Der Woodward-Antrieb: Mit „seltsamem Schub“ in die Zukunft? (3) Woodward, ho!

Von Deep Roots (Eigentext, Übersetzungen und CAD-Grafiken); ursprünglich erschienen Ende 2015 auf „As der Schwerter“, hier in der aktualisierten Fassung vom 14. April 2017, wegen der Länge in drei Teilen nachveröffentlicht.

Als Fortsetzung zu Teil 1: Charles Platts Artikel und Teil 2: Der Wikipedia-Artikel folgt nun meine eigene Abhandlung zur praktischen Anwendung von Mach-Effekt-Triebwerken, sollten sie sich als machbar herausstellen, für die Raumfahrt:

Woodward, ho! Mit dem MET-Schiff zu den Planetenräumen

Saturn mit seinem 1123,4 km großen Eismond Dione, aufgenommen von der Raumsonde Cassini.

Zur etwas deutlicheren Veranschaulichung des in den voranstehenden Artikeln beschriebenen Arbeitsprinzips des Woodward-Antriebs bringe ich hier noch eine schematische Funktionsskizze eines vereinfachten Raumfahrzeugs mit nur einem Antriebselement, bestehend aus einem Paar aktiver Massenelemente (Kondensatoren) und einem elektrischen Stellantrieb dazwischen (in Wirklichkeit müßte so ein Antrieb aus vielen sehr kleinen Antriebselementen bestehen, die in ausreichend schnellem Wechsel und zeitlich zueinander versetzt aufgeladen und entladen und dabei hin- und her beschleunigt würden). Beim links dargestellten ersten Arbeitstakt werden die beiden Kondensatoren auseinanderbeschleunigt, wobei der hintere aufgeladen wird (symbolisiert durch die dichtere Schraffur) und durch seine vorübergehende Massenerhöhung einen größeren Rückstoß bewirkt als der nach vorn beschleunigte, der dabei in den hinteren entladen wird, wodurch seine Masse kurzzeitig nach unten schwankt.

Beim zweiten Arbeitstakt (rechts) werden die beiden Kondensatoren wieder aufeinander zu beschleunigt, wobei der hintere in den vorderen entladen wird und durch seine vorübergehend kleinere Masse einen geringeren bremsenden Rückstoß erzeugt als der Vortrieb erzeugende des nach hinten beschleunigten vorderen Elements, dessen Masse sich durch die Aufladung vorübergehend erhöht. Bei beiden Arbeitstakten ergibt sich daraus eine Rückstoßdifferenz, die einen Schub in Flugrichtung erzeugt.

Dieser Nettoschub ist umso höher, je größer der vorübergehende Massenunterschied der beiden Kondensatoren während der Beschleunigungsphasen ist. Der Wirkungsgrad, das heißt, das Verhältnis zwischen der für die Stellantriebe aufgewendeten Energie und dem erzeugten Schub, ist wiederum höher, wenn man größere Differenzmassen auf geringere Geschwindigkeiten beschleunigt, statt mit derselben Energie kleinere Differenzmassen auf höhere Geschwindigkeiten. Denn während der Impuls als Masse mal Geschwindigkeit definiert ist und sich somit linear mit der Masse oder Geschwindigkeit ändert, nimmt die Bewegungsenergie eines Objekts mit dem Quadrat seiner Geschwindigkeit zu. Diesen Sachverhalt kennt man auch aus dem Schießwesen: Bei zwei Geschossen mit derselben Bewegungsenergie, von denen das eine leichter, aber schneller ist, und das andere schwerer, aber langsamer, wird das schwerere den größeren Rückstoß erzeugen. So hat z. B. das 8 g schwere Geschoß der Patrone 9 mm Luger/Parabellum aus Pistolenläufen typischerweise eine Mündungsgeschwindigkeit von ca. 350 m/s, was einer Energie von 490 Joule entspricht und sehr nahe an den 504 Joule einer typischen Patrone des Kalibers .45 ACP liegt, die aber mit ihrem 14,9 g schweren und nur 260 m/s schnellen Geschoß einen deutlich stärkeren Rückstoß erzeugt, der rechnerisch 1,38mal so hoch sein müßte: 8 x 350 = 2800; 14,9 x 260 = 3874. Anders ausgedrückt: bei vergleichbarer Pulvermenge (9 x 19 mm: 0,36 g, .45 ACP: 0,34 – 0,37 g) und somit Energiemenge erzielt man mit der schwereren, langsameren .45er 1,38mal soviel Rückstoß und somit „Schub“. Für einen Woodward-Antrieb wäre also anzustreben: eine starke Massenfluktuation der aktiven Elemente, deren Gesamtmasse so hoch sein sollte, daß die dadurch erreichte Wirkungsgradverbesserung solche Einsparungen bei der Energiequelle (Solarzellen, Atomreaktor oder Brennstoffzellen samt Brenn- und Sauerstoff) ermöglicht, daß das Mehrgewicht der Antriebselemente dadurch mehr als wettgemacht wird.

Ein echtes Raumschiff würde, wie erwähnt, mit Antriebseinheiten ausgestattet, die jeweils aus einer Vielzahl winziger Antriebselemente dieser Art bestünden, deren Arbeitstakte zeitlich fein gestaffelt würden, um eine sehr gleichförmige Schubabgabe mit nur geringen nach außen wirksamen Vibrationen zu erreichen. Bei der praktischen Entwicklung wäre zu prüfen, ob federnde Pufferelemente zwischen den aktiven Massenelementen und an deren äußerer Wegbegrenzung sinnvoll wären, um die Bewegungsenergie zwischenzuspeichern und für die Gegenbewegung nutzbar zu machen. Diese Einzelelemente müßten in einer geeignet konstruierten Struktur aus Aufhängungen, Stromzuleitungen und Kühlmittelkanälen montiert sein, wobei die Bewegungen der Massenelemente eventuell für eine Pumpwirkung zur Unterstützung des Kühlmittelkreislaufs genutzt werden können.

Welche Wirkungsgrade und Schubleistungen zu erwarten wären, läßt sich derzeit noch schwer abschätzen. Interessant ist in diesem Zusammenhang der Kommentar von Mike Lorrey vom 1. Oktober 2009 zum Artikel Woodward, Mach and Breakthrough Propulsion auf Centauri Dreams, den ich hier in meiner Übersetzung wiedergebe:

Zum gegenwärtigen Zeitpunkt konnten sie eine Effizienz von 0,001 N/W demonstrieren, was energiemäßig auf einer Ebene mit existierenden Raketenantrieben liegt, aber keinen Verbrauch von Reaktionsmasse erfordert. Dies allein macht es zu einem Durchbruch in der Antriebstechnik, und diese Modelle sollten so bald wie möglich im niedrigen Erdorbit erprobt werden. Ich persönlich bezweifle, daß wir jemals ein Niveau von 1 N/W erreichen werden, aber 0,01 N/W wären sehr brauchbar; zusammen mit einem Polywell-Fusionsreaktor würde das ein zu interstellaren Flügen fähiges Raumfahrzeug ergeben.

Ich weiß natürlich nicht, wie fundiert das technische Wissen von Mike Lorrey ist, um diese Einschätzungen abzugeben, aber wenn man bedenkt, welche Weiterentwicklung zum Beispiel bei der Dampfmaschine oder bei den Verbrennungsmotoren seit den ersten Bastler-Anfängen dieser Technologien stattgefunden hat (ganz zu schweigen von der Elektronik), und daß die derzeitigen 0,001 N/W des Woodward-Antriebs auf ebenfalls sehr bescheidenem, von bloß ein paar Personen privat betriebenen Bastler-Niveau erzielt wurden, so erscheint es mir durchaus plausibel, daß bei kräftig geförderter Weiterentwicklung durch große Forschungsinstitute und Industriefirmen mit der Zeit ein Niveau von 0,01 N/W oder auch mehr erreichbar wäre. Allein schon bei den heute verfügbaren Technologien für Höchstleistungskondensatoren müßte es enorme Steigerungsmöglichkeiten bei den Ladungsdichte- und somit Massenfluktuationen zwischen den oszillierenden Massenelementen geben.

Was würde dieser Wert von 0,01 N/W praktisch bedeuten?

Ein Newton ist die Größe der Kraft, die aufgebracht werden muß, um einen ruhenden Körper der Masse 1 kg innerhalb einer Sekunde gleichförmig auf die Geschwindigkeit 1 m/s zu beschleunigen, oder um einem Körper der Masse 1 kg die Beschleunigung 1 m/s2 zu erteilen. Die Erdbeschleunigung beträgt 9,81 m/s2; 10 Newton entsprechen also 1,02 Kilopond. Für die Zwecke dieses Artikels können wir der Einfachheit halber 10 N näherungsweise mit 1 kp gleichsetzen.

Betrachten wir nun die Situation für solarelektrische Raumfahrzeuge mit Woodward-Antrieb:

Im Weltraum im Abstand der Erde von der Sonne trifft auf einen Quadratmeter im Mittel eine Strahlungsleistung von 1,367 kW auf, wovon die derzeit in der Raumfahrt verwendeten Galliumarsenid-Solarzellen mit ihrem Wirkungsgrad von knapp 30 % etwa 400 Watt nutzbar machen können. Damit wäre also pro Quadratmeter Solarzellenfläche ein Schub von 4 Newton oder 0,4 kp möglich. Für Solarzellen dieser Art wird eine Leistungsdichte von 50 W/kg angegeben. Selbst wenn man annimmt, daß sich dies auf irdische Bedingungen bezieht, wo bei klarem Wetter 75 % der im erdnahen Weltraum vorhandenen Sonnenstrahlung ankommen, und daß die Leistungsdichte im Weltraum somit ca. 65 W/kg beträgt, so hieße das doch, daß ein Quadratmeter Solarzellenfläche etwa 6 kg wiegt. Wenn man ein solarelektrisches Raumfahrzeug bauen würde, dessen Gesamtmasse zu etwa zwei Dritteln von seinen Solarflügeln bestimmt wird, so hätte dieses im Bereich der Erdbahn ein Schub/Gewichtsverhältnis von 0,4 kp pro 9 kg oder wahrscheinlicher 10 kg Masse und wäre somit nur zu einer Beschleunigung von ca. 1/25 g oder 0,04 g fähig. Im Bereich des Mars, der im Mittel 1,52mal so weit von der Sonne entfernt ist wie die Erde, wären das sogar nur noch 0,017 g; der Durchschnittswert auf einem Flug zwischen Erde und Mars betrüge 0,029 g, was zu einer Zeit des geringsten Abstandes zwischen den beiden Planeten eine Flugzeit in einer Richtung von ca. zwei Wochen bedeuten würde. Abhängig davon, wie viel Zeit man um den Zeitpunkt des geringsten Abstandes herum für einen Forschungsaufenthalt auf dem Mars zur Verfügung haben will, könnte es auch länger dauern, weil der Abstand bei einem früheren Start noch größer wäre und die Erde dem Mars bis zu einem späteren Rückstart schon wieder weiter auf der Innenbahn davongezogen wäre. Zum Vergleich: Die NASA rechnet für eine Marsexpedition mit dem Space Launch System mit einer Flugzeit von je 210 Tagen hin und zurück!

