Das Phantom der DARPA

Das Militär ist ja Spitze darin absolute überflüssige Dinge zu erfinden oder entwickeln zu lassen. Mir fallen da zahlreiche skurrile Projekte der Wehrmacht im Zweiten Weltkrieg ein. Aber auch woanders baute man Unsinniges, nur bin ich da nicht so bewandert. Auch in der Raumfahrt gibt es das. Man denke an Dyna Soar, die Anforderungen an das Space Shuttle mit großer Querreichweite und Nutzlast welche es erst so groß machten. Auch das X-37B würde ich in diese Kategorie einordnen. Nun hat Boeing bekannt gegeben das es sofort aus einem DARPA Programm „Experimental Spaceplane Program“ aussteigen wollen. Als ich mir den Artikel über das Programm durchlas, verstand ich auch darum. Der Boeing Ansatz „Phantom Express“ ist es ein wiederverwendbares Raumfahrzeug zu schaffen, das den Anforderungen gereicht wird:

  • Zehnmal startbar in 10 Tagen
  • 3.000 Pfund (1.360 kg Nutzlast in den Orbit.
  • 5 Millionen Dollar Pro Flug

bestehend aus einer wiederverwendbaren ersten Stufe und einer nicht wiederverwendbaren zweiten Stufe

Boeing hat ein AR-22 Triebwerk (eigentlich ein RS-25 Haupttriebwerk des Space Shuttles zehnmal in 10 Tagen gezündet um zu beweisen, dass dies möglich ist. Das Gefährt Phantom Express ist 30,5 m lang, 24 m hoch, hat eine Flügelspannweite von 62,1 m und einen Zentraldurchmesser von 4,1 m. Aus den Abbildungen kann man einen Durchmesser von 2 bis 2,1m für die Oberstufe ableiten, der zentrale Tank ist, wenn er den gesamten zylindrischen Teil ausfüllt, 21,6 m lang.

Ich könnte hier schon aufhören. Wer oben liest: 5 Millionen pro Flug inklusive Oberstufe, weiß das dies völlig irreal ist. Selbst eine kleine Feststoffoberstufe wie ein Star-37 oder Star 48 kostet mehr als 5 Millionen Dollar. So viel kostet eine Elektron, die nur 150 kg Nutzlast hat. Selbst wenn ich die Falcon 9 die ja dem Wiederverwendungsparadigma folgt, herunterskaliere auf 1.360 kg Nutzlast, würde sie nicht die Air Force Anforderungen an den Preis genügen und größere Raketen sind billiger als kleinere – die Falcon 1 kostete noch 6,7 Millionen Dollar bei nur 1/20 der Nutzlast der Falcon 9 aber 1/8 der Kosten. (Nicht wiederverwendbare Version).

Was mich aber technisch überrascht, ist die Größe des Vehikels. Die Erststufe ist so große wie die einer H-2A, das AR-22 kann im 100 % Schubmodus (obwohl es beim Space Shuttle meist mit 105 % Schub betrieben wurde) bei einer Standardbeschleunigung von 12,5 m/s rund 136 t starten. Dafür sind nur 1,36 t Nutzlast wenig. Das Gewicht entspricht einer Titan II oder Atlas Centaur, die hatten aber 3,8 bzw. 4,5 t Nutzlast. So schwer kann die geflügelte Erststufe gar nicht sein, das sie die Nutzlast so drastisch absenkt.

Warum kommt die USAF auf diese Anforderungen? Nun sie dürften eine Reaktion auf China sein, die in den letzten Jahren zahlreiche Trägerraketen als „Rapid Response Vehicles“ testeten. Sie sollten im Kriegsfall schnell Satelliten starten und China hat, das auch schon erprobt mit kleinen Spionagesatelliten die innerhalb weniger Stunden Bilder lieferten. Der Gedanke ist wohl, dass man so Satelliten ersetzen will, die abgeschossen wurden. So richtig Sinn macht das aber nicht. Denn wenn jemand die ersten Satelliten ausschalten kann, dann kann er das auch mit den Reservesatelliten. Die hohe Startrate spricht dafür dass man damit rechnet und dauernd neue Satelliten startet – eine ziemlich teure Vorgehensweise.

