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Inzwischen habe ich beim Schreiben des Buchs über die Raumsonde Galileo die Computer hinter mir gelassen und bin gerade beim Durcharbeiten der wechselvollen Geschichte der Mission. Damit wir alle auf dem gleichen Stand sind, mal hier eine kleine Zusammenfassung, wie Galileo zum Jupiter kommen sollte:

• Bei Projektbeginn war ein Start mit einer dreistufigen IUS und dem Space Shuttle 1982 vorgesehen, ein Marsvorbeiflug sollte Startgeschwindigkeit einsparen. Galileo sollte 1.500 kg wiegen
• Schon im ersten Entwicklungsjahr wurde der Orbiter um 100 kg schwerer und die Probe um 165 kg. Nun war sie zu schwer für die gewählte Kombination. Es gab einige Diskussionen unter anderem wurden auch wieder vorgeschlagen die Titan 3 einzusetzen, entweder die Titan 3 oder 34 jeweils wie bei Voyager um eine Centaur und Burner II erweitert. Es wurde beschlossen die Probe und den Orbiter getrennt zu starten, für die Probe hätte man ein „Carrierraumschiff“ bauen müssen. Ein Marsvorbeiflug wäre beim Start 1984 noch möglich, aber er liefert nur noch wenig Zusatzgeschwindigkeit.
• Im nächsten Jahr dachte die NASA das sie mit einer neuen Centaur für das Space Shuttle, die Centaur G, die optimale Lösung gefunden hätte. Diese hätte wieder Orbiter und Probe gemeinsam starten können. Doch die Regierung unter Reagan (bis zu Trump II die mit den schlimmsten Kahlschlägen bei der wissenschaftlichen Raumfahrt) genehmigte nicht die Entwicklung der Centaur für das Space Shuttle
• So kam man ein Jahr später auf die nächste Lösung: wieder eine IUS-Kombination, aber sie sollte Galileo mit Probe nur auf eine interplanetare Bahn bringen. Eine Zündung des eigenen Antriebs bringt Galileo zurück zur Erde wo sie dann Schwung zu Jupiter holt. Neben einer deutlichen Missionsverlängerung auf 52 Monate bedeutet das Deep Space Manöver auch das nur Treibstoff für 5-6 anstatt 11 Orbits zur Verfügung steht. Starttermin: 1985.
• Das JPL konnte schließlich die USAF überzeugen das diese auch Nutzen aus der Centaur ziehen konnte. Mit der Schützenhilfe der USAF wurde dann die Centaur G Entwicklung genehmigt. Starttermin 1986.
• Nach der Explosion der Challenger kam man wieder auf die IUS Lösung zurück, die Centaur hatte Startverbot auf dem Space Shuttle. Der Start war nun im Oktober 1989 und es gab drei Vorbeiflüge an Erde und Venus bis im Dezember 1995 nach 74 Monaten der Jupiter erreicht wurde.

Wenn ihr mitgezählt habt, kommt ihr auf sechs Veränderungen wie Galileo gestartet werden sollte. Dabei sind nur andachte Kombinationen wie Starts mit der Titan oder Shuttleupgrades gar nicht mal dabei. Was sie Sache auch nicht leichter machte, war das die Sonde laufend schwerer wurde. Bei Genehmigung ging man von 1.500 kg Startmasse aus. Die erste Umplanung gab es als das Gesamtgewicht 1.960 kg erreichte. Die Startmasse lag schließlich bei 2.223 kg. Alle Angaben ohne Adapter zur Oberstufe.

