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Web Log Teil 628: 3.8.2021 - 11.8.2021

Augustnachlese zum HLS

Eigentlich wollte ich mich passend zum angekündigten Suborbitalflug des Starships mit den möglichen Ursachen, dass es zuerst nur 20 t Nutzlast hat und den Möglichkeiten sie zu steigern beschäftigen. Doch da in den letzten Tagen sich viel um den HLS-Kontrakt getan hat, behandelt der heutige Blog dieses Thema. Ich fange mal mit den Tatsachen an.

Diskussion

Ich fange mal nur mit der Technik an und lasse den dritten Entwurf von Dybetcis außen vor und konzentriere mich auf die beiden Extreme, nämlich Blue Origin und das „National Team“ und SpaceX. Der erste Entwurf ist von den Dreien der konservativste, der zwote der progressivste.

Wie haben hier drei Firmen, die schon bei früheren bemannten Programmen verantwortlich waren, davon zwei die schon beim Apolloprogramm dabei waren. Das Ganze ist weitestgehend eine evolutionäre Weiterentwicklung von Apollo. Die Abstiegsstufe sieht sehr ähnlich aus wie die von Apollo. Nur die Aufstiegsstufe ist nicht in die Kabine integriert, sondern ein eigenständiges Element, dafür gibt es eine echte Kabine anders als bei Apollo.

Das Konzept ist so im Prinzip erprobt, aus dem gleichen Grunde hatte auch der Altair Lander eine ähnliche Konfiguration.

Über das Gegenstück bei SpaceX, das „Lunar Starship“ weiß man wenig. Im Prinzip will aber SpaceX das Starship das Erdorbittransporte durchführt, so umbauen das es auf dem Mond landet. Eine Frage, die sich so stellt, ist die, wie stark der Umbau ist. Der Hauptnachteil des „normalen“ Starships ist seine hohe Leermasse von 120 t. Ich habe mal errechnet wie oft man das normale Starship in den Orbit bringen muss, damit man 120 t auf den Mond landen kann und wieder zurück zum Lunar Gateway fliegen kann. Das sind 10 bis 11 Flüge. Es ist mehr Treibstoff als überhaupt in das normale Starship reinpasst. Nur zum Vergleich: Bei Apollo wog der Teil der vom Mond zurückkehrte 2,3 und nicht 120 t.

Die sinnvollste Maßnahme ist es, das Starship abzuspecken. Da es nicht mehr auf der Erde landen muss entfallen:

Daneben muss die strukturelle Integrität geringer sein, und der einer normalen Rakete entsprechen.

Ich denke, dass man die Masse auf 60 bis 70 t drücken kann, das entspricht der einer Stufe mit der Treibstoffzuladung des Starships und 10 t für weitere Systeme und die Kapsel. Doch dann hat man auch ein neues Gefährt, das man neu qualifizieren muss und den einzigen Vorteil, den das normale Starship hätte – das es bis dahin vielleicht schon etliche Flüge in den Erdorbit und zurück hinter sich hätte und damit als erprobt gilt, wäre nicht mehr gegeben.

Am grundsätzlichen Konzept kann man natürlich auch einiges kritisieren. Anders als bei Blue Origin sieht man keine weit abstehenden Beine. Ich glaube zwar nicht das das LS umkippen wird, aber bei der Landemasse, die wegen des Rückstarts bei einigen Hundert Tonnen liegen wird, reicht ja schon aus, das ein Landebein in einem Krater gelangt aus um zu bewirken, dass dann auf diesem die ganze Last von einigen Hundert Tonnen Treibstoff lastet, der ja noch dazu beweglich ist, was es noch tiefer in den Boden drückt. Das endet sicher irgendwann, aber der Regolith, dass weiß man, ist eine lockere Schuttschicht, die kompressibel ist. Wie man von einem schräg stehenden LS dann herunterkommen soll, wird spannend. Der „Aufzug“ sieht fur mich aus wie eine Bühne die Fensterreiniger haben. So was funktioniert aber nur bei einem senkrechten Stand.

Ich habe nur diesen einen offensichtlichen Grund genommen, um auf die Möglichkeiten zu verweisen, dass es hier Überraschungen gibt. Der offensichtlichste Grund der gegen das LS spricht ist aber das sein Einsatz überhaupt keinen Sinn macht. Das Starship entspringt Elon Musks Dogma der totalen Wiederverwendung und es soll ja mal Personen zum Mars transportieren, dort würde es ähnlich wie auf der Erde landen, da der Mars auch eine Atmosphäre hat.

Das Lunare Starship wird weder Menschen von der Erde zum Mond und zurück bringen, noch ist es wiederverwendbar und die Landung auf dem Mond unterscheidet sich wegen der fehlenden Atmosphäre von der auf Erde und Mars. Stattdessen wird das LS zum Lunar Gateway in einem Halo Orbit fliegen, dort steigen die Astronauten die mit einer Orion zum Gateway kamen um, landen mit ihm und kehren zum Gateway zurück, wo sie wieder in die Orion umsteigen, mit der sie zur Erde rückzukehren. So verstehe ich auch Äußerungen Musks, man könnte das Starship auf dem Mond belassen und daraus eine Mondbasis machen nicht. Denn wie sollten denn dann die Astronauten wieder zum Lunar Gateway kommen?

Die hohe Masse des Starships rührt daher das es bei den normalen Flügen 1200 t Treibstoff in den Tanks hat. Die sind aber leer, wenn es einen Erdrorbit erreicht. Viel einfacher wäre es für SpaceX gewesen eine Dragon auf eine Oberstufe mit dem Merlin zu setzen und diese mit dem Starship in den Erdorbit zu befördern, von wo aus sie dann zum Mond fliegt – man hätte die benötigte Masse so leicht um den Faktor 5 senken können und käme mit einem Tankenflug aus, ja bei einer sehr leichten Dragon sogar ohne Tankerflug.

