[{"@context":"http:\/\/schema.org\/","@type":"BlogPosting","@id":"https:\/\/wiki.edu.vn\/wiki9\/2020\/12\/10\/trichter-raumschiff-wikipedia\/#BlogPosting","mainEntityOfPage":"https:\/\/wiki.edu.vn\/wiki9\/2020\/12\/10\/trichter-raumschiff-wikipedia\/","headline":"Trichter (Raumschiff) – Wikipedia","name":"Trichter (Raumschiff) – Wikipedia","description":"before-content-x4 1990er europ\u00e4ischer Vorschlag eines Roboter-Raumflugzeugs after-content-x4 Dieser Artikel muss sein Aktualisiert. 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Bitte aktualisieren Sie diesen Artikel, um aktuelle Ereignisse oder neu verf\u00fcgbare Informationen wiederzugeben.  ((November 2020)Trichter  war ein vorgeschlagenes Orbitalraumflugzeug der Europ\u00e4ischen Weltraumorganisation (ESA) und eine wiederverwendbare Tr\u00e4gerrakete.  Der Hopper war ein FESTIP-Systemstudiendesign (Future European Space Transportation Investigations Program).[1]Hopper war einer von mehreren Vorschl\u00e4gen der ESA, als europ\u00e4ische wiederverwendbare Tr\u00e4gerrakete (RLV) zu fungieren, die bereits 2015 f\u00fcr die kosteng\u00fcnstige Lieferung von Satellitennutzlasten in die Umlaufbahn vorgesehen war.[2]  Ein Prototyp von Hopper, bekannt als (EADS) Ph\u00f6nixwar ein von Deutschland gef\u00fchrtes europ\u00e4isches Projekt, bei dem ein Modell des gr\u00f6\u00dferen Hopper im siebten Ma\u00dfstab gebaut und getestet wurde.  Am 8. Mai 2004 wurde ein einziger Testflug der Phoenix im nordeurop\u00e4ischen Luft- und Raumfahrt-Testbereich in Kiruna, Schweden, durchgef\u00fchrt.[3]  M\u00f6glicherweise gefolgt von zwei weiteren auch im Mai.       (adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});after-content-x4Table of ContentsEntwicklung[edit]Hintergrund[edit]HTO Hopper – Auswahl[edit]Prototyp – Phoenix[edit]Falltests – Mai 2004[edit]L\u00e4ngerfristig – Sokrates[edit]Siehe auch[edit]Verweise[edit]Zitate[edit]Literaturverzeichnis[edit]Externe Links[edit]Entwicklung[edit]Hintergrund[edit]Ab den 1980er Jahren wuchs das internationale Interesse an der Entwicklung wiederverwendbarer Raumfahrzeuge.  Zu dieser Zeit hatten nur die Superm\u00e4chte der damaligen Zeit, die Sowjetunion und die Vereinigten Staaten, diese F\u00e4higkeit entwickelt.[4]  Europ\u00e4ische Nationen wie Gro\u00dfbritannien und Frankreich starteten ihre eigenen nationalen Programme zur Herstellung von Raumflugzeugen wie HOTOL und Hermes, w\u00e4hrend sie versuchten, die Unterst\u00fctzung der multinationalen Europ\u00e4ischen Weltraumorganisation (ESA) zu gewinnen.  Obwohl diese Programme letztendlich nicht gen\u00fcgend Unterst\u00fctzung fanden, um die Entwicklung fortzusetzen, bestand in einigen Mitgliedstaaten der ESA nach wie vor die Forderung, die Entwicklung wiederverwendbarer Raumfahrzeuge voranzutreiben.[4]  In den neunziger Jahren arbeitete die ESA neben der Entwicklung und dem Betrieb mehrerer Technologie-Demonstrator-Programme wie dem Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) auch an der Schaffung eines langfristigen Rahmens f\u00fcr die sp\u00e4tere Entwicklung eines funktionsf\u00e4higen wiederverwendbaren Raumfahrzeugs , bekannt als Future Launchers Preparatory Program (FLPP).[5]Im Rahmen von FLPP f\u00fchrten die ESA und europ\u00e4ische Industriepartner detaillierte Untersuchungen mehrerer teilweise wiederverwendbarer Tr\u00e4gerraketenkonzepte durch.  