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Web Log Teil 257: 20.11.2011 - 9.12.2011

20.11.2011: Gut, dass wir verglichen haben

Eine Frage die ich als bekennender Ionentriebwerksfan immer wieder gestellt bekomme, ist warum denn trotz der Vorteile es immer bei Papierstudien bleibt. Wer mal bei NASA oder ESA nachstöbert stellt fest, dass es dort Zig innovative Konzepte gibt, bis hin zu welchen die sogar mir sehr utopisch erscheinen, wie die, nur mit dem Strom den RTG liefern, zu Saturn bis Pluto mittels Ionentriebwerken zu fliegen.

Nun unbestritten ist, das Ionentriebwerke der Kindheit entwachsen sind. Mann kann sie sicher noch optimieren wie auch heute ein Vinci Triebwerk leistungsfähiger als das RL-10A ist, doch sie haben ihre Nützlichkeit als Lagereglungsantrieb (Eureca, Artemis) und Hauptantrieb (Smart-1, DS-1, Dawn) bewiesen und Bepi-Colombo wird ebenfalls Ionentriebwerke einsetzen. Dawn wird damit die Geschwindigkeit um 11 km/s ändern, was fast so viel ist, wie die 200 t schwere Delta 2 lieferte.

Warum haben sie sich noch nicht außerhalb von Raumsonden, die herkömmlich auf Fluchtgeschwindigkeit beschleunigt wurden, durchgesetzt? Nun ich will das an einem Vergleich zeigen. Und zwar an einem zwischen Fahrrad und Golf

  Fahrrad Golf V Variant
Eigengewicht: < 20 kg 1154 kg
Zuladung 120 kg 622 kg
Verhältnis Eigengewicht/Zuladung 6:1 0,53
Energieverbauch pro 100 km 6400 kJ 312800 kg
pro Kilogramm Zuladung 53,4 kJ 503 kJ
Dauergeschwindigkeit 18 km/h 150 km/h
Kohlendioxidausstoß (g/km) 7,1 158
Treibstoff: jede essbare organische Substanz, unabhängig von endlichen Ressourcen abhängig von endlich vorhandenem Erdöl

Also wenn man sich die Tabelle anschaut, dann ist das Fahrrad in praktisch allen Kriterien besser. Es weist eine höhere Nutzlast auf, der Energieverbauch und Kohlendioxidausstoß ist geringer, es (bzw. der des Fahrers) kommt mit nachwachsenden Ressourcen aus. Nur in einem nicht: in der Höchstgeschwindigkeit. Trotzdem fahren die meisten mit dem Auto, obwohl es mehr Fahrräder als Autos gibt und 80% aller Fahrten mit dem Auto so kurz sind, dass man auch ein Fahrrad nutzen könnte.

Das gleiche gilt in gewisser Weise bei Ionentriebwerken, wenn wir mal von Raumsondenmissionen absehen, also den Brot- und Buttereinsatz vom LEO in den GEO betrachten. Die Parallele: Mit dem Fahrrad kann man mehr Zuladung gemessen an dem Gewicht des Vehikels transportieren, aber es dauert eben länger um von A nach B zu gelangen. Es ist ungeeignet wenn man lange Strecken in kurzer Zeit zurücklegen muss (man kann genauso wenig mit Ionentriebwerken von der Erde starten wie mit Fahrrädern innerhalb weniger Stunden nach Italien fahren). Kommunikationssatelliten erreichen innerhalb von wenigen Tagen mit chemischen Antrieb die GEO Bahn, mit Ionentriebwerken dauert es Monate. Es ist gefährlicher mit dem Fahrrad zu fahren und auch der lange Transfer durch den van Allen Gürtel könnte gefährlich sein.

Machen wir uns nichts vor. Trotz Jammerns über steigende Startkosten ist es so, dass die Betreiber von Kommunikationssatelliten sich ganz gut an die derzeitige Technologie gewöhnt haben. Der Start selbst macht nur einen kleinen Anteil der Gesamtbetriebskosten aus. Typischerweise kostet heute der Start eines Kommunikationssatelliten rund 100 Millionen Dollar. Seine Fertigung ist etwa doppelt so teuer, dazu kommt noch die Versicherung und die Betriebskosten. Die Startkosten machen so nur ungefähr 25-30% der Gesamtkosten aus. Warum also Risiken eingehen und Entwicklungskosten aufwenden, wenn's doch so schon gut läuft? Zumal auch eines gegengerechnet werden muss: in der Zeit in der der Satellit unterwegs ist, könnte er im Orbit ja schon Geld verdienen.

Das ganze geht solange gut, bis Ende der Fahnenstange ist. Wenn man mit dem Fahrrad schneller zum Geschäft kommt als im Stau zu stehen, wenn das Carsharing sinnvoller als ein eigenes Auto ist, dann fangen die Leute an umzusteigen und Betreiber von Satelliten werden Alternativen in Betracht ziehen, wenn es schwer wird ihre immer schwereren Ungetüme in den Orbit zu bekommen, was angesichts der derzeitigen Situation mit mehr Trägern auf dem Weltmarkt als Starts aber eher unwahrscheinlich ist.

