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Web Log Teil 613: 16.3.2021 - 23.3.2021

16.3.2021: Die Ariane 46 und Ariane 46 XL

Als kleines Schmankerl – oder einige Seiten überflüssigen Text, je nach Interessenlage – habe ich für mein Buch über europäische Trägerraketen 1 auch zwei niemals wirklich ins Auge gefasste aber mögliche Erweiterungen der Ariane 4 hinzugenommen, die Ariane 46 und 4 XL. Diese habe ich inzwischen mal durchsimuliert und will die Ergebnisse präsentieren.

Das Konzept der Ariane 4

Das Konzept der Ariane 4 war einfach, modular und relativ preiswert umzusetzen. Die zweite Stufe und dritte Stufe blieben unverändert, die erste Stufe wurde um rund 50 % verlängert. Da sie nun vollgetankt nicht mehr abheben konnte, gab es zwei Arten von Boostern. Feststoffbooster wurden von der Ariane 3 übernommen, nur leicht verlängert. Neu waren Booster mit flüssigen Treibstoffen, doch sie verwendeten auch das Erststufentriebwerk, nur fest montiert abgekürzt PAL.

Da jeder der PAL 43,5 t wog, das Triebwerk aber 670 kN Schub beim Start hatte, konnte bei einer Mindestbeschleunigung mit 12 m/s pro Booster die Rakete um 12,4 t schwerer werden. Bei vier Boostern also um knapp 50 t und das entsprach der maximalen Treibstoffzuladung der Erststufe.

Geometrisch kann man maximal sechcs dieser Booster an der ersten Stufe anbringen. Sie hat 3,80 m Durchmesser, ein Booster 2,22. Verwendet wurden maximal vier PAL, wobei der Übergang von zwei auf vier Booster schon die Nutzlast um 1,4 t steigerte. Diese überproportionale Steigerung beruht auch darauf, dass bei zwei Boostern man die verlängerte erste Stufe nicht voll betanken kann, sonst würde sie nicht mehr abheben. Ohne Booster war so die Nutzlast sogar kleiner als bei der Ariane 2, der die Rakete bis auf die Verlängerung entsprach, da das zusätzliche Gewicht der verlängerten ersten Stufe transportiert werden musste.

Die Ariane 46L

So kann man erwarten, dass mit sechs Boostern die Ariane 4 noch mehr Nutzlast hat, auch weil die Gravitationsverluste sinken. Das ist auch der Fall. Eine theoretische Ariane 46L hat eine Nutzlast von 5,9 t, das sind etwa 950 kg mehr als die Ariane 44L.

Die Ariane 4 XL

Komplizierter ist die Ariane 4 XL, eine noch schubstärkere Rakete. Mehr Booster gehen nicht an die Rakete. Als man das Konzept für die Ariane 4 erarbeitete, war auch ein Vorschlag darunter, keine Booster einzusetzen und ein fünftes Triebwerk in den Schubrahmen einzubauen. Da dieses nicht wie bei Boostern mit 43 t mehr Masse verbunden ist, hätte es 61 t mehr Gewicht erbracht, mehr als vier Booster. Dann hätte man nur die erste Stufe verlängert.

Auf diesen Vorschlag bin ich zurückgekommen, nur mit Änderungen: die Booster bleiben. Man würde die Ariane 4 umkonstruieren, damit die beiden Oberstufen mit Nutzlast um 61 t schwerer werden. Der für mich logischste Schritte wäre es die beiden Stufen auf den gleichen Durchmesser wie die erste Stufe verbreitern also von 2,60 auf 3,80 m. Bei gleicher Länge entspräche das 40,2 t mehr Treibstoff bei der zweiten Stufe und 13,5 t bei der dritten Stufe.

Triebwerke

Dann brauchen sie aber auch mehr Triebwerke, sonst klappt das nicht. Doch passen diese dann zu zweit noch in den Stufenadapter? Beim Zweitstufentriebwerk wird es mit 1,70 m Durchmesser an der Düsenmündung etwas knapp. Hier müsste man die Düse kürzen. Kein Problem gibt es beim HM7 mit nur 0,99 m Durchmesser.

Bei der Masse ist es so, das bedingt durch den größeren Durchmesser bei gleicher Länge 2,13-mal mehr Treibstoff zugeladen wird. Die Trockenmasse habe ich um den Faktor 2 erhöht. Das trägt dem Umstand Rechnung, dass die Geometrie der Tanks günstiger ist, das Schubgerüst auch nicht doppelt so schwer wird und auch der Stufenadapter wird im Verhältnis nicht doppelt so schwer, wie man schon bei dem Gewicht der beiden existierenden Stufenadapter sieht.

Als zweite Alternative habe ich die dritte Stufe so belassen, wie sie ist. Mit beiden vergrößerten Stufen kommt diese Version auf 7,3 t in den GTO, also rund 2,3 t mehr als die Ariane 44L, und 1,3 t mehr als mit sechs Boostern. Bei Bienenhaltung der dritten Stufe sind es nur 6,2 t, also 300 kg mehr als die Ariane 46L , weshalb diese Option nicht so aktaktiv ist, bedenkt man das man zwei Triebwerke mehr bauen muss. Die Aufstiegskurven beider Raketen haben beide ausgeprägte „Buckel“ die bei einem Perigäum von 200 km bis auf 346 bzw. 332 km Höhe führen. Das ist energetisch ungünstig und weist auf eine Untermotorisierung der dritten Stufe hin. Das ist kein Wunder. Hat diese doch den gleichen Schub bei einem Triebwerk wie die erste Stufe der Ariane 1 H8, wiegt aber mit Nutzlast 70 % weniger. Bei der Stufe mit zwei Triebwerken wiegt sie in etwa so viel wie eine Ariane 6 Oberstufe hat aber auch ein Drittel weniger Schub und wird bei niedriger Geschwindigkeit gestartet.

Ich habe daher die dritte Stufe H10+ mit zwei Triebwerken ausgestattet und zweimal um je 5 t Treibstoff erweitert um festzustellen ob hier noch Optimerungspotenzial ist und komme dann bei beiden Versionen auf 7,2 t Nutzlast. Man muss also die dritte Stufe nicht um den Faktor 2,13 erhöhen. Es reichen 5 t mehr Treibstoff. Der Buckel sinkt auf 280 bzw. 320 km Höhe.

Den eingesparten Treibstoff der dritten Stufe, kann man dann der zweiten Stufe zuschlagen, die mehr als genügend Schub hat – er beträgt beim Start knapp 160 t bei bisher rund 110 t Masse. 9 t mehr Treibstoff sind möglich, wenn die Rakete noch mit 12 m/s beschleunigen soll (bei Ariane 44L waren es nur 11,4 m/s). Das bringt dann nochmals 300 kg Nutzlast auf 7,5 t. Wie man an der Grafik sieht, ist nun der „Buckel“ weitestgehend weg, er sinkt auf 254 km.

