Entropie – Kreativpotential der Natur. Interview mit Prof. T. S. W. Salomon

ZUR ROLLE DER ÄSTHETIK IN DEN MATHEMATISCHEN NATURWISSENSCHAFTEN AM BEISPIEL DES MAXWELL-FARADAYSCHEN ELEKTROMAGNETISMUS

Erstes Gespräch: Hochtechnologie – über das Risiko moderne
Kathedralen zu bauen.

„The mathematicians and the physics men have their mythologie; they work alongside the truth never touching it; equations are false but things work.“

-Robinson Jeffers –

Eigentlich wollte ich hier nur ein Buch rezensieren. Das Buch heißt:

Eine Geschichte des Glasperlenspiels. Irreversibilität in der Physik. Irritationen und Folgen. Birkhäuser Verlag: Basel – Boston – Berlin 1990.

Aber ein durchaus nicht zufälliger Umstand gab mir Gelegenheit zu einem Gespräch mit dem Autor des Buches. Mit einem Raumfahrt-Ingenieur und Autor, der sich in Gefilden der Hochtechnologie ebenso auskennt wie in höhermathematischen Regionen der Wissenschaft – und hier mit einer exzellent ausgeprägten Kompetenz für die methodischen Basics theoretischer und praktischer Physik aufwarten kann.

Zwischenmeldung:

Zu diesem Buch gibt es eine aktuelle Anekdote, die ich kurz erwähnen möchte: AMAZON bewirbt ab Mitte 2010 die neuen Bücher der zwei Spitzenphysiker Stephen Hawking und Leonard Susskind. SH ist Astrophysiker & Kosmologe („Die Randbedingung des Universums besteht darin, das es keinen Rand hat.“), LS sieht sich als Kosmologe („Black Hole Information Paradox“) und ist einer der Gründer der Stringtheorie. Beide Autoren führen über ihre Bücher eine heftige Kontroverse („Krieg“) um Sinn & Unsinn der Schwarzen Löcher. Im Zentrum steht dabei die Rolle der ENTROPIE.

AMAZON wendet sich nun mit der Kaufempfehlung für Susskinds Buch explizit an jene Leser, die Straubs ‚Geschichte des Glasperlenspiels’ (GPS) gekauft haben. Diese Begründung ist schon deshalb erstaunlich, weil das GPS seit mehr als zehn Jahren vergriffen ist, und antiquarisch inzwischen teilweise astronomische Preise erzielt. Absurd wird sie indes für jene Leser, die das GPS nicht nur gekauft, sondern auch gelesen haben. Ihnen wurde gewiss schnell klar, dass der Autor eher zu jenen Kritikern gehört, der die Theorien von SH und LS gleichermaßen zurückweisen würde. Er würde beiden zweifellos bescheinigen, ein ‚Glasperlenspiel’ reinsten Wassers eher im Stil scholastischer Spekulation zu zelebrieren als eine in der Tradition Kants an experimentell fundierter Wissenschaftlichkeit orientierte Kontroverse zu führen. Dafür spricht auch SH’s lapidare Bestätigung Nietzsches ‚Gott ist tot’. Konkreter wird LS; er bescheinigt dem Wiener Kardinalerzbischof Christoph Schönborn in Bezug auf das von ihm vehement vertretene »string-landscape-concept« den richtigen Blick für die ‚Ironic Science’: There is evident irony in the fact that the cardinal seems to grasp the issue much better than some physicists.

Die Generalüberschrift des vorliegenden Interviews deutet bereits an, dass ich auf die durch AMAZON angestoßene Problematik später zurückkommen möchte, zumal der Autor des GPS mit guten Gründen zur Skepsis oder auch Kritik gegenüber diesen Glasperlenspielen aufwarten kann.

Kurz vorab: Es darf ausnahmsweise eine kleine Lese-Anleitung gegeben werden. Der Text kommt nicht sofort auf die angekündigte Thematik seiner Hauptüberschriften. Warum das notwendigerweise so ist, wird sich dem Leser später erschließen. Zudem werden im nachfolgenden Interview immer wieder „schwierige Passagen“ durchwandert, die nicht weiter vereinfacht werden konnten, ohne dabei den Anspruch auf Seriosität und Integrität des Gesprächspartners zu beschädigen.
Deshalb empfehle ich dem geneigten Leser, hier den lesenden Blick ab und zu auch auf „weit“ zu stellen und mit einem „unscharfen Blick“ zu lesen, wie in einer Text-Landschaft, in der er bestimmte Passagen gegebenenfalls zunächst umgeht und vielleicht später noch einmal aufsucht.

Universitätsprofessor Dr. Dieter Straub, geboren 1934, war von 1974 bis zu seiner Emeritierung Ende 1999 Ordentlicher Professor für Thermodynamik sowie Wärme- & Stoffübertragung an der Fakultät für Luft- und Raumfahrttechnik der Universität der Bundeswehr München (UniBwM).

Als Diplomingenieur promovierte er 1964 mit der »Theorie eines allgemeinen Korrespondenzprinzips der thermischen Eigenschaften fluider Stoffe« zum Doktoringenieur an der Universität Karlsruhe (TU) beim “Kälte-Papst” Professor Rudolf Plank, sowie bei Prof. Kurt Nesselmann.

An der Universität Karlsruhe (TU) Fridericiana habilitierte er 1971 mit »exakten Gleichungen für die Transportkoeffizienten eines Fünfkomponenten-Gemisches als Modell dissoziierter Luft in Re-entry-Strömungen«.

