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Web Log Teil 627: 22.7.2021 - 31.7.2021

22.7.2021: Wir optimieren die New Shepard

Nun ist ja der erste Einsatz der New Shepard mit Besatzung vorbei und ich finde es gibt nichts, was man nicht besser machen kann. Und zar eine höhere Gipfelhöhe und mehr Zeit in der Schwerelosigkeit.

Hier die für mich wesentlichen Daten aus dem Video:

Dabei ist zu sagen, dass die Rakete in den letzten Sekunden vor Brennschluss kaum schneller wurde, gerade so als würde man bewusst eine bestimmte Geschwindigkeit – eben diese 2200 mph (miles per hour) anstreben. Ich hätte ja mit dem vorhandenen Treibstoffvorrat die höchste mögliche Höhe angestrebt, aber vielleicht wollte man wegen Wally Funk die Beschleunigung begrenzen.

Ich rechne zuerst mal die Daten ins metrische System um:

Man kann zuerst mal auf Basis des Gravitationsgesetzes errechnen, welche Endgeschwindigkeit man braucht, um von 61 auf 107 km zu gelangen, das ist relativ einfach:

v = Wurzel(2*GM*(1/r1-1/r2)

r1 und r2 sind die Höhen, gemessen vom Erdmittelpunkt (6378 km) aus, GM das Produkt aus Gravitationskonstante und Erde etwa 3,98x1014.

Man erhält 938 m/s. Die Kapsel hat also sogar eine gewisse Überschussgeschwindigkeit, ich vermute aber, sie ist nicht im 90 Grad Winkel orientiert, für einen 73 Grad Winkel würde die Geschwindigkeit passen. Eine andere Erklärung ist ein noch kleiner Luftwiderstand, der die Kapsel abbremst.

Relativ gut bezifferbar sind auch die Gravitationsverluste. Für einen senkrechten Aufstieg entsprechen sie:

v = g * Brenndauer

Hier also:

133 s * 9,78 m/s = 1.300 m/s

In Wirklichkeit wegen der mit der Höhe abnehmenden Gravitationskraft etwas kleiner. Bemüht man erste Gleichung, die genauso genutzt werden kann, so kommt man auf 1089 m/s. Allerdings gilt das wieder für den senkrechten Aufstieg und die Bahn neigt sich ja und vor allem gibt es noch den Luftwiderstand, der bei dem Aufstieg noch eine Rolle spielt, in 61 km Höhe ist aber klein.

Nun warum geht es in diesem Blog?

Wenn ich bei gegebener Rakete eine höhere Gipfelhöhe und damit eine längere Zeit der Schwerelosigkeit erreichen will, dann muss ich diese Gravitationsverluste reduzieren. Sie sind, wie man schon an den Zahlenwerten sieht höher als die erreichte Endgeschwindigkeit. Der Weg dazu ist einfach: Die Brenndauer muss verkürzt werden.

Das bedeutet: Der Schub muss höher sein und die Beschleunigung ist größer.

Das eröffnet die Diskussion, welche Beschleunigung tolerabel ist. Die Passagiere sind ja keine ausgebildeten Astronauten. Sie können alt sein, nicht bei bester körperlicher Verfassung oder übergewichtig (Bluthochdruck) sein.

Beim Space Shuttle wurde schon beim Design erwogen, das später Nicht-Astronauten mitfliegen würden. „Nicht Astronauten“ heißt: sie durchliefen keine Astronautenausbildung. Das waren die „Payload Specialists“. Sie waren z.B. bei einem kommerziellen Satellitentransport verantwortlich für das Aussetzen der Satelliten und stammten vom Hersteller. Später wurden unter der Bezeichnung auch saudische Scheichs, ein Senator, der inzwischen NASA Chef ist und die Lehrerin Christa Christa McAuliffe befördert. Gerade ihr Tod bei STS-51L führte dazu, dass man dieses Programm aufgab.

Aufgrund dessen wurde die Maximalbeschleunigung auf 3 g begrenzt, die trat am Schluss der Brennzeit der Haupttriebwerke, auf die dazu im Schub herunter geregelt wurden, damit sie konstant blieb.

In der deutschen Wikipedia steht, dass die höchste Beschleunigung in einer Achterbahn 4 g beträgt und auch diese muss ja durchstanden werden, aber nur kurz, maximal einige Sekunden. In der englischen Wikipedia steht als maximale dauerhafte tolerierbare Beschleunigung 5 g, wobei es aber bei einzelnen Personen schon zu Ohnmacht kommen kann (aber eben keinen Gesundheitsschäden).

Die Beschleunigung in der New Shepard ist mit keinem der drei Werte vergleichbar:

Doch wie hoch ist die Beschleunigung an Bord der New Shepard?

Nun man kann das abschätzen. Das Triebwerk BE-3PM liefert nach Blue Origin einen Schub von 490 kN auf Meereshöhe. Der spezifische Impuls muss geschätzt werden. Nehme ich das RS-68 als ebenfalls am Boden gezündetes Triebwerk mit derselben Treibstoffkombination als Vergleich so kann man ihn auf 3580 m/s abschätzen. Er dürfte dann im Vakuum auf 4022 m/s ansteigen. Ähnlich im spezifischen Impuls liegt eine Bodenversion des RL10 für die DC-X mit 3658 m/s spezifischem Impuls am Boden.

490 kN / 3581 m/s ergibt einen Treibstoffverbrauch von 136,8 kg/s

Bei 133 s Brennzeit (die 7 Sekunden bis zum Abheben läuft das Triebwerk hoch, der verbrauchte Treibstoff ist ohne Bedeutung für die Bahn) werden so 18.200 kg Treibstoff verbraucht. Ich habe nun eine New Shepard modelliert indem ich die Masse erhöhte, sodass sie die angegebene Gipfelhöhe erreicht. Als Endwinkel habe ich nur 85 Grad angegeben, das führt zu einer sicheren Landedistanz von 7 km. Die Brennschlusshöhe ist deutlich geringer, doch wie ich schon schrieb, wurde das Triebwerk am Schluss heruntergeregelt und bei 1 km/s schon erreichter Geschwindigkeit, reichen 10 s dazu aus um die Höhe zu erreichen. Daneben gibt es natürlich noch andere Unwägbarkeiten wie den angenommener spezifischer Impuls oder das Neigeprogramm.