Die Technik

Die Erststufe, obwohl von der Größe her dominierend setzt nach den Angaben die Nutzlast bei einer Geschwindigkeit von Mach 10, das sind 3435 m/s ab. Ich gehe davon aus, dass dies die horizontale Geschwindigkeit ist und die Erststufe zugleich die Vertikalgeschwindigkeit aufbringt, denn natürlich sollte sie möglichst viel leisten, damit die Oberstufe kleiner und preiswerter sein kann.

In den Tank passen beim Verhältnis 6:1 maximal 115 t Treibstoff (H-IIA zum Vergleich bei ähnlicher Größe 102 t). Bei 90 % Füllungsgrad sind das 104 t. Die Oberstufe hat nach den Abbildungen eine Länge von 7 m bei 2 m Durchmesser im Teil unterhalb des Rings. Ein Castor 30 XL ist 6 m lang bei 2,36 m Durchmesser und würde dazu passen. Er wiegt rund 26,3 t. Ich habe mit meiner Simulationssoftware diese Kombination als erstes modelliert und die Differenz zu 136 t Startmasse (2 t Abzug für Nutzlast und Hülle) als Leermasse der ersten Stufe angesetzt. Das wären 107,7 t. Ich habe nun so lange an der Trockenmasse der ersten Stufe gespielt, bis ich für die Nutzlast von 1360 kg eine stabile Bahn ohne viel Überschuss an Nutzlast bekam. Das kann natürlich nur eine Schätzung sein, mit einer anderen Oberstufe sieht das anders aus und ein flüssiger Antrieb wäre auch denkbar, allerdings wäre eine Centaur wohl viel zu teuer (alleine sie kostete mehr als die 5 Millionen Dollar die ein Flug kosten darf) und für lagerfähige Treibstoffe fehlt der nötige Antrieb mit dem benötigten Schub.

Hier meine Modellierung von Phantom Express mit Castor 30XL. Ich komme aber nur auf knapp unter 2,4 km/s Abtrenngeschwindigkeit. 3,3 km/s (Angabe) ist relativ hoch, das würde, wenn man bedenkt, das die Gravitations- und Luftwiderstandsverluste vor allem bei der ersten Stufe anfallen fast 5 km/s Antriebsvermögen für die erste Stufe entsprechen. Der Start ist von Vandenberg aus in eine sonnensynchrone Umlaufbahn.

Mit 17 t Leermasse ist die erste Stufe gar nicht mal so schlecht, bedenkt man das sie noch Flügel und ein Leitwerk hat und sicher auch noch Treibstoff braucht, um zum Startplatz zurückzukehren. Ohne das wäre man wohl auf 10 bis 11 t Leergewicht gekommen. Bei den Landungen der Falcon 9 an Land ist auf jeden Fall das Zusatzgewicht deutlich höher. Trotzdem kostet das Nutzlast weil die Oberstufe eben einen viel kleineren spezifischen Impuls hat. Mit 11 t Trockenmasse wäre die Nutzlast auf 2,6 t fast verdoppelbar. Damit hat man auch einen Knackpunkt in dem Programm – diese erste Stufe ist bei schlechten Oberstufen extrem anfällig gegenüber Gewichststeigerungen. Dies würde eine bessere Oberstufe ausgleichen – doch die passt nicht zu dem 5 Millionen Dollar Ziel.