Zeit also, für die Raumfahrtagenturen, Entwicklungsarbeit zu leisten, so wie sie ja praktisch überall tun müssen. Kommerzielle Firmen entwickeln ja nur noch was neues wenn es von staatlichen Raumfahrtagenturen gefordert wird, man könnte ja Risiken eingehen....

Also hier ein weiterer Vorschlag Ionentriebwerke salonfähig zu machen. Bei der Erprobung der Vega sind 5 subventionierte Starts im Rahmen des VERTA Programms vorgesehen, warum nicht einen davon nutzbringend einsetzen? Ich habe ja schon mal das Konzept einer Ionentriebwerksstufe für die Vega skizziert, mit der man Nutzlasten die Sonst nur eine Sojus transportieren könnte mit der Vega auf Fluchtgeschwindigkeit bringen kann. Ein Start der Vega wäre ganz nützlich um diese zu erproben und gleichzeitig Bedenken bei der Industrie zu minimieren. es geht also darum zu demonstrieren, dass Ionentriebwerke nicht nur wie bisher als Lageregelungstriebwerke oder auf Fluchtbahnen betrieben werden können, sondern auch nahe der Erde und ohne dass dies der Nutzlast schadet.

Die Herausforderung dabei ist, dass bei einer erdnahen Umlaufbahn ein Ionentriebwerk nur arbeiten kann wenn es auf der Sonnenseite der Erde ist, das sind anfangs etwa 60% der Gesamtzeit, das erhöht auch den Aufwand für die Kontrolle und Missionsüberwachung, weil man nicht dauernd Funkkontakt hat. Sehr bald spiralt sich die Nutzlast aber höher und dieses Problem wird kleiner. Dafür tritt ein anderes auf: die Raumsonde wird sich Wochen im Van-Allen Gürtel aufhalten. Die Frage ist: wie wirkt sich dies auf Elektronik und Verkabelung aus? Also einfach auch hier Gelegenheit dies auszuprobieren. Das könnte geschehen, indem die Nutzlast eben nur die Aufgabe hätte, diese Frage zu klären, z.B. eben ein verkleinertes Modell eines Kommunikationssatelliten genommen wird und seine Elektronik mehrfach vorkommt mit unterschiedlichen Schilden um vor Strahlung zu schützen und mit Meßsensoren für die Strahlungsdosis in den Elektronikkompartimenten, Bestimmt würde so die Strahlenbelastung aber auch wie die Elektonik so bei unterschiedlicher Abschirmung funktioniert. Ich möchte daran erinnern, das Hipparcos, der ja im GTO-Orbit strandete und dem man ein baldiges Verscheiden prognostizierte weil er jden Tag mehr als zweimal den Van-Allen Gürtel durchflog mehr als doppelt so lange arbeitete wie vorgesehen.

Irgendwann ist die Nutzlast im GEO Orbit angekommen und was hat man gewonnen?

Das sind dann Fakten die man nutzen kann, um Vorteile und Nachteile abzuwägen. Die "Nutzlast" könnte dann ausgedient haben, oder wenn man etwas schlauer ist (so um die 1000 kg Netto müssten noch ankommen, was immerhin rund 1.700 kg in einer GTO Bahn entspricht) könnte man wirklich einen für heutige Zwecke "Mini"-Kommunikationssatelliten transportieren, denn man vielleicht als Ergänzung nutzen kann, z.B. um Daten der erdnahen ESA Satelliten zu empfangen und als Relais zu dienen.

Daraus könnte dann zwei Dinge werden:

Dieser Mixed Betrieb setzt voraus, dass die ESC-B Stufe kommt. Das würde dann so gehen: Die Ariane 5 startet zuerst in eine LEO Bahn in welche sie etwa 23 t transportiert. Dann wird die obere Nutzlast (Kommunikationssatellit mit Ionenentriebwerksstufe) abgetrennt. Danach die Spelda und die Stufe zündet erneut und bringt die untere Nutzlast in einen GTO Orbit. Damit ist sowohl der reine chemische Transport (11,5 in GTO, 7,1 t in GEO) wie der reine Ionentransport (> 11,5 t in GEO, abhängig von der Zeit die man sich lässt) wie auch ein Mischbetrieb (7,1 bis 11,5 t in GEO) möglich. Bei Ariane 5 ist wegen der Optimierung auf GTO Transporte der Gewinn sogar geringer als möglich, da die volle LEO Nutzlast nicht ausgenutzt wird (für ATV Missionen wird die ESC-B z.B. nur 17,5 anstatt 27,5 t Treibstoff fassen). Bei anderen Trägern wie Proton, Zenit oder Falcon 9 wäre der Sprung deutlich höher, da dort typischerweise nur ein fünftel bis Sechstel der LEO Nutzlast im GEO ankommt, während es bei Ariane 5 fast ein Drittel ist.