Parameter

Wert

Einheit

Startbeschleunigung:

12,896

m/s²

Maximalbeschleunigung

27,504

m/s²

Antriebsphase:

133,00

sec

Startwinkel:

90,000

Grad

Startmasse:

38.000,0

kg

Leermasse:

19.800,0

kg

Startsschub:

490,03

kN

Spez. Impuls Meereshöhe:

3.581,0

m/s

Spez. Impuls Vakuum:

4.022,0

m/s

Durchmesser:

3,660

Meter

Brennschlusshöhe:

50,025

km

Brennschlussdistanz:

0,895

km

Maximalhöhe:

108,20

km

Distanz:

6,709

km

Vmax:

1.062,0

m/s

Vmax (theoretisch):

2.516,9

m/s

Luftwiderstand:

157,56

m/s

Gravitationsverluste:

1.297,4

m/s

Vx (max):

23,426

m/s

Vy (max):

1.061,7

m/s

V zuletzt:

196,78

m/s

Dauer:

423,23

sec

Dauer mit <0,01 g:

186,77

sec

Aber schauen wir uns die Daten mal an. Die Gravitationsverluste sind deutlich höher als die Endgeschwindigkeit – wie zu erwarten. Die Rakete muss bei der Landung nur rund 200 m/s abbauen, bedenkt man das dies weniger als ein Zwölftel der erreichten Geschwindigkeit ist, und dann vor der Landung auch die Kapsel abgetrennt wird, kostet das wenig Treibstoff – in der Größenordnung von 1 bis 2 t. Interessant sind die Beschleunigungen. Es geht los mit 1,3 g und erreicht knapp 3 g. (genau 2,8). Man hat sich also wohl bei der Spitzenbelastung am Space Shuttle orientiert.

Wie kann man das einfach verbessern? Nun indem man die neue Version des BE-3U für die Oberstufe der nächstgrößeren Trägerrakete „New Glenn“ einsetzt. Dieses hat 710 kN Schub. Diese Schubsteigerung bekommt man nicht alleine durch eine größere Düse für den Vakuumbetrieb – die liefert maximal 5 bis 10 % mehr Schub. Das Triebwerk muss mit einem höheren Brennkammerdruck arbeiten.

Hier würde man die Düse wieder kürzen, sodass eben 5 bis 10 % Schub verloren gehen, ich habe mit 650 kN Bodenschub (8,5 % weniger) gerechnet. Durch den höheren Brennkammerdruck kann sie aber trotzdem gegenüber dem Basismodell BE-3PM verlängert werden, sodass ich den spezifischen Impuls am Boden auf den Wert des RL10-A5 angehoben habe – 3650 m/s und dann im Vakuum 4100 m/s.


Parameter

Wert

Einheit

Maximalhöhe:

155,02

km

Distanz:

8,347

km

Startbeschleunigung:

15,906

m/s²

Maximalbeschleunigung

34,573

m/s²

Startbeschleunigung:

1,623

g

Maximalbeschleunigung

3,529

g

Antriebsphase:

111,54

sec

Startwinkel:

90,000

Grad

Startmasse:

40.864,0

kg

Leermasse:

21.000,0

kg

Startsschub:

650,00

kN

Spez. Impuls Meereshöhe:

3.650,0

m/s

Spez. Impuls Vakuum:

4.100,0

m/s

Durchmesser:

3,660

Meter

Brennschlusshöhe:

57,094

km

Brennschlussdistanz:

0,779

km

Vmax:

1.366,8

m/s

Vmax (theoretisch):

2.631,7

m/s

Luftwiderstand:

177,66

m/s

Gravitationsverluste:

1.087,3

m/s

Vx (max):

24,565

m/s

Vy (max):

1.366,6

m/s

V zuletzt:

214,79

m/s

Dauer:

462,11

sec

Dauer mit <0,01 g:

265,99

sec

Man sieht – sowohl die Gipfelhöhe wie ich die Dauer der Schwerelosigkeit sind deutlich erhöht. Der Preis ist eine Erhöhung der Spitzenbeschleunigung auf 3,5 g. Doch das BE-3 ist im Schub reduzierbar. Nutzen wir dies aus und begrenzen die Beschleunigung auf 3 g:


Parameter

Wert

Einheit

Maximalhöhe:

154,70

km

Distanz:

8,360

km

Startbeschleunigung:

15,906

m/s²

Maximalbeschleunigung

29,254

m/s²

Startbeschleunigung:

1,623

g

Maximalbeschleunigung

2,986

g

Antriebsphase:

113,38

sec

Schub Reduktion nach:

90,309

sec

Ohne Schubreduktion:

111,54

sec

Startwinkel:

90,000

Grad

Startmasse:

40.864,0

kg

Leermasse:

21.000,0

kg

Startsschub:

650,00

kN

Spez. Impuls Meereshöhe:

3.650,0

m/s

Spez. Impuls Vakuum:

4.100,0

m/s

Durchmesser:

3,660

Meter

Brennschlusshöhe:

59,170

km

Brennschlussdistanz:

0,817

km

Vmax:

1.349,0

m/s

Vmax (theoretisch):

2.631,7

m/s

Luftwiderstand:

177,77

m/s

Gravitationsverluste:

1.105,0

m/s

Vx (max):

24,614

m/s

Vy (max):

1.348,8

m/s

V zuletzt:

214,74

m/s

Dauer:

462,01

sec

Dauer mit <0,01 g:

265,53

sec

Man sieht – das ändert fast nichts. Die Gipfelhöhe ist einige Hundert Meter kleiner, die Dauer der Schwerelosigkeit um nicht mal eine Sekunde kleiner. Blue Origin müsste nur das Triebwerk auswechseln – und hätte als Zusatznutzen auch gleich einige zusätzliche Qualifikationsläufe des BE-3U vor dem Einsatz auf der New Glenn.

Eine zweite Alternative wäre es das Gefährt komplett umzubauen. Am sinnvollsten wäre eine größere Kapsel, die mehr Passagiere mitführen kann, die Rakete (Antriebsteil) aber gleich groß zu lassen. Will man nach wie vor 100 km Höhe überschreiten, aber nicht viel, so darf die Kapsel 2 t schwerer werden. Ich denke, das ist etwa ein ziemlicher Bruchteil der derzeitigen Masse – sie ist in etwa so groß wie das CM von Apollo, es fehlt aber die komplette Inneneinrichtung, sodass sie sicher leichter als die 5,5 t der Apollokapsel ist. Das es eine neue Kapsel gibt, wäre angesichts eines eingeführten und getesteten Vehikels aber unwahrscheinlich.

Die dritte und schlüssigste Alternative ist es die 2 t Mehrmasse an die Rakete zu montieren, die ja auch landet – schon hat man eine Höhenforschungsrakete mit 2 t Nutzlast. Gut die Dauer der Schwerelosigkeit ist kurz, dafür landet die Nutzlast viel weicher und ist auch weniger harschen Bedingungen beim Start ausgesetzt. Angesichts der Wiederverwendbarkeit und Zweitnutzung müsste Blue Origin gängige Höhenforschungsraketen im Preis unterbieten.

Wenn man das Konzept weiter denkt, könnte man auch bei weniger 2 t Masse für die Höhenforschung die Kapsel abtrennen, wenn sie 100 km Höhe erreicht und die Rakete nochmals zünden, um mit der Höhenforschungsnutzlast eine noch größere Höhe zu erreichen und damit eine längere Dauer der Schwerelosigkeit.

