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Web Log Teil 602: 11.10.2020 - 25.10.2020

11.10.2020: Ulysses 2

Auf den heutigen Blog, wieder mal eine technische Spinnerei kam ich durch meine Arbeit an Solar Orbiter. Solar Orbiter wird durch mehrere Swing-Bys an der Venus die Bahnneigung auf bis zu 33 Grad erhöhen. Damit sieht er die Regionen mittlerer Breite auf der Sonne besser. Es geht um eine Sonde, die auch die Sonnenpole erkunden kann.

Okay, Zeit mal etwas Grundlagen zu bringen. Die Erde umkreist die Sonne an ihrem Äquator, zumindest nach Definition (einen Äquator bei der Sonne zu definieren ist mangels fester Oberflächenmerkmale etwas schwierig). Wir sehen die Sonne also verzerrt, ähnlich wie geostationäre Satelliten die Erde sehen. Schaut man sich z.B. ein Metosatbild an auf dem Europa drauf ist, dann ist das schon sehr verzerrt und Europa erstreckt sich nur vom 40 bis zum 60 Breitengrad, hin zu den Polen (Island, Norwegen, Grönland) wird die Verzerrung noch stärker. Entsprechend verzerrt sehen wir die höheren breiten der Sonne.

Der Blickwinkel wäre egal, wenn die einfache Vorstellung der Sonne von einem Gasball stimmen würde, bei der die thermonuklearen Prozesse im Inneren praktisch alles dominieren und so Unterschiede an der Oberfläche klein sind. Doch dem ist nicht so. Die Sonne hat Aktivitätsgebiete und sie rotiert nicht überall gleich schnell, dadurch verwickeln sich Magnetfeldlinien und es kommt zu Sonnenflecken, Flares, Prototuberanzen. Die Erforschung dieser Phänomene abseits des Äquators ist eine der Aufgaben von Solar Orbiter.

Weitaus höhere Breiten, nämlich 80 Grad erreicht schon vor Jahrzehnten die Raumsonde Ulysses. Übrig geblieben als europäischer Teil eines ESA-NASA Duos erforschte sie 20 Jahre lang die Sonne. Leider ohne Kamera nur mit Instrumenten für Teilchen und Feldern. So hohe Breiten zu erreichen, ist nicht einfach. Will man die Bahnneigung einer Sonde, die, wenn sie die Erde verlässt, aber keine Bahn nach Innen oder Außen einschlägt, die Bahngeschwindigkeit der Erde hat um 90 Grad drehen so muss man die 2-fache Energie aufbringen, die sie hat. In Geschwindigkeitsäquivalenten ist das die 1,41-fache momentane Geschwindigkeit. Bei der Erdbahn mit 29,8 km/s also 42,1 km/s. Das ist enorm viel. Dagegen braucht man um das Sonnensystem zu verlassen nur 16,7 km/s und selbst ein Sturz in die Sonne braucht nur 25,7 km/s. Das ist heute selbst mit Ionentriebwerken nicht durchführbar.

Ulysses nutzte daher ein Swing-By an Jupiter. Jupiter kann zwar auch nicht die Geschwindigkeit um 42,1 km/s ändern, aber die Sonde hat, wenn sie Jupiter erreicht, nur noch eine Geschwindigkeit von 7,4 km/s und dann beträgt die Geschwindigkeitsänderung nur noch 10,5 km/s und das schafft Jupiter. Der Preis war aber, dass Ulysses nun sich auf einer Bahn befand, deren Aphel bei Jupiter lag. Das bedeutet, nur alle 5 Jahre passierte sie die Pole, was jeweils nur wenige Monate dauerte. Ich denke das kann man heute besser machen und habe Ulysses 2 ausgedacht.

Ulysses 2 reduziert durch Ionentriebwerke ihre Geschwindigkeit nach der Umlenkung durch Jupiter, bis sie wieder eine Bahn mit einer kleinen Periode erreicht hat. Natürlich ist es dann logisch schon Ionentriebwerke zu nutzen, um bis zu Jupiter zu kommen. Doch in der Praxis zeigte sich, das es dann doch kompliziert wurde.

Designauslegung

Ziel sollte es sein, eine Raumsonde von etwa 600 bis 800 kg in einen polaren Sonnenorbit mit einer möglichst kleinen Umlaufszeit zu bekommen. 600 bis 800 kg sind zwar deutlich weniger, als Solar Orbiter wiegt (1,72 t), aber immerhin in der Größenordnung einer Voyager und erlauben so etwa 100 bis 150 kg Instrumente.

Die Sonde sollte auf RTG verzichten, um die Kosten zu begrenzen. Die Solarzellen sollen bei Jupiter mindesten 500 Watt für den Betrieb liefern.

Bahn 1Geschwindigkeitsabschätzung

Für eine klassische Hohmann-Transferbahn zu Jupiter kann man die Geschwindigkeit leicht berechnen. Sie beträgt bei einer 150 x 780 Millionen km Bahn 38.428 m/s, also 8.748 m/s mehr als die Kreisbahngeschwindigkeit der Erde in dieser Entfernung. Je nach Position von Erde und Jupiter schwankt das etwas aber mit 9 km/s ist man auf der sicheren Seite. Bei Ionentriebwerken ist es anders. Durch die lange Betriebszeit erhöht sich laufend das Perihel und damit auch die Geschwindigkeit. Wie stark hängt von dem Verhältnis zwischen Betriebsdauer und Umlaufszeit ab. Beim Herausspielen aus einer erdnahen Umlaufbahn ist es wegen der kurzen Umlaufszeit extrem – man benötigt und 7 km/s, also fast die gleiche Geschwindigkeit wie die anfängliche Umlaufsgeschwindigkeit, während es bei einem chemischen Antrieb nur etwa 3,2 km/s sind. In einer Sonnenumlaufbahn ist es schwieriger und hängt auch mit dem Antriebskonzept ab. Ich habe für eine erste Schätzung mit 12 km/s gerechnet. Ist es mehr, so sinkt die Nutzlast ab, bei weniger steigt sei an. Diesselbe Geschwindigkeitsänderung benötigt man nach dem Drehen der Bahnebene durch Jupiter. Bei 24 km/s macht dann auch das Herausspiralen aus dem Ergravitationsfeld mit 7 km/s nicht mehr viel aus und in der ersten Simulation habe ich daher auch in einer 400-km-Erdumlaufbahn begonnen

Vega – Erdumlaufbahn

Der erste Ansatz bestand in einem Start aus einer 400 km hohen Erdumlaufbahn. Eine Vega-C kann sicher 3,2 t in eine solche Erdumlaufbahn befördern. Mit der Stromversorgung nur aus Solarzellen gibt es eine Leistungsbegrenzung: die größten Flügel haben etwa 10 kW Leistung. Von den sechs Seiten eines Quaders sind maximal vier für Solar Arrays nutzbar. Im ersten Ansatz nahm ich drei der Seiten für Solar Arrays von je 10 kW Leistung bei einer Masse von 353 kg. Eine Seite sollte für die Instrumente frei bleiben. Bei den Triebwerken nahm ich RIT-2X, die kommerziellen Ionentriebwerke mit dem höchsten Impuls. Weitere Triebwerke haben zwar höhere spezifische Impulse, aber sind noch nicht ausreichend erprobt bzw., haben einen zu hohen Leistungsbedarf. Ich nahm 7 Triebwerke, etwas mehr als es an Leistung gibt, doch Ionentriebwerke sind regulierbar, was Schub und Leistungsbedarf geht. Von 3,2 t Startgewicht macht der Treibstoff mehr als die Hälfte (1,7 t ) aus. 818 kg bleiben für die Nutzlast. Nach 316 Tagen hat die Sonde die Erde verlassen und wiegt nun nur noch 2.686 kg. Es dauert dann 5 Jahre 262 Tage um eine Bahn zu Jupiter (780 Mill. km) zu erreichen. Das Perihel steigt dabei auf 403 Millionen km. Nach 6 Jahren 285 Tagen ist Jupiter erreicht.

