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Web Log Teil 614: 23.3.2021 - 31.3.2021

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.

24.3.2021: Zwangsprostitution und die Moral

Ich habe lange gezögert, ob ich den heutigen Blog schreiben soll, über ein kontrovers diskutiertes Thema Anstoß hat ein Film gegeben den ich durch Zufall in der Reihe „"Donya Unterwegs im Westen“ entdeckte. Donya Farahani arbeitet da eine Woche lang bei einem Unternehmen oder einer Organisation mit. So bei Wattenscheid 09, einem Entrümpler oder mit einem Staubsaugervertreter, der es fertigbringt den Leuten einen knapp 1.800 Euro teuren Staubsauger zu verkaufen.

Bei diesem Beitrag ging es um eine Woche im Bordell, und obwohl man davon ausgehen kann, das die Inhaberin die Journalistin sicher nicht eingestellt hätte, wenn ihr Betrieb nicht mustergültig ist, kommt die Journalistin zu keinem guten Urteil und die Kommentare bei Youtube werfen ihr auch Voreingenommenheit vor, leicht erkennbar an Zitaten wie diesen „Wenn ihr Sex wollt, strengt euch an, zahlt nicht einfach dafür“. Dabei ist für jeden der nur die Bilder sieht offensichtlich, dass diese Vorstellung völlig an der Wirklichkeit vorbeigeht. Die Kunden oder Freier im Film sind Männer zwischen 50 und 70, mit Bauch, schütterem Haar oder klein mit Hornbrille. Sie haben Sex mit einer gut aussehenden Frau zwischen 20 und 30. In welcher Parallelwelt kann ein so aussehender Mann durch „Anstrengen“ das erreichen? Den Spruch könnte man auch woanders anwenden, so z.B. beim Abnehmen, wo es ja auch den Weg gibt, Gewicht durch chirurgische Eingriffe zu verlieren. Also lieber anstrengen anstatt unters Messer legen. Gymnastik anstatt Botox.

Ein Hauptvorwurf, den ich in den Filmen immer wieder höre, ist, dass die Politik bei uns einen riesigen Menschenhandel geschaffen habe. Lange Zeit war Prostitution bei uns ein Verbrechen, auch wenn ich in den letzten Jahrzehnten nicht von Urteilen gegen die Frauen gehört habe. Aber das gesamte Geschäft war per se illegal. Das bedeutete auch das alle dort Beschäftigten aus dem Sozialnetz herausfielen. Sie konnten sich nicht krankenversichern oder in die Rentenversicherung einzahlen, oder mussten dafür lügen, z.B. als Beruf Hausfrau angeben. Nur der Finanzverwaltung war es egal, woher das Einkommen kam und sie bestand auf einer genauen Angabe des Einkommens.

Die rotgrüne Koalition hat 2002 darunter einen Schlussstrich gezogen und die Prostitution praktisch legalisiert, das heißt als eigenen Beruf anerkannt. 2017 wurde noch mal nachgezogen und mit dem Prostitutionsschutzgesetz Auflagen eingeführt wie eine Meldepflicht, Erlaubnispflicht für die Betreiber verpflichtende Besuche beim Gesundheitsamt etc. vorgeschrieben. In den meisten Sendungen zu dem Thema, wird gesagt, das diese Reform in Deutschland zu massivem Menschenhandel geführt hat, denn vorher war auch die Zuhälterei unter Strafe und hier wurden durchaus Urteile gesprochen. Da es das nun nicht mehr gäbe, so der Tenor, würden massenhaft junge Frauen aus Asien, Bulgarien und Rumänien unter falschen Versprechungen nach Deutschland gelockt und zur Prostitution gezwungen. 75 Prozent aller Frauen, die diesem Beruf nachgehen, wären Zwangsprostitituierte. Schaut man nach Meinungen zu dem Thema, dann wird schnell klar, dass das Meinungsbild sehr einseitig ist. Ziemlich offensiv melden sich Organisationen zu Wort, die gegen Prostitution per se sind. Sie dominieren die Diskussion. Das ist auch einfach, denn es gibt praktisch keinen organisierten Gegenpart. Wenn dann mal eine Prostituierte oder ein Bordellbetreiber als Gegenpart zu Wort kommt, heißt es dann seitens der Sprecherinnen dieser Organisationen. Die Einzelperson hätte keinen Überblick wie sie, oder das wäre eben ihre persönliche Einzelmeinung. In der Tat gibt es erst seit 2016 ein Gesetz gegen Zwangsprostitution, doch das hat eigentlich nur nachgeschärft, so auch die Kunden unter Strafe gestellt. Die damit zusammenhängen Tatbestände wie körperliche Gewalt, Erpressung, Nötigung etc. stehen ja auch für sich alleine schon unter Strafe.

Glaubt man den Sprecherinnen der Organisationen, so wäre das „schwedische“ oder „nordische Modell“ die Lösung. Schweden hat als erstes Land die Rechtssprechung so geändert. Das das Anbieten von sexuellen Dienstleistungen nicht unter Strafe steht, das Nutzen aber schon. Sprich die Kunden oder Freier machen sich strafbar, die Prostituierten nicht. Als Beweis werden Umfragen genannt bei denen nun Schweden überwiegend Prostitution als Verstoß gegen die Menschwürde ansehen. Genau dies steht hinter dem Modell. Wer Sex für Geld haben will, tritt die Menschenwürde des Gegenübers mit Füßen und die Frauen, die dies anbieten sind dann eben Opfer dieser Menschenrechtsverletzung.

Das wäre wohl noch ewig lang nur eine Diskussion geblieben, gäbe es nicht Corona. Bei der Verfügungen zum Lockdown mussten auch Bordelle schließen. So hat Corona das innerhalb von Wochen möglich gemacht, was die Lobby gegen Prostitution in Jahren nicht erreicht hat, nämlich ein de Fakto Verbot von Prostitution als angemeldetes Gewerbe, noch weitergehend als in Schweden. Doch hat es was genützt? Ein Beitrag im WDR zeigt zumindest meiner Meinung nach, das dem nicht so ist. Es gibt demonstrierende Frauen, die sich gegen die Zwangsschließung aussprechen. Sozialarbeiterinnen begleiteten die Reporterin auf den Straßenstrich, wohin sich die "Nachfrage" zum Teil verlagert hat, unter Bedingungen die wohl weder die Männer noch Frauen haben wollen, von der Gefährdung der Frauen, wenn sie alleine mit einem Mann sind, mal ganz zu schweigen. Ich vermute im höherpreissigen Milieu wird die Nachfrage nach Callgirls oder „Escortservices“ gestiegen sein. Das ist auch die Beobachtung in Schweden. Natürlich wird in einer Befragung wohl niemand zugeben, dass er etwas strafbewehrtes tut oder dies gutheißt. Insgesamt scheint das Gesetz, das es nun seit über 20 Jahren in Schweden gibt und dazu führte das das Modell auch woanders eingeführt wurde, tatsächlich die Prostitution eingedämmt haben. Aber wie immer gibt es Schattenseiten. Genauso wie bei uns die Legalisierung hat dies in Schweden zu mehr Frauen aus dem Ausland geführt. Die Nachfrage hat sich verlagert auf den Markt den wir bei uns als Callgirls oder Escort bezeichnen die Zahl von Anzeigen in diesem Sektor hat sich in den Zeitungen vervielfacht. Was klar ist, ist das der Straßenstrich um 41 % abgenommen hat. Selbst Amnesty international kritisiert das Gesetz, denn Begleitgesetze machen alles, was mit der Ausübung verbunden ist, strafbar, das geht beim Anmieten einer Wohnung los und zitiert das Recht auf persönliche Integrität, auf eine Behausung, Privatsphäre, Zugang zu medizinischer Versorgung und Gleichbehandlung vor der Justiz. Das alles seien internationale Verpflichtungen, die Norwegen durch die polizeiliche Praxis zur Eindämmung des Sexgewerbes unterlaufe. AI zitierte die Position einer Organisation im Sozialbereich, die sogar sagt: Keine andere gesellschaftliche Schicht sei ähnlicher polizeilicher Drangsalierung ausgesetzt und das, obwohl das Anbieten sexueller Dienstleistungen nicht einmal illegal sei.

Meiner Meinung nach werden alle Maßnahmen am Grundproblem nichts ändern. Es wird immer Prostitution geben. Sie ist ja nicht neu und gilt als das älteste Gewerbe der Welt. Einfach weil die Geschlechter in Sachen Sex anders ticken. Was Schweden im Prinzip will, ist eine Umerziehung der Männer. Meiner Erfahrung nach funktionieren Umerziehungen nicht und das Ausweichen auf andere Formen der Prostitution zeigt das auch. Im Prinzip werden nach dem schwedischen Modell alle Frauen zu Opfern erklärt. Selbst, wer angibt, das freiwillig zu tun ist Opfer, denn er tut es eben nur, um Geld zu verdienen. Könne er das anders, müsste er dieser Tätigkeit nicht nachgehen. Sicher ist, dass das keine Tätigkeit ist die Spaß macht, eine Aussage von Männern in Interviews, über die ich immer wieder stolpere. Wie soll Sex mit jemanden, den man nicht kennt und der vielleicht unattraktiv ist Spaß machen? Jeder Mann, der so was sagt, sollte sich mal vorstellen, mit einer mehrere Jahrzehnte älteren unattraktiven Frau gegen Bezahlung Sex zu haben. Auf der anderen Seite wollen Menschen immer mit möglichst wenig Arbeit Geld verdienen. Ich denke das viele das dies freiwillig tun dann deswegen, weil es weniger Arbeit für das gleiche Geld ist, als andere Tätigkeiten, die sie mit ihrer Ausbildung (oder eben fehlender Ausbildung) ausüben können. Bezahlen tun sie anders, denn das es psychisch belastend ist, versteht sich ja von selbst. Es gibt meiner Ansicht nach genügend Tätigkeiten, die unangenehm sind, bei denen wir aber diese Arbeit honorieren. Wer Alte pflegt, oder Querschnittsgelähmten den Po abwischt hat auch einen harten, unangenehmen Job, doch anders als diese Tätigkeiten wird das nicht verurteilt.

Nicht zuletzt fällt die Abgrenzung schwer. Es gibt ja zahlreiche Formen der Sexualität, die mit Geld verknüpft sind, auch wenn man nicht jedes Mal dafür zahlt. Das geht vom Aushalten von jungen Frauen los, etwas was neudeutsch „Sugardaddy“ heißt, bis hin zu Frauen die sogar heiraten, aber nur deswegen weil der Mann vermögend ist.

Ich weiß nicht, was die Lösung ist. Im Prinzip ist der schwedische Schritt wieder ein Rückgriff auf das moralische Urteil, das vor Jahrzehnten auch bei uns die Gesetzgebung dominierte, nur eben mit vertauschten Vorzeichen. Nicht die Prostituierten sind die, die sich moralisch verwerflich verhalfen, sondern die Freier. Aber mein Verstand sagt mir das dieses Modell nicht funktionieren kann. Denn es hat immer zwei Medaillen. Die Nachfrage aber eben auch das Angebot. Was würde das Wegfallen des Angebots bedeuten? Würde es dann mehr sexuelle Gewalt geben? Vor allem ist es unlogisch, weil Angebot und Nachfrage zusammengehören. Ich mache mal einen kühnen Gedankensprung. Wir haben ja auch andere Dinge die wir verbieten, weil die gesellschaftliche Moral es diktiert. Das offensichtlichste Beispiel sind Drogen. Wer den Blog regelmäßig liest, weiß das ich für die Legalisierung von Cannabis bin. Derzeit ist die Situation hier so wie vor 2002 bei der Prostitution in Deutschland. Der Anbau und Handel ist illegal. Der Konsum im Prinzip auch, aber es gibt keine Strafverfolgung wenn man Mengen mit sich führt die als normale Konsummengen gelten. Auch werden die kleinen Händler, Gegenstück zur Prostituierten messt laufen gelassen, zumindest beim ersten Aufgreifen. Solange die weniger als die Menge für den Eigenbedarf mit sich führen, können sie sich auch als Konsument ausgeben.

