane 5E

Ariane 6

Bezugsjahr

1985

1988

1988

1989

2002

2017

2017

Preis

115 Mill. Euro

120 Mill. Euro

136 Mill. Euro

169 Mill. Euro

158 Mill. Euro

165 Mill. Euro

120 Mill.- Euro

Und schon nähern sie die Startpreise an, jetzt gibt es nur noch die Extreme 165 und 115 Millionen Euro. Doch das sind nur die Startpreise. Die Nutzlast ist ja nicht die gleiche. In der dritten Tabelle habe die Maximalnutzlast der Träger in den GTO aufgeführt:


Träger

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Ariane 44L

Ariane 5G

Ariane 5E

Ariane 6

Bezugsjahr

1985

1988

1988

1989

2002

2017

2017

Preis

1.850 kg

2.210 kg

2.580 kg

4.900 kg

7.100 kg

10.950 kg

12.000 kg

Und berechnet man daraus einen „Preis pro Kilogramm“ (irreführend, weil ja der ganze Träger bezahlt wird, „Preis pro Kilogramm“ kann man vielleicht beim Metzer angeben, doch ein Bauer wird wohl nur das ganze Schwein verkaufen). So kommt man auf folgende Tabelle:

 

Träger

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Ariane 44L

Ariane 5G

Ariane 5E

Ariane 6

Bezugsjahr

1985

1988

1988

1989

2002

2017

2017

Preis/kg

62.200 €/kg

54.500 €/kg

52.700 €/kg

34.500 €/kg

22.300 €/kg

15.100 €/kg

10.000 €/kg

Pro Kilogramm Nutzlast ist also der Start um den Faktor 6 in rund 40 Jahren billiger geworden! Man sieht es auch, wenn man die aktuelle Vega mit der Ariane 1 vergleicht. Die Vega C soll ja nicht teurer als die Vega sein und rund 3,5 t in einen LEO transportieren. Bei Ariane 1 waren es 4,85 t in denselben Orbit, also rund 50 % mehr. Sie kostet aber inflationsjustiert 115 Millionen Euro, während eine Vega für 32 Millionen Euro vermarktet wird. Das ist nicht der Faktor 6 wie bei ariane 6, weil eine größere Rakete mit mehr Nutzlast nicht proportional teurer als eine kleine ist.

Der eigentliche Grund, warum ich diesen Blog schreibe, sind die Angaben der NASA. Sie vergleicht gerne heutige Kosten mit früheren, dann natürlich an die heutige Kaufkraft angepasst. Als das Discoveryprogramm aufkam (mehr dazu in einem der nächsten Blogs) gab es z.B. Aussagen wie „Eine Mariner Sonde kostete in heutiger Kaufkraft über 1 Milliarde Dollar, die Sonden des Discoveryprogramms nur xxx Millionen Dollar“. So was ist bei uns eher unüblich, auch wenn, das ist eine Gemeinsamkeit, man heute sparsamer mit den Informationen ist, was man für eine Mission ausgegeben hat oder sie versucht klein zu rechnen, indem man z.B. Teile weglässt wie die Startkosten oder Missionskosten die erst nach dem Start anfallen.

Die Basis der NASA ist der Gross Domestic Product Chain Index, also wie stark sich das Bruttoinlandsprodukt (BIP) in einem Zeitraum veränderte. Das BIP ist die Summe aller erwirtschafteten Leistungen eines Landes. Es steigt auch an, wenn auch nicht immer (z.B. nicht 2009 und 2019 wird es wohl auch ein Minus geben), aber die Steigerung korrespondiert nicht mit dem Preisanstieg. Dafür gibt es mehrere Gründe:

Es gäbe andere Zahlen die weniger irreführend sind. So z.B. der Anteil der NASA am Gesamtbudget der USA. Heute sind das 0,5 %, obwohl das Budget der NASA 22 Mrd. Dollar beträgt, ein vielfaches dessen was in den Sechzigern für Raumfahrt ausgegeben wurde trotz viel höherem Anteil am Gesamtbudget. Es ist seit 1967 laufend gesunken und hat heute den gleichen Anteil wie 1960 – doch was starteten die USA 1960 und was starten sie heute mit demselben Anteil? Also auch diese Zahl ist nicht zielführend.