Sojus – Sonnenumlaufbahn

Ich dachte mir das sollte doch schneller gehen. Bei gleichbleibender Leistung – hier bin ja schon am Anschlag, geht das, indem man nicht aus einer Erdumlaufbahn startet. So kann man das Gewicht der Tanks für den Treibstoff einsparen denn man für die erste Etappe benötigt. Weiterhin kann eine Rakete eine Sonde auf leichte Überschussgeschwindigkeit beschleunigen. Eine Sojus 2.1B kann maximal 2,3 t auf Fluchtgeschwindigkeit beschleunigen. Ich bin von 2 t ausgegangen und nun 24 km/s Geschwindigkeitsänderung. Die Nutzlast sinkt nun auf 550 kg. Nun geht es erheblich schneller. Nach 2 Jahren 213 Tagen ist die Bahn erreicht. Jupiter nach 4 Jahren 38 Tagen und die 315 Tage in der Erdumlaufbahn fallen weg. Man spart also über 3 Jahre Missionszeit ein.

Nun kann die Sojus aber eine leichte Überschussgeschwindigkeit erreichen. Bei 2,1 t maximaler Nutzlast (100 kg für den Nutzlastadapter) sind es 11 km²/s², entsprechend 3,3 km/s in einer Sonnenumlaufbahn. Bei 30 km/s Umlaufgeschwindigkeit könnte man also 33,3 oder 26,7 km/s erreichen, das entspricht Transferbahnen zum Mars und der Venus.

Bahn 2Hier mal das Ergebnis im Vergleich:

Option

Startbahn [Mill. km]

Endbahn [Mill. km]

Geschwindigkeitsänderung

Dauer

Endmasse

Keine Überschussgeschwindigkeit

150 x 150

377, 2 x 780

13.560 m/s

4 Jahre 38 Tage

1.431 kg

+ 3,3 km/s

150 x 242,5

300,9 x 780

8.560 m/s

8 Jahre 28 Tage

1.504 kg

- 3,3 km/s

97,7 x 150

295 x 780

15.190 m/s

8 Jahre 181 Tage

1.375 kg

-3,3 km/s Betrieb bis 154 Mill km.

97,7 x 150

135 x 780

11.280 m/s

4 Jahre 289 Tage

1.514 kg

Wie zu erwarten ist die benötigte Geschwindigkeitsänderung und damit Restmasse abhängig von der Startbahn. Erstaunlich ist aber das beide Optionen (nach Innenn/Außen) mehr Zeit benötigen, weil die Sonden relativ schnell große Sonnendistanzen erreichen, wo sie nur noch langsam beschleunigen und die Umlaufszeit schon hoch ist.

Begrenzung der Betriebsdauer

Das ist optimierbar, indem man die Ionentriebwerke nur bis zu einer bestimmten Entfernung betreibt. Vor allem bei der Option sich der Sonne zu nähern. Die beiden Bilder hier zeigen die Bahnen nach Innen – einmal mit dauerndem Betrieb und einmal nur beim Betrieb bis in 154 Millionen km Distanz. Man sieht das sehr bald eine erste Bahn (132,9 x 327 Mill. Km, Umlaufszeit 1 Jahr 334 Tage) durchlaufen wird, dann aber im zweiten Bahnabschnitt man die Endgeschwindigkeit erreicht. Positiver Nebeneffekt: wenn ich von demselben Tatbestand wie bei Ulysses ausgehe, nämlich das die Bahn gedreht wird, das Perihel aber bleibt, dann hat man ein niedriges Perihel von 124 Millionen km. Das bedeutet nicht nur, die Reise zurück geht schneller, durch das niedrige Perihel kann man auch bei der Rückreise effektiver abbremsen.

Rückkehr

Diese Bahn machte ich zur Ausgangsbahn der Rückkehr. Sie sollte schneller gehen, denn das Gefährt ist nun ja leichter. Das Problem: Arbeiten die Ionentriebwerke dauernd, so senken sie das Perihel stark ab, da bei sieben Triebwerken zumindest eines schon in 2,7-facher Erdentfernung arbeiten kann. So kommt man auf ein Perihel von nur 75 Mill. Km Distanz. Ich habe, da die Sonde nach dem Start 98 Mill. Km Distanz erreichte, als Obergrenze 110 Millionen km für das Perihel gesetzt und wenn man die Triebwerke nur bis 179 Mill. km Entfernung betreibt, kommt man so auf eine 110 x 191 Mill. km Bahn mit einer Periode von 1 Jahr. Das Abbremsen dauert 3 Jahre 131 Tage, davon nur 146 Tage angetrieben. Zusammen ist die Sonde nun über 8 Jahre unterwegs anstatt 5 Jahre wie Ulysses. Nur hatte Ulysses nur zwei Polpassagen in 5 Jahren, diese Sonde zwei in einem Jahr. Die Gesamtgeschwindigkeitsänderung liegt knapp unter 20 km/s, es bleiben noch 123 kg Treibstoff im Tank, was wenn man 23 kg für Lage- und Bahnänderungen reserviert, die reine Nutzlast auf 670 kg ansteigen lässt, und damit in dem Bereich der angestrebt wird.

Bahn 3Optimieren

Man könnte aber auch mit 600 kg Sonde leben und die 70 kg Treibstoff nutzen, um die Bahn zu zirkularisieren. Man kommt so auf eine 108,3 x 148,1 Millionen km Bahn mit einer Periode von 295 Tagen, also noch einige Passagen mehr.

An der Reisezeit drehen kann man, indem man ein viertes Paneel installiert. Das verdeckt natürlich die Instrumente, wenn diese an einer Seite montiert sind, aber man kann es um 90 Grad drehen, wenn die Sonde im Endorbit ist. Da die Sonne nur einen kleinen Durchmesser von etwa 1 Grad hat, können Instrumente an dem dann hochkant stehenden Flügel vorbei schauen, wenn sie weit genug von dessen Achse entfernt sind.

Mit 4 Flügeln sieht die optimale Lösung dann so aus:

Unter Verbrauch des gesamten Treibstoffs kann man eine 106,5 x 162 Mill. km Bahn erreichen. Begnügt man sich mit einer 102,3 x 200 Mill. km Bahn (Umlaufszeit etwa 1 Jahr) so bleiben 50 kg Resttreibstoff übrig. Dies könnte die in diesem Falle geringere Nutzlast von nur 528 kg ausgleichen. Die Gesamtmission ist aber mit 7 ½ Jahren kürzer.

Die letzte Möglichkeit die ich untersucht habe ist ein Swing-By an der Venus. Das Perihel liegt ja deutlich innerhalb der Venusbahn. Wenn man das Ionentriebwerk bis zur Venus nicht in Betrieb nimmt, kann die Venus das Aphel auf 234 Millionen km anheben – erst mal keine Verbesserung verglichen, damit das man dies auch erreicht hätte, wenn man direkt nach außen gestartet wäre. Aber nun ist man 109 anstatt 150 Millionen km von der Sonne entfernt kann besser beschleunigen. Tut man dies mit 12 Triebwerken, da man ja auch mehr Leistung hat, nur bis 122 Millionen km Distanz so erreicht man in 4 Jahren 129 Tagen den Jupiter (3 Flügel), das Perihel bleibt bei 110 Millionen km und man muss nur um 5,6 km/s Geschwindigkeit aufbringen. Nach 2 Jahren 250 Tagen ist eine 110 x 190 Mill. Km Bahn mit einer Umlaufszeit von 1 Jahr erreicht, bei komfortablen 228 kg Resttreibstoff, welche die Nutzlast auf 887 kg anheben würden, der beste Wert von allen durchgespielten Optionen. Die Gesamtreisedauer liegt bei knapp über 8 Jahren.

Das geht natürlich nur, wenn alle drei Planeten ideal zueinanderstehen. Allerdings bin ich hier optimistisch. Jupiters Umlaufszeit ist so viel größer als die der beiden anderen Planeten das er sich zwischen einer gemeinsamen Periode von Erde und Venus (584 Tage) wenig bewegt und Ionentriebwerke können leicht die Bahnform anpassen.

Fazit

Ulysses 2 wäre technisch umsetzbar und möglich. Es wäre keine so schwere Sonde wie Solar Orbiter aber doch doppelt so schwer wie Ulysses. Es gibt eine Reihe von Optionen, die die Sonde innerhalb von 8 Jahren in eine elliptische Bahn um die Sonnenpole mit einer Periode von etwa 1 Jahre bringen. Sie wäre dann 2/3 der Zeit jenseits von 30 Grad solarer Breite, das Maximum das Solar Orbiter erreicht. Zwar wäre sie weiter entfernt – etwa 110 bis 114 Mill. Km aber dafür benötigt sie auch keinen besonderen Thermalschutz, sondern nur den, den auch eine Venussonde benötigt..