In jedem Falle wäre ein solch umgebautes Lunar Starship eine weitestgehende Konstruktionsänderung. Daneben wird es bemannt sein, was das normale Starship erst mal nicht ist. Erinnern wir uns das der Umbau der Dragon zu einem bemannten Raumschiff alleine 2,6 Mrd. Dollar kostete und damit in etwa zehnmal so viel wie die Entwicklung der Dragon als Frachttransporter. So halte ich den Kostenvoranschlag von SpaceX von knapp 3 Mrd. Dollar, der ja auch eine Demonstrationsmission mit etlichen Tankerflügen vorsieht, für zu niedrig. Vor allem aber ist das Konzept unnötig riskant und es setzt auf noch zu entwickelnde Technologien und Verfahrensweisen wie Betankung im Orbit. Die Konkurrenten ließen denn auch nicht unerwähnt das das normale Starship schon etliche Male bei der Landung verunglückte oder danach explodierte. Ich möchte das noch ergänzen um die Explosionen nur bei der Druckbeaufschlagung. Anders als bei der Landung zieht da die Ausrede, dass man erst etwas ausprobieren müsste, nicht. Das ist technischer Alltag in vielen Branchen, wo Flüssigkeiten durch Druck in den Tanks durch Leitungen gepresst wird. Vor allem aber geht so weder die NASA noch sonst jemand in der Industrie vor. Selbst bei Apollo gab es keine unbemannte Erprobung des Mondlanders. Das gesamte Computerprogramm wurde damals durch Simulation geprüft. Und das ist 50 Jahre her. In keiner Industrie geht man heute so vor, das man etwas erst mal ausprobiert. Nicht mal bei den ersten Raketenflugzeugen mit viel höherem Risiko als heute, hat man deren Landung mal unbemannt ausprobiert. Weiterhin weiß die NASA aus vorherigen Programmen das SpaceX ein sehr schlechtes Rating hat, was die Einhaltung von Zeitplänen angeht. Demgegenüber gibt es im National Team Firmen mit denen man seit Jahrzehnten zusammenarbeitet, die den Mondlander, das Space Shuttle, die Orion gebaut haben. Und Blue Origin hat bisher noch keine der 15 Landungen der New Shepard als Gegenstück zum Starship / Falcon 9 versiebt.

Kritik auch an der Begründung, warum man SpaceX selektiert habe – weil man weniger als die Hälfte der beantragten Mittel bekommen hat. Gut, aber wenn das der Fall ist, dann würde ich nicht darauf setzen, dass es in den folgenden Jahren es die Mittel gibt um selbst den billigsten Anbieter zu Finanzieren. Zudem kann das doch keine Begründung sein, deswegen ein Konzept zu wählen das deutliche Schwächen hat.

Die GAP hat den auch nur formaljuristisch die Anträge abgewiesen. Es wurde nicht geprüft ob die Sachverhalte, die vorgetragen wurden, richtig sind, sondern darauf verweisen das die NASA das Recht hatte so zu entscheiden.

Wie wird es weitergehen. Nach dem Abschluss des Kontakts gab es mehr Geld vom Senat, allerdings auch nicht das, was erhofft wurde. Selbst wenn Bezos nun 2 Mrd. Dollar selbst investiert benötigt das der Vorschlag von Blue Origin 5,99 Mrd. Dollar teuer war (Dynetics 8,5 – 9 Mrd., SpaceX 2,99 Mrd.) immer noch 4 weitere Milliarden. Ob die NASA diese bekommt? Ich denke eher nicht. Ich halte es für wahrscheinlicher das seitens der obersten NASA Spitze ein Veto kommt und der Vertrag wieder gelöst wird. Dann wird SpaceX sicher eine Kompensationszahlung bekommen, aber der politische Schaden wäre begrenzt. Dann kann man nochmals neu ausschreiben, wobei die Konkurrenten ihre Vorschläge nachbessern können.

Ich halte es auch nicht für ausgemacht das SpaceX Rechnung so aufgeht. Die meinten bei der Crew Dragon ja auch, sie bauen einfach in die Frachtdragon ein Fenster ein – das war dann ein 2,6 Mrd. Dollar Fenster. Wenn es schon beim normalen Starship Probleme gibt, entweder in der Verwirklichung oder Finanzplanung (höhere Startkosten – man darf nicht vergessen, das SpaceX bisher fast ausschließlich die Falcon 9 startet – schon für die im Verhältnis zur Nutzlast billigere Falcon Heavy gibt es kaum Bedarf. Will SpaceX also Kunden für das Starship bekommen so müsste ein Start billiger als der einer Falcon 9 sein – und das bei zehnfach höherer Startmasse und viermal so vielen Triebwerken) dann wird sicher auch das Lunar Starship betroffen sein.

Nicht zuletzt sollte die NSASA mal sich daran erinnern, dass es sowohl bei Falcon 9 wie beim Starship etliche Versuche gab, bis die erste Landung gelang. Hat die NASA Zeit und Geld dafür so viele Landeversuche mit dem Lunar Starship durchzuführen? Denn SpaceX wird ja nur eine Demonstrationsmission finanzieren müssen. Ich denke nicht und wenn es etliche Versuche gibt, dann ist das auch ein Ansehensschaden für die NASA.