Zumindest für Apollo habe ich eine Lösung gefunden. Sie orientiert sich am Verdienst. Jesco von Puttkamer hat eine Vorliebe, die er mit mir teilt – die seine Leser mit Zahlen zu „beglücken“ (ich habe auch schon die Kritik bei meinen Büchern gehört es wären zu viele Zahlen drin). So führt er die Jahresgehälter der Apollo-Astronauten auf:

Buzz Aldrin, Air Force Colonel, 18.622 Dollar

Neil Armstrong, NASA-Angestellter 30.054 Dollar

Mike Collins, Lieutant Colonel, Air Force: 17.147 Dollar

Heute verdient ein Astronaut 120.000 Dollar, ein Air Force Colonel zwischen 83.147 und 147.224 Dollar, ein Lieutant Colonel zwischen 69.336 und 117.799 Dollar. Die Einrodung ist wegen der Spannbreite schwierig. Ich vermute aber das die Bezahlung vom Dienstalter abhängt und viele Dienstjahre (im aktuellen Rang) hatten die Astronauten nicht. Sie wurden schnell befördert, wahrscheinlich als Anerkennung für die Leistung und weil sie in der NASA zeitlich viel mehr eingespannt waren als beim Militär. Auch die Entlohnung beim heutigen großen Astronautencorps dürfte im Vergleich zu Armstrongs Gehalt niedriger sein als bei dem exklusiven Klub, den es damals gab. Ich würde einen Faktor 4-5 seit 1969 annehmen. Die Rechnung basierend auf dem GDP-Chain Index liefert höhere Werte: 2011 gab der Augustine Report die Kosten des Apollo-Programms mit 129,5 Mrd. Dollar (basierend auf 24,8 Mrd. Dollar Ausgaben) an. Die Wikipedia für heute 153 Mrd. Dollar, basierend auf 25,4 Mrd. Dollar (Kaufkraft 1971). Das wäre höher, ein Faktor von 6. Auf den Faktor 6 kommt auch ein Inflationsrechner im Web.

Kurz: je nachdem welches Kriterium man nimmt kann man Kosten von früheren Projekten klein oder Großrechnen. Der Faktor 6 entspricht übrigens über 50 Jahre einer mittleren Inflationsrate von 3,6 %, der Faktor 4 einer von 2,8 % und der Faktor 5 einer von 3,3 %.

22.7.2020: Pleiten, Pech und Pannen – Das Discoveryprogramm

Es ist nun etwa 20 Jahre her seit das Discoveryprogramm still und leise beerdigt wurde, auch wenn es im NASA-Jargon als „Discovery Class“ für ein bestimmtes Finanzvolumen für Raumsonden noch vorhanden ist. Ich will mit dem Artikel an die Missionen erinnern, die nicht so liefen wie geplant und was man daraus lernen kann.

Das Discoveryprogramm ist eng verknüpft mit Daniel Goldin, von 1992 bis 2001 NASA-Administrator. Er rief es ins Leben und prägte auch das Motto des Disoveryprogramms: „Faster, Better Cheaper“

Die Anfänge

Auch wenn es keinen offiziellen Startschuss gab, so dürfte ein Ereignis für die Auflage des Programms wichtig gewesen sein, das war der Verlust des Mars Observers (MO) kurz vor dem Einschwenken in den Marsorbit am 20.8.1993. Die genaue Ursache konnte nie gefunden werden, spielt aber auch keine Rolle. Das Wesentliche war, das ein Fehler zum Verlust einer 980 Millionen Dollar teuren Raumsonde führte, die in zehn Jahren entwickelt wurde. Etwa zur gleichen Zeit gab es den Vorfall bei Galileo, deren Hauptantenne nicht ausfahrbar war, was zwar kein Totalverlust war, aber die Datenmenge und damit die erhofften wissenschaftlichen Erkenntnisse deutlich reduzierte. Auch sie hatte mehr als ein Jahrzehnt zwischen Genehmigung und Start auf dem Buckel.

Der Ansatz war der: Anstatt einer komplexen Sonde sollten mehrere einfache gebaut werden. Sie wären leichter, das reduziert die Startkosten (betrugen beim Mars Observer alleine 293 Millionen Dollar) und ein Verlust wäre verschmerzbarer. Die kleineren Sonden sollten auch schneller umgesetzt werden – eine Raumsonde wie Mars Observer dauerte typisch 6 bis 8 Jahre von der Genehmigung bis zum Start. Die zehn Jahre beim Mars Observer waren allerdings auch durch Budgetkürzungen und so Verschieben des Starts zustanden gekommen. Die ersten Missionen sollten in drei Jahren auf den Weg gebracht werden. Daher das „Faster“ und „Cheaper“ und daraus sollte sich das „Better“ ergeben.