Die vierte Alternative wäre es einfach Treibstoff einzusparen, doch denke ich, die rund 10 bis 15 t Treibstoff, davon ist nur ein Siebtel der relativ teure Wasserstoff also 1,5 bis 2 t, spielen nicht den Preistreiber. Grüner Wasserstoff kostet in der Herstellung je nach Verfahren 2,8 bis 6,2 €/kg. So liegt man bei maximal 12.400 Euro für die Tankfüllung, das dürfte angesichts der Ticketpreise die ich deutlich über denen von Virgin Galactics (1 Mill. $ pro Flug) ansetze, keine große Rolle spielen. Und grüner Wasserstoff – also mit regenerativen Energien erzeugter Wasserstoff, ist deutlich teurer als normaler Wasserstoff der beim Cracken von Erdöl anfällt.

25.7.2021: Die ACES für alle

Die Beschäftigung mit dem BE-3U von Blue Origin führt mich zu folgender Überlegung:

Eigentlich liegt das Triebwerk ja in einem idealen Schubbereich. Die USA haben die RL-10 Serie mit maximal 110 kN Schub und dann das J-2X mit fast 1.400 kN Schub dazwischen nichts. Das BE-3U läge mit 710 kN Schub genau in der Mitte. Könnte man darum nicht eine gute Oberstufe basteln?

Das eine solche nötig ist zeigt die Entwicklung der Trägerraketen, die das RL10 einsetzen. Das RL10 wurde für die Atlas Centaur entworfen. Das war eine 150 t schwere Trägerrakete. Damals wurden sogar zwei RL-10 mit zusammen 133 kN Schub eingesetzt. Inzwischen ist es im Einsatz auf der Delta 4 und Atlas V mit 227 und 308 t schweren Unterstufen (Atlas-Centaur: 128 t) und nur noch 99 bzw. 110 t Schub. Gut die Schubreduktion ist eine Folge der höheren Endbeschleunigung durch die größeren Unterstufen und das man heute optimierte Flugbahnen durch den Bordcomputer fliegen kann, während man in den Sechzigern dies nicht konnte. Aber auch so sind die Oberstufen auf 23 bis 28 t Masse begrenzt. Eigentlich schon für die schweren Träger zu klein. Erst recht wenn nun noch größere neue Träger kommen, wie die Vulcan die noch schwerer sind und die OmegA sollte für eine 38 t schwere Oberstufe zwei RL10 einsetzen und trotzdem ist diese letzte Stufe klein gemessen an den Unterstufen. Die NASA benötigt zudem eine Oberstufe für die SLS. Auch hier greift man bei der EDS auf vier RL-10 zurück. Die derzeitige IPCS ist eine Delta Zweitstufe mit einem RL10.

Daneben könnte eine größere Stufe auch auf der Falcon 9 oder Falcon Heavy als Ersatz für die zweite Stufe fungieren. Vor allem aber gäbe es (wenn wir die Delta 4 die ausläuft, außen vorgelassen) dann fünf Trägerfamilien, auf denen die eingesetzt werden könnte:

Mit der Omega wären es sogar noch eine Rakete mehr gewesen. Diese setzten heute fünf verschiedene Stufen ein – was für eine Verschwendung.

Design

Große und Masse der Stufe orientiert sich nach dem Schub des Triebwerks und der kleinsten Unterstufe. Eine Oberstufe muss keinen Schub haben der die Masse mit mehr als 1 g beschleunigt. Je nachdem bei welcher Geschwindigkeit sie zündet, kann der Schub klein sein. Das Extrembeispiel ist die Breeze M die knapp 20 kn Schub hat, bei einer Masse (mit Nutzlast) von 27 t, also mit weniger als 0,1 g beschleunigt.

Ich dachte zuerst an moderate und sichere 0,8 g Startbeschleunigung und kam bei 30 t für eine optionale Oberstufe und Nutzlast bei 710 kN Schub auf eine Startmasse von 60 t. Für die Atlas 431 habe ich dies auch modelliert (Versionen mit keinem oder weniger Boostern haben nicht genügend Startschub um die Oberstufe zu tragen) und erhielt mehr als 1 t zusätzliche GTO Nutzlast.

Doch dann erinnerte ich mich – war das Triebwerk nicht mal im Gespräch für die ACES Oberstufe? Ja war es. Dort waren sogar nur 445 kN Schub vorgesehen und die wog mit 73 t sogar noch mehr. So habe ich eine Stufe mit folgenden Eckdaten modelliert:

Der Durchmesser orientiert sich nach den Nutzlastverkleidungen. Es ist klar, dass man sie nicht nach den Unterstufen orientieren kann, das wären sonst nur 3,6 m Durchmesser bei einer Falcon 9. Die kleinste Nutzlastverkleidung hat die Falcon 9 mit 5,2 m. Bei der SLS würde sie von der Nutzlastverkleidung umgeben werden. Unter Umständen kann es sinnvoll sein, die Stufe nicht ganz zu füllen, wenn sie z.B. auf einer Atlas eingesetzt wird.

Von dem BE-3U Triebwerk ist außer dem Schub nichts bekannt. Auch nicht der spezifische Impuls. Ich habe konservative 4400 m/s angenommen, die sind mit der langen Düse auch im Nebenstromverfahren erreichbar (das HM-7B liegt bei 4385 m/s) beim Einsatz des Hauptstromverfahrens würde ich eher Richtung 4500 m/s tippen. Die Trockenmasse habe ich auf 1/10 der Startmasse angesetzt, bei der Aces waren es nur 8 % (1/12,5), doch auch hier ein eher konservativer Ansatz. Wer an die Leichtbauweise der ACES glaubt, kann nochmals 1,5 t Nutzlast hinzuaddieren. Um dieses wäre die Stufe leichter. Die Länge ergibt sich aus den Schätzungen über Triebwerkslänge und Tankvolumen. Bei einem Mischungsverhältnis von 6:1 (LOX/Lh2) wäre der zylindrische Teil des Tank 8,47 m lang, mit zwei halbkugelförmigen Abschlüssen dann 13,66 m. Dazu käme noch das auf 2,5 bis 3 m Länge geschätzte Triebwerk.

Bei den größeren Raketen wäre noch eine dritte Stufe hinzunehmbar, z.B. eine Centaur. Eine Hochenergiestufe macht natürlich Sinn bei Missionen mit höheren Endgeschwindigkeiten. Das ist auch logisch, denn keiner der obigen Träger nutzt heute schon seine LEO-Nutzlast öfters voll aus. Bei der Atlas ist das erst jetzt der Fall bei den Starliner Flügen. Doch selbst da reicht das zweitkleinste Modell mit einem Booster. Bei der Falcon und Heavy ist die LEO-Nutzlast durch die zu kleine Nutzlastverkleidung beschränkt und die SLS ist nur für Mondflüge vorgesehen.