Ziel des Programms war es, ein geeignetes Fahrzeug vorzubereiten, um nach einer positiven Entscheidung der ESA-Mitgliedsstaaten mit der Produktion eines Next Generation Launcher (NGL) fortzufahren.[5]  Insgesamt wurden vier Startkonzepte untersucht, die als Horizontal Take-Off (HTO) Hopper, Vertical Take-Off (VTO) Hopper, Reusable First Stage (RFS) und Liquid Fly-Back Booster (LFBB) bezeichnet wurden ).  Jedes dieser Konzeptfahrzeuge bestand aus einem wiederverwendbaren Fl\u00fcgelverst\u00e4rker, der mit einer verbrauchbaren oberen Stufe kombiniert wurde, um eine Nutzlast in der geostation\u00e4ren Transferbahn (GTO) zu liefern.[5]Die HTO-Variante von Hopper wurde f\u00fcr den horizontalen Start konzipiert, dessen erster Teil \u00fcber eine Raketenschlittenanordnung erreicht werden sollte.[5]  Es besa\u00df eine relativ konventionelle Fl\u00fcgel-K\u00f6rper-Konfiguration, ein atypisches Merkmal war die Nase des Raumfahrzeugs, die einen absichtlich niedrigen Sturz besa\u00df, so dass die erforderliche Gr\u00f6\u00dfe der Aufz\u00fcge f\u00fcr die gew\u00fcnschte Trimmfunktionalit\u00e4t verringert werden konnte, w\u00e4hrend gleichzeitig eine verbesserte innere Struktur, wie z wie bei der Unterbringung des Bugfahrwerks.[5]  Aerodynamisch verf\u00fcgt die HTO Hopper-Konfiguration \u00fcber einen abgerundeten Delta-Planform-Fl\u00fcgel mit einer 60-Grad-Vorderkantenbewegung, der mit einem zentralen vertikalen Stabilisator und einer Unterseite mit flachem Boden kombiniert wurde, um die Leistung des Raumfahrzeugs w\u00e4hrend des Hyperschallfluges zu maximieren.[5]       (adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});after-content-x4Die alternative VTO-Variante von Hopper wurde f\u00fcr den vertikalen Start entwickelt und konventionell \u00fcber ein Verbrauchs-Startsystem gestartet.[6]  Es verf\u00fcgt \u00fcber einen relativ traditionellen schlanken raketenartigen K\u00f6rper, unterscheidet sich jedoch durch das Vorhandensein eines kleinen Deltafl\u00fcgels bei einem 45-Grad-Vorderkanten-Sweep und einer zentralen vertikalen Stabilisatoranordnung.  In Bezug auf seine Struktur besa\u00df der VTO Hopper einen kreisf\u00f6rmigen Querschnitt mit einem Loftfilet an der Unterseite des Fahrzeugs, das sowohl die Fl\u00fcgel als auch die K\u00f6rperklappe aufnehmen konnte.  Es gab auch einen Booster, der die Nutzlast auf der Rumpfnase tragen sollte.[6]  Studien ergaben, dass sowohl das HTO- als auch das VTO-Hopper-Konzept eine relativ \u00e4hnliche Umgebung f\u00fcr die Wiedereintrittslast besa\u00dfen.[7]HTO Hopper – Auswahl[edit]Die HTO-Version von Hopper wurde im Rahmen einer anderen ESA-Initiative in Form der FESTIP-Systemdesignstudie (Future European Space Transportation Investigations Program) f\u00fcr weitere Entwicklungsarbeiten \u00fcbernommen.[8]  Im Jahr 1998 wurde entschieden, dass das Design von Hopper alle festgelegten Anforderungen erf\u00fcllt.[9]  Zu diesem Zeitpunkt sollte das Raumschiff aus einem einstufigen wiederverwendbaren Fahrzeug bestehen, das selbst keine Umlaufgeschwindigkeit erreichen w\u00fcrde.  Berichten zufolge hielt Hopper das Versprechen, Nutzlasten kosteng\u00fcnstiger im Orbital einzusetzen.[3]  Ein EADS-Sprecher gab an, dass eine wiederverwendbare Tr\u00e4gerrakete wie Hopper die Kosten f\u00fcr den Versand eines Satelliten in die Umlaufbahn halbieren k\u00f6nnte, die Berichten zufolge im Jahr 2004 bei etwa 15.000 USD pro Kilogramm Nutzlast lagen.