Die Ariane 40XL

Außer der Konkurrenz habe ich auch mal simuliert, was passiert wäre, hätte man auf die Booster verzichtet und nur die erste Stufe verlängert dafür aber ein fünftes Triebwerk eingebaut, wie es bei den Vorschlägen gedacht war. Mit der Ariane 4 Erststufe komme ich auf 3,1 t in den GTO, die Rakete startet aber etwas langsamer sodass man die erste Stufe nicht ganz so stark verlängert hätte. Das liegt in der Nutzlast zwischen den Versionen Ariane 42P und 42L, wäre aber da man im Vergleich zur Ariane 42L nur ein Triebwerk mehr anstatt zwei benötigt und die kosten für die Booster ganz sparen würde, günstiger.

Beurteilung

Natürlich ist dies (wie immer bei mir) nur ein Gedankenspiel. Die Rakete kommt auf die Nutzlast einer Ariane 5G, also der ersten Version, die bei 6,82 t lag. Damit wäre ein Kriterium weshalb die Ariane 5 eingeführt würde eingelöst, nämlich das man auch schwerere Satelliten im Doppelstart starten kann. Das ging zuletzt bei der Ariane 4 mit einer Doppelstartkapazität von knapp 4,5 t nicht, da dürfte jeder Satellit im Durchschnitt nur 2,2 t wiegen. Noch heute würde die Ariane 4XL ausreichen die schweren Satelliten im Einzelstart zu befördern. Doppelstarts wären bei durchschnittlichen Massen von heute rund 4,5 bis 5,5 t aber nicht mehr möglich. Das war ja auch ein Grund zur Nutzlaststeigerung der Ariane 5E die inzwischen bei über 11 t in den GTO angekommen ist, übrigens weitestgehend unbemerkt von der Öffentlichkeit. Wäre Arianespace oder die ESA wie US-Unternehmen dann würde man diese Tatsache sicher hervorheben.

Was sich nicht ändert, ist, dass Ariane 4 teurer als Ariane 5 war, einfach bedingt durch die vielen Triebwerke. Eine Ariane 5 kostete bei Indienststellung etwa gleich viel wie eine Ariane 4, gatte aber eine deutlich größere Nutzlast. Durch zwei Booster und drei weitere Triebwerke wäre diese Version noch teurer, ich schätze sie anhand der Triebwerkszahl (10 bei der Ariane 44L, maximal 15 bei der Ariane 4XL) auch um etwa 40 % teurer ein, sodass der Preis pro Kilogramm fast gleich bleibt. Auf der anderen Seite kostete natürlich die Entwicklung der Ariane 5 einige Milliarden, die man so eingespart hätte. Im Prinzip ist es dieselbe Situation wie heute, nur das heute die Rakete, die ausgemustert wird, die Ariane 5 ist. Die ESA finanziert eine Rakete, die billiger im Einsatz werden soll, mit der Begründung das man bei kommerziellen Aufträgen konkurrenzfähig bleiben müsse. Das Dumme nur: Arianespace ist das einzige Unternehmen, das auf diesen Markt alleine angewiesen ist. Die Raketen Chinas, Japans, Indiens der USA und Russland werden alle gebaut, um unabhängig zu sein und eigene Nutzlasten zu starten. Wenn man kommerzielle Aufträge bekommt, dann ist das schön ansonsten eben nicht.

Würde die ESA das auch tun, sie käme wohl auch heute noch mit der Ariane 4 aus. Es gäbe kaum kommerzielle Aufträge so, wie dies auch bei den meisten anderen Raketen ist. Aber sie würde ausreichen für nahezu alle europäischen Nutzlasten, selbst auf Fluchtgeschwindigkeit könnte sie noch 5 t transportieren. Die einzige Ausnahme wäre das ATV, doch das hätte man auch auf die Ariane 4 auslegen können.

In meinen Augen hat sich da was verselbstständigt. Ariane 1 wurde entwickelt um einen unabhängigen Zugang zu Weltraum zu haben und das mit gutem Grund. Die USA weigerten sich europäische Kommunikationssatelliten zu starten, nur drei Satelliten für Testzwecke (Symphonie 1+2, OTS) wurden gestartet. Heute ist das kein Problem. Selbst wenn Europa keinen Träger hätte, könnte man einen Satelliten woanders starten, das geht so weit das sogar militärische Satelliten mit der Sojus gestartet werden, wenn auch vom französischen Department in Guyana aus.

Rakete: Ariane 40XL

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

306.163

3.200

10.278

1.873

1,05

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

3.400

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

249.500

17.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

2

1

38.973

3.509

2.904

798,0

798,0

129,06

171,15

3

1

13.680

1.780

4.366

64,8

64,8

801,78

303,21

Rakete: Ariane 46L

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

569.863

5.900

10.278

1.771

1,04

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

6.740

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

249.500

17.500

2.747

2720,0

3032,0

210,19

0,00

3

1

38.973

3.509

2.904

798,0

798,0

129,06

211,19

4

1

13.680

1.780

4.366

64,8

64,8

801,78

344,25

Rakete: Ariane 4XL

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

632.653

7.400

10.278

2.125

1,17

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

7.420

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

250.500

18.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

3

1

82.556

7.018

2.904

1596,0

1596,0

137,45

171,15

4

1

30.387

3.110

4.366

129,6

129,6

918,91

311,60

Rakete: Ariane 4XL-2

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

614.746

6.200

10.278

1.825

1,01

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

7.420

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

250.500

18.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

3

1

82.556

7.018

2.904

1596,0

1596,0

137,45

171,15

4

1

13.680

1.780

4.366

64,8

64,8

801,78

311,60

Rakete: Ariane 4XL-3

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

620.746

7.200

10.278

1.703

1,16

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

7.420

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

250.500

18.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

3

1

82.556

7.018

2.904

1596,0

1596,0

137,45

171,15

4

1

18.680

2.280

4.366

130,0

130,0

550,79

311,60

Rakete: Ariane 4XL-4

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

625.846

7.300

10.278

1.853

1,17

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

7.420

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

250.500

18.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

3

1

82.556

7.018

2.904

1596,0

1596,0

137,45

171,15

4

1

23.680

2.780

4.366

130,0

130,0

701,92

311,60

Rakete: Ariane 4XL-5

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

629.046

7.500

10.278

1.639

1,19

130,00

200,00

35790,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

7.420

5

90

810

277

90

6

20

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

6

43.500

4.550

2.727

670,0

752,0

141,25

0,00

2

1

250.500

18.500

2.747

3400,0

3790,0

168,15

0,00

3

1

90.556

7.418

2.904

1596,0

1596,0

151,27

171,15

4

1

18.680

2.280

4.366

130,0

130,0

550,79

325,42

17.3.2021: Der Terminator

Was hat Winfried Kretschmann mit Angela Merkel gemeinsam? Beide sorgen dafür das ihre jeweiligen Koalitionspartner in die Bedeutungslosigkeit versinken. Das kann man nach der Landtagswahl in Baden Württemberg am Sonntag wohl sagen.