Als Zielgeschwindigkeiten habe ich einmal einen GTO und einmal einen Marstransferorbit mit einem hohen C3 von 20 km²/s² vorgesehen. Bei der Atlas V habe ich nicht alle Modelle untersucht, sondern nur das kleinste Modell 431, ab dem die Stufe eingesetzt werden kann und die größte Version Atlas 551.

Die Nutzlasten

Die Daten der Falcons sind mangels veröffentlichter Daten rekonstruiert. Für die Vulcan und New Glenn gibt es nicht mal genügend Daten für eine saubere Rekonstruktion. Alle Daten wurden mit meiner Simulation berechnet und daher können die Nutzlasten von den veröffentlichten Angaben abweichen.

Rakete

Nutzlast 186 x 35790 km GTO

Mit BE-3U Oberstufe

Atlas 421

6.500 kg

8.000 kg

Atlas 551

7.600 kg

11.500 kg

Falcon 9

6.500 kg

11,700 kg

Falcon Heavy

15.000 kg

20.500 kg

SLS ICPS

44.000 kg

61.000 kg

Der Gewinn ist deutlich. Teilweise über die Hälfte mehr in GTO.

Rakete

Nutzlast c3=20 km²/s²

Mit BE-3U Oberstufe

Atlas 421

3.100 kg

2.300 kg

Atlas 551

3.700 kg

4.300 kg

Falcon 9

700 kg

4.200 kg

Falcon Heavy

5.400 kg

9.400 kg

SLS

20.000 kg

30.000 kg

Auch hier ist deutlich sichtbar: je größer die Rakete, desto größer der Nutzlastgewinn. Bei der Atlas 431 sinkt die Nutzlast ab, da die leere ACES-Stufe 7 t wiegt, verglichen mit 2,3 t einer Centaur, das wirkt sich bei leichten Nutzlasten dann stärker aus. Bei der Falcon 9 hängt die Nutzlast für eine hohe Geschwindigkeit sehr stark vom Trockengewicht der Oberstufe ab. Das ist unbekannt. Ich habe deren Trockenmasse mit 6,2 t modelliert (Startmasse 118 t) um auf die 6,5 t reale GTO Nutzlast zu kommen, nimmt man eine geringere Trockenmasse an, so steigt die Nutzlast entsprechend an.

Der Nutzen

Der Nutzen wäre offensichtlich. Man hätte eine Oberstufe für fünf Träger, wenn man die New Glenn hinzunimmt sogar sechs, doch da deren Daten noch völlig unbekannt sind, habe ich sie nicht mitaufgenommen. Daneben will Blue Origin natürlich eine eigene Oberstufe auf Basis des BE-3 für die New Glenn konstruieren, die aber noch größer wird und wahrscheinlich zwei Triebwerke einsetzt.

Mehr Träger bedeuten mehr Einsätze der Stufe, mehr Stufen und eine günstigere Fertigung. Sicher könnte man die Firmen nicht verdonnern die Stufe einzusetzen, aber die NASA könnte die Stufe für die SLS entwickeln lassen plus Adaptern für die anderen Träger. Der Hersteller müsste vertraglich zusichern, dass er sie an jeden US-Launch Service Provider liefert. Dann steht es ihnen frei sie einzusetzen oder weiter auf ihre eigenen Stufen zu setzen.

Benötigt wird diese Stufe primär für Hochenergiemissionen, wozu auch z.B. direkte Transfers in den GEO oder Navstar Orbit gehören, aber natürlich auch Missionen zu dem Mond und Planeten. Für ganze extreme Geschwindigkeitsanforderungen wie z.B. zu Jupiter und weiter hinaus kann man sogar eine weitere Stufe addieren, z.B. eine Centaur, das erlaubt der vergleichsweise hohe Schub.

Der Nutzen wäre gegeben jenseits der SLS für einige besonders schwere GEO Nutzlasten, welche das US-Militär wohl plant, sonst hätte sie in den aktuellen Ausschreibungen für Träger nicht so hohe Anforderungen aufgestellt. Daneben auch für die Versorgung des Lunar Gateways. Dessen Geschwindigkeitsanforderung liegt ziemlich genau in der Mitte zwischen diesen Tabellen. Eine Falcon 9 oder Atlas 551 könnten so eine Cygnus mit 3-4 t Fracht transportieren, eine Falcon Heavy nicht eine abgespeckte Dragon, sondern sogar eine deutlich schwerer beladene als zur ISS. Vulcan und New Glenn, als noch größere Raketen könnten ebenfalls größere Transporter oder sogar Elemente für das Lunar Gateway transportieren, damit hätte SpaceX das Alleinstellungsmerkmal, das sie sich ja teuer haben bezahlen lassen (der Start von zwei Modulen ist zwei bis dreimal teurer als andere Falcon Heavy Starts) verloren.

27.7.2021: Vergleiche

Als Kind habe ich öfters einen bestimmten Typ von Kartenspiel gespielt. Es waren typisch 32 Karten zu einem Thema, also Autos, Panzer, Flugzeuge etc. Neben der Abbildung gab es eine Liste von technischen Daten. Bei einem Auto z.B. Spitzengeschwindigkeit, Hubraum, Gewicht Benzinverbrauch etc. Wir haben immer auf „Trumpf“ gespielt. Das war ganz einfach. Die Karten wurden gleichmäßig an alle verteilt. Vom eigenen Stapel zählte nur die oberste Karte für jede Runde. Einer sagte einen technischen Wert seiner Karte an und der der den besten Wert hatte, bekam alle Karten dieser Runde und durfte ansagen. Das ging solange bis einer keine Karten mehr hatte. Der mit den meisten Karten hat dann gewonnen.

Ich nehme an das Spielprinzip kennen viele aus der Kindheit. Meist war es so, das viele Karten ähnliche Werte hatten mit leichten Vorteilen bei einzelnen Angaben. Es gab aber auch einige Überflieger und völlige Nieten. Beim Thema Auto könnte das z.B. ein Golf GTI als Überflieger und ein Lupo als Niete sein. Allerdings hatte selbst jeder dieser Extreme mindestens eine Rubrik, in der der Überflieger schlecht bzw. besonders die „Niete“ gut war. So würde der Lupo den Golf GTI z.B. beim Spritverbrauch schlagen, auch wenn er sonst in allen anderen Bereichen schlechter ist.

Auf diesen Aufhänger kam ich als ich über den heutigen Blog nachdenke. Es ging um Vergleiche. Vergleiche sind beliebt, auch bei mir. Ich hoffe ich vergleiche nicht zu oft Äpfel und Birnen, oder wie man früher sagte „Apple und IBM PC“ also Dinge die man eigentlich nicht vergleichen kann, und die nur bei oberflächlicher Betrachtung vergleichbar sind. Aber selbst bei Vergleichen ist es so das es immer wie oben auf das Kriterium ankommt.