[Edit 3.8.2021]

Wie mir beim Abfassen eines Kommentars klar wurde scheinen sowohl NASA wie auch SpaceX den Vertrag nicht ernst zu nehmen. Warum? Nun SpaceX hat schon im März einen Auftrag für die Versorgung des Lunar Gateways bekommen. Dieser umfasst maximal 7 Mrd. Dollar über 15 Jahren. Ein Versorger bliebt 12 Monate an der Station. Nun ist die Station kleiner als die ISS, benötigt weniger Fracht, vor allem sinkt die Nutzlast einer Trägerrakete zum Lunar Gateway auf etwa ein Viertel der zur ISS ab. Entsprechend teurer würde ein Transport kommen. Doch nehmen wir mal an, das wäre nicht der Fall und vergleichen mit CRS-1, dort zahlte die NASA 3,5 Mrd. Dollar für 40 t Fracht. Inzwischen ist das 14 % teurer geworden. Nehmen wir mal 4 Mrd. Dollar an, so kann man mit 7 Mrd. Dollar rund 70 t Fracht transportieren (und da ist nicht berücksichtigt, das die Trägerrakete deutlich teurer wird).

Das Lunar Starship wird für 3 Mrd. Dollar einwickelt und beinhaltet eine Demomission. Das LS benötigt aber beim normalen Starship rund 10 bis 11 Tankerflüge, bei den von mir geschätzten 60 t für ein leichteres Lunar Starship immerhin noch 6. Mit 6 Tankerflügen könnte das Starship aber auch mit 220 t Fracht an das Lunar Gateway bringen, da es erheblich mehr Treibstoff benötigt um auf dem Mond zu landen und wieder zu starten als wie für das Erreichen des Gateways, an das es sowieso andocken muss, damit die Astronauten umsteigen können.

Dann hätte man doch gleich ein Lunar Starship mehr bauen können das dann 220 t Fracht zum Lunar Gateway transportiert. Also erst zahlt die NASA 7 Mrd. Dollar für 70 t Fracht, dann wenige Tage später finanziert sie ein Konkurrenzvehikel, dass im Prinzip auch die Fracht transportieren könnte, aber mit einer Demomission die dreimal so viel Fracht umfasst, wie der erste Vertrag, kostet das wenige Tage später nur 2,99 Mrd. Dollar. Das muss wohl höhere NASA oder SpaceX-Mathematik sein.

7.8.2021:  Alternativen zu Plutonium-238

Europa-Clipper wird die vierte Raumsonde in Jupiterentfernung sein die auf RTG (Radioisotopengeneratoren) verzichtet und Solarzellen zur Stromgewinnung einsetzt. Zeit mal die Problematik der Energiequelle von RTG, dem Plutoniumisotop 238 und die Alternativen zu beleuchten.

Wie wird aus Radioaktivität Strom?

Die Physik eines RTG ist eigentlich relativ einfach. Beim radioaktiven Zerfall wird Energie frei, die letztendlich in Wärme umgesetzt wird. Bei der gezielten Kernspaltung in Kernreaktoren oder Atombomben ist dies sehr viel, weil viel Material zerfällt, forciert durch die Kettenreaktion. Bei RTG ist es dagegen die normale Zerfallswärme, die genutzt wird. RTG wandeln die Wärme mithilfe des thermoelektrischen Effekts in Strom um – bestimmte Materialen geben, wenn an verschiedenen Bereichen es unterschiedliche Temperaturen gibt, Strom ab. Der Wirkungsgrad ist recht gering. Bei den GPHS die über zwei Jahrzehnte eingesetzt wurden, gewann man aus 4400 Watt thermischer Leistung nur 285 Watt elektrische Leistung.

Damit es überhaupt funktioniert, muss sich das Material stark erhitzen. Das heißt es muss viele Zerfälle pro Sekunde geben. Natürliche radioaktive Isotope wie von Uran oder Kalium eignen sich wegen der langen Halbwertszeiten nicht, denn so gibt es zu wenige Zerfälle pro Sekunde. Auf der anderen Seite darf der Zerfall aber auch nicht zu schnell sein, dann könnte die Temperatur überschritten werden, bei der das Material (egal ob radioaktive Quelle oder Thermoelemente) schmelzen und der RTG wird zerstört. Ist die Temperatur zu gering, so sinkt die Stromausbeute durch den thermoelektrischen Effekt. Aus dem Grund (die Radioaktivität nimmt durch den fortschreitenden Zerfall immer mehr ab) geben RTG auch pro Jahr etwas weniger Energie ab. Dazukommen noch Alterungseffekte der Thermoelemente. Realistischerweise muss ein Isotop, das man als Energiequelle nutzen, kann eine Halbwertszeit von einigen Jahrzehnten bis maximal einigen Jahrhunderten haben.

Pu-238 liegt mit einer Halbwertszeit von 87,4 Jahren genau in der Mitte. Die Temperatur liegt an der heißen Verbindung der Thermolemente bei 1290 K, bei der kalten bei 566 K. Es gibt daneben noch einige andere Isotope, die ähnliche Halbwertszeiten haben. Zu diesen komme ich noch.

Was ist die Problematik von Pu-238?

Pu-238 ist eines der vielen Plutoniumisotope. Es ist nicht geeignet, um Atombomben zu bauen. Es entsteht aus Uran in Atomreaktoren, aber in zu kleiner Menge, als das es sich lohnt, es aus den radioaktiven abgebrannten Brennelementen zu extrahieren. Daneben gibt es auch die Problematik, das als Isotop die chemischen Eigenschaften von Pu-238 sich nicht von denen der häufigeren Isotope 239 und 240 unterscheidet. Man müsste es also aufwendig durch physikalische Methoden von den anderen Isotopen trennen. In der Praxis stellt man es gezielt her. Dazu entnimmt man die Brennstäbe aus einem Reaktor nach kurzer Zeit, trennt das kurzzeitig entstehende, im Laufe der Kernreaktion aber wieder zerstörte Isotop Neptiunium-237 ab. Neptunium ist ein anderes Element und kann daher chemisch vom Uran und Plutonium getrennt werden. Daraus macht man reine Neptuniumstäbe, die man dann in einen Reaktor mit hoher Neutronenabgabe einbringt. Das Neptunium-237 fängt ein Neutron ein, das dann zerfällt und wird zum Isotop Plutonium-238.

