Ariane

Die Zukunft der Marsforschung

Gestern gab die NASA bekannt, dass sie Phoenix verloren hat. Mehr dazu in dem Aufsatz über seine Mission. Phoenix und die beiden Rover zeigen sehr deutlich die Problematik der aktuellen Marsforschung mit Landesonden. Phoenix ist ein klassischer Lander: Er ist gut instrumentiert, aber er ist unbeweglich. Gäbe es nur 10 m neben dem Lander Marsfossilien – sie wären unerreichbar für ihn. Auf der anderen Seite sind da die mobilen Rover. Sie können die Gegend erkunden, aber sie können nur eine begrenzte Nutzlast mitführen. Bei den aktuellen Rovern ist dies begrenzt durch die Masse der Rover, aber auch den verfügbaren Strom.

Das mobile Marslabor stellt mehr Strom zur Verfügung. Damit ist eine Beschränkung gefallen. Was jedoch immer gilt, ist dass ein Rover viel leichter ist als eine stationäre Landesonde. Die folgende Vergleichstabelle macht dies deutlich:

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Die Crux mit der Wiederverwendung

Warum gibt es heute noch keine wiederverwendbare Rakete? Sind die Startkosten doch immer noch hoch und Wiederverwendung könnte sie doch entscheidend senken. Die einzigen die es versuchen sind (neben dem Space Shuttle) sind zwei Startups. Kistler, nun Kistler-Rocketplane wollte beide Stufen bergen und ist bankrott gegangen vor dem ersten Start und bei SpaceX hat es in 4 Versuchen noch nicht geklappt, obwohl dort nur die erste Stufe geborgen werden sollte.

Ich will mal erklären, warum es so problematisch ist. Nehmen wir mal eine normale Rakete und zwar, damit es etwas einfacher ist, eine zweistufige. Um einen Orbit zu erreichen, muss man etwa eine Geschwindigkeit von 9500 m/s erreichen. Das ist mehr als die 7800 m/s im Orbit und umfasst auch Hubarbeit, Luftwiederstand, Steuerungsaufwand etc. Die Geschwindigkeit einer Stufe ist berechenbar nach der Raketengrundgleichung:

v = vgas * ln (Startgewicht/Gewicht ohne Treibstoff)

vgas ist die Ausstömungsgeschwindigkeit des Gasas an der Düsenmündung. Diese ist abhängig von der Treibstoffkombination und der Triebwerkskonstruktion.

Das Startgewicht ist das Gewicht, dass die Rakete bei der Zündung hat und das Gewicht ohne Treibstoff bei Brennschluss. Das ist bei der ersten Stufe z.B. das Leergewicht der ersten Stufe + das Gewicht der zweiten Stufe + die Nutzlast.

ln ist der natürliche Logarithmus zur Basis e = 2,71828182845905 (ln(2,71828182845905)=1)

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Planetensonden als Piggyback-Nutzlast

Im letzten ESA Journal habe ich von Satelliten gelesen, die von Studenten gebaut werden und wie die ESA diese Projekte fördert. Darunter ist auch das Projekt eines Mondorbiters, als Sekundärnutzlast für eine Ariane 5. Das wäre wohl dann die erste Raumsonde, die nicht von einem staatlichen Institut gebaut wurde.

Dann habe ich noch beim Recherchieren über die Triebwerke des ATV bei EADS ein Triebwerk gefunden, das für Satelliten gedacht ist, und mit Wasserstoff/Sauerstoff arbeitet. Der spezifische Impuls ist nicht so groß, er liegt im Mittel bei 4060 m/s. Aber das ist immerhin noch ein Drittel mehr als bei Triebwerken mit MMH/NTO.

Da dachte ich mir: Könnte man diese Technologien nicht kombinieren um preiswerte Mond-, Venus- und Marssonden zu kreieren?

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Europas bemannter Raumzugang ohne die ISS

Heute widme ich mich mal einigen Kommentaren die es in en letzten Tagen auf dem Blog gab. Fangen wir an mit der Frage von Ronny:

Hallo Bernd!

Wie erfolgt eigentlich die Ausrichtung der Antennen von geostationären Satelliten? Die Antennen müssen schließlich ständig zur Erde zeigen. Meiner Meinung nach, müßte ein Körper im Orbit seine Lage während des Umlaufs beibehalten. Womit wird also sichergestellt, das immer die selbe Seite zur Erde zeigt?

Tschüß
Ronny

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