Auf das heutige Thema kam ich, weil Simon mal in einem Kommentar schrieb, man könnte mit einer Falcon Heavy eine viel leistungsfähigere Sonde zu Pluto senden. Das stimmt nicht und zwar aus mehreren Gründen. Zum einen gab es für New Horizons nur das Startfenster 2006. Schon 2007 hätte man nicht mehr über Jupiter zu Pluto fliegen können – für die direkte Reise wäre die Sonde aber zu schwer gewesen. Zwar gibt es dann alle 12 Jahre erneut einen Dreijahreszeitraum, doch denn nächsten von 2015 bis 2018 hätte man auch verpasst, da zwar die Falcon Heavy zwar Anfang 2018 flog, aber noch nicht qualifiziert war.

Wichtig bei der New Horizons Mission war aber der Zeitfaktor. Man befürchtete, dass die dünne Atmosphäre Plutos bei steigender Entfernung von der Sonne ausfriert (wie sich zeigte, war dies unbegründet, und selbst heute ist sie nach jüngsten Beobachtungen noch nachweisbar). Schon 2006 war Ende des Startfensters des Dreijahreszeitraums, der im Dezember 2003 begann.

Vor allem ist aber die Angabe falsch. Eine Falcon Heavy transportiert keine Sonde auch nur annähernd auf die Geschwindigkeit die man für einen Flug zu Pluto benötigt. New Horizons verlies die Erde mit 16,24 km/s. Das entspricht einer c3 von 157 km²/s². Die Größe c3 informiert über die Energie nach Verlassen der Erde, während die Geschwindigkeit der Sonde von der Bahn um die Erde abhängig ist die erreicht wird.

Als New Horizons an Pluto vorbeiflog, änderte SpaceX kurzzeitig ihre Nutzlastangabe für die Falcon Heavy auf 2,9 t zu Pluto ab. Nur stimmt das nicht. Ich habe es nachgerechnet. Wenn, wohlgemerkt wenn, die 70 t Nutzlastangabe stimmt (inzwischen wissen wir das sie nicht stimmt) so kommt diese Nutzlast von 2,9 t gerade auf eine Geschwindigkeit knapp über 14 km/s, das reicht zu Jupiter, aber nicht zu Pluto, denn der Umlenkwinkel und die Richtung sind auch von der Ankunftsgeschwindigkeit bei Jupiter abhängig. Beim Zeitraum 2003 bis 2006 betrug die minimale Geschwindigkeit (bei einem Start 2003) 15,757 km/s und damit rund 1,5 bis 1,7 km/s mehr als für die Nutzlast für Jupiter die SpaceX als die für Pluto ausgab. Hmmm, schon ein falscher Vergleich?

In diesem Vergleich ist eine Falcon Heavy der Trägerrakete Atlas 551 von New Horizons unterlegen, auch wenn sie nach SpaceX Angaben die dreifache Nutzlast hat. Das liegt an einem einfachen Grund: sie ist zweistufig und die letzte Stufe ist wirklich groß. Zumindest der Treibstoffanteil kann man auf über 110 t berechnen und dann hat eine Stufe auch eine hohe Leermasse. Ich habe sie in meiner Modellierung die zu den real erreichten 15 t in GTO (ohne Bergung) passt auf 6,2 t angenommen, andere setzen noch größere Massen an, so Zubrin 10 t. Da die Gesamtnutzlast immer aus Nutzlastgewicht und Trockengewicht der letzten Stufe besteht, nimmt diese viel schneller ab als bei der letzten Stufe der Atlas die nur 2,257 t wiegt und zudem einen höheren spezifischen Impuls hat. Das folgende Diagramm zeigt die Nutzlastabnahme bei Geschwindigkeiten oberhalb der Fluchtgeschwindigkeit und man sieht, dass oberhalb von etwa 13 km/s die Atlas 551 eine höhere Nutzlast als die Falcon Heavy hat. Dabei ist das die Standardversion der Atlas 551, nicht die von New Horizons verwendet mit einer zusätzlichen Star 48 Oberstufe – die könnte auch SpaceX einsetzen, denn wir wollen ja keine Äpfel mit Birnen Vergleiche. Nur beist sich das mit der Firmenpolitik.

Das zweite Beispiel wo es auf den Gesichtspunkt ankommt ist das Space Shuttle. Die Tragik des Space Shuttles liegt in meinen Augen, das es ursprünglich als Versorger für eine bemannte Raumstation konzipiert wurde. Diese wurde aber gestrichen und erst 15 Jahre später erneut angedacht, wobei man auch fast ein Jahrzehnt nur plante. Als sie dann fertiggestellt wurde, wurde das Space Shuttle ausgemustert. Die vorherigen Missionen die nur Satelliten aussetzen, wären mit Trägerraketen oder einer unbemannten Version des Shuttles billiger möglich gewesen und selbst die Flüge mit Raumlabors wie dem Spacelab oder Spacehab waren gemessen an der Dauer recht kostspielig.

Nun wird das Space Shuttle durch fünf Systeme ersetzt: drei unbemannte und zwei bemannte Transporter. Und ja nach Sichtweise kann ich im Vergleich beweisen, dass das Space Shuttle günstiger ist oder die neuen Systeme. Wie immer bei einem Vergleich – es kommt auf den Gesichtspunkt an. Genauso wie die Falcon Heavy bis 13 km/s Geschwindigkeit immer eine größere Nutzlast, als die Atlas 551 hat, sind die neuen Versorger bis zu einem bestimmten Punkt günstiger und ab diesem das Space Shuttle.

Geplant wurde bis 2005 das ISS Programm neu strukturiert wurde dies:

Mit einem MPLM sind bis zu 9,4 t Fracht pro Flug möglich, zusätzlich oder alternativ noch Fracht ohne Druckausgleich. Bei einem Mix beider Formen wären es maximal 9,4 t Fracht im Druckmodul und 1,7 t Fracht ohne Druckausgleich gewesen, bei einer reinen Mission ohne MPLM wären es maximal 12,4 t Fracht ohne Druckausgleich auf Express Paletten gewesen.

Bei vier Flügen pro Jahr kommt man so auf 16 bis 20 beförderte Astronauten zur ISS und maximal 44,4 t Fracht im Mix.