[2]Das geplante Missionsprofil von Hopper h\u00e4tte mehrere Phasen umfasst.  Die Startphase sollte durch die Verwendung einer 4 km langen magnetischen horizontalen Spur erreicht werden, die speziell f\u00fcr das Fahrzeug im Raumfahrtzentrum von Guayana in Franz\u00f6sisch-Guayana gebaut werden sollte, um das Raumfahrzeug auf Startgeschwindigkeit zu beschleunigen.[3][9]  Bei Erreichen einer H\u00f6he von 130 km w\u00fcrde das Fahrzeug eine verbrauchbare raketengetriebene Oberstufe abfeuern, um die Umlaufgeschwindigkeit zu erreichen.  Sobald es das notwendige Hoch und die Geschwindigkeit erreicht hatte, h\u00e4tte es seine Satellitennutzlast freigegeben, die dann unabh\u00e4ngig noch h\u00f6her steigen w\u00fcrde, um die gew\u00fcnschte Umlaufbahn zu erreichen.[3]  Berichten zufolge sollte Hopper 7,5-Tonnen-Satelliten in eine Umlaufbahn von 130 km \u00fcber der Erdoberfl\u00e4che liefern.[3]  Nach der Freigabe seiner Nutzlast w\u00e4re das Fahrzeug dann in einem Controller-Abstieg nach unten gerutscht;  Das Raumschiff sollte auf einer vorbereiteten Inselanlage im Atlantik landen und anschlie\u00dfend f\u00fcr weitere Fl\u00fcge per Schiff nach Franz\u00f6sisch-Guayana zur\u00fccktransportiert werden.[2][3]Das multinationale Luft- und Raumfahrtkonglomerat EADS war f\u00fcr das Projektmanagement auf Hopper sowie f\u00fcr die Entwicklung der gesamten softwarebasierten Elemente des Projekts verantwortlich.[9]  Eine Reihe anderer Partnerunternehmen war ebenfalls an der Entwicklung des Raumfahrzeugs beteiligt.  Berichten zufolge hatten sowohl die ESA als auch die EADS urspr\u00fcnglich beabsichtigt, die Entwicklung von Hopper zwischen 2015 und 2020 abzuschlie\u00dfen.[9]  Nach dem ersten Gleittest mit dem Ph\u00f6nix Prototyp im Mai 2004 gab es keine weiteren Aktualisierungen des Programms;  Es wird angenommen, dass die Arbeit an Hopper schlie\u00dflich eingestellt wurde.[citation needed]Prototyp – Phoenix[edit]Das Phoenix RLV Launcher, der Prototyp des Hopper Launcher, wurde im Rahmen des umfassenderen ASTRA-Programms des Deutschen Zentrums f\u00fcr Luft- und Raumfahrt (DLR) entwickelt und hergestellt, einem 40-Millionen-Euro-Projekt, das von der Bundesregierung, EADS Astrium Space Transportation und der staatlichen Freien Hanse gegr\u00fcndet wurde Stadt Bremen.  Berichten zufolge haben EADS und das Land Bremen mindestens 8,2 Mio. EUR bzw. 4,3 Mio. EUR in das ASTRA-Programm investiert.  Ein weiterer Beitrag in H\u00f6he von 16 Mio. \u20ac wurde von Partnerunternehmen wie dem in Bremen ans\u00e4ssigen OHB-System, dem DLR und dem Bundesministerium f\u00fcr Bildung und Forschung bereitgestellt.  Im Jahr 2000 wurde mit dem Bau des Prototyps begonnen.[9]Das Phoenix RLV Der Prototyp war 6,9 Meter (23 Fu\u00df) lang, hatte ein Gewicht von 1.200 Kilogramm (2.600 Pfund) und eine Fl\u00fcgelspannweite von 3,9 Metern (13 Fu\u00df).  Bei der Konstruktion wurde ein Schwerpunkt auf die Minimierung des Luftwiderstands gelegt, indem das Fahrzeug so klein wie m\u00f6glich gehalten wurde.[9]  Der Innenraum des Schiffsrumpfs wurde von verschiedenen Avionik- und Bordsystemen belegt, die Navigations-, Daten\u00fcbertragungs-, Energieversorgungs- und k\u00fcnstliche Intelligenzfunktionen bereitstellten, damit es seine Datenerfassungsmission automatisch ausf\u00fchren konnte.