24.11.2011: Gut das wir verglichen haben - Teil 2

Im zweiten Teil will ich mal vorrechnen, wie mam den Nutzen eines Ionentriebwerks quantifiziert. Da wohl Innovationen zuerst von Raumfahrtagenturen kommen will ich mal als Szenario eine Raumsonde nehmen. Hier für den chemischen Fall die Vorgaben:

Transport mit der Sojus 2-1A von Kourou aus

Das entspricht ungefähr einer fortentwickelten Version von Mars- / Venus Express, nur angepasst an die höhere Nutzlast der Sojus 2-1A.

Nun zu Ionentriebwerken

Der Geschwindigkeitsbedarf ist aufgrund der bei dem niedrigen Schub und dadurch langen Brenndauer geleisteten Hubarbeit sehr schwer abzuschätzen. Nimmt man 5 km/s, um die Erde zu verlassen, jeweils die Differenz der Geschwindigkeit in den solaren Umlaufbahnen von Venus und Mars zur Erde als Geschwindigkeit, die man benötigt um die Ziele zu erreichen und 2 km/s um dort in einen exzentrischen Orbit einzuschwenken (es muss ja keine hyperbolische Exzessgeschwindigkeit vernichtet werden), so kommt man ausgehend von einer LEO-Bahn auf < 13,2 km/s (chemisch: < 5,2 km/s).

Die Stromversorgung soll solar erfolgen. Bei Dawn hatte der Solargenerator eine Leistung von 80 W/kg Gewicht

Als Ionentriebwerke habe ich Cluster von RT-22 vorgesehen: (Daten siehe hier). Sie wiegen 6 kg, haben einen Stromverbrauch von 5,9 kW und leisten 0,175 N  Schub bei einem spezifischen Impuls von 4750 s (46500 m/s). Da dazu noch Strukturen, Leitungen und vor allem eine Hochspannungsquelle kommt, die die benötigte Hochspannung aus dem Bordstromnetzwerk generiert, habe ich das dreifache Gewicht für jedes Triebwerk angesetzt: 18 kg.

Am einfachsten ist der Treibstoffbedarf berechenbar: Er beträgt nach der Raketengrundgleichung bei 2,3 t Startgewicht 570 kg. Basierend auf dem Gewicht von Heliumdruckgastanks benötigt, man dann noch einen Tank von einem Fünftel der Treibstoffmasse, womit man zu einer Gesamtmasse von 684 kg für Treibstoff und Tanks  kommt.

Das besondere an Ionentriebwerken ist, dass man Nutzlast mit Gewicht kaufen kann. Setzt man viele Triebwerke ein, so erreicht man die Geschwindigkeit schneller, bei wenigen dauert es langsamer. Da man für jedes RIT-22 einen Solargenerator von 74 kg Gewicht benötigt, der den benötigten Strom liefert, entspricht das Weglassen eines Triebwerks einem Nutzlastgewicht von 92 kg,

Wie groß die Nutzlast nun ist hängt von der Triebwerkszahl ab. Hier eine kleine Tabelle:

Triebwerkszahl Betriebszeit Nutzlast
4 437 1250 kg
5 350 Tage 1160 kg
6 291 Tage 1065 kg
7 292 Tage 960 kg
8 219 Tage 880 kg
9 195 Tage 790 kg
10 175 Tage 700 kg

Das ist die reine Betriebsdauer. Die Reisedauer verlängert sich mindestens um diese Zeit, eher mehr, da es ja noch Zeiten im Schatten gibt bzw. bei Mars man nicht alle Triebwerke aufgrund der geringeren Solarkonstante betreiben kann. Bei einer um ein dreiviertel bis eineinviertel Jahr verlängerten Mission resultiert somit dieselbe Nutzlast wie beim Start mit der Sojus 2-1A. Nur befördert diese in den Erdorbit fast die vierfache Nutzlast. Die Angabe ist dabei relativ konservativ. Die experimentelle Sonde ST-8 hat schon Solararrays mit 175 Watt/m² und das dieses Dokument referiert auch eine Leistung von 5 kg/kW also 200 W/kg. Damit steigt die Nutzlast stark an, lässt man sich z.B. ein Jahr Zeit (365 Tage Betriebszeit), so kann man dann schon 1340 kg Nutzlast anstatt 1160 kg befördern, bei kurzen Reisedauern wird das Verhältnis noch extremer (1100 kg anstatt 700 kg bei 175 Tagen Reisezeit).