Von 1971 bis zu seiner Berufung an die neu gegründete Hochschule/ Universität der Bundeswehr München war er Privatdozent für Theoretische Thermodynamik & Gaskinetik an der Fakultät für Chemieingenieurwesen und Verfahrenstechnik der Universität Karlsruhe (TU).

Dr. Straub bildete zusammen mit Kollegen aus Mathematik, Numerik und Physik die erste bundesdeutsche Arbeitsgemeinschaft für Grenzschichtprozesse in Hyperschall- Plasmaströmungen.

Das Hauptprojekt der AG betraf die thermodynamischen Prozesse beim Wiedereintritt von Raumflugkörpern in die Atmosphäre (Rückkehr-Technologie). Nach erfolgreichem Abschluss des Projekts begann Dr. Straub 1971 sein außeruniversitäres Berufleben im Umfeld des Bundesministeriums für Forschung und Technologie (BMFT). In der im Auftrag des BMFT tätigen ›Gesellschaft für Weltraumforschung (GfW)‹ in Bad Godesberg arbeitete er unter anderem als Fachgruppenleiter für Aerodynamik, Flugmechanik, Thermodynamik.

Schon 1972 wechselte er zur Hauptabteilung Space Technology der (ehemals) Deutschen Versuchsanstalt für Luft- & Raumfahrt (DFVLR – heute DLR) – in Bonn/Porz-Wahn. Dort initiierte und leitete Dr. Straub im Rahmen des Raumfahrt-Basisprogramms der Bundesregierung die ›Arbeitsgemeinschaft RÜCKKEHRTECHNOLOGIE (ART)‹. Die ART realisierte den ersten Zusammenschluss der deutschen Kapazitäten in Industrie, Großforschungsanstalten und Universitäten in einem Mehrjahresprogramm zur Grundlagenforschung für die Rückkehrtechnologie (in nationaler Verantwortung und internationaler Kooperation).

Nach Auskunft von Prof. Straub wurde das ART-Programm wegen seiner Erfolge auf Druck der NASA und der französischen Regierung gegen Ende der 80er Jahre eingestellt. Deren Motiv waren die raschen Fortschritte in der systematischen ART-Grundlagenforschung bei gleichzeitig drohender langjähriger Stagnation der unterfinanzierten US-Basisforschung in bemannter Raumfahrt zugunsten des laufenden Space-Shuttle-Technologie-Projekts und der damit verbundenen Missionen. Und die agilen Franzosen? Sie hofften durch den Stopp des ART-Programms, ihren damaligen technologischen Rückstand verringern zu können, um dann die Führungsrolle in einem geplanten europäischen ART-Nachfolgeprojekt zu übernehmen – ein Ziel, das sie dann einige Jahre später zwischen 1985 und 1992 mit dem letztlich erfolglosen Programm »(bemannter) Raumgleiter Hermes« der Europäischen Raumfahrtagentur (ESA) erreichten.

Als einziger Europäer war Prof. Straub vom BMFT – auf dringende Bitten des Marshall Space Flight Center (MSFC), Huntsville, Ala – zur Sonderkonferenz der NASA im Februar 1985 in Huntsville als Fachberater für Thermodynamik abgeordnet – betreffend alle verfügbaren und vor allem zukünftigen ›Haupttriebwerke der Space-Shuttle-Flotte (SSME). Die Konferenz endete mit einer einstimmigen Empfehlung der US-Experten: Die NASA sollte ‒ für Korrekturen & Verbesserungen des im Westen längst zum Standard erklärten »NASA-Lewis-Code« zur Leistungsermittlung für die wiederverwendbaren Flüssigkeitsraketentriebwerke ‒ die so genannte Münchner Methode (MM) verwenden, die von Prof. Straub und Mitarbeitern entwickelt wurde.

Im Auftrag des BMFT verfasste Prof. Straub eine Dokumentation der MSFC-Konferenz in Buchform betitelt:
Thermofluiddynamics of Optimized Rocket Propulsions. Extended Lewis Code Fundamentals. Birkhäuser Verlag: Basel – Boston – Berlin 1989.

Mit dem Marshall Space Flight Center arbeitete der Autor bis Ende 1991 zusammen. Alsdann kooperierte er und sein Münchner Institut bis 1999 mit dem Mathematiker Prof. W. Ames am Fachbereich Applied Mathematics des ›Georgia Institute of Technology‹ in Atlanta.

Neben vielen anderen, oft umfangreichen wissenschaftlichen Publikationen hat Prof. Straub ca. 50 Dissertationen betreut. Als seine originärste Arbeit nannte er das Buch, welches auf der Re-Formulierung der Thermodynamik durch J. Willard Gibbs & Gottfried Falk fußt:

Alternative Mathematical Theory of Non-equilibrium Phenomena. Academic Press: San Diego, London 1997.

Erhaltene Auszeichnungen: 1997: Verleihung des Bundesverdienstkreuzes am Bande des Verdienstordens der Bundesrepublik Deutschland für besondere Verdienste: – beim Aufbau der UniBwM u.a. die Planung für Studiengänge, personelle und räumliche Ausstattung, Geräteausstattung…etc..
2002: Verleihung der Goldenen Herrmann Oberth-Medailie durch den Internationalen Förderkreis für Raumfahrt Hermann Oberth – Wernher von Baun (IFR) e. V. in Anerkennung seiner außergewöhnlichen Verdienste um die Raumfahrt-Wissenschaften, insbes. NASA. Thermodynamik. Space-Shuttle-Main-Engines)