13.11.2020: Weltraumfähren

Ich antworte mit diesem Blog auf die Frage von „Immanuel-Kantholz“:

Herr Leitenberger,

was ist von wiederverwendbaren „Space-Tugs“ zu halten? Deren Versprechen ist schließlich riesig: Man bringe günstig viel Masse per Rakete in den LEO. Von dort schleppt sie ein wiederverwendbares Taxi per Plasma- oder Ionenantrieb an den Bestimmungsorbit. Im LEO könnte sogar Reparatur oder Integration durch Astronauten stattfinden.

Wenn dies funktioniert, dann stellt es die Ökonomie im Erdorbit völlig auf den Kopf: Weg von vielen spezialisierten Trägerraketen hin zum puren Massengeschäft; inklusive einem neuen Zweck für die bemannte Raumfahrt, nämlich Wartung und Montage.

Funktionierts?“

Ich fange mal mit der kurzen Geschichte von „Space Tugs“ oder, wie immer man es nennen will, an. Die Idee kam mit der Entwicklung des Space Shuttles auf. Das grundlegende Problem jeder Weltraumfähre ist, das sie viel mehr Masse als eine einfache Oberstufe hat. Da die Nutzlast einer Rakete für eine bestimmte Bahn sich aus der Masse der letzten Stufe (oder eben Fähre) und dem Satelliten zusammensetzt, nimmt bei steigender Geschwindigkeit für eine Bahn die Nutzlast stark ab. Beim Space Shuttle halbierte sie sich schon beim Übergang von einem LEO in einen SSO, also nur bei Inklinationsänderung. Selbst leer hätte es maximal 1.000 km erreicht – und das nach den Planungen, wo man die Nutzlast noch höher ansetzte, als sie später war. Analog wird das Starship nach den (optimistischen Planungen) über 100 t in den LEO aber maximal 20 t in den GTO erreichen.

Die Lösung für das Space Shuttle war das Space Tug. Es sollte zwischen einem LEO und höheren Orbit pendeln und Satelliten dorthin verschieben oder bergen. Es wäre mit der Fähre gestartet und wieder zurückgebracht worden. Das Space Tug war eine Lösung für erdnahe Orbits. Es wurde nur mit Hydrazin angetrieben, die Menge war durch die Zahl der Tanks regelbar. Es wäre ferngesteuert worden durch die Shuttle Besatzung. Dafür gab es Videokameras an Bord.

Erster Einsatz wäre die Rettung von Skylab gewesen. Jedoch verzögerte sich der Einsatz der Space Shuttles sodass früh sicher war, das es nicht zum Einsatz kommen würde. Daraufhin wurde es, auch weil die Finanzierung offen war, eingestellt.

Schauen wir uns nur dieses Vehikel an, dann stellt sich selbst in dem optimistischen Klima der damaligen Zeit in der man von billigen Fährenflügen und häufigem Einsatz der Shuttles ausging die Frage wofür man es braucht. Der Tug muss ja an einen Satelliten andocken können. Er muss also für ein Andocken ausgelegt sein. Je nachdem, wie eine Kopplung aussieht, benötigt man Haltepunkte, Dockingadapter oder Ähnliches. Für eine Kopplung ausgelegt waren die vorhandenen Satelliten nicht. Die NASA hatte, nachdem die Space Shuttles sehr teuer waren, nur wenig Geld für wissenschaftliche Missionen und viele hatten höhere Orbits (GEO, exzentrische Bahnen) die, der Space Tug nicht erreichen konnte. Also auch hier nur ein kleiner Bedarf. Auch beim Militär sank die Missionszahl ab. Es gab auch hier viele Missionen im GEO oder höheren Orbit, so wurde das GPS-System damals gerade aufgebaut, aber doch mehr Satelliten in erdnahen Umlaufbahnen.

Beim Militär gab es auch konkrete Pläne. Die größten Satelliten des US-Militärs, fr das auch das Space Shuttle ausgelegt war, waren die KH-9 Hexagon. Busgroße Satelliten, die Aufnahmen von Krisengebieten und des Ostblocks machten und auf Film ablichteten. Der wurde in sechs Kapseln dann abgestoßen und geborgen. Nach Ende des Films war der Satellit nutzlos. Die Idee: ein solcher KH-9 könnte dann geborgen und zur Erde zurückgebracht werden. Neu befüllt und mit neuen Kapseln versehen, erneut gestartet werden. Ja es gab auch die Idee von reinen Fotomissionen, bei denen auf einer Palette die nötigen Instrumente installiert wurden. Nur dauert eine Space Shuttle Mission maximal 30 Tage. Prinzipiell könnte eine Palette baer auch frei fliegen und so unabhängig operieren können, dann würde sie eine der folgenden Missionen wieder einfangen und bergen. Auch das wurde mal demonstriert vom deutschen SPARTAN-Satelliten.

Doch die Erfindung des CCD führte zud en KH-11 Kennen Satelliten. Der erste startete 1986. Sie waren lange Zeit eine Ergänzung zu Hexagon und lösten die Detailaufklärer der KH-8 Gambit Serie ab, da anfangs die CCD noch nicht fähig waren so breite Streifen wie ein Hexagon aufzunehmen. Doch sie wurden immer besser und schließlich lösten die Kennan die Hexagon ab und 1986 startete der letzte der Serie.

Mit dem Verlust der Challenger wurde beschlossen das die Shuttles keine Satelliten mehr starten und damit waren die Pläne für Space Tugs erst mal gestorben.

Inzwischen gibt es eine Neuauflage des Konzepts, wenngleich mit anderem Ansatz. Boeing hat zwei MEV entwickelt und gestartet. Dies sind keine Weltraumfähren, sondern sie haben den Zweck die Lebensdauer von Kommunikationssatelliten zu verlängern. Die etwas über 2 t schweren Gefährte gelangen als Sekundärnutzlast in einen GTO, manövrieren mit Ionentriebwerken zum Zielsatelliten. Dort nutzen sie die große Düse des Apogäumsmotors, um einen Dorn in diese hineinzuführen und sich so zu verankern. Ein drittes soll gebaut werden. Kunde beider gestarteter MEV ist Intelsat, so werden zwei Satelliten noch länger betrieben werden.

Mit Ionentriebwerken wäre auch ein Transfer vom LEO in den GEO möglich. Es gibt erste Satelliten mit Ionentriebwerken als alleinigem Antrieb. Aber der große Durchbruch bleib aus. Vor allem nutzen sie nach wie vor eine konventionelle Trägerrakete, um in den GTO zu kommen. Betrachtet man es rein nutzlasttechnisch, so kann eine Rakete die 5 t in den LEO befördert etwa 2 t in einen GTO transportieren. Davon sind (wenn man die Trockenmasse des Antriebs wegrechnet) etwa 1 t Nutzlast im GEO. Das heißt, selbst wenn ein Space-Tug mehr wiegt als die Nutzlast, selbst könnte er die Nutzlast steigern, wenn er nicht viermal mehr wiegt.

Auf der anderen Seite werden Raketenstarts immer billiger eine Ariane 6 wird pro Kilogramm Nutzlast weniger als die Hälfte einer Ariane 1 kosten. Nimmt man die Inflation in den letzten 40 Jahren hinzu so ist es sogar nur ein Fünftel bis Sechstel. Ein Space Tug (ich nenne es Ionentransferstufe) lohnt sich also nur, wenn es bedeutend billiger als der Start ist. Derzeit werden die „All Electric“ Satelliten als Komplettpaket konzipiert. Mit dem Bau wird gleich der Start gebucht, damit man auch günstige Konditionen bekommt, denn sie sind erheblich leichter als normale Satelliten. Zwei All Electric wurden so mit einer Falcon 8 gestartet und das ging mangels Doppelstartmöglichkeit nur, weil sie schon beim Hersteller miteinander verbunden wurden. Auch das hat wohl den Einsatz bisher verhindert.

Es läuft eigentlich immer auf eine Kosten-Nutzenabschätzung heraus. Ionentriebwerk haben einen niedrigen Schub, der Satellit bleibt Monate in einem Übergangsorbit. In der Zeit bringt er kein Geld ein. Er wird zudem höherer Strahlenbelastung ausgesetzt. Dagegen könnte man ihn aber schützen mit einer Art Kokon, wie sie heute bei Doppelstarts eingesetzt wird. Bisher scheint die Kosten-Nutzenabschätzung gegen einen solchen Transfer zu sprechen. Dabei reden wir hier immer noch von im Satelliten integrierten Triebwerken, die später auch im Orbit die Lageregelung und Bahnänderung übernehmen-

Richtig lohnen würde sich eine Transferstufe nur, wenn man sie wieder auftanken kann. Die Kosten verteilen sich dann über mehrere Transfers. Da sie als Treibstoff das Edelgas Xenon verwenden, wäre das relativ einfach. Man müsste mit dem Koppeladapter, den man ja von bemannten Raumfahrzeugen übernehmen kann, nur eine Durchleitung zum Tank des Satelliten führen. Dessen Volumen muss so dimensioniert sein, dass wenn es einen Druckausgleich gibt, er genau so viel Xenon in die Transferstufe transferiert, wie diese für die Rückreise benötigt, der Rest steht dann für die Lageregelung zur Verfügung.