Ja in der Wirkung ist Kretschmann noch „verheerender“ als Merkel. Denn während die Kanzlerkandidaten der SPD noch in der Politik eine Rolle spielen – mit Ausnahme von Martin Schmidt – Steinmeier ist sogar Bundespräsident geworden, sind die willigen Spitzenpersonen der Koalition mit den Grünen im Südwesten im Nirvana verschwunden. Hat jemand etwas in den letzten Jahren von Nils Schmidt gehört? Nach vier Jahren Koalition mit den Grünen verlor die SPD 10,4 Prozent auf 12,7 %. Die Grünen legten um 6,1 % zu. Nils Schmidt kam nur mit 14,2 % der Stimmen als Zweitstimmenkandidat über die Landesliste ins Parlament. 2016 kandidierte von der CDU Guido Wolf, der immerhin mit 33,7 % der Stimmen das Erstmandat holte. An dem desaströsen Ergebnis der CDU, die nun zweitstärkste Partei wurde, änderte das nichts. Vom Spitzenkandidaten merkte man nach der Wahl bei Wolf nichts. Schon bei der Wahl der Fraktionsposten ging er leer aus und bekam schließlich den bedeutungslosen Posten eines Ministers für Justiz und Europaangelegenheiten. Damals gab es nach der Wahl noch eine Debatte, wer die neue Regierung bilden sollte. Die CDU obwohl von den Stimmen her zweite meinte 2016, einen Führungsanspruch zu haben. Schlussendlich musste sie Juniorpartner in einer Grün-Schwarzen Koalition werden, vor allem weil die AfD mit 15,4 Prozent der Stimmen andere Konstellationen unmöglich machte.

Diesmal hat es Spitzenkandidatin Eisenmann noch schlimmer erwischt. Im selben Wahlkreis wie der Umweltminister Winfried Herman von den Grünen bekam sie nur 21,7 Prozent, Herman 39,8. Das reichte nicht mal für ein Zweitstimmenmandat. Sie ist also als Spitzenkandidatin nicht mal im Parlament. Das war wohl die Quittung für eine verkorkste Coronoapolitik. In ihrem Verantwortungsbereich liegen auch die Schulen und da glänzte sie nur mit Forderungen nach schnellem Präsenzunterricht, während digitale Lernplattformen nicht funktionierten und überhaupt für ein Hightech Land die Schulen und ihr Personal hinsichtlich Nutzung von Computern und Netzwerken hinterherhinken. Als sie bei einer Spitzenkandidaten-Diskussion am 2.3. mit Kretschmann noch behauptete ein „Impulspapier“ der Staatskanzlei nicht bekommen zu haben wurde ein GAU draus. Wie sich Tags später herausstellte, kam die Mail bei ihr an, es gab sogar Beweisfotos davon. Macht keinen guten Eindruck und verstärkt den Eindruck, dass Eisenmann auch sonst mit Computern auf Kriegsfuß steht. Erneut ist die CDU im Ergebnis nun gefallen.

Nun stehen die Sonderungsgespräche für die nächste Periode an. Auch wenn es heißt, dass es ergebnisoffen ist, lege ich mich fest: es wird wieder eine Grün-Schwarze Regierung. Warum? Sie hat die letzten fünf Jahre einfach gut funktioniert. Man hat nichts von Dissonanzen gehört, bis Anfang des Jahres als Eisenmann um sich abzusetzen, die Schulen früher öffnen wollte. Anders als z.B. die Koalition in Berlin, wo einzelne Minister andauernd mit nicht abgestimmten Vorschlägen vorpreschen, es Streit zwischen den Ministerien gibt, wo es über Schneidungen der Ressorts gibt oder Seehofer die Regierung erpresst. Der nächste Punkt ist, es das man eine Koalition aus zwei Parteien einfacher schmieden kann als mit drei. Zudem hat der FDP zwar in der Spitzenrunde angekündigt, dass man gerne mitregieren würde, egal mit wem, aber die Positionen zwischen FDP und Grüne sind doch weit auseinander und als wirtschaftsnahe Partei versuchen sie so viel wie möglich rauszuholen, auch wenn dann die Koalitionsgespräche platzen. Hat ja bei Lindner 2018 dann nicht geklappt mit der Erpressung anderer Partner. Lindner war entsprechend auch skeptisch wegen der politischen Differenzen. Unter ihm wird die FDP wohl nur regieren, wenn sie ihr Programm zu 100 % durchsetzen kann, was bei einer Regierung, wo sie nur 10 % der Wählerstimmer stellt, etwas problematisch werden würde. Ansonsten würde man ja „schlecht regieren

Immerhin hat die CDU nun den Führungsanspruch der Grünen anerkannt und startet keine eigenen Sondierungsgespräche, denn rein rechnerisch würde es auch zu einer CDU/FDP/SPD Regierung reichen. Journalisten sehen auch die Chancen für Grün-Schwarz relativ hoch, weil sonst die CDU zusammen mit der AFD in der Opposition sitzen würde, und zwar nur mit der AfD. Dann würde auch Strobels Stuhl wackeln, der als CDU-Vorstandsmitglied eigentlich der bekannteste CDU-Politiker im Land ist, obwohl er nicht in der Regierung sitzt weder im Land noch im Bund. Schlau wie er war, hat er immer anderen den Vortritt bei den letzten zwei Wahlen gelassen, um gegen Kretschmann anzutreten.

Wie gut es zumindest persönlich in der Regierung abläuft, konnte man auch beim Spitzenduell zwischen Kretschmann und Eisenmann sehen. Der Umgangston war mit Ausnahme des „Impulspapiers“ freundlich und so weit auseinander waren die beiden auch nicht. Anders, als eine Woche später bei der Spitzenrunde bei der dann auch die Spitzenkandidaten der anderen Parteien anwesend waren. Da bezeichnete Bernd Kögel, angeblich Vertreter des gemäßigten Flügels der AfD den FDP-Fraktionsvorsitzenden Hans Ulrich Rülke als „Ökosozialisten“. Dabei war der, der einzige in dieser Runde, der wie die AfD weiter den Diesel produziert sehen will. Das ist insofern auch bemerkenswert, das von allen Parteien es zur FDP die meisten Überscheidungen gibt. Lindner und die FDP-Spitze betonen zwar andauernd das es ein anderes Menschenbild bei der FDP gäbe, aber jeweils der Buzzthemen der AfD wie Zuwanderung, Asylanten, Religion oder was sie sonst als „nicht deutsch“ ansehen ähnelt ihr Programm doch der FDP, vor allem im Bereich Wirtschaft bzw. den Schnittpunkten Wirtschaft mit Umwelt, Verbrauchern, Landwirtschaft. Das ist kein Wunder denn die die Abgeordneten stellen kommen aus der gleichen Wählerschicht der Selbstständigen, Unternehmer und Besserverdiener. Entsprechend findet man bei FDP wie AfD die Forderung nach Abbau von Sozialleistungen und schlankem Staat. Selbst bei der Coronapolitik gibt es kaum Unterschiede zwischen den Äußerungen von Kubicki und der AfD Spitze.