Dafür eignen sich nur Reaktoren, bei denen man auch einfach an die Brennstäbe herankommt, nicht die Druckwasserreaktoren, die sich für die Stromversorgung etabliert haben. Der gleiche Reaktortyp wird aus dem gleichen Grund auch zur Gewinnung von waffenfähigem Plutonium genutzt.

Ein Reaktor mit 1 GW Leistung produziert so maximal 15 kg des Materials pro Jahr, das in einem RTG dann etwa 300 Watt Leistung abgibt. Daraus ergibt sich der erste Nachteil: es ist extrem teuer in der Herstellung. Schon vor 20 Jahren wurden 90 Millionen Dollar für das Plutonium pro RTG mit 285 Watt Leistung genannt.

Die zweite Grundproblematik ist, das Plutonium radioaktiv ist. Diese Radioaktivität ist in den RTG durch mehrere Schutzschichten abgeschirmt. Bei den Vorbereitungen vor dem Start können sich Personen direkt neben der Sonde aufhalten, wie dieses Foto der Messung der Strahlung zeigt. Aber seit auf der Erde Atomkraftwerke in die Luft flogen, hat die NASA immer mehr Probleme die Öffentlichkeit davon zu überzeugen, dass die Abschirmung so gut ist, das selbst bei einem Unfall nichts passieren kann.

Alternative Isotope

Zumindest an den Kosten für das radioaktive Material kann man etwas machen. Geeignet sind die beim Zerfall von Uran natürlich entstehenden Isotope Strontium-90 und Cäsium-137 mit Halbwertszeiten von 28 bzw. 30 Jahren. Sie stehen in abgebrannten Kernelementen in großer Menge zur Verfügung. Man kann das kurzlebige, durch Bestrahlung, entstehende Isotop Cobald-60 mit einer Halbwertszeit von 5 Jahren einsetzen. Dieses wird auch in der Medizin verwendet. Für die meisten Missionen ist die Halbwertszeit aber zu kurz. Daneben gibt es noch zwei Transurane mit geeigneten Halbwertszeiten Dies sind Cuium-244 und Americum 241. Curium 244 hat eine Halbwertszeit von 18,1 Jahren. Leider ist sein Anteil in abgebrannten Kernelementen so gering, dass es nicht billiger in der Gewinnung als Pu-238 ist. Americum-241 findet sich dagegen in größerer Menge in abgebrannten Kernelementen, etwa 100 g pro Tonne. Dadurch ist es deutlich günstiger in der Gewinnung als Plutonium-238. Es hat aber auch Nachteile.

Der Hauptvorteil des Pu-238 ist, das die entstehenden Zerfallsprodukte mit geringen Halbwertszeiten reine Alphastrahler sind. Alphastrahlung hat eine geringe Eindringtiefe. Schon eine dünne Umhüllung schirmt ist ab. Bei den anderen Isotopen gibt es auch Betastrahler oder gar Gammastrahler in der Zerfallskette, weshalb man wegen dieser durchdringenden Strahlung eine stärkere Abschirmung benötigt. Hier eine entsprechende Tabelle mit äquivalenter Abschirmung:


Material

Halbwertszeit

Wärmabgabe anfangs pro g

Abschirmung in Blei [mm]

Plutonium, Pu-238

87,7 Jahre

0,39 J/g

5 mm

Americium, Am-241

432

0,097 J/g

18 mm

Curium Cm-244

18,1

2,27

51 mm

Cäsium, Cs-137

30

0,12

117 mm

Strontium, Sr-90

28

0,22

152 mm

Kobalt, Co-60

5,24

1,74

242 mm

Da bei einem normalen RTG das Plutoniumoxid nur 12,2 von rund 56,7 kg ausmacht – der Großteil der Restmasse entfällt auf die Abschirmung und den Schutz des RTG vor Thermischer und mechanischer Belastung bei einem Unfall, ist klar, dass eigentlich als Alternative nur noch das Isotop Americium-241 übrig bleibt.

Dessen Halbwertszeit von 432 Jahren bedeutet aber auch das man 5-mal mehr Material benötigt und die Temperatur geringer ist – damit sinkt der Wirkungsgrad der Thermoelemente nochmals ab. Kurz: in der Summe ist es nicht günstiger als Plutonium-238. Der einzige Vorteil von Am-241 ist das man Reaktoren nicht in einem Modus betreiben muss in dem sie vor allem Isotope erbrüten, sondern man normale abgebrannte Kernelemente aufarbeiten kann.

Derzeit arbeitet die ESA – dabei vor allem Großbritannien, was angesichts der Wiederaufbereitungsanlage in Sellafield nicht verwunderlich ist – an der Erforschung von Am-241. Wie zu erwarten schneidet es generell schlechter als Pu-238 ab. Eine mögliche Anwendung ist ein kombinierter Mini-RTG/RHU. Ein RHU ist ein Heizelement, das passiv arbeitet und einfach die Zerfallsenergie als Wärme abgibt. US-Raumsonden haben bis zu mehrere Dutzend dieser Pellets an Bord, die jeweils 1 Watt Wärme abgeben, um wichtige Elemente vor dem Ausfall zu schützen. Eine Batterie darf z. B. nie gefrieren. Ein soclhes RHU würde primär Wärme abgeben und etwas Strom, aber wenig, weil der Wirkungsgrad durch die längere Zerfallsdauer geringer ist. Ein 1,3 kg schweres Element würde 20 Watt an Wärme abgeben, daneben 1 Watt an Strom -wenig aber vielleicht genug um eine minimale Elektronik für Notfälle zu betrieben.