Ein Raumschiff dieser Art wäre vorzugsweise mit einer Möglichkeit zur Erzeugung von Schwerkraftersatz durch Rotation während des Fluges auszustatten, da die geringe Beschleunigungs- und Bremsleistung des Antriebssystems zu wenig Bordschwere erzeugen würde, um die Raumfahrer während der zweiwöchigen Anreise in einer Verfassung zu halten, in der sie anschließend Forschungsarbeit auf der Marsoberfläche leisten und dabei nicht nur schwere Schutzanzüge tragen, sondern auch noch Ausrüstung schleppen können. Eine geeignete Auslegung könnte ähnlich dem unten gezeigten Entwurf der Firma Martin Marietta für ein Marsschiff mit herkömmlichen Raketentriebwerken zwei an Auslegern rotierende Besatzungsabteile vorsehen, deren Nabe am Vorderende des Schiffes angeordnet ist und deren Rotationsachse in der Schiffslängsachse liegt. Auch die hier vorgeschlagene Lösung der Mitführung einer Landefähre an der Vorderseite der Habitat-Nabe könnte übernommen werden:

Entwurf der Firma Martin Marietta für ein konventionell angetriebenes Marsschiff mit rotierendem Besatzungsteil.

Da allerdings ein solarelektrisches Woodward-Schiff anders als der obige Entwurf nicht bloß beim Start aus der einen Umlaufbahn und bei der Ankunft in der anderen kurzzeitig beschleunigen bzw. bremsen und ansonsten antriebslos fliegen würde, sondern während des gesamten Fluges schwacher Antriebsbeschleunigung ausgesetzt wäre, die quer zur durch Rotation erzeugten Ersatzschwere wirkt, müßten hier die Besatzungsmodule an den Enden der Verbindungsarme der jeweiligen Beschleunigung angepaßt leicht abgewinkelt werden können, sodaß die Resultierende aus beiden Kräften immer senkrecht zu den Decks wirken kann.

Ich habe mir überlegt, wie ein solches Schiff beschaffen sein könnte, ausgehend von Besatzungsmodulen vergleichbar der Orion-Raumkapsel, die zur Zeit im Auftrag der NASA entwickelt wird. Diese bietet vier Personen Platz für eine Raumausdauer von bis zu 21 Tagen und wiegt in der Mondflugausführung einschließlich Besatzungsmodul, Servicemodul, Raketenadapter und Rettungssystem knapp 30 Tonnen. „Mein“ Woodward-Solarschiff hätte also eine achtköpfige Besatzung, wovon die ständige Flugbesatzung in einem der beiden Module wohnen würde und die je nach Mission wechselnden Gäste – Wissenschaftler, Techniker, eventuell zahlende Privatpassagiere – im anderen. Diese Module würden jeweils ebenfalls 30 Tonnen wiegen, wobei sie anstelle des Gewichts und Volumens der Manövriertriebwerke, des Treibstoffs und Hitzeschildes der Orion-Kapsel ein größeres Wohnvolumen für die Besatzung bieten und mehr Vorräte an Proviant, Wasser, Sauerstoff etc. aufnehmen würden. Das Gewicht der beiden Rettungssysteme und Raketenadapter der Orion würde einem Teil der Verbindungsröhre entsprechen.

Das eigentliche Raumfahrzeug bestünde also aus zwei Besatzungsmodulen mit je 30 Tonnen, dazu käme eine Landefähre mit Woodward-Antrieb und Brennstoffzellen, für die ich ebenfalls 30 Tonnen annehme, dazu noch 30 Tonnen für den zentralen Längsträger samt Nabe, die Solarflügellagerungen und die über die gesamte Konstruktion verteilten Woodward-Antriebe, was insgesamt 120 Tonnen ergibt. Bei einem Gewichtsverhältnis von 2:1 zwischen Solaranlage und Raumfahrzeug käme man auf 360 Tonnen Gesamtmasse. (Zum Vergleich: Für die Zusammenstellung des Mars Transfer Vehicle des Space Launch System müßten fast 400 Tonnen Material in den Erdorbit gebracht werden – plus Treibstoff!) 240 Tonnen Solarflügel wären bei 6 kg/m² eine Gesamtfläche von 40.000 m², was zwei Flügeln mit z. B. 135 x 150 m entsprechen würde. Ich habe eine schematische Skizze gezeichnet, wie so etwas aussehen könnte, hier dargestellt mit in die Schiffslängsrichtung gedrehten Solarflügeln und leicht nach hinten angewinkelten Besatzungsgondeln, sodaß die Resultierende aus Fliehkraft und Beschleunigung senkrecht zu den Fußböden wirkt.

Hier ist mein Konzept – schön ist es aber nicht:

Der rotierende Besatzungsteil würde sich stets auf der sonnenabgewandten Seite befinden, um keine Schatten auf die Solarzellen zu werfen. Dies würde auch für Flüge sonneneinwärts gelten, z. B. auf der Rückkehr vom Mars oder unterwegs zur Venus. In diesem Fall würden die Woodward-Antriebe einfach in die umgekehrte Schubrichtung geschaltet, und die Besatzungsgondeln würden in Richtung des Nabenendes abgewinkelt. Die Woodward-Antriebseinheiten könnte man über das gesamte Schiff verteilen, auch über die Rückseite der Solarflächen, sodaß nirgends große örtliche Schubkräfte wirken würden und die Konstruktion sehr leicht gehalten werden könnte.

Bessere Leistungen würden Multispektralsolarzellen bringen, bei denen mehrere einzelne Zellen, die jeweils einen Bereich des Lichtspektrums nutzen, in einem Materialstapel miteinander kombiniert sind. Um hierfür auch sehr hochwertige und effiziente, aber auch teure Werkstoffe verwenden zu können, wird bei dieser Technologie das Licht mittels Sammellinsen in 500- bis 1000facher Konzentration auf winzige, etwa stecknadelkopfgroße Solarzellen fokussiert.

Die Effizienz dieser Technik ist in der Theorie bis 90 % steigerbar (gegenüber 30 % bei Silizium-Solarzellen, die nur einen Ausschnitt des Lichtspektrums verwerten). Mit Stand 2012 (diese Informationen habe ich aus einem Artikel in „bild der wissenschaft“ 8-2012) hat man am Freiburger Fraunhofer-Institut für Solare Energiesysteme (ISE) mit einer Dreifach-Zelle aus Galliumindiumphosphid, Galliumindiumarsenid und Germanium einen Wirkungsgrad von 41,1 % verwirklicht. Zur dieser Zeit hatten Forscher in Japan und USA einen Rekord von 43,5 % erreicht. Wissenschaftler arbeiten derzeit an der Entwicklung noch deutlich effizienterer Stapel aus bis zu 6 Solarzellen.

Bei Raumfahrzeugen könnte man für die Lichtkonzentration auch Hohlspiegel verwenden und die Fokussierung so wählen, wie die Solarzellen sie bei senkrechter Bestrahlung in der maximal vorgesehenen Sonnenentfernung noch vertragen. Bei geringerer Sonnenentfernung können die Zellen dann entsprechend schräggestellt werden. Falls bis zum Bau solcher Raumfahrzeuge weltraumtaugliche Multispektralsolarzellen mit einem Wirkungsgrad von 50 % verfügbar sind und ein ähnliches Leistungsgewicht wie herkömmliche Silizium-Solarflügel haben, könnte ein Raumschiff wie das oben beschriebene eine Beschleunigungsleistung von etwa 0,065 g in Erdnähe und von 0,028 g in Marsnähe haben. Dies ergäbe eine mittlere Beschleunigung von 0,046 g, womit ein Flug zum Mars bei geringstem Abstand Erde-Mars je nach beabsichtigter Aufenthaltsdauer etwa elf bis zwölf Tage dauern würde (mehr, wenn man länger dort bleiben will).

Eine Alternativlösung zum photovoltaischen Solarschiff wäre eines, das anstelle der Solarzellenflügel mit einem Parabolspiegel ausgerüstet ist, der das Sonnenlicht auf einen konvexen Sekundär- oder Fangspiegel fokussiert, von wo es als annähernd paralleles Strahlenbündel durch ein Loch in der Hauptspiegelmitte auf einen Gaserhitzer geworfen wird. In diesem wird komprimiertes Helium wie in einem Hochtemperatur-Atomreaktor auf etwa 1000° C erhitzt, um damit einen Gasturbinengenerator zu betreiben und in einem nachgeschalteten Wärmetauscher Dampf für eine Sekundärturbine zu erzeugen. Damit wäre ein ähnlicher Wirkungsgrad von thermischer zu elektrischer Leistung zu erreichen wie bei einem Hochtemperaturreaktor mit derselben Gas-Dampfturbinenkombination oder einem herkömmlichen Gas/Dampfturbinenkraftwerk: ca. 60 %, also das Doppelte der photovoltaischen SiliziumVariante. Bei wahrscheinlich ähnlichem Leistungsgewicht würde sich auch die Beschleunigung in Erdnähe auf 0,088 g erhöhen. Ein deutliches Absinken des Wirkungsgrades bis zum Mars wegen der aufgrund geringerer Sonneneinstrahlung niedrigeren Arbeitsmediumtemperaturen kann verhindert werden, indem man das Solarkraftwerk auf drei getrennte Gaserhitzer-Turbinen-Generatoren-Anlagen mit je 10,67 MW Leistung aufteilt und auch den Fangspiegel in drei bewegliche Abschnitte unterteilt. Wenn die Sonneneinstrahlung auf 70 % des Wertes in Erdnähe abgenommen hat, schwenkt dann einer der beiden äußeren Fangspiegelteile von seinem Gaserhitzer weg auf den mittleren, während der mittlere Fangspiegelteil zur Hälfte den mittleren Gaserhitzer und zur Hälfte den dritten beleuchtet, wodurch die Gas- und Dampftemperatur der in Betrieb bleibenden Teilanlagen wieder angehoben wird. Kurz vor Erreichen des Mars fokussieren alle drei Fangspiegelteile ihr Licht auf nur noch einen Gaserhitzer. Damit wäre eine Durchschnittsbeschleunigung von der Erde zum Mars von etwa 0,06 g und eine Flugzeit von etwa neun Tagen möglich.