Diese Station wird aber heute nicht betrieben. 2005 beschloss man das Ausmustern der Space Shuttles und reduzierte zum einen die Personenzahl von sieben auf sechs (nun sind es wieder sieben) aber auch die Verdopplung der Aufenthaltsdauer auf 180 Tage, weil sonst bei zwei Sojus Flügen pro voller Besatzung Russland so viele Sojus nicht herstellen konnte. Man hat auch die Lebenserhaltungssysteme an Bord verbessert, sodass sie weniger Verbrauchsgüter brauchen, vor allem Gase und Wasser:

Im Jahre 2019 flogen folgende Transporter die ISS an:

Das sind zusammen 27.377 kg Fracht für sechs Personen. Für jedes Kilo zahlt die NASA 71.800 Dollar pro Kilogramm. Nimmt man nur die US-Systeme (die Fracht von Japan ist eine Kompensation für die Betriebskosten und die Progress sind für Russlands Anteil) so kommt man auf 14.602 kg die dann 1.049 Millionen Dollar kosten. Dazu kommen zwei Flüge von Boeing und SpaceX für den Mannschaftstransport die 360 bzw. 300 Mill. Dollar kosten, zusammen also bei je einem von jedem Anbieter 660 Mill. Dollar. Mit der Fracht ist man bei 1.709 Mill. Dollar.

Das ist preiswerter als das Space Shuttle Programm, das in den letzten Jahren vor der Einstellung bei 3.000 bis 3.600 Mill. Dollar pro Jahr lag.

Gehe ich davon aus, das die vier Flüge des Space Shuttles aber 44,4 t Fracht und mindestens 16 Astronauten (mit Option für 20) kompensiert werden sollen, so ist man bei 3.188 Mill. Dollar für den Frachttransport und 1.320 Mill. Dollar für den Passagiertransport zusammen also 4.408 Millionen Dollar und damit teurer als das Space Shuttle. Neben anderen Vorteilen wie einer viel höheren Downmasskapazität und der Möglichkeit auch Fracht ohne Druckausgleich zurückzubringen anstatt sie zu entsorgen wie vor kurzem die alten Batterien und gestern das Pirs-Modul und rein theoretisch könnten auch Pilot/Copilot des Shuttles auf der Station bleiben, sodass man 10 Personen permanent dort hätte).

Man sieht also – es kommt auf die Sichtweise an. Die heutige Station mit kleinerer Mannschaft und verbesserter Rückgewinnung ist unbemannt billiger zu versorgen, die ursprünglich geplante Station wäre günstiger durch das Space Shuttle versorgbar gewesen. Da dieses einen extrem hohen Fixkostenanteil von 2,4 Mrd. Dollar pro Jahr hatte, hätte eine Reduktion der Flüge auf zwei oder drei (die für die heutige Station reichen würden) kaum Einsparungen eingebracht.

Der absolute (falsche) Lieblingsvergleich, denn ich auch in den Medien immer häufiger sehe, ist der von „Kosten pro Kilogramm“. Gut der CRS-Kontrakt ist genauso so abgefasst, denn dort geht es ja um einen Frachttransport, den man auf mehrere Flüge aufteilen kann, aber meistens ist das gemünzt auf Trägerraketen. Die haben aber für einen bestimmten Orbit eine vorgegebene Maximalnutzlast und wenn die nur zum Teil ausgenutzt wird, dann wird der Start nicht viel billiger. Etwas kann der Launch Service Provider im Preis nachgeben, er hat ja auch eine Verdienstspanne und eine Rakete die im Lager liegt, bringt ihm überhaupt kein Geld ein. Aber der Spielraum ist klein. Das ist vergleichbar, wenn man einen Transporter für einen Umzug mietet und das Volumen nur teilweise nutzt, der wird ja auch nicht halb so teuer. Erst bei den nun immer häufiger werdenden Teilen eines Starts durch zahlreiche Mikrosatelliten und Cubesats kann man so ein Kriterium aufstellen. Selbst das Aufteilen eines Doppelstarts wird nicht nach Gewicht = Kostenanteil gemacht. Da die Konkurrenz bei leichteren Satelliten größer ist, ist deren Transport pro Masseeinheit günstiger. Der Ausgleich bei einer zu leichten Nutzlast geschieht meist anders. Man kann noch Sekundärnutzlasten mitführen oder man kann die leichtere Nutzlast in einen günstigeren Orbit bringen bei GTO z.B. die Inklination absenken oder Perigäum / Apogäum erhöhen. Dann spart der Satellit Treibstoff, um den finalen Orbit zu erreichen. Schon aufgrund der Geografie sind GTO-Bahnen der verschiedenen Weltraumbahnhöfe nicht vergleichbar. Ein Standard GTO vom Cape Canaveral aus hat eine 330 m/s höhere Geschwindigkeitsanforderung für den GEO als eine vom CSG aus. Dieses Manko, wenn man Mehrmasse an Tanks und Helium hinzurechnet, zu 15 % weniger Masse im Orbit führt. Schon deswegen macht der Schlüssel „pro Kilogramm“ wenig Sinn. Der Vergleich von Nutzlasten mit verschiedenem dV zum Endorbit verschiedener Träger/Weltraumbahnhöfe ist aber ebenfalls ein solch beliebter Äpfel/Birnenvergleich.

Nicht zuletzt nützt es einem nichts, wenn man einen sehr preiswerten Träger hat, der aber den Anforderungen nicht genügt. An der SLS kann man viel kritisieren, schon mir fällt da einiges ein, losgehend vom technischen Konzept, über die Auftragsvergabe, die völlig falsche Finanzierung, die lange Entwicklung und die verkorksten Ausbaumöglichkeiten. Dann natürlich auch der Preis einer Rakete. Aber sie ist die einzige Rakete, die eine Orion zum Mond befördern kann. Keine andere verfügbare oder in der Entwicklung befindliche kann dies. Und dann muss man in den sauren Apfel SLS beißen, auch wenn es bei der halben Nutzlast wesentlich günstiger ginge.

So nun seit ihr dran. Was sind eure Vergleiche, bei denen es auf den Gesichtspunkt ankommt, zu welchem Ergebnis man kommt und eure Äpfel/Birnenvergleiche in der Raumfahrt?

31.7.2021: „Commercial“ - automatisch besser?

Lange Zeit gab es bei der NASA nur einen Ansatz für die Vergabe von Aufträgen, und bei den anderen Raumfahrtagenturen ist dieser Ansatz bis heute der Einzige. Man startet einen Aufruf in dem man die Anforderungen grob umreist und Firmen können sich mit ihren Vorschlägen bewerben. Diese werden dann gesichtet und es gibt meist noch eine zweite Runde, nun mit deutlich konkreteren Anforderungen und Grenzen und einige Firmen erhalten Geld um ihre Vorschläge zu überarbeiten, vor allem zu verfeinern indem sie nun detailliert darlegen wie sie das Projekt umsetzen wollen.

