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Bald kommt ja nun die Ariane 6, wenn es nach Plan geht sind es weniger als ein Jahr bis zum Jungfernflug. Meine Meinung zur Ariane 6 habe ich ja schon genügend kundgetan. Sie ist, das gibt inzwischen auch die Industrie zu, nichts anderes als eine Ariane 5, die neue Booster und eine Oberstufe erhielt, die man schon in der Planung hatte, aber deren Produktion rationalisiert ist.
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Ariane 5 entstand zu einer Zeit, als es noch um den Zugang zum Weltraum ging. Man hatte sie nicht für GTO-Transporte optimiert und sie war ein ESA-Projekt wie andere auch mit dem Prinzip des geografischen Rückflusses, was bedeutete, dass jedes Land auch Aufträge entsprechend seiner Beteiligung bekam, was dazu führte, das Ariane 5 in der ganzen EU entsteht. Aus heutiger Sicht ist es erstaunlich das man so lange mit einem solchen System der US-Konkurrenz und auch den Russen Paroli bieten konnte. Bei Ariane 6 ist die Produktion nun auch wenige Standorte konzentriert. Einer wie bei SpaceX wird es nicht sein, weil die Teile immer noch aus verschiedenen Ländern kommen. Man versuchte das ja noch zu verwässern, indem die Booster in Italien und Deutschland entstehen, hat es aber zugunsten einer neuen Oberstufe aus Deutschland verworfen.<\/p>\n
Ich will mich aber nicht so lange über die Ariane 6<\/a> auslassen, sondern eine Alternative aufzeigen. Mich stört an der Ariane 6 zweierlei: es gibt zwar zwei Versionen, aber ich halte das für zu wenige, vergleicht man das mit der Delta 4, Atlas V oder Ariane 4. Meiner Ansicht nach könnte eine Ariane 6 einen viel größeren Nutzlastbereich abdecken. Außerdem stört mich die hohe Trockenmasse der dritten Stufe (nur eine Vermutung, aber anders kann ich mir die niedrige Nutzlast und die hohen Unterschiede zwischen der 62 und 64 erklären. Die Oberstufenmasse liegt an den Feststoffboostern. Sie schütteln den oberen Teil der Rakete durch und der muss entsprechend massiv aufgebaut sein. Also Zeit für eine eigene Alternative.<\/p>\n Ich will erklären, wie ich zur Konzeption komme und ich hoffe der eine oder andere Blogleser lernt was daraus. Aber fangen wir mit was profanem an. Ich nennen die Rakete nicht \u201eAriane 7\u201c. Ich bin für einen neuen Namen und hätte schon Ariane 5 anders benannt, weil sie technisch nichts mit Ariane 1-4 zu tun hat. Da die Raketen vorwiegend in Frankreich entstehen und französisch auch gut klingt, suchte ich nach einem gut klingen französischen Wort, das auch in anderen Sprachen gut aussprechbar ist und probierte mal Raubtiere bei leo.org aus und bin dann beim Luchs, französisch \u201eLynx\u201c hängen geblieben. Lynx, das hat was.<\/p>\n Nun zur Konzeption. Die Rakete ist wie Ariane 5 zweieinhalbstufig, also zwei Serienstufen durch Booster unterstützt. Ich setze, um auf eine leichte Oberstufe zu kommen, keine Feststoffbooster ein, obwohl es verlockend ist, die P80FW oder P120 zu verwenden, die schon existieren. Stattdessen will ich das Prometheus-Triebwerk<\/a> in Kernstufe und Boostern einsetzen. Damit habe ich schon mal ein Triebwerk mit dem Schub von 1000 kN Schub und eine Eckvorgabe. Die Oberstufe soll das Vinci einsetzen.