Unten habe ich eine Entwurfsskizze für diese Lösung eingefügt, bei der ich zwecks Vergleichbarkeit von denselben 40.000 m² Solarfläche ausgegangen bin und auch den Besatzungsteil mit nur leicht überarbeiteten Besatzungsgondeln übernommen habe. Dieser Entwurf gefällt mir auch ästhetisch deutlich besser:

Thermoelektrisches Solarschiff „Parasol“ mit fixem Parabolspiegel (226 m Durchmesser), Gas/Dampfturbinenkraftwerk mit max. 32 MW elektrischer Leistung (auf Erdbahn) = 32 Tonnen Schub = bei ca. 360 t Flugmasse 0,088 g Beschleunigung. Gesamtlänge vom Sekundärspiegel bis zum Andockstutzen für die Landefähre: 151 m.

Bei diesem Schiff bliebe der Parabolspiegel ständig auf die Sonne ausgerichtet, während die Beschleunigung bzw. Verzögerung immer in Richtung der Rotationsachse des Besatzungsteils erfolgt, der nach beiden Seiten um je 90° geschwenkt werden kann. In Verbindung mit über die gesamte Schiffsstruktur (auch den Hauptspiegel zwischen Spiegelfläche und Rückseitenverkleidung) verteilten, kardanisch schwenkbaren kleinen Woodward-Antriebseinheiten und der Möglichkeit, das Schiff um die Hauptspiegelachse zu drehen, kann in jede beliebige Raumrichtung beschleunigt werden (also auch senkrecht zur Schiffslängsachse), ohne von der Spiegelausrichtung auf die Sonne abzuweichen. Ein weiterer Vorteil dieser Hohlspiegellösung besteht darin, daß auf das bereits knapp und teuer werdende Gallium für die Solarzellen verzichtet werden kann, das für eine umfangreichere großtechnische Verwendung zukünftig vielleicht auch gar nicht mehr in ausreichender Menge verfügbar sein könnte.

Eine interessante Zusatzmöglichkeit wäre, die Landefähre samt dem zusätzlichen Treibstoff und einem zweiten Hitzeschild für eine zweite Landung mit einem unbemannten, aber ansonsten mit dem Parasol-Entwurf baugleichen Trägerschiff in den Marsorbit zu bringen, wodurch das bemannte Schiff entweder schneller sein oder etwas größere Besatzungsmodule haben könnte. In dem Fall würde zuerst die eine Hälfte der Besatzung in einer für einen mehrtägigen Aufenthalt eingerichteten Landefähre auf dem Mars niedergehen, und nach der Rückkehr würde der Lander aus den Tanks des Trägerschiffes wieder aufgetankt und mit einem neuen Hitzeschild versehen, worauf die zweite Hälfte der Besatzung einen anderen Ort auf dem Mars besuchen würde.

Ein Raumschiff wie die Parasol könnte auf kleinen Himmelskörpern auch direkt aufsetzen, sofern deren Oberflächenschwerkraft geringer ist als der bei der örtlichen Sonneneinstrahlung mögliche Antriebsschub. Auf dem Marsmond Phobos zum Beispiel, mit seinem Hauch von Schwerkraft, würde das Schiff ohne Landefähre im „Kopfstand“ mit von der Kopplungsnabe vorgeklappten Landeständern sachte die Oberfläche berühren, worauf Besatzungsmitglieder durch den Ausstieg an der Nabe die Oberfläche betreten. Der Besatzungsteil würde währenddessen weiterhin waagrecht über der Oberfläche rotieren, während der Antriebsteil am Verbindungsgelenk – der Phobos-Rotation folgend – im nötigen Maß abgewinkelt würde, um weiterhin auf die Sonne zu zeigen. Bevor jedoch der Parabolspiegel die Phobos-Oberfläche berührt oder der Mond in den Schatten des Mars eintaucht, müßte das Schiff wieder abheben. Bei Missionen zu kleinen Asteroiden würde man auf alle Fälle die Landefähre weglassen und größere Besatzungsmodule verwenden. Einer der größten Asteroiden, wo eine Direktlandung mit einem Schiff in der Art der Parasol gerade noch möglich wäre, ist Hygeia (409 km mittlerer Durchmesser [nach anderen Quellen 431], äquatoriale Oberflächenschwerkraft 0,0093 g, mögliche Schiffsbeschleunigung im Perihel 0,011 g, Flugzeit dorthin ca. 25 Tage). Bei Flügen zu größeren Kleinplaneten bis einschließlich Ceres böte sich wieder die Möglichkeit an, mit unbemannten Trägerschiffen Landefähren und Treibstoff für mehrere Landungen mitzuführen (ein Hitzeschild würde sich im Gegensatz zu Marsmissionen erübrigen). So könnte man sogar mit solarelektrischen Raumschiffen nach und nach den gesamten Asteroidengürtel erforschen, solange keine nuklearen Raumschiffe zur Verfügung stehen.

Raumfahrzeuge dieser Art – vor allem als Solarturbinenschiffe – wären also sicher schon eine enorme Verbesserung gegenüber chemischen Raketen oder auch Ionenantrieben, und bei einem Flug zur ohnehin näheren Venus (z. B. um aus der Umlaufbahn unbemannte Landegeräte ohne die Zeitverzögerung fernsteuern zu können, die bei einer Kontrolle von der Erde aus unvermeidlich wäre), müßte man auch keinen Leistungsabfall wegen größerer Sonnenferne in Kauf nehmen. (Ein Flug zur Venus würde mit einer Beschleunigung von ca. 0,1 g bei geringstem Abstand Erde-Venus gut 5 Tage dauern.) Ich weiß auch nicht, ob nicht ein größeres Massenverhältnis zwischen der Solaranlage und dem eigentlichen Raumfahrzeug praktikabel wäre als 2:1; das war nur eine Daumenpeilannahme von mir. Es ist auch nicht auszuschließen, daß die Effizienz des Woodward-Antriebes deutlich über den von mir hier angenommenen Wert von 0,01 N/W verbessert werden kann. Dennoch ist das Leistungspotential der solarelektrischen Antriebsvariante begrenzt und eignet sich nicht für bemannte Flüge über den Asteroidengürtel hinaus. Zudem ist man dabei in der Wahl des Flugtermins auf die Zeiten beschränkt, wo die Erde und der angeflogene Himmelskörper sich auf derselben Seite des Sonnensystems befinden.

Für unbemannte Raumfahrzeuge, bei denen man hinsichtlich der Flugdauer geduldiger sein kann, wäre die solarelektrische Antriebsvariante immerhin bis zum Jupiter und zu dessen Trojanern brauchbar. Dies könnten nicht nur Forschungssonden sein, sondern auch Frachter für Transporte zwischen dem Erdorbit und verschiedenen Außenposten im Sonnensystem. Auch vorgefertigte Raumstationen oder Oberflächenanlagen könnten so zu ihren Verwendungsorten gebracht werden. Eine weitere Nutzungsmöglichkeit für unbemannte Versionen wäre die Veränderung der Flugbahnen von erdbahnkreuzenden kosmischen Brocken, um sie auf sichere Bahnen zu bringen. Die 40.000 m² Spiegelfläche des hier beispielhaft konzipierten Solarturbinenraumschiffs würden mit ihren 32 Megawatt einen Schub von 32 Tonnen erzeugen. Damit könnte man einem 12.000-Tonnen-Objekt wie dem ca. 20 m großen Meteoriten von Tscheljabinsk eine Beschleunigung von 0,0026 g erteilen. Das klingt nach sehr wenig, aber nach einem Tag hätte man damit schon eine Geschwindigkeitsänderung um 2,2 km/s bewirkt; zum Vergleich: die Erde bewegt sich mit ca. 30 km/s um die Sonne. Bei einem zehnmal so schweren Objekt würde man für diese Geschwindigkeitsänderung eben 10 Tage brauchen. Ein Gerät für diesen Zweck hätte anstelle des hantelförmigen Besatzungsteils samt Verbindungsschacht zwei Arme an der Spiegelrückseite, die den Großteil der Woodward-Antriebe aufnehmen und an deren Enden sich zwei drehbare Greifer mit sternförmig angeordneten Greiffingern befinden, die so dimensioniert sind, daß sie eine Schubkraft von 32 Tonnen auf einen dazwischen festgehaltenen Mini-Asteroiden übertragen können. Das Gerät würde sich mit seinen Greifarmen so über einen abzuschleppenden Brocken positionieren, daß dessen Rotationsachse mit den Drehachsen der Greifer zusammenfällt, die dann zupacken, worauf die Abschleppaktion beginnt. Dabei bleibt der Parabolspiegel wiederum immer senkrecht zur Sonne ausgerichtet, während die in den Greifarmen und in der Spiegelstruktur kardanisch gelagerten Woodward-Antriebe sich in jede erforderliche Schubrichtung drehen können. Für die verschiedenen Größenklassen von Asteroiden würden unterschiedlich große Versionen dieser Konstruktion gebaut.

Für bemannte Flüge, insbesondere über die Marsbahn hinaus, gilt jedoch:

Viel interessanter wären Woodward-Raumschiffe mit Atomreaktoren

Für deren Auslegung ist mir bald nach meiner Entdeckung dieses Antriebsprinzips die auf den nachfolgenden beiden Bildern dargestellte Discovery aus dem Film „2001: Odyssee im Weltraum“ als Vorbild eingefallen: ein kugelförmiger Besatzungsteil an einem Ende, mittels eines langen „Rückgrats“ mit dem nuklearen Antriebsteil am anderen Ende verbunden, nur eben nicht mit atomar beheizten Raketentriebwerken, sondern mit einem Atomreaktor (oder mehreren) und einer Woodward-Antriebsanlage. Durch den großen Abstand zwischen Besatzungs- und Nuklearantriebsteil kann nämlich Strahlenschutzmaterial eingespart werden, nachdem die Strahlenbelastung mit dem Quadrat des Abstands zwischen Besatzung und Kernbrennelementen abnimmt.

In weiterer Folge ist mir dann die Möglichkeit eingefallen, in antriebslosen Flugphasen – zum Beispiel in der Umlaufbahn um einen Planeten oder Mond – Schwereersatz durch Fliehkraft zu erzeugen, indem man das Raumschiff wie einen Bumerang um seine Hochachse rotieren läßt. Nur wäre in diesem Zustand „unten“ nicht in Richtung des Antriebsteils, wie es sonst im angetriebenen Flug der Fall ist, sondern in Richtung des Besatzungsteils. Deshalb müßten die Decken in allen Räumen so beschaffen sein, daß man sie auch als Fußböden verwenden kann; alle Türen müßten für eine Benutzung in beiden Zuständen passend angeordnet werden, ebenso müßte jegliche Einrichtung, von den Lichtschaltern und Beleuchtungskörpern über Kojen und Möblierung bis hin zu Kontroll- und Sanitäreinrichtungen in irgendeiner Weise beidseitig benutzbar angelegt werden. Lästige Komplikationen also, die dieser Rotationslösung entgegenstanden.

