Seminarvortrag vom 15.2.1999 an der Technischen Univerität Braunschweig
Als man Anfang der neunziger Jahre beschloß die internationale Raumstation zu bauen, legte die NASA verschiedene Missionsaufgaben für ein solches Rettungssystem fest.
Unter Inoperabilität der internationalen Raumstation ist dabei zu verstehen, daß die Crew evakuiert werden muß, wenn zum Beispiel ein Feuer auf der Raumstation ausgebrochen ist oder die Station in eine Kollision mit einem Versorgungsmodul bzw. Space-Debris verwickelt wurde.
Aber auch für die Erkrankung eines Crew-Mitgliedes sollte das Rettungssystem verwendet werden. Ein erkrankter Astronaut sollte so zur Erde zurückgebracht, und dort medizinisch versorgt werden können.
Mit Inoperabilität des Space-Shuttles ist in diesem Zusammenhang gemeint, daß die Crew der internationalen Raumstation natürlich auch dann zur Erde zurückgeführt werden muß, falls das Space-Shuttle, aufgrund technischer Probleme, auf der Erde gebunden ist und z.B. die Versorgung mit Lebensnotwendigen Dingen nicht mehr möglich ist.
Es ergeben sich allerdings automatisch auch noch weitere Punkte. Mann kann die internationale Raumstation z.B. auch nur temporär evakuieren, wie es vor zwei Monaten auf der Mir geschehen ist, als die Crew den Meteoritenschauer in einer Sojuz-Kapsel abgewartet hat. Man kann natürlich auch einfach Nutzlasten, statt Astronauten, mit dem CRV zur Erde zurückführen.
Der letzte Punkt (siehe Folie) entstand durch die Zusammenarbeit mit der ESA die das CRV in der Zukunft auch gerne als Crew-Transfer-Vehicle (CTV) umrüsten wollte. Hierbei sollte das System auf der Spitze einer ARIANE 5 Rakete plaziert werden und die ESA die Möglichkeit für bemannten Raumflug erhalten. Zudem hätte sie dann ein wiederverwendbares System, welches für kleinere Nutzlasten oder Wartungsarbeiten an Satelliten sehr kostengünstig wäre.
2. Auslegungskriterien für die Entwicklung
Aus den gerade beschriebenen Missionsanforderungen ergeben sich die Auslegungskriterien für die Entwicklung des X-38, die man in drei Hauptkategorien unterteilen kann.
Da der USA als Transport System nur das Space-Shuttle zur Verfügung steht, muß die
strukturelle Kompatibilität mit der Shuttle Cargo-Bay gewährleistet sein.
Durch die Optionsforderung der
ESA, das CRV später als CTV modifizieren zu können, ergibt sich
weiterhin die Forderung nach struktureller Kompatibilität mit der ARIANE 5
Rakete.
In Verbindung mit der internationalen Raumstation ergibt sich aber vor allem ein immenser Zeitdruck. Wie wir wissen, soll die Raumstation bis zum Jahr 2003 fertig gestellt sein. Dann sollen kontinuierlich sechs bis sieben Astronauten auf der Station arbeiten. Das heißt, daß das CRV bis zu diesem Zeitpunkt fertiggestellt sein sollte. Ein weiterer wichtiger Punkt ist, daß das CRV natürlich völlig unabhängig von der Station sein muß. Es hat wenig Sinn, wenn die Astronauten im Bedarfsfall das CRV noch eine halbe Stunde auftanken müßten oder längere Zeit zur Inbetriebnahme der Computer bräuchten, um z.B. die brennende Station verlassen zu können.
Aus der Mission für die internationale Raumstation ergibt sich aber auch die maximale Flugzeit die ein solches System haben sollte. Da die NASA natürlich daran interessiert ist Landeplätze in Nordamerika oder Australien zu erreichen, wurde errechnet, daß man spätestens nach sechs Umläufen mindestens zwei Landeplätze an obengenannten Orten erreichen kann. Da die internationale Raumstation eine Umlaufzeit auf Ihrer vorgesehenen 400 km Bahn von 1,5 Stunden besitzt ergibt sich somit eine maximale Flugzeit für das CRV von ca. 9 Stunden. Die Zeit für den Wiedereintritt selbst kann dabei vernachlässigt werden, denn dieser dauert nur ungefähr eine halbe Stunde.