Nun stelle man sich mal vor, man würde dort so ein Modell einführen wie in Schweden. Dann wäre der Anbau und Handel von Marihuana legal, aber nicht der Konsum. Das dies offensichtlich verrückt ist wird dann sofort klar. Man dürfte dann Marihuana selbst anbauen und verkaufen, aber nicht selbst rauchen. Ich würde mir wünschen, dass wir sowohl bei Cannabis wie auch Prostitution zu einer Lösung kommen wie bei Alkohol und Tabak. Wenn es da Missbrauch gibt, dann durch die Konsumenten, aber nicht die, welche Drogen herstellen. Gerade die Illegalität sorgt aber für Kriminalität, das zeigt die Prohibition in den USA, die erst dazu führte das die Mafia so mächtig wurde. Kann man gegen Zwangsprostitution mehr tun? Ja man kann. So enden nur 30 % der Verfahren wegen dieses Tatbestandes mit einer Verurteilung, bei Vergewaltigung sind es dagegen 57 %, Auf der anderen Seite habe ich auch Zweifel an den Zahlen. Aus dem obigen Artikel: „Die genaue Zahl der hier tätigen Prostituierten sei nur eine sehr grobe Schätzung, etwa 400.000 sollen es sein. 80 bis 100 Prozent dieser Frauen im heimischen Rotlichtgewerbe seien Ausländerinnen, die zum Job gezwungen würden.“ Da wird also ausländische Herkunft gleichgesetzt mit Zwangsprostitution. Ich glaube zumindest Interviews in denen Frauen sagten, dass sie bewusst nach Deutschland gekommen seien, weil sie hier als Prostituierte ein vielfaches dessen verdienen was sie in Rumänien oder Bulgarien verdienen und mit dem Geld dann wieder dorthin zurückkehren wollen, wo es ausreicht, sich eine Existenz aufzubauen. Ob das wahr ist oder nicht weiß ich nicht, niemand wird vor einer Kamera sagen er würde zum Sex gezwungen, aber es hört sich für mich logisch an. Schlussendlich gibt es ja auch noch den Anteil deutscher Frauen, die dies tun und nicht unter Zwang. Bedenkt man das Einkommensgefälle zu diesen EU-Staaten, so ist es für mich logisch nachvollziehbar.

Bei legalen Drogen haben wir eine Kontrolle der Produktion. Wer alkoholische Getränke erzeugt muss Steuern zahlen oder einen Teil abführen. Tabak darf man nur mit einer Genehmigung anbauen. Derzeit wird medizinisch genutzter Hanf ebenfalls mit Genehmigung angebaut. In anderen Staaten wird auch der Verkauf staatlich kontrolliert, so der von Marihuana in den Niederlanden und Colorado. Bei Alkohol ist dies auch in Schweden so. Er ist nicht einfach überall kaufbar, da der Staat das Alkoholmonopol hat. Also, wenn es nur um das Argument geht, die Zwangsprostitution zu bekämpfen wäre das doch ein Modell. Analog zu Cannabis dürfte nur staatlich legitimierte und regelmäßig kontrollierte Bordelle diese „Dienstleistung“ anbieten. So könnte dort Zwangsprostitution wirksam bekämpft werden. Dann müsste der Staat natürlich gegen jede andere Form von Prostitution, also den Straßenstrich, aber auch Callgirls vorgehen. Da dies irreal ist, glaube ich wird es nicht dazu kommen. Auf der anderen Seite würde dies eine Möglichkeit schaffen, wie Prostitution funktionieren könnte, zumindest hätten die Freier die Garantie, dass die Frauen ihrer Sexarbeit freiwillig nachgehen. Das wäre also eine „legale“ Alternative, wahrscheinlich ausreichend, denn, wer trotz dieses Wissens woanders hingeht, dem liegt nicht sehr viel an den Frauen. Ich habe aber die Hoffnung, dass die meisten Männer da anders ticken.

Aber mir ist klar, dass dies nie so kommen wird. Der Staat als Bordellbetreiber? Nie und nimmer. Aber schön wäre es, wenn unsere Gesellschaft dahin kommen würde, diev Tätigkeit als normal, ja vielleicht sogar gesellschaftlich notwendig und nützlich anzusehen. Das geht schon mit der Bezeichnung los. Prostitution als Bezeichnung ist ja schon verrufen. Früher gab es noch die abwertenden Bezeichnungen Hure und Nutte. Ich persönlich finde die Bezeichnung „Sexarbeiter(in)“ für besser. Denn sie drückt aus das es sich um eine Arbeit handelt und Sex als Wort ist nicht per se negativ belastet. Verbote bringen aber nichts, wie schon vor 40 Jahren die Spider Murphy Gang erkannte.

25.3.2021: Das LOC und LOM Risiko in der historischen Bilanz

Bei bemannter Raumfahrt ist die Besonderheit der Mensch. Während man einen Satelliten nachbauen kann, ist eine Person nicht zu ersetzen. Offensichtlich ist auch die Auswirkung des Verlusts einer Besatzung auf das Programm. Bisher wurde ein Raumfahrtprogramm immer durch einen Besatzungsverlust um Jahre aufgehalten. Selbst in Zeiten eines Wettlaufs, so nach dem Tod der Astronauten von Apollo 1 und Komarow bei Sojus 1. Bei den beiden letzten Verlusten der Columbia und Challenger stand das Programm sogar für mehrere Jahre still. Selbst bei der geglückten Rettung beim Fehlstart von MS-10 wurde die nächste Mission um mehrere Monate verschoben.

Zeit mal die Geschichte und Systematik dieser Risikobewertung zu beleuchten.

Eine formelle Berechnung des Risikos als Zahlenwert gab es anfangs nicht. Über die Vorgehensweise gab es im Mercuryprogramm Diskussionen. Die Besonderheit dessen, wie auch des folgenden Geminiprogramms war, das man die Trägerraketen nicht neu entwickelte und schon vorhandene einsetzte. Wie sollten diese als ICBM konzipierten Träger sicherer werden? So war die Space Task Group für den Ansatz das man alles wegließ, was bei einer bemannten Mission nicht nötig war, nach dem Motto „Was nicht da ist, kann auch nicht ausfallen“. Das MSFC unter der Leitung von Wernher von Braun war für den Ansatz, dass man die Rakete die schon eingeführt ist übernimmt, da, wo es geht, Systeme durch Redundanzen absichert. Der Grundgedanke dahinter war, das man auch durch Weglassen sich neue Fehler einhandelt, eine erprobte Rakete aber schon verlässliche Systeme hat, die man nicht neu erproben muss. Die Space Task Group setzte sich durch, was zum berühmten 4 Inch Flug führte. Aber auch Wernher von Braun hatte Einfluss aufgrund seiner Kompetenz und so bestanden die Umrüstungen bei den Atlas und Titan vor allem in Absicherungen von elektronischen Systemen, die man leicht redundant auslesen konnte. Dazu kam ein System, das bis heute unverzichtbar ist und das wichtige Parameter der Rakete überwachte und bei starken Abweichungen automatisch den Fluchturm auslöste. Es hieß je nach Rakete Emergency Detection System oder Mailfunction Detection System.

Bei der Saturn wurde erstmals eine Rakete von Grund auf für eine bemannte Mission ausgelegt und man machte sich schon beim Design Gedanken über die Risikoverminderung. Das war bisher nicht möglich gewesen. Es gibt bei ihr auch erstmals redundante System im Antrieb. Sowohl in Detaillösungen für Subkomponenten, wie auch beim Antrieb selbst, wo erstmals ein Triebwerk während des Fluges ausfallen dürfte. Die allgemeine Vorgehensweise beim Entwurf war, dass man die vielen Ereignisse die zu einem Versagen führen, konnte in drei Kategorien einteilte, sie unterschieden sich in der Reaktionszeit, also der Zeit zwischen Bemerken einer Abweichung und einer Katastrophe. Ziel bei dem Design und der Konstruktion war es, dass möglichst viele Ereignisse in die letzte Kategorie fielen, bei der es genügend Zeit für die Besatzung gab über Aktionen nachzudenken oder sie sogar mit der Missionsleitung zu besprechen. Gegen den Rest sollte das automatische Überwachungssystem schützen. Damals tauchten auch erstmalig zwei Begriffe auf, das Loss of Crew Risko, also der Tod der Besatzung LOC und das Loss of Mission Risiko LOM. Das bedeutet die Besatzung ist gerettet, kann aber ihre Mission nicht erfüllen. Apollo 13 war eine solche LOM. Bei Apollo hatte die Saturn V ein LOC-Risiko von 1 in 100 und ein LOM von 1 in 20.

Beim Space Shuttle zeigte sich das der rein rechnerische Ansatz nicht funktionierte, zumindest nicht der offizielle, denn Ingenieure schätzten, wie die Untersuchung des Challengerunglücks zeigte, die Wahrscheinlichkeit eines LOC deutlich höher und realistisch als etwa 1 in 100 ein. Die Hauptproblematik des Space Shuttle war, das die meisten Fehlfunktionen zu einem Verlust der Besatzung führten. Es gab innerhalb der Mission nur wenige Perioden, in denen eine LOM möglich war. Ansonsten bedeutete eine Fehlfunktion auch den Verlust der Besatzung. Das Space Shuttle war nicht inhärent sicher, das heißt ohne aktive Computersteuerung konnte es nicht fliegen zudem war die Besatzung nicht so gut geschützt wie in einer Kapsel. Nach dem Verlust der Columbia wurde man realistischer und bezifferte zu Programmende mit STS-135 das LOC mit 1 zu 90, also schlechter als bei der Saturn V. Beim Jungfernflug soll es nach Rückrechnungen wie viel Sicherheit die Verbesserungen gebracht haben, bei 1 zu 10 gelegen haben. Demgegenüber gab es in derselben Zeit Studien die 1 in 500 oder 1 in 5000 auswiesen und die NASA selbst nahm sogar 1 in 100.000 als Risiko an. Aber wie immer: das sind berechnete Werte. Kein bemanntes Programm absolviert genügend Flüge um eine statistisch abgesicherte Aussage für so niedrige Risiken zu liefern. Beim Space Shuttle Programm waren es bisher nach zwei Verlusten bei 125 Flügen 1 zu 68, bei der Sojus sind es mit unbemannten Testflügen bisher 169 Starts mit zwei Verlusten der Besatzung und drei Notlandungen, also ein LOC von 1 zu 85 und ein LOM 1 zu 56.

Als Reaktion auf den Verlust der zweiten Raumfähre schlug beim Constellation Programm das Pendel in die andere Richtung es wurden von den Trägern irrsinnig hohe LOC Werte gefordert von bis zu 1 in 2000. Es gab nicht wenig Kritik daran, so schloss dies z.B. den Transport der Orion mit einer Atlas oder Delta Trägerrakete aus.

Mit dem Einstellen der Ares ist die Situation wieder eine andere. Da nun die NASA dafür zahlt, dass die Firmen ein Raumfahrzeug bauen und starten, aber anders als bei den bisherigen Programmen nicht bei der Konstruktion und dem Design direkt involviert ist und hier Änderungen durchsetzen kann, hat sie die Anforderungen spezifiziert, die das Raumfahrzeug und die Mission erfüllen müssen. Für den kommerziellen Crew Transport gibt es Vorgaben für gesamte Missionswege:

Diese Zahlen basieren auf Schätzungen der Zuverlässigkeit der Sojus und der Forderung, dass das neue System nicht schlechter als dieses uralte Raumschiff sein darf. Demgegenüber wurden für das Constellation Programm erheblich höhere Forderungen aufgestellt:

Das niedrigere LOM für Constellation reflektiert, dass es sich hier um eine Mondmission handelt, die nicht einfach in 90 Minuten landen kann, wenn es ein Problem gibt.