Dann ist mir jedoch die Idee gekommen: Nachdem mit dem Woodward-Antrieb Schub erzeugt werden kann, ohne eine Reaktionsmasse ausstoßen zu müssen, muß das Triebwerk auch nicht notwendigerweise am Heck angebracht werden, weil es keinen Schubstrahl gibt, der frei wegblasen können muß. Man kann es überall im Schiff einbauen, wo Platz dafür ist, sogar tief im Inneren. Woodward-Schiffe mit Atomreaktoren können also als Raumschiffe mit Frontantrieb ausgelegt werden: mit dem Antriebsteil vorne, wobei die Reaktoren aus Strahlenschutzgründen ganz am Vorderende liegen, dahinter folgen die Turbinen und Generatoren und der Hauptteil der Woodward-Antriebsaggregate. Der Besatzungsteil wird vom Antrieb gezogen, was auch den gewichtssparenden statischen Vorteil hat, daß die lange Verbindungskonstruktion zwischen den beiden Teilen nur auf Zug belastet wird und nicht auf Schub, wofür Steifigkeit gegen Ausknicken nötig wäre.

Stellen wir uns diese Auslegung also anhand eines zweiten Bildes der Discovery vor, diesmal vom anderen Ende her gesehen, wo man die Raketendüsen nicht sieht, sodaß man sich leichter vorstellen kann, daß der Antriebsblock das Vorderende darstellt (diesen Eindruck stört allerdings der Fensterschlitz, bei dem man automatisch an ein Cockpit mit Ausblick nach vorne denkt):

Ebenso muß man das durch die offene Beibootluke sichtbare, in Schiffslängsrichtung verlaufende Deck ignorieren, denn die Besatzungskugel müßte durch senkrecht zur Schiffslängsachse angeordnete Decks unterteilt sein.

Nun ist alles viel einfacher: Während der Beschleunigung zieht der Antrieb das Schiff, und „unten“ ist in Richtung der vom Antrieb abgewandten Kugelseite. Beim Anbremsen eines Reiseziels hängt die Kugel auf dieses zu und ist ebenfalls unten; im antriebslosen Flug in einer Umlaufbahn rotiert das Schiff um seine Hochachse und erzeugt ein „Unten“ in derselben Richtung, und während eines Aufenthaltes (z. B. zur Wartung) in einer Mond- oder Planetenbasis kann das landende Schiff mit dem Kugelteil voran in einen Schacht abgesenkt werden, wo es dann unter seinem Antriebsteil hängt, der von aus den Wänden ausgeschwenkten Haltearmen getragen wird, während sich die Kugel mit ihrer Außenseite gerade soviel am Schachtboden aufstützt, wie sie es statisch verträgt.

Der Schwereersatz durch Beschleunigung bräuchte nicht einmal während der Wende unterbrochen zu werden, wenn das Schiff sich nach etwa der Hälfte des Fluges umdreht, um mit dem Besatzungsteil voran die Bremsphase zu beginnen. Denn dann bräuchte es bloß bei gleichbleibendem Schub einen nicht zu engen Schlenker seitwärts zu fliegen, und die geringfügige Kursabweichung durch die kurzzeitige Beschleunigung quer zur Flugrichtung kann je zur Hälfte durch ein entsprechendes Vorhaltemaß während des Beschleunigungs- und des Bremsteils der Reise ausgeglichen werden. Für eine gute Manövrierbarkeit können die einzelnen Antriebsaggregate beweglich eingebaut werden, wobei es gar nicht nötig wäre, sie kardanisch aufzuhängen, vor allem, wenn dies die Zu- und Ableitung des Kühlmittels verkomplizieren würde. Es würde schon genügen, wenn die eine Hälfte davon um die Hochachse drehbar gelagert wäre und die andere Hälfte um die Querachse. Zur Unterstützung von Lenkbewegungen vom Hinterende aus könnte man auch einen kleinen Teil der Triebwerke im Besatzungsteil beweglich gelagert einbauen, wo gerade Platz dafür ist und die Schubkräfte gut in den Schiffskörper eingeleitet werden können.

Ein Punkt ist im Zusammenhang mit dem Schwerkraftersatz durch Rotation bei der Gestaltung der Decks zu berücksichtigen: Während der Andruck durch die Antriebsbeschleunigung überall ebenso parallel zur Schiffslängsachse nach hinten/unten wirkt, wie die Schwerkraft eines Planeten oder Mondes, auf dem das Schiff steht, wirkt die Fliehkraft radial von der Rotationsachse aus. Wenn man die Decks eben gestaltet, wie es für die anderen Fälle richtig ist, dann wirkt die Ersatzschwere nur dort senkrecht zu den Decks, wo diese von der Ebene geschnitten werden, die von der Rotationsachse und der Längsachse definiert wird. Wenn man von einer solchen Linie weg in Rotationsrichtung oder entgegen zu dieser durch einen Innenraum geht, hätte man dabei das Gefühl, als würde der ganze Raum zunehmend nach vorn kippen, je weiter man geht. Das wären zwar keine großen Winkelbeträge (abhängig vom jeweiligen Abstand zur Rotationsachse), aber es könnte dennoch eine irritierende Wirkung haben, zumal einem das Innenohr keine Drehbewegung nach vorn signalisieren würde. Deshalb müßten die Decks leicht konkav gebaut werden, und zwar so, daß ihre Krümmung einem Kreisbogen entspricht, dessen Mittelpunkt in der Rotationsachse liegt. Bei beschleunigtem oder gelandetem Schiff würde man dann zwar beim Weggehen von so einer „Nullinie“ einen zunehmenden Anstieg des Bodens bemerken, aber da einem das auch vom Augenschein her erkennbar wäre, würde das keine Irritation bewirken.

Atomreaktoren für die Raumfahrt sind durchaus auch in der gegenwärtigen technischen Forschung bereits ein Thema, sodaß auf diesen Entwicklungen einmal aufgebaut werden könnte. In FLUG REVUE 09-2004 steht z. B. im Artikel „Mit Atomkraft zum Roten Planeten“:

Die Russen arbeiten indes schon intensiv an nuklear-elektrischen Antrieben mit einer Leistung von dutzenden kW bis hunderten MW für künftige bemannte Weltraummissionen zum Mond und weit darüber hinaus. Ihr besonderes Augenmerk gilt dabei der Reaktorsicherheit. Wegen der bekannten ökonomischen und finanziellen Probleme wurde die Entwicklung jedoch eingestellt.
Es bedurfte aber nur weniger Jahre, bis der Kreml einsah, dass das „ein strategischer Risikofaktor“ sei, der sich „negativ auf den militärischen Schutz Rußlands auswirken“ könne. Im Februar 1998 verabschiedete die russische Regierung deshalb eine „Konzeption zur Entwicklung der atomaren Raumfahrtenergetik“ und ein Jahr später das Zielprogramm zu deren Umsetzung
.

Für eine ungefähre Abschätzung der Leistungen, die mit nuklearen Woodward-Raumschiffen möglich sein könnten, habe ich diesen Ausschnitt eines Artikels im Septemberheft 1978 der FLUG REVUE als Ausgangsbasis verwendet, wo im Zusammenhang mit neuen Großtransportflugzeugprojekten der amerikanischen Streitkräfte dieses 560 t schwere „Air Loiter Vehicle“ vorgestellt wurde, dessen Zweikreis-Turbinentriebwerke mit der Hitze eines Hochtemperatur-Atomreaktors betrieben werden sollten und das man bis zum Jahr 2000 einsatzreif haben wollte:

Modeln wir uns dieses Flugzeug also in Gedanken in ein atomgetriebenes Raumschiff um:

Der Atomreaktor kommt in den Bug, dahinter folgen die Turbine, der Generator und die Woodward-Antriebe. Anstelle des Gewichts der überflüssigen Tragflächen und Leitwerke wird daneben eine zweite Reaktor- und Antriebsanlage mit derselben Leistung eingebaut, das kugel- oder eiförmig erweiterte Heck nimmt die Räume für eine ca. 30köpfige Besatzung sowie die Steuerzentrale auf und ist mit einem schlanken Zwischenteil mit dem Vorderrumpf verbunden. Ohne das Problem des Loswerdens der Reaktorabwärme, die beim oben abgebildeten Nuklearflugzeugentwurf mit der durch die Triebwerke gesaugten Luft abgeführt worden wäre, hätte so eine Auslegung ungefähr so aussehen können wie die drei nachfolgend abgebildeten Raumschiffentwürfe, die ich für meine inzwischen aufgegebene Science-Fiction-Geschichtenreihe um die Weiße Allianz und die Kosmopolitische Föderation erstellt habe (die Besatzungsteile sind jeweils links im Bild, die Vorderrümpfe mit der Antriebsanlage jeweils rechts):

Deutsches Schul- und Forschungsschiff „Uhland“ über dem 18 km tiefen Severina-Krater des Asteroiden Vesta.

Französische Fregatte „Arduinna“, benannt nach der nordgallischen Jagdgöttin.

Deutsches Patrouillenboot „Panther“; die mit einem Kreuz markierte Kreisfläche ist die Ankopplungsschleuse für Landefähren am Heck.

Leider ist dieses Problem des Abwärmemanagements, das in Science-Fiction-Darstellungen von Raumschiffen generell sehr unterschätzt und vernachlässigt wird, viel größer, als man meinen würde. Im Weltraum kann Wärme nur entweder über den Abgasstrahl von Antrieben abgegeben werden, sofern ein ausreichender Massedurchsatz im Verhältnis zur anfallenden Wärmeenergie gegeben wird – oder ansonsten durch Strahlung gemäß dem Stefan-Boltzmann-Gesetz (der Abschnitt Heat Radiators der Webseite „Atomic Rockets“ ist diesbezüglich sehr aufschlußreich). Und demzufolge würde die Abstrahlung der Abwärme von Reaktoranlagen mit einer thermischen Leistung von Hunderten Megawatt unpraktisch riesige Radiatorflächen erfordern. Die obigen Raumschiffentwürfe würden sich daher nur für Antriebsanlagen mit wasserstoffgespeisten Brennstoffzellen eignen, allenfalls unterstützt durch einen kleinen Hilfsreaktor im Bug, der Energie für einen schwachen Dauerschub zwischen Startbeschleunigung und Zielanbremsung liefert und für dessen Abwärmeabstrahlung ein Teil der Rumpfoberfläche genügen würde. Für mein rein nuklearbetriebenes Konzeptraumschiff „Kepler“, das ich nachfolgend vorstelle, habe ich also zunächst einmal Größe und Masse des Besatzungsteils abschätzungsweise bestimmt, dann Radiatorflächen in dazu passendem vernünftigen Größenverhältnis entworfen und deren ungefähre Masse ermittelt, sodann abgeschätzt, welche Wärmeleistung damit abgestrahlt werden könnte, und auf dieser Basis die mögliche Antriebsleistung und Beschleunigung berechnet.