Die Zeitersparnis kam auch zustande, indem man lange nicht so viel prüfte und testete. Goldin meinte, man müsste nicht zu einer Tonne Raumsonde auch eine Tonne Papier in Form von Dokumentationen produzieren. Dann geht es natürlich erheblich schneller und man spart zudem Geld. Projekte sollten in drei, maximal vier Jahren umgesetzt werden.

Klingt toll und beim Mars Observer probierte man das gleich aus. Es gab wie bei allen Raumsonden Reserveexemplare von den Experimenten. Diese werden oft den Qualifikationsprüfungen unterzogen, den zusätzlichen Stress wollte man den Flugexemplaren nicht zumuten. Auch der Orbiter war zum größten Teil aus Reservebauteilen nachbaubar. Anstatt den Mars Observer aber nachzubauen, baute man drei kleinere Sonden, die entsprechend leichter mit Deltas gestartet werden konnten. Jede Sonde konnte aber nur einen Teil der Experimente tragen und so ergeben alle drei zusammen die Experimentensuite des Mars Observers.

Auch neue Sonden wurden aufgelegt. Gewinner des Discoveryprogramms waren zum einen der Mars – geplant war, in jedem Startfenster zwei Sonden, einen Orbiter und einen Lander auf den Weg zu bringen. Zum anderen die kleinen Körper. Bisher schaffte kein Vorschlag für eine Mission zu den Asteroiden oder Kometen es, die Komitees der NASA zu überzeugen. Das änderte sich nun, eben auch weil eine Mission viel billiger war.

Die Sonden

Zuerst lief das Discoveryprogramm ja auch gut an. 1996 starteten NEAR, MGS und MPF – es war seit Jahrzehnten das erste Jahr mit drei NASA-Raumsonden. MGS (Mars Global Surveyor) war die erste Nachfolgesonde des Mars Observers. Er lieferte über Jahre hinweg Daten der Marsoberfläche. MPF- Mars Pathfinder gehörte offiziell nicht zum Discoveryprogramm, wurde als Technologiesonde aber in demselben Geist entwickelt. Die Sonde arbeitete drei Monate auf dem Mars und beschwerte der NASA einen Hype mit enormen Seitenabrufen durch das noch junge Internet. NEAR flog zum Asteroiden Eros, den sie aber erst im Jahr 2000 erreichte, weil sie Schwung bei der Erde holen musste. NEAR zeigte – das war dann aber erst 1999 – schon die Problematik des Programms. Ein Fehler führte zum Abbruch des Programms, mit dem die Sonde in einen Orbit um Eros einschwenken sollte und sie geriet ins Taumeln. Erst nach einer Extrarunde, die 13 Monate dauerte, erreichte sie schließlich Eros.

1998 folgte der Lunar Prospektor, der den Mond umkreiste und physikalische Eigenschaften der Oberfläche untersuchte. Ebenfalls 1998 startete Deep Space 1. Deep Space 1 gehört formal nicht zum Discoveryprogramm, sondern war eine Technologiesonde, die formal zum New Millenium Programm gehörte. Sie sollte den Asteroiden Braille passieren und autonom untersuchen. Das ging leider kräftig schief, weil die Software als sie den Kometen automatisch auf Bildern suchen, sollte ihn nicht fand. Auch eine zweite Begegnung mit dem Kometen Wilson-Harrington entfiel, weil ein für die Feststellung der Lage essenzieller Startracker ausfiel. Schließlich konnte Deep Space 1 noch den Kometen Borelly besuchen, der als drittes Ziel schon von Anfang an vorgesehen war, aber wegen Ausfall des Startrackers nur in größerer Distanz. Trotzdem wird Deep Sapce 1 heute als Erfolg angesehen, denn sie bereitete etlichen Technologien den Weg, unter anderem dem Ionenantrieb.

Anders erging es den beiden anderen Raumsonden von 1998, dem Mars Climate Orbiter (MCO) und dem Mars Polar Lander (MPL). Der MCO war die zweite Sonde mit Experimenten des MO. Der Mars Polar Lander eine neu entwickelte Raumsonde, erheblich besser ausgestattet als der MPF. Trotzdem kosteten beide Missionen erheblich weniger als ihre beiden Vorgänger 1996.