Das heißt, die Anforderungen für den kommerziellen Crewtransport sind bedeutend geringer als die von Constellation, sie sind aber auch mit den Trägerraketen, die ja nicht für bemannte Transporte entworfen wurden, erreichbar. Vor allem aber hat sich die Sichtweise geändert. Anders als heute gibt es keine „man rated“ Trägerrakete. Natürlich ist die Trägerrakete immer noch ein Schlüsselelement, das evaluiert wird. Man entdeckte bei beiden Trägern hier Probleme. Aber es gibt keine gezielten Änderungen oder Sonderausrüstungen um die Trägerrakete für bemannte Flüge zu qualifizieren. Vielmehr untersucht man die bisherigen Flüge und die Produktion und sucht nach Schwachstellen oder Problemen und stellte diese ab.

Heute hat sich der Fokus verschoben von dem Träger auf die Gesamtmission und dies geschieht vor allem durch bessere Überwachung der Rakete und ein zuverlässiges Rettungssystem. Die schon bei Atlas, Titan oder Saturn eingeführten Systeme waren in den Fähigkeiten beschränkt und konzentrierten sich auf einfache aber wesentliche Überwachungsmöglichkeiten. So gab es in der Saturn V in den Triebwerksleitungen zwischen Turbopumpe und Brennkammer drei Schalter, die bei Erreichen des Solldrucks freien Durchfluss in den Leitungen ermöglichten. Sank der Brennkammerdruck ab, so gingen sie nacheinander zurück in die Ausgangstellung, jeweils bei wenigen Bar niedrigerem Druck. Klappen zwei der drei Schalter zurück, so wurde das Ventil geschlossen, was das Triebwerk abschaltete und das als Signal an die Elektronik gemeldet.

Heute ist es kein Problem ein Triebwerk, bei dem zahlreiche Messwerte nicht konstant sind, sondern schwanken, genauer zu überwachen und dabei nicht nur feste Grenzen überwachen. Die Aufrüstung, der schon in den Siebzigern entwickelten, Space Shuttle Triebwerkskontroller mit Signalverarbeitungssensoren sollte diese befähigen, auch schleichende Veränderungen zu erkennen und so das LOC-Risiko drastisch reduzieren. Zugleich senkten sie auch das LOM-Risiko, indem sie es ermöglichten, ein Triebwerk mit reduziertem Druck weiter zu betreiben, anstatt es abzuschalten. Durch die nach dem Verlust der Columbia beschlossene Einstellung des Programms kam es leider nicht mehr zur Umsetzung dieses Upgrades.

Es zeigt aber was heute messtechnisch möglich ist. Durch das Erkennen von schleichenden, langsamen Veränderungen lange vor einem ernsten Vorfall gewinnt man Zeit. Zeit die zum einen genutzt werden kann eine Mission abzubrechen, aber eben auch um Maßnahmen zu ergreifen um die Mission zu retten, wie eben das Runterfahren anstatt Abschalten. Alle Triebwerke der Atlas V und Falcon 9 sind im Schub regulierbar. Beim RL10 wurde das zumindest im Labor demonstriert. Ich habe die Triebwerke als Beispiel genommen, weil sie als die Hauptquelle von Verlusten gelten, doch auch andere Ereignisse wie Kursabweichungen oder Drehungen kann man rechtzeitig erkennen. Selbst Explosionen sind selten ohne Vorankündigung. So konnte SpaceX bei zwei explodierten Oberstufen in der Telemetrie jedes Mal die Ursache finden. Analog könnte ein Computer dieselbe Telemetrie in Realzeit auswerten und die Abtrennung auslösen.

Aber natürlich ist jeder Raketenstart riskant, auch wenn heute bei den meisten Trägern die länger im Einsatz sind, Zuverlässigkeitsraten von 98 oder 99 % (LOM 1 zu 50 bis 100) erreicht werden. Das grundlegende Sicherheitselement ist heute die Rettung der Kapsel. Früher bzw. bei der Orion immer noch so vorgesehen durch einen Fluchtturm, bei Starliner und Crew Dragon dagegen durch Triebwerke im Boden der Kapsel. Der wurde entsprechend bei Orion und Dragon im Flug getestet. Früher gab es noch erheblich mehr Tests des Fluchtturms, auch wenn man so die Rettungsmethode der modernen Kapseln nicht nennen kann. Analog wurde für die Landung gefordert, dass die Firmen ihr Fallschirmsystem testen.

Das heißt aber auch, das wir heute nicht mehr von einer „Man Rated“ Rakete reden können. Der Fokus hat sich verlagert auf die Kapsel mit ihrem integrierten Rettungssystem und das Erkennen von Fehlern. So gesehen müsste man das Dragon Raumschiff ohne Problem von einer Falcon 9 auf eine Falcon Heavy transferieren können, bzw. Boeing die Starts auch mit einer Vulcan durchführen anstatt mit der Atlas.

Man kann sich natürlich auch Risiko schönreden. Als ich meine Artikel zur „Langen Marsch“ aktualisierte lass ich Folgendes in der Wikipedia:

„Daher wurde, um bei einem eventuellen derartigen Einsatz die Sicherheit der Mannschaft nicht zu gefährden, die garantierte Zuverlässigkeit der Rakete auf 98 % festgesetzt. Zum Vergleich: international ist für bemannte Flüge eine Zuverlässigkeit von 95 % bis 96 % üblich, für unbemannte 91 %. Die vom Hersteller garantierte Zuverlässigkeit der ursprünglich für den Start der Shenzhou-Raumschiffe verwendeten Changzheng 2F betrug 97 %,[18] wurde dann aber bei der weiterentwickelten Version Changzheng 2F/G für die Flüge zur Chinesischen Raumstation ab 2021 ebenfalls auf 98 % erhöht.[19]“

Da hat man die Pressemitteilung von China gut umgesetzt. Das stimmt nur nicht. Schon die Mitte der Achtziger Jahre konzipierte Ariane 5 hat eine Entwurfszuverlässigkeit von 98 % bei unbemannten und 99 % bei bemannten Missionen. Heute dürfte es bei neuen Trägern nochmals deutlich mehr sein und international ist nicht 95 bis 96 % bei bemannten Flügen üblich, das würde heißen, das jeder 17 bis 20-te Flug einer Sojus, Falcon 9 oder Atlas V scheitert. Es zeigt aber wo man die Zuverlässigkeit chinesischer Träger einordnen muss.

Noch eine Bemerkung. Was macht man bei der LOC-Risikobewertung für die Raumstation. Was ist da hinnehmbar? Nun man ist einen ganz einfachen Weg gegangen. Die ISS wurde zu (fast) 100 % sicher angenommen. Das LOC-Risiko von 1 zu 150 für eine 210-Tagesmission entspricht ziemlich genau dem statistischen Risiko, das ein Mann im typischen Alter eines Astronauten hat, innerhalb der nächsten 210 Tage zu versterben, und zwar an natürlichen Ursachen. Bedenkt man wie viele Astronauten und Kosmonauten in den letzten Jahrzehnten Langzeitaufenthalte an Bord von Saljut 7, Mir oder der ISS absolviert haben, dann sind diese sogar deutlich gesünder als die Normalbevölkerung, denn es gab keinen einzigen Fall, wo bisher jemand im Orbit verstarb. Dabei sind bisher (ändert sich natürlich mit jedem Tag) 42.974 Tage im All verbracht worden, das sind über 204 dieser 210-Tagemissionen. Ich bin mal gespannt, was passiert, wenn wirklich jemand mal im All verstirbt, und zwar aufgrund einer Ursache, die nicht mit dem Raumflug zu tun hat wie einem Herzinfarkt oder Ähnlichem. Ob da die Auswirkungen auf das Programm genauso sind wie beim Verlust der Besatzung bei Start oder Landung?

Links:

https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20200001592/downloads/20200001592.pdf

https://www.nasa.gov/pdf/504982main_CCTSCR_Dec-08_Basic_Web.pdf

https://www.gao.gov/assets/gao-17-137.pdf

https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20040085998/downloads/20040085998.pdf

26.3.2021: Prozentrechnen und seine Schwierigkeit

Auf den heutigen Blog bin ich durch die Diskussion um den Impfstoff von AstraZeneka gekommen, das Thema ist aber auch allgemein interessant, weil man in der Medizin gerne mit Prozenten Wahrscheinlichkeit jongliert, die meisten aber nicht wissen, wie diese Zahlen zu interpretieren sind. Prozente kommen einem im Alltag meistens bei Kapitalanlagen oder Preisen unter. Zumindest bei Additionen ist das einfach, man rechnet zum Preis einfach den Preis x Prozent / 100. Etwas schwerer ist es beim Subtrahieren, also wenn es vor allem bei Angeboten heißt es „40 % weniger“, weil sich das auf den Ausgangspreis bezieht.

Die eigentliche Problematik ist aber eine andere. Es ist ein relatives Maß und das vergessen wir zu gerne. Relatives Maß bedeutet: 1 % Zinsen sind bei 10.000 Euro nicht viel, bei 10 Millionen Euro kann man komfortabel davon leben. Das ist auch ein Grund, warum Reiche immer reicher werden – selbst wenn sie ihr Geld nur konservativ anlegen, also jegliches Risiko vermeiden, können sie ab einem bestimmten Vermögen nicht mal die Zinsen durch den Lebensunterhalt verbrauchen, geschweige denn das sie wie die meisten die kein großes Vermögen haben dieses mal angreifen müssen, um eine größere Anschaffung zu tätigen, wie das bei durchschnittlichen Einlagen der Fall ist.

Richtig problematisch wird das Prozentrechnen aber bei kleinen Wahrscheinlichkeiten. Da täuschen Prozentzahlen leicht über die echte Größe hinweg. Nehmen wir mal den aktuellen Fall des AstraZeneca Impfstoffs. Da gab es (Stand 18.3.2021) 13 Fälle in Deutschland von Sinusvenenthrombosen, von denen drei tödlich verliefen bei bis dahin 1,6 Millionen verabreichten Dosen. Davon sind 12 Frauen und bei den ersten sieben Fällen gab es bei vier Fällen vorher Störungen des Blutgerinnungssystems, die Ursache für eine Thrombose.

Man kann das nun verschieden sehen. Die Sinusvenenthrombose ist relativ selten, die normale Todeswahrscheinlichkeit liegt bei einem Fall pro Million Personen und Jahr. So gesehen sind drei Tote, wenn man auch berücksichtigt das der Impfstoff nur kurz in der Anwendung ist und es auch noch die Zweitimpfung gibt viel, das sind dreimal so viel wie natürlich vorkommen würden. Also eine Steigerung um 300 %. Da zuckt man zusammen. Aber es bezieht sich auf eine geringe Wahrscheinlichkeit, nämlich 1 in 1 Million. Auf der anderen Seite ist es kein Zufall, das zwölf der 13 Patienten Frauen waren. Denn die Antibabypille steigert das Thromboserisiko (nun nicht nur auf diese spezielle Form reduziert) enorm. Ohne Antibabypille erkranken 2 von 10.000 Frauen pro Jahr an Thrombose. Je nach Präparat steigt diese Rate auf 9 bis 12 pro 10.000. Also auch hier eine Steigerung um 350 bis 500 Prozent, aber und das ist wesentlich, bei einem viel höheren Risiko nämlich 1 in 5000 anstatt 1 in 1 Million.