Das absolute Hauptkriterium bei der Entwicklung ist aber die maximale Kostenreduzierung. Kosten können durch die Wahl einer möglichst einfachen Konfigurationsstruktur gesenkt werden, aber auch die Wiederverwendbarkeit einer Konfiguration trägt erheblich zur Kostenreduzierung bei. Des weiteren wurde festgelegt, daß das System für drei Jahre, ohne "refurbish", an der Station angedockt bleiben kann.
An dieser Stelle stellt sich natürlich die Frage, warum man keine Sojuz-Kapsel als CRV verwendet. Wenn man sich überlegt, daß eine Sojuz-Kapsel alle sechs Monate für ein "refurbish" zur Erde zurückgebracht werden muß und auf der Station sechs bis sieben Astronauten arbeiten sollen, in einer Sojuz-Kapsel allerdings nur drei Astronauten Platz finden, müßte man sechs Kapseln pro Jahr zur internationalen Raumstation bringen. Das wäre ein erheblicher Kostenfaktor.
Dies war einer der Hauptgründe warum man ein neues Rettungssystem entwickeln wollte.
Im Folgenden wird auf die Wiederverwendbarkeit und den damit verbundenen Zusammenhängen näher eingegangen.
Um die Wiederverwendbarkeit eines Wiedereintrittssystems zu gewährleisten ist die Seitenreichweite ein entscheidender Faktor. In der Grafik ist einmal eine Subsatellitenspur der internationale Raumstation über Nordamerika aufgetragen. Man erkennt daß ein Kapsel-System im Vergleich zu einem Auftriebskörper eine inakzeptable Seitenreichweite besitzt. Die durch die Rückführung entstehenden Kosten für einen Wiedereintrittskörper werden von der zur Verfügung stehenden Seitenreichweite maßgeblich beeinflußt. Mit größer werdender Seitenreichweite können natürlich gewünschte Landeplätze besser bzw. überhaupt erreicht werden. Zudem muß der Wiedereintrittskörper unter Umständen weniger Umläufe durchführen um zu einem gewünschten Ziel zu gelangen, als eine Kapsel, die noch mehrere Orbits warten müßte. Auch ungenaue Brennschlußzeiten der Deorbit-Module können mit erhöhter Seitenreichweite besser ausgeglichen werden.
Rechts ist einmal qualitativ die Hyperschall-Gleitzahl über der Seitenreichweite aufgetragen. Man erkennt, daß mit zunehmender Gleitzahl die Seitenreichweite stark ansteigt. Da der X-38 im Hyperschall eine Gleitzahl von ungefähr 0,9 haben wird, ist dies zusätzlich in der Grafik eingetragen. Es ergibt sich eine Seitenreichweite von knapp über 1000 km.
Die Gleitzahl bestimmt ja bekanntlich die Fluggüte und damit die Steuerbarkeit des Fluggerätes als auch die Möglichkeit eine horizontale Landung durchzuführen. Aufgrund der aktuellen Konfiguration des X-38 ist die Unterschall-Gleitzahl allerdings zu gering bzw. die Landegeschwindigkeiten wären zu hoch, um horizontalen Landungen durchzuführen. Aus diesem Grunde hat man sich entschlossen die Landung an einem Fallschirm durchzuführen.
Die Gleitzahl und damit der Auftrieb bestimmt aber auch noch einen weiteren wichtigen Faktor beim Wiedereintritt.
Wir sehen in dem Diagramm die Höhe bzw. das Lastvielfache über der Geschwindigkeit für jeweils zwei Fälle aufgetragen.