Größe, Masse, Personenkapazität und Raumausdauer für die 10 Meter durchmessende Besatzungskugel des Raumschiffkonzepts „Kepler“ habe ich auf Basis der Orion-Raumkapsel der NASA hochgerechnet bzw. abgeleitet, indem ich zunächst deren Außenfläche (Crewmodul + Servicemodul) berechnet und dann ermittelt habe, wie groß eine Kugel mit derselben Oberfläche und daher auch demselben Hüllengewicht wäre: 5,5 m Durchmesser. Eine Kugel dieser Größe hätte aber mehr Volumen (87 m³ gegenüber den 69 m³, die ich näherungsweise für CM+ SM der Orion errechnet habe) und würde einer ebenfalls vierköpfigen Besatzung bei gleicher Menge an Einbauten und Vorräten und gleicher Gesamtmasse mehr Wohnraum bieten, nämlich ca. 27 m³ statt knapp 9 m³. Das Servicemodul der Orion wiegt 15.460 kg, davon sind 9276 kg Treibstoff; wenn von den restlichen 6184 kg etwa die Hälfte auf den dort mitgeführten Sauerstoff- und Wasservorrat entfällt und die andere Hälfte das reine Leergewicht einschließlich Triebwerken und Solarpaneelen ist, dann müßte sich dieser Sauerstoff- und Wasservorrat von gut 3 Tonnen bei Weglassen des Treibstoffs vervierfachen lassen, was statt der Raumausdauer von 21 Tagen eine von 84 Tagen bringen würde; statt der entfallenen Raketentriebwerke und Solarpaneele könnte Forschungsausrüstung mitgeführt werden. Die im Crewmodul der Orion verstauten Nahrungsvorräte müßten sich bei Wegfall des Hitzeschildes ebenfalls ungefähr vervierfachen lassen.

Wenn man diese 5,5 m große virtuelle Miniversion einer Besatzungskugel auf 9 Meter für die Kepler aufbläst, so hat diese das 4,4-fache Volumen, die 4,4-fache Masse (25.847 kg x 4,4 = 113,7 Tonnen) und kann statt vier Mann deren 17 für die errechnete Zeit versorgen. Ich habe diese Zahl auf 10 verringert, um eine komfortablere Unterbringung und eine Verlängerung der Raumausdauer auf 140 Tage zu erreichen. Der Massenanteil, der dem Gewicht der restlichen 7 Mann entspricht, bleibt als Spielraum für Vorratsreserven, diverse Bordeinrichtungen etc., und für die Gesamtmasse der Besatzungskugel setze ich unter Annahme zukünftiger Verbesserungen beim Leichtbau 100 Tonnen an. Ich weiß nicht, wie weit in der Orion eine Rückgewinnung von Wasser aus dem Urin der Astronauten und aus dem Kondenswasser der Innenluft bereits einkalkuliert ist, aber falls nicht, so böte ein Nuklearschiff wie die Kepler den zusätzlichen Vorteil, daß dieses Abwasser mit bordeigenem Atomstrom elektrolytisch in Wasserstoff und Sauerstoff aufgespalten werden kann, womit der Wasservorrat gleichzeitig ein Teil des Sauerstoffvorrates ist, der dann zugunsten von mehr Wasser und Nahrung verringert werden kann.

Das Kohlendioxid aus der Atemluft kann man in Kühlgeräten als Trockeneis ausfrieren lassen und zum Fluten von Schleusenkammern bei Ausschleusungen verwenden, wobei die Kammer zunächst vom Boden her mit dem kalten, schweren CO2-Gas geflutet wird, bis die normale Innenluft völlig durch die Auslässe unter der Kammerdecke verdrängt wurde, worauf das CO2 ins Vakuum abgelassen und die Schleuse nach außen geöffnet wird.

Zu dieser Besatzungskugel habe ich ein Verbindungs- und Landegerüst gezeichnet, bestehend aus einem zentralen Verbindungsrohr und vier schrägen Landestützen, wobei der Bereich zwischen letzteren und dem Zentralrohr von doppelseitig abstrahlenden Radiatorflächen mit einer Gesamtfläche von 2200 m² ausgefüllt wird. An diese schließen sich unten vier zusätzliche Radiatorfelder mit zusammen 100 m² für die Abwärme des Lebenserhaltungssystems und sonstiger Bordsysteme an, die auf niedrigerem Temperaturniveau arbeiten. Die gesamte Antriebsanlage ist in einer kegelförmigen Umhüllung oben auf dieser Konstruktion untergebracht. Die Kegelform des Antriebsteils sowie die Verbreiterung der Radiatorflächen nach hinten/unten ergibt sich aus der Notwendigkeit, diese Teile innerhalb des Strahlungsschattens zu halten, den eine „Schattenschild“ genannte Abschirmung zwischen dem Reaktorkern und dem Rest des Schiffes wirft.

Dieser Schattenschild, der z. B. aus 18 cm Beryllium als Neutronenreflektor auf der Reaktorseite, gefolgt von 2 cm Wolfram als Gamma- und Neutronenschild und 5 cm Lithiumhydroxid zum Abfangen der restlichen Neutronen bestehen könnte, hätte in dieser Ausbildung eine Masse von 3500 kg pro Quadratmeter und muß daher zwecks Gewichtseinsparung möglichst klein gehalten werden, weshalb man den Schattenwinkel nicht zu weit wählen kann. Es genügt jedoch nicht, diesen Strahlungsschatten auf den Besatzungsteil zu beschränken und die restlichen Schiffsteile der Strahlung auszusetzen. Denn auch wenn Radiatorflächen oder Stützrohre nicht an Krebs erkranken können, so kann an ihnen doch Röntgen- und Neutronenstrahlung in alle Richtungen gestreut werden, darunter auch zum Besatzungsteil hin, und außerdem kann Neutronenbestrahlung an Konstruktionsteilen je nach Material Neutronenversprödung und Neutronenaktivierung bewirken. Letzteres bedeutet, daß die Materialien sich durch Neutroneneinfang in radioaktive Isotope verwandeln und nicht nur selbst zu strahlen anfangen, sondern sich auch durch Transmutation allmählich in andere chemische Elemente mit anderen Materialeigenschaften verwandeln. Näheres dazu ist auf „Atomic Rockets“ unter Shadow Shield nachzulesen.

So sieht mein Entwurf „Kepler“ für ein landefähiges Woodward-Raumschiff mit Atomreaktor aus:

Entwurfsskizze für nukleares Woodward-Raumschiff „Kepler“, 275 t Masse, 21 t Schubleistung, 75 m hoch.

Bei der Ermittlung der Wärmeleistung, die über die 2200 m² Radiatorfläche abgestrahlt werden könnte, bin ich von einem Beispiel auf „Atomic Rockets“ (unter Heat Radiators) ausgegangen, demzufolge bei einem undurchsichtigen Radiatormaterial mit sehr hoher Emissivität und beidseitiger Abstrahlung bei einer Arbeitsmitteltemperatur von 3000 Kelvin für eine Abwärmeleistung von 150 Gigawatt eine Radiatorfläche von 17.470 m² benötigt wird. Bei dieser Temperatur könnten mit den 2200 m² der Kepler 18,8 Gigawatt abgeführt werden.

Diese Temperatur würde aber bei weitem nicht erreicht werden. Ich weiß nicht genau, welche Temperatur der Abdampf einer Dampfturbine hat und auf welche Temperatur er abgekühlt werden muß, daher bin ich auf Schätzungen angewiesen und nehme etwa 470 K (197° C) Turbinenauslaßtemperatur und ca. 370 K (97° C) Kondensationstemperatur an, was eine Durchschnittstemperatur von nur 420 K ergibt. Da die Abstrahlungsleistung von Radiatoren gemäß dem Stefan-Boltzmann-Gesetz mit der vierten Potenz der Temperatur zunimmt, könnte bei 420 K nur ein 2600stel der 18,8 Gigawatt abgeführt werden, das wären 7,23 Megawatt.

Ich habe jedoch die Verwendung transparenter und infrarotdurchlässiger Radiatormaterialien angenommen, wie sie für Raumfahrzeuge ebenfalls vorgeschlagen werden. Diese böten den Vorteil, daß die gegenseitige Bestrahlung der Radiatorflächen bei kreuzförmiger Anordnung (wie bei der Kepler) sich kaum auswirken würde und die jeweils senkrecht zur Sonneneinstrahlung stehenden Flächen dabei kaum Sonnenenergie aufnehmen würden, und durch die direkte Emission von Infrarotstrahlung aus den Dampfkanälen heraus zusätzlich zur Wärmeleitung durch das Radiatormaterial könnte auch mehr Wärme abgegeben werden. Wieviel mehr genau, weiß ich nicht, daher habe ich für dieses Beispiel etwa 14 Megawatt angenommen. Dies wäre die maximale Abwärme der Reaktor-Turbogeneratoren-Anlage, die man loswerden könnte.

Hochtemperaturreaktoren haben heute einen Wirkungsgrad von 41 %, könnten jedoch bis zu 60 % erreichen, wenn das heiße Gas aus dem Reaktor direkt für den Betrieb einer Gasturbine verwendet und erst die danach noch vorhandene Wärmeenergie zusätzlich für die Dampferzeugung für eine weitere Turbine genutzt wird. Bei Gasturbinen-Dampf-Kraftwerken wird das heute schon so gemacht; bei Hochtemperaturreaktoren konnte diese Technologie bisher jedoch noch nicht zur Anwendungsreife gebracht werden. Wir gehen jedoch davon aus, daß dies in der Zukunft gelingen wird. Ein Hochtemperaturreaktor für Raumflugzwecke darf aber kein Kugelhaufenreaktor sein, wie es vor allem deutsche Hochtemperaturreaktoren derzeit sind, sondern es müßte eine Gestaltung der Brennelemente und des Graphitmoderators entwickelt werden, die eine schnelle Gasdurchströmung begünstigt.

Bei 60 % Wirkungsgrad von thermischer zu elektrischer Leistung wären 14 Megawatt die 40 % Abwärme einer Reaktoranlage mit 35 Megawatt thermischer und 21 Megawatt elektrischer Leistung. Bei dem weiter oben angenommenen Wirkungsgrad des Woodward-Antriebs von 0,01 N/W ließen sich damit 21 Tonnen Schub erzeugen.