Angenommen die Transferstufe wöge genauso viel wie ein Satellit dann kann man überschlägig, je nach spezifischen Impuls den Treibstoffverbrauch auf 1 bis 1,5 t bei einem 3 t schweren Satelliten berechnen, dieser entspricht einem 6 t schweren Satelliten im GTO und der wiederum 15 t in den LEO. Man würde also mit 5 t in den LEO anstatt 15 t auskommen, wenn man die Transferstufe mehrmals verwenden könnte. Nur damit macht sie aber Sinn. Das ist aber ein radikaler Schritt viel größer als der der „Alle Electric“ Satelliten, die nur den chemischen Apogäumantrieb durch Ionentriebwerke ersetzt haben. Kompatibel wären wohl nur Satelliten einer Baureihe, also würde wohl als Erstes einer der großen Satellitenbetreiber wie SES so was umsetzen. Allerdings gelten gerade diese Betreiber von Kommunikationssatelliten als sehr konservativ und skeptisch gegenüber schon kleineren Neuerungen. Dagegen wäre eine Ionentransferstufe eher etwas was man von einem innovativen Startup erwarten würde. Das passt nicht zusammen. So denke ich wird man auf diese Art von Space Tugs noch warten müssen.

Zuletzt noch zur Ökonomie. Mit bemannter Raumfahrt wird man sicher nicht ökonomisch Satelliten warten können. Dafür ist sie einfach zu teuer. Alleine die USA geben mehr als 3 Mrd. Dollar jedes Jahr für die ISS aus. Für das Geld könnte man auch bei den heutigen Preisen problemlos 60 Satelliten mit einer Falcon 9 starten. Mit eigenen Missionen zur Wartung wird es noch teurer. Für jeden bemannten Dragon Start zahlt die NASA 300 Millionen Dollar, das fünf bis sechsfache dessen, das die Trägerrakete alleine kostet. Bemannte Raumfahrt ist aller Erfahrung nach der sicherste Weg etwas zu verteuern. Das musste auch die NASA bemerken, die mal davon träumte, mit dem Space Shuttle im Weltraum zahlreiche Dinge aufzubauen. Von neuen Kommunikationssatelliten über Atommüllentsorgung bis hin zu Energiefarmen.

Als Schlüssel sehe ich die Massenfertigung. Das sieht man schon bei Oneweb. Normalerweise sind Kommunikationssatelliten dreimal teuer als ein Start. Bei Oneweb sollten 32 Satelliten pro Start weniger als die Hälfte des Starts kosten, auch wenn diese optimistischen Werte nicht erreicht werden, so wird trotzdem die Nutzlast billiger als der Starts selbst, aber dafür werden auch über 700 Satelliten gebaut.

15.10.2020: Schneller als die Bahn ...

..

 ... waren die Astronauten gestern zur ISS unterwegs. Sie haben in 2 Stunden 57 Minuten nach dem Abheben an das Rasswet-Modul angekoppelt. Ein Rekord, zumindest für die ISS, es gab in den Sechzigern mal eine ankopplung an eine Agena nach einem Umlauf also rund 90 Minuten. Damit sind die Raumfahrer schneller zur ISS unterwegs als die meisten von uns mit der Bahn. Selbst wenn man nur die Distanz in der Höhe nimmt sind das 407 km in weniger als 3 Stunden oder im Mittel 128 km/h. Das schafft unsere Bahn nicht. Im Idealfall schaffe ich die einzige längere Strecke die ich regelmäßig befahre in der gleichen Zeit, das sind aber nur 200 km mit dem Auto (Google Maps gibt wenn man die Bahn wählt eine Strecke aus, die ein Riesen Umweg ist). Es war der letzte reguläre Start eines US-Astronauten zur ISS.

Nun ja ind er sojus ist es auch ziemlich eng, wie man an den Videoaufnahmen gut erkennen kann, da freuen sich die Astronauten/Kosmonauten über einen schnellen Trip. Bei den US-Vehikeln gibt es mehr Platz und zumindest am Anfang wird man es langsam angehen und nach jedem sChritt eine Pause machen und nochmals alles überprüfen. Aber so kommt Russland auch Touristen entgegen die nun ja wieder mitfliegen können. Verlautbart wurde darüber nichts. Auch nicht ob Russland den nun bei jedem Start frei werdenden Sitz nun selbst nutzen will oder ihn anderen Staaten anbietet. Es gibt ja noch ESA und JAXA als ISS-Partner.

Heute morgen flog BepiColombo übrigens an der Venus vorbei. Leider ist die Kamera noch durch den mit fliegenden JAXA-Orbiter MMO blockiert, sodass es nur Aufnahmen der Ingenieurs Kameras gab die eigentlich für die Überwachung einiger Systeme zuständig sind. Für diese ist die Venus ein Ball ohne Details. Aber vielleicht gibt es noch einige Aufnahmen des abbildenden Vis/IR Spektrometers MERTIS.

21.10.2020: Ein US-Träger für alle Nutzlasten

Die USA leisten sich seit zwanzig Jahren einen Luxus, den andere Nationen nicht haben. Sie haben nämlich zwei Träger für denselben Nutzlastbereich. Das ging los mit der EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) Ausschreibung aus der Delta 4 und Atlas V entstanden. Inzwischen geht das in die nächste Generation und heißt folgerichtig Next Generation Vehicle Competion und das Programm wurde in NSSL (National Security Space Launch) umbenannt.

2 Mrd. Dollar hat das US-Militär seit 2018 an vier Firmen für Entwicklungsaufträge ausgegeben. Inzwischen sind noch zwei übrig SpaceX und ULA. SpaceX hat der Geldregen nicht gereicht und sie haben prozessiert, um noch mehr zu bekommen, aber das Gericht hat die Klage als substanziell nicht begründet gar nicht erst zugelassen. Dazu gelernt hat man nicht. Zwar gibt es drei Kategorien von Anforderungen, aber in der Praxis muss ein Träger die höchste Kategorie C erfüllen, damit er Gelder bekommt. Andere Träger können nur zertifiziert werden, wie z. B. die Falcon 9. In der Praxis läuft das dann wieder auf einen sehr großen Träger heraus – Chancen haben jetzt nur noch Vulcan und Falcon Heavy. Denn von Kosten für einen Start ist in der Ausschreibung nicht die Rede.

Neben dem, das man die Entwicklung von Schwerlastträgern fördert, die man nur für wenige Nutzlasten braucht wurde auch kritisiert, dass man zwei Träger hat, aber eigentlich nur einen braucht. ULA hat jetzt ja auch die Einstellung der Delta 4 beschlossen. Begründet wird das mit der Absicherung gegen Fehlstarts. Nun ja es gibt immer wieder mal Fehlstarts, aber sie sind doch mittlerweile selten geworden. Im EELV Programm gab es nur einen, aber einige Starts wo die geplante Bahn nicht erreicht wurde, die Nutzlast konnte das aber bisher immer ausgleichen. Daneben einige Anomalien die da die Nutzlast unter der maximalen lag ohne Folge blieben.

Schon als EELV aufkam, waren Fehlstarts selten. Vor allem aber: wenn es einen Fehlstart gibt dann untersucht man ihn, stellt die Ursache fest, macht Änderungen und startet erneut. Wenn das nicht in der Frühphase passiert und es sich um ein massives Problem handelt, dann ist der Träger einige Monate nicht verfügbar. Das ist aber eine Frist, die man sowieso leicht an Verzögerungen bei der Produktion oder Auslieferung von Nutzlasten hat. Entsprechend gab es Kritik an der neuen Ausschreibung, es würde ein Träger reichen.

Das ist doch eine Steilvorlage für alle die meinen, es besser machen zu können, also auch für mich. Ich habe mir zum Ziel gesetzt einen Träger zu entwickeln der alle Kategorien abdeckt, daneben aber auch der ganzen US-Industrie nützt, sonst geht wieder das Klagen von SpaceX los, die ja so sehr auf die Staatskohle angewiesen sind. Das sind die Anforderungen die aktuell ein neuer Träger erfordern muss.