Die Rückläufer werden dann nach einem Kriterienkatalog beurteilt. Meistens teilt sich dieser in zwei Teile auf: Technische Kompetenz und Management, also wie gut kann die Firma den Zeitplan und die Kosten einhalten. Es können aber auch mehr Bereiche sind. In allen erhalten sie Punkte und die werden addiert. Idealerweise erhält die Firma mit den meisten Punkten den Zuschlag. Jedoch nur idealerweise. Was macht man z.B., wenn sie in einem Bereich sehr gut ist, im anderen nur mittelmäßig? Ein Konkurrent mit etwas kleinerem Gesamt-„score“ dagegen in beiden Bereichen gut? Es gab bei vielen Projekten hier Abweichungen von der Vergabe nach dem besten Score. Am bekanntesten war die Vergabe des Shuttle Orbiters an Rockwell, ehemals North American (ja genau die Firma die das Apollo-CSM baute und dessen Fertigungsmängel für den Brandt bei Apollo 1 verantwortlich war) obwohl die Firma etwas schlechter geratet, war als Grumman. Beim Space Shuttle war viel Industriepolitik im Spiel so bekam Thiokol den Zuschlag für die Feststoffbooster, obwohl die Firma keine Erfahrung in der Fertigung großer Booster hatte, die Firma Alliant, welche die Booster der Titan - die bis dahin größten Booster weltweit fertigte, ging leer aus. Thiokol ist in Nevada beheimatet, ein Bundesstaat mit eher wenig Industrie.

Aber auch nach Auftragsvergabe endet die Zusammenarbeit nicht. Die NASA überwacht den Auftragnehmer engmaschig. Er muss jede Menge Dokumentieren und erzeugt einen Papierberg, der geprüft wird. Die NASA kann aber durchaus auch eigene Inspektoren entsenden. Berüchtigt war dafür das Marshall Space Flight Center (MSFC) unter der Leitung von Wernher von Braun. Die Firmen sprachen von „Contractorinfiltration“. Wurde etwas gefunden, so zögerte von Braun nicht, den NASA-Administrator direkt anzuschreiben. Dabei legte der seine Kompetenz durchaus großzügig aus. War er im Mercuryprogramm z.B. nur für die Redstone zuständig. Die Inspektoren des MSFC tauchten aber auch bei den Herstellern der Atlas und der Mercurykapsel auf.

Seit COTS gibt es ein neues Modell, die Abkürzung COTS drückt es gut aus „Commercial Off the Shelf“, also Kommerzielle eingeführte Technologie. Die NASA überwacht nach wie vor die Firmen. Auch diese haben nach wie vor Berichte zu schreiben. Aber sie ist letztendlich ein Kunde und die Möglichkeiten nach Vertragsabschluss noch was zu ändern sind begrenzt, vor allem vorhanden, wenn etwas nicht so funktioniert, wie gedacht.

Raumfahrtagenturen haben, wie andere öffentliche Institutionen, den Hang zu Sonderwünschen. Diese verteuern Projekte. In der Wirtschaft wird abgewogen welche Änderung, was kostet und wie viel sie bringt und kostet sie viel und bringt wenig so wird sie nicht umgesetzt, ein ähnliches Regularium gibt es bei der öffentlichen Hand in der strikten Form nicht, wie ich selbst bei meiner Zeit an der Hochschule Esslingen erlebte. Da war ich unter anderem für die Bestellungen der Professoren zuständig und da wurde sich das neueste und teuerste Spielzeug genehmigt, egal ob es das doppelte eines vergleichbaren Gegenstandes kostete. Es ist ja nicht das eigene Geld, das ausgegeben wird.

Vor allem aber bei diesem Ansatz, der gerne als „commercial“ bezeichnet wird die Firmen mehr Freiheiten die in ihrer Sicht beste Lösung zu finden und „beste“ schließt auch die Kosten und nicht nur den Nutzen mit ein. Nach wie vor werden sie aber von der NASA überwacht und die Zahlung an absolvierten Meilensteinen gekoppelt.

COTS hatte aber auch eine zweite Zielsetzung. Der NASA war es ein Dorn im Auge, das sie immer weniger Auswahl bei den Auftragnehmern hatte. Als die NASA gegründet wurde, war ihr erstes großes Projekt das Mercuryprogramm. Als sie den Aufruf nach Vorschlägen startete erhielt sie 38 Rückläufer von Firmen, die vor allem Flugzeuge bauten. Die sind in den vergangenen 60 Jahre alle großen Luft- & Raumfahrtfirmen mehr oder weniger fusioniert oder aufgekauft worden. Nur aus dem Gedächtnis, ohne aufwendige Recherche. Die drei großen Luft- & Raumfahrtkonzerne in den USA beinhalten folgende früher unabhängige Firmen: Lockheed-Martin: Lockheed, Martin, Marietta, General Dynamics. Boeing: Boeing, Mc Donnell, Douglas, North American, Rockwell. Grumman/Northrop: Grumman, Northrop, Alliant, Orbital, TRW. Ebenso sind die drei größten Triebwerkshersteller Pratt & Whitney, Rocketdyne und Aerojet heute zu einer Firma (Pratt & Whittney) verschmolzen.

Der COTS Auftrag erging daher an zwei Newcomer, die noch keine öffentlichen Aufträge erhalten hatten, Kistler Rocketplane, welche die Trägerrakete K-1 entwickelten und SpaceX welche gerade die Falcon 1 erprobten und die Falcon 5 angekündigt hatten. Als Kistler Rocketplane unfähig war den Auftrag zu erfüllen wurde Orbital als Ersatz gewählt. Orbital war zu dem Zeitpunkt schon ein etablierter aber kleiner Raumfahrtkonzern, der vor allem Zulieferer war und als größtes eigenes Produkt die Trägerrakete Pegasus anbot.

COTS lohnte sich. Die NASA gab insgesamt 816 Millionen Dollar aus, erhielt dafür zwei Versorgungsraumschiffe und die Firmen entwickelten jeweils eine eigene Trägerrakete und investierten in etwa nochmals die gleiche Summe.

Entsprechend wurden auch nur diese beiden Firmen bei dem nächsten kommerziellen Projekt, der Versorgung der ISS (Commercial Resupply Services – CRS) berücksichtigt. Ihre Investitionen sollten sich ja lohnen. Es gab auch Vorschläge der anderen US-Raumfahrtkonzerne doch war klar, dass sie keine Chance hatten. Dabei waren die durchaus interessant. Sie sahen meist kein eigenes Gefährt vor, sondern man wollte Progress, ATV oder HTV mit US-Trägern starten.