Schon hier ist der Vorteil offensichtlich: es wird eine viermal kleinere Trägerrakete benötigt, dabei ist dies eine sehr günstige Rechnung: Mond, Mars und Venus sind leicht erreichbar, beim Einbremsen braucht man wenig Geschwindigkeit bzw. kann die Atmosphäre nutzen (Aerobraking). Ionentriebwerke werden um so günstiger je höher die Geschwindigkeitsanforderungen sind und je mehr Zeit man hat. Dawn wäre mit einem chemischen Antrieb unmöglich. Eventuell mit mehreren Vorbeiflügen an Erde und Mars, aber dann benötigt man dafür so viel Zeit, dass ein Ionentriebwerk sogar schneller wäre. Ein anderes Beispiel ist die Phobos-Gruntmission. Von 13,2 t Startmasse sind 11,6 t reiner Triebstoff. Zur Erde zurück kehrt gerade mal eine 8 kg schwere Kapsel.

In meinen nächsten Blog will ich zeigen, dass dies mit Ionentriebwerken besser geht.

22.11.2011: Das Chaos geht weiter

Nun ist das neue NASA Budget genehmigt worden. Das Ergebnis in Kürze:

Die Einzelheiten über das Science Programm und andere Details findet man in diesem Bericht bei SpaceNews.

Also für mich bestätigt sich das was ich seit 1-2 Jahren konstatiere,. Chaos bei der bemannten US-Raumfahrt. Erst gibt es die Idee die Shuttles weiter in Dienst zu lassen - natürliche erst als die Entlassungen anstehen, aber alle Verträge schon gekündigt sind, sodass es im Prinzip zu spät war, dann wird Constellation eingestellt und stattdessen ein Erforschungsprogramm für Exploration Technologien ins Leben (Triebwerke, Treibstoffdepots) gerufen und gleichzeitig aufgerufen, dass kommerzielle Services die Station versorgen soll, die nun weiter betrieben werden soll, sonst macht das ja auch keinen Sinn.

Inzwischen wurde aber aus der Ares V das SLS und aus Orion das MPCV. Kleiner Unterschied zu Constellation: Wohin sie fliegen sollen, weis man immer noch nicht. Von den robotischen Percursormissionen ist auf jeden fall nicht mehr die Rede. Also eigentlich läuft Constellation weiter, nun eben ohne Ziel...

Und nun erhält das Commerzielle Programm, das bisher nur kleine Mittel erhielt (das war im ersten Jahr noch klar, aber schon das letzte Jahr blieb hinter den Erwartungen zurück) auch noch weniger als die Hälfte der Mittel. Wie man mit 400 Millionen die sicher wieder auf mehrere Firmen verteilt werden (so ging das bei den letzten Runden so) was entwickeln soll, was bald einsatzfähig ist mir ein Rätsel.

Was bald einsatzfähig ist ist die Orion. 2014 wird der erste unbemannte Testflug erfolgen (die Trägerrakete wurde vor wenigen Wochen geordert) und sie erhält auch dreimal so viel Geld wie CCDEV. Meine Prognose: Da die NASA nicht mehrere konkurrierende Programme braucht, wird wohl eines von beiden einstellen. Hmm welches wohl? Das in das die NASA seit 2004 mehrere Milliarden gesteckt hat und das ein Vehikel beinhaltet mit den Sicherheitsmargen die sie gerne haben oder ein von oben angeordnetes Förderprogramm für private Anbieter, dass ihr von der Politik aufs Auge gedrückt wurde und dass noch nicht mal 1 Milliarde umfasst. Schwere Frage, echt schwer zu beantworten....

24.11.2011: Ein Nachruf auf Phobos Grunt

Am Montag schloss sich das Startfenster für Phobos Grunt. Inzwischen gibt es auch inoffizielle Verlautbarungen, dass die Mission gescheitert sei. Ich habe mich mit der Kommentierung zurückgehalten, weil ich das noch abwarten wollte, schließlich war lange Zeit nichts genaues zu erfahren, was allerdings meist ein schlechtes Zeichen ist. Wenige Tage nach dem Start verlautbarte nur, dass die Raumsonde im Erdorbit aktiv sei und funktionsfähig, nur eben nicht die Triebwerke zünden könnte. alle Kontaktversuche scheiterten bisher.

Das ganze hat zwei Dimensionen. das eine ist das mit Phobos-Grunt wieder einmal eine Raumsonde zum Mars scheitert (fast genau 15 Jahre nach Mars 96 auf fast dieselbe Weise). Und zum anderen die Öffentlichkeitsarbeit. Kommen wir mal zum letzteren. Also dass man 14 Tage lang praktisch nichts erfährt ist ein Armutszeugnis und zeigt, dass Russland eben noch nicht sehr weit ist, hinsichtlich Öffentlichkeit und Information dieser. Daher sollte man auch die Erwartungen tief hängen für weitere Missionen oder was an Informationen geflossen wäre, wenn Phobos Grunt gestartet wäre - wahrscheinlich auch nicht viel. Ich tat mich schon sehr schwer, Informationen von der Sonde zusammenzutragen. Es ist sogar schlimmer als bei Mars-96 wo es eine englischsprachige Seite des IKI gab. Nun muss man sich auf Sekundärquellen verlassen.