Für den ersten Fall, einen rein ballistischer Wiedereintritt mit einer Konfiguration ohne Auftrieb und somit einer Gleitzahl von 0 (durchgezogene Linie) und im zweiten Fall einen semi-ballistischen Wiedereintritt mit sehr geringem Auftrieb bzw. mit kleiner Gleitzahl von 0,1 (gestrichelte Linie).
Wenn man zuerst den Funktionsverlauf der Höhe über der Geschwindigkeit betrachtet, erkennt man, daß die Funktion für den semi-ballistischen Wiedereintrittskörper mit geringem Auftrieb über der des ballistischen Wiedereintrittskörpers liegt. Betrachtet man weiterhin den Geschwindikgeitsbereich zwischen 2 km/s und 6 km/s stellt man fest, daß in diesem Bereich fast nur die kinetische Energie des Flugkörpers reduziert wird, seine potentielle Energie aber nur geringfügig abfällt.
Die für die Reduzierung verantwortliche Bremsbeschleunigung ist nur vom Luftwiederstand bzw. dem Staudruck abhängig. Der Staudruck ist definiert als p = r /2 × V2. Also ist dieser in größerer Höhe mit geringerer Dichte kleiner.
Da sich nun aber der semi-ballistische Wiedereintrittskörper aufgrund seines Auftriebs bei gleicher Geschwindigkeit in einer größeren Höhe befindet, in der die Dichte natürlich geringer ist, wird er nicht so stark verzögert. Zum Nachteil wirkt sich allerdings die dadurch verlängerte Wiedereintrittszeit aus, denn das Wärmeschutzsystem wird dadurch länger belastet.
Wenn man nun die beiden Kurven für das Lastvielfache betrachtet, erkennt man, wie stark sich der gerade beschriebene Effekt auf die "g"-Belastung eines Astronauten auswirkt. Während beim ballitischen-Wiedereintritt das Maximum bei ca. 10g liegt, fällt es schon mit der kleinen Gleitzahl von 0,1 auf ca. 5g, also ungefähr die Hälfte ab.
Vergleicht man diesen Zusammenhang einmal mit den aktuellen Bahndaten des X-38 erkennt man wieder den typischen Funktionsverlauf des Lastvielfachen bzw. der Höhe über der Geschwindigkeit.
Zu beachten ist dabei, daß die Auftragung der Geschwindigkeit erst bei 7,61 km/s beginnt und sich somit die Funktion der Höhe über der Geschwindigkeit nicht der Kreisbahngeschwindigkeit angleicht.
Wie schon zuvor erwähnt, wird der X-38 im Hyperschall eine Gleitzahl von ungefähr 0,9 besitzen.
Man sieht, daß das Lastvielfache aufgrund dieser Hyperschall-Gleitzahl von 0,9 auf einen Wert von ungefähr zwei fällt. Dazu ist zu bemerken daß das Maximum, von der Berechnungsart abhängig ist. Dieses Diagramm wurde mit Daten aus einer Rechnung erstellt, die den Wiedereintritt auf minimale Ruderbewegung optimierte. Für Rechnungen, die den Wiedereintritt auf minimale thermische Belastung optimieren ergibt sich für das Lastvielfache ungefähr der Wert 2,5.
Nachdem nun die Missions- und Auslegungsanforderungen bekannt sind, stellt sich die Frage, welches System in Frage kommt.
Die Tabelle zeigt Wiedereintritt-Konfigurationen die entwickelt und auch schon verwendet wurden. Einmal eine Kapsel mit sehr geringerem Auftrieb, einen Auftriebskörper (Lifting-Body) und eine Flügel-Rumpf-Kombination.
Als Raumflugtechniker müßte die Wahl aufgrund des guten volumetrischen Wirkungsgrades bzw. dem guten Nutzlast/Gesamtmasse Verhältnis auf eine Kapsel fallen. Da diese allerdings gegenüber den beiden anderen Konfigurationen eine sehr schlechte Hyperschall-Gleitzahl und im Unterschall überhaupt keinen Auftrieb besitzt kommt eine Kapsel-Konfiguration nicht in Frage.