Bessere Nutzung

Die offensichtlichste Möglichkeit ist es, den miserablen Wirkungsgrad von 6,4 % bei der Umwandlung von thermischer in elektrische Energie zu erhöhen. Eine Möglichkeit ist es, den Kühlkreislauf von kleinen Kernreaktoren zu verwenden und Natrium zu verdampfen. Diese Alkalimetall Thermal to Electric Converters (AMTEC) haben im Labor einen Wirkungsgrad von 16 %, also mehr als doppelt so hoch wie bei den RTG. Die Forschungen wurden aber Anfang der 2000-er Jahre eingestellt.

Länger verfolgt hat man das Konzept des Stirlingmotors. Das Prinzip ist recht einfach. In einem abgeschlossenen Zylinder wird Gas an einer Seite erwärmt, dehnt sich aus und drückt einen Kolben weg, dessen mechanische Bewegung in elektrische Energie umgesetzt wird. Durch die Expansion sinkt die Temperatur und das zieht den Kolben in die Ausgangsposition. Stirlingmotoren sind sehr zuverlässig und verschleißarm und werden z.B. in Entwicklungsländen im Brennpunkt von Parabolspiegeln zur Erzeugung von Strom genutzt. Der Wirkungsgrad ist drei bis viermal höher als bei Thermoelementen. Bei der Gesamtmasse ist der Vorteil kleiner, da der Stirling Motor schwerer ist als die Bimetallstreifen. Die NASA hat aber auch inzwischen die Forschung an dieser Technologie eingestellt, bei der es primär darum geht, zu gewährleisten das der Motor nicht vor Erreichen der Nennbetriebsdauer ausfällt eingestellt, weil es zu wenige Missionen mit RTG gibt.

Solarzellen

Heute haben Solarzellen die RTG bei Missionen bis zu Jupiter abgelöst. Den Anfang machte Rosetta, die sich bis auf Jupiterentfernung von der Sonne entfernte, es folgte Juno und für die noch folgenden Sonden Psyche (bis 3,2 AE Sonnenentfernung) Lucy, JUICE und Europa Clipper (jeweils Jupiterentfernung = 5,4 AE) sind auch Solarzellen vorgesehen.

Das verwundert nicht, denn anders als RTG konnten die Leistungsparameter von Solarzellen deutlich verbessert werden. Lag der höchste Wirkungsgrad 1980 noch bei 15 % so sind es heute 29 %. So erhält man mehr Strom pro Fläche. Ebenso ist es gelungen, Solarzellen leichter zu fertigen. 1980 hatten starre Flügel eine Leistungsdichte von 45 W/kg heute sind es 85 W/kg. Flexible Zellen erreichen 150 W/kg und große Paneele mit dieser Technologie können 170 W/kg erreichen. Das ist erheblich besser als bei RTG, die bei 5 W/kg liegen. Allerdings nimmt die Leistung quadratisch mit der Sonnenentfernung ab und ist bei Jupiter 27-mal geringer und liegt dann (bezogen auf das Gewicht) schlechter als bei RTG. Bei Jupiter kommt noch hinzu, dass man die Solarzellen vor Strahlenschäden schützen muss und eine zusätzliche Glasschicht als Schutz braucht. Junos Solargenerator wog 340 kg und liefert nur 450 Watt Strom. Zwei GPHS RTG mit 570 W Leistung hätten nur 114 kg gewogen. Der Schutz und spezielle Niedrigtemperaturzellen haben den Solargenerator von Juno auch deutlich schwerer als den eines Satelliten gemacht.

Solarkonzentratoren sollen dieses Problem mildern. Das Prinzip ist relativ einfach. Es wird nicht das ganze Paneel mit Solarzellen belegt, sondern nur teilweise. Dafür liegt über jeder Zelle eine Fresnellinse, die das Licht aus der Umgebung bündelt. Bislang wurde die Technologie einmal bei der Raumsonde Deep Space 1 erprobt. Eine Technologiemission mit einem deutlich besseren Solarkonzentrator wurde aber abgesagt. Der Gewinn wird erzielt dadurch, dass die Fresnellinse aus Acrylglas viel weniger wiegt als eine Solarzelle. Bei den Missionen ins äußere Sonnensystem kommt hinzu, das die Einstrahlung auf die Zelle so höher ist und die Temperatur der Zelle nicht so stark absinkt.

Kernreaktoren

Sinnvoller scheint es zu sein, eine etablierte Technologie für die Energieerzeugung zu nutzen: Kernreaktoren. Auch wenn Uran für die kleinen Reaktoren hoch angereichert werden muss, damit man die kritische Masse erreicht, ist das Material doch erheblich billiger und die Energieerzeugung pro Kilogramm höher. Das Problem ist das auch hier, dass der Wirkungsgrad der Umwandlung von Primärenergie in elektrische Energie sehr klein ist. Der einzige Kernreaktor der USA nutzte bei SERT Thermoelemente, die russichen Reaktoren setzten flüssige Alkalimetalle als Kühlmittel ein. Sie erreichten Leistungen von 5 bis 10 kW bei einer Masse von 1071 kg. Auch hier betrug der Wirkungsgrad der Umwandung von thermischer in elektrische Energie nur 5,2 %.