SPD Kandidat Andreas Stoch vergab bei der runde in der Schulpolitik als zweites Aufregerthema eine Note 6, das wollte Kretschmann nicht stehen lassen. Er wäre ja auch Lehrer (wie Stoch) und er hätte nie eine 6 vergeben. „Etwas kann ein jeder“. Und formal hat er recht. Eine 6 gibt es nur, wenn jemand komplette Arbeitsverweigerung betreibt, also ein leeres Blatt abgibt. Jenseits der Schule so kenne ich endet die Notenskala bei der 5. Das finde ich persönlich das Herausragende. Während sonst in der Politik es an der Tagesordnung ist über den politischen Gegner persönlich, in jedem Falle aber über seine Politik kein gutes Haar zu lassen bleibt Kretschmann auf dem Boden, lobt auch den Gegner, wenn der etwas in seinen Augen richtige tut. Vor ein paar Jahren wurde er von Parteifreunden kritisiert, weil er sagte, er bete jeden Tag für Merkel. Das heißt ja nicht das man ihre Politik gut findet, aber wenn durch göttlichen Beistand sie das Richtige tut, warum nicht?

Was mich persönlich gefreut hat, war nicht nur das die Grünen auch in Rheinland-Pfalz zugelegt haben und die AfD in beiden Ländern deutlich verloren hat. In BW rutsche die AfD von der stärksten Oppositionspartei zur kleinsten Fraktion – ich tippe drauf, dass sie noch kleiner wird, wenn sich die Abgeordneten der AfD wieder selbst zerfleischen. 2016 hatte die AfD nach der Wahl 21 Mandate, seitdem ist die Fraktion auf 13 Abgeordnete geschrumpft, weil Mitglieder austraten oder von der Partei ausgeschlossen wurden. Ähnliches kennt man ja auch von der Bundes-AfD, wo Lucke und Petry gechast wurden und seit Jahren ein Kampf zwischen „dem Flügel“ und denen tobt, die vielleicht irgendwann mal regieren wollen. Das scheint eine Eigenheit von rechtsextremen Parteien zu sein. Nicht nur heute. Auch Mussolini haben sie abgesetzt und in anderen europäischen Ländern rumort es auch innerhalb der Rechtspopulisten. So die innerparteilichen Konflikte lösen, wie bei dem großen Vorbild geht ja nicht. Da hat man einfach alle innerparteilichen Konkurrenten erschossen und behauptet die wollten putschen.

Viel gelernt hat man in der AfD nicht. Nicht nur, dass man die FDP als Ökosozialistisch bezeichnet. Nein, Bernd Kögel wollte auch mit Niemanden regieren. Eine Partei, die nicht mit anderen regieren will, wird ihr Parteiprogramm nie auch nur teilweise durchsetzen können, außer die hat mehr Mandate als alle anderen zusammen, denn mit anderen wollen sie ja nicht regieren. Das scheint nun einigen AfD Wählern gedämmert zu haben. Überhaupt ist die AfD der Verlierer unter den Parteien in der Coronakrise. Klar es profitieren immer die Regierungen, egal wie unsinnig ihre Beschlüsse sind (Beispiel in BW: nächtliche Ausgangssperre, obwohl nichts mehr offen ist, wo man hingehen kann und das mitten im Winter, wo die Leute auch nicht in der lauen Sommerluft spazieren gehen). Aber die AfD hat doch alles getan, um ihr Fähnchen in den richtigen Wind zu hängen. Vor einem Jahr wollten sie noch viel härtere Maßnahmen, als die Regierung verhängte, dann sprangen sie, als den Leuten die Maßnahmen auf den Geist gingen, auf den Zug der Coronaleugner auf und sind nun gegen alle Maßnahmen. Ich sehe das schlechte Ergebnis der AfD als Zeichen, dass wenn die Leute wirkliche Probleme haben und nicht herbeigeredete Luxusprobleme, wie eine angebliche Überfremdung oder Asylantenschwemme, sie dann doch ihren Verstand einschalten. Ich glaube allerdings nicht das das Aufregerthema der letzten Wochen, das die AfD als Gesamtpartei vom Verfassungsschutz beobachtet wird eine Rolle spielte. Denn ehrlich gesagt, wer jemals Reden von Waigel, Gauland, Storch, Höcke und Co gehört hat, weiß dass diese Menschen mit Grundideen der Demokratie wie Meinungsfreiheit nichts am Hut haben, und in ihrer Rhetorik nicht viel weiter sind als zu Zeiten, wo es noch ein Propagandaminsiterium gab. Vor einigen Jahren hat Extra 3 ja AfD Abgeordneten Zitate vorgelesen und sie raten lassen ob sie von Björn Höcke oder Nazis stammen. Die meisten erkannten nicht von wem sie stammten. Eine moderne Version findet ihr hier.

20.3.2021: Potemikinsche Raumfahrt

Vom Feldmarschall, Grafen und Liebhaber der russischen Zarin Katharina der Zweiten, Grigori Alexandrowitsch Potjomkin wird gesagt, das er um selbige über den Erfolg einer Neuansiedlung zu täuschen Dörfer aus Fassaden bauen ließ, und die Einwohner von so gebautem Dorf zum Nächsten entsprechend der Besichtigungstour der Zarin karren lies. Die Geschichte ist wahrscheinlich nicht war, hat sich als „Potemkinsches Dorf“ in die Geschichtsbücher gebrannt, wohl auch, weil man in Russland später durchaus die Bevölkerung und das Ausland täuschte. Da wurde der Plan übererfüllt, während es Mangel gab. Chruschtschow brüstete sich damit „Raketen wie Würstchen“ zu produzieren, obwohl er nicht mal halb so viele wie die USA hatte. Und die Satellitenstaaten übernahmen das System. Die DDR zeigte im Fernsehen Läden die, voller Waren waren, dabei musste eine Kochsendung, die es dort in den Fünfzigern auch gab, die Rezepte danach aussuchen was gerade verfügbar war. Als modernes Gegenstück zum Potemkinschen Dorf verfügt die russische Armee über aufblasbare Panzer und flugzeuge.

An dies wurde ich erinnert als ich von der Unterzeichnung eines Memorandums zwischen China und Russland über den Aufbau einer bemannten Mondstation hörte. Das war dem Rundfunk in dem sonst kaum Raumfahrt stattfindet eine Schlagzeile wert.