Ausgehend von dem oben vorgestellten amerikanischen Nuklearflugzeug habe ich angenommen, daß 25 % Gewichtsanteil für die Antriebsanlage aus einem 178 MW-Hochtemperaturreaktor sowie den Triebwerken samt „Fernwärmeleitungen“ zu diesen, den Wärmetauschern und der Strahlenabschirmung nicht zu wenig sein dürften, was bei 480 Tonnen Flugzeug-Leermasse 120 t wären. Für die Kepler habe ich also eine Antriebsanlage aus einem 35-MW-Reaktor samt Gas/Dampfturbinen-Generatorkombination und Woodward-Antrieben mit einer aufgerundeten Gesamtmasse von 30 t angenommen. Für die Radiatorflächen habe ich angenommen, daß solche aus Transparentmaterial ein ähnliches Flächengewicht wie gut konstruierte aus Aluminium (5 kg/m²) haben, was für 2300 m² (inkl. 100 m² für die Bordsysteme-Radiatoren) eine Masse von ca. 115 t macht.

Für die Gesamtmasse der Kepler summieren wir nun die 100 t für die Besatzungskugel, die 115 t für die Radiatorflächen, die 30 t für den Reaktor/Antriebsteil und angenommene 30 t für das zentrale Verbindungsrohr, die Außenstützen und die Funkanlage und kommen auf eine Summe von ca. 275 t.

Mit dieser Masse und 21 Tonnen Schub wäre unser Raumschiff zu einer Beschleunigung von 0,076 g fähig, womit eine Landung auf Himmelskörpern mit bis zu ca. 0,055 g Oberflächenschwerkraft möglich wäre. Das wären alle Asteroiden einschließlich des größten, Ceres (Oberflächenschwerkraft 0,029 g), alle kleineren Jupitermonde außerhalb von Kallisto, alle Saturnmonde außer Titan, alle Uranusmonde, alle Neptunmonde außer Triton, alle Plutomonde einschließlich Charon (0,029 g). Pluto geht sich knapp nicht aus (0,063 g); hierfür müßte ein leistungsfähigeres Schiff mit stärkerer Antriebsanlage verwendet werden.

Bei einer Ersatzschwereerzeugung im antriebslosen Flug durch Rotation wäre das Hauptdeck 19,4 m vom Schiffsschwerpunkt (der Rotationsachse) entfernt, das Unterdeck 22,2 m. Laut SpinCalc wären das bei 3 rpm 0,195 g (etwas mehr als auf dem Mond) bzw. 0,223 g.

Das innere Sonnensystem bis zur Jupiterbahn. Diese Karte gibt eine gute Vorstellung davon, wie breit der Asteroidengürtel im Verhältnis zu den Planetenbahndurchmessern ist. „Greeks“ und „Trojans“ sind die nach den griechischen und trojanischen Kämpfern der Ilias benannten Trojanischen Asteroiden des Jupiter, die jeweils 60° vor und nach ihm auf seiner Bahn umlaufen.

Die Flugzeiten zu Zielen im Sonnensystem mit einer Dauerbeschleunigung von 0,065 g (85 % Dauerleistung), jeweils bei geringstem Abstand zwischen der Erde und dem Ziel, wären wie folgt:

Zur Venus 6 Tage; zum Mars 8,5 Tage; zum Merkur (wofür ausreichender Strahlungsschutz Voraussetzung wäre) 9 Tage; zum Jupiter oder zu den Jupitertrojanern 23 Tage; zum Saturn 33 Tage, zum Uranus 48 Tage, zum Neptun 61 Tage. Für letzteren würden die 140 Tage Raumausdauer der Kepler noch 18 Tage für einen Forschungsaufenthalt im Mondsystem des Neptun übriglassen. Ein Flug zum Pluto würde bei dessen geringstem Sonnenabstand (geringfügig näher als Neptun, zuletzt zwischen 1979 und 1999) ebenfalls etwa 60 Tage in einer Richtung dauern, bei dessen größter Sonnenentfernung von 49,305 Astronomischen Einheiten, die er das nächste Mal im Jahr 2113 erreichen wird, jedoch 78 Tage und damit mehr als die Hälfte der Raumausdauer von 140 Tagen. Eine Plutoexpedition mit einem Schiff wie der Kepler wäre jedoch möglich, wenn eine antriebstechnisch baugleiche unbemannte Lastversion mitfliegen würde, die neben Versorgungsgüternachschub für die Besatzung auch eine brennstoffzellenbetriebene Landefähre samt Treibstoff befördert.

Die auf diese Weise maximal bewältigbare Entfernung, mit einer Hinflugdauer von 130 Tagen und einer Sicherheitsreserve von 10 Tagen, wären zwanzig Milliarden Kilometer oder 134 Astronomische Einheiten, wobei eine Spitzengeschwindigkeit von knapp 3600 km/s oder 1,2 % der Lichtgeschwindigkeit erreicht würde. Innerhalb dieser Reichweite liegen z. B. die Zwergplaneten Orcus (30,8 – 48 AE), Haumea (35,16 – 51,5 AE), Makemake (38,7 – 52,8 AE), Quaoar (41,95 – 45 AE) oder Eris (37,7 – 97,56 AE9). Bei Sedna (76 – 910 AE) ginge es sich nur im sonnennäheren Bahnabschnitt aus.

„Planet IX“, eine bisher nur aufgrund von Bahngemeinsamkeiten einiger Transneptunobjekte vermutete Supererde mit der etwa 10fachen Erdmasse, läge jedoch außer Reichweite, denn er wäre ungefähr 20mal so weit von der Sonne entfernt wie der Neptun, was bei 0,064 g Dauerbeschleunigung eine durchschnittliche Flugzeit von ca. 270 Tagen in einer Richtung erfordern würde, je nachdem, wie weit der Planet auf seiner wahrscheinlich exzentrischen Umlaufbahn gerade von der Sonne entfernt ist. Eine Expedition dorthin wäre mit einem nukleargetriebenen Woodwardantriebs-Schiff nur möglich, wenn es es gelänge, das Beschleunigungsvermögen zu vervierfachen (durch eine Steigerung des Antriebswirkungsgrades auf 0,04 N/W), womit auch eine Direktlandung auf eventuellen Monden von „Planet IX“ mit einer Oberflächenschwerkraft bis zu ca. 0,2 g möglich wäre. Auch hier wäre die Begleitung durch ein unbemanntes Transportschiff erforderlich, das Mannschaftsvorräte für den Forschungsaufenthalt und Rückflug sowie diverse Landesonden, Satelliten, zusätzliche Forschungsausrüstung plus eine Landefähre samt Treibstoff für die Landung auf größeren Monden befördert.

Für den Fall, daß „Planet IX“ tatsächlich einmal entdeckt wird, schlage ich für ihn hier „inoffiziell“ den Namen Hades vor, und für seinen größten Mond Persephone. Die beiden nächstkleineren Monde, falls er welche hat, könnten Orpheus und Eurydike heißen, und passende Namen für weitere Monde wären Tiresias (nach dem blinden Seher, den Odysseus der Sage nach in der Unterwelt befragte), Tityos, Tantalos und Sisyphus. Falls es einen Mond mit besonders heller Oberfläche gibt – etwa einen innersten Mond mit exzentrischer Umlaufbahn, der durch Gezeitenkräfte innerlich aufgeheizt wird mit der Folge von Eisvulkanismus, der die Oberfläche ständig umformt und dunkle Ablagerungen von Kohlenstoffverbindungen mit frischem Eis überlagert -, würde sich dafür der Beiname der antiken Eurydike anbieten: Argiope, „die mit dem weißen Gesicht“.

Interstellare Raumflüge

„Stellar Radiance“, David Hardys Darstellung von Proxima Centauri, gesehen von einem hypothetischen Planeten aus. Rechts von Proxima ist das „W“ des Sternbilds Cassiopeia zu sehen, das hier links (hinter der Protuberanz) einen weiteren hellen Stern aufweist: unsere Sonne. Proxima Centauri, mit 4,22 Lichtjahren der sonnennächste Stern, ist ein roter Zwergstern vom Spektraltyp M5,5 und hat nur 15 % der Masse unserer Sonne und 6 Promille ihrer Leuchtkraft. Proxima ist ein bekannter Flackerstern, dessen Helligkeit innerhalb von Minuten auf das 2,5fache ansteigen kann. Solche Ausbrüche, von denen mehr als einer gleichzeitig stattfinden können und bei denen Strahlung vom Radiowellen- bis in den Röntgenbereich abgegeben wird, treten sporadisch im Abstand von Stunden auf. Ein Planet mit flüssigem Wasser müßte 0,02 – 0,06 AE (3 – 9 Mill. km) entfernt sein, mit 2 – 6 Tagen Umlaufsperiode in gebundener Rotation (immer mit derselben Seite zu Proxima).

Die Befassung mit den Flugzeiten atomgetriebener Woodward-Schiffe innerhalb des Sonnensystems regt zu Fragen wie der nach der höchstmöglichen Geschwindigkeit an, die mit solch einem Antrieb mit maximaler Ausnutzung einer Reaktorfüllung mit Brennelementen erreichbar wäre. Immerhin würde die oben beschriebene Fernflug-Weiterentwicklung der Kepler auf der Reise zu „Planet IX“ bis zum Beginn der Bremsung nach 65 Tagen etwa 5 % der Lichtgeschwindigkeit erreichen.

Wie lange man Hochtemperaturreaktoren betreiben könnte, ehe die Brennelemente ausgetauscht werden müßten (vorausgesetzt, daß in dieser Zeitspanne auch keine anderen Wartungsarbeiten notwendig werden, die nicht unterwegs bzw. während des Aufenthalts am Ziel durchgeführt werden können), läßt sich nur sehr ungefähr abschätzen. Eine mir zugängliche Ausgangsbasis für Vergleiche sind die Betriebszeiten der Bordreaktoren ziviler atomgetriebener Schiffe bis zum Austausch der Brennelemente. (Kriegsschiffe eignen sich nicht als Vergleichsbasis, weil bei diesen die Reaktorfüllungen lange vor der tatsächlichen Notwendigkeit ersetzt werden, da man bei einer überraschend eintretenden Krise nicht mit einem wichtigen Schiff dastehen will, das bald darauf in die Werft muß. Der amerikanische Lenkwaffenkreuzer Long Beach fuhr jedenfalls mit seiner ersten Uranladung 167.000 Seemeilen weit, was bei einer angenommenen Durchschnittsgeschwindigkeit von etwa 28 Knoten knapp 6000 Stunden Betriebszeit gewesen sein müssen. Im Buch „Kreuzer der U.S. Navy“ von Stefan Terzibaschitsch wird für die Long Beach eine Reichweite von 800.000 sm angegeben, was 28.000 Stunden entspräche.)