Vergleicht man den Lifting-Body mit der Flügel-Rumpf-Konfiguration ergeben sich für die Gleitzahl im Hyperschall nur geringe, für die Gleitzahl im Unterschall allerdings starke Abweichungen, wärend beide Konfigurationen in etwa gleiche Nutzlast/Gesamtmasse Verhältnisse besitzen.
Welche der beiden verbleibenden Konfigurationen die bessere Wahl ist, läßt sich aus dieser Tabelle nur schwer entscheiden.
Im nächsten Bild sieht man einmal ein Größenvergleich zwischen dem Space-Shuttle und dem X-38. Wenn man die Flügel-Rumpf-Konfiguration des Space-Shuttles auf die Größe des X-38 verkleinern würde, würden sich die Nasenradien bzw. die Radien an den Flügelvorderkanten auch stark verkleinern. Dieser Effekt ist für die Wärmeentwicklung beim Wiedereintritt aber extrem schädlich, denn je kleiner der Radius eines Körpers wird, desto "aerodynamisch spitzer" wird er. Für die Reduktion der Wärmelast während des Wiedereintritts muß man aber möglichst stumpfe Körperformen haben.
Dieser Zusammenhang wird auch noch einmal von dem Diagramm auf der rechten Seite wiedergegeben. Hier ist die maximale Oberflächentemperatur über dem Krümmungsradius aufgetragen. Man erkennt das die Oberflächentemperatur mit kleiner werdendem Krümmungsradius stark ansteigt, wobei die Steigung der Staupunkt-Geraden größer als die der Seitenkanten-Geraden ist, da die Strömung im Staupunkt senkrecht auf der Oberfläche steht und an den Seitenkanten unter einem bestimmten Winkel auf die Oberfläche trifft.
Wenn wir einmal von einer maximalen Oberflächentemperatur von 2000 K ausgehen, ergibt sich für den Staupunkt ein Mindestkrümmungsradius von ca. 23 cm. Aufgrund des geringen Pfeilungswinkel der Flügel des Space-Shuttles würden die kleinen Flügelvorderkanten-Radien thermisch nicht realisierbar sein.
Also bleibt nur die Konfiguration des Lifting-Body zur Realisierung der gewünschten Anforderungen übrig.
Die Amerikaner beschäftigten sich schon in den sechziger und Anfang der siebziger Jahre mit solchen Lifting-Body Konfigurationen. Während des zu dieser Zeit durchgeführten Apollo-Programms erkannte man schon früh, daß die mangelnde Wiederverwendbarkeit der Apollo-Kapsel auf die Dauer nicht zu finanzieren war. Aus diesem Grund, aber auch aus militärischen Gründen, wurde das Projekt START (Spacecraft Technology and Advanced Reentry Test) ins Leben gerufen. Dieses Projekt teilte sich in drei Phasen und damit auch drei Unterprojekte ein. Die Projekte ASSET (‘63-’65 Aerothermodynamic / elastic Structural Systems Environmental Test), PRIME (‘65-’69 Precision Recovering Including rEentry) und PILOT (‘63-’65 PIloted LOw speed Test).
Während in den ersten beiden Phasen unbemannte Wiedereintrittsflüge durchgeführt wurden, beschäftigte man sich in der dritten Phase mit den horizontalen Landemöglichkeiten von Lifting-Bodies.
In der Zeit des ASSET Projektes wurde in sechs Wiedereintrittsflügen eine halbkegelförmige Konfiguration mit flacher Unterseite untersucht. Nachdem das Militär an den Lifting-Bodies aufgrund der vielen technischen Probleme das Interesse verlor, forschte die NASA alleine weiter. In der Phase 2 wollte man noch mehr Daten aus den Wiedereintrittsflügen gewinnen und eine Konfiguration qualifizieren, die eine möglichst hohe Gleitzahl aufwies. Der entwickelte Lifting-Body erhielt die Bezeichnung X-23 und führte drei Wiedereintrittsflüge durch.