Orbit description

Apogee (km) x perigee (km)

Inclination (degrees)

Mass to orbit (kg)

Payload category

LEO

926 x 926

63.4

6,800

A, B

Polar 1

830 x 830

98.2

7,030

A, B

Polar 2

830 x 830

98.2

17,000

C

MEO Direct 1

18,200 x 18,200

50.0

5,330

A, B

MEO Transfer 1

20,400 x 1,000

55.0

4,080

A, B

GTO

35,786 x 190

27.0

8,165

A, B

Molniya

39,200 x 1,200

63.4

5,220

A, B

GEO 1

35,786 x 35,786

0.0

2,300

A, B

GEO 2

35,786 x 35,786

0.0

6,600

C

Die höchsten Anforderungen in jeder Kategorie sind die GTO und GEO Orbits.

Ich habe mir zuerst folgendes Konzept überlegt: Eine Trägerrakete sollte ohne Booster starten können und dann Kategorie A und B erreichen. Mit Boostern erreicht sie dann C. In der Konzeption kommen die Booster von SpaceX, die Zentralstufe von ULA. Das BE-4 Triebwerk der Zentralstufe von Blue Origin und die Oberstufe von Aerojet/Rocketdyne. Das sind vier der großen US-Firmen die Weltraumhardware bauen. Dann ist jeder beteiligt und keiner kann meckern. Nun ja außer Northrop-Grumman die ja mit ATK Orbital und Alliant im Konzern haben. Aber man kann nicht alles haben. Vielleicht braucht man ab und an einen Feststoffantrieb für eine Kickstufe.

Erster Ansatz

Ich ging bei der Basisrakete vom Schub des BE-4 von 2400 kN aus. Bei einer Beschleunigung mit 1,24 g beim Start legt das die Masse der Rakete zu 195,7 t fest. Nimmt man 2 t für die Verkleidung und 6 t maximal für die Nutzlast, dann bleiben noch 187,7 t für die Rakete. Ich teilte das auf in 168 t für die erste Stufe und 19,1 t für die zweite Stufe – sie entspricht einer DCSS in der 4 m Version. Auch die ganze Rakete hat 4 m Durchmesser bei geschätzten 25 m Höhe in der ersten Stufe und 9 m der zweiten Stufe, die Nutzlastverkleidung addiert weitere 17 m, sodass man auf eine Gesamthöhe von 51 m kommt.

Die Booster haben je ein Merlin Triebwerk. Bei 814 k N Vakuumschub ging ich von 50 t Startmasse und 2,5 m Durchmesser aus. Sie wären dann mit einem aerodynamischen Schutz etwa 17 bis 18 m lang. Sechs Stück passen ohne Probleme an die Rakete.

Die relativ kleine Masse der Booster, gemessen an dem Schub habe ich bewusst gewählt, um mit mehr Boostern die erste Stufe verlängern zu können. Dazu müsste man nur die Tanks aus einer geradzahligen Anzahl an zylindrischen Stücken fertigen. Dann kann man einfach weitere dieser Segmente hinzufügen. Die Booster müssen an strukturell verstärkten Teilen angebracht werden. Das ist je ein Punkt am unteren Ring der Zwischentanksektion und einer am oberen Ring. Bei 4 m Höhe dieser Sektion wäre das eine Verlängerung des unteren Methantanks um 64 % - eine Verlängerung um 50 % wäre also möglich. Analog könnte man die Oberstufe verlängern. Die Verlängerung hat vor allem den Zweck eine zu hohe Schubspitze durch einen nahezu zeitlichen Brennschluss von Zentralsffue und Boostern zu vermeiden.

Eine erste Simulation einer GTO-Bahn mit dem größten Modell ergab aber das diese nur rund 9 t in den GTO erreicht und damit nur Kategorie B. Ist auch logisch, hat sie doch in etwa die Startmasse einer Falcon 9.

Zweier Ansatz

Ich habe im zweiten Versuch zwei anstatt einem Merlin pro Booster angesetzt. Zudem habe ich nach genauem Nachdenken überlegt die Erststufe nicht zu verlängern, sondern nur die Oberstufe. Die Merlins sind ja im Schub regulierbar und das kann man ausnützen, um die Beschleunigung auf 5 g zu begrenzen. Bei 1628 kN Schub (Seelevel) pro Booster und Beschleunigung mit 1,25 g kann jeder eine Masse von 132,7 t anheben. Nimmt man 5,7 t pro Booster weg, für Steigerungen der Masse der Nutzlastspitze und Oberstufe (bei 6 Boostern immerhin 34 t) so wiegt er 126 t. Wie bei der Zentralstufe bin ich von einem moderaten Start-/Leermasseverhältnis von 15 ausgegangen.

Leider ergibt sich dann bei der genauen Berechnung, dass die Booster eine 13 s längere Brennzeit als die Zentralstufe haben. Es geht also so nicht. Ich habe die Masse dann auf 115 t abgedeckt, dann haben sie kurz vor der Zentralstufe Brennschluss. Dann müssen sie in jedem Falle zum Brennende den Schub absenken. Wenn das das BE-4 auch kann, dann wäre das ideal.

Das führt ohne Oberstufenverlängerung zu folgenden GTO-Nutzlasten:

Version

GTO-Nutzlast (27 Grad)

Basisrakete

2,1 t

+ 2 Booster

5,2 t

+ 3 Booster

6,3 t

+ 4 Booster

7,2 t

+ 6 Booster

8,5 t

Damit kommt man noch nicht auf die Nutzlast, die für Kategorie C gefordert ist, aber man kann die Oberstufe ja noch verlängern. Auch hier habe ich mich an der DCSS orientiert und für die Verlängerung deren Massenzuwachs zwischen 4 und 5 m Version als Maßstab genommen. Das entspricht einem Strukturfaktor von 10,4 oder 96 kg mehr Trockenmasse pro 1.000 kg Vollmasse.

Verlängerung der Oberstufe

Auch wenn der eine oder andere Blogleser meint, das wäre einfach, liegt der Teufel im Detail. Das grundsätzliche Problem einer Oberstufe mit dem RL10 Triebwerk ist der zu geringe Schub. Das führt zu einer langen Brennzeit. Selbst wenn ich nur GTO-Bahnen oder Fluchtbahnen betrachte, (LEO Bahnen sind noch problematischer) erreicht die Stufe erst nach einer bestimmten Zeit die Gleitgeschwindigkeit vorher hat man Triebwerk mit 11 t Schub das eine mit Nutzlast 25, 30 oder 40 t schwere Masse antreibt und so laufend an Höhe verliert. Die erste Stufe und Booster müssen daher einen Höhenüberschuss aufbringen, der wiederum Nutzlast kostet, denn so können sie weniger in die horizontale Beschleunigung investieren. Es gibt daher für jeden Schub einer Oberstufe ein Optimum. Das vertrackterweise von den Boostern und der Basisstufe abhängt. Ich habe zuerst mal nur die größte Version mit 6 Boostern, die eine maximale Verlängerung der Oberstufe zulässt, um je 5 t vergrößert und folgende Nutzlasten errechnet:


Version

GTO-Nutzlast (27 Grad)

Basisrakete, 6 Booster

8,5 t

+ 5 t

9,9 t

+ 10 t

11,1 t

+ 15 t

11,5 t

+ 20 t

11,8 t

Man sieht: der Zuwachs wird immer kleiner. Allerdings erfüllt schon ohne Verlängerung das größte Modell die Kategorie C mit 8,5 t in den GTO und etwa 5,9 t (ohne Verdampfungsverluste) die GEO-Nutzlast. Sie reißt aber die Anforderungen an GEO und SSO (nur Basisoberstufe: 12,9 t in den „Polar 2“ Orbit. Als Letztes habe ich daher mir noch mal die Basisrakete angesehen, und zwar ob es auch ohne Oberstufenverlängerung geht, dafür aber mit einer etwas größeren Oberstufe. Die DCSS habe ich ja nur mal als ersten Ansatz genommen. Der anspruchsvollste Orbit ist der LEO, weil da die Orbitgeschwindigkeit erst am Brennschluss erreicht wird.