In diesem Artikel will ich mal durchrechnen wie Galileo zu Jupiter kommen könnte und zwar ohne Centaur. Mit der wäre es kein Problem gewesen. Ich errechne mit Galileo eine Geschwindigkeitsänderung um 7162 m/s, also von einem 200 km Orbit aus wären es 14.919 m/s, selbst bei maximaler Entfernung von Jupiter wäre man in 1 Jahr und 243 Tagen dort, die Bahn würde ohne Jupiter bis in 1.200 Millionen km Entfernung reichen. Probealmtisch wäre wohl eher das Centaur und Galileo 26.010 kg schwer gewesen wären, und damit zu schwer für die damaligen Fähren. So viel hätten sie erst transportieren können als der Superlightweight Tank Ende der Neunziger eingeführt wurde. Allerdings braucht man zu Jupiter im Worst Case (maximale Entfernung der Erde beim Start und maximale Entfernung von Jupiter beim Start) 14.264 km/s. Man könnte noch etwas niedriger gehen wenn man die Sonde nur an den Rand der Einflusssphäre bringt, aber das ist riskant und es erfordert dann bei der Raumsonde Treibstoff, damit diese nicht auf den Jupiter stürzt. Bei dieser niedrigeren Geschwindigkeit braucht die Centaur nicht so viel Treibstoff und man könnte die Startmasse auf 23,6 t reduzieren, was zu der damaligen Maximalnutzlast von 24,5 t passt. Die NASA ging damals einen anderen Weg: die leichteste Fähre sollte mit 109 % Schubniveau starten und so die Leistung erreichen.

Vorgaben

Für alle Berechnungen habe ich nicht mit Endgeschwindigkeiten gerechnet, da die von der Ausgangsbahn um die Erde abhängig sind und die schwankt schon weil bei Stufen mit längeren Betriebszeiten der Brennschluss erst weit von der Erde entfernt stattfindet. Ich habe mit dem NASA Trajektory Browser nach den Bahnen gesucht. Der liefert zwar nur welche ab 2014, aber die Startfenster wiederholen sich periodisch. Zwischen 1981 und 1986 brauchte man sukzessive mehr Energie. 1981 waren es noch (ohne Marsvorbeiflug) 82,2 km²/s², 1985 waren es mit 84,6 km²/s². Berechnet wurde jeweils eine Bahn mit dem höheren C3 von 84,6.

Titan Varianten

Voyager startete mit einer Titan 3E, einer Titan 3C mit Centaur und Burner II Oberstufe. Galileo braucht wie Voyager eine dreiachsenstabilisierte Stufe. Bei Voyager steuerte diese ein Propulsion System das dazu installiert wurde. So was gab es auch bei den Thor Burner Starts für Wettersatelliten. Es gab später eine dreiachsenstabilsierte Version des Star 37 Antriebs der Burner II. Dieses hatte eine um 47 kg höhere Trockenmasse. Etwa 10 kg Treibstoff werden pro Tonne Treibstoff der Feststoffstufe benötigt. Ich habe angenommen das dies auch für andere Stufen gilt und das entsprechende Gewicht bei den PAM-D und PAM-D2 addiert. Dreiachsenstabilisiert ist auch die IUS, doch hier addiert das System dafür doch sehr viel Gewicht.

Die Titan 3E konnte maximal 1.000 kg auf die Voygerbahnen befördern, doch diese waren erheblich schneller unterwegs. Zudem wäre bei den späteren Startfenstern auch die Titan 34D zur Verfügung gestanden die 1982 ihren Jungfernflug hatte. Sie liefert aber nur wenig mehr Nutzlast, bei GTO z.B. stieg sie von 4.770 auf 4.990 kg. Ich habe neben der Burner II (1 t Treibstoff) auf die PAM-D (1,8 t Treibstoff) und PAM-D2 /3,2 t Treibstoff) auf die Centaur gesetzt. Die Nutzlast ist auf 100 kg abgerundet worden

Die Titan 34 bringt keinen echten Vorteil sie ist sogar um 100 kg in der Nutzlast schlechter weil die Trockenmasse bei den Stufen zulegte. Alle Versionen wären zu klein gewesen um selbst den Galileoorbiter nach ersten Planungen (1.500 kg + Adapter) zu transportieren, aber für getrennte Starts von Probe und Orbiter hätte es gereicht, allerdings nur für die erste Version, als der Orbiter schon nach einem Jahr um 100 kg zulegte wäre es auch für Titan 3E knapp geworden, die Titan 34 wäre schon nicht mehr fähig gewesen Galileo zu starten. Die IUS auf der Titan 34 wäre keine Alternative gewesen. Sie hätte nur rund 100 kg zu Jupiter gebracht. Eine Titan 34D mit erster stufe der IUS und PAM-D hätte 600 kg zum Jupiter gebracht das würde für die Probe und ein Carrier-Spacecraft reichen. Eine Centaur G anstatt der Centaur D würde etwa 100 kg mehr Nutzlast bringen.