<\/p>\n Das Nächste ist die Größe der Rakete. Sie soll auch die Sojus<\/a> ersetzen, also etwa 5 t in einen SSO oder eine kleine Nutzlast in den GTO transportieren. Auf der anderen Seite soll die Maximalnutzlast für die schwersten heutigen Satelliten ausreichen, also rund 7 t in den GTO, was in etwa dreimal mehr ist. Das ist ein riesiger Bereich, doch ich denke es ist machbar.<\/p>\n Ich fange zuerst immer mit Vergleichen an: Wir haben eine Rakete mit LOX\/Kohlenwasserstoff und LOX\/LH2 Stufen. Sie soll etwa 5 t in den LEO transportieren \u2013 ein Vergleich unter bekannten Raketen ist die Atlas Centaur. Damit wiegt sie ungefähr 150 t beim Start.<\/p>\n Ich habe das aufgeteilt auf anfangs 120 t erste Stufe und 30 t zweite Stufe \u2013 die zweite Stufe ist für die 120 t schwere Erststufe relativ groß, doch da sie konstant bleibt, und die Unterstufen immer schwerer werden habe ich sie für die kleinste Version überdimensioniert.<\/p>\n Durch die Hinzunahme der Booster verschiebt sich das Stufenverhältnis zudem kann, wenn die Booster die gleiche Brennzeit wie die Hauptstufe haben, eine unangenehme Beschleunigungsspitze entstehen. Daher kam ich auf eine Idee, die man auch bei Ariane 4<\/a> angewandt hat: Die erste Stufe ist viel größer als eigentlich benötigt. Wenn die Rakete ohne Booster startet, lässt man einfach Treibstoff weg. Bei LOX\/Kerosin mit der hohen Dichte des Treibstoffs wiegt ein Tank typisch nur 1<\/sup>\/60<\/sub> seines Inhalts, das bedeutet 60 t mehr Treibstoff erhöhen die Leermasse nur um 1 t. Die 1 t habe ich hinzugenommen, auch wenn ich vielleicht keine 60 t zulade. Sie machen an der Nutzlast wenig aus.<\/p>\n Bei 110 t normaler (170 t maximaler) Treibstoffzuladung komme ich so auf 10 t Trockenmasse und einer Startmasse von 120 t.<\/p>\n Bei der Oberstufe habe ich nun einfach experimentiert. Zuerst mit 30 t, dann 25 t und dann 20 t Masse. Die maximale Nutzlast für einen LEO-Orbit gab es bei 25 t Masse. Für die größeren Versionen, bei denen dann die Unterstufe mit Boostern dreimal so viel wiegt, wäre die Stufe aber zu klein. So kam ich darauf, das man das gleiche Prinzip ja auch hier einsetzen kann: Ich habe eine Stufenmasse von 30 t angenommen, doch sie wird nur bei der kleinsten Version mit 25 t Treibstoff beladen. Das kostet 0,5 t Nutzlast, was bei einem LEO noch verschmerzbar ist. Diese erste Version hat eine Nutzlast von 3,7 t in einen 700 km hohen SSO und 4,8 t in einen 200 km hohen LEO. Bei GTO-Bahnen sinkt die Nutzlast durch die hohe Stufentrockenmasse der zweiten Stufe stark ab auf 1,4 t. Meine erste Annahme mit dem Atlas Centaur<\/a> Analogon war also nicht schlecht. Damit steht die Basisversion und ich kann deren restliche Daten nachreichen. Das Prometheus ist nicht genau beschrieben, doch fand genügend Daten, um eine CEA-2 Simulation zu machen:<\/p>\n Das ergibt nach CEA-2 (Mittel aus eingefrorenem und freiem Gleichgewicht) einen Bodenimpuls von 3232 m\/s und einen Vakuumimpuls von 3410 m\/s. Bei einem Schub von 1000 kN den ich mal fürs Vakuum annehme, kommt man so auf einen Bodenschub von 947 kN. Wenn es der Schub am Boden sein sollte, dann ist das sogar noch besser, doch ich habe erst mal den pessimistischeren Ansatz genommen.