Parallel zu dem Programm PRIME lief die dritte Phase. Um die Wiederverwendbarkeit von Wiedereintrittskonfigurationen zu gewährleisten, wollte man auf jeden Fall eine horizontale Landung durchführen können. Dafür beauftragte die NASA die beiden Firmen Martin Marietta und Northrop zum Bau von mehreren unterschiedlichen Lifting-Bodies. Der X-24A nimmt dabei eine besondere Stellung ein, denn er wurde nicht neu entwickelt, sondern ist die vierfache Vergrößerung des X-23, denn die aerodynamischen Qualitäten, bezüglich eines Wiedereintrittes, hatte der X-23 ja schon bestätigt. Es entstanden teilweise recht bizarre Flugkörper. Der M2-F2 ("M" steht für "manned" und "F" für "flight" hatte durch seine flache Oberseite mit der herausstehenden Pilotenkanzel und der bauchigen Unterseite schnell den Spitznamen "fliegende Badewanne". Der HL-10 ("HL" steht für "horizontal landing") wurde für den Flugbereich über Ma 10 optimiert und ist in seiner Form etwas länglicher. Nach einem schweren Absturz (der im Serienvorspann von "Der 6 Millionen Dollar Mann" zu sehen ist) wurde der M2-F2 von Northrop als M2-F3 nachgebaut.
Der X-24B erhielt seinen Namen zwar vom X-24A, weißt aber keinerlei Ähnlichkeit zu diesem auf. Dies liegt daran, daß die NASA die Grundstruktur des X-24A verwendete und die flache Delta-Flügel ähnliche Form einfach durch Anbau eines Gerüstes erzeugte. Wie aber aus den vorherigen Ausführungen zu den Mindestkrümmungsradien klar sein dürfte, würde diese Konfiguration einen Wiedereintritt bei einem Nasenradius von ca. 10 cm sicher nicht überleben.
Besondere Bedeutung kommt im Zusammenhang mit dem X-38 dem Entwurf des X-24A zu. Wie schon erwähnt ist der X-24A die vierfache Vergrößerung des X-23, womit man von den X-23 Flügen Daten vom Wiedereintritt und von den X-24A Flügen Daten aus den Unter- bzw. Transschallflügen besitzt. Daher entschloß man sich nachdem man mehrere Studien für CRVs durchgeführt hatte, (z.B. HL-20) den X-38 vom X-24 abzuleiten. Sicherlich auch wieder eine finanzielle Entscheidung.
Um die große Ähnlichkeit zwischen dem X-23 und dem X-24A zu zeigen sind diese einmal zum Vergleich übereinander gezeichnet. Man erkennt das sich die durchgeführten Veränderungen nur auf den Heckbereich beziehen. Während der X-23 festgestellte Seitenruder hatte, wurden diese beim X-24A für die Unterschall-Flüge aktiviert. Der X-24A erhielt zusätzliche Heckklappen auf der Oberseite, was zwangsweise zum Wegfall des großen Heckspiegels des X-23 führte. Auch die Flossen wurden beim X-24A für bessere Flugeigenschaften vergrößert.
An dieser Stelle soll nun die Weiterentwicklung zum X-38 betrachtet werden.
Mitte der neunziger Jahre entwickelten die NASA und die Französische Firma Dassault unabhängig voneinander eine mögliche Konfiguration für ein aus dem X-24A Projekt abgeleiteten Raumgleiter.
Die X-24A Konfiguration mußte soweit verändert werden, daß man genug Raum für die angestrebten sechs bis sieben Astronauten haben würde. Außerdem war zu diesem Zeitpunkt die strukturelle Kompatibilität zur ARIANE 5 Rakete ein weiteres Design-Kriterium.
Die Unterseite des X-24A sollte dafür allerdings nicht weiter verändert werden, denn zum einen wollte man die gewonnenen Daten aus den Wiedereintritts-Flügen des X-23 weiter verwenden, zum anderen wäre eine Neuentwicklung und Erprobung im Windkanal zu dem Ziel der Kostenreduktion kontraproduktiv gewesen.