Space Shuttle

Trotz zweier Stufen kann eine IUS nicht Galileo zum Jupiter bringen. Neben dem Treibstoff mit sehr schlechtem spezifischen Impuls ist der Hauptgrund die hohe Leermasse der zweiten Stufe. Ich habe extra nochmal nachgeschaut für mein Buch, weil mir selbst die alten Daten die ich hatte, mit 1134 kg Trockenmasse für dei zweite Stufe (bei 3919 kg Startmasse) viel zu hoch vorkamen – typisch für einen Feststoffantrieb wäre ein Achtel bis ein Zehntel der Startmasse als Trockenmasse. Es gestaltete sich schwierig, weil seit Tagen der NTRS nicht mehr erreichbar ist. Seit Monaten ist schon die zweite wichtige Quelle der NASA mit technischen Informationen die NASA Space Science Data Coordinated Archive (NSSDCA) unter „temporärer“ Überarbeitung. Sie wird wohl immer abgeschaltet bleiben. Da diese mit einer Query arbeitet, nützt einem auch eine Kopie in der Waybac-Maschine nicht. Wundert mich ehrlich nicht, das zuerst die Seiten offline gehen die Informationen anbieten und die anderen Websites mit Videos und Bildern bleiben. Das passt zu einem Präsidenten der mit Fakten nichts anfangen kann, außer es sind alternative Fakten.

Ich habe auch entdeckt, dass das Internet durchaus vergisst. Als ich mal die Galileo Website anschaute fand ich nur noch eine Seite mit minimalem Informationsgehalt. Nichts von dem was vor 2 Jahrzehnten noch online war. Gottseidank habe ich als ich noch keinen DSL-Anschluss zuhause hatte, sondern nur Modem, in der Uni Kopien vieler Websites von Planetensonden oder Raketenherstellern gezogen, die ich nun offline durchsuchen kann.

Aber zurück zum Thema. Ich habe mit einer Leermasse von 850 kg bei der zweiten Stufe gerechnet. Auf die komme ich, wenn ich die bekannte GEO Nutzlast von 2268 kg bei der ebenfalls als sicher geltenden Treibstoffzuladung von 2.720 kg und dem spezifischen Impuls von 2861 m/s in Beziehung zum dV von 1.800 m/s vom GTO in den GEO setze.

Ich gehe davon aus, das das Shuttle die Stufen von einem 200 km Orbit aus startet. Bei der IUS ginge auch ein etwas höherer Orbit, aber da sie nicht ausreicht, habe ich noch jeweils drei weitere Stufen hinzugenommen. Ebenso habe ich IUS Varianten untersucht. Es gibt drei Kombinationen neben der zweistufigen Version:

• Twin-stufe: Zwei IUS Erststufen hintereinander eingesetzt
• Dreistufig mit doppelter zweiter Stufe (bei Ulysses eingesetzt)
• Dreistufig doppelter erster stufe

Dazu kommen bei mir noch als Varianten die zusätzlichen dritten Stufen PAM-D, D2 und Burner II. Wie bei der Modellierung der Titan habe ich bei diesen 47 kg zum Leergewicht für ein Dreiachsensystem addiert und weitere 10 kg Treibstoff pro Tonne Treibstoff zur Kompensation. Sie kommen zur zweistufigen IUS hinzu. Bei den Varianten die nicht eingesetzt wurden, habe ich bei der Twinstufe 500 kg zur Leermasse der zweiten Stufe addiert, das ist das Mehrgewicht der Avionik mit Triebwerken in der zweiten IUS Stufe, umgekehrt fiel es weg bei der dreistufigen Variante mit doppelter zweiter Stufe