<\/p>\n Bei der Oberstufe habe ich wegen der ähnlichen Masse einfach die Delta IV<\/a> DCSS als Vorlage genommen und komme auf eine Trockenmasse von 3,4 t bei 30 t Startmasse. Die Daten des Vinci (180 kN Schub, spezifischer Impuls 4560 m\/s) sind bekannt. Angesichts bis zu 170 t Startmasse komme ich bei ansonsten gleichen Proportionen wie bei der Atlas auf einen Durchmesser von 3,35 m.<\/p>\n Nun zu den Boostern. Man hat hier natürlich eine Wahlfreiheit: kleine, schubstarke Booster reduzieren die Gravitationsverluste, lassen mehr Treibstoff in der Zentralstufe zu (nützt den kleineren Versionen mit wenigen Boostern). Große Booster erhöhen die Gesamtnutzlast (nutzt den höheren Boostern).<\/p>\n Da die Lynx aber auch den Anspruch erhebt, ökonomisch zu sein kam für mich nur in Frage das die Booster denselben Durchmesser von 3,35 m haben. Damit haben alle Stufen gleichen Tankdurchmesser und man kann für alle drei Stufen die Tanks mit derselben Fertigungsstraße fertigen und hat dann auch identsiche Tankabschlüsse (was nebenbei dann getrennte Tanks als Folge hat). Dann aber liegt die Länge des Boosters auch fest:<\/p>\n Er muss aus strukturellen Gründen an der Zwischentanksektion der ersten Stufe, oberhalb des unteren Methantanks befestigt werden. Da im Booster dasselbe Triebwerk verwendet wird, ist die Triebwerkssektion des Boosters genauso lang wie bei der ersten Stufe und man kommt zu folgenden, einfachen Zusammenhang: Gesamttanklänge Booster \/ Gesamttanklänge Methantank der ersten Stufe = 1.<\/p>\n <\/a>Mit den bekannten Dichten von Methan (0,42 g\/cm\u00b3), Lox (1,14 g\/cm\u00b3) und dem Mischungsverhältnis von 3,5 zu 1 kommt man so darauf, dass der Booster 1<\/sup>\/2,3<\/sub>9<\/sub> tel der Zentralstufe aufnehmen kann, also maximal 69 t Treibstoff.<\/p>\n Dann haben wir aber ein Problem: bei einem Schub des Prometheus von 947 kN und einer gewünschten minimalem Startbeschleunigung von 1,25 g kann ein Booster maximal 77 t anheben. Das sind bei 69 t Treibstoff und der dann noch nötigen Trockenmasse aber zu wenige Reserven für mehr Nutzlast. Ich bin daher einen Schritt zurückgegangen und habe 60 t Treibstoff angesetzt. Der Booster wiegt dann 65 t und pro Booster kann die Gesamtrakete um 12 t schwerer werden. Mit fünf Boostern erreiche ich dann 60 t Mehrmasse, was den 50 t mehr Treibstoff und 10 t mehr Nutzlast bei der Zentralstufe führt. Die Tanks der Booster wären dann auch hier nicht ganz gefüllt, aber man verschenkt hier nur 9 t Treibstoff. Alternativ hätte ich auch die Zentralstufe wieder etwas verkleinern können, doch ich wollte wegen nur einigen hundert Kilo mehr Nutzlast, die das bei den ersten Stufen bringt, alles neu konzipieren. Würde man die Rakete tatsächlich bauen, so würde man wohl nur 35 t mehr Treibstoff in der Zentralstufe (anstatt 50 t) zuladen, dann wären alle Tanks bei der größten Version mit fünf Boostern voll gefüllt.