Bei den zivilen Versuchs-Atomfrachtern Otto Hahn und Savannah, beide mit Druckwasserreaktoren, sieht es so aus: Der Reaktor der Otto Hahn hatte bei Vollast eine Einsatzzeit von 900 Tagen = 21.600 Stunden, die Savannah konnte mit einer Ladung Brennelemente bei 20 Knoten (Höchstgeschwindigkeit: 21 kn) 300.000 Seemeilen weit fahren, was 15.000 Betriebsstunden entspricht.

Die möglichen Standzeiten der Brennelemente von Druckwasserreaktoren jener Zeit mit der von Hochtemperaturreaktoren zu vergleichen, ist ebenfalls schwierig. Die Brennelemente der Otto Hahn bestanden aus Urandioxid mit mittlerer Anreicherung (3,5/6,6 % U235); Hochtemperaturreaktoren enthalten eine Mischung aus hoch angereichertem, schon waffenfähigem Uran und natürlichem Thorium im Verhältnis 1:5 bis 1:10. Welcher Anreicherungsgrad maximal verwendet werden kann, konnte ich nicht in Erfahrung bringen; jedenfalls gilt Uran ab 20 % U235 definitionsgemäß als „hoch angereichert“ und könnte so prinzipiell schon in Kernwaffen verwendet werden, wenn auch sehr ineffizient; als wirklich weapon grade gelten aber erst Werte ab 85 %. Da bei den deutschen HTR nach einem amerikanischen Lieferstopp von waffenfähigem Uran wieder zu niedrig angereichertem Uran mit etwa 10 % übergegangen wurde, nehme ich an, daß es zuvor etwa 20 – 25 % waren, und gehe für die hier besprochenen Raumschiffanwendungen von etwa 25 % aus, was bei einer 1:5-Mischung mit Thorium einen 5%igen Gesamtanteil von U235 bedeutet. Dazu kommt, daß das Thorium durch Neutroneneinfang und anschließende Betazerfälle in das Uranisotop 233 umgewandelt wird, das teilweise zusätzlich zum U235 gespalten und zur Energieerzeugung mitgenutzt wird. Hierbei wird aktuell ein Brutverhältnis von knapp 0,5 erreicht, weshalb ich für zukünftige Raumschiffreaktoren mit einer eineinhalbmal längeren Brennelement-Standzeit rechne, was bezogen auf die Otto Hahn etwa 30.000 Stunden oder 1250 Tage bzw. knapp 3 ½ Jahre wären.

Eine Fernflug-Weiterentwicklung der Kepler mit auf 0,04 N/W verbessertem Wirkungsgrad der Woodward-Antriebe und 0,25 g Dauerbeschleunigung könnte also 135.000 km/s (45 % der Lichtgeschwindigkeit!) erreichen und wieder abbremsen. Ein bemannter Flug zu Proxima Centauri oder Alpha Centauri wäre damit zwar wegen der nur für 140 Tage reichenden Bordvorräte noch nicht möglich, aber eine unbemannte Version, die statt der Besatzungskugel nur Forschungsinstrumente und eine ausreichend starke Funkanlage hätte, könnte mit noch stärkerer Beschleunigung auf halbe Lichtgeschwindigkeit kommen und beim Zielstern noch lange autonom von einem Planeten zum anderen fliegen und die aufgenommenen Bild- und Meßdaten ständig zur Erde funken.

Bei nochmaliger Verdoppelung der Beschleunigung auf 0,5 g durch eine Kombination aus weiter verbessertem Antriebswirkungsgrad (0,06 N/W) und auf doppelte Reaktorleistung vergrößertem Antriebsteil bei unverändert 100 t wiegendem Besatzungsteil könnte eine 450 t wiegende und etwa 110 m lange Einmannversion mit den vollen Vorräten der 10-Mann-Version plus zusätzlichen Vorräten anstelle des Gewichts der neun anderen Männer und der für sie nötigen Einrichtungen sogar tatsächlich auf 90 % der Lichtgeschwindigkeit kommen und innerhalb von ungefähr 4,8 Jahren Bordzeit Alpha Centauri erreichen, da der Zeitdilatationsfaktor bei 90 % der Lichtgeschwindigkeit bereits 2,3 beträgt:

Der Lorentzfaktor (senkrechte Achse) für die Zeitdilatation bei Annäherung an die Lichtgeschwindigkeit, die durch „Speed 1“ markiert wird. Ein Lorentzfaktor von 2 bedeutet z. B., daß die Bordzeit nur halb so schnell verstreicht wie im Ruhezustand.

Eine auf die gut zehnfache Masse – ca. 5.000 Tonnen, knapp das eineinhalbfache Startgewicht der Saturn V – aufgeblasene Version dieses Schiffes könnte eine zehnköpfige Besatzung nach Alpha Centauri bringen, und bei 10.000 Tonnen wären sogar zwanzig Mann dabei. Um für den Rückflug Brennelemente und Proviant zu haben (Sauerstoff und Wasser werden vor Ort zu gewinnen sein), müßte ein unbemanntes Trägerschiff mitgeschickt werden, von dem diese Güter vor dem Rückflug übernommen werden. Dieses kann auch langsamer sein und dann bereits eine Weile vor den Raumfahrern starten; nach deren Aufbruch zum Rückflug könnte es als mobile Forschungssonde im System verbleiben und weiter Daten funken. Eine große und noch nicht abschätzbare technische Herausforderung bei solchen hochrelativistischen Geschwindigkeiten wäre der Schutz der Schiffe und Besatzungen vor der Wechselwirkung mit der interstellaren Materie.

Falls sich der von Mike Lorrey im weiter oben zitierten Kommentar erwähnte Polywell-Fusionsreaktor als Bordenergiequelle für Raumschiffe verwirklichen läßt, hätte man wahrscheinlich noch viel bessere Möglichkeiten. Eine weitere zukünftige Alternative wäre eine Energieversorgung durch Positronenreaktoren; die NASA zieht offenbar die Entwicklung von Positronenspeichern in Erwägung, deren Inhalt allerdings Raketentriebwerke befeuern soll:

Ein Fehler ist in der Kurzmeldung allerdings enthalten: Die Zerstrahlung von Antiprotonen geschieht nicht mit Elektronen, sondern mit Protonen. Die „reine Energie“, die bei der Paarvernichtung eines Elektrons mit einem Positron abgegeben wird, besteht aus zwei Photonen mit jeweils 511 keV, das ist überharte Röntgenstrahlung, aber immer noch leichter abzuschirmen als die Gammastrahlung aus der Proton-Antiproton-Annihilation.

Falls eine raumfahrtpraktikable Speichermöglichkeit für Positronen entwickelt wird, braucht man für elektrische Raumschiffantriebe wie das Woodward-Triebwerk auch einen Positronenreaktor, in dem die bei der Absorption der Röntgenstrahlung aus der Positron-Elektron-Paarvernichtung freiwerdende Hitze für die Stromerzeugung genutzt wird.

Die Positronentechnologie hätte auch Potential für den Zubringerverkehr zwischen der Erde und den vom Erdorbit aus operierenden interplanetarischen Raumschiffen – entweder in der Form positronenbefeuerter Plasmaraketentriebwerke, wie sie von der NASA untersucht werden, oder mit Woodward-Antrieb und Positronenreaktor, je nachdem, was zweckmäßiger wäre. Eine Positronen-Plasmarakete würde wie auf dem folgenden Bild funktionieren, nur daß anstelle von Antiprotonen ein Positronenstrahl entlang der Triebwerksachse in den als Treibmittel (propellant) verwendeten Wasserstoff eingeschossen würde:

Welche Strahlaustrittsgeschwindigkeit mit solch einem Triebwerk zu erreichen ist, hängt davon ab, welche Durchschnittstemperatur der heiße Wasserstoff haben kann, ohne daß es der Triebwerkwandung zu heiß wird. Die Ausströmgeschwindigkeit von Raketentriebwerken nimmt mit der Wurzel aus (T/M) zu, wobei T die Temperatur in Kelvin und M das durchschnittliche Molekulargewicht des Gases ist. Bei Verbrennung von Wasserstoff mit Sauerstoff (mit etwas Wasserstoffüberschuß) werden ca. 3000 K und eine Ausströmgeschwindigkeit von 4,4 km/s erreicht, und das durchschnittliche Molekulargewicht der Verbrennungsgase beträgt etwa 16. Falls bei einem Positronenplasmatriebwerk eine vom heißesten Zentrum zu den Wänden abfallende Durchschnittstemperatur von z. B. 6000 K möglich ist, dann wäre die Ausströmgeschwindigkeit, nachdem der Wasserstoff wegen der Hitze zum Teil in einatomigem Zustand vorliegt, etwa 4,5mal so hoch, also knapp 20 km/s. Damit könnte eine einstufige Rakete, deren Startgewicht der Treibstoff zu 2/3 bestimmt, sogar locker den Mond erreichen. Eine noch höhere mögliche Durchschnittstemperatur hätte eine noch höhere Ausströmgeschwindigkeit zur Folge. Ein entscheidender Faktor wäre natürlich trotz der geringen erforderlichen Menge von Positronen das Gewicht und Volumen der Speichervorrichtung – deren Machbarkeit vorausgesetzt.

Gewonnen werden könnten Positronen mittels der sogenannten Jackson-Falle, einer Vorrichtung zum Einfangen freier Antiprotonen und Positronen aus dem interplanetaren Raum. Das Konzept wurde vom amerikanischen Ingenieur Dr. Gerald P. Jackson entwickelt, der damit einen Preis des NASA Institute for Advanced Concepts erhalten hatte. Bei Sonneneruptionen werden große Mengen von Positronen und Antiprotonen erzeugt (sogar in Blitzentladungen irdischer Gewitter entstehen Positronen, von denen einige es bis in den erdnahen Weltraum schaffen, ohne zerstrahlt zu werden, wie man Ende 2009 erstmals nachwies). Etwa 80 Gramm, so wird geschätzt, kreisen zwischen Venus und Mars um die Sonne, und bis zu 20 Kilogramm werden für den gesamten Raum innerhalb der Saturnbahn angenommen. Auch in den Van-Allen-Strahlungsgürteln sind Antiprotonen und Positronen eingefangen.