Das ist immer so. Man kann, wenn man die Daten, die bei der Behandlung anfallen und wenn man sie in Verbindung mit dem Auftreten von Krankheiten setzt, immer für alles ein Risiko ausrechnen und oft auch, ob ein Risiko erhöht ist. Für den Einzelnen relevant ist aber wie hoch das tatsächliche persönliche Risiko ist. Impfgegner sind unfähig diese Unterscheidung zu treffen. Es gibt bei jedem Impfstoff – auch gegen Grippe, Diphterie oder Tetanus – eine geringe Wahrscheinlichkeit, dass es schwerwiegende Komplikationen gibt. Aber verzichte ich deswegen auf die Impfung? Wenn ich eine neutrale Risikoabwertung mache, was passieren kann, wenn ich die Infektionskrankheit bekomme, dann entscheide ich mich immer für den Impfstoff. Denn die Infektion ist viel wahrscheinlicher als die Nebenwirkung des Impfstoffs. Windpocken – eine für Kinder in der Regel harmlose Infektionskrankheit, erzeugt bei Erwachsenen fünf bis sechsmal häufiger Komplikationen, die bei bestimmten Vorerkrankungen sogar lebensgefährlich sein können und die können sich weil sich die Erreger wie der Wind verbreiten, daher auch der Name, auch noch leicht bei Kindern anstecken.

Ein anderes Beispiel ist die Schlagzeile, die es vor einigen Jahren gab, als es die Meldung gab, das „rotes Fleisch“ das Darmkrebsrisiko signifikant erhöht. Das stimmt. Aber es stimmt auch das andere Faktoren prozentuell erheblich mehr Risiko bringen. Um mal das Worst-Case Szenario zu nehmen: Dickdarmkrebs tritt vor allem im höheren Alter auf und es ist bekannt, dass bei einer genetischen Vorbelastung die Wahrscheinlichkeit erhöht ist. Zudem sind Männer häufiger als Frauen betroffen und der Lebensstil (Sport, Ernährung spielt auch eine große Rolle). In der Altersgruppe von 50 Jahre alten Männern mit generischer Vorbelastung gibt es eine Wahrscheinlichkeit von 13,4 % in den nächsten 30 Jahren an Darmkrebs zu erkranken. Das ist erstmal ein hohes Risiko. Doch alleine durch gesunden Lebensstil kann man das auf 7,6 % senken und mit regelmäßigen Kontrolluntersuchungen und Entfernung von Polypen, aus denen der Krebs sich bilden kann auf 2,6 %, also auch eine Reduktion von 400%. Da sind die 40 % höheres Risiko durch rotes Fleisch klein.

Vor allem kann man das Risiko mit den entsprechenden Zahlen auch klein rechnen. Quarks tat das gerade bei dem obigen Beispiel des roten Fleisches. Nur haben sie dann natürlich nicht die Bevölkerungsgruppe ab 50 genommen, sondern alle. Da der Krebs vor allem im Alter auftritt, Männer häufiger als Frauen betroffen sind und die Genetik das Risiko erhöht, senkt das schon mal den Prozentsatz. Anschließend haben sie die Zahlen nicht auf 30 Jahre, also die zu erwartende Restlebenszeit von 50-Jährigen, sondern pro Jahr bezogen und schwupps kamen sie auf 3,5 Fälle pro 10.000 Personen und Jahr. Mit dem übermäßigen Konsum von rotem Flesich und Wurstwaren steigt dann nach Quarks das Risiko um 1 Fall pro 10.000 also ein kleines Risiko.

Ja mit Prozentangaben kann man gut jonglieren und sie verbergen die Größe der Datenbasis oder den realen Effekt. Innerhalb der Blogleser ist SimonVr der Spezialist sich aus Zahlen immer gerade die rauszusuchen, die ihm passen oder noch besser Äpfel mit Birnen zu vergleichen. Wenn ich z.B. beweisen will, das OneWeb beim Ausbau seines Webs einen größeren Fortschritt macht, dann gelingt mir das leicht. Heute starteten innerhalb von 24 Stunden jeweils Raketen mit Starlink und OneWeb Satelliten. Es war der 25.ste Starlink Start aber erst der fünfte für Oneweb. Oneweb ging ja durch die Coronapandemie über fast ein Jahr in die zeitweilige Insolvenz, weil Finanziers absprangen wurde mittlerweile durch die britische Regierung und einen Großanleger gerettet, hat dadurch aber ein Jahr Verloren in denen SpaceX alleine 13-mal startete.

Also sollte SpaceX ja viel weiter beim Aufbau seines Netzes sein. Tja es sind nun nach diesen beiden erfolgreichen Starts 1.385 Starlink Satelliten gestartet (ich zeihe nicht mal die inzwischen deorbitierten ab) aber nur 146 Satelliten für OneWeb. So sieht es an absoluten Satellitenzahlen besser für Starlink aus. SpaceX hat 848 % mehr Satelliten gestartet und etwas weniger noch im Orbit. Doch wenn ich auf Prozentangaben des Netzausbaus umschwenke, dreht sich alles um. Starlink umfasst als Gesamtnetz in der ersten Ausbauphase 12.000 Satelliten, Onweb lediglich 720. Beide Zahlen berücksichtigen Reservesatelliten um Ausfälle abzufangen. 1.385 von 12.000 Satelliten sind 11,5 Prozent, 146 von 720 Satelliten sind 20,3 Prozent. Oneweb ist also fast doppelt so weit wie Starlink beim Netzausbau. Man kann das noch weiter spinnen: Das Netz kann Oneweb mit weiteren 15 Starts fertigstellen, SpaceX benötigt noch 177 Starts, das sind also 1080 % mehr. Viel besser wird es auch bei der Startrate: Onweb würde bei je sechs Starts von Wostoschny und dem CSG das Netz in 15 Monaten fertigstellen. SpaceX bei der angekündigten dauerhaften Startrate von einem Start alle zwei Wochen, also 25 pro Jahr fast 7 Jahre brauchen, also auch hier 444 % mehr.

Wäre ich nun SimonVR, würde ich darin einen Beweis sehen, wie miserabel SpaceX gegenüber Oneweb aufgestellt ist ...

Zuletzt noch ein Ausflug in das nun wieder häufig benutzte Wort „exponentielles Wachstum“. Auch das hängt mit der Prozentrechnung zusammen. Etwas steigt immer exponentiell wenn das, was durch einen prozentualen Zuwachs entsteht, in der Gesamtheit verbleibt. Also um ein Beispiel aus dem Alltag zu nehmen: Man für sein Geld Zinsen bekommt und die nicht abhebt. Das ist die sogenannte Zinseszinsrechnung. 1000 Euro zu 3 % angelegt liefern dann nach 1 Jahr 30 Euro Zinsen, nach 10 Jahren aber 40,32 Euro. Das ist wenig mehr, weil der Zinssatz klein ist, kann bei Wucherzinsen aber dazu führen, dass man die Zinsen bald nicht mehr bezahlen kann. In der Biologie ist exponentielles Wachstum üblich – alle Arten bringen mehr Junge zur Welt als benötigt werden, um die Sterberate bei den Erwachsenen zu kompensieren. Denn normal ist, dass nicht alle geschlechtsreif werden. Man muss nicht mal das berühmte Beispiel der Bakterien anwenden, bei denen sich die Zahl unter optimalen Umständen alle 20 Minuten verdoppeln kann. Es geht auch mit der Menschheit. Die Menschheit hat 160.000 Jahre gebraucht um vom ersten Homo Sapiens der als genetische Mutation in Afrika entstand auf eine Population von 3 Mrd. zu kommen, die etwa um 1960 erreicht wurde. Für die nächste Verdopplung auf 6 Milliarden, benötigte man dann nur 39 Jahre. Diese Grenze wurde im Jahr 1999 erreicht. Inzwischen, 21 Jahre später, sind wir bei einer Weltbevölkerung 7,8 Mrd. Wie eigentlich jedem einsichtig nützen alle Bestrebungen zur Reduktion der Klimagase nichts, wenn das so weitergeht. Im Gegenteil: Würden wir wieder die Population auf rund 2 Milliarden reduzieren, dann müssten wir gar nichts für das Klima tun. Aber wir haben hier ein anderes Problem: Der Mensch hat nur eine begrenzte Fähigkeit sozial zu reagieren, vor allem wenn es um sehr große Kollektive wie die Weltbevölkerung geht. Es scheitert ja meist schon bei viel kleineren Gruppen. Das ist in der Quintessenz auch der Grund warum der Kapitalismus als Gesellschaftsform sich gegenüber dem Kommunismus durchgesetzt hat, den ersterer hat ja das grundlegende Postulat, das wenn jeder für sich das beste anstrebt es allen besser geht und der Kommunismus das Postulat, das es allen besser geht wenn man gemeinsam an etwas arbeitet. Der Kapitalismus setzt auf den Egoismus im München, der Kommunismus auf seine Sozialfähigkeiten. Leider sind wir in der regel aber Egoisten – mehr oder weniger.

28.3.2020: Einsatzmöglichkeiten des Prometheus bei Ariane 6 und Vega

Derzeit wird ja das Prometheus-Triebwerk entwickelt. Es ist prinzipiell ein Technologiedemonstrator, der das Ziel hat die Kosten pro Triebwerk stark zu senken. Es soll 1 Million Euro pro Stück kosten, etwa ein Zehntel der Kosten eines Vulcain 2, bei 30 % weniger Maximalschub. Ich halte den Vergleich nicht ganz fair, weil beide Triebwerke unterschiedliche Treibstoffe einsetzen und LH2 angetriebene Triebwerke immer teurer sind als welche mit Kohlenwasserstoffen. Das RS-25 kostete zur Shuttle Ära rund 40 Millionen Dollar pro Triebwerk, inzwischen ist angesichts der kleinen Produktionsrate für die SLS der Preis auf 146 Millionen Dollar angestiegen. Ich vermute der Preis von 1 Million Euro ist auch verknüpft mit einer entsprechend viel höheren Stückzahl pro Jahr.

Allerdings ist kein Einsatz des Prometheus geplant. Vielleicht mal in einer Ariane 7, die aber da wir noch nicht mal den ersten Start der Ariane 6 sahen, erst in fernerer Zukunft geben wird – bisher gab es rund 20 Jahre zwischen den Jungfernflügen von Ariane 1Ariane 5 und Ariane 6. Doch wenn wir das Triebwerk haben. Wie und wo könnte man es einsetzen?

Ein Problem ist der relativ kleine Schub von 1.000 kN. Das engt den Einsatzbereich ein. 1.000 kN Schub entsprechen einer „Hebekraft“ von 100 t. Wie viel man damit in der Realität „heben“ kann, hängt stark davon ab, welche Stufe es einsetzt. Eine Startstufe muss mit mindestens 1,2 g Beschleunigung abheben. Das entspricht 80 t. Für die zweite Stufe einer dreistufigen Rakete sind 0,8 bis 1 g üblich, das wären dann 100 bis 125 t. Bei der dritten Stufe reichen je nach Startgeschwindigkeit der dritten Stufe auch 0,2 bis 0,5 g also 200 bis 250 t.

Vergleicht man dies mit dem Schub der derzeitigen europäischen Raketen so ist klar das man für die erste Stufe jeweils mehrere Triebwerke braucht. Als ersten Einsatz habe ich daher das Ersetzen bzw. Ergänzen der zweiten Stufe bei Vega und Ariane 6 ins Auge gefasst.