Besonders die Gibbs-Falk-Dynamik verbindet mein Gesprächspartner mit einigen signifikanten Eigenschaften der heutigen Quantentheorie, gar mit genuinen Aspekten der theoretischen Ökonomik. Dass sich Prof. Straub darüber hinaus sogar für die Wissenschaftsgeschichte und -Philosophie seiner eigenen Fächer interessiert, und sich hier extrem gut auskennt, macht ihn zum seltenen Glücksfall für einen „Widerspruchsforscher“.
Für die Öffentlichkeit – so auch für unser Gespräch – benutzt Prof. Straub schon seit Jahrzehnten aus schriftstellerischen Gründen den Namen T. S. W. Salomon. Die Initialen TSW stehen exemplarisch und austauschbar für Themistokles, Schrödinger, Whitehead, ergo für Persönlichkeiten, deren Namen TSWS derzeit aus diversen Motiven & Gründen als Orientierungsmarken favorisiert. Man darf sie aber auch lesen als Abkürzungen für naturwissenschaftliche Schlüsselbegriffe wie z. B. die »allgemein-physikalischen Größen« Entropie (S), Zeit (t) oder Temperatur (T) oder Leistung bzw. Arbeit (W).

Ich selbst benutze mein Pseudonym Tim Boson. Unser Gespräch ist mehrteilig konzipiert; es wurde und wird per Email bzw. Telefon geführt. Es mag in fachlichen Fragen vom Leser als Antwort nach bestem Wissen bezüglich wissenschaftshistorischer, physikalischer und technischer Zusammenhänge bewertet werden. „Errare humanum est, ignoscere divinum“ (Cicero).

Tim Boson:
Herr Professor Salomon, was mir an ihrer Forscherbiografie spontan auffiel: Ich entnehme aus ihr, dass es in der bemannten Raumfahrt beinahe ein und dieselbe Kompetenz braucht, um mittels mächtiger Raketentriebwerke von der Erde aus zu ‚flüchten’, als auch per ausgefeilter Rückkehrtechnologie wieder zu ihr zurückzukehren. In beiden Fällen hat man es mit überschallschnell strömenden Gasen sehr hoher Temperatur zu tun – verbunden mit extremer Materialbelastung. Deshalb meine erste Frage: Wie kam es zu Ihrem Engagement beim Space-Shuttle-Programm der NASA?

TSWS:
Die Sache war die: Die US-Raumfähren werden ja nicht nur je von den beiden weißen wieder verwendbaren Feststoff-Boostern (an der Seite) ‚hochgeliftet’ – jede Raumfähre verfügt selbst auch noch über einen fest eingebauten Antrieb. Das sind die 3 Kegeldüsen, die man hinten direkt am Orbiter sieht. Dieser Antrieb schiebt von der Startphase an mit und wird von der ‚dicken braunen Tank-Zigarre’ mit einem Gemisch aus Flüssigtreibstoff versorgt. Und genau dieser Antrieb konfrontierte die Ingenieure der NASA von Anfang mit gravierenden technischen Schwierigkeiten, weil er relativ eng dimensioniert sein und dennoch eine große Leistung erbringen musste. Vor allem aber, weil die Raumfähren der NASA durch ihre jahrelange Wiederverwendbarkeit und ihren steuerbaren Gleitflug besondere Anforderungen bei extremen Sicherheitsstandards zu erfüllen haben.

Tim Boson:

Flüssiggastriebwerke kannte man zu diesem Zeitpunkt doch schon länger? Musste hier das Rad neu erfunden werden? Was war also das eigentliche Problem?

TSWS:
Einfach ausgedrückt, das Dauerproblem waren die zu erwartenden Belastungen und Leistungen und wie man sie berechnet. Diese Hochleistungsraketentriebwerke waren in ihrer Art ein Neuentwurf und mit heißer Nadel gestrickt. Schon der Jungfernflug 1983 hätte schief gehen können.

Tim Boson:

Sie meinen einen Unfall?

TSWS:

Sagen wir es so: Diese Art der Raumfahrt birgt immer ein hohes Risiko. Man konstruiert in Grenzbereichen, denkt in Neuvorstößen. In solchen Bereichen von Leistung und Materialbelastung hat man es bei jeder Entwicklung immer mit Pionierarbeit an Prototypen zu tun. Das Einzige was hier normal ist – dass nichts normal ist. Da greift man nur selten auf ‚angestaubte Langzeiterfahrungen’ zurück, keine gepflegten Großserien wie in der Rüstungsindustrie sind verfügbar, keine langjährigen Praxisbeweise wie in einer Fabrik für Nähmaschinen. Dazu kommen die menschlichen Ressourcen an Erfahrung. Ein Ingenieur kann in seinem ganzen Arbeitsleben vielleicht an einem – wenn es hochkommt – an zwei verschiedenen Großtriebwerken mitentwickeln, dann gehen er und seine vielfältigen Erfahrungen in Rente.

SSME (Space Shuttle Main-Engine.) Das Objekt der Begierde – 50 Millionen Dollar pro Stück. Das SSME wird von Pratt & Whitney Rockedyne gebaut und wiegt 3,2 Tonnen. Die Schubdüse hat eine Länge von 2,87 Metern und einen maximalen Durchmesser von 2,39 Metern. Jeder Orbiter hat drei Stück davon in einem Cluster eingebaut. Beim Start beträgt die Brenndauer achteinhalb Minuten. Im Gegensatz zu den Feststoffraketen kann jedoch bei diesem Triebwerk der Schub geregelt werden oder im Flug abgestellt werden. Jedes Treibwerk liefert mehr als 2000 Kilonewton (200 Tonnen) Schub. In der Brennkammer erreicht die Temperatur über 3300 Grad Celsius. Durch Turbopumpen wird der Treibstoff mit einem Druck von ca 450 Bar und der Oxidator mit ca 300 Bar zur Brennkammer befördert. Dabei erreichen die Pumpen Drehzahlen von ca 35 000 U/min. Der Erstlauf eines SSME fand im Oktober 1975 statt. Auch noch nach fast 35 Jahren zählen die SSMEs zum Hauptrisikofaktor der Shuttle-Flüge.