Russland und eine bemannte Mondbasis? Der Grund für das Agreement war ja, das das US-Programm für Russland zu „us-zentrisch“ sei. Nun ja das ist irgendwie logisch oder? Beim aktuellen Artemisprogramm werden die USA den Mondlander und die Trägerrakete allein stellen. Beim Lunar Gateway, der Raumstation im Halo Orbit werden Europa und Japan etwas mehr als die Hälfte der Module stellen und Europa ist in Form des Servicemodulsan der Orion beteiligt. Dafür wird mindestens ein Astronaut bei jeder Mission aus Europa oder Japan kommen. Angesichts dessen, dass JAXA und ESA nie groß in die bemannte Raumfahrt eingestiegen sind – bei der ISS ist die Beteiligung der ESA als Beispiel in etwa bei einem Siebtel des US-Beitrags, ist das auch verständlich.

Ich vermute, man wollte in Russland mit den USA einen Deal, wie bei der ISS, wo man die USA so richtig über den Tisch gezogen hat. Die gingen 1993 davon aus, das Russland ein bemanntes Raumfahrtprogramm weiterführen würden, wie bei der Mir, nur eben die Mittel nun in die ISS investieren würden. Doch schon um die zwei nötigen Kernmodule – Sarja als Lagerraum und Swesda als Wohn/Labormodul mit Koppelmöglichkeiten für weitere Module fertigzustellen, mussten NASA und ESA Russland finanzielle und technische Hilfe leisten. Trotzdem verzögerte sich der Start beider russischer Module. Alle folgenden Module wurden dann gestrichen, bis auf eines – Nauka. Nauka war als ich meine erste Auflage des Buchs über die ISS veröffentlichte, für einen Start 2012 vorgesehen, nachdem der ursprüngliche Termin schon um fünf Jahre überzogen war. Seitdem sind zehn Jahre vergangen und das letzte das ich von Nauka hörte, war dass es letzten August tatsächlich fertig geworden ist und in Baikonur eintraf. Der damals angekündigte Start im April, also in einem Monat, steht aber nirgendwo im Launch Schedule von SpaceflightNow. Es sieht so aus, als würde ich meinen Dauerjoke „Nauka ist konstant zwei Jahre vom Start entfernt – und das schon seit zwanzig Jahren“, noch eine Weile weiter behalten können, so ähnlich wie bei „Linux/Unix ist das Betriebssystem der Zukunft – und das schon seit vierzig Jahren“.

Tatsache ist: Russlands Raumfahrt hat sich niemals vom Zusammenbruch der UdSSR 1991 erholt. Schon damals war das Raumfahrtprogramm vor allem militärisch geprägt. Dazu kamen Anwendungssatelliten wie die Meteor-Wettersatelliten oder Kommunikationssatelliten wie die Molnija und Gorizont Serie. Wissenschaftliche Nutzlasten gab es nur wenige, wenn dann in dem Bestreben den USA in dem öffentlichkeitswirksamen Bereich der Planetenforschung Paroli zu bieten. Immer dann, wo man die NASA nicht mehr einholen konnte, stellte man alle Bemühungen ein.

Daran hat sich seitdem nichts geändert Russland konnte in den 30 Jahren seit der Auflösung der GUS nur eine Raumsonde auf den Weg bringen – Phobos Grunt (Mars 96 wurde noch in der UdSSR beschlossen und zu einem guten Teil von der ESA finanziert) und die scheiterte. Seit Jahren gibt es Veröffentlichungen mit jeder Menge ambitionierter Missionen, doch die älteste davon, Venera D wurde schon 2001 angekündigt und scheint immer noch nicht fertig zu sein. Im Mondprogramm sind derzeit Luna 25 bis 27 angekündigt – die letzte Luna Sonde startete 1976 – und auch ist offen wann die kommen.

Das einzige wo es neben militärischer und anwendungsorientierter Raumfahrt in Russland klappt, ist die ISS. Bei dem Abkommen von 1993 wurde vereinbart, das Russland gleichberechtigter Partner ist, schließlich sollten ja noch etliche russische Module kommen. Nun sind es aber nur zwei geworden und der russische Teil wiegt 50 von über 400 t, selbst die europäischen Module wiegen mehr. Für die beiden Module muss aber Russland nach wie vor Versorgungsgüter starten und die eigenen Astronauten. Ob das noch so weitergeht? Auf der einen Seite fallen nun die bezahlten Sitze der NASA weg – zuletzt über 80 Millionen Dollar pro befördertem Astronauten – auf der anderen Seite wird man sich wohl kaum die Blöße geben, eigene Astronauten mit den US-Vehikeln zu starten die eigentlich mehr als genug Kapazität zur Versorgung der ISS haben.

Mit Sicherheit kann sich Russland aber derzeit eines nicht leisten – ein teures Mondprogramm und eine bemannte Mondtation geht weiter als die USA, die nur landen wollen, aber ohne eine permanente Station aufzubauen.

Nun ein Schwenk zu China. Betrachtet man die aktuelle Situation, so gibt es viele Parallelen zu Russland. Auch hier erfolgen die meisten Starts für militärische und Anwendungssatelliten.

Starts von China und Russland 2010-2020

Nation

2010

2011

2012

2013

2014

2015

2016

2017

2018

2019

2020

Erfolgreich [%]

China Starts

15

19

19

15

16

19

22

18

39

34

39

95,29

China Erfolge

15

18

19

14

16

19

21

16

38

32

35

243 / 255

Russland Starts

31

35

29

35

37

29

19

21

20

25

17

93,96

Russland Erfolge

30

31

27

32

35

26

18

20

19

25

17

280 / 298

Gesamt

Nutzlasten

Erfolge

Erfolgreich [%]

Gesamt

553

523

94,58

Doch es gibt deutliche Unterschiede. Zum einen, das zeigt obige Tabelle, nehmen die Starts Chinas seit Jahren zu und Starts Russlands ab. 2010 startete Russland doppelt so oft wie China, 2018 waren es doppelt so viel seitens China und das wird auch so bleiben. Das bemannte Programm ist aber noch kleiner als das Russlands. China hat Raumschiffe des Typs Shenzhou gestartet, dazu eine „Weltraumstation“ – im Prinzip nur ein Modul Tiangong. Shenzhou war eine Kopie der Sojus. Doch die letzte Mission von Shenzou ist auch fünf Jahre her.

China startet aber in den letzten Jahren auch mehr und mehr Wissenschaftssatelliten. Und China entwickelt neue Trägerraketen, darunter ist eine die zumindest die Nutzlast für Mondmissionen hat. Daneben hat China in den letzten Jahren fünf Mondsonden und eine Marssonde gestartet. China hat gemessen an ökonomischer Stärke Russland überholt. Das ist die eine Medaille. Die andere ist: die neuen Träger von Typ Langer Marsch 5, 6 und 8 werden nur langsam eingeführt. In fünf Jahren gab es nur zehn Starts dieser drei Modelle. Das Ersetzen aller alten Raketen durch diese neuen, ökologisch besseren Modelle, sieht für mich jedenfalls anders aus.