Zuerst bei der Ariane. Da beide flüssig angetriebenen Stufen LOX/LH2 einsetzen, macht es in meinen Augen wenig Sinn sie zu ersetzen, die Nutzlast würde selbst bei Berücksichtigung der höheren Leermasse schlechter sein. Ich habe hier eine neue Stufe zwischen der Zentralstufe und Oberstufe eingeführt. Als zweite Stufe einer dreistufigen Rakete sollte diese mit mindestens 1 g beschleunigen. Bei einer maximal 27 t schweren Oberstufe 13 t Maximalnutzlast bleiben so 50 t für die Stufe übrig. Große LOX/Kerosinstufen erreichen ein Voll-/Leermasseverhältnis von etwa 17 ohne spezielle Bauweisen oder Legierungen. Methan macht etwa doppelt so große Treibstofftanks notwendig, dazu käme der Stufenadapter. Ich bin daher von einem (relativ leicht erreichbaren) Voll-/Leermasseverhältnis von 11 ausgegangen und habe die Masse auf 50 t voll betankt und 4,5 t leer angesetzt. Der spezifische Impuls des Triebwerks beträgt 360 s oder 3531 m/s. Der Schub 1.000 kN. Da offen ist ob es sich um Werte im Vakuum oder Meereshöhe handelt habe ich das ungünstigere angenommen, nämlich das es Werte im Vakuum sind. Ich denke aber es ist ein Bodenwert, denn das Mira Triebwerk (siehe unten) kommt im Vakuum auf 364 s. Das würde den Schub im Vakuum auf geschätzt 1077 kN steigen lassen.

Eine Simulation ergab aber das diese Stufe die Nutzlast zumindest für den GTO nicht steigert. Bei höheren Geschwindigkeiten, auf die jedoch nur wenige Starts entfallen, würde sich in Plus ergeben. Ebenso wäre denkbar für erdnahe Bahnen die Oberstufe mit dem Vinci Triebwerk wegzulassen und auch in diesem Falle würde die Nutzlast ansteigen. Insgesamt sind das aber nur wenige Starts. Das meiste das Ariane 6 befördert geht eben in den GTO. Da lohnt es sich nicht.

Als Nächstes habe ich mir die Vega vorgenommen. Die Vega ist komplexer aufgebaut. Es gibt Ingesamt vier Stufen. Eine maximal 95 t schwere Stufe (5 t für die Nutzlastspitze) wäre schwerer als alle drei bestehenden zusammen die zusammen etwa 53 t wiegen. Durch den hohen Schub des P120 Antriebs könnte die Rakete trotzdem rasant abheben. Also modellierte ich erst mal eine Vega mit einer 95 t Stufe plus 500 kg für die Avionik, die in der letzten Stufe steckt. Diese kommt ziemlich genau auf dieselbe Nutzlast wie die Vega C, nämlich 2,2 t in den 700 km Referenzorbit. Wie das? Nun die Stufe ist zwar leicht und der spezifische Impuls höher als bei den drei Stufen, aber es gelangt neben den 2,2 t Nutzlast noch die 9,5 t schwere Stufe in den Orbit. Das ist extrem ungünstig.

Doch das kann man ändern. Bei einer auf 45 t Masse reduzierten Stufe steigt die Nutzlast auf 2,8 t. Bei 35 t Masse auf 3 t. Bei immer kleineren Stufenmassen kommt nun ein anderer Faktor zum Tragen: die immer kürzere Brennzeit die es der Rakete schwer macht das Perigäum auf eine Mindesthöhe zu bringen. Wie bei der Vega müsste man energiezehrende Freiflugphasen einführen. Das Prometheus ist jedoch im Schub senkbar. Nutzt man das aus, so gewinnt man nochmals 100 kg bei einer 35 t schweren Stufe.

Der große Vorteil dieser Lösung ist es natürlich, das eine Stufe so gleich drei Stufen ersetzt werden. Damit ist sie auch preislich attraktiv. Ein Triebwerk und eine Stufe auf Basis der gleichen Technologie – Methan/LOX plant die ASI ja, und dessen Schub (98 kN) wird dann auch deutlich geringer als bei Prometheus sein.

Die zweite Möglichkeit ist es, nur die zweite Stufe zu ersetzen und die Dritte und vierte Stufe weiterhin zu verwenden. Man ersetzt also den rund 40 t schweren Zefiro 40 Antrieb. Ein Vorteil der Lösung ist das nun nicht die relativ schwere Stufe in den Orbit gelangt, sondern wie bisher das unter 700 kg wiegende AVUM. Mit einer 100 t schweren Stufe kommt man so auf 3,2 t Nutzlast. Auch hier steigt die Nutzlast an, wenn die Stufe kleiner ist. Bei 45 t Zweitstufenmasse steigt die Nutzlast auf 3,7 t. Diese Version der Vega wäre anders als das Original fähig auch 500 kg auf Fluchtgeschwindigkeit zu beschleunigen oder 1,1 t in einen GTO.

Variante

Nutzlast

Ariane 6 – 50 t Stufe zusätzlich

10,3 t in GTO

Vega C 95 t Stufe ersetzt obige vier Stufen

2,2 t in den SSO

Vega C 45 t Stufe ersetzt obige vier Stufen

2,8 t in den SSO

Vega C 35 t Stufe ersetzt obige vier Stufen

2,9 t in den SSO

Vega C 100 t Stufe ersetzt Zefiro 40

3,2 t in den SSO

Vega C 45 t Stufe ersetzt Zefiro 40

3,7 t in den SSO

Bei allen diesen Planspielen wäre zu berücksichtigen, das das Voll/Leermasseverhältnis von 11 ziemlich niedrig gewählt ist entsprechend dem Einsatz auf Feststoffstufen, ich möchte auch lieber ein zu schlechtes als zu gutes Ergebnis haben. Realistisch wäre, wenn nur die Tanks größer wären, 1 zu 15 möglich. Das schlägt vor allem auf die Nutzlast durch, wenn es eine zweistufige Lösung ist.

Geht man nun zu den Startstufen über, so ist das Augenfälligste, was man ersetzen sollte, der P120 Booster. Der hat 3500 kN Startschub. Man benötigt also vier Prometheus die maximal 4.000 kN Schub haben. Bei genauer Betrachtung unter Berücksichtigung der längeren Betriebszeit reichen auch drei Triebwerke. Ich habe jedoch zuerst trotzdem vier Triebwerke untersucht. Bei 4.000 kN Schub dürften die Booster sogar noch etwas größer werden. Nehme ich an das mindestens die Startbeschleunigung der Ariane 62 erreicht werden soll, so sind es 36 t pro Booster. Auch hier wieder mit einem Voll-/Leermasseverhältnis von 11 gerechnet ist man bei 202 t Start und 18,4 t Leermasse. Den Schub am Boden habe ich mit 3600 kN angenommen. Die Auswirkungen sind vor allem bei der Ariane 62 dramatisch, da auch sowohl spezifischer Impuls, wie auch Brennzeit höher sind. Der negative Effekt der Untermotorisierung der Hauptstufe wird so zum Teil kompensiert. Die Nutzlast steigt in meinem Ariane 62 Modell von 5 auf 11 t in den GTO an. Entsprechendes auch bei der Ariane 64. Hier sind es sogar 22 t anstatt 12 t. Das ist so viel mehr, das man in Wirklichkeit wohl kleinere Booster mit drei oder vielleicht sogar zwei Triebwerken einsetzen würde. Zu klein dürfen sie aber auch nicht sein, sollen sie doch auch bei der Vega zum Einsatz kommen. Mit 137 t schweren Boostern und drei Triebwerken kommt die Ariane 62 auf 7 t in den GTO und die Ariane 64 auf 16 t. Das halte ich für einen guten Kompromiss, da ja neue Booster eher mehr Nutzlast bringen sollen. Bei den Ariane 6 Modellen ist noch zu sagen, das die Massen von mir so gesetzt wurden, damit die veröffentlichten Nutzlasten erreicht werden. Es fehlen anders als bei der Vega C die genauen Trockenmassen.


Variante

Nutzlast

Ariane 62 – 202 t Booster mit vier Prometheus

11 t in GTO

Ariane 64 – 202 t Booster mit vier Prometheus

22 t in GTO

Ariane 62 – 137 t Booster mit drei Prometheus

7 t in GTO

Ariane 64 – 137 t Booster mit drei Prometheus

16 t in GTO

Vergleich: Ariane 62

5,2 t in GTO

Vergleich: Ariane 64

12 t in GTO

Mit zwei LOX/Methanstufen und ihren langen Brennzeiten und hohen spezifischen Impuls braucht man eigentlich keine weiteren Oberstufen für die Vega. Bei der Vega, ohne die Notwendigkeit eine untermotorisierte Erststufe beschleunigen zu müssen, kann man sogar ein Triebwerk ausbauen. Leider ist nun aber das Triebwerk für die zweite Stufe zu groß. Der Schub ist nur auf 300 kN reduzierbar. So erhalte ich nur 1,7 t Nutzlast in den Referenzorbit. Die Stufenmasse habe ich zu 20 t angesetzt. Ideal wäre wohl eine nur 10 t schwere dritte Stufe mit einem 100-kN-Triebwerk die dann leer nicht 2,7 sondern 1,4 t wiegt und entsprechend die Nutzlast erhöht. Das wäre eine Chance für die Mira, so heißt das erwähnte LNG/LOX Triebwerk, das gerade diese 98,1 kN Schub hat. Eine 10 t schwere Stufe kommt mit diesem Triebwerk auf 1,6 t Nutzlast, eine 20 t schwere Stufe auf 1,8 t.


Variante Vega zweistufig

Nutzlast

Vega 137 t LOX/LNG + 20 t Stufe

1,7 t in SSO

Vega 137 t LOX/LNG + 10 t Stufe (Mira)

1,6 t in SSO

Vega 137 t LOX/LNG + 20 t Stufe (Mira)

1,8 t in SSO

Auch hier haben wir wieder den Effekt, dass die Leermasse der zweiten Stufe zu hoch ist. Wir brauchen also eine zusätzliche, dritte Stufe. Nur – die der Vega zu übernehmen macht wenig Sinn. Der Zefiro 9A wäre nur wenig leichter und das AVUM hat einen sehr kleinen Schub und nur wenig Treibstoff. Ich habe mich daher auf eine Stufe auf Basis des Aestus entscheiden und zuerst die EPS der Ariane 5 übernommen. Zu den 11,2 t Vollmasse und 1,2 t Leermasse habe ich noch 400 kg für die Avionik addiert, so viel wiegt sie auch bei der Vega. Auch hier gibt es eine Kröte zu schlucken – es ist der geringe Schub des Aestustriebwerks von 28,7 kN. So kommt man auf eine Brennzeit von über 1100 Sekunden. Da wir nun wieder eine dreistufige Rakete haben, bin ich bei der zweiten Stufe wieder auf 45 t Masse gegangen, aber vollen Schub, damit die Gravitationsverluste möglich klein sind und die stufe möglichst schnell Höhe erreicht, denn während der Brenndauer von 1100 s wird sie Höhe verlieren. Zudem benötigt man dann wieder drei Triebwerke in der ersten Stufe, da die Rakete so deutlich schwerer ist. Sie konnte nun aber auch auf 165 t Masse wachsen. Aus meiner Erfahrung mit bisherigen Simulationen weiß ich, dass die optimale Stufe leichter ist. Ich habe daher in mehreren Schritten jeweils 1000 kg Startmasse und 100 kg Trockengewicht abgezogen und dann die Nutzlast ermittelt. Das Verhältnis entspricht dem der Strukturen in der EPS ohne das rund 200 kg schwere Triebwerk:

Vollmasse

Leermasse

Nutzlast in 700 km SSO

11.600 kg

1.600 kg

2.700 kg

9.600 kg

1.400 kg

3.100 kg

8.600 kg

1.300 kg

3.500 kg

7.600 kg

1.200 kg

4.100 kg

6.600 kg

1.200 kg

4.900 kg

5.600 kg

1.100 kg

3.500 kg

Erste Stufe: 165 / 15 t

Zweite Stufe 50 / 4,5 t

Für alle Versionen

Man sieht bis etwa 6 bis 7 t Masse steigt die Nutzlast an, dann wird die Stufe zu klein. Der höchste Wert liegt dann aber mehr als doppelt so hoch wie bei der Vega C.