Die NASA verfügte zum Zeitpunkt der Entwicklungen über keine wirklich zuverlässigen numerischen Verfahren; sie benutzte standardisierte, aber teilweise veraltete Berechnungsmethoden zur Dimensionierung eines solchen neuen Triebwerks wie es die SSME (Space Shuttle Main Engine) ist. Die Physik, die sich in solchen Strömungsprozessen im Verhältnis zwischen Gasgeschwindigkeit, Druck, Temperatur und Materialverhalten abspielt, gehört zum Anspruchsvollsten, was man heutzutage mathematisch zuverlässig formulieren und numerisch mit ausreichender Genauigkeit berechnen kann. Und die mathematischen, vorrangig numerischen Methoden, die man dafür benötigt, um z. B. turbulente Strömungen reaktiver Gase berechnen zu können, sind oft mindestens unter zwei Aspekten unzureichend: Erstens fehlen auf der numerischen Seite gewöhnlich die adäquaten Lösungsalgorithmen, und zweitens herrscht ein eklatanter Mangel vor an zuverlässigen Materialfunktionen. Beispielsweise gibt es nur die rein mechanistische kinetische Gastheorie, 100 Jahre alt, um die Viskositäten, oder die Wärmeleitfähigkeiten oder die polynären Diffusionskoeffizienten eines reaktiven Vielkomponenten-Gasgemisches bei hohen Temperaturen zu ermitteln. Eine experimentelle Überprüfung dieser Daten ist in aller Regel ohnehin unmöglich!

Tim Boson:

Können Sie das Problem ein bisschen näher beschreiben?

TSWS:

Sie müssen sich Folgendes vorstellen: Die elektrische Zündung eines solchen Triebwerks verursacht zunächst eine gewaltige Explosion in der Brennkammer. Alles fliegt auseinander. Das können Sie wörtlich nehmen. Da gibt es sozusagen keinen einzigen Punkt in den strömenden Gasen, der sich im Laufe des Startvorgangs nicht irgendwie bewegt und verschiebt. Temperatur, Druck, Gegendruck, Gaszusammensetzung und Gasströmung sorgen dafür, dass kein Teilchen an der Stelle bleibt, an der es vor der Zündung war.

Im Endeffekt resultiert eine Vorzugsrichtung im Raketenmotor, in die sich das Gas rasch ausbreitet, um die Brennkammer zu verlassen. Das gilt indes nicht für die Wandmaterialien, welche die Brennkammer begrenzen und schützen. Übrigens expandiert ein solches “explodierendes” Milieu nicht homogen, sondern zeigt in aller Regel ein nichtlineares Verhalten – ergo, es explodiert zum Beginn der Zündung anders als in der Mitte und am Ende der Startphase, weil sich die Temperaturen und Drücke des Gases nicht plötzlich, sondern kontinuierlich einstellen und sich entlang der Vorzugsrichtung verändern. Außerdem muss man beachten, dass das ganze SHUTTLE ja mit jeder Sekunde an Gewicht verliert, weil der Treibstoff verbrennt. Außentemperaturen, Luftdruck und Luftdichte variieren ebenfalls. Besonders charakteristisch verändert sich die Gasgeschwindigkeit entlang der Brennkammer-Düsen-Achse.

Wenn Sie so wollen, hat man es also bei einem Raketenstart ‒ ingenieurtechnisch und praktisch von innen betrachtet ‒ mit einem Bewegungsvorgang ´ohne Konstanten` zu tun. Das einzige, was man kennt, sind Grenzwerte für Gas- und Materialverhalten, für Temperaturen oder Drücke, statistische Mittelwerte der Gaskonzentrationen und natürlich die ‚Außenkonstanten’ wie die Erdanziehung oder das Wetter. Alle Daten sind miteinander ‚vernetzt’ und sollen nun so reguliert werden, dass aus einer Explosion eine irreversible, stationäre Strömung wird.

Und hier kommt die Mathematik ins Spiel: Die Mathematik der Thermodynamik; sie optimiert über den ›Massenstrom pro Zeiteinheit‹ das ganze SYSTEM – das heißt das reaktive Gasgemisch hoher Machzahl. (Anmerkung T. B.: 1 Mach ist die Maßeinheit für die Schallgeschwindigkeit, die strömenden Gase können mehrfache Schallgeschwindigkeit erreichen – in der Wiedereintrittsphase erreicht der Orbiter Mach 25) Die Verbrennungsgase ‚bewegen’ das Triebwerk durch den resultierenden Schub. M. a. W.: Je nach gewähltem Betriebszustand muss der Durchsatz des reaktiven Gasgemisches an die charakteristischen geometrischen Kenndaten des Triebwerks optimal angepasst werden. Dazu ist ein geschlossener Regelkreis ausschlaggebend – betreffend die zulässigen, d. h. materialbedingten Maximaltemperaturen sowie die passende chemische Kinetik des SYSTEMS.

Tim Boson:

Sie haben SYSTEM hier groß geschrieben. Das wird uns an anderer Stelle sicher noch beschäftigen. Zunächst einmal wurden Sie angefragt….