Aufgrund des Zwangs zur strukturellen Kompatibilität zur Shuttle Cargo-Bay, konnte der Rumpf nur um maximal 120% in der Länge und 130% in der Höhe vergrößert werden. Im Gegensatz zur NASA, die nur eine skalierte Version des X-23 entwickelte, ging man bei Dassault einen anderen Weg. Der Rumpf wurde als Halbkegel konstruiert und die Übergänge zu den Flossen weicher und somit aerodynamisch besser ausgeführt. Beide Konfigurationen besaßen aber nun wieder, im Gegensatz zum X-24A, eine großen Heckspiegel.
Nach der Entscheidung für den Dassault Entwurf und weiteren Winkanal Versuchen, wurden aber Probleme mit Verdichtungsstößen in Höhe der Flossen-Vorderkannten erkannt. Dassault verjüngte daraufhin den Querschnitt an dieser Stelle, um die Strömung wieder etwas zu verzögern und somit die Verdichtungsstöße abzuschwächen.
So hat die heutige Konfiguration eine Länge von 8,7 Meter, eine Breite von 4,4 Meter und ein geschätztes Gewicht von ungefähr 9000 kg. Um die Probleme einer horizontalen Landung und den damit verbundenen viel zu hohen Landegeschwindigkeiten aufgrund der kleinen Unterschall-Gleitzahl zu umgehen, soll der X-38 mittels eines Paragleiters, dessen Technik schon durch das Amerikanische Militär entwickelt ist, landen. Die Fläche des Paragleiters von ungefähr 2240 Quadratmeter entspricht dabei ungefähr der Flügelfläche einer Boing 747.
Die Beteiligung von Dassault zeigt schon, daß das Projekt X-38 kein rein nationales NASA Projekt ist. Daher soll die Beteiligung der verschiedenen Organisationen hier einmal näher erläutert werden.
Auf der linken Seite ist die grobe Zusammensetzung der am Projekt X-38 beteiligten Organisationen, aus finanzieller Sicht, dargestellt. Diese Aufteilung zu jeweils einem Drittel zwischen NASA, ESA und DLR, verschob sich allerdings im Verlauf des Projektes immer mehr zur ESA hin. Die DLR ist zweifach vertreten. Einmal durch ihre Eigenbeteiligung und zum zweiten durch die Beteiligung bzw. Auftragsnahme von der ESA.
Am Beispiel der Gewinnung der aerodynamischen- bzw. aerothermodynamischen Datenbasis soll die internationale Beteiligung und Kooperation einmal gezeigt werden.
Grundlage der Datenbasis sind zuerst die durch die Wiedereintrittsflüge des X-23 und der Trans- und Unterschall-Flüge des X-24A gewonnenen Daten. Des weiteren gehen natürlich die von der NASA und Dassault errechneten Daten ein. Diese wurden mit zwei unterschiedlichen Rechenverfahren gewonnen und mit den jeweiligen Daten des anderen verglichen.
Als weitere Beitrag zur Datenbasis errechnen die DLR Braunschweig sowie die DLR Stuttgart die Aerothermodynamik.
Eine solche Datenbasis wird für viele Auslegungen, wie z.B. das Thermal-Protection-System (TPS), für die Avionics oder das Flight-Contol-System (FCS) benötigt.
Dabei ist zu beachten, daß dieses Schaubild nur eine Übersicht zeigen soll, es sich in der Realität aber doch vielmehr um einen itterativen Prozeß handelt. Bleiben wir einmal beim TPS. Wenn die Datenbasis vorliegt kann das TPS ausgelegt werden. Diese Auslegung ergibt nun ein bestimmtes Gewicht, das das TPS besitzen wird. Da man zur Errechnung der Datenbasis das Gewicht abschätzen mußte, wird sich nun eine gewisse Differenz einstellen, die sich natürlich wieder in den aerodynamischen bzw. aerothermodynamischen Daten niederschlägt. Das macht es unter Umständen wiederum erforderlich das TPS neu zu gestalten und damit das Gewicht wieder zu ändern.