<\/p>\n Aber mit den Daten kann man nun die Reihe vervollkommnen. Ich habe maximal fünf Booster vorgesehen. Sechs wären maximal geometrisch möglich, doch der Abstand ist dann sehr gering, sodass ich Probleme beim Abtrennen sehe. Möglich ist in jedem falle eine asymmetrische Bestückung. Die hat die Atlas V<\/a> und das Space Shuttle demonstriert. Man kann also 1-5 Booster einsetzen, was eine breite Palette ergibt. Bei einer Liftkapazität von 77 t pro Booster und einem Gewicht von 65 t kann jeder Booster die Zuladung der restlichen Rakete um 14 t erhöhen.<\/p>\n Ich nehme von jeweils 10 t für die Zuladung der Rakete, sodass man bei fünf Boostern die Tanks der Zentralstufe voll hat. Im Folgenden habe ich nur noch die GTO-Nutzlast berechnet. Das sind die Brot- und Butterstarts von Arianespace.<\/p>\n Bei einem Booster gibt es noch eine Besonderheit: Die Brenndauer on Booster und Zentralstufe wären fast gleich (204 zu 208 s). Da hier auch die Erhöhung der Oberstufenmasse um 5 t erstmals hinzukommt, habe ich hier im Booster 5 t Treibstoff weggelassen.<\/p>\n Hier die Nutzlasten der Versionen:<\/p>\n Jeder Booster bring rund 2 t mehr Nutzlast. Anfangs mehr (2,4 t) zuletzt etwas weniger (1,9 t) Ein kleiner Nachteil ist die, bei Brennschluss der Booster, der relativ spät erfolgt, eine Beschleunigungsspitze resultiert. Doch das Prometheus ist im Schub regelbar. Wenn man anfangs mit 110 % startet und dann am Schluss zum Ausgleich den Schub herunterfährt, kann man die Beschleunigung begrenzen.<\/p>\n Ein Vorteil ist auch das man so eine hohe Stückzahl an Triebwerken erhält. Würde man die 7 Starts einer Ariane 5, die heute maximal pro Jahr erfolgen mit je einem schweren Satelliten (2 Booster Version) und einem leichten (1 Booster Version) mit Einzelstarts abwickeln, so käme man auf 14 Starts pro Jahr mit 49 Prometheus Triebwerken pro Jahr. Da das Prometheus vergleichsweise billig ist und auf eine hohe Produktionszahl ausgelegt ist, ist das von Vorteil. Trotzdem hätte man eine Version, die schwere Nutzlasten befördern kann, die Versionen mit 1-3 Boostern entsprechen zudem den Massen von heutigen leichten, mittleren und schweren Satelliten. Doppelstarts wären trotzdem mit 4 \/ 5 Boostern möglich.<\/p>\n Die größte Version könnte auch 9,3 t zum Mond befördern, 1,8 t zum Jupiter und 25 t in einen LEO. Hier stellvertretend für alle Versionen das Datenblatt der wohl am häufigsten eingesetzten Version mit zwei Boostern.<\/p>\n <\/p>\n In der Summe ist die Rakete doch relativ groß geworden. Würde man nur Einzelstarts absolvieren, wie eigentlich von mir vorgesehen, keine größeren planetaren Missionen durchführen und keine schweren LEO-Nutzlasten wie ein ATV starten, so wäre die Version mit 4 und 5 Boostern überflüssig. Brächte es etwas, wenn man nun alles wieder etwas kleiner macht? Also die Booster kleiner, die Zuladung an Treibstoff in der ersten Stufe? Man würde dann vielleicht mehr Zwischenversionen erhalten, die Version ohne Booster würde dann auch niedriger liegen. Aber man würde meiner Ansicht nach nichts gewinnen. Gerade um die Fertigung zu rationalisieren, habe ich den Durchmesser ja bei Boostern und Zentralstufe identisch gewählt. Dann spart man hier wenig ein, nur einige Tanksegmente. Aber man braucht immer noch gleich viel Triebwerke. Und die machen nach ULA-angaben bei der Atlas 2<\/sup>\/3<\/sub> der Kosten aus. Die Rakete wäre fast genauso teuer, nur hätte sie weniger Nutzlast.<\/p>\n Berücksichtigt man, dass es nun viele Starts geben sollte, mit vielen Triebwerken, die noch dazu preiswert sind (Ziel: 1 Million Euro\/Prometheus), so müsste diese Rakete eigentlich finanziell sehr attraktiv sein.<\/p>\nDas Design der Lynx<\/h3>\n