Das zweite Manko ist, das der Reaktor abgeschirmt werden muss, er muss schließlich einen Unfall überstehen und dabei muss auch das gesamte Kühlsystem mit abgeschirmt werden. Da die Wärmeabgabe in der dritten Potenz des Reaktorkerndurchmessers steigt, die abzuschirmende Oberfläche aber nur quadratisch, werden Kernreaktoren in der Leistungsdichte (s.u). so besser, je größer sie sind. Zwei aktuelle Beispiele. Die NASA hat den experimentellen Reaktor SAFER entwickelt der 100 kW elektrische Energie bei 512 kg Masse erreicht. Doch er ist zu groß für einen Einsatz. Die derzeitigen Kilopower Reaktoren, die in der Entwicklung ind werden, nur 1 bis 10 kW liefern. 1 kW Modul wiegt 134 kg, das 10 kW Modul nur 226 kg also doppelt so viel bei der zehnfachen Leistung. Bei allen drei Reaktoren käme aber noch die Abschirmung hinzu die viel mehr wiegen würde (beim 10 kW Reaktor rechnet man mit 1.500 kg Gesamtmasse also der Faktor 6, bei den russischen Reaktoren verdreifachte sich die Masse durch den Schutz vor Wiedereintritt.

Solange man also nicht besonders hohe Leistungen benötigt, sind Kernreaktoren zumindest, was das Gewicht pro Kilowatt Leistung angeht, schlechter als RTG. Die Kosten hängen stark davon ab, wie viele Reaktoren man fertigt. Das teuerste ist die Entwicklung. Die Fertigung ist relativ billig. Als die USA zwei TOPAZ-Reaktoren (je 5 kW Leistung) kaufte, bezahlte sie nur 13 Millionen Dollar. Zum Vergleich: ein GPHS mit 285 Watt Leistung kostete zum gleichen Zeitpunkt rund das fünffache in der Herstellung.

Leistungsgewicht

Früher von Bedeutung, heute eher weniger, ist eine Kerngröße, das Leistungsgewicht. Sprich: wenn ich x Watt an elektrischer Leistung benötige, wie viel wiegt das System dafür. Die Größe wird in Watt/kg angegeben. Um die Masse zu erhalten, teilt man den Strombedarf durch diese Größe. Hier einige Werte:

System

W/kg

GPHS-RTG

5 W/kg

MMRTG

2,9 W/kg

Sterling-RTG

4 W/kg

Solarzellen starre Flügel @ 1 AE

85 W/kg

Solarzellen flexibler Träger @ 1 AE

150 W/kg

Solararray Juno @ 5,4 AE

1,3 W/kg

TOPAZ-2 Reaktor 6 kW, abgeschirmt

5,6 W/kg

Krusty Reaktor 10 kW abgeschirmt

6,6 W/kg

SP-100 100 kW Reaktor abgeschirmt

18,4 W/kg

Die Größe ist dann von Bedeutung, wenn die Sondenmasse begrenzt ist. Der Solargenerator machte ein Viertel der Trockenmasse von Juno aus. Bei den früher üblichen direkten Starts zu den Planeten war die Forderung nach geringer Masse noch strenger, durch den Einsatz von Swing-Bys ist dies heute nicht mehr so, doch dafür dauert es länger, um zum Ziel zu gelangen. Juno brauchte fünf Jahre anstatt zwei beim direkten Kurs.

10.8.2021: Selbstbedienungsladen Raketentechnik

Innerhalb des Themenkomplexes Raumfahrt hat jeder seine Interessengebiete. Bei mir sind es Raumsonden und Raketen. Dabei gibt es auch Schwerpunkte. Ein Schwerpunkt ist – wie man auch unschwer an meinen veröffentlichten Büchern erkennen kann – die Entwicklung der Raketen in Europa. Das liegt zum einen auf der Hand: denn ich bin ja Europäer und deutsche Firmen sind mit am Arianeprogramm beteiligt. Zum anderen liegt es an der Historie. Als ich mich für das Thema interessierte, das war der Sommer 1980, war die Ariane 1 gerade bei ihren Erprobungsflügen. Der zweite Test der Ariane 1 schlug fehl, der dritte Start stand an. Ich habe damals Zeitungsausschnitte gesammelt und erinnere mich noch an den Tenor zahlreicher Berichte: der war überspitzt so zu formulieren „schön, wenn Europa jetzt mit der Ariane eine funktionierende Trägerrakete hat, nachdem sie mit der Europarakete ja scheiterten, aber sie ist völlig veraltet. Europa entwickelt eine neue Trägerrakete, die USA stellen die Produktion von „Wegwerfraketen“ ein, bald wird das Space Shuttle Transporte viel billiger machen“ (ja das ist 40 Jahre her, passt aber bei Austausch der Bezeichnungen aber auch auf ein heutiges Projekt).

Ich habe mich dann gefreut, als die ersten internationalen kommerziellen Aufträge für Arianespace kamen, erlebte dann mit, wie Ariane 4 zum Marktführer wurde. Doch seitdem steigert sich die Unzufriedenheit bei mir. Ariane 1 war ein guter Kompromiss zwischen bewährter Technik und dem Risiko neuer Technologien und den Folgen deren Einsatz auf die Höhe der Nutzlast und die Kosten. Ariane 2 bis 4 optimierten das Konzept und steigerten die Nutzlast drastisch, indem man einfach die Komponenten neu mischte.

Mit Ariane 5 begann ein Wandel. Mir hat das Basiskonzept der Ariane 5 schon nicht gefallen. Man verlor die Flexibilität der Ariane 4 indem man zwei große anstatt 4 oder 6 kleine Booster eingesetzte. Erstaunlicherweise kommt man bei der Ariane 6 wieder darauf zurück. Die Konzeption der Ariane 5 ist leicht erklärbar, wenn man die Historie kennt. Sie war ursprünglich ein Baustein des Dreigespanns Ariane 5 – Hermes Columbus. Die beiden anderen Programme, welche die große Nutzlastkapazität für den LEO erforderten, wurden eingestellt. Ariane 5 mit einer großen LEO-Nutzlast, aber nur kleinen GTO-Nutzlast blieb übrig. Man besserte mit der ESC-A Oberstufe nach, einer Adaption der Ariane 1-4 Drittstufe auf den größeren Durchmesser der Ariane 5. Doch als die Entwicklung der endgültigen Oberstufe ESC-B anstand, gab es den Fehlstart der ersten Ariane 5E und die Gelder für die neue Oberstufe wurden für ein Rettungsprogramm verwendet. Dabei blieb es auch, als 2005 die Ariane 5E erfolgreich wieder flog. Als die Entwicklung wieder aufgenommen werden sollte, hatte sich der Markt gewandelt. Russische Träger waren nun die Konkurrenten und sie waren erheblich preiswerter als die US-Konkurrenz. Frankreich drängte darauf, keine neue Oberstufe, sondern eine neue Rakete zu bauen,