Die Pakete wird man dann nicht mehr Vega nennen können – von der Rakete bleibt außer der Avionik und eventuell Nutzlastverkleidung ja nichts mehr übrig. Sinnigerweise müsste man sie Epimetheus nennen – das war der Bruder von Prometheus in der Antike. Doch da das weder gut klingt noch für die meisten leicht merkbar ist, plädiere ich für Aethon, das war der Adler der Prometheus täglich an der Leber fraß, nachdem dieser wegen Frevel angekettet wurde. (im griechischen Original hieß er Aithon, übrigens zeigt das eine ziemlich gute medizinische Kenntnis, denn die Leber ist in der Tat das einzige Organ das nachwachsen kann).

Optimieren

Die guten ergebnisse haben mich nun doch angespornt, denn was haben wir nun – neue Booster für Ariane 6 auf Basis des Prometheus, eine Zweitstufe auf Basis des Prometheus. Eine Drittstufe auf Basis des schon existierenden Aestus. Dafür sparen wir drei feste Stufe und einen Teil des AVUM ein. Mehr noch: es gibt überall mehr Nutzlast. Also habe ich die Stufen nochmals ausgelegt nun so, das die minimale Startbeschleunigung – bei einer „Aethon“ 12 m/s beträgt. Bei Ariane 6 sind sie wegen der anderen Architektur etwas größer. Dann kommt man auf eine 165 t / 15 t schwere Erststufe mit drei Prometheus. Die anderen Stufen habe ich unverändert gelassen, ich rechne in der Realität aber mit einer Reduzierung der Leermasse – bei Ariane 5/6 haben wir relativ hohe Leermassen bedingt durch die starken Vibrationen, die die großen Booster auf die Rakete übertragen. Damit ich auf die von ESA angegebene Nutzlast komme musste ich die Leermasse der dritten Stufe z.B. auf 6,7 t festlegen. Die Delta IV Zweitstufe mit 10 % weniger Treibstoff wiegt dagegen nur 3,5 t leer. Entsprechendes gilt auch bei der Zentralstufe (20 t trocken bei nur 150 t Treibstoff). Das dürfte also auch noch etwas Nutzlast bringen.

Da die erste Stufe nun etwas größer ist, habe ich die zweite Stufe der Aithon auch noch etwas vergrößert von 45 auf 50 t Startmasse. Dann gab es wieder die Iteration, die beste Oberstufe zu finden. Das Optimum ist nun etwas zu einer größeren Stufenmasse gerutscht und liegt nun um 7,6 t Stufenmasse.

Nutzlasten für andere Bahnen

Die folgenden Nutzkasten basieren auf meinen Simulationen, nicht unbedingt deckungsgleich mit Angaben im Users Manual, sofern vorhanden.

Rakete

700 km SSO

GTO

Mondtransfer c3=-1 km²/s²

Marstransfer c3=16 km²/s²

Vega C

2.500 kg

400 kg



Aethon

5.300 kg

1.600 kg

900 kg


Ariane 62

8.200 kg

5.200 kg

2.600 kg

1.600 kg

Ariane 64

19.000 kg

12.000 kg

8.000 kg

5.500 kg

Ariane 62 Prometheus

12,300 kg

8.900 kg

3.900 kg

2.900 kg

Ariane 64 Prometheus

27.000 kg

18.500 kg

12.600 kg

9.300 kg

Bei den Arianevarianten ist bei SSO zu berücksichtigen, dass man in der Realität die letzte Stufe nicht voll betanken wird, das steigert wegen des geringen Schubs sogar die Nutzlast. Ich habe, weil sonst die Zahl der Modifikationsmöglichkeiten weiter ansteigt, mit vollbetanktem UPLM gerechnet.

Kostenabschätzungen

Ein P120 Booster kostet nach Differenzberechnung der Startpreise von Ariane 62 und 64 etwa 15 Millionen Euro. Die Vega C soll genauso viel wie eine Vega kosten und die liegt bei 32 Millionen Euro. Da alle Alternativen mehr Nutzlast versprechen, könnten die Booster bzw. Stufen sogar teurer sein. Erreicht man das Ziel von 1 Million Euro für ein Prometheus, so würde wenn die Strukturen genauso viel kosten wie der Antrieb selbst, der Booster bei nur 6 Millionen Euro liegen. Auch der Startpreis der Vega C wäre so leicht zu unterbieten. Man muss dieses Ziel nicht mal erreichen. Würde ein Prometheus Triebwerk 2,5 Millionen Euro kosten so wäre bei diesem Ansatz der Booster nicht teurer als ein P120. Verbindet man das mit dem Nutzlastgewinn, so würde es sich finanziell lohnen.

Ausblick

Die Ergebnisse haben mich angespornt zu einem Ausblick auf die Ariane 7 – kommt in den nächsten Tagen als Artikel.

30.3.2021: Ein Vorschlag für die Ariane 7 und Vega 2

Meine Überlegungen für den Einsatz des Prometheus im derzeitigen Raumfahrtprogramm haben mich angespornt, mit ihm die Nachfolger der Ariane 6 und Vega zu erarbeiten. Die Nummerierung bei der Ariane ist auf den ersten Blick einfach – jede Version wird hochgezählt. Bei der Vega hat man dagegen das „C“ für „consolidated“ eingeführt. Doch auch dafür gibt es ein Analogon: Die erste Version der Ariane 5 heiße Ariane 5G, die heutige Ariane 5E. Logisch ist die Vorgehensweise nicht, denn die Änderungen sind größer als beim Übergang Ariane 1 zu 2, wo man nur den Druck in den Brennkammern erhöhte und die dritte Stufe leicht verlängerte. Dafür gab es gleich eine neue Nummer. Beim Übergang von Ariane 5G zu 5E hat man etwas mehr Treibstoff bei den Boostern zugeladen, deutlich mehr bei der Zentralstufe, die auch ein neues Triebwerk bekam und die Oberstufe wurde komplett ausgewechselt. Bei der Vega C sind zwei von vier Stufen neu.

Ich habe mir ein großes Ziel gesteckt: In der Ariane 5 und Vega sind derzeit sechs verschiedene Stufen im Einsatz, zwei VEB und zwei Nutzlastverkleidungen. Das will ich auf zwei Stufen, eine VEB und Nutzlastverkleidung reduzieren.

Die erste Stufe setzt das Prometheus ein. Es hat nur 1.000 kN Schub, daher braucht man mehr als eines. Ich habe zuerst es mal mit zwei Triebwerken probiert, mit der Option, wenn die Nutzlast zu klein ist, ein drites Triebwerk dazu zu nehmen. Doch um es vorweg zu sagen – zwei Triebwerke reichen aus.

Wie schwer wird die Stufe? Man muss sich bei der Startmasse an der Vega 2 orientieren, denn bei ihr muss der konstante Schub am meisten Masse in Form von Oberstufe und Nutzlast bewegen. Bei Ariane 7 sind es drei bis fünf dieser Booster, die gleichzeitig zünden und auf die sich das Gewicht dann verteilt.

Bei 1.000 kN Bodenschub beträgt der Gesamtschub 2.000 kN. Bei einer Startbeschleunigung von 12 m/s, darf die Rakete also 166,7 t wiegen. Ich habe eine 20 t schwere Oberstufe angesetzt, dazu 5 t für die Nutzlastspitze, das führt zu 141,6 t für die Erststufe, ich habe auf 140 t abgerundet. LOX/RP1 Stufen erreichen problemlos ein Voll-/Leermasseverhältnis von 17. Nun benötigt Methan größere Tanks, allerdings ist auch das Mischungsverhältnis ein anderes. Berücksichtigt man beide Faktoren, so kommt man auf ein Voll-/Leermasseverhältnis von 15,3, wenn eine LOX/TP Stufe 17 erreicht. Ich habe auf 15 abgerundet und komme so auf 140 t Voll und 9,3 t Leermasse. Angesichts der Masse wäre ein Durchmesser von 3,5 m angemessen.

Bei der Oberstufe gibt es die Problematik, das Massen der zu ersetzenden Raketen in der erste Stufen um den Faktor 5 differieren können. Eine für die Vega optimale Oberstufe ist für eine Ariane 74 viel zu klein. Ich habe mich in der ersten Iteration für eine 20 t schwere Stufe entschieden. Für eine solche Stufe ist ein Prometheus mit 1.000 kN Schub natürlich viel zu groß. Für die Vega wird das Mira-Triebwerk mit 98 kN Schub, ebenfalls ein LOC/Methantriebwerk entwickelt. Davon habe ich zwei verwendet – primär wegen der Vega, weil ich befürchte, dass sonst die Brennzeit zu lang wird. Auch hier habe ich ein Voll-/Leermasseverhältnis von 15 angesetzt, das Triebwerk ist ja auch um den Faktor 10 schubschwächer, aber noch 500 kg für Avionik und Lagereglung hinzugerechnet.

Ariane 72 und 74 unterscheiden sich dann noch dadruch, dass beim Start drei bzw. fünf Booster zünden. Um eine Beschleunigungsspitze zu vermeiden, habe ich bei beiden Typen die zentrale Stufe im Schub und bei Ariane 74 läuft die zentrale Stufe mit 50 % Schub und doppelt so langer Brennzeit. Man könnte dann sogar auf ein Triebwerk verzichten. Real würde man mit vollem Schub starten und dann langsam reduzieren das bringt dann noch etwas mehr Nutzlast.

Die Nutzlast

Hier eine Übersicht der Nutzlast unter den Randbedingungen für die typischen Umlaufbahnen zusammen mit den Vorgängern als Vergleich.

Rakete

Nutzlast

Orbit

Vega C

2.200 kg

700 km sonnensynchron

Vega 2

4.200 kg

700 km sonnensynchron

Ariane 62

5.200 kg

GTO

Ariane 72

7.600 kg

GTO

Ariane 64

12.000 kg

GTO

Ariane 74

14.000 kg

GTO

Das sieht doch ganz gut aus. Die Nutzlasten sind höher als bei den existierenden Modellen. Bei der Vega 2 deutlich höher, bi Ariane 7 etwas höher. Da man nicht von zwei auf ein Triebwerk bei der ersten Stufe zurückgehen kann – dann würde sich die Nutzlast wahrscheinlich halbieren, muss man damit leben.

Als Zweites habe ich noch untersucht, ob es mit einer größeren zweiten Stufe anders aussieht. Ich habe deren Masse auf 30 t (2,4 t leer) erhöht. Nun startet die Vega 2 etwas langsam, doch das kann man noch ausgleichen, denn ein Prometheus ist auf 110 % Schub steigerbar. Hier dieselbe Tabelle mit einer 30 t schweren Oberstufe:


Rakete

Nutzlast

Orbit

Vega C

2.200 kg

700 km sonnensynchron

Vega 2

4.200 kg

700 km sonnensynchron

Ariane 62

5.200 kg

GTO

Ariane 72

8.700 kg

GTO

Ariane 64

12.000 kg

GTO

Ariane 74

14.600 kg

GTO

Bei der Vega gibt es praktisch keinen Unterschied. Bei Ariane 72 einen sehr deutlichen und bei Ariane 74 einen kleinen Unterschied.

Als Letztes wäre noch zu klären, ob eine kleinere Oberstufe - diesmal nur 10 t Masse (1,3 t leer) mit nur einem Mira-Triebwerk viel Nutzlast kostet.


Rakete

Nutzlast

Orbit

Vega C

2.200 kg

700 km sonnensynchron

Vega 2

3.300 kg

700 km sonnensynchron

Ariane 62

5.200 kg

GTO

Ariane 72

7.300 kg

GTO

Ariane 64

12.000 kg

GTO

Ariane 74

12.400 kg

GTO

Die Nutzlast fällt nun um bei Vega 2 um 1 t, bei Ariane 74 sogar um 2 t. Nur bei Ariane 72 bliebt sie fast gleich.