 

Version

LEO-Nutzlast (28 Grad)

- 4 t

6,0 t

Basisrakete, 6 Booster

5,5 t

+ 5 t

4,5 t

+ 10 t

Kein stabiler Orbit wird erreicht

So sehe ich zwei Möglichkeiten. Man kann zum einen nur eine Konfiguration nehmen. Dann würde man bei der Basisrakete auf Nutzlast verzichten und die Stufe mit 24,1 t Start und 3.190 t Trockenmasse einsetzen. Oder man arbeitet mit (mindestens) zwei Versionen. Die Größe der Oberstufe müsste man dann genau ermitteln, bei den Versionen mit 2 bis 4 Boostern wird das Optimum von +10 t nach unten rutschen. Eine Analyse in welchem Segment die meisten Starts liegen wären hilfreich. Denkbar wäre auch das man dann die Stufe für die Basisrakete nur auf 15 t Startmasse auslegt, um hier die Nutzlast in den LEO zu erhöhen.

Mit der 19 t Oberstufe läge die Basisversion bei etwa 1,2 t für einen Fluchtkurs.

Zwei Triebwerke

Eine schwerere Oberstufe wäre kein Problem, wenn es zwei Triebwerke gäbe. Die Centaur hatte ja auch jahrzehntelang zwei Triebwerke. Nur die hohe Abtrenngeschwindigkeit, der viel größeren Atlas V mit ihren schubstarken RD-181 Triebwerken machte, das Verzichten auf ein Triebwerk möglich – allerdings nicht für jeden Orbit. Für hohe LEO Nutzlasten benötigt man eine Centaur mit zwei Triebwerken. Das gab es bisher nur beim Jungfernflug des Starliners und diese Version wird wohl auch auf diese Nutzlasten beschränkt bleiben. Auch bei der Vulcan ist eine Version mit sogar vier Triebwerken für schwere Nutzlasten geplant. Das zweite Triebwerk bringt aber nur bei LEO Nutzlasten etwas. Bei GTO-Nutzlasten ist selbst bei der größten Stufe die fast 40 t wiegt der Gewinn nur bei 200 kg und diese 200 kg dürfte auch das zweite Triebwerk wiegen. Aber es bringt etwas bei LEO Nutzlasten, denn damit gelangt die größte Version (6 Booster, 39 t Oberstufe) von 12,9 auf 17,8 t in den Polar 2 Orbit und erfüllt auch dieses Kriterium. Nur die GEO-Nutzlast von 6,6 t wird sie nicht erreichen. Das schafft aber auch die Falcon Heavy nicht – nur die Vulcan. Immerhin würden zwei Triebwerke dann eine noch schwerere Oberstufe zulassen, doch das geht dann mehr und mehr in Richtung zwei verschiedene Oberstufen für die Rakete, sodass ich dies nicht weiter verfolgt habe.

Fazit

Auch wenn man das Konzept noch weiter ausarbeiten sollte, ist doch klar, dass man, selbst wenn man keine Verlängerung vorsieht, sondern nur eine Basisrakete von 168 t Startmasse, Booster von 115 t lind eine Oberstufe von 19,1 t die Rakete in der kleinsten Version 5,5 t in den LEO, 2,1 t in den GTO und 1,2 t auf eine Fluchtbahn transportieren kann. Mit sechs Boostern sind es 21,8 t in den LEO, 8,5 t in den GTO, 4,8 t in den GEO und 6 t auf eine Fluchtbahn befördern. Damit deckt die Rakete den Bereich einer Delta 2 bis über das größte Modell von Atlas und Delta (mit Ausnahme der Heavy ab).

Für deren Starts (vor allem schwere LEO Nutzlasten) könnte man die Falcon Heavy einsetzen. Der wesentliche Vorteil wäre aber ein viel größerer Nutzlastbereich als bei den derzeitigen Modellen und die Einbeziehung aller größeren Firmen der US-Trägerindustrie. So muss man nicht befürchten das dies noch weniger werden, sicher auch ein Grund, warum es bisher immer zwei Träger waren. Wofür die USAF 6,6 t in den GEO braucht – die größte Version der Atlas V (551) kommt nicht über 3,9 t in den GEO, weiß wohl nur sie. De Fakto schafft keine Rakete, die derzeit im Einsatz ist, diese Nutzlast auch nicht Ariane 6 und die Langer Marsch 5.

Aber natürlich ist dies nur eine Utopie. Denn eines ist klar: Da SpaceX nicht mit anderen Firmen zusammenarbeiten will, wird es nicht dazu kommen. Und es setzt voraus das ULA überhaupt mit SpaceX zusammenarbeiten will, das heißt, das die USAF von dem Konzept, Aufträge für Entwicklungsarbeiten zu vergeben abrücken müsste und die Rakete selbst konzipieren müsste. Und das ist nun wirklich sehr realitätsfremd. So was gibt es eigentlich nur noch bei bemannten Schwerlastträgern.

24.10.2020: „Wenn das jeder täte“...

Vorletzten Samstag ging ich zum Schwimmen ins nächste Hallenbad, da meine Schwimmbrille schon etwas älter ist und daher leicht beschlägt reinige ich sie normalerweise vor dem Schwimmen in der Dusche zusammen mit mir – das hält dann die Zeit durch, anders als bei Spucke, die mir nur etwa eine Viertelstunde schafft. Diesmal vergaß ich das und ich gab einen Klecks Duschgel auf eines der Gläser verrieb das auf beiden und wollte es gerade im Becken ausspülen, als eine Schwimmlehrerin (keine Angestellte) zu mir sagte „Das spülen sie aber in der Dusche aus“. Ich antwortete: „Die Menge kann man bei dem Volumen nicht mal chemisch nachweisen“ und bedauerte den Spruch sogleich, weil mir einfiel, welche Nachweisgrenzen die instrumentelle Analytik hat. Darauf kam dann der obige Blogtitel als Antwort. Ich fand einen Hahn und habe da die Brille ausgespült und gut war es, aber ich dachte mir das ist doch mal ein Thema für den Blog.

Zuerst mal zu meiner Vermutung der enormen Verdünnung. Da habe ich schon in den Anfangszeiten meines Blogs ein Beispiel gebracht, das ich aktualisiert erneut, verwende. Das Wasservolumen des Beckens ist nur schwer schätzbar, da die Tiefe unterschiedlich ist. In dem Bad beginnt es bei 3,5 m Tiefe, geht nach einigen Metern erst steil nach oben und nachdem es 1,5 m erreicht hat, flach weiter, bis am Schluss 0,8 m erreicht sind. Ich habe für die Rechnung eine mittlere Tiefe von 2 m genommen. Bekannt ist dagegen die Beckengröße: 12 x 25 m, das sind dann zusammen 600 m³ Wasser. Das ist eine ganze Menge.

Nehmen wir an, ein Irrer würde es fertigbringen, mit einem 10 l Kanister konzentrierter Säure – ich nehme mal Schwefelsäure als die stärkste anorganische Säure, ins Bad zu gelangen und ins Wasser zu schütten – und Schwefelsäure ist aggressiver als Duschgel – was würde passieren? Würden die Badegäste verätzt werden?

Nun es würde sich der pH-Wert ändern. Für eine starke Säure gilt folgende Formel:

pH = - log c H+

Für schwache Säuren müsste man anstatt der Konzentration c die Aktivität der Säure nehmen, aber Schwefelsäure dissoziiert zu nahezu 100 % in H+ und HSO4-. Selbst das HSO4 gibt noch Wasserstoff ab, wenngleich nicht so viel wie bei der ersten Dissoziationsstufe.

Die Konzentration wird angegeben in Mol pro Liter. Dazu muss man zuerst wissen, wie viele Mole Schwefelsäure in 10 l stecken, es sind bei 98,3 % Säure, der maximal üblichen Konzentration rund 100 Mole. Bei der handelsüblichen 96 % Shwefelsäure knapp darunter. Die verteilen sich nun auf 600 m³ Wasser. 600 m³ sind 600.000 l, damit ist der pH-Wert berechenbar nach:

pH = - log (100/600.000)

pH = -3,78

Wenn man es ganz genau nimmt, müsste man noch die natürlicherweise vorhandenen H+ Ionen hinzunehmen, aber da deren Konzentration nur bei 10-7 Mol/l liegt, kann man sie vernachlässigen.

Ein pH-Wert von 3,78 ist sauer, aber nicht extrem sauer. Es gibt Böden die haben diesen pH-Wert, zum Beispiel in Mooren und deren Erde wird gerne für Hautmasken genutzt, ist also nicht so sauer als das es der Haut schadet. Die Haut selbst hat ebenfalls einen sauren pH, der zwischen 4,7 und 5,7 liegt, oder anders ausgedrückt: Würde man 1 l Schwefelsäure in das Becken kippen, es wäre dann das Wasser so pH-neutral, wie uns die Kometikbranche ihre Reinigungsflüssigkeiten immer anpreist.