Das zweite ist dass es offensichtlich nicht gelang, die Sonde zu kontaktieren und man fragt sich wieso. Sicher ist sie für den Betrieb im interplanetaren Raum ausgerichtet, doch es muss doch eine Möglichkeit geben, sie jederzeit zu kontaktieren. Zumindest bei europäischen und US-Raumsonden ist so was vorgesehen und dort gibt es auch Life-Telemetrie während des Starts. Noch wichtiger wäre es bei einer Raumsonde, die erst zwei Erdumkreisungen mit Zündungen des eigenen Antriebs macht, während dieser Zeit sie zu verfolgen und gegebenenfalls einzugreifen wenn etwas schief geht. Wer sich mit der Marsforschung auskennt, wird an Phobos 1+2 erinnert, die beide verloren gingen weil es keine Sicherheitsprogramme gab die verhinderten dass die Sonde in eine Lage gerät in der ihre Solarpanels nicht mehr beschienen sind. Die Frage ist: wo ist heute die technische Kompetenz Russlands. Zumindest was Elektronik und Messinstrumente angeht. Ich befürchte da gibt es nicht viel. Das Russland von seiner Kompetenz im mechanischen (sprich Triebwerke, Kapseln, Raketen) lebt ist unbestritten, doch da ist auch nicht viel neues in den letzten Jahren gekommen. Die letzten neue Triebwerke waren das RD-170 und RD-0120 für die Energija. Die Oberstufe mit kryogenen Antrieb für die Proton lässt auf sich warten. Neuentwicklungen gibt es nur noch bei Auftragsentwicklungen für Indien, Südkorea und die USA.

Russland hat erst vor zwei Jahren den Argon-16 Bordcomputer der Sojus durch einen neuen ersetzt. Vorher wurde er über 30 Jahre lang unverändert eingesetzt. Er basiert auf einem Chip, denn die ESA seit 1998 einsetzt und inzwischen auch schon ausgemustert hat. Das zeigt symptomatisch wo Russland steht wenn es um Elektronik geht. Fortschritte scheint es nur zu geben, wenn man Geld verdienen kann. So macht der neue Bordcomputer es möglich dass die Sojus von einem Kosmonauten gesteuert wird - Damit kann man zwei Sitzplätze verkaufen anstatt nur einem.  Ansonsten tritt die Weltraumindustrie auf der Stelle. Alle Projekte die in den letzten 20 Jahren angekündigt wurden wurden eingestellt oder haben dramatische Verzögerungen (auch Phobos Grunt startete zwei Jahre später als geplant und die Angara ist seit Jahren von der Einsatzreife entfernt, dabei ist an ihr so nichts wirklich neu). Andere Projekte wie Kliper, Baikal oder Rus-M wurden eingestellt. Wissenschaftliche Satelliten gibt es keine. Russische Module zur ISS auch nicht.

Der Grund ist relativ einfach: Es fehlt an Geld. Phobos-Grunt kostete 5 Milliarden Rubel. Das sind 120 Millionen Euro. Würde man die Mission im Westen durchführen, so müsste man wahrscheinlich da eine "0" dranhängen. Alleine die Zenit Trägerrakete kostet ja für westliche Kunden fast diesen Preis. Auch wenn es ein Preisgefälle zum Westen gibt (weshalb es z.B. illusorisch ist zu versuchen mit Ariane 5 die Proton oder Zenit preislich zu unterbieten) so kann man doch konstatieren, dass dies selbst für russische Verhältnisse ein sehr kleines Budget war. Mars 96 kostete noch 300 Millionen Dollar (nur russischer Anteil) und als im August eine Progress verloren ging wurde der Schaden mit 100 Millionen Dollar angegeben. Phobos Grunt soll nur wenig teurer als ein in Serie gebauter Raumfrachter sein? Da merkt man dass da doch massiv gespart sein musste. Wie es scheint am falschen Ende.

Das ganze ist symptomatisch für den Zustand der russischen Raumfahrt: Großmachtgehabe, aber kein Geld. Prestigeprogramme laufen weiter mit kaum modernisierter Hardware aus den Sechzigern und Siebzigern. Doch selbst da hakt es, doch dazu in einem späteren Blog mehr. Was bleibt, ist das Phobos Grunt sich in die lange Reihe der russischen Raumsonden zum Mars einreiht, die allesamt scheiterten. Genauer gesagt es ist die 19-te Russlands. Lediglich Mars 5 kann als ein Teilerfolg betrachtet werden. Die NASA wird's freuen, schließlich bemüht sie die Statistik immer bei ihren eigenen Raumsonden, bei denen die "nur-USA" Statistik erheblich besser aussieht.

Für mich persönlich ist der Verlust besonders schlecht, schließlich sollte auf Phobos-Grunt ein guter Teil meines Buchs über das MSL und eben Phobos Grunt entfallen.

4.12.2011: Vergleichen wir mal

Vergleiche sind toll. Es gibt ganze Vergleichsportale, wo man Dinge vergleichen kann oder erfahren kann, wo man etwas am günstigsten bekommt. Was man nicht vergleichen kann, sind Kosten in der Raumfahrt. Hier mal ein persönliches Vergleich.