Anstatt die Oberstufe zu bauen, beschloss die ESA die Ariane 6. Aus den zuerst radikalen Konzepten mit vielen Feststoffboostern und nur einer flüssigen Oberstufe wurde schließlich eine Neuauflage der Ariane 5. Im Prinzip ist es technisch eine Ariane 5 mit ESC-B Oberstufe und vier (anstatt zwei) halb so großen Boostern. Dafür hätte man nicht das Geld lockermachen müssen. Aber mit SpaceX als Menetekel konnte man wieder Geld von den europäischen Staaten loseisen.

Nichts dagegen, dass man nach 30 Jahren die Ariane 5 ablösen muss, doch dann richtig. Die neuen Booster sind okay, wenn man zur gleichen Zeit an einem neuen Triebwerk, – Prometheus arbeitet, wäre zu überlegen, ob man dann eine andere Zentralstufe auf Basis des Prometheus macht und Booster ebenfalls. Wenigstens hätte man am ersten Konzept der genehmigten Version mit einer 4 m breiten Zentralstufe festhalten können. Dann wäre die Oberstufe erheblich leichter gewesen. Bei 5,4 m Durchmesser machen die Tankabschlüsse viel am Trockengewicht aus, muss man mehr gegen Treibstoffschwappen tun als bei einem schmaleren, längeren Tank.

So erhielt man im Prinzip eine Ariane 5 ME (also mit ESC-B Oberstufe) und neuen Boostern und das für einige Milliarden Euro. Die Änderungen die es im Prinzip erlauben die bisherigen Fertigungsanlagen weiter zu verwenden und so Investitionen zu sparen kamen erst, als schon die Finanzierung stand. Begründet hat man sie meines Wissens nach nie.

Noch ist Ariane 6 nicht geflogen, da vergab man am 14.5.2019 einen Auftrag für eine neue, Phoebus genannte, Oberstufe (wohlgemerkt, die Oberstufe die sie ersetzen soll, ist noch nicht im Einsatz …). In ihr wird Aluminium in den Tanks durch Kohlenfaserverbundwerkstoff (CFK) ersetzt. Der Einsatz von CFK für eine ganze Oberstufe ist neu, allerdings nicht ohne Vorbild. Die NASA und Boeing haben schon mal so einen CFK-Tank konstruiert. Dass die neue Oberstufe, von der man gerade einen Fortschritt vermelden konnte, 2 t leichter als die alte ist, zeigt schon deren ungünstige Tankform der ersten Ariane 6 Oberstufe an. Die Leermasse schätze ich mit VEB in Richtung 7 t ein, sonst hätte Ariane 6 eine wesentlich höhere Nutzlast, denn die 12 t sollte schon die Ariane 5 ME mit alten Boostern und 6 t Oberstufenleermasse erreichen.

Immerhin macht die Phoebus Stufe Sinn, auch wenn man die Entwicklung der Phoebus gleich bei der der Ariane 6 starten hätte können.

Noch weniger Sinn macht eine neue Kickstufe auf Basis des BERTA-Triebwerks. Als Triebwerk kam mir schon mal unter bei einer VENUS-II Studie für einen Ersatz des AVUM der Vega. Da es keine nennenswerte Steigerung der Nutzlast der Vega brachte, blieb es bei der Studie. Das BERTA Triebwerk ist ein 8 kN Triebwerk mit Druckgasförderung, das die lagerfähige Kombination MMH/NTO verwendet. Airbus als Hersteller schreibt dazu:

„Die Kick Stage ist eine echte zusätzliche Ariane-6-Oberstufe, die es die Trägerrakete ermöglicht, mehrere Nutzlasten sehr effizient in unterschiedlichen Orbits abzusetzen oder Satelliten mit einem Direkteinschuss in den Zielorbit zu bringen.“