Der MCO ging beim Einschwenken in den Marsorbit verloren. Wie sich später herausstellte, beruhte der Verlust auf dem US-Einheitensystem, besser gesagt: das man beim Hersteller Lockheed mit US-Einheiten arbeitete und bei der NASA im SI-System. Um die unsymmetrische Form des Satelliten auszugleichen, musste er regelmäßig die Bahn anpassen denn der Strahlungsdruck der Sonne bewegte ihn aus der Solbahn. Die Software von Lockheed berechnete die Korrekturen, gab die Größe aber in US-Einheiten aus. Die Missionskontrolle nahm diese Angaben und legte damit die Kurskorrekturen fest, arbeitete aber im metrischen System. Beide Systeme variieren um den Faktor 4,5 und so wurde überkompensiert. Der MCO geriet zu nahe an den Mars und verglühte. Die Ursache wurde innerhalb von Stunden gefunden, es gab ja genaue Bahnvermessungen. Noch schlimmer: Bahnanalytiker rieten wegen der Abweichung von der Sollbahn zu einer weiteren Korrektur, doch das personell unterbesetzte Management ignorierte dies.

Weniger wusste man von der Ursache beim Verlust des Mars Polar Landers, da er während der Landung (anders als seine Vorgänger) keine Daten übertrug. Die Ursache fand man erst Monate später als man eine baugleiche Nachfolgesonde testete – ein Sensor, der den Bodenkontakt signalisiert, liefert direkt nach Ausfahren ein Signal. Das hätte die Software abfragen und den Sensor zurücksetzen sollen. Doch das tat sie nicht, so wurde, als der Sensor das erste Mal in 40 m Höhe abgefragt wurde, Bodenkontakt gemeldet und die Triebwerke wurden abschaltet. Der MPL zerschellte auf der Oberfläche. 20 Jahre später scheitert der europäische Marslander Schiaparelli aufgrund eines ähnlichen Vorfalls. Wie beim MCO hätte die Mission gerettet werden können, wenn man einfach ein Softwareupdate eingespielt hätte.

Man untersuchte beide Projekte und stellte gravierende Fehler fest, im Management und bei Tests, die unterblieben. Die nächste Mission, Mars Odyssey wurde um zwei Jahre verschoben, der Lander ganz gestrichen, damit mit dem Geld wenigstens der Orbiter sorgfältig entwickelt wird.- Das klappte Mars Odyssey liefert bis heute Daten und ist die dienstälteste Marssonde.

Stardust war dann die erste Discoverysonde die einen Kometen besuchte und Proben aus dem Gasjet nahm. Die Mission gelang, obwohl die Kamera durch einen stecken gebliebenen Filter unschärfere Aufnahmen machte als vorgesehen. Dramatisch wurde es erst zum Ende der Primärmission, als die Kapsel mit den Bodenproben landen sollte – die später gestartete Genesismission war vorher zu Ende gegangen und auch sie sollte Proben zur Erde bringen, diesmal des Sonnenwindes. Doch die Fallschirme öffneten sich nicht und die Kapsel zerschellte, die Proben waren kontaminiert. Die Kapsel von Stardust war aber anders konstruiert und so gab es die begehrten Staubkörner vom Kometen Wild.

Mit CONTOUR, der letzten Raumsonde des ursprünglichen Discoveryprogramms verabschiedete sich das Programm dann nochmals mit einem Knall. Die Sonde sollte zwei Kometen besuchen, doch als sie die Erde verlassen sollte – sie war von der Rakete anfangs nur in eine elliptische Umlaufbahn befördert, wurde sie zerstört, wie Radaraufnahmen zeigten. Schuld war wohl der Feststoffantrieb, der anders als bei allen vorherigen Installationen nicht mit der Düse aus dem Gehäuse herausragte, sondern vollständig integriert war.

Die Folgen

Das Discoveryprogramm wurde schon nach Verlust der beiden Marsraumsonden überarbeitet. Neue Missionen erhielten einen viel größeren Finanzrahmen – heute 450 Millionen Dollar ohne Start. Alle hier skizzierten Missionen lagen dagegen bei unter 300 Millionen Dollar mit Start und auch der enge zeitliche Rahmen wurde gelockert. Die beiden letzten beiden Discovery Class Sonden, Lucy und Psyche wurden im Januar 2017 ausgewählt und werden erst 2022 starten. Dafür sind es weniger Missionen. Die hier beschriebenen ersten sechs Discoverymissionen decken den Genehmigungszeitraum von 1993 bis 1999, also sechs Jahre ab. Die folgenden acht Missionen dagegen einen Zeitraum von 18 Jahren.

