Hi,

gestern Stand ich vor einem Smart. Der hat ja nur zwei Sitze. mir kam dann die Geminikapsel in den Sinn die auch nur zwei Sitze hatte. Vergleicht man nur die Kapsel die zurück kehrt (ohne Versorgunsring dahinter), so ist die Größe fast gleich. Okay wird evtl. mehr ein Golf oder so.
Wenn aber so eine Kaspel nur so klein ist, wie schwer wird die dann mit modernen Werkstoffen und was würde so ein Ding kosten?
Ich denke jetzt mal in den Sinn für eine schnelle einfache Lösung.
- Kurzer Aufenhalt
- Kaltgassteuerdüsen
- 2 Sitze
- Wegwerfschiild aber Kapsel wiederverwendbar
- Rettungsrakete keine Schleudersitze (kann man dann für den Wiedereintritt nehmen)

Schafft man das unter 1t? Wie groß wäre dann die Rakete dazu bei etwas schlechterem Wirkungsgrad? Ich schätze grob 400t insgesamt. Weiter grob geschätzt würde die Rakete mit Pe und N2O betrieben ca. 3m Durchmesser und 40-50m Länge haben. Hier habe ich aber wirklich grob geschätzt. Chemie ist nicht meine stärke.

Was würde sowas kosten?

Gruß

Neil

1983 stand ich vor der Apollokapsel am Barringer-Krater in Arizona. Die kam mir sehr klein vor (3,90 Durchmesser). Das ist weniger als ein Golf lang ist (Vom Volumen aber sicher mehr )

Am wichtigsten wäre es, mal genauer zu definieren, was genau Du willst.
Bedeutet "kurzer Aufenthalt" einen ballistischen Flug oder ein, zwei, x Erdumrundungen?

Grüße
Malte

Hi,

Mercury ohne Versorgusnmodul schaffte ein paar Tage. Das sollte reichen. Gemini konnte 2-3 Wochen oben bleiben mit Versogrungsmodul. Das nicht. so 2-3 Tage wäre okay.

Gruß

Neil

Moin!

In der Encyclopedia Astronautica kann man einiges nachlesen über winzige
Wiedereintrittskapseln, teilweise auch für Notlandungen gedacht.
Die Dinger sind echt mini:
http://www.astronautix.com/craftfam/rescue.htm

Muss ja echt ein Höllenritt sein, wenn man mit so einer "Weltraumnussschale"
durch die Stratosphäre brettert.

Gruß Robert

Folgende Datei wurde angehängt:

Das mit den Kosten ist nicht so einfach zu sagen. Wenn es um die reinen Materialkosten geht kommt man sicher mit einigen Kiloeuro hin. Aber die eigentlichen Kosten treten bei der Entwicklung und Produktion auf und da hängt es von den Fähigkeiten der Ingenieure und den Fertigungsmöglichkeiten ab. Um nur ein Beispiel zu nehmen: Wenn man die Elektronik nach Richtlinien und Verfahren der Automobilindustrie fertigt kann man auf standardisierte Module und Busse zurückgreifen. Natürlich würden viel Luft- und Raumfahrtingenieure aufschreien wenn man solche einfache und bewährte Technologie verwendet. Aber genau dort fallen die Kosten an, wenn man zum x-ten Mal einen neuen Kabelbaum und jedes Modul neu entwirft. Bei der geringen Startfrequenz von Raumfahrzeugen haben sich eben noch keine preiswerten Fertigungsstandards herausgebildet, da wird sich in den nächsten Jahrzehnten noch einiges tun. Dassault hat gerade ein neues Flugzeug komplett virtuell entworfen, also vom ersten Strich in der Zeichnung bis zum Anziehen der letzten Schraube simuliert. Das könnte in Zukunft Kosten durch Vermeidung von Design- und Montagefehlern senken. Damit gekoppelt ist das Problem des Housekeeping von Raumfahrzeugen. Wenn man ein standardisiertes System hätte mit dem sich die Raumkapsel zuverlässig selbsttätig kalibriert, checkt und auf Probleme hinweist könnte man die Instandhaltungskosten drücken. Solche Systeme sind aber bisher Zukunftsmusik, es ist aber absehbar, dass die Kosten für Produktion und Instandhaltung dieser Systeme sinken und die Zuverlässigkeit steigen wird.

Hallo Neil


also die Titan 2 war nur 36 m h und hatte ca 160 to ?,

400 to ist etwas zuviel.

Aber bei nur 2 Leute wer soll da noch mitfliegen

da ist das OSP mit 6 bis 8 schon was.