TSWS:

Ja. Auf meine Bitte hin, hatte das Marshal Space Flight Center auch meinen Münchener Kollegen, Herrn Professor Rudi Waibel † im Februar 1985 nach Huntsville zu einem Meeting eingeladen. Dem war in den USA eine jahrelange Geschichte vorausgegangen, die bereits ca. 20 Jahre früher – ich möchte sagen – einen äußerst riskanten Anfang genommen hatte. Diese Story würde ich im Nachhinein als hochgefährliches Spiel zwischen der NASA und dem Lockheed-Konzern bezeichnen, zumal die Verantwortlichen des Marshall Space Flight Center ‚offensichtlich jetzt’ (1985) plötzlich kalte Füße bekommen hatten. Das war zweifellos der Hauptgrund, weshalb mein Kollege und ich als neutrale Gutachter ins MSFC nach Alabama kommen sollten.

Tim Boson:

Ich schätze, diese Vorgeschichte müssen Sie jetzt etwas näher ausführen…

TSWS:
Im Jahre 1969 erstellte Mr. P. R. J., Ingenieur und damals Mitarbeiter der Lockheed Corporation, Bethesda, Maryland, im Auftrag des MSFC eine gutachterliche Stellungnahme zur Auslegung der geplanten leistungsstarken Antriebsaggregate für die US-Raumfähre „Space Shuttle“. Besonderes Interesse zeigte die NASA an einer theoretischen Analyse über den Einfluss der endlichen Brennkammer-Querschnittsfläche auf die Antriebsleistung eines Hochleistungs-Raketenmotors ‒ am Ende der Brennkammer, im Vergleich zu der bei Leistungsberechnungen üblicherweise unterstellten (theoretisch) unendlich großen Querschnittsfläche – dort, wo letztere in die nachgeschaltete Düse übergeht.

Tim Boson:

Moment,…die Brennkammer ist ja wohl der Raum, in welchem der Treibstoff zur Explosion gebracht wird? Warum hat man bis zum Jahre 1969 mit einem unendlich großen Brennkammerquerschnitt gerechnet? In Wirklichkeit gibt es so etwas doch gar nicht – sagt mir mein gesunder Menschenverstand…

TSWS:

…ja, aber für Berechnungen war es bis dahin angeblich praktikabler, einen unendlich großen Querschnitt zu unterstellen. Der Wert der Explosionsgeschwindigkeit eines Gasgemischs ist im Prinzip immer derselbe, ob innerhalb oder außerhalb einer Brennkammer. Die Frage war immer nur, ob die Kammer mechanisch stabil bleibt und die oft hohen thermischen Belastungen aushält. Denn die Triebwerke werden je nach Nutzlast, die gestemmt werden soll, leistungsseitig natürlich verschieden beansprucht. Im Falle des Gutachtens von Mr. P. R. J. ging es indes zunächst um die Leistungsberechnung für die Durchführung von Forschungs- und Beobachtungsmissionen, dann um ›Space-Station-Projekte‹, heute konkret um die Versorgung der ISS (bemannte Internationale Raumstation) sowie für bestimmte „weltraumnahe“ Missionen – betreffend „weltraumnahe“ Objekte (z. B. Satelliten oder Weltraumschrott).

Die Planungen der NASA erforderten dafür zuverlässige Informationen über die jeweils erforderliche ›Schubleistung pro SSME‹ und ihre adäquate Bestimmung. Dazu benötigte man vorrangig einen ›idealisierten Ersatzprozess‹ (Idealized Replacement Process = IRP), der es mittels der ab 1975 geplanten Testprogramme erlauben sollte, das an der realen SSME experi-mentell ermittelte Leistungsspektrum sicher beurteilen und systematisch verbessern zu können.

Entscheidend ist: Die NASA muss davon ausgehen, dass das den IRP definierende Modell nach dem ‚State of the Art’, ergo nach den in den USA geltenden Regeln der zeitgenössischen Ingenieurkunst gestaltet ist. M. a. W.: Die NASA schuf sich – was die wissenschaftlichen Grundlagen der Gasdynamik, Thermodynamik, Gas- & Reaktionskinetik, etc. angeht, einen eigenen Standard, der für alle ihre Vertragspartner verbindlich ist.

Das Raketentriebwerk der SSME selbst wurde für den ERSATZPROZESS abstrahiert, d. h. ‚realistisch’ konzipiert, bezogen auf zwei charakteristische Bauteile: Erstens auf einen Zylinder konstanten Durchmessers. Das eine Zylinderende ist abgeschottet; am anderen Ende wird –zweitens– eine so genannte (rotationssymmetrisch gestaltete) Lavaldüse (Sie dürfen Kegeldüse sagen.) derart angeflanscht, dass Brennkammer und Düse eine gemeinsame Achse bilden; zudem ist die Austrittsquerschnittsfläche des Zylinders mit der Eintrittsquerschnittsfläche der Düse identisch. Noch ein wichtiges Detail: Der variable Querschnitt der Lavaldüse verengt sich zunächst und weitet sich bis zum Gasaustritt wieder auf, wodurch ein durchströmendes Gas auf Überschallgeschwindigkeit beschleunigt werden kann, ohne dass es zu starken (verlustreichen) Verdichtungsstößen kommt. Die Schallgeschwindigkeit des Verbrennungsgases wird genau im engsten Querschnitt der Düse, ihrer ‚Kehle’ (Throat) erreicht.

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In diesem Video sind die Girls im Vordergrund sehr dekorativ, aber der Ton auf jeden Fall bemerkenswert. Das “Knattern” wird durch die Überschallbeschleunigung der Verbrennungsgase erzeugt, die in Verdichtungsstößen ihre eigene Schallmauer durchbrechen. Der Vorgang ist so laut, dass sich die Frau links im Bild kurz bekreuzigt – fast könnte man sagen: wie es sich in einer modernen Kathedrale auch gehört.