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\n
\n \nVersion<\/th>\n GTO-Nutzlast<\/th>\n Treibstoff erste Stufe<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n \n Kein Booster<\/td>\n 1.400 kg<\/td>\n 110 t<\/td>\n<\/tr>\n \n 1 Booster<\/td>\n 3.800 kg<\/td>\n 120 t<\/td>\n<\/tr>\n \n 2 Booster<\/td>\n 5.900 kg<\/td>\n 130 t<\/td>\n<\/tr>\n \n 3 Booster<\/td>\n 7.600 kg<\/td>\n 140 t<\/td>\n<\/tr>\n \n 4 Booste<\/td>\n 10.100 kg<\/td>\n 150 t<\/td>\n<\/tr>\n \n 5 Booster<\/td>\n 12.000 kg<\/td>\n 160 t<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Rakete: Lynx 3<\/h4>\n
\n\n
\n Startmasse
\n[kg]<\/th>\nNutzlast
\n[kg]<\/th>\nGeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\nVerluste
\n[m\/s]<\/th>\nNutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\nSattelpunkt
\n[km]<\/th>\nPerigäum
\n[km]<\/th>\nApogäum
\n[km]<\/th>\nInklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n\n 384.600<\/td>\n 7.600<\/td>\n 10.281<\/td>\n 0<\/td>\n 1,98<\/td>\n 160,00<\/td>\n 200,00<\/td>\n 35800,00<\/td>\n 90,00<\/td>\n<\/tr>\n \n Startschub
\n[kN]<\/th>\nGeographische Breite
\n[Grad]<\/th>\nAzimut
\n[Grad]<\/th>\nVerkleidung
\n[kg]<\/th>\nAbwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\nStartwinkel
\n[Grad]<\/th>\nKonstant für
\n[s]<\/th>\nStarthöhe
\n[m]<\/th>\nStartgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n\n 4.622<\/td>\n 5<\/td>\n 90<\/td>\n 2.000<\/td>\n 260<\/td>\n 90<\/td>\n 5<\/td>\n 20<\/td>\n 0<\/td>\n<\/tr>\n \n Stufe<\/th>\n Anzahl<\/th>\n Vollmasse
\n[kg]<\/th>\nLeermasse
\n[kg]<\/th>\nSpez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\nSchub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\nSchub Vakuum
\n[kN]<\/th>\nBrenndauer
\n[s]<\/th>\nZündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n\n 1<\/td>\n 3<\/td>\n 65.000<\/td>\n 5.000<\/td>\n 3.410<\/td>\n 947,0<\/td>\n 1000,0<\/td>\n 204,60<\/td>\n 0,00<\/td>\n<\/tr>\n \n 2<\/td>\n 1<\/td>\n 150.000<\/td>\n 10.000<\/td>\n 3.410<\/td>\n 1781,0<\/td>\n 2000,0<\/td>\n 238,70<\/td>\n 0,00<\/td>\n<\/tr>\n \n 3<\/td>\n 1<\/td>\n 30.000<\/td>\n 3.400<\/td>\n 4.560<\/td>\n 180,0<\/td>\n 180,0<\/td>\n 673,87<\/td>\n 242,00<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Simulationsvorgaben<\/h4>\n
\n\n