Mit einer LOX/LH2 Stufe und einem RL10 Triebwerk (Treibstoffzuladung bei diesen Abmessungen rund 9 t) kommt man auf 4 t in einen Orbit. Bei dem AJ-10 ist der Schub so klein, das die nun (durch die höhere Dichte 24,5 t schwere zweite stufe) vier Triebwerke braucht, was weder mit dem Kostenziel noch den Abbildungen vereinbar ist. Für die RL10 Stufe spricht, dass die Abtrenngeschwindigkeit von 3914 m/s gut zu den Angaben passt. Die Oberstufe müsste dann aber etwas größer sein um die Abtrenngeschwindigkeit auf die 3,3 km/s zu reduzieren. Bei 14 t Masse würde die Abtrenngeschwindigkeit hinkommen, wobei dann die erste Stufe auch etwas schwerer sein könnte. Dies habe ich als letzte Lösung modelliert. Sie hat in etwa die gleiche Nutzlast wie die kleine LOX/LH2 Stufe (4,4 t), aber eine etwas schwerere Erststufe. Hier passt die Abtrenngeschwindigkeit von rund 3,3 km/s recht gut, aber nicht die Größe der Oberstufe, diese ist dafür zu klein, der Treibstoffvorrat ist derselbe wie bei der ersten Centaur, nur war die 3 m im Durchmesser nicht 2 und 9 anstatt 7 m lang.

Insgesamt macht das Projekt für mich aber wenig Sinn. Ich kann mir noch vorstellen, dass es den Bedarf für ein Vehikel mit der Nutzlast gibt (1,4 bis 4 t). Aber die restlichen Anforderungen wie der Startpreis oder der häufige Einsatz sind irreal. In einem Tag müsste man nicht nur den Start hinbekommen, sondern auch landen, die Erststufe inspizieren und mit einer neuen Oberstufe und Nutzlast auf den Start vorbereiten. Wer mal auf den Newsportalen verfolgt, wie lange alleine die Nutzlastintegration heute auf einer Rakete dauert, der weiß das man hier noch utopischer ist als beim Space Shuttle – bei dem waren wenigstens ein Monat zwischen zwei Starts (eines Orbiters, fünf Orbiter schaffen dann 60 Starts/Jahr) geplant. Nun soll das auf ein Dreißigstel sinken? Träumt weiter! Am Freitag hat ULA einen Probecountdown von Solar Orbiter absolviert – mit schon startbereiter Rakete und integrierter Nutzlast. Das war 12 Tage vor dem geplanten Start am 5.2.2020.

Ich finde daher den Namen „Phantom Express“ gut gelungen den ein Phantom ist nach dem Lexikon „eine unwirkliche Erscheinung im Sinne eines Trugbildes oder einer Einbildung“. Ja das passt!

Rakete: Phantom Express

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
136.000 1.360 8.296 0 1,00 130,00 200,00 200,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
1.705 34 0 640 240 90 10 112 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 107.700 17.000 4.430 1705,0 1860,0 216,02 0,00
2 1 26.300 2.200 2.923 395,0 448,0 157,24 220,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
0,0 Grad 34,5 Grad 112 m 0 m/s 90 Grad 10,0 s
Abbruch wenn Zielgeschwindigkeit überschritten
  Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 130 km
Real 200 km 490 km 130 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
87,3 Grad 277 km 277 km 1.360 kg 1.328 kg 377,2 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 66,0 s 216,0 s 300,0 s
Winkel 55,8 Grad -12,9 Grad -46,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Winkelvorgabe Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 66,0 s 216,0 s 220,0 s 240,0 s 300,0 s 377,2 s
Höhe: 0,00 km 0,12 km 4,42 km 124,74 km 130,65 km 159,25 km 233,19 km 277,02 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 0,3 km 0,5 km 1,7 km 15,2 km 97,8 km
v(x): 384 m/s 384 m/s 382 m/s 370 m/s 370 m/s 367 m/s 359 m/s 345 m/s
v(y): 0 m/s 46 m/s 329 m/s 138 m/s 106 m/s -139 m/s -1320 m/s -4898 m/s
v(z): 0 m/s -57 m/s -149 m/s 2413 m/s 2396 m/s 2610 m/s 3434 m/s 6032 m/s
v: 0 m/s 391 m/s 526 m/s 2445 m/s 2426 m/s 2639 m/s 3697 m/s 7778 m/s
Peri: -6378 km -6370 km -6366 km -6173 km -6172 km -6098 km -5603 km 200 km
Apo: -6378 km 0 km 6 km 253 km 254 km 275 km 303 km 490 km