Tim Boson:

Ich verstehe einen Aspekt immer noch nicht: Was bedeutet für die Auslegung einer SSME, wenn man einerseits beim Gebrauch des NASA-LEWIS-CODE mit einem Brennkammerquerschnitt von (theoretisch) ‚unendlich’ rechnet, andererseits aber für den ERSATZPROZESS bei sonst gleichen Abmessungen der Lavaldüse mit dem realen Wert des Brennkammerquerschnitts kalkuliert?
Um mir eine konkrete Vorstellung machen zu können, habe ich hier mal die wahren Querschnitts-werte A der SSME aus ihrem ‚Raketenbuch’ herausgesucht:

Brennkammer A_C; Throat A_T; Austrittsquerschnitt der Lavaldüse A_E:

A_T = 538 cm²; A_C/ A_T= 2. 96; A_E / A_T= 77.5.

Können Sie damit besagten Unterschied einigermaßen plausibel begründen?

TSWS:

Mein Versuch, dem Laien die Sachlage halbwegs verständlich zu machen, muss für manchen Leser vielleicht zu ‚formal’ ausfallen – leider! Je nach Gemütslage sollte er reagieren: die Textpassage überspringen und einfach glauben, ohne sich zu ärgern oder aber sich zu quälen und die Chance zu nutzen, auf sich selber ein bisschen stolz zu sein: Common Sense und Geduld genügen!

Maßgeblich für die Auslegung des Raketenmotors mittels des ERSATZPROZESSES (IRP) sind die Strömungsverhältnisse in der Lavaldüse. Die Massenerhaltung entlang der Düse bedeutet, dass der Massenstrom ż (in kg/s) sich durch die simple Formel ż = ρ ∙ v ∙ A ausdrücken lässt; mit ρ ist die mittlere Massendichte (in kg/cm³) der Verbrennungsgase, mit v (in cm/s) die gemittelte Gasgeschwindigkeit und mit A (in cm²) die jeweilige Querschnittsfläche bezeichnet. Da sich der Massendurchsatz ż entlang der Düsenachse nicht ändert, gilt nach der o. a. Formel einfach die Kontinuitätsbedingung ρ_T ∙ v_T ∙ A_T = ρ_E ∙ v_E ∙ A_E = ż für die Lavaldüse mit zwei ihrer drei ausgezeichneten Querschnittsflächen. Diese physikalisch vorgeschriebene Zwangsbedingung muss aber sowohl für die Brennkammerquerschnittsfläche gelten als auch gleichermaßen für die Eintrittsquerschnittsfläche der Lavaldüse: ż = ρ_C ∙ v_C ∙ A_C.

Die Auflösung des Rätsels ist einfach: Bei finitem (endlichen) Wert der Massendichte ρ_Cmuss für den Grenzfall A_C → ∞ das Produkt (ρ_C∙ v_C ∙ A_C) einen ‚mathematisch unbestimmten Ausdruck’ (ρ_C∙ 0 ∙ ∞) ergeben. Nach den mathematischen Spielregeln darf man diesen Grenzwert durch jeden Wert ersetzen, der einer wahren Lösung des Produkts (ρ_C∙ v_C ∙ A_C) entspricht. Letzere ist aber durch die o. a. Kontinuitätsgleichungen der Düse festgelegt und bekannt.

Es ist evident, dass bei dieser Rechnung ein beliebig großer Wert von A_C → ∞ auf der Brennkammerseite ebenso wie der korrespondierende Geschwindigkeitswert v_C → 0 nur bedeuten, dass sie zur Definition des ERSATZPROZESSES gehören. In diesem Sinn ist der originale NASA-Lewis-Code (bis 1988) Teil dieses Modells.

Ergo gilt, dass eine Berechnungsprozedur ohne Berücksichtigung der Querschnittsfläche AC der Brennkammer zunächst einmal nicht falsch ist. Die Konsequenz wird erst in der MÜNCHNER METHODE (MM) von Dieter Straub & Stefan Dirmeier gezogen. Die Münchner Methode (MM) benutzt demgegenüber keinen IRP im Sinn der o. a. Definition, sondern den ›idealen Vergleichsprozess‹ (Ideal Comparative Process = ICP); er richtet sich nach rein wissenschaftlichen Kriterien. Der ICP erlaubt eine strenge Modifikation der Berechnungsprozedur, die darauf hinausläuft, durch Einbeziehung der dritten Fläche AC ein Iterationsverfahren zu konstruieren, das den Durchsatz ż als Problemlösung zu berechnen gestattet, wobei die gesamten komplexen Berechnungen der chemischen Reaktionen des Verbrennungsgases entlang des Strömungswegs vom Brennkammeranfang bis zum Düsenende iterativ mit einbezogen werden. Darin besteht der grundsätzliche Unterschied zwischen dem IRP (idealer Ersatzprozess) und dem ICP!

(Anmerkung T.B. : “Iteration” – schrittweises wiederholendes Annähern, Rechnen)

Tim Boson:

Für Spezialisten scheint die von Ihnen präsentierte Beantwortung meiner Frage leicht nachvoll-ziehbar. Vielleicht ist es indes für den Nicht-Spezialisten nützlich zu wissen, dass es nur in der Thermodynamik noch einige andere streng ›naturwissenschaftlich begründete VERGLEICHS-PROZESSE‹ gibt, wie z. B die Schwarz-Körper-Strahlung. (Das Thema IDEALER VERGLEICHSPROZESS werde ich mir merken. Es scheint mir verbunden zu sein mit der kognitiven Problematik des UNTERSCHIEDS. Ich kann nur dann etwas UNTERSCHEIDEN, wenn ich es vor einem (gemeinsamen) Hintergrund VERGLEICHE.) Aber erstmal zum Thema. Gibt es darüber hinaus zur Münchner Methode noch relevante Kommentare, die kurz zur Sprache kommen sollten?