Neben den Verlusten – mit vier Verlusten gab es mehr Totalverluste als vorher im NASA-Programm seit 1967 (wenn man Fehlstarts ausklammert) gab es auch anderes am Discoveryprogramm zu kritisieren. Auch bei vielen erfolgreichen Missionen gab es schwerwiegende Vorkommnisse wie bei NEAR das misslungene Einschwenken in den Orbit. Mir fällt auf, dass die wissenschaftliche Instrumentierung auch nicht mit größeren Missionen mithalten kann. Typisch waren es pro Sonde nur drei bis vier Experimente, während normale Missionen eher sieben bis zehn Experimente an Bord haben. So gesehen spart man dann auch nicht so viel wie erhofft ein.

Den grundsätzlichen Ansatz, Kosten zu sparen und Missionen schneller auf den Weg zu bringen finde ich gut. Aber es gibt dafür auch schon Lösungen. Anstatt jede Mission neu zu entwickeln, kann man Teile anderer Missionen nutzen, sowohl bei der Raumsonde wie auch Experimente. Und das wird auch gemacht. Nicht nur in den USA, sondern auch Europa. Aus den Restbeständen von Rosetta und Instrumenten für Mars 96 entstanden Mars und Venus Express. Ich denke aber es gibt hier noch Potenzial. Auch mein Vorschlag ist nicht neu, nämlich der einiger weniger standardisierten Bussen für verschiedene Missionstypen anstatt für jede Mission eine neue Raumsonde zu entwickeln und auch Experimente kann man wiederverwenden. Das wird auch gemacht aber oft zu wenig. Noch immer sucht man für eine Mission die beste Lösung, die vielleicht leichter ist als die kostengünstigste Lösung und den neuesten Detektor einsetzt anstatt einen schon vor Jahren entwickelten.

24.7.2020: Die Lösung für ein überflüssiges Problem – das Space Shuttle mit Apollo-Hardware

Als 1969 die NASA die Industrie aufrief, Pläne für das kommende wiederverwendbare Trägersystem (die Bezeichnung Space Shuttle kam erst später) zu entwerfen, setzten viele Entwürfe auf die schon für das Apolloprogramm entwickelten Triebwerke J-2 und F-1. Das war folgerichtig. Keine Triebwerksgenration wurde wegen des bemannten Einsatzes so ausgiebig getastet, war so zuverlässig. Daneben waren sie die einzigen vorhandenen Triebwerke, die "man rated" waren. Wie wir wissen, kam es letztlich anders.

Auf meine heutige Idee kam ich, als ich durch die Kommentare von „HansSpace“ erinnert wurde, das das Space Shuttle ursprünglich ja ganz anders aussah. Das war kein riesiger Transporter mit großen Flügeln, das war ein kleiner Orbiter mit Stummelflügeln, in etwa so wie das X-37B heute. Es war gedacht, um eine Raumstation mit Astronauten und maximal 12 t Fracht pro Flug zu versorgen. Damit auch um den Faktor 3 leichter als das spätere Space Shuttle. Ironischerweise wurde dieses genau dann außer Dienst gestellt, als es eine Raumstation versorgen sollte, dafür wäre es die billigste Lösung gewesen, (na ja, wenn man die enormen Frachtmengen gebraucht hätte, die ein Space Shuttle transportieren kann).

Dadurch inspiriert habe ich mich dran gemacht, was herausgekommen wäre, wenn man das STS in der umgesetzten Form mit der Apollohardware gebaut hätte, also:

Da die NASA schon zu Apollozeiten Nachfolger für die Triebwerke entwickelt hat – das J-2S komplett, das F-1A hatte zumindest die Designphase durchlaufen, habe ich diese genommen. Neben besseren Leistungsdaten haben sie den Vorteil mehr Schub zu entwickeln. Damit braucht man weniger Triebwerke.

Fangen wir mit den SRB an. Jeder Booster hatte 11.800 kN Startschub. Ein F-1A hatten etwas über 8.000 kN. Es gibt nun die Möglichkeit zwei F-1 pro Booster einzusetzen oder eben nur eines. Ich habe Letzteres umgesetzt, aus mehreren Gründen:

Ich habe 500 t für einen Booster angesetzt, das Voll-/Leermasseverhältnis der S-1C habe ich übernommen. Dazu noch 17 % der Masse für Bergungssysteme addiert. Das führt dann zu einem Startgewicht von 506 t bei einem Leergewicht von 40 t.