Doch die Haut gilt ja als Barriere gegenüber Umwelteinflüssen, sollte daher besonders robust sein und ist es auch. Aber wie sieht es aus, wenn man so säurehaltiges Wasser schluckt? Auch nicht besser – zahlreiche Getränke die wir schätzen haben einen niedrigen pH-Wert, der sowohl bei Obstsäften wie auch bei „künstlichen“ Getränken wie Limonade oder Cola bei pH 2,5 bis 3,5 liegt, also noch saurer - um auf den pH-Wert von Cola zu kommen, müsste man über 100 l der Säure ins Becken kippen.

Doch würde man diesen pH-Wert (selbst bei vollständiger Durchmischung) messen? Nein würde man nicht. Die Rechnung geht davon aus, das die H+ Ionen der Schwefelsäure nicht irgendwie mit dem Wasser reagieren. Normales Wasser enthält aber immer auch gelöste Salze. Von Bedeutung ist hier die Konzentration an Salzen der Kohlensäure, den Karbonaten. Kohlensäure ist eine schwache Säure und wenn es in einer Lösung zwei Säuren gibt dann verdrängt die starke die schwache Säure aus ihren Salzen. Es passiert folgendes:

Die Kohlensäure liegt als Hydrogenkarbonat-Ion vor, die H+ Ionen führen dazu, dass sich aus Hydrogencarbonat die Kohlensäure bildet:

H+ + HCO3- → H2CO3

Die Kohlensäure ist frei aber instabil und zerfällt leicht in ihre Bestandteile Kohlendioxid und Wasser (umgekehrt entsteht sie in kleiner Menge, wenn man Kohlendioxid in Wasser einbringt, z.B. bei Sodawasser)

H2CO3 → CO2 + H2O

Und das Kohlendioxid kann, als Gas das Wasser verlassen wodurch es aus dem Gleichgewicht entfernt wird. In der Summe wird so H+ verbraucht. Als Gegenion für das H+ verbleiben im Wasser die Anionen der Karbonate (Ca2+ und Mg2+), die sind aber nicht sauer.

Die Wasserhärte wird bei uns in Grad deutscher Härte angegeben pro Liter. Das muss man erst in Konzentrationen umrechnen. Noch besser ist Stoffmengen-Äquivalent, da die Erdalkaliionen zweiwertig sind. 1 Grad deutscher Härte entsprechen 0,357 mVal/l sprich Wasser mit 1 Grad deutscher Härte könnte 0,357/1000 Mole H+ abpuffern. Nun ergibt schon eine Überschlagsrechnung das 600.000 l * 0,357 / 1000 rund 214 Mole ergibt und damit mehr Mole als die rund 100 Mole, die H+ in der Säure sind. Wasser hat in Deutschland eine unterschiedliche Wasserhärte, bei uns liegt er bei 8,9, das bedeutet das in den 600 m³ Wasser so viel Hydrogenkarbonationen sind, das sie fast 200 l Schwefelsäure abpuffern könnte, also sich der pH-Wert kaum ändern würde. Was allerdings passieren würde: Calcium und Magnesiumionen bilden mit dem Anion der Schwefelsäure Salze, die Sulfate und die sind wesentlich weniger gut löslich als die Salze der Kohlensäure. Allerdings ist das Hauptprodukt – Calciumsulfat oder Gips – noch gut löslich, nämlich 2,4 g pro Liter. Die Wassermenge von 600.000 l könnte also 1.440 kg Gips aufnehmen. Das ist, selbst wenn man berücksichtigt, dass Gips mehr wiegt als Schwefelsäure, ein Vielfaches der Menge an Schwefelsäure. Zusammengefasst: Würde man 10 l Schwefelsäure in ein Schwimmbecken dieser Größe kippen, es würde fast nichts passieren, Gesundheitsgefahren gibt es keine.

Nach diesem langen Teil über die Auswirkungen von Säure nun der Schlenker zum Duschgel. Das besteht vor allem aus Tensiden. Ich bedauerte meinen Spruch vor allem deswegen, weil mir sofort die Nachweisgrenzen der Analytik einfielen. Als eines der empfindlichsten Verfahren gilt die Gaschromatografie gekoppelt an ein Massenspektrometer abgekürzt GC/MS. Schon zu meinen Studienzeiten konnte man von bestimmten Substanzen einen Fingerhut voll im Wasser des Bodensees nachweisen. Ein Fingerhut voll, das ist etwa ein Gramm, der Bodensee hat 48 km³ Wasser. Das entspricht einer Konzentration von 0,02 Picogramm pro Liter Wasser. Und in dem Bereich (absolut) liegt auch die Nachweisgrenze eines GC/MS. Demgegenüber ist die Konzentration von 1 ml Duschgel in 600 m³ Wasser riesig – etwa 1,6 Mikrogramm pro Liter. Allerdings wird man auch Tenside (mit Ausnahme der nichtionischen Tenside( nicht über ein GC/MS nachweisen. Üblich ist es, je nach Gruppe, sie zuerst in einen lipophilen Komplex zu überführen, diesen dann mit einem Lösungsmittel zu extrahieren und aus diesem dann wieder die Tenside zu bestimmen. Bei den ionischen Tensiden geschieht dies mit der HPLC (Hochdruck-Flüssigkeitschromatographie mit Nachweiskonzentrationen von ~ 10-6 bis 10-9 also bei 1 ml eingesetzter Lösung im Bereich von Nanogramm bis Mikrogramm. Trotzdem ist das kein Problem bei dieser Konzentration.

Die Trinkwasserverordnung hat als Schwellenwert für anionische Tenside, die häufigste Gruppe einen Wert von 0,1 mg/l festglegt. Das ist rund 600- mal höher als die zu erwartende Konzentration im Badewasser. Und da in Coronazeiten maximal 30 Besucher gleichzeitig im Bad sein dürfen, gibt es auf die Bemerkung der Schwimmlehrerin eine einfache Antwort – ja wenn das jeder täte dann wäre, sofern es keine Wasserreinigung gibt nach 600 Besuchern, oder 20 x Vollausbuchung (bei auf 90 Minuten begrenzter Badezeit) also nach 30 Stunden der Grenzwert erreicht, der für Trinkwasser und nicht Badewasser gilt. Für Abwasser ist er mit 2 mg/l nochmals um den Faktor 20 höher.

Also der Klecks Duschgel ist nicht das Problem, denn es gelangt ja auch noch viel anderes vom Menschen in das Wasser. Das geht los mit Hautschuppen und Haaren, über Bakterien, die es überall auf der Haut gibt, bis hin zu Urin, und zwar auch ohne das dies absichtlich geschieht. Jeder verliert beim Schwimmen immer etwas Urin, primär eine Folge dessen das das Wasser auf die Blase drückt und so auch etwas Urin immer herausgepresst wird. Dazu kommt der Harnstoff, der sich an der Haut durch Abbauprodukte der Haut befindet. Der typische Geruch in Hallenbädern und der Effekt, dass man meistens viel müder nach dem Schwimmen ist, als im Freibad beruht darauf, dass zur Bekämpfung von Krankheitskeimen das Wasser gechlort ist, also Substanzen enthält, die Chlor freisetzen (Chlorgas wird heute kaum noch eingesetzt). Das Chlor reagiert mit dem Harnstoff im Urin und bildet aus diesem Trichloramin, ein nur wenig in Wasser löslicher Stoff, der bei den Temperaturen im Schwimmbad gasförmig ist und daher an die Luft gelangt. Aufgrund der Molekülmasse von 120 u ist er aber viermal schwerer als Luft (etwa 29 u) und so vermischt er sich nur langsam mit der Luft, und reichert sich in einer Schicht direkt über dem Wasser an, wo die Schwimmer ihn wieder einatmen. Wie zahlreiche perchlorierte Stufe wie z.B. Chloroform hat er sedierende und atemreizende Eigenschaften und er sorgt für den typischen Hallenbadgeruch. Es gibt sogar Hinweise das er Asthma mitverusachen kann, Asthmakranke klagen reproduzierbar über deutlich verstärkte Beschwerden gegenüber der Normalbevölkerung und auch bei den Beschäftigten gibt es Symptome wie Reizungen der Atemwege.