TSWS:

Diese Anregung nehme ich gern in Anspruch. Zwei Konsequenzen ergeben sich aus den Erfahrungen mit der Münchner Methode: (1) Das Konzept der idealtypischen Konfiguration, bei dem der reale Triebwerkstyp abstrahiert wird, ermöglicht den Übergang vom ‚geschlossenen’ Raketenmotor auf durchströmte, luftatmende Flugantriebe mit & ohne Kühlung. Wichtige Beispiele sind Leistungsberechnungen für Staustrahltriebwerke mit Unterschallverbrennung, den so genannten Ramjets. (2) Der NASA-Lewis Code, das amerikanische Standardverfahren zur numerischen Berechnung komplexer chemischer Gleichgewichtsreaktionen, enthält in seiner Originalfassung bezüglich der o. a. besprochenen »Infinite Area Combustion Method« einen Fehler: Bei dieser Methode werden die kinetischen Anteile der Erhaltungsgleichungen für Impuls und Totalenthalpie in der Brennkammer (Zustand C) fälschlicherweise vernachlässigt.

(Anmerkung T.B. “Totalenthalpie” als grober Vergleich: Man kennt den Effekt von der Strömung in einer Luftpumpe. Kompression erwärmt. Expansion kühlt ab. Die Bedeutung der Totalenthalpie bei Raketenmotoren liegt darin, dass Enthalpie als “Maß für den Wärmegehalt” einer Strömung auch in kinetische Energie des strömenden Mediums überführt werden kann. Im ersten Fall kommt es zur Expansion und meist zur Abkühlung; und umgekehrt: kinetische Energie – kann in Enthalpie überführt werden (Staudruck, also Kompression – damit einhergehend meist Temperaturerhöhung. Das Problem bei der Dimensionierung von Raketenmotoren liegt in dem “guten” Verhältnis von Staudruck und Expansion bezogen auf Leistung und Temperatur. Die Strömung dann auch noch stationär zu regeln – das ist die Kunst.)

Tim Boson:

…und dann brachte das Lockheed-Gutachten 1969 von Mr. P. R. J. die NASA auf die Idee, dass ja auch der endliche Querschnitt der Brennkammer selbst ein Leistungsfaktor sein könnte…?

TSWS:

Ja, weil es notwendig geworden war, Triebwerke kompakter und kleiner zu bauen, begann man sich dafür zu interessieren.

Tim Boson:

Und was hat Mr. P. R. J. denn eigentlich gemacht?

TSWS:

Der hat eine Art von Gutachten erstellt, das mit endlichen Querschnitten einer Brennkammer rechnete, und er kam für das Triebwerk J-2 auf phantastische Leistungssteigerungen. Und zwar schon bei Gastemperaturen in der Brennkammer von nur(!) 2600 Grad – im Gegensatz zu einem Wert von über 3300°C, wie man sie aus dem originalen NASA-Lewis-Code erhält.

Tim Boson:

Das war phantastisch?

TSWS:
Ja, es war voller Phantasie, hatte aber nur wenig mit der Realität zu tun.

Tim Boson:

Was geschah dann?

TSWS:

Die NASA begann Anfang der 1970er Jahre damit, die ersten SSMEs in Kenntnis dieser Lockheed-Studie zu planen und der Raumfahrtindustrie Entwicklungs- & Produktionsaufträge zu erteilen.

Tim Boson:

Sie wurden dann von Rocketdyne gebaut, getestet und in die Space-Shuttles integriert?

TSWS:
Ja, drei Stück davon jeweils in einen Orbiter

Tim Boson:

Das würde bedeuten, dass die Tests ebenso wie die allerersten Flüge der Missionen mit Haupt-triebwerken unternommen wurden, die bezüglich der Brennkammertemperaturen falsch ausgelegt waren mit der Folge, dass sie chronisch ‚überhitzt’ werden mussten, denn der missionsbedingte Schub war ja unabdingbar. Warum hat man das bei Tests nicht bemerkt?

TSWS:

Das Problem bei Tests ist, dass sie kostspielig sind und ein solches Triebwerk sehr viel Geld kostet: Sie müssen bei einem Test immer einkalkulieren, dass sie 50 Millionen Dollar zerstören, wenn Sie so ein Triebwerk bis an eventuell notwendige Leistungsgrenzen bringen oder kurzfristig darüber hinausgehen. Ab einem bestimmten finanziellen Volumen sind solcherart Tests immer – harmlos ausgedrückt – ‚kompromissbelastet’.

Tim Boson:

Und nicht harmlos ausgedrückt?

TSWS:
Man testet solche Triebwerke so, dass sie beim Test nicht kaputt gehen.

Tim Boson:

Gut, aber es wird ja einen Grund gegeben haben, dass sich die NASA an Sie nach München wandte?

TSWS:

Nun, der Grund wird gewesen sein, dass sie z. B. bei den Missionen über verschiedene Optionen verfügte, die zur Folge hatten, dass bei der Besatzung sowie der Bodenstation von einander abweichende Temperaturen registriert wurden und es Leistungseinschränkungen in der Vollschub-Phase gegeben hat. Zumindest wird es immer sehr eng mit den ohnehin kritischen Temperaturen geworden sein.

Tim Boson:

Genauer bitte,…..!