Bei der Anzahl der J-2S, welche die drei SSME ersetzen ist es einfach. Fünf J-2S haben fast denselben Schub wie drei SSME. Also habe ich diese direkt ersetzt. Das führte mich zur ersten Konfiguration:


Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

1.871.980

106.000

8.171

1.873

5,66

130,00

150,00

407,00

38,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

21.518

28

38

0

0

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

2

506.000

40.000

2.972

8009,0

8969,0

154,42

0,00

2

1

753.980

26.460

4.275

5500,0

6375,0

487,87

0,00

Als Referenzbahn habe ich eine Transferbahn zur ISS (150 x 407 km, 51,6 Grad Inklination) genommen. Ich berechne dabei nur die Bruttomasse aus Orbiter, Nutzlast und OMS-Treibstoff. Um die ISS zu erreichen, würde dann noch Treibstoff für die Bahnzirkulierung abgehen und die Nutzlast müsste man durch Abzug der Orbitermasse errechnen.

Ich erhalte beim originalen Space Shuttle 106 t für die Bahn und für die Option ebenfalls 106 t. Damit wäre ich eigentlich fertig. Aber nicht ganz. Zum einen wiegen die Triebwerke ja nicht gleich viel, das wäre zu berücksichtigen. Ein SSME wiegt 3.150 kg, drei Triebwerke also 9.450 kg. Ein J-2S dagegen 1.690 kg, fünf davon also 8.450 kg, mithin 1.000 kg weniger, die voll der Nutzlast zugute kämen. Mich störte aber etwas anderes: die niedrige Startbeschleunigung (nach Abzug der Erdgravitation) von 1,7 m/s. Die Saturn V startete zwar auch so langsam, üblich sind aber 1,25 g, also 2,5 m/s Überschuss. Um die Startbeschleunigung zu erhöhen, gibt es zwei Möglichkeiten.


Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

Inklination
[Grad]

1.864.980

111.000

8.163

1.758

5,95

130,00

150,00

407,00

39,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

22.618

28

39

0

0

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

2

500.000

34.000

2.972

8009,0

8969,0

154,42

0,00

2

1

753.980

26.460

4.275

6600,0

7550,0

411,94

0,00

 

Das weitere J-2S senkt zudem die Gravitationsverluste, weil die Gesamtbrenndauer so auf 5/6 sinkt. Diese Option hat 111 t Bruttomasse, also 5 t mehr, die müsste man um die 1,7 t des J-2S reduzieren, könnte sie aber mit der 1 t geringeren Masse der bisherigen J-2S verrechnen, so das es effektiv etwa 4 t mehr sind.

Hinsichtlich Nutzlast gibt es also eine Antwort: Ja mit Apollo-Hardware gäbe es eine Lösung und sie liegt sogar noch 200 t weniger als das STS bei mehr Nutzlast. Das verdankt man dem hohen spezifischen Impuls der F-1A.

Aber es gibt andere Probleme. Ein Vorteil der SSME ist, das sie durch den hohen Brennkammerdruck sehr kompakt sind für ihren Schub. Dabei beherrschen sie schon das Heck des Orbiters, wie dieses Foto zeigt. Viel größer dürfen sie nicht werden, sollen sie beim Wiedereintritt nicht in den Plasmastrom gelangen. Bei sechs Triebwerken reden wir aber von doppelt so vielen Triebwerken, die auch mehr Platz benötigen. Zwar hat ein J-2S einen etwas kleineren Durchmesser als ein SSME (2,01 zu 2,30 m), aber keinen entscheidend kleinen Durchmesser. Ich fürchte sechs J-2S würde man nicht im Orbiterheck unterbringen, zumindest nicht in dem Heck der heutigen Form.

Eine Lösung wäre es drei Stück direkt am Tank anzubringen und diese würden so jedes Mal verloren gehen. Da die J-2S sowieso nicht für so viele Einsätze wie die SSME ausgelegt sind wäre die Lösung sogar nicht mal so schlecht, jedes Triebwerk würde dann genau zweimal eingesetzt werden (einmal am Orbiter, beim zweiten Einsatz dann am Tank). Ansonsten müsste man den Orbiter umkonstruieren, wahrscheinlich verkürzen und dafür dicker machen.

Auf der anderen Seite ist es offen, ob man Booster mit Flüssigkeitstriebwerken mit der damaligen Technologie so bergen kann, dass man sie wiederverwenden kann, ohne das der Aufwand zu hoch ist. GPS und leistungsfähige Computer gab es damals noch nicht und damit wäre eine Punktlandung auf einer Plattform wie bei SpaceX nicht möglich. Man würde sie wie bei den SRB durch Fallschirme abbremsen, vielleicht ergänzt durch Airbags, die zumindest das Eintauchen der Triebwerke ins Wasser verhindern. Aber ich habe meine Zweifel, ob sich rentiert. Man hat zwar mehrmals in der Raumfahrtgeschichte die Bergung einer mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Stufe durch Fallschirme untersucht, aber man hat es nie ausprobiert und sie vor allem danach nochmals gezündet, um zu sehen, ob sie es auch heil überstanden hat.