Also rechnen wir mal nach. Die ESA wird für den Aufenthalt eines Astronauten alle 2 Jahre rund 1500 Millionen Euro in diesem Zeitraum bezahlen. (zwei ATV mit je 450 Millionen Euro, 2 Jahre ISS Betrieb zu je 300 Millionen Euro). Er arbeitet dann pro Tag 26,7 Stunden pro Woche an Experimenten, oder in den 180 Tagen rund 686 Stunden. Eine Arbeitsstunde kostet den europäischen Steuerzahler also über 2 Millionen Euro.

Oder mal anders formuliert. 64 Arbeitsstunden, also zweieinhalb Wochen entsprechen dem ganzen Cryosatprojekt, Dieses wird 3,5 Jahre lang die Eisflächen beobachten und Daten für das Klima liefern. Für einen geringen Aufpreis ist es um weitere 2 Jahre verlängerbar. (Letzteres ist bei dem ISS Aufenthalt nicht möglich. Kommt die Ablösung, muss der ESA Astronaut zurück zur Erde).

Die ESA plant seit gut 10 Jahren an Exomars, immer ist es zu teuer. Einmal keinen Astronauten zur ISS schicken - und man hätte es finanziert. Dabei ist dies ein Programm, das die ESA maximal einmal in einem Jahrzehnt startet. Oder damit wäre auch die Erweiterung der Ariane 5 kein Problem, die seit 5 Jahren vor sich hergeschoben wird.  Auch hier: einmalige Kosten, doch den ISS Betrieb muss man jahraus, jahrein bezahlen.

Oder eine andere Sicht. Das ATV bringt rund 7,5 t Versorgungsgüter für 450 Millionen Euro zur Station. Ein Kilogramm kostet also 60.000 Euro. Der Mensch braucht 2 l Wasser pro Tag. Würde man es nur mit dem ATV transportieren, dann entspricht das Leertrinken einer 1,5 l Buddel also schon mal 90.0000 Euro. Aber die Astronauten sollten nicht zu viel trinken. Denn gehen sie zur Toilette und brauchen dafür 5 Minuten ihrer Arbeitszeit (in der Schwerelosigkeit geht es nicht ganz so schnell wie auf der Erde), dann kostet das auch 182.000 Euro ... Unverständlich, dass man bei diesen Kosten noch Gimmicks zur ISS transportiert wie Manuskripte von Jules Verne beim ersten ATV oder Bilder von Alexander Shilov bei der im August verlorenen Progress. (Quelle). Bitte auch sehen was Shilow malt. Man sollte annehmen, dass man sich solche "Gewichts- und Kostenverschwendung" vermeidet. Doch das ist nicht der Fall. Die Astronauten twittern auch von der Station, schreiben Blogs oder laden Bilder auf Facebook hoch. Wer selber einen Computer hat, der weiß wie man da die Zeit verbuttern kann. Und wenn das nur eine halbe Stunde am Tag kostet - dann ist diese PR über 180 Tage erheblich teurer als Cryosat 2 (180 zu 140 Millionen Euro).

Dabei ist das noch preiswert. Für die nächsten Jahre sollen die Kosten für die ISS auf 350 Millionen Euro pro Jahr ansteigen. Ab 2015 kommen zu den ATV Fertigungskosten für neue Exemplare auch noch die Kosten für eine Neuentwicklung/Anpassung dazu, da es zum einen keine Ersatzteile mehr für Nachbauten gibt und zum anderen die NASA nun weniger Treibstoff und mehr Fracht haben will.

Das man diese Kosten nicht mit der wissenschaftlichen Ernte begründen kann ist nicht neu. Sonst würde man ja auch forschen und nicht von der Station aus bloggen. Doch was gibt es zumindest für Europa an anderen Begründungen? Also wir sind kein Land das mit Flügen angestaubter Hardware den Eindruck erwecken will, man wäre noch eine Supermacht, noch sind wir eine Nation die zeigen will, dass sie sich es leisten kann, auch wenn die Staatsverschuldung explodiert und wir sind auch keine aufstrebende Industrienation, die von einer Diktatur ablenken will, damit dass die ein bemanntes Raumfahrtprogramm auflegen auf das die einfachen Bauern auf dem Land stolz sein können.

Das ist so ein bisschen wie auf der Toilette, "Wer hat den größten". Aber es sagt nichts über die Menschen und ihren Erfolg im Leben aus. Die deutsche Industrie ist Exportweltmeister, auch wenn kein Astronaut im all herumturnt. Sie war es auch bevor man bemannte Raumfahrt betrieb. Sinnvoller ist sicherlich die unbemannte Raumfahrt, da sie viel mehr die Forschung und die Technologie fördert, von der unser Land, aber auch Europa lebt. Nicht scheinen, sondern sein. Überlassen wir den andern das Angeben.