TSWS:

Sie werden durchschnittlich höhere Temperaturen gemessen haben als die ca. 2600°C, die ihnen seit 1969 Mr. P. R. J. wie das ‚Gelobte Land’ prophezeit hatte. Sie waren die Messlatte! Oder sie haben 2600 Grad gemessen, als das Triebwerk noch nicht unter Volllast lief. Sie werden sich bei jeder Mission gefragt haben. Sind wir wirklich korrekt dimensioniert? Dürfen wir den Gashebel wirklich so weit aufdrehen, wie wir es tun? Der Leser sollte wissen, dass diese Triebwerke geregelt werden können und etwa 40 Sekunden nach dem Abheben auf Voll-Last von der Besatzung des Shuttles hochgefahren werden. Die geben dann noch mal richtig Gas.  Solche Missionen sind aber energieseitig immer sehr eng berechnet, weil die Shuttles oft große Lasten transportieren und damit die Erdanziehung überwinden müssen. Sie können also, wenn Besatzung und Bodenstation feststellen, dass das Triebwerk zu heiß läuft, nicht einfach sagen, dann nehme ich den Gashebel eben zurück, weil sie dann ihr Ziel einfach nicht erreichen und die Mission scheitert. Wenn sie sich einmal dazu entschieden haben, abzuheben, dann sind sie gezwungen, Gas zu geben, (fast) ganz egal, was die vielen Messeinrichtungen und Computer an Bord und am Boden signalisieren. Auch wenn sie dabei ein mulmiges Gefühl haben – sie müssen da durch!

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Ein sehr vollständiges Video. Auf dem Video erkennt man, wie die Haupttriebwerke ca 5 Sekunden vor den Feststoffboostern gezündet werden. Nach dem Abwurf der Feststoff-Booster schieben die Haupttriebwerke allein weiter. Auch das kann man noch sehen. (Etwa bei 1:17 des Videos hört man von Houston das Kommando: “Atlantis – Go at problem.” – eine sehr sprechende Kurzversion für “Machen Sie ihr Ding.” oder “Erledigen Sie den Auftrag.”)

Tim Boson:

Die NASA hatte also sehr heiße Triebwerke und ziemlich kalte Füße.

TSWS:
Ja, und wie. Dazu muss ich Ihnen eine Episode erzählen, die ich erst kürzlich erfahren habe. Meines Erachtens handelt es sich um eine Schlüsselszene für alle Dimensionen unserer Story.

Sie erinnern sich gewiss an den Dienstag, dem 28. Januar 1986. Beim Start zur 25. Space-Shuttle-Mission explodierte die STS-51-L – CHALLENGER; die gesamte Besatzung kam ums Leben.

Mitglied der Regierungskommission zur Aufklärung dieser Katastrophe war auch der damals vielleicht renommierteste US-Naturwissenschaftler, der theoretische Physiker & Nobelpreisträger Richard P. Feynman. Wir werden später noch viel von ihm hören. Hier geht es um seinen sehr persönlichen, sehr lesenswerten Bericht über seine Erfahrungen in Washington D. C. bei dieser Kommission-sarbeit. In der deutschen Übersetzung trägt der Bericht den Titel „Mr. Feynman geht nach Washington, um die Challenger-Katastrophe zu untersuchen“. (in R. P. F.: Kümmert Sie, was andere Leute denken? Piper: 2008).

Zur Vorbereitung seiner Untersuchungstätigkeit ließ er sich gründlich von Ingenieuren des Jet Propulsion Laboratory der NASA in Pasadena instruieren. In seinem Bericht findet sich die folgende für mich entlarvende Notiz (S. 116):

Die Ingenieure verrieten mir sogar, dass etliche der für die Triebwerke zuständigen Fachleute bei jedem [Space Shuttle]-Flug den Daumen halten und sich, als das Shuttle explodierte, sicher waren, dass es an den Triebwerken lag.

Tim Boson:

Formulierung und Inhalt der Bemerkung klingen tatsächlich irritierend, aber warum „entlarvend“?

TSWS:

Weil sich die Notiz Feynmans auf eine Zustandbeschreibung im Jahr 1986 bezog. Die in ihr zum Ausdruck kommende Befürchtung wurde aber mir und meinem Mitarbeitern gegenüber nahezu wortgleich von den Mitgliedern der NASA-Abordnung geäußert, die mich drei Jahre früher im August 1983 in München aufsuchten. Unmissverständlich berichteten sie, dass die Ingenieure jahrelang bei jedem Flug die Explosion eines der Haupttriebwerke befürchteten.

Endlich nach 10 Jahren entschied das Management des MSFC, das Lockheed-Gutachten von Mr. P. R. J. von einer anderen Firma, der Continuum Inc., Huntsville, Ala ´gegenchecken` zu lassen. Der »Witz« – sofern es einer war – war aber der, dass Mr. P. R. J. mittlerweile Karriere gemacht hatte und zu Continuum Inc. gewechselt war, und nun sein eigenes Gutachten noch einmal begutachtete und – wer hätte das gedacht – nichts beanstandete!

Tim Boson:

Die Neutralität war nicht mehr gegeben…?

TSWS:

Das klingt aber sehr ‚diplomatisch’: Nein, es war eigentlich skandalös – und die Öffentlichkeit sollte nichts erfahren. Sie können sich ja nicht vorstellen, wie viel Menschlich-Persönliches an Eitelkeiten in so einem gewagten Unternehmen mit unübersehbaren Optionen die Sicherheit gefährdet….

Tim Boson:

Doch, kann ich mir gut vorstellen…aber es ist erstaunlich, dass es immer wieder passiert. Und dann bekamen sie den Anruf?