Ralf


P.S. es sollte mal eine Gemini G geben für 8 oder 10

Hi,

ich würde nur auf schon entwickelte Komponenten zurück greifen. Warum sollte etwas aus dem Auto, z.B. Bussystem, nicht auch in einer Raumkapsel funktionieren?

@Ralf: Ich gehe davon aus, das der Motor nicht so effektiv sein wird, und die gesamte Konstruktion einfach und robust gehalten ist. Das wird dann alles schwerer werden.

Gruß

Neil

Es gibt da leider einige Probleme, wenn man in die Weiten des Weltraums aufbricht, die nicht auftreten wenn man zur nächsten Tanke fährt. Das Vakuum ist eine Umgebung, die zu Effekten führt, die auf der Erde nicht auftreten. So kann es zum Abdampfen von Inhaltsstoffen in Kunststoffen kommen. Die ändern dann natürlich ihre Eigenschaften und die Dämpfe können sich irgendwo niederschlagen, wo man es nicht gebrauchen kann. Einige Metalle (Cadmium z.B. ist in vielen Legierungen für terrestrische Stecker enthalten) machen sich selbstständig und können zu Kurzschlüssen führen. Die fehlende Wärmeleitfähigkeit der Luft führt zu Problemen mit dem Thermalhaushalt. Module, die auf der Erde problemlos funktionieren brennen bei sonst gleichen Bedingungen im Vakuum einfach durch oder frieren ein. Extreme thermische Zyklen führen zu Spannungsbrüchen sowohl in der Verkabelung, als auch in tragenden Strukturen und zu einer Verminderung der Lebensdauer der Stromversorgung. Eine der Hauptursache für den Ausfall von Satelliten sind eingefrorene Batterien. Von den Effekten der nicht abgeschirmten Strahlung auf die Elektronik will ich hier garnicht anfangen. Da passiert alles Mögliche, z.B. zerbröselt die Isolation der Verkabelung, Single Event Upsets bringen den Bordrechner zum Absturz oder zerstören die Elektronik dauerhaft. Man muss daher sorgfältig auswählen, was man für den Bau der Raumkapsel verwenden will.

Ein weiteres Problem sind Brennstoffe mit niedrigem Isp, wenn's in den Orbit gehen soll( mindestens 8000m/s Fluggeschwindigkeit )

Dann brauchst du schon extremst gute Massenverhältnisse für Deine Rakete. Aber gerade
das Massenverhältnis bei Hybriden ist nicht das beste, oder?

Siehe: http://www.bernd-leitenberger.de/text/raketengrundgleichung.html

Etwas editiert:
"Vergleich zwischen Rakete 1 mit dem spezifischen Impuls von Wasserstoff (4200 m/s), aber nur einem Verhältnis von 8:1 und ein Rakete2 mit nur 2800 m/s Ausströmgeschwindigkeit aber einem Masseverhältnis von 12:1.

Während die Rakete1 (8:1 4200 m/s) 8733 m/s Endgeschwindigkeit erreicht, ist es bei Rakete2 (12:1 2800 m/s) nur 6957 m/s."

Mit N20/PE komme ich bem besten Willen nicht über einen Vakuum-Impuls von 2700m/s
Ebenerdig mal gerade 2400m/s. d.h. dein Masseverhältnis müsste noch viel viel besser als 12:1 sein!

Grüße
Malte

Ja, das mit dem Träger ist ein weiteres Problem. aber das schlechte Massenverhältnis bei Hybriden seh ich jetzt nicht so schlimm. Ausserdem: Wer würde PE mit N2O verwenden um zu orbitalisieren? Macht ja keinen Sinn mit einem Durchlauferhitzer zu fliegen, wenn man einen Turbo nehmen kann. Noch dazu einen umweltfreundlichen und billigeren!? Meine Wahl wäre LOX/Paraffin mit Additiven wie LiH oder AlH3 für die Oberstufe. Da geht dann doch etwas mehr die Post ab. Und was das Massenverhältnis angeht muss man nicht verzweifeln. Wegen der höheren Regressionsrate kann man auf Ports bei Grosstriebwerken verzichten und damit wird der Überstand geringer und die Sache sieht nicht mehr so ungünstig aus. Ausserdem kann man auf teure Verarbeitung und Komponenten für die Brennkammerwand verzichten, Kühlung ist auch nicht notwendig. Das spart Kosten. Dann wird es halt ein bisschen schwerer, so what. Paraffin und LOX sind BILLIG, man denke da z.B. an die Sea Dragon.