Auch das Forschungsprogramm trägt für mich vor allem publizistische Züge. Die instrumentelle Ausrüstung der Chang’e Mondsonden und der Marssonde Tianwen-1 ist doch äußerst bescheiden. Von ihnen erfährt man wie bei früheren russischen Projekten nur etwas, wenn es ein wichtiges Missionsereignis gibt wie die Landung oder das Einschwenken in den Orbit. Weder gibt es die Veröffentlichung von aktuellen Bildern oder Ergebnissen noch erfährt man etwas von Ausfällen. Das zeigt schon das es nicht um Wissenschaft geht, sondern öffentlichkeitswirksame Meldungen und erfolge.

China versucht eine Zusammenarbeit mit den USA, so eine Beteiligung an der ISS. Das wäre aus Sicht Chinas folgerichtig, wäre der Aufbau einer größeren eigenen Station recht kostspielig, ein oder zwei Module an der ISS doch im finanziellen Rahmen. Doch daraus wird nichts, da die NASA per Beschluss nicht mit China zusammenarbeiten darf. Derzeit wird das erste Modul der eigenen Weltraumstation TianHe auf den Start vorbereitet. Wie schon beim Raumschiff und den Raketen handelt es sich weitestgehend um eine Kopie, diesmal von Mir. Das Kopieren und Nachbauen ist ja in China nicht ganz unbekannt. Doch bei einer Mondstation müssten sie technologisches Neuland betreten, so was haben nicht mal die USA gebaut. China könnte sich so was durchaus leisten, ich bezweifele aber, dass sie es tun werden, denn bisher war das Mondprogramm ebenso effizient organisiert wie die bemannten Raumflüge: es bestand aus drei aufeinanderfolgenden Raumsonden in je zwei Exemplaren, die jeweils aufeinander aufbauen konnten: Orbiter, der bei den Rückkehrsonden gleichzeitig die Kapsel zurückführt. Einer Landesonde mit Minirover und eben einer Landesonde mit Probennehmer und Rückkehrstufe die dann den Minirover ersetzt. Jeweils in doppelter Ausfertigung. Ich würde die Kosten eines solchen Programms, wenn ESA oder NASA so was bauen würden auf 5 bis 10 Milliarden Dollar schätzen. Dagegen wird alleine das Artemisprogramm weitere 75 Milliarden verschlingen, zusätzlich zu dem was schon ausgegeben wurde. Artemis also mindestens um den Faktor 10, eher Faktor 20 teurer werden, als ein hypothetisches Sondenprogramm im Westen. China wird sicher keine 10 Milliarden für die Sonden ausgeben haben, doch das Verhältnis zu einem bemannten Programm bleibt und damit steigen eben auch die Aufwendungen die nötig sind im gleichen Verhältnis.

In jedem Falle ist das eine Abmachung für eine fernere Zukunft, denn die benötigte Schwerlastrakete ist in einem frühen Projektstadium. Würde Russland die Zusammenarbeit ernst meinen, so könnte es China ja die Baupläne für die RD-0120 Triebwerke zur Verfügung stellen, die die Energija antrieben und auch für die RD-170/171 für die Booster. Die sind immerhin siebenmal schubstärker als die Triebwerke, die China derzeit einsetzt, wobei diese auch auf russischen Triebwerken beruhen.

Wirklich sinnvoll wäre eine internationale Zusammenarbeit. Eine Mondstation ist ja der zweite Schritt nach der Landung. Das wäre dann ein Beitrag zu einem internationalen Forschungsprogramm, von dem alle etwas hätten. USA, Japan und Europa, die Möglichkeit eine permanente Station nutzen zu können. China und Russland könnten sich die Entwicklung einer weiteren Schwerlastrakete und eines Mondlanders bzw. Raumschiffs, das ihn zum Mond befördert sparen.

Da es aber dazu nicht kommen wird, bleibt das Abkommen, das was es jetzt schon ist – Potemkinsche Raumfahrt.

23.3.2021: Optionen für eine Oberstufe für die Vega

Wenn die Vega C fliegt, dann wird sie rund 50 % mehr Nutzlast haben als ihr Vorgängermodell. Ich sehe darin eine Chance kleine Raumsonden zu starten, die einen begrenzten Auftrag haben, aber dafür auch billig sind. Ich denke es gibt einen guten Kompromiss zwischen Größe und Leistung in dem Segment, das heute Mikrosatelliten einnehmen, also einer Masse von 200 bis 300 kg. Eine Raumsonde wäre, selbst wenn man einen dieser Busse einsetzt, schwerer, benötigt sie doch in der Regel ein Antriebssystem, während Mikrosatelliten passiv in der Lage stabilisiert sind und ihre Bahn nicht ändern. Daneben benötigt sie ein viel leistungsfähigeres Kommunikationssystem, das aus großer Entfernung mit der Erde kommunizieren kann, das ebenfalls Gewicht addiert. Mit Instrumenten wird eine Raumsonde so bei 300 kg Gewicht ankommen. Das könnte, wenn man die Raketengrundgleichung nimmt eine Vega C mit einer zusätzlichen Stufe befördern. Doch sie hat keine Stufe, daher will ich mal Optionen für diese erörtern.

Ausgangsbasis

Ausgangsbasis ist bei mir eine Nutzlast der Vega C von 3.400 kg in einen 33 Grad geneigten Orbit. Diese Bahnneigung ist nicht durch Zufall gewählt. Der nutzlasttechnisch optimale Orbit hätte eine Bahnneigung von etwa 5 bis 6 Grad, da die Vega C vom CSG mit etwas über 5 Grad geografischer Breite aus startet. Nur kommt man bei dieser Bahnneigung nicht zu den meisten Zielen. Das ist auch der Grund, warum ich die preiswertere Alternative zu einer eigenen Oberstufe - die Mitführung als Sekundärnutzlast bei einer Ariane 6 - nicht betrachte. Natürlich kann eine Ariane 6 auch höhere Bahnneigungen anstreben, doch dann gibt es das Problem, das dies mit den Anforderungen der Hauptnutzlast kollidiert und bestimmte Bahnneigungen sind verboten damit die Zentralstufe nicht über Südamerika oder Südafrika niedergeht. Das führte schon dazu das BepiColombo eine Extrarunde drehte, da der direkte Kurs zur Venus aufgrund dieser Restriktionen ausschied. Erst ein Erdvorbeiflug hob die Bahnneigung auf den korrekten Wert an. Die Wahl der Bahnneigung von 33 Grad erfolgte, weil keine US-Raumsonde jemals eine Bahn hatte, die mehr als 33 Grad Bahnneigung hatte.