Nun warum störe ich mich daran, das klingt doch erst mal toll. Nun man muss mal nachdenken, wo man eine solche Oberstufe braucht. Die meisten Ariane 6 Missionen gehen (wie bei den Vorgängern) in den GTO. Dafür reicht eine Zündung der Oberstufe. Doch die Oberstufe mit dem Vinci Triebwerk ist anders als bei der Ariane 5E wiederzündbar und kann Satelliten direkt in den GEO befördern wenn gewünscht. (den Wunsch gab es bisher in 40 Jahren des Einsatzes von Ariane aber nicht). Ebenso kann sie so den Galileoorbit bedienen, bei dem die Satelliten direkt ausgesetzt werden. (Auch das ist kein Muss, die USA haben ihre aktuelle GPS-Satelliten mit Apogäumsmotoren ausgerüstet und das wäre bei den Galileosatelliten auch möglich). Die EPS Oberstufe, die bisher dafür und für ATV Missionen eingesetzt wird, ist schon wiederzündbar. Doch selbst für diesen Orbit reichen zwei Zündungen aus. Mehrere Zündungen der letzten Stufe gibt es bei der Vega, wenn diese mehrere Mikrosatelliten in unterschiedlichen Orbit aussetzen muss, meist ist es ein SSO mit unterschiedlichen Zielhöhen. Doch wird Ariane 6 – die selbst in der kleinsten Version Ariane 62 ein Mehrfaches der Nutzlast der Vega hat, so viele Starts mehrere Nutzlasten in verschiedene Umlaufbahnen haben? Ich glaube nicht und selbst dann könnte das Vinci Triebwerk der normalen Oberstufe das erledigen. Zumindest für zwei Zündungen ist es ja qualifiziert. Selbst wenn nicht, dann gibt es doch Alternativen für den Satellitenhersteller. Wir reden hier ja nicht über große dV Änderungen, sondern 100 bis 200 m/s Geschwindigkeitsänderung, die einen 500-km-Orbit von einem 600 bis 800 km Orbit trennen. Das kann man mit integrierten Antrieben, egal ob chemisch oder solarelektrisch, leicht durchführen. Ich dachte auch kurz, ob die Stufe genutzt werden könnte für Planetenmissionen. Für die muss die ESA ja bisher immer einen eigenen Start buchen. Aber zum einen gibt es da auch andere Hemmnisse, so die für viele Missionen nötige Bahninklination, die eben nicht zu dem Standard-GTO passt. Zum Zweiten hindern verbotene Zonen, wo die Zentralstufe nicht über Land niedergehen darf und zuletzt wäre es sicher kein Problem wenn die derzeitige Oberstufe einen direkten GEO-Einschuss kann (und dafür muss der Treibstoff über 5 Stunden flüssig bleiben), das sie auch beim ersten Durchlaufen des Perigäums zündet und dann die Nutzlast nach einem Orbit auf den Zielkurs bringt.

Kurz: ich sehe keinen Bedarf für die Stufe. Sie ist ein Symptom wie die Raketenentwicklung bei uns inzwischen läuft. Ich war nie so besonders begeistert von dem Führungsanspruch der Franzosen. Gerechterweise muss man auch sagen, das Deutschland sie nie darum bemüht hat, sich wirklich bei der Entwicklung von Stufen einzubringen, was auch eine entsprechende finanzielle Beteiligung mit sich zieht. Aber inzwischen ist auch von dem Führungsanspruch nicht mehr viel zu sehen und es geht eigentlich nur darum, dass die europäische Industrie der ESA Entwicklungen verkauft die der Steuerzahler dann finanzieren soll.

Die Milliarden, die in die Ariane 6 fließen, obwohl man nicht wirklich etwas geändert hat, sind ein Beispiel. Mehr noch: eine technologische Entwicklung, wie die Phoebus Stufe, die man bei einer neuen Rakete einführen könnte, lässt man sich nochmals extra bezahlen. Die Stufe um das BERTA-Triebwerk ist eine andere Sache. Sie hat den Ursprung darin, das Deutschland meinte die Vega wäre kein Erfolg und sich entsprechend nicht an dem Träger beteiligte, und als das nicht so war, suchte man verzweifelt nach Möglichkeiten der Beteiligung und fand sie in dem Ersetzen des ukrainischen Triebwerks im AVUM durch eben jenes BERTA-Triebwerk. Das klappte nicht da die Lösung bei der Standard-Vega nicht mehr Performance liefet (vielleicht ist es bei der Vega C besser) und nun versucht man diese Stufe bei der Ariane 6 unterzubringen. Es gibt aber meiner Ansicht nach keinen Einsatzzweck.

Selbst wenn – wir haben ja schon eine Kickstufe, das ist die EPS der Ariane 5. Gut, sie ist deutlich größer mit mehr als dem dreifachen Schub, aber man kann ja Tanks weglassen. Sie wäre sicher gegenüber der Kickstufe schwerer ist aber sie ist verfügbar so entfallen die Entwicklungskosten, und müsste bei gleicher Geometrie auch auf die Ariane 6 adaptierbar sein. Wozu also was neu entwickeln, wenn man schon was vergleichbares hat?

Ich sehe aber auch ein zweites Problem, und zwar das des geografischen Returns und der Beteiligung der Staaten. Das erste heißt das man jedem Staat Aufträge gemäß seiner finanziellen Beteiligung erteilt. Das Zweite ist aber das es auch einen Sinn machen muss. Deutschland zum Beispiel hat sich bisher bei jeder Entwicklung einer Ariane nicht darum gerissen, die Spitzentechnologie zu entwickeln. Stattdessen setzte man auf etabliertes oder die Systemintegration also das Zusammenbauen, was andere fertigen. Bei Ariane 5 beteiligte sich Deutschland mit der Herstellung von Edelstahlgehäusen für die Booster und die Oberstufe mit einem Triebwerk das im Prinzip auf den Entwicklungen für die Astris Stufe, der Europa aufbauen konnte. Die Franzosen achteten darauf, dass sie die technologischen Filetstücke entwarfen, bei der Vega war die Entwicklung der großen Gehäuse für die erste Stufe der Grund, warum Frankreich einstieg. Entsprechend bauen Frankreich und Italien auch die Booster. Nun gab es das Problem für Deutschland eine finanzielle Kompensation zu finden. Man wollte in Augsburg eine zweite Fertigungslinie für die Booster aufbauen, doch da dies nur Kosten verursacht, kam man schließlich auf die Idee die Phoebus Stufe zu fertigen – sie ist die erste Stufe, bei der Deutschland führend in der Technologie ist. Gute Idee, aber warum entwickelt man dann die erste Stufe noch weiter? Ebenso ist BERTA ein weiteres druckgefördertes Triebwerk – wie das Aestus der EPS oder das Triebwerk der Astris. Airbus sucht also nicht nach einer Möglichkeit die Ariane 6 zu verbessern, egal pb man die Nutzlast steigert oder die Kosten senkt. Man schaut nur nach einem Einsatzzweck für ein Triebwerk, das man entwickelt oder schon entwickelt hat.