8.12.2011: Die technisch optimale Rakete

Eines ist das schöne an der Technik: Man kann sie durchrechnen und erhält exakte Zahlen. Bei konkreten Raumfahrtprojekten spielen dann immer auch wirtschaftliche Aspekte eine Rolle und dann wird es kompliziert. Mich interessiert folgende Frage: Welche Nutzlast ist mit der heutigen vorhandenen Technologie erreichbar? Das Ziel sollte es sein 10% der Raketenmasse als Nutzlast in einen LEO-Orbit zu befördern.

Damit wir einen Vergleich haben: Das bisher leistungsfähigste System ist das STS mit 114 t Nutzlast bei 2032 t Startmasse (5,6%). Ariane 5 liegt bei 2,7% In dieser Region um maximal 3% Nutzlast liegen viele der heutigen Trägerraketen. Ich will nun zeigen, dass es möglich ist doppelt so viel Nutzlast in den Orbit zu hieven.

Die Fragestellung ist simpel: Was ist mit der heutigen Technik an Nutzlast möglich? Also nicht mit exotischen Lösungen sondern State of the Art oder zumindest theoretisch untersuchten Lösungen.

Ich will dies am Beispiel einer Trägerrakete mit einer 200 t schweren Erststufe zeigen. Deren Masse soll konstant bleiben. Die Masse der Oberstufe soll optimiert sein.

Fangen wir an mit dem Triebwerk. Das leistungsfähigste ist heute das SSME und es ist auch noch kaum zu steigern. Was allerdings bei seiner Entwicklung noch nicht existierte, waren ausfahrbare Düsen. Das bedeutet: das SSME startet mit seine Düse mit dem Flächenverhältnis von 77,5 und eine zweite wird als Kegelstumpf über diese gezogen, wenn der Außendruck genügend stark abgenommen hat um Turbulenzen bei höherer Expansion und hohen Ausendruck zu vermeiden. Beim Vinci hat diese Düse ein Flächenverhältnis von 240, während der Feste Teil eines von 90 hat. Überträgt man dies auf das SSME so sollte eine Düse mit einem Flächenverhältnis von 206 möglich sein. Nach CEA2 erhält man je nach Simulationsbedingung (eingefrorenes Gelichgewicht oder nicht) einen 113,3 bzw. 134,4 m/s höhere spezifische Impulse. Nimmt man nur den niedrigeren, so erhält man einen spezifischen Vakuumimpuls von 4593,3 m/s.

Nimmt man eine Rakete mit maximal 300 t Startmasse und einer anfänglichen Beschleunigung von 1,3 g an, so werden zwei Triebwerke mit je 2000 kN Schub benötigt. Basierend auf dem SSME würden diese je 3.700 kg wiegen. Dazu kommt noch das Schubgerüst, Druckgase, Pneumatik, Stufenadapter. Diese wiegen in etwa so viel wie die Triebwerke. Macht für diesen Teil dann rund 14,4 t.

Nun geht es weiter zum Tank. Auch hier wäre der Shuttle ET eine Vorlage, allerdings nur der LH2 Tank. Er ist aus der leichten Legierung 2195 gefertigt und wiegt 11 t bei 1480 m² Volumen. Beim Sauerstofftank hat man dies nicht gemacht und für die Gewichtseinsparung wäre eine Intertankverbindung auch einzusparen. Bei 520 m³ Volumen für die kleinere Treibstoffmenge sind das dann 3,9 t Gewicht.

Zusammen kommt man dann bei 180 t Treibstoff auf eine Trockenmasse von 18,3 t für diese Stufe oder ein Voll/Leermasseverhältnis von 10,83 für die erste Abschätzung (noch zu konkretisieren, da ja die Startmasse und damit der benötigte Schub nicht feststeht).

Kommen wir zur zweiten Stufe. Als Triebwerk wäre hier das Vinci ideal. Allerdings nicht mit Sauerstoff als Oxidator, sondern mit Fluor. Diese Kombination wurde in den Sechzigern untersucht. Ein Einsatz mit dem RL-10 erwogen, das kompatibel zu dieser Treibstoffkombination ist. Als Triebwerk mit demselben Bauprinzip (Expander Cycle) sollte dies auch das Vinci können. Fluor erhöht den spezifischen Impuls um 240 m/s nach FCEA Simulationen, wenn man es mit einem Mischungsverhältnis von 14:1 betreibt. Davon sollen 200 m/s nutzbar sein (spezifischer Impuls dann 4760 m/s)

Das ist der zweite Vorteil: Bei Fluor liegt das stöchiometrische Verhältnis bei 19:1 anstatt 8:1 wie bei der Verbrennung mit Sauerstoff. Da der Wasserstoff enorm viel Volumen braucht (beim Shuttle ET: 100 t LH2 haben 1500 m³ Volumen 600 t Sauerstoff aber nur 500 m³ Volumen), So verringert dies das Volumen des Wasserstoff und Fluor ist auch noch Dichter. (Dichte 1,41 zu 1,14 g verglichen mit LOX)