\n Azimuth<\/th>\n Geografische Breite<\/th>\n Höhe<\/th>\n Startgeschwindigkeit<\/th>\n Startwinkel<\/th>\n Winkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n \n 90,0 Grad<\/td>\n 5,2 Grad<\/td>\n 20 m<\/td>\n 0 m\/s<\/td>\n 90 Grad<\/td>\n 5,0 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht<\/th>\n<\/tr>\n \n <\/td>\n Perigäum<\/th>\n Apogäum<\/th>\n Sattelhöhe<\/th>\n<\/tr>\n \n Vorgabe<\/th>\n 200 km<\/td>\n 35.800 km<\/td>\n 160 km<\/td>\n<\/tr>\n \n Real<\/th>\n 201 km<\/td>\n 35.835 km<\/td>\n 160 km<\/td>\n<\/tr>\n \n Inklination:<\/th>\n Maximalhöhe<\/th>\n Letzte Höhe<\/th>\n Nutzlast<\/th>\n Maximalnutzlast<\/th>\n Dauer<\/th>\n<\/tr>\n \n 5,2 Grad<\/td>\n 265 km<\/td>\n 265 km<\/td>\n 7.600 kg<\/td>\n 7.914 kg<\/td>\n 907,9 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Umlenkpunkte<\/th>\n Nr. 1<\/th>\n Nr. 2<\/th>\n Nr. 3<\/th>\n<\/tr>\n \n Zeitpunkt<\/th>\n 87,6 s<\/td>\n 147,0 s<\/td>\n 520,0 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Winkel<\/th>\n 58,7 Grad<\/td>\n 15,5 Grad<\/td>\n -2,8 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n
\n\n
\n Bezeichnung<\/th>\n Start<\/th>\n Rollprogramm<\/th>\n Winkelvorgabe<\/th>\n Winkelvorgabe<\/th>\n Zündung 3<\/th>\n Verkleidung<\/th>\n Winkelvorgabe<\/th>\n Orbitsim<\/th>\n Sim End<\/th>\n<\/tr>\n \n Zeitpunkt<\/th>\n 0,0 s<\/td>\n 5,0 s<\/td>\n 87,6 s<\/td>\n 147,0 s<\/td>\n 242,0 s<\/td>\n 260,0 s<\/td>\n 520,0 s<\/td>\n 701,5 s<\/td>\n 907,9 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Höhe:<\/th>\n 0,00 km<\/td>\n 0,07 km<\/td>\n 13,28 km<\/td>\n 39,39 km<\/td>\n 97,13 km<\/td>\n 109,91 km<\/td>\n 174,41 km<\/td>\n 175,21 km<\/td>\n 264,61 km<\/td>\n<\/tr>\n \n Dist:<\/th>\n 0,0 km<\/td>\n 0,0 km<\/td>\n 0,0 km<\/td>\n 0,6 km<\/td>\n 26,5 km<\/td>\n 41,3 km<\/td>\n 755,3 km<\/td>\n 2115,0 km<\/td>\n 5231,7 km<\/td>\n<\/tr>\n \n v(v):<\/th>\n 0 m\/s<\/td>\n 12 m\/s<\/td>\n 331 m\/s<\/td>\n 479 m\/s<\/td>\n 417 m\/s<\/td>\n 264 m\/s<\/td>\n -1993 m\/s<\/td>\n -3583 m\/s<\/td>\n -6488 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n \n v(h):<\/th>\n 463 m\/s<\/td>\n 462 m\/s<\/td>\n 768 m\/s<\/td>\n 1754 m\/s<\/td>\n 5065 m\/s<\/td>\n 5132 m\/s<\/td>\n 6149 m\/s<\/td>\n 6912 m\/s<\/td>\n 7814 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n \n v:<\/th>\n 0 m\/s<\/td>\n 464 m\/s<\/td>\n 837 m\/s<\/td>\n 1821 m\/s<\/td>\n 5085 m\/s<\/td>\n 5142 m\/s<\/td>\n 6475 m\/s<\/td>\n 7801 m\/s<\/td>\n 10185 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n \n Peri:<\/th>\n -6378 km<\/td>\n -6367 km<\/td>\n -6348 km<\/td>\n -6216 km<\/td>\n -4708 km<\/td>\n -4641 km<\/td>\n -2936 km<\/td>\n 1 km<\/td>\n 201 km<\/td>\n<\/tr>\n \n Apo:<\/th>\n -6378 km<\/td>\n 0 km<\/td>\n 19 km<\/td>\n 53 km<\/td>\n 147 km<\/td>\n 151 km<\/td>\n 175 km<\/td>\n 349 km<\/td>\n 35835 km<\/td>\n<\/tr>\n \n Zeit:<\/th>\n 0,0 s<\/td>\n 5,0 s<\/td>\n 87,6 s<\/td>\n 147,0 s<\/td>\n 242,0 s<\/td>\n 260,0 s<\/td>\n 520,0 s<\/td>\n 701,5 s<\/td>\n 907,9 s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Parameter der Stufen<\/h4>\n
\n\n
\n nr.:<\/th>\n Geschwindigkeit<\/th>\n Maximalhöhe<\/th>\n Maximaldistanz<\/th>\n Flugzeit<\/th>\n Perigäum<\/th>\n Apogäum<\/th>\n Inklination<\/th>\n<\/tr>\n \n 1:<\/td>\n 4.000,3 m\/s<\/td>\n 101,9 km<\/td>\n 268,3 km<\/td>\n 461,6 s<\/td>\n -5.451,4 km<\/td>\n 102,3 km<\/td>\n 5,8 Grad<\/td>\n<\/tr>\n \n 2:<\/td>\n 5.089,5 m\/s<\/td>\n 147,2 km<\/td>\n 939,2 km<\/td>\n 605,1 s<\/td>\n -4.708,0 km<\/td>\n 147,3 km<\/td>\n 5,7 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Diagramme<\/h4>\n
\n<\/p>\n
Optimierungen<\/h3>\n