Die letzte Kombination ist eine 1972 vorgeschlagene Adaption der Agena an das Space Shuttle mit Zusatztanks. Man hätte ja auch die anstelle der IUS oder Centaur entwickeln können. Hier habe ich sogar Treibstoff weggelassen, um auf ein Startgewicht von 26 t zu kommen, das gleiche wie bei der Centaur G, denn die vorgeschlagene Version wog 27,5 t, man ging 1972 wohl davon aus das das Shuttle nicht nur die 29,5 t Nutzlast erreichen würde, sondern sogar übertreffen

Die Agena Version ist die einzige die in die Nähe der Zielnutzlast kommt. Mit ein paar Optimierungen würde sie Galileo transportieren können. Würde man die Zahl der Triebwerke verdoppeln, so würden die Gravitatationsverluste sinken und man kommt auf 2.000 kg Nutzlast. Eine Steigerung des spezifischen Impuls durch einen höheren Brennkammerdruck (die Agena arbeitete mit nur 35 Bar) und eine verlängerte Düse auf 3.300 m/s (3180 m/s bei dem Agena Vorschlag, erreichen schon druckgeförderte Triebwerke, die EPS-Oberstufe die diesen spezifischen Impuls hat würde mit einer Turbopumpe auf 3355 m/s kommen) liefert die Sollnutzlast für Galileo mit Probe.

Der eine oder andere Leser mag sich nun fragen: „Was bringen diese Varianten mit zu kleiner Nutzlast denn an Vorteilen?“ Sie bringen dahingehend einen Vorteil, das man zwar Swing-Bys an Venus und erde braucht aber es dann eben nicht drei wie bei Galileo sind, sondern nur zwei oder einer. Die Reisezeit im inneren Sonnensystem würde sich um Jahre verkürzen und das macht auch die Mission billiger.

… oder was ganz neues?

Ihr kennt mich ja, bei so was konstruiere ich auch mal gerne selbst was. Mein Vorschlag der besser als die IUS und sicherer als die Centaur ist eine kleine Stufe aus damals existierender Technologie:

Tanks: 4 Kugeltanks für NTO/MMH je 1,9 m Durchmesser

Triebwerke: 2 x AJ10-118K mit je 43,8 kN Schub, spezifischer Impuls 3.180 m/s.

Sonstiges: Helium 60 kg Druckbeaufschlagung, Gitterrohrgerüst, Avionik

MMH/NTO hat den Vorteil das man gleich große Tanks für beide Treibstoffe hat wenn das Verhältnis 1,9 zu 1 beträgt. Für dieses Verhältnis ist das Aj10 ausgelegt. Die Tanks haben ein Volumen von 13,5 m³ und nehmen bei der bekannten Dichte maximal 16,2 t Treibstoff auf. Sie bilden ein Kleeblatt. Je zwei Tanks werden mit einem Aj10 verbunden.

Kugeltanks haben zudem den Vorteil einer kleinen Oberfläche und geringerer Wandstärke gegenüber Zylindertanks. Für ein Zugmoment von 600 N/mm², typisch für Edelstrahl errechnet sich mit normalen Sicherheitszuschlägen eine Wandstärke von 4,4 mm. Die Tanks wiegen dann lediglich 370 kg. Dazu käme das Helium mit Flasche, rund 240 kg, Gestänge und eine Avionik, ich schätze insgesamt eine Trockenmasse von 1.000 kg.

Eine solche Stufe käme auf 1.300 kg Nutzlast zum Jupiter. Allerdings arbeitet das Aj10 mit 8 Bar Brennkammerdruck. Man könnte nun den Heliumvorrat, der für 20 Bar gerechnet ist reduzieren, das würde rund 140 kg mehr bringen. Sinnvoller ist es aber mit einem höheren Brennkammerdruck zu arbeiten. Bei 15 Bar erreicht man nach FCEA2 einen um 20 m/s höheren spezifischen Impuls von 3.200 m/s, damit kommt man auf rund 1.400 kg Nutzlast.

Okay würde nicht für Galileo reichen, auch nicht bei Trennung von Orbiter und Sonde. Aber die Stufe könnte rund 5 t in den GEO transportieren. Doppelt so viel wie eine IUS. Mit einer PAM-D2 würde man auf rund 1.8 t kommen, das würde für den Orbiter alleine reichen, dann müsste man wieder splitten.