Nachdem nun schon soviel über das TPS gesprochen wurde, soll an dieser Stelle noch etwas näher darauf und die Beteiligung der DLR eingegangen werden.
Hier werden einmal die Wandtemperaturen des X-38 und des Space-Shuttles gegenübergestellt. Man erkennt, daß der X-38 eine Staupunkttemperatur von über 2000 K haben wird. Im Gegensatz dazu liegt die Staupunkttemperatur des Shuttles mit ungefähr 1800 K deutlich niedriger. Weiterhin kann man die hohe Temperaturbelastung der Heckklappen sehen. Die unterschiedliche Wärmebelastung zwischen der rechten und der linken Klappe kommt dabei von den verschiedenen Klappen-Ausschlagswinkeln, die in der Rechnung mit 20° bzw. 25° angenommenen wurden.
Aufgrund der höheren Temperaturbelastung des X-38 ergibt sich das Problem, daß das TPS des Shuttles nicht einfach auf den X-38 übertragen werden kann.
Bei der Lösung des Problems konnte die NASA aber auf eine Lösung aus Deutschland zurückgreifen.
Nachdem in den achziger Jahren das Hermes-Projekt aus finanziellen Gründen sowie technologischer Probleme wieder eingestellt wurde, wollte gerade MAN Technologie die erforschten Technologien und gewonnenen Ergebnisse nicht einfach in der Schublade versinken lassen. MAN Technologie und die ESA gründeten das Projekt EXPRESS, das zum Ziel hatte, das Know-How weiter voran zu treiben. MAN Technologie entwickelte während des Hermes-Projektes einen auf Kohlenstofffaserverstärktem Siliciumcarbid basierenden Werkstoff. Die Herstellungskosten als auch der Aufwand waren aber zu dieser Zeit viel zu hoch, um ein komerzielles Produkt zu haben.
Die Rolle der ESA und damit die von MAN Technologie und der DLR wurde im Verlauf des X-38 Projektes immer größer und essentieller. Die Beiteiligungsgründe an diesem Projekt waren zum einen die fehlende Möglichkeiten die im EXPRESS-Projekt gewonnenen Technologien zu erproben und zum anderen die wohl einmalige Chance der ESA mit, im Gegensatz zu einer Eigenentwicklung, relativ wenig finanziellem Aufwand in die Wiedereintrittstechnologie und bemannte Raumfahrt, mit einem auf Wiederverwendbarkeit ausgelegtem System, einzusteigen.
Zum jetzigen Zeitpunkt ist die Option, aus der Konfiguration ein Crew-Transfer-Vehicle (CTV) abzuleiten, allerdings aus finanziellen Gründen verworfen worden, wenngleich sie nicht völlig aus den Köpfen der ESA-Manager gestrichen wurde.
Die mittlerweile essentielle Rolle von MAN Technologie und der DLR wird bei Betrachtung der aus Deutschland kommenden TPS-Teile deutlicher.
Zu Beginn des X-38 Projektes sollte lediglich die Flexible Externe Isolierung 450 (FEI) von MAN Technologie geliefert werden. Die Zahlen hinter dem Kürzel FEI bedeuten dabei immer die maximale Temperaturbeständigkeit des Isolationsmaterials. Wie man erkennt, wird nun die komplette Oberseite mit FEI-450, FEI-650 und FEI-1000 von Deutschland entwickelt und gefertigt. Dabei ist die Entwicklung der FEI-1000 ein Gemeinschaftsprojekt der DLR Stuttgart und MAN Technologie.
Aus dem oben erwähnten Kohlenstofffaserverstärkte Sliciumkarbid wird die Nase, der erste Nasenring, die Seitenruder, die Leading-edges sowie die Heckklappe gefertigt. Die Heckklappe stellt in diesem Zusammenhang eine absolute Herausforderung dar, die bis heute noch nie erprobt wurde. Aufgrund der für den Wiedereintritt typischen Anstellwinkel von 20° bis 25° zählt die Heckklappe zu den thermisch am höchsten belasteten Bauteilen. Das ein solches Bauteil aber auch noch beweglich ausgeführt wird ist ein völlig neues Gebiet in der Raumfahrt. Die Klappe selbst, als auch alle anderen Bauteile wie z.B. Achse, Sicherungsringe oder Schrauben werden aus Kohlenstofffaserverstärkte Sliciumkarbid gefertigt. Ob sie bei den hohen Temperaturen auch wirklich funktioniert, ist beim ersten geplanten Wiedereintrittsflug im vierten Quartal 2000 mit Spannung zu erwarten.