Von den 3.400 kg Maximalnutzlast habe ich 200 kg für den Adapter und als Reserve abgezogen. Zielbahn ist eine in 200 km Höhe.

Eine Feststoffoberstufe

Das naheliegendste und missionstechnisch optimale ist eine Feststoffoberstufe. Das Problem ist deren Größe. Eine Raumsonde kann zur Venus starten – dann benötigt man rund 3,6 km/s über Kreisbahngeschwindigkeit, es können bei Asteroidenmissionen aber auch 5 km/s sein. Man wird sie daher auf den mittleren Bereich der Zielgeschwindigkeit einstellen. Ist die Nutzlast schwerer (niedrige Geschwindigkeit) so lässt man Treibstoff weg. Ist die Geschwindigkeitsanforderung höher so kann ein Teil der Differenz kompensiert werden, indem man die nun leichtere Kombination (leichtere Nutzlast) auf einer elliptischen Bahn entlässt.

Ich habe mich im Folgenden an der PAM-D Folgenden, an der PAM-D orientiert die auch in der Masse im richtigen Bereich liegt. Für ein nominelles dV von 4,1 km/s, einem spezifischen Impuls von 2.850 m/s und einem Voll-/Leermasseverhältnis von 9,2, dem der PAM-D erhält man folgende Eckdaten:

System

Gewicht

Startmasse:

3.200 kg

Davon Oberstufe:

2.738 kg

Oberstufe trocken:

296 kg

Nettonutzlast:

462 kg

Nutzlast zur Venus (11,4 km/s)

604 kg

Nutzlast zum Mars (11,6 km/s)

547 kg

Max. Geschwindigkeit bei 300 kg Nutzlast

4,8 km/s

Für die Feststoffoberstufe spricht ihr einfacher Aufbau, niedriges Leergewicht und ihr hoher Schub. Gegen sie spricht der niedrige spezifische Impuls, und das sie nur einmal zündbar ist. Die folgenden Alternativen können dagegen, wenn gewünscht auch das Einbremsen in einen Orbit übernehmen. Allerdings erreicht der Zefiro 9A Antrieb auch einen höheren spezifischen Impuls der bei nur 547 kg Nutzlast diese schon deutlich anhebt.

Erprobt: Satellitentriebwerke

Die Vega hat schon eine Raumsonde gestartet: Lisa-Pathfinder in den L2-Lahrangepunkt. Ohne Oberstufe wurde in LISA Pathfinder ein 400 N Apogäumanstrieb integriert mitsamt den benötigten Treibstofftanks. Das ganze ist dann keine getrennte Stufe, sondern ein integrierter Antrieb. LISA Pathfinder wog 1.906 kg beim Start, davon waren fast 1.100 kg Treibstoff waren. Bei Ankunft im Lissajous-Orbit wog sie noch 810 kg, wovon nur 480 kg auf die Raumsonde selbst entfielen. Das bedeutet, bei 1.426 kg Startmasse wog das Modul trocken noch 330 kg, was ein sehr schlechtes Masseverhältnis ist. Wie hoch es generell sein kann, weiß zumindest ich nicht, weil die Massen der Subsysteme bei Satelliten selten ausgewiesen werden. Ein Beispiel, dass ich kenne war das Antriebssystem von Galileo, das ein Voll-/Leermasseverhältnis von 5 hatte. Selbst bei Integration in die Sonde, die beim Ziel auch ein Antriebssystem braucht, wird man bei druckgeförderten Antrieben aufgrund der durch den Innendruck schweren Tanks aber selbst bei großen Stufen selten über ein Verhältnis von 8 hinauskommen.

Der Hauptnachteil des geringen Schubs ist aber die lange Brenndauer. Beim normalen Einsatzzweck bei einem Apogäumantrieb spielt dies nur eine untergeordnete Rolle, da der Satellit lange Zeit Im Apogäum seine Entfernung von der Erde kaum ändert. Im Perigäum ist das anders. Es resultieren hohe Gravitationsverluste. Diese kann man minimieren, indem man die Bahn über sehr viele Einzelbahnen anhebt, jeweils nur kurz um das Perigäum herum. Das geht so lange, bis die letzte Geschwindigkeitserhöhung fällig ist und die bringt die Sonde dann auf Fluchtgeschwindigkeit. Bei dieser Bahn sind Gravitationsverluste unvermeidlich. Bei einem c3 von 8 km/s sind es fast 600 m/s Gravitationsverluste selbst bei 16 Zwischenbahnen. Das geht, senkt aber die Nutzlast ab. Hier dieselbe Tabelle wie bei der Feststoffoberstufe unter der Berücksichtigung von 600 m/s Verlusten:


System

Gewicht

Startmasse:

3.200 kg

Davon Oberstufe:

2.977 kg

Oberstufe trocken:

496 kg

Nettonutzlast:

223 kg

Nutzlast zur Venus (11,4 km/s)

347 kg

Nutzlast zum Mars (11,6 km/s)

0 kg

Max. Geschwindigkeit bei 300 kg Nutzlast

3,78 km/s

Ein schubkräftigeres Triebwerk

Anstatt nun mehrere dieser 400 N Antriebe zu kombinieren, kann man gleich auf ein größeres Triebwerk zurückgreifen. Leider ist da die Auswahl nicht sehr groß. Bei Oberstufentriebwerken geht es erst bei rund 30 kN Schub los, was schon wieder zu viel ist, vor allem weil ein Triebwerk dann auch 200 kg wiegt und dies von der Nutzlast abgeht. Der naheliegendste Gedanke ist es das 2,5 kN Triebwerk der Vega in eine eigene Stufe zu übernehmen. Es hat den Schub von sechs 400 N Triebwerken. Es stammt aus der Ukraine, doch wenn es Sorgen wegen der Abhängigkeit gibt kann man einfach ein Dutzend davon kaufen und einlagern und vor dem Einsatz einmal testen. Für die Vega hat eine Studiefür die DLR eine Alternative zum ukrainischen Triebwerk mit einem 8 kN Antrieb untersucht, hier würde die Stufe trocken 974,5 kg wiegen bei 1.700 kg Treibstoff. Das wäre aber eine Stufe für die Vega mitsamt der ganzen Avionik für die gesamte Rakete. Diese wiegt bei der Vega alleine 171 kg. Zieht man dies ab, so kommt man auf ein Voll./Leermasseverhältnis von 3,5 also auch nicht wesentlich besser. Da wäre das originale Antriebsmodul der Vega mit mehr Tanks deutlich besser, es liegt hochskaliert bei 5,4 zu 1. Ich habe für die obige Tabelle mit 6 zu 1 gerechnet, weil es wie der Satellitenantrieb in die Struktur integriert wird. Die Gravitationsverluste sinken und liegen nur bei unter 450 m/s bei weniger benötigten Zwischenbahnen, maximal 5 Stück.