Bei Runde 2 von CRS kam noch Sierra Nevada hinzu – diesmal ohne Finanzierung der Entwicklung ihres Dreamchaser, aber eben mit einem garantierten Auftrag. Zwei bzw. drei Anbieter bei CRS, das klingt zuerst nach Konkurrenz. Doch der Sinn ist ein anderer. Die NASA befürchtet das, wenn einer der Transporter ausfällt, der Betrieb der ISS auf der Kippe steht. Das ist sicher eine Nachwehe der Erfahrungen aus dem Space Shuttle Programm. Es stand jeweils für zwei bzw. drei Jahre nach Verlusten von Shuttles und ihrer Besatzungen. Im ersten Fall waren vor allem Satellitenstarts betroffen, die nun Jahre warten mussten, bis Trägerraketen für ihren Start verfügbar waren. Im zweiten Fall war es die ISS, die schon aufgebaut wurde und die nun mehr als zwei Jahre nicht erweitert wurde. Bei der ISS machen zwei Vehikel auch Sinn, denn bei rund 20 t Versorgungsgüter für die US-Seite pro Jahr benötigt man rund sechs bis sieben Flüge pro Jahr, das ist eine genügend große Zahl um zwei Fertigungslinien aufrechtzuerhalten. Was aber nicht der Fall ist, ist das die Konkurrenz die Preise senkt. Im Gegenteil. CRS-1 ist inzwischen abgeschlossen. Der Nachfolgevertrag -CRS-2 kommt die NASA (gerechnet auf die Frachtmenge) um 14 % teurer und das, obwohl die beiden Firmen die Nutzlast ihrer Frachter durch Upgrades der Trägerraketen massiv gesteigert haben. Orbital machte sogar einmal einen unerhofften Gewinn als die Antares nicht starten konnte, weil man beschloss, die Triebwerke durch neue zu ersetzen und sie ihren Frachter mit einer Atlas V starteten – die war zwar teurer, aber hatte auch eine viel größere Nutzlast, sodass die Firma mehr Fracht befördern konnte und bei der festgesetzten Zahlung machten sie so einen zweistelligen Millionenbetrag als Gewinn. Hauptpreistreiber war bei CRS-2 aber SpaceX. Anders als bei CRS-1 wird auch nicht mehr öffentlich kommuniziert wer wie viel Geld für wie viele Flüge mit wie viel Fracht erhält.

Die derzeit letzte Ausschreibung mit mehr als einer Firma ist CCDev. In mehreren Runden wurden Forschungs- und Entwicklungsaufträge vergeben, die schließlich in der Entwicklung zweier Raumschiffe mündeten. Die Entwicklungskosten betrugen schließlich über 10 Mrd. Dollar, auch weil die Finanzierung über Jahre nicht stand. Anders als bei CRS machen zwei Raumschiffe aber keinen Sinn. Die USA wechseln die Besatzungen im 180 Tage Rhythmus, also zwei Besatzungen pro Jahr. Bei zwei Anbietern ist das nur ein Flug eines Raumschiffs pro Jahr und es wird immer zwei Anbieter geben, weil sonst die Redundanz bei dem Ausfall eines Anbieters nicht gegeben ist.

Das Mondprogramm lief dagegen bisher auf die alte Art. Orion und SLS wurden von der NASA zusammen mit den Firmen entwickelt. Auch die Aufträge für das Lunar Gateway wurden exklusiv an jeweils eine Firma vergeben, wobei man hier aus Kostengründen aber schon auf existierende Systeme zurückgriff. Völlig neu ist die Entwicklung eines Mondlanders. Der NASA Vorschlag Altair wurde ja in der Entwicklung noch gar nicht begonnen, als Constellation eingestellt wurde. Nachdem die NASA den Auftrag für die Entwicklung unter etwas mysteriösen Umständen an SpaceX vergeben hatte, wurde bald die Forderung laut, dass man eine zweite Firma zusätzlich beauftragen sollte. Die NASA erhielt auch die Mittel dafür. Ein Grund für die SpaceX-Selektion war ja, das sie nicht die Mittel hatte, die sie beantragt hatte. Inzwischen will Bezos Blue Origin bis zu 2 Mrd. Dollar Eigenmittel investieren, wenn sie auch einen Auftrag erhalten. Bezos Blue Origin ging ja schon bei dem letzten Großauftrag der USAF für Trägerraketen leer aus. Der Protest der beiden unterlegenen Firmen gegen die Entscheidung wurde inzwsichen abgelehnt. Es ist aufgrund der politischen Proteste gegen die Entscheidung, die Aufforderung einen zweiten Anbieter zu fördern und Bezos Finanzspritze aber wahrscheinlich, das auch Blue Origin einen Auftrag bekommt.

Doch das lohnt sich bei einem Mondlander noch weniger als bei der Versorgung der ISS. Derzeit sind neun Artemis Missionen mit der SLS über ein Jahrzehnt geplant also rund eine pro Jahr. Das führt zu einer maximalen Frequenz von 1 Mondlander pro Jahr. Würde man hier dies noch auf zwei Anbieter aufteilen so kommt man auf eine unwirtschaftlich niedrige Stückzahl, dass ich denke, dass die NASA sich auf einen Anbieter für die Operationen einlassen wird.

Ich glaube, wenn man allgemein mehr einen „kommerziellen Approach“ nimmt, indem man auch bei Forschungssatelliten und Raumsonden weniger selber baut, sondern einfach Grenzwerte vorgibt, was der Bus leisten muss (Unterstützung der Instrumente, Datenrate, Lebensdauer, Antriebsvermögen) und dann aus verschiedenen Angeboten das Beste heraussucht dann wäre Commercial in der Lage Kosten zu sparen und dann mehr Raumfahrt mit demselben Budget zu betreiben. Das gilt natürlich auch für NRO und DoD, die zusammen mehr Geld in "Space" ausgeben als die NASA. Alle Agenturen generieren zum Beispiel bei Raketenstarts einen solchen Overhead, dass die Starts automatisch teurer sind. Bei der ESA ist das nicht der Fall und das klappt seit Jahrzehnten so und beim CRS und auch den bemannten Flügen zur ISS bucht die NASA aber nur Serviceleistungen also beförderte Fracht oder Astronauten und da klappt es doch auch, ohne alles ins kleinste zu überwachen.

In der Form wie bei CRS oder CCDev, das man für eine Aufgabe aber mehrere Anbieter wählt, nur um Redundanz zu haben funktioniert „Kommerzialisierung“ aber nicht. Bei CRS hätte man auch so vorgehen können, dass man die Hälfte der Transporte gleichmäßig verteilt und die andere Hälfte bekommt der billigste oder die beiden (von drei) Anbieter. So funktioniert Konkurrenz. Beim Crewtransport funktioniert mangels Anzahl der Flüge nicht mal dies. Da hätte man nach mehreren Runden, bei denen man ja auch schon die Anbieter evaluieren, konnte den besten auswählen sollen. Zwei Raumschiffe für zwei Missionen pro Jahr – purer Luxus. Im Geminiprogramm gab es 10 Missionen in 20 Monaten, also sechs pro Jahr und das mit einem Raumschiff. Apollo erreichte zur Spitzenzeit auch fünf Missionen pro Jahr. Redundanz gab es damals im Raumschiff und die bewährte sich auch bei Apollo 13.

 

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