Die letzte Optimierung, die ich durchgespielt habe, war diese Stufe nun Schrittweite größer zu machen, aber nur ein Triebwerk beizubehalten. Das Triebwerk ist, das teuerste bei einer Stufe. Bei der Ariane 6 macht das Triebwerk der Oberstufe 60 % der Stufenkosten aus. Kann man also ein Triebwerk einsparen und erreicht trotzdem in etwa die gleiche Nutzlast so senkt das die Kosten. Diese Iteration habe ich nur an der Vega durchgeführt, da sich bei ihr Masseänderungen der Oberstufe am stärksten auswirken. Hier das Ergebnis:


Rakete

Nutzlast

Nutzlast

10.000 kg

1.300 kg

3.200 kg

15.000 kg

1.500 kg

3.800 kg

20.000 kg

1.800 kg

3.400 / 3.900 kg

25.000 kg

2.200 kg

2.700 / 3.600 kg

Eine Stufe von 15 t Masse wäre hier am Optimum mit einer vertretbaren Nutzlasteinbuße von 400 kg, die sich auf 200 kg reduzieren könnte, wenn man die in der Praxis gegebene Einsparung des Gewichts eines Triebwerks berücksichtigt. Allerdings, das zeigen die Kurven, gibt es durch die lange Brennzeit hohe Gravitationsverluste. Da das Mira noch nicht endgültig entwickelt ist, habe ich die beiden schwereren Versionen mit 33 % mehr Schub (132 kN) nochmals durchgerechnet und dies bringt deutlich mehr Nutzlast. Das Mira war ja für eine vergleichsweise kleine Lyra-Oberstufe für die Vega gedacht und müsste nun eine viel größere Stufe antreiben.

Damit habe ich die endgültige Konfiguration gefunden und berechne noch die Nutzlasten für Ariane 72 und Ariane 74.


Rakete

Nutzlast

Orbit

Ariane 62

5.200 kg

GTO

Ariane 72 zwei Triebwerke

8.700 kg

GTO

Ariane 72 ein Triebwerk

8.400 kg

GTO

Ariane 64

12.000 kg

GTO

Ariane 74 zwei Triebwerke

14.600 kg

GTO

Ariane 74 eini Triebwerk

13.700 kg

GTO

Die Nutzlast sinkt nur um 300 bzw. 900 kg gegenüber der optimalsten Möglichkeit. Ich denke daher das die 20 t schwere Stufe mit 132 kN Schub nahe am Kostenoptimum ist.

Andere Umlaufbahnen

Da die Stufe leer nur 1,8 t wiegt – gegenüber etwa 7 t bei der UPLM der Ariane 6 ist zu erwarten, dass dieser Effekt größer ist als der schlechtere spezifische Impuls und bei Ariane 7 bei Fluchtbahnen die Nutzlast höher ist. Bei niedrigen Umlaufbahnen ist sie geringer, aber da wird es weniger Starts geben. Bei der Vega ist der Vergleich schwerer, denn dort sind vier Stufen im Einsatz und das AVUM hat mit 700 kg eine viel kleinere Leermasse.


Rakete

Nutzlast

Orbit

Ariane 62

2.600 kg

Fluchtbahn

Ariane 62

2.800 kg

Marsbahn

Ariane 72 ein Triebwerk

5.200 kg

Fluchtbahn

Ariane 72 ein Triebwerk

5.300 kg

Marsbahn

Ariane 64

8.000 kg

Fluchtbahn

Ariane 64

7.600 kg

Marsbahn

Ariane 74 zwei Triebwerke

9.500 kg

Fluchtbahn

Ariane 74 ein Triebwerk

9.200 kg

Marsbahn

Vega C

400 kg

GTO

Vega C

keine

Fluchtbahn

Vega C

keine

Marsbahn

Vega 2

1.700 kg

GTO

Vega 2

700 kg

Fluchtbahn

Auch hier sind die Nutzlasten höher. Für die ESA von Bedeutung wäre das eine Ariane 72 etwa 4,7 t, das entspricht dem Gewicht von 7 Galileo Satelliten in einen Galileo Orbit transportieren kann. Die Vega erreicht, wenngleich mit kleiner Nutzlast auch höhere Geschwindigkeiten.

Kostenabschätzungen

Kostenabschätzungen für eine nicht existierende Rakete sind schwer. Doch ich denke die Lösung wird deutlich billiger als die bestehenden Träger. Ich habe mich zuerst mal an die Kosten für den Booster gemacht. Bei herkömmlichen Raketen rechnet man mit 2/3 der Kosten für den Antrieb. Nun ist das Entwurfsziel für Prometheus 1 Million Euro pro Triebwerk. Das würde dann auf 3 Millionen für den ganzen Booster hinlaufen. Nun kann es sein, das dieses Ziel nicht erreicht wird, und das Verhältnis gilt natürlich nur für teuere Triebwerke. Ich denke es ist aber denkbar das der Booster nicht teuerer ist als derzeit ein P120C, also 15 Millionen Euro pro Stück, was dann einem Stückpreis von 5 Millionen Euro pro Prometheus entsprechen würde.

Die Oberstufe ist meistens erheblich teuerer als die erste Stufe – zumindest was das Gewicht angeht, ich habe sie auf 50 % des Preises des Boosters geschätzt, das sind dann 8 Millionen Euro.

Es bleiben noch Avionik und Nutzlastverkleidung. Die sind bei Ariane recht teuer und liegen bei 12,4 Millionen Euro. Doch bei der Vega muss sie deutlich preiswerter sein, sonst käme man nicht auf den Herstellungspreis von 25 Millionen Euro. Ich habe trotzdem hier 12 Millionen Euro angesetzt. Damit kommt man im ersten Schritt auf die folgenden Startkosten:

Träger

Startkosten

Vega C

32 Mill. Euro

Vega 2

35 Mill. Euro

Ariane 62

90 Mill. Euro

Ariane 72

65 Mill. Euro

Ariane 64

120 Mill. Euro

Ariane 74

95 Mill. Euro

Je größer der Träger wird, desto eher unterbietet er das erstehende Vorbild. Dabei ist zu berücksichtigen, das die Nutzlast ja auch größer ist, sodass selbst der leicht höhere Preis bei der Vega 2 nicht schlimm ist.

Das ist aber nur ein Aspekt. Ein zweiter Aspekt ist die Stückzahl. Bei drei Vega und sechs Ariane 64 Starts pro Jahr – Prognose aus den Erfahrungen in den letzten Jahren – fertigt Europa pro Jahr folgende Stufen:

Einzig der P120C kommt auf eine hohe Stückzahl. Für die neuen Träger kommen auch die oberen Stufen auf höhere Stückzahlen:

Ich habe n den Simulationen keine eigene Vega Nutzlastverkleidung angesetzt, sondern gleich die größere der Ariane eingesetzt, auch wenn sie Nutzlast kostet, denn alleine durch die höhere Stückzahl kann man so die Kosten senken. Bei der Vega kostet die größere Verkleidung etwa 150 kg Nutzlast. In der Betriebswirtschaft kann man die Kosten bei höherer Stückzahl wie folgt abschätzen:

K = K0 * Np

K0 sind die kosten für Ein Exemplar in einer Einzelanfertigung

N sinddie Anzahl der Exemplare einer Serie

p hängt von den Umständen ab, gängige Werte liegen zwischen 0,7 und 0,8.

Interpretiert man N als die Stückzahl pro Jahr, so müsste dies vor allem die Verkleidungen und VEB senken. Bei der zweiten Stufe habe ich schon ihren Preis von der ersten Stufe abgeleitet habe schon den Effekt berücksichtigt. Für Neun anstatt Sechs der VEB/Nutzlastverkleidung sollte der Preis um 10 % sinken, das wären dann auch nochmals 1 Million Euro pro Rakete.

Das leitet zur letzten Tabelle über, der unter Laien so beliebten, nicht destotrotz irreführenden Angabe in Kosten pro Kilogramm. (Irreführend, weil man immer einen kompletten Raketenstart zahlen muss, egal ob man die volle Nutzlast ausnützt oder nicht)


Träger

Startkosten

Vega C

14.500 €/kg

Vega 2

8.700 €/kg

Ariane 62

17.300 €/kg

Ariane 72

7.800 €/kg

Ariane 64

10.500 €/kg

Ariane 74

7.000 €/kg

Wir haben einen deutlichen Gewinn vor allem bei der Ariane 72, die 50 % mehr Nutzlast bei einem deutlich geringeren Startpreis hat.

Weitere Versionen

Außer der Reihe, weil bisher von der ESA nie in Betracht gezogen: Lässt man eine asymmetrische Verteilung der Stufen zu – die Triebwerke müssen dann beim Start teileweise schräg gestellt werden – dann sind auch Versionen mit einem oder drei seitlichen Boostern möglich. Das ist nicht unmöglich, das Space Shuttle und die Atlas 401/501 hatten eine solche unsymmetrische Verteilung. Das füllt vor allem die Lücken zwischen den Versionen:


Rakete

Nutzlast (GTO)

Kosten

Vega 2

1.700 kg

34 Mill. Euro

Ariane 71

5.000 kg

49 Mill. Euro

Ariane 72

8.400 kg

64 Mill. Euro

Ariane 73

11.100 kg

79 Mill. Euro

Ariane 74

13.700 kg

94 Mill. Euro

Die Ariane 71 und 73 haben in etwa die Nutzlast der Ariane 62 und 64, sind aber 41 Millionen Euro billiger. Damit hätte man eine kleine Familie, deren kleinere Mitglieder sich für mittelschwere und schwere Nutzlasten in den SSO oder kleine Raumsonden eignen. Die drei größeren dann für GTO Missionen, wobei die größte die schwersten heutigen Kommunikationssatelliten befördern könnte.

Zusammenfassung

Ich halte das Konzept vor allem aus wirtschaftlicher Sicht für sinnvoll – man baut nur noch zwei Stufen anstatt sechs wie bisher, dadurch erhöhen sich auch die gefertigten Stückzahlen. Trotzdem ist die Nutzlast höher, was zum einen Raum für schwerere Satelliten lässt, alternativ könnte man die für Ariane 5 mal geplante, angesichts des Anstiegs der Satellitenmassen in den zehn Jahren zwischen Beschluss und Erstflug aber fallen gelassene Möglichkeit der Dreifachstarts wieder aufnahmen. Eine Speltra und eine Sylda würden bei der größten Version 74 die Nutzlast um rund 1,5 t absenken, sodass immer noch 12,2 t für drei Satelliten übrig bleiben, genug für zwei mittelgroße und einen kleinen Satelliten.

Von Bedeutung ist auch, dass bei den Analogen zu Ariane 62 und Vega C die Nutzlast für höhere Orbits nicht so stark abnimmt. So eignen sich diese besser für mehr Aufgaben. Die Vega erreicht erstmals Fluchtbahnen und GTO. Ariane 72 erreicht eine Doppelstartfähigkeit für zwei kleine Satelliten.