Dagegen ist das Duschgel eher harmlos.

25.10.2020: Gedanken zur Zeitumstellung

So nun war erneut eine Uhrzeitumstellung. Eigentlich sollte diese ja schon nicht erfolgen, aber die europäischen Regierungen haben es nicht fertiggebracht eine saubere Regelung zu treffen, die verhindert das wir in Europa einen Flickenteppich haben. Ich habe das mal aufgegriffen, um ein paar Dinge klarzustellen.

Was mir heute im Radio auffiel, war vor allem das von „Sommerzeit“ und „Winterzeit“ die Rede war, sowie das Bedauern des Moderators, dass schon um 17:15 die Sonne untergeht. Es scheint, als hätten alle über 40 Jahre nach Einführung der Sommerzeit 1980 die Unterschiede vergessen. Zum einen gab es damals nicht den Ausdruck „Winterzeit“. Es war schlicht und einfach die normale Zeit und die Sommerzeit eine abweichende Zeit. Die einen positiv klingenden Namen bekam, um die Zeitumstellung den Leuten schmackhaft zu machen. Klar, im Prinzip kann man die Zeitdefinition handhaben, wie man will und in Zeiten von Gleitzeit, Homeoffice und 24/7 Bereitschaft spielt es nicht mehr die Rolle ob es Sommer- oder „Winterzeit“ ist, vielmehr dürfte für viele Pendler über Landesgrenzen hinweg es wichtig sein, das in beiden Ländern die gleiche Zeitzone gilt. Das betrifft von den Deutschen diejenigen, die vor allem im Westen arbeiten aber auch in Österreich oder der Schweiz, ungekehrt dürfte bei unseren östlichen Nachbarn es von Vorteil sein, wenn sie die gleiche Zone wie Deutschland haben, weil bei dem dort niedrigeren Lohnniveau viele in Deutschland arbeiten.

Wir haben auf der Welt 24 Zeitzonen, wobei die nicht unbedingt systematisch gewählt sind, aber doch einigermaßen regelmäßig. Alle Staaten in einem bestimmten Längengradbereich haben die gleiche lokale Uhrzeit. Ausnahmen davon sind meist wirtschaftlicher Natur. In einer Zeitzone sollte es so sein, dass 12:00 in etwa dem höchsten Sonnenstand entspricht und Sonnenaufgang und Sonnenuntergang symmetrisch um 12:00 liegen. Lokal ist das anders, weil je nach Längengrad des Ortes es eine Abweichung von der Zeitzone gibt. Heute (25.10) geht die Sonne hier um 6:59 auf und um 17:13 unter, also 5:01 vor Mittag und 5:12 nach Mittag. Das es nicht symmetrisch ist liegt daran, dass ich nicht in der Mitte der Zeitzone wohne. Den Ursprung hat das System am Meridian von Greenwich, wo man den 0-ten Längengrad hingelegt hat. Alle 15 Längengrade weicht die lokale Uhrzeit um genau 1 Stunde mehr von der Greenwich Zeit (auch UTC genannt, das Kürzel steht nicht ganz korrekt für „koordinierte Weltzeit“, warum es nicht CUT heißt, wie man vermuten möchte, weiß ich leider auch nicht) ab. Ich wohne bei 9 Grad und ein paar zerquetschte also nicht bei +7,5 Grad und daher gibt es eine kleine Abweichung. Gestern sah das aber so aus: Sonnenaufgang 7:58 (4:02 vor Mittag) und Sonnenuntergang 18:15 (6:15 nach Mittag) also mehr als 2 Stunden Unterschied, eben weil die Sommerzeit die Uhr um eine Stunde verschoben hat und Mittag so in diesen Monaten um 13:00 ist.

Wie schon gesagt, das Ganze ist eine menschliche Festlegung, so denke ich ist es, egal ob man dauerhaft Sommerzeit, normale Zeit oder was-auch-immer-Zeit man hat. Nur dieses dauernde Umstellen nervt.

Weshalb ich das Thema auch aufgreife, ist auch das es ein Paradebeispiel ist, wie man die Ergebnisse von Meinungsumfragen manipulieren kann. Fragt man Leute, welche Zeit man denn nun dauerhaft haben soll, und benutzt dabei die Worte „Sommerzeit“ und Winterzeit“, dann sind die meisten für die Sommerzeit. Sie assoziieren mit dem Sommer eine positivere Vorstellung als wie mit dem Winter. Der Sommer das ist Wärme, Helligkeit, draußen sein, ins Freibad gehen, Grillen. Der Winter das ist Kälte, Schmuddelwetter, drinnen bleiben, den Weihnachtsmarkt besuchen und Plätzchen backen. Der Winter kann auch schön sein (ich bin da wegen einer Winterdepression nicht ganz unparteiisch, doch ich keine Menschen, die sagen der Winter wäre ihre liebste Jahreszeit) aber die meisten mögen den Sommer lieber und daher gab es bei dieser Fragestellung das Votum 55 % für die „Sommerzeit“ und 37 % für die „Winterzeit“. Als die Fragestellung umformuliert wurde in „Normalzeit" sowie "Normalzeit mit Vorstellung um eine Stunde", also so, wie es war, als man das Modell 1980 einführte, waren plötzlich 62 % für die Normalzeit und nur noch 16 % für die Sommerzeit. Klar, denn nun klingt das Vorstellen als eine Diskriminierung, als eine abweichende Zeit. Gut sie ist auch eine abweichende Zeit von der Normalzeit vor Einführung des Modells, doch angesichts 40 Jahren mit zwei gleich langen Perioden von Normalzeit und Nicht-Normalzeit würde ich sagen ist sie inzwischen gleichberechtigt. Die Sommerzeit dauert sogar knapp 7 Monate, die Winterzeit nur 5 Monate. Ganz neutral wird man es wohl nicht formulieren können, wenn man eine Zeit irgendwie mit Verstellen in Zusammenhang bringt. Das ginge nur, wenn beide Zeiten gleichartig diskriminiert wären, z.B. indem man fragt ob die Leute lieber UTC+1 Stunde oder UTC+2 Stunden haben wollen. Dann hat man aber das Problem, das die meisten nicht wissen was UTC ist und welche Zeit unsere Zeitzone normalerweise relativ zu UTC hat.

Wir haben in Europa ja schon die Zeitzonen weitestgehend abgeschafft. Eigentlich würden sich die Staaten der EU über 50 Längengrade – von -10 bis +40 Grad, das wären so eigentlich mindestens drei, eher vier Zeitzonen (geht man von Greenwich aus, so wäre eine für -10 bis -7,65 Grad eine für -7,5 bis 7,5, eine für 7,5 bis 22,5 und eine von 22,5 bis 37,5 und eine für 37,5 bis 40 Grad nötig, das sind sogar fünf Zeitzonen). Aber nur Portugal ist bei UTC+0 (England ist ja nicht ,mehr in der EU). Der Großteil von Europa ist bei UTC+1, selbst Spanien, die westlicher als England liegen, die ja per Definition bei UTC+0 sind und Finnland, Griechenland, Bulgarien, Rumänien sind UTC+2.Warum behält man das dann nicht nur eben mit „Normalzeit“. Die östlichen Staaten hätten dann dauerhaft Sommerzeit, Spanien und Frankreich eine Zeit die um 1 Stunde nachgestellt ist (die Sonne steht also bei ihnen um etwa 11:00 im Zenit). So ist es ja heute schon, nur das alle EU-Länder einen halbjährlichen Wechsel machen. Das Nervige ist das Umstellen und das war früher nötig, wenn man in Europa verreiste. Ich weiß noch, wie ich nach Frankreich reiste und meine Uhr um 1 Stunde zurückstellen musste.

Aber es ist nur eine Definition. Früher hat man sich an dem Sonnenstand orientiert und die Stunden nach Sonnenaufgang angegeben. Tagesanfang war also Sonnenaufgang. Erst mechanische Uhren machten das heutige Modell mit Tagesbeginn um Mitternacht möglich und wo man international zusammenarbeiten muss, arbeitet man mit einer gemeinsamen Zeitbasis. Bei der ISS z. B. Nicht mit der US-Zeit (wobei man da auch mehrere Zeitzonen zur Auswahl hätte) sondern mit UTC. Die USA sind übrigens ein Beispiel wie man es nicht machen sollte. Das Land erstreckt sich über 6 Zeitzonen und da ist Hawaii noch nicht mal dabei. China erstreckt sich auch über vier Zeitzonen, hat aber eine einheitliche Zeit.

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