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 2.448,7 m/s 253,0 km 27,2 km 377,2 s -6.172,4 km 253,7 km 81,0 Grad

Rakete: Phantom Express RL10

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
122.840 4.000 8.296 0 3,26 130,00 200,00 200,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
1.705 34 0 640 240 90 10 112 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 107.700 16.000 4.430 1705,0 1860,0 218,40 0,00
2 1 10.500 1.500 4.420 99,2 99,2 401,01 225,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
0,0 Grad 34,5 Grad 112 m 0 m/s 90 Grad 10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
  Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 130 km
Real 202 km 424 km 130 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
87,2 Grad 373 km 358 km 4.000 kg 3.943 kg 626,0 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 66,0 s 222,0 s 302,0 s
Winkel 35,3 Grad -22,7 Grad -46,5 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Brennschluss 1 Winkelvorgabe Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 66,0 s 218,4 s 222,0 s 225,0 s 240,0 s 302,0 s 626,0 s
Höhe: 0,00 km 0,17 km 7,82 km 154,40 km 160,45 km 165,43 km 189,45 km 273,63 km 358,07 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 5,3 km 6,3 km 7,1 km 12,1 km 49,5 km 1128,9 km
v(x): 384 m/s 384 m/s 382 m/s 370 m/s 370 m/s 369 m/s 367 m/s 359 m/s 288 m/s
v(y): 0 m/s 60 m/s 349 m/s -679 m/s -709 m/s -731 m/s -884 m/s -1598 m/s -6253 m/s
v(z): 0 m/s -58 m/s 11 m/s 3830 m/s 3818 m/s 3801 m/s 3810 m/s 3836 m/s 4426 m/s
v: 0 m/s 392 m/s 518 m/s 3908 m/s 3900 m/s 3888 m/s 3928 m/s 4171 m/s 7666 m/s
Peri: -6378 km -6370 km -6369 km -5641 km -5638 km -5638 km -5592 km -5349 km 202 km
Apo: -6378 km 0 km 12 km 352 km 353 km 353 km 360 km 374 km 424 km

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.914,5 m/s 352,7 km 542,2 km 626,0 s -5.638,1 km 352,8 km 85,0 Grad

Rakete: Phantom Express AJ 10

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
134.540 1.700 8.296 0 1,26 130,00 200,00 200,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
1.705 34 0 640 240 90 10 112 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 107.700 16.000 4.430 1705,0 1860,0 218,40 0,00
2 1 24.500 3.200 3.120 180,0 180,0 369,20 225,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
0,0 Grad 34,5 Grad 112 m 0 m/s 90 Grad 10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
  Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 130 km
Real 205 km 327 km 130 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
87,2 Grad 299 km 298 km 1.700 kg 1.683 kg 594,2 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 66,0 s 222,0 s 502,0 s
Winkel 31,6 Grad -11,7 Grad -42,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Brennschluss 1 Winkelvorgabe Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 66,0 s 218,4 s 222,0 s 225,0 s 240,0 s 502,0 s 594,2 s
Höhe: 0,00 km 0,13 km 5,36 km 113,41 km 118,29 km 122,28 km 141,41 km 298,77 km 297,82 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 3,5 km 4,1 km 4,6 km 7,7 km 323,2 km 718,7 km
v(x): 384 m/s 384 m/s 382 m/s 370 m/s 369 m/s 369 m/s 367 m/s 318 m/s 294 m/s
v(y): 0 m/s 48 m/s 257 m/s -435 m/s -463 m/s -486 m/s -621 m/s -3789 m/s -5854 m/s
v(z): 0 m/s -57 m/s -2 m/s 2959 m/s 2943 m/s 2927 m/s 2944 m/s 3881 m/s 5007 m/s
v: 0 m/s 391 m/s 461 m/s 3013 m/s 3002 m/s 2990 m/s 3031 m/s 5433 m/s 7709 m/s
Peri: -6378 km -6370 km -6370 km -5974 km -5973 km -5973 km -5943 km -4186 km 205 km
Apo: -6378 km 0 km 8 km 228 km 228 km 228 km 236 km 299 km 327 km