Fazit

Kurz zusammengefasst: Ja mit der Apollohardware wäre ein Shuttle System vergleichbar dem Space Shuttle möglich, aber die Wirtschaftlichkeit wäre noch fragwürdiger als beim Space Shuttle. Es wäre aber wahrscheinlich schneller verfügbar gewesen und die Entwicklungskosten wären wohl auch geringer gewesen.

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

26.7.2020: Die Lösung für ein überflüssiges Problem – Wie nahe kann ein Sonnensegel an die Sonne?

Sonnensegel sind in den letzten Jahrzehnten als alternativer Antrieb etwas ins Hintertreffen geraten. Ionenantriebe werden dagegen verstärkt eingesetzt. Das hat durchaus Gründe. Zum einen wurden die Ionenantriebe durch Fortschritte in der Energieversorgung (durch Solarzellen) attraktiver. Zum anderen fehlt es an Projekten, die die sinnvolle Anwendung von Sonnensegeln zeigen.

Ein Vorteil haben Sonnensegel aber immer – sie verbrauchen keinen Treibstoff und ihr „Schub“ wird immer größer je näher man sich der Sonne nähert. So wären sie eine Alternative für Missionen ins innere Sonnensystem. Derzeit gibt es da ja drei – Solar Orbiter, Parker Solar Probe und BepiColombo. Daneben wäre denkbar. sich der Sonne sehr stark zu nähern und während des Entfernens weiter zu beschleunigen und so genügend Schub für einen Ausflug ins äußere Sonnensystem zu bekommen.

Doch wie stark kann man sich der Sonne nähern?

Jedem logisch nachvollziehbar ist, dass die Energie die auf das Segel fällt. immer größer wird je mehr man sich der Sonne nähert – denn die Fläche, auf die sich die konstante Strahlung der Sonnenoberfläche verteilt wird immer kleiner. So gibt es auf dem Merkur Temperaturen bis zu 425 °C.

Die Beziehung zwischen der Entfernung und aufgenommenen Energie ist relativ einfach:

Die Körper umgibt eine Kugelsphäre, auf die die gesamte Energie der Sonne fällt. Die Fläche dieser Kugel ist damit berechenbar nach:

F = 4 × Pi ×

F = Fläche

r: Radius = Abstand von der Sonnenoberfläche

Vereinfacht: Die Energie pro Flächeneinheit steigt quadratisch an. Kennt man die Energie, die auf einen Quadratmeter bei einer bestimmten Distanz fällt, so kann man die Energie für jede Fläche und jede beliebige Distanz berechnen. In 149,6 Millionen km (mittlere Distanz der Erde zur Sonne) sind es 1355 W/m².

Nach dem Stefan-Bolzmann Gesetz kann man die Temperatur eines schwarzen Körpers berechnen:

T4 = P / σ × F

P : Energie

F: Fläche

T: Temperatur

Für die Erdentfernung gilt mit der Stefan-Bolzmann-Konstante σ = 5,67x10-8 W/m²/K4,. 1 m² Fläche (F) und 1355 W/m² (P) errechnet man so 393 K = 120 °C. Das ist erheblich mehr als die Erde selbst an Temperatur hat. Denn die obige Gesetzmäßigkeit gilt für einen idealen, schwarzen Körper, ein Körper, der sämtliche Strahlung aufnimmt, keine zurückwirft und sich solange aufheizt, bis ein Gleichgewicht zwischen abgegebener und aufgenommener Strahlung eintritt. Die Erde rotiert aber, das heißt die Strahlung verteilt sich auch auf die Rückseite, die nicht direkt angestrahlt wird, zudem ist sie eine Kugel, kein Kreis. Ein Kreis von der Erdgröße hat aber eine Fläche von pi × r², eine Kugelhälfte aber eine Fläche von 2 × pi × r². Die Atmosühäre heizt sich auch auf und trägt zur Verteilung bei, wirkt selbst aber auch als Wärmequelle und nicht zuletzt, der wichtigste Faktor: Die Erde nimmt nicht alle Strahlung auf, denn sonst wäre sie aus dem Weltall aus betrachtet nur ein schwarzer Kreis.