6. Aktueller Entwicklungsstand und Zukunftsaussichten
Zur Zeit werden die aerodynamischen- und aerothermodynamischen berechnungen durchgeführt und der Bau des hochskalierten X-38 vorangetrieben. Die bis heute durchgeführten Testflüge wurden nämlich nur mit einem sogenannten 100%-Modell gemacht, während der einzige Wiedereintrittstest mit dem größeren, sogenannten 120%-Modell durchgeführt werden soll.
Der aktuelle Entwicklungsstand läßt sich nur schwer abschätzen, da sich die neuesten Informationen oftmals von Quelle zu Quelle wiedersprachen.
Es scheint allerdings eine Veränderung der Anforderungsliste zu geben, denn es soll nun geplant sein, mindestens 2 CRVs an die ISS anzudocken und die Zahl der Astronauten pro CRV auf vier zu begrenzen. Dies erscheint mir persönlich auch sehr sinnvoll, denn zum einen stellte sich für mich von Anfang an die Frage, wie in den X-38 sieben Astronauten hineinpassen sollten, zum anderen wäre durch die denkbare Mission, einen kranken Astronauten zur Erde zu bringen, kein CRV für die verbleibenden fünf bis sechs Astronauten verfügbar.
Eine weitere interessante Information ist, daß die Trajektorie nun wohl mit ungefähr 11000 kg berechnet wird, was aber nicht heißen soll, daß die NASA die Gewichtsabschätzung von ungefähr 9000 kg korigiert hätte.
Und schließlich gilt es nochmals die immer wichtiger werdende Rolle der ESA herauszuheben, die sich langsam aber sicher als essentieller Partner der NASA entwickelt hat.
Die Probleme sind in einzelnen Bereichen sicherlich sehr vielschichtig und nur schwer durchschaubar. Die mangelnde Auskunftsfreudigkeit von beteiligten Partnern, zum Teil wohl auch aus politischen Gründen, macht eine tiefergehende Darstellung unmöglich. Man kann aber aus dem stetigen Gewichtsanstieg im Verlauf des Projektes schließen, daß sich dadurch automatisch aerothermodynamische Probleme einstellen und die Shuttle-Kacheln für die Unterseite damit immer weiter in ihren technologischen Genzbereich getrieben werden. Wenn man dann noch in Rechnung stellt, daß nur ein einziger Wiedereintrittsflug für das vierte Quartal 2000 geplant ist, stellt sich die Frage, ob der geplante Technologietransfer für den Bau des CRV, denn der X-38 ist ja nur ein sogenannter "Demonstrator", ohne weitere Entwicklung möglich ist.
Ausgehend von den Missionsaufgaben und den sich daraus ergebenden Anforderungen, auch im Hinblick zur ISS, wurden die Hauptkriterien des Entwicklungsprozesse, die maximale Kostenreduktion und der große Zeitdruck, beschrieben.
Es wurde auf die historische Entwicklung und die Vorteile der Lifting-Bodies eingegangen. Ausreichende Gleitzahl zur Reduktion des Lastvielfachen und einer möglichst hohen Seitenreichweite seien hier nochmals erwähnt.
Es wurde aufgezeigt, daß ein "kleines Space-Shuttle" aufgrund der Krümmngsradien nicht möglich ist und welche aerothemodynamischen Probleme auch bei Lifting-Bodies existieren.
Die internationale Kooperation, im Hinblick auf die essentielle Rolle von DLR und MAN Technologie war Thema im letzten Teil des Vortrages.
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