Hier habe ich nun als Datenbasis die Centaur D genommen. Für mich aus zwei Gründen. Die Stufe ist zwar alt, aber als von der NASA entwickelten Stufe gibt es Daten für jedes Subsystem. Das fehlt bei den neueren Stufen. Weiterhin ist der Edelstahl geeignet flüssiges Fluor zu lagern. Hier wog der Tank 540 kg um 2260 kg Wasserstoff und 11245 kg Sauerstoff aufzunehmen. Fluor/Wasserstoff ist bei dem gewählten Mischungsverhältnis 2,64 mal dichter. Es wurde gewählt, weil eine Untersuchung für das RL-10 feststellte, dass dieses mit diesem Mischungsverhältnis zurecht kommt und zwischen 12 und 16 der spezifische Impuls gleich bleibt. 14:1 liegt genau dazwischen.

Bei derselben Vorgabe hinsichtlich des Gewichts von Triebwerken, Schubrahmen und anderen Systemen kommt man bei einem Triebwerk mit 300 kN Schub zu einem Gewicht von 1440 kg für  Triebwerke, Steuerung, Schubrahmen und bei 40 t Treibstoff auf 1440 kg für Triebwerke und 610 kg für den Tank. Dazu kommt noch die Isolation und VEB. Das soll weitere 550 kg ausmachen. Das ist von Voll/Leermasseverhältnis von 16,3.

Damit bin ich nun in die Simulation des idealen Stufenverhältnisses für eine zweistufige Rakete gegangen und bin zu folgender Rakete gekommen:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit

200000,0 18467,2 4693,0 3572,5

105792,1 6490,3 4760,0 5827,9

Gesamtstartmasse: 340647,3

Nutzlast: 34855,2 = 11,4 Prozent der Startmasse

Die Simulation ist einfach gestrickt und geht davon aus, dass die Voll/Leermasseverhältnisse von 10,8 und 16,3 gleich bleiben, egal wie groß die Stufen sind.

Okay, das ist wegen der großen Unterschieds in der Voll/Leermasse und des spezifischen Impulses etwas ungewöhnlich. Man verliert aber nicht viel, wenn man normale Stufenverhältnisse ansetzen. Mit einer 50 t schweren Oberstufe beträgt der Nutzlastanteil immer noch 10,8%. Mit diesem Ansatz kann man dann ausgehend von der Oberstufe die genauen Subsysteme errechnen:

Für die Oberstufe:

Stufenkonstruktion

Gewicht Oberstufe 27200 kg
Gewicht Treibstoff 47000 kg
Gewicht Triebwerk 753 kg

Berechnet:
Nutzbarer Treibstoff 46295 kg
Treibstoffreste 705 kg
Gewicht Tanks 578 kg
Gewicht Struktur 72 kg
Gewicht Adapter 639 kg
Gewicht Lenkung 458 kg
Gewicht Nutzlasthülle 4735 kg

Gesamtgewicht Stufe 48862 kg
Leergewicht Stufe 2567 kg

Für die Erststufe:

Gewicht Oberstufe 80800 kg
Gewicht Treibstoff 188000 kg
Gewicht Triebwerk 4856 kg

Berechnet:
Nutzbarer Treibstoff 185180 kg
Treibstoffreste 2820 kg
Gewicht Tanks 7520 kg
Gewicht Struktur 940 kg
Gewicht Adapter 1897 kg
Gewicht Lenkung 1688 kg

Gesamtgewicht Stufe 203004 kg
Leergewicht Stufe 17824 kg

Mit den Daten kann man nun eine korrektere Simulation machen (Zielgeschwindigkeit: 9300 m/s (7800 m/s Orbitalgeschwindigkeit und 1500 m/s Verluste) und kommt auf eine Nutzlast von 28500 kg bei einer Startmasse von 257,1 t. (Nutzlastanteil 10,7%). Die Nutzlast ist also höher als bei der dreimal schwereren Ariane 5 oder Delta IV Heavy. Die doppelt so schwere Falcon 9 erreicht sogar 60% der Nutzlast. Sogar in einstufiger Ausführung hätte die Rakete noch 16 t Nutzlast. (Startmasse 205,4 t). Eine dreistufige Version bringt dann nur noch wenig und steigert die maximale Nutzlast auf rund 12% der Startmasse.

Bei höheren Geschwindigkeiten wird der Vorteil noch offensichtlicher. Für den GEO Orbit erhält man so eine rund 250 t schwere Rakete (200 t ( 50 t) mit 7,24 t Nutzlastanteil bei zweistufiger und eine 320 t schwere Rakete bei dreistufiger Bauweise (2,9 bzw. 3,4 % Nutzlastanteil). Die Delta IVH erreicht nur 0,7% Nutzlastanteil.

So. übermorgen beschäftigen wir und damit was die Wiederverwendung so an Nutzlast kosten kann.


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