Daten

Hier noch die wesentlichen Daten der Raketen:

Rakete: Ariane 71

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

307.500

5.000

10.278

1.871

1,63

190,00

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]

3.700

6

90

2.500

190

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

140.000

9.300

3.531

2200,0

2358,0

195,72

0,00

2

1

140.000

9.300

3.531

1500,0

1615,0

285,76

0,00

3

1

20.000

1.800

3.570

132,0

132,0

492,23

290,00



Rakete: Ariane 72

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

450.900

8.400

10.278

1.724

1,86

190,00

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]

5.400

6

90

2.500

190

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

2

140.000

9.300

3.531

2000,0

2144,0

215,25

0,00

2

1

140.000

9.300

3.531

1400,0

1508,0

306,04

0,00

3

1

20.000

1.800

3.570

132,0

132,0

492,23

310,00



Rakete: Ariane 73

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

593.600

11.100

10.278

1.776

1,87

190,00

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]

7.500

6

90

2.500

190

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

3

140.000

9.300

3.531

2200,0

2358,0

195,72

0,00

2

1

140.000

9.300

3.531

900,0

967,0

477,25

0,00

3

1

20.000

1.800

3.570

132,0

132,0

492,23

480,00



Rakete: Ariane 74

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

736.200

13.700

10.278

1.797

1,86

190,00

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]

8.900

6

90

2.500

190

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

4

140.000

9.300

3.531

2000,0

2144,0

215,25

0,00

2

1

140.000

9.300

3.531

900,0

970,0

475,77

0,00

3

1

20.000

1.800

3.570

132,0

132,0

492,23

480,00



Rakete: Vega 2

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

164.200

1.700

10.278

1.849

1,04

190,00

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]

2.000

6

90

2.500

190

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

140.000

9.300

3.531

2000,0

2144,0

215,25

0,00

2

1

20.000

1.800

3.570

132,0

132,0

492,23

220,00

31.3.2021: Der Impfstoff für alle zwischen 60 und 65

Ich könnte über Corona eigentlich jeden Tag was schreiben. Ich tue es nicht, weil ich denke das alle Blogleser von dem Thema genug gehört haben, bzw. mit dem Umgang durch die Politik und die Maßnahmen genug genervt sind und von mir auch etwas anderes erwarten. Aber nun muss ich mal was zum Impfstoffdebakel sagen. Also erst war es so, dass der Impfstoff von Astrazeneka ein schlechtes Image hatte, weil der Begriff der „Wirksamkeit“ falsch vermittelt wurde – die 70 % „Wirksamkeit“ beziehen sich nicht auf den Coronaschutz allgemein, sondern darauf, das der Anteil derer die dann zwar eine Infektion bekommen, aber symptomlos oder mit geringer Schwere eben höher ist. Das Wesentliche, nämlich der Schutz vor einer schweren oder tödlichen Erkrankung ist aber genauso gegeben wie bei den moderneren mRNA-Impfstoffen.

Dann wollte man keine ab 65 impfen, weil es zu wenig Daten über diese Gruppe in den Studien gab – England hat das nicht gejuckt, auch die haben mit dem Impfen bei den ältesten angefangen und zwar mit dem Impfstoff von AstraZeneka und die sind inzwischen bei der Gruppe der Fünfzigjährigen angekommen. Dann hat die Politik sich zwei Wochen lang darum gedreht, welche unter 65 jährigen man damit impfen kann und etliche Berufsgruppen wie Erzieher, Lehrer, Polizisten und Ärzte haben sich gemeldet, damit sie die ersten sind. Eine überflüssige Diskussion, die man sich ersparen kann. Wenn es noch immer noch so ist, das nicht jeder einfach so einen Impftermin bekommt.

Dann gab es den Impfstopp, weil es einige wenige Fälle bei mehr als eine Million geimpften von tödlicher Thrombose gab. Der wurde einige Tage später wieder aufgehoben, weil die Zahl nicht relevant sei und nun nach einigen Fällen mehr darf er nicht mehr an über 60 Jährige verimpft werden, außer nach ausführlicher Aufklärung. Schon erteilte Impftermine werden gestrichen oder verschoben. Als Summe aus dem Debakel würde ich sagen. Der Impfstoff ist wohl geeignet für 60 bis 65 jährige Männer. Das wäre wahrscheinlich die Antwort eines Computers bei dem eine künstliche Intelligenz versucht, aus den Entscheidungen logische Schlüsse zu ziehen.

Das ganze Debakel hat mehrere Aspekte. Das Erste ist dieses Hin- und Her, das dazu beiträgt, Unsicherheit gegenüber den Impfstoffen allgemein und gegen den von Astrazeneka im Speziellen zu schüren. Das ist nur schädlich und kann dazu führen das wir mit freiwilligen Impfungen wohl nie auf die Herdenimmunität kommen, weil zu den Impfverweigerern noch viele kommen, die verunsichert sind oder meinen, wenn das so riskant ist, dann lasse ich mich besser nicht impfen. Sollen die anderen sich doch impfen lassen. Was dann? Coronasonderregeln bis zum Sankt-Nimmerleinstag? Normales Leben nur noch mit Impfpass? Zwangsimfpung?

Vor allem aber zerstört das Gerangel und Hin-undHer das Vertrauen in die Politik. wenn es jede Woche was anderes zu dem Thema gibt. Das ist ja nicht nur beschränkt auf das Impfen. Diese Hüh-und-Hott Politik durchlaufen wir seit Monaten. Jede Woche was Neues. Da gibt es eine komplexe Regelung mit „Fallback“ eingeführt, dann müssen die Fallbackregeln nun bei steigenden Inzidenzzahlen greifen und schon gehen erneut Diskussionen los. Beschreiten einzelne Landkreise und Bundesländer Sonderwege. Da gibt es Extraregeln für Ostern, die nicht mal einen Tag später wieder einkassiert werden. Alles, nur kein System.

Ich wünsche mir von der Politik nur drei Dinge:

Erstens: Macht Anordnungen auf Basis von wissenschaftlichen Fakten. Nach einer Untersuchung kann ein Infizierter in einem Großraumbüro achtmal mehr Menschen anstecken als im Supermarkt. Dort wird aber die Personenzahl überwacht und es gibt Maskenpflicht. Beim Arbeitsplatz nicht. Die Wirtschaft muss ja laufen.

Ebenso die Schulen. Ich entnehme der Studie, das eine Oberschule bei 50 % Belegung mit Maske einen Wert von 2,9 hat, die Schwimmhalle in die ich nicht mehr darf aber eine von 2,3. Mit Wissenschaft haben die Regeln wer unter welchen Umständen wie geöffnet hat absolut nichts zu tun.

Auf Basis dieser Fakten nützen aber alle Einschränkungen im privaten Bereich nichts, wenn die Hauptansteckungsherde so völlig ignoriert werden. Das kann man auch ausdehnen über den Sinn zahlreicher Maßnahmen wie Ausgangssperren von 22 bis 5 Uhr – wenn nichts offen ist, wohin man gehen kann, wer geht dann freiwillig um die Zeit raus, wenn er nicht gerade einen Hund hat (und dann darf er ja). Oder der Impfstoff von Astrazeneka. Es gibt hier einige Fälle von Sinusvenenthrombosen. Doch wie hoch ist das Gesamtrisiko? Wenn eine Frau die Pille nimmt, steigt ihr Risiko an Thrombosen zu versterben von 2 auf 10 pro 10.000. Bei Astrazeneka reden wir von 31 Fällen Erkankungsföllen bei 2,8 Millionen Impfdosen. Das sind 0,11 pro 10.000 also um den Faktor 20 niedriger, als das natürliche Risiko einer Frau an Thrombose zu erkranken und um den Faktor 100 wenn sie auch „die Pille“ einnimmt. Das bisher vor allem Frauen betroffen sind, verwundert angesichts dessen das „die Pille“ das Thromboserisiko um den Faktor 5 steigert, also weitaus mehr erhöht nicht. Auf der anderen Seite: da die Gruppe der Alten, für die das Risiko wirklich hoch ist, inzwischen geimpft wurde, sinkt die Zahl der Todesfälle durch Covid-19. Wir haben heute eine höhere Inzidenz als Anfang Dezember, bevor das Impfen anfing, aber weniger Tote. Man kann leicht hochrechnen, das wenn alle nur mit Astrazeneka geimpft würden, das dann wären das insgesamt weniger als 900 Erkannte (nicht Tote) – so viele „echte“ Todesfälle bekommen wir aber durch Covid 19 alleine in einer Woche hin. Anstatt also zu stoppen, sollte die Politik auch mit diesem Impfstoff weiter machen, und wenn man vorsichtig sein will, dann eben nur für Männer. Vor allem sollte eine faktenbasierte Politik auch mal einen Blick nach England werfen, wo vor allem mit diesem Pärparat geimpft wird, und zwar erheblich schneller als bei uns. Dort ist man inzwischen bei der Gruppe der über 50 Jährigen angekommen und Premier Johnson verspricht für Ende Juli das Ende aller Einschränkungen. Während unsere „oh-wie-ist-der-Impfstoff-gefährlich-politik“ sich nur alle paar Tage neue Einschränkungen einfallen lässt.

Zweitens: Haltet einfach einmal zwei Wochen lang die Klappe und dann könnt ihr wieder auf Basis der letzten Entwicklungen was beschließen oder eben nicht. Die Leute sind von Corona schon genervt genug. Fast jeder ist irgendwie betroffen. Ich darf seit 3.11. nicht mehr Schwimmen und habe seitdem 5 Kilogramm zugelegt, mein Ferienhaus ist ebenso seitdem zu, genauso wie schon zwischen März und Juni. Dabei ist es ein Ferienhaus, kein Hotel. In meinen Augen ist es völlig, egal ob eine Familie in ihrem Haus in NW ist oder im Allgäu ist, das Risiko ist unter denselben Personen ja das gleiche. Hier stelle ich fest, das bei dem Beherbergungsgewerbe nicht unterscheiden wird zwischen Hotel und Ferienhaus, bei Friseuren und Nagelstudios aber sehr wohl. Ähnlich haben etliche andere zu leiden, wobei es mir ja ja noch gut geht, anders als alle die irgendwie mit Veranstaltungen mit vielen Personen zu tun haben, die haben seit einem Jahr defakto Berufsverbot. Kurz: egal ob hart oder weniger hart betroffen. Die Leute haben von Corona die Schnauze voll, was der Strom von Mallorcatouristen ja auch zeigt und das angebliche Durchgreifen der Politik sieht jetzt eher nach einem hilflosen Herumstochere aus. Das gilt aber auch für jeden einzelnen Politiker und die Medien. Ich muss nicht jeden Tag hören, was Karl Lauterbach von sich gibt. Wie wäre es, wenn ihr Medienvertreter und Redakteure einfach mal einige Zeit nichts zu dem Thema bringt, außer es sind wieder tragende Beschlüsse, die ja so wichtig sind, dass sogar das laufende Fernsehprogramm für eine Pressekonferenz von Merkel unterbrochen wird. Ihr seht, ich halte die meisten Beschlüsse unserer Regierung in dieser Dache für nicht besonders wichtig.

Drittens: kümmert euch auch mal um andere Probleme, die es ja auch noch gibt. Nur mal ein kleines, harmloses Beispiel. Dieses Wochenende war wieder Zeitumstellung. Wollte man die nicht mal abschaffen? Hat man in den letzten Jahren nicht hingekriegt, die deutsche Leitung der EU im letzten Halbjahr hat das Thema nicht mal aufgegriffen. Der Grund: man bekommt nicht alle EU Staaten unter einen Hut. Ja dann eben nicht. Früher gab es auch mehrere Zeitzonen in Europa. Als ich als Kind und Jugendlicher nach Frankreich und Spanien reiste, musste ich die Uhr verstellen. Nun muss jeder die Uhr zweimal im Jahr verstellen. Von einer Kanzlerin erwarte ich das, wenn es keine gesamteuropäische Lösung gibt, man eine andere Lösung findet. Zum Beispiel mit Frankreich sich auf eine Zeitzone verständigen. Dann hat man schon mal ein Drittel der Bevölkerung im Zentrum Europas abgedeckt und ich wage zu prognostizieren, dass einige kleinere Nachbarländer sich dann anschließen. Und die osteuropäischen Staaten können dann eine eigene Zeitzone aufmachen und Spanien, Portugal eine zusammen mit England. Wahrscheinlich wäre sogar, das, wenn die beiden größten Staaten in Europa vorpreschen, die anderen Länder einfach nachziehen, so wie sie es ja schon bisher getan haben und damit auch von ihrer lokalen Uhrzeit abgewichen sind.

Was soll ich von der Politik halten, wenn sie nicht mal so eine einfache deklarative Sache, mehr ist, es ja nicht hinbekommt?






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