Jackson schlug ein System vor, das aus drei konzentrischen Kugelschalen aus Draht bestehen soll. Die äußerste soll einen Durchmesser von 16 Kilometern haben und elektrostatisch mit 1 Gigavolt aufgeladen sein, um die Protonen des Sonnenwindes abzulenken und Antiprotonen anzuziehen, deren kinetisches Energiemaximum in einem Band von 1 – 2 GeV liegt. Diese sollen durch die zweite Drahtschale abgebremst und dann in der inneren, nur 100 Meter großen Schale gefangen werden. Gezielt auf ein Segel aus normaler Materie gelenkt und dort zur Zerstrahlung gebracht, sollen sie ein Raumschiff ins All treiben. Um auf diese Weise Pluto zu erreichen, wären nur 30 Milligramm Antimaterie erforderlich; für einen Flug zum sonnenächsten Stern Proxima Centauri würden 17 Gramm benötigt. In einer Erweiterung dieses Systems wären auch die Positronen einzufangen, die zunächst zusammen mit den Sonnenwindprotonen von der äußersten Drahtkugelschale abgelenkt werden, und natürlich nicht wie von Jackson vorgeschlagen an einem Segel zu zerstrahlen, sondern in Speichervorrichtungen zu sammeln.

Von der Formgebung her wären solche Orbitalfähren wahrscheinlich eine vergrößerte Form eines herkömmlichen Lifting Body oder Tragrumpfgleiters ähnlich der unbemannten X-38 der NASA, die auf dem Bild unten gerade von einer B-52 ausgeklinkt wird:

Und wozu soll das alles gut sein?

Nun, da gibt es zunächst einmal handfeste wirtschaftliche Vorteile, die aus einer Erschließung außerirdischer Rohstoffquellen zu gewinnen sind. Dies erfordert zwar wegen der nötigen langfristigen Vorlaufinvestitionen einen langen Atem und kollektiven Weitblick, zahlt sich aber für die nachfolgende Zukunft aus und würde durch den Woodward-Antrieb – falls er sich praktisch verwirklichen läßt – früher rentabel werden und eine insgesamt bessere Wirtschaftlichkeit ermöglichen. Eine buchstäblich naheliegende Rohstoffquelle und kosmische Absprungbasis ist der Mond, den sich die weißen Nationen sichern und proportional zu ihrer jeweiligen Volkszahl in nationale Territorien aufteilen sollten, und zwar so, daß jede davon möglichst Zugang zu solchen Rohstoffen erhält, die ihr in ihrer irdischen Heimat fehlen. Weiters ist der Planetoid Vesta insofern besonders interessant, als er das derzeit einzige im Sonnensystem bekannte ursprüngliche Planetesimal ist: ein recht kleiner Himmelskörper, dessen Bestandteile aber doch schon durch Aufschmelzen nach spezifischem Gewicht differenziert sind, sodaß in seinem nicht allzu schwer erreichbaren Kern eine vielleicht hundert Kilometer große Zusammenballung von Metallen zu finden ist. Bei der riesigen Zahl von Asteroiden sind auch bestimmt etliche dabei, die Bruchstücke aus Zusammenstößen solcher Planetesimale sind und entweder an einer Seite freigelegte Metallkerne aufweisen oder überhaupt nackte Teile solcher ehemaligen Metallkerne sind. Ein solches Exemplar ist bereits bekannt, nämlich der 253 Kilometer durchmessende Asteroid Psyche, der fast zur Gänze aus Eisen und Nickel besteht und praktisch ein freigeschlagener Kern eines ehemaligen Planetesimals wie Vesta ist. (Siehe auch den umfangreicheren englischen Wiki-Artikel über Psyche.) Eventuelle weitere Objekte dieser Art oder Bruchstücke von solchen müßte man „nur“ finden, was mit unbemannten Raumsonden, die nacheinander alle untersuchen, nur eine Frage der Zeit wäre. Auf dem Planeten Merkur mit seinem hohen Anteil an schweren Elementen werden bestimmt auch oberflächennahe Metallvorkommen zu finden sein, und auch der Mars, der eine ganze Welt mit einer ähnlich großen Oberfläche wie die gesamte Landfläche der Erde darstellt, wird da einiges zu bieten haben. Sobald bemannte Raumflüge erschwinglich genug sind, wird sich auch der Weltraumtourismus zu einem Wirtschaftszweig entwickeln und mit dazu beitragen, daß die für die Raumfahrt erforderlichen Produkte durch größere Serien zu bezahlbareren Preisen hergestellt werden können.

Die Raumfahrt wird also bei konsequenter Weiterentwicklung kein reiner Luxus sein, und sie kann außerdem noch mit mehr als nur ihrem nüchtern-praktischen materiellen Nutzen gerechtfertigt werden. Wie ich (als Lucifex) in diesem Kommentar schrieb, werden wir sie auch für unsere langfristige psychische und kulturelle Gesunderhaltung als Zivilisation brauchen. Es entspricht unserer faustischen Natur als Weiße, daß wir wissen wollen, ebenso aber auch forschen. Uns großartigere Dinge vorzustellen, als sie je zuvor getan worden sind – und sie dann zu tun, wie Kevin Alfred Strom es in Der Triumph der Schönheit ausdrückte. Wir haben eine Sehnsucht nach Rätseln und Geheimnissen, die es erst noch zu erforschen und zu lösen gilt, nach Mysterien, die unsere Phantasie ansprechen und hinter denen wir uns auch wundersame Möglichkeiten und romantische Abenteuer bei ihrer Lösung vorstellen können. Wenn es einmal soweit ist, daß die irdischen Rätsel weitgehend gelöst sind, mit Ausnahme von Detailfragen, die hauptsächlich Spezialisten interessieren, dann kann es leicht sein, daß diesbezüglich eine Leere entsteht, die dazu führt, daß wir kollektiv zu spinnen anfangen und uns in Absonderlichkeiten um erfundene Mysterien hineinsteigern. Statt bloßer Randphänomene könnten sich auf breiter Basis spinnerte Bewegungen oder Kulte säkularer oder religiöser Natur entwickeln, die unser geistiges Potential in fruchtlosem Befassen mit fiktiven Fragen binden. Wir sollten auch nicht in die Lage kommen, daß wir uns fragen müssen, wie Jack Donovan in „Die Bonobo-Masturbations-Gesellschaft“ mahnte, ob „das alles ist“, ob unser Leben nur daraus besteht, dem Spaß hinterherzujagen und Frieden und Wohlstand zu genießen, die Dramen der Vergangenheit in Büchern, Filmen etc. nachzuempfinden und nachzuspielen, wohl wissend, daß alle großen und interessanten Taten in der Vergangenheit vollbracht wurden, daß unsere Vorfahren härtere, stärkere und mutigere Männer waren als wir. Ob das alles sein kann, den Weg des Bonobo zu gehen?

Deshalb brauchen wir die Raumfahrt auch als geistiges und physisches Abenteuer, das uns selbst noch in ferner Zukunft immer wieder vor neue Rätsel und Herausforderungen stellt, sodaß wir nicht in kollektiver Spinnerei und Dekadenz versinken, sondern uns die Fähigkeit zur Bewältigung von Krisen erhalten, die auch bei einer optimal eingerichteten Zivilisation niemals für alle Zeit ausgeschlossen werden können. Die Raumfahrt ist eine Sache, bei der trotz aller Fortschritte immer das Abenteuer bestehen bleiben wird, erst am Anfang zu stehen und hinter dem momentan erreichbaren Horizont weitere Welten und unbekannte Dinge vermuten zu können.

Ein weiterer Aspekt, den Kevin Alfred Strom in Problemlösungen angesprochen hat und ich in „Was auf dem Spiel steht“, ist die Verringerung des Risikos für unseren langfristigen Fortbestand, wenn wir auf mehr als nur einer Welt leben würden. Denn die Erde ist kein gänzlich sicherer Ort: Killerasteroiden, Supervulkane oder nahe Supernovaexplosionen könnten uns und viele andere höhere Lebensformen ausrotten. Das irdische Leben insgesamt würde – in Gestalt der Tiere und Pflanzen, die wir bei einer Ausbreitung über mehrere Welten mitnehmen – ebenfalls diese Chancenverbesserung erhalten, die nur durch eine hochentwickelte Raumfahrttechnik möglich ist und vom Fortbestand der weißen Völker abhängt.

Eine Kolonisierung des Mars würde bereits einen Teil der vorerwähnten Gefahren vermindern und es uns auch ermöglichen, wenigstens eine nur von Weißen bewohnte Welt zu haben. Die weiter oben in diesem Artikel vorgestellte Methode, erdbahnkreuzende Asteroiden mittels solarelektrischer Schubschiffe auf sichere Bahnen zu bringen, würde einen Teil der Einschlaggefahren für die Erde auch für die ferne Zukunft in Hunderttausenden oder Millionen von Jahren beseitigen. Und während interstellare Flüge mit hoher Unterlichtgeschwindigkeit zwar nicht die umfangreiche galaktische Raumfahrt ermöglichen würden, die häufig Gegenstand der Science Fiction ist, so wären sie doch wenigstens ein Weg, überhaupt zu anderen Sternsystemen zu gelangen und allmählich doch außersolare Welten zu kolonisieren, wenn auch viel langsamer, aufwendiger und in kleinerem Maßstab.

Die im Wiki-Artikel über den Woodward-Effekt ebenfalls vorgestellten Warpantriebe und passierbaren Wurmlöcher wären hierfür natürlich noch viel wertvoller. Diese habe ich jedoch in meinem Artikel ausgeklammert, da dies eine derzeit zu ferne, schwer abschätzbare Zukunftsmöglichkeit ist und ich auch zu wenig Einblick in diese Materie habe.

* * *

Siehe auch:

Wie die NASA ihren allerersten Warpantrieb bauen könnte

Der Mikro-Warpantrieb

Das aktualisierte Warpantriebs-Raumschiffkonzept der NASA sieht aus wie zum Leben erweckte Science Fiction

Wissenschaftler, der Pluto killte, schlußfolgert nun, daß es einen neunten Großplaneten gibt

Ein Planet von Proxima Centauri

Lavaröhren sicher genug für Mondbasis

Marsianische Lavaröhren

Sehr clever! Lunar Reconnaissance Orbiter sieht riesiges Lavaröhren-Skylight im Mare Ingenii

Kaguya entdeckt Lavaröhre auf dem Mond

Über Cernunnos

Mein Blog: "Cernunnos' Insel" https://cernunninsel.wordpress.com/
Dieser Beitrag wurde unter Deep Roots abgelegt und mit , , , , , , , , , verschlagwortet. Setze ein Lesezeichen auf den Permalink.

Kommentar verfassen

Trage deine Daten unten ein oder klicke ein Icon um dich einzuloggen:

WordPress.com-Logo

Du kommentierst mit Deinem WordPress.com-Konto. Abmelden /  Ändern )

Google Foto

Du kommentierst mit Deinem Google-Konto. Abmelden /  Ändern )

Twitter-Bild

Du kommentierst mit Deinem Twitter-Konto. Abmelden /  Ändern )

Facebook-Foto

Du kommentierst mit Deinem Facebook-Konto. Abmelden /  Ändern )

Verbinde mit %s

This site uses Akismet to reduce spam. Learn how your comment data is processed.