Man muss noch den Reflexionsgrad hinzunehmen. Er drückt sich darin aus das nur ein Teil der Energie aufgenommen wird. Der Rest wird wieder ins All reflektiert. Die Erde hat einen Reflexionsgrad von etwa 36 %, der Mond ist erheblich dunkler mit 12 % und daher ist es auf dem Mond auch heißer (neben anderen Faktoren wie der langsamen Rotation). Der höchste Reflexionsgrad natürlicher Oberflächen hat frisch gefallener Schnee, der bis zu 90 % erreichen kann. Jeder kennt das im Winter, wenn man bei strahlendem Sonnenschein von Schneeflächen geblendet wird. Es gibt sogar eine Krankheit, die Schneeblindheit.

Solarsegel bestehen meistens aus einer mit Aluminium beschichteten oder bedampften Kapton Folie. Kapton ist ein Kunststoff, von dem man sehr dünne Folien herstellen kann und der sich daher für diesen Einsatzzweck besonders eignet.

Es ist logisch, das man sich solange der Sonne nähern kann, bis die Temperatur des Segels so hoch wird, das die Materialen geschädigt werden. Aluminium verträgt problemlos 500 °C, Kapton als Kunststoff ist für einen Kunststoff auch beständig, genannt werden bis zu 400°C. Das sind aber Spitzenwerte für kurze Zeiten. Dauerhaft sind immerhin 260°C möglich. Das Aluminium als Beschichtung reflektiert den größten Teil der Strahlung, das ist erwünscht, denn dadurch erhöht sich der Schub (er verdoppelt sich bei Reflexionsgrad 1 gegenüber dem schwarzen Körper). Aluminium hat über einen breiten Wellenbereich einen Reflexionsgrad von 0,9.

Obige Formel, angewandt für einen Reflexionsgrad von 0,9, liefert eine Temperatur von 221 °C. Das sind schon mal 170 °C weniger als bei vollständiger Aufnahme der Strahlung. Format man um auf aufgenommene Strahlung so erhält man:

P = T4 × σ / (1-Reflexionsgrad)

Mit T = 523 K (260°C), Reflexionsgrad = 0,9 erhält man P = 45760 W/m²

Die Entfernung liefert uns der Vergleich mit der Einstrahlung in Erdentfernung und ziehen der Wurzel wegen des quadratischen Anstiegs der Strahlung:

r = 149,6 Millionen km / Wurzel (45760 / 1355)

r = 25,8 Millionen km

Das ist sehr nahe, etwas mehr als ein Drittel der mittleren Entfernung von Merkur zur Sonne und weniger als die Hälfte der Minimaldistanz. Wesentlich für den Schub ist die Energie und die ist 33-mal höher als in Erdnähe, die Beschleunigung also auch 33-mal höher.

Doch reicht es?

Es gibt zwei Fälle. Will man ins innere Sonnensystem so sind die Vorteile offensichtlich. Entweder man erreicht die Distanz durch zahlreiche Swing-Bys (sieben bei der Parker Solar Probe, sogar neun beim Solar Orbiter) oder durch Ionentriebwerke (BepiColombo). Auch Ionentriebwerke profitieren von sinkendem Sonnenabstand, da der Strom durch Solarzellen erzeugt wird, doch die verlieren an Leistung, wenn sie zu heiß werden. Etwa die doppelte Leistung in Erdnähe sind möglich, dann muss man sie zunehmend schräger stellen, um eine Überhitzung zu vermeiden. Die 26 Millionen km Distanz erreicht ein Sonnensegel mit 50 % Nutzlastanteil und heutiger Technologie (Flächengewicht 14 g/m²m Streben: 120 g/m, quadratisches Segel) in 1 Jahr 244 Tagen. Startet man mit 3 km/s Überschuss – das macht bei der Startgeschwindigkeit von der Erde aus nur rund 400 m/s aus, so sind es nur 1 Jahr 4 Tage. Zum Vergleich: Bepi Colombo braucht um Merkur zu erreichen über 5 Jahre.

Anders sieht es beim Schwungholen aus, um ins äußere Sonnensystem zu gelangen. Nach meinen Simulationen steigt der Abstand so schnell an, dass die Annäherung an die Sonne die Reisedauer nicht auf erträgliche Werte verkürzt. Für diesen Fall benötigt man viel leichtere Segel als die, die bisher erprobt wurden. Theoretisch sollte eine radikale Gewichtsreduktion möglich sein, indem man die Kaptonfolie nach dem Auftragen des Aluminiums ablöst, z.B. durch Ätzen. Die hauchdünne Aluminiumschicht wiegt nur einen Bruchteil dessen, was das Segel mit Folie wiegt. Doch wie diese dünne Folie verpacken, falten und wieder entfalten ohne das sie reist? Das Problem muss erst noch gelöst werden.