Das wäre aber vor allem keine Lösung für Galileo sondern allgemein für Transporte – die Stufe hat ein viel geringeres Leergewicht als die IUS, sie hat einen höheren spezifischen Impuls. Ist dreiachsenstabilsiert und vor allem kompakt – bringt man die Triebwerke zwischen zwei Tanks an so ist sie maximal so hoch wie ein Tank, nimmt also nur 1,9 m der Länge weg, selbst bei der kompakten IUS sind es 5,18 m. Man könnte auch für Einzeltransporte mit nicht so schweren Nutzlasten auf je zwei Tanks und ein Triebwerk verzichten.

Die Centaur auf dem Space Shuttle

Beim Einsatz der Centaur auf dem Shuttle bin ich innerlich gespalten. Mein Bauchgefühl sagt mir, dass das keine so gute Idee ist Wasserstoff und Sauerstoff im Nutzlastraum mitzuführen. Mein Kopfgefühl sagt mir das das Risiko überschaubar ist. Klar, jeder denkt dann an die Fernsehbilder der Challengerexplosion. aber das ist nicht vergleichbar: da durchtrennte eine Stichflamme aus den Feststofftriebwerken die Befestigung zum Wasserstofftank der dann leckschlug und explodierte. Wie soll das einer Centaur im Nutzlastraum passieren? Da müsste vorher das Shuttle selbst zerstört werden. Klar 20 t Gase die zusammen reagieren können sind nicht gerade beruhigend, aber jeder Raketenstart nutzt Tonnen von brennbaren Substanzen auf denen die Besatzung sitzt, das Shuttle eben auch im externen Tank. Die Frage ist doch, wie weit die Centaur unsicherer ist als zum Beispiel die IUS. Es ist extrem unwahrscheinlich das eine Centaur so einfach explodiert. Das kam nur einmal vor beim ersten Testflug als sich die Isolation löste und der verdampfende Wasserstoff den Tank sprengte. Die Szene wo die Atlas Centaur einen Augenblick auf den nächsten explodiert wird oft in Dokus über das frühe Weltraumprogramm gezeigt. Mir fallen aber alleine aus den letzten Jahren über ein Dutzend Raketenexplosionen von nicht LOX-LH2 Stufen ein. Die Hälfte alleine vom Starship. Das kann beim Space Shuttle dank fester Isolation udn Schutz durch den Nutzlastraum nicht passieren. Man hat ja das Risiko untersucht und kam in verschiedenen Kategorien maximal auf 3 von 10 Risikostufen. Das Hauptrisiko ist verdampfender Wasserstoff – man wird die Betankung der Centaur sicher einstellen, bevor die Besatzung an Bord ist, bis zum Aussetzen vergehen dann mindestens 8 Stunden. Dafür hätte man auch ein Entlüftungssystem installieren müssen. Im All ist das Ausgasen kein Problem. Bei 300 K hat ein Sauerstoffmolekül eine Geschwindigkeit von 483 m/s. Sprich da es dort auf kein anderes Molekül stößt, ist es nach 1 Sekunde rund 500 m vom Shuttle weg. Wasserstoffmoleküle sind noch knapp dreimal schneller und verdünnen sich so noch besser. Es wird also praktisch bei Verdampfungen keine Konzentration geben, die sich entzünden könnte. Als Hauptrisiko galt die hohe Masse, zusammen mit Galileo über 27 t, man hätte bei einem Flugabbruch und Notlandung Treibstoff ablassen müssen was sicher riskant ist.

Der Sicherheitsaspekt der ja dazu führte das später das Shuttle nur noch reine Transportstarts mehr durchführte hat ja in vielen Aspekten eine Weiterentwicklung des Shuttles verhindert. Meine schon öfters geäußerte Meinung: Das Shuttle könnte noch fliegen wenn man einen Teil der Flotte für unbemannte Missionen umgerüstet hätte. Dann wäre nicht nur die Nutzlast höher gewesen weil alle Einrichtungen für die Mannschaft ausgebaut würden, es wäre auch der Transport von stufen wie der Centaur kein Problem gewesen.