System

Gewicht

Startmasse:

3.200 kg

Davon Oberstufe:

2.967 kg

Oberstufe trocken:

494 kg

Nettonutzlast:

232 kg

Nutzlast zur Venus (11,4 km/s)

497 kg

Nutzlast zum Mars (11,6 km/s)

434 kg

Max. Geschwindigkeit bei 300 kg Nutzlast

4,267 km/s

Ionentriebwerke

Die ESA hat selbst eine Studie für eine Ionenantriebsstufe VENuS erarbeitet, die allerdings nur für Transfers innerhalb der Erde. Diese Stufe wog 838 kg trocken und fasste bis zu 751 kg Xenon bei einer Stromversorgung von 16 kW. Für den höheren Antriebsbedarf im Sonnensystem braucht man mehr Xenon und mehr Strom. Nimmt man zwei 10 kW Flügel, die vier RIT-22 Triebwerke speisen und addiert für weiteres Xenon noch die Tankmasse, dann müsste folgende Stufe resultieren:


Startmasse:

3.200 kg

Davon Oberstufe:

2.390 kg

Oberstufe trocken:

968 kg

Nettonutzlast:

810 kg

Nutzlast zur Venus (11,4 km/s)

1.374 kg

Nutzlast zum Mars (11,6 km/s)

1.292 kg

Max. Geschwindigkeit bei 300 kg Nutzlast

21 km/s

Hinsichtlich Nutzlast punktet die Stufe. Das Problem sind die langen Betriebszeiten. Sie braucht 1 Jahr 95 Tage um Fluchtgeschwindigkeit zu erreichen. Für einen Kurs zum Mars weitere 261 Tage. Hat man die Zeit, so ist die Stufe aber unschlagbar. Mit ihr wäre ein Asteroid in noch 450 Millionen km Distanz (kreisförmige Umlaufbahn angenommen) erreichbar. Bei kleinen Himmelskörpern ist der Ionenantrieb auch gut geeignet, um dort in eine Umlaufbahn einzuschwenken und sie zu verlassen wie Hajabusa demontiert hat. Relativ leicht ist die Nutzlast anzupassen, indem man einfach mehrere Tanks vorsieht und je nach Geschwindigkeitsbedarf einen weglässt oder weniger voll füllt. Als Nebeneffekt kann sie auch innerhalb der Erdumlaufbahn eingesetzt werden. Innerhalb eines Jahres kann sie einen 1.800 kg schweren Satelliten in den GEO bringen, ähnlich viel Nutzlast in einen Gelileoorbit. Das eröffnet zusätzliche Einsatzmöglichkeiten.

Mögliche Ziele

Wohin können die nun kleinen Raumsonden fliegen?

Primär gibt es mit dem dV Budget drei große Ziele:

Ich halte aber Missionen zu diesen Himmelskörpern für nicht besonders attraktiv. Denn hier gibt es die Konkurrenz durch größere Raumsonden, die regelmäßig dorthin starten. Zu Mars sowieso, zum Mond nun wegen des erneut gestiegenen Interesses auch. Lediglich zur Venus sind keine Missionen geplant. Bei allen drei großen Körpern muss man mindestens noch mit einem dV von 800 m/s rechnen, um in einen elliptischen Orbit einzuschwenken. Bei Venus und Mars kann der durch Aerobraking abgesenkt werden. Beim Mond benötigt man dazu nur wenig mehr Geschwindigkeit. Wenn man diese Ziele anvisiert, dann wohl am ehesten die Venus. Zwei Lösungen bringen 600 bzw. fast 500 kg zur Venus, wovon im Orbit noch 70 % übrig bleiben also 350 bis 400 kg. Das ist vergleichbar der Masse von Akatsuki (516 / 329 kg). Bei einer Ionenantriebsstufe ist die Nutzlast so groß das es sogar eine Raumsonde von dem Gewicht von Venus Express sein könnte.

Die idealen Ziele sind für mich aber kleine erdnahe Asteroiden, von denen ja schon vier von Sonden besucht wurden: Eros (von Near), Itokawa (von Hayabusa 1), Bennu (von OSIRIS-REx), Ryugu (von Hayebusa 2). Diese kleinen Körper dienen inzwischen vornehmlich der Bodenprobenentnahme oder Tests von Abwehrtechniken wie dem Aufschlag eines Projektils. Das liegt auf der Hand, denn sie sind so klein, das sie keine Atmosphäre haben und keine Plasmaumgebung. Damit entfallen ganze Instrumentsuites die für diesen Zweck entworfen wurden. Sinnvoll kann man bei ihnen eigentlich nur wenige Instrumente einsetzen:

Die ersten drei Experimente liefern die meisten Informationen und sind selbst im Gewichts- und Strombudget einer kleinen Sonde unterbringbar.

Eine Suche mit den NASA Trajektorie Browser liefert 10 Ziele, die man zwischen 2024 und 2040 mit einem dV von unter 5 km/s erreichen kann. Das günstigste Ziel von der Geschwindigkeit her wäre Nereus bei einem Start 2031 mit einem dV von 4,45 km/s. Doch schon das liegt über dem, was zwei der vier Lösungen erreichen können, wenn die Sonde 300 kg schwer sein soll: 200 kg wiegt ein typischer Minisatellit, dazu käme noch das Mehrgewicht für die Hochgewinnantenne und Treibstoff für kleine Kurskorrekturen. Das zeigt aber schon die Problematik der starken Nutzlastabnahme, denn von 3,2 t bleiben ja nur wenige Hundert Kilogramm übrig. Wenig mehr Geschwindigkeitsbedarf und sie wird indiskutabel klein.

Die Ionenantriebsstufe sieht hier nutzlasttechnisch viel besser aus. Vor allem hat sie nicht den Nachteil, dass sie nicht den Schub für das Einbremsen in einen Orbit bei den großen Körpern liefert. Stattdessen gleicht sie die Bahn der Sonde dem des Ziels an. Mit ihr würde man nicht nur erdnahe Körper erreichen. Bei vier Triebwerken und der Möglichkeit der Schubreduktion könnte man bis in den Hauptgürtel, wo sich größere Asteroiden tummeln kommen. Dann hat man aber lange Reisezeiten wie bei Dawn. Da sie im Prinzip universell einsetzbar ist und auch leichte Kommunikationssatelliten (entsprechend rund 3 t Masse im GTO) oder zwei Galileo-Navigationssatelliten transportieren könnte halte ich sie für die beste Lösung. Für erdnahe Einsätze würde man sie wie im ESA-Vorschlag dann mit Ionentriebwerken mit einem höheren Schub aber geringeren spez. Impuls ausrüsten. Das erhöht zwar den Treibstoffbedarf, senkt aber die Betriebsdauer deutlich ab.

 

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