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.017,3 m/s 228,0 km 290,1 km 594,2 s -5.972,8 km 228,0 km 83,5 Grad

Rakete: Phantom Express RL10 (2)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
Inklination
[Grad]
139.440 4.300 8.296 0 3,08 130,00 200,00 200,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
1.705 34 0 640 250 90 10 112 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 1 120.000 20.500 4.430 1705,0 1860,0 236,98 0,00
2 1 14.500 1.700 4.420 99,2 99,2 570,32 240,00

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
0,0 Grad 34,5 Grad 112 m 0 m/s 90 Grad 10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
  Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 130 km
Real 244 km 312 km 130 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
87,2 Grad 355 km 276 km 4.300 kg 4.290 kg 808,8 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 66,0 s 219,0 s 302,0 s
Winkel 22,9 Grad 4,3 Grad -36,5 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Start Rollprogramm Winkelvorgabe Winkelvorgabe Brennschluss 1 Zündung 2 Verkleidung Winkelvorgabe Orbitsim Sim End
Zeitpunkt 0,0 s 10,0 s 66,0 s 219,0 s 237,0 s 240,0 s 250,0 s 302,0 s 808,7 s 808,8 s
Höhe: 0,00 km 0,11 km 4,49 km 98,11 km 126,13 km 131,22 km 147,83 km 224,65 km 276,41 km 276,41 km
Dist: 0,0 km 0,0 km 0,0 km 3,6 km 6,9 km 7,6 km 10,3 km 32,1 km 1913,5 km 1913,9 km
v(x): 384 m/s 384 m/s 382 m/s 370 m/s 367 m/s 367 m/s 366 m/s 358 m/s 227 m/s 227 m/s
v(y): 0 m/s 43 m/s 191 m/s -213 m/s -341 m/s -364 m/s -445 m/s -933 m/s -6703 m/s -6704 m/s
v(z): 0 m/s -57 m/s 28 m/s 2705 m/s 3373 m/s 3361 m/s 3356 m/s 3332 m/s 3863 m/s 3863 m/s
v: 0 m/s 390 m/s 428 m/s 2739 m/s 3410 m/s 3400 m/s 3405 m/s 3478 m/s 7740 m/s 7740 m/s
Peri: -6378 km -6370 km -6370 km -6074 km -5882 km -5881 km -5865 km -5757 km 243 km 244 km
Apo: -6378 km 0 km 6 km 214 km 312 km 312 km 319 km 339 km 311 km 312 km

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.414,0 m/s 312,2 km 597,7 km 737,2 s -5.880,5 km 312,2 km 84,1 Grad

3 thoughts on “Das Phantom der DARPA

  1. Noch eins hat man bei dem Projekt übersehen: Nach einigen abgeschossenen Satelliten kann sich der Feind das Abschießen sparen, das erledigen dann schon die erzeugten Trümmerwolken. Übrigens auch bei seinen eigenen Satelliten…

  2. Ich hatte bis zur Einstellung nichts von dem Trägersystem gehört. Wenn es am Ende wirklich nur <10 Mio. (so würde ich die Reduktion um eine Größenordnung verstehen) geben soll, dann kann ich den Rückzieher von Boeing verstehen.
    Der Vertrag sah wohl auch eine gewisse Eigenbeteiligung von Boeing vor. Bei den gegenwärtigen Problemen der Firma werden Investitionen werden wahrscheinlich überall Investitionen gekürzt.

Schreibe einen Kommentar

Deine E-Mail-Adresse wird nicht veröffentlicht. Erforderliche Felder sind mit * markiert.

Diese Website verwendet Akismet, um Spam zu reduzieren. Erfahre mehr darüber, wie deine Kommentardaten verarbeitet werden.