[3]  Phoenix ist ein Sechstel der Gr\u00f6\u00dfe des geplanten Hopper-Fahrzeugs.[10]  Die endg\u00fcltige Version des Fahrzeugs sollte in der Lage sein, die Wiedereintrittskr\u00e4fte zu unterst\u00fctzen, W\u00e4rme zu erzeugen und aus einer H\u00f6he von 129 Kilometern zu gleiten.  Im April 2004 wurden die Integrations- und Systemtestarbeiten am Phoenix-Prototyp abgeschlossen.[9]Falltests – Mai 2004[edit]Am Samstag, den 8. Mai 2004, wurde der Phoenix-Prototyp in der nordeurop\u00e4ischen Luft- und Raumfahrt-Teststrecke in Kiruna, 1.240 km n\u00f6rdlich von Stockholm, Schweden, einem gro\u00df angelegten Falltest unterzogen.  Das Fahrzeug wurde aus einer H\u00f6he von 2,4 Kilometern abgeworfen, nachdem es von einem Hubschrauber auf die entsprechende H\u00f6he angehoben worden war.  Nach einem gef\u00fchrten 90-Sekunden-Gleiten soll der Prototyp pr\u00e4zise und ohne Zwischenf\u00e4lle gelandet sein.[11][3]  Das Hauptziel des Tests war es, das Segelflugpotential des Fahrzeugs zu bewerten.  Insbesondere untersuchte der Ph\u00f6nix verschiedene Methoden zur Durchf\u00fchrung automatischer Landungen, bei denen keine menschlichen Kontrolleure eingreifen mussten.  Die Anleitung wurde durch Hinweise von verschiedenen Navigationsmitteln bereitgestellt, darunter GPS-Satelliten, Radar- und Laserh\u00f6henmesser sowie verschiedene Druck- und Geschwindigkeitssensoren.  Laut EADS-Sprecher Mathias Spude war der Prototyp innerhalb von drei Zentimetern des beabsichtigten Ziels gelandet.[2]Zus\u00e4tzlich zum ersten Falltest waren bereits weitere Tests geplant, darunter drei, die in den folgenden zwei Wochen durchgef\u00fchrt werden sollten, um anspruchsvollere Landungen zu testen, bei denen das Raumschiff aus verschiedenen L\u00e4ndern fallen gelassen werden soll Winkel oder Ausrichtungen relativ zum Landeplatz.[2]  Dar\u00fcber hinaus hatte das Projekt einen erwarteten Meilenstein f\u00fcr die endg\u00fcltige Freigabe des Prototyps aus einer H\u00f6he von 25 Kilometern innerhalb von drei Jahren.  EADS stellte jedoch vor dem Flug fest, dass weitere Fl\u00fcge von Hopper von der Leistung des Fahrzeugs w\u00e4hrend des Erstfluges abh\u00e4ngen w\u00fcrden.[9]Am 13. und 16. Mai wurden zwei weitere Testfl\u00fcge durchgef\u00fchrt, wobei der 13. Mai eine Wiederholung des Falltests vom 8. Mai war.[12]L\u00e4ngerfristig – Sokrates[edit]Langfristig sollte die auf Phoenix getestete Landetechnologie, wenn sie erfolgreich und tragf\u00e4hig war, in ein wiederverwendbares Folgefahrzeug integriert werden, das benannt werden sollte Sokrates.  Obwohl Sokrates nicht als Orbitalfahrzeug gedacht war, sollte er in der Lage sein, mit bis zu zehnfacher Schallgeschwindigkeit zu fliegen und sehr schnelle Durchlaufzeiten zwischen den Fl\u00fcgen als Sprungbrett f\u00fcr die Wiederverwendbarkeit durchzuf\u00fchren.[2]Siehe auch[edit]Verweise[edit]Zitate[edit]^ Dujarric, C. (M\u00e4rz 1999). “M\u00f6gliche zuk\u00fcnftige europ\u00e4ische Tr\u00e4gerraketen, ein Konvergenzprozess” (PDF). ESA Bulletin.  Europ\u00e4ische Weltraumorganisation (97): 11\u201319.^ ein b c d e f McKee, Maggie. “Europas Space Shuttle besteht den ersten Test.” Neuer Wissenschaftler, 10. Mai 2004.^ ein b c d e f G h “Start der n\u00e4chsten Raketengeneration.” BBC News, 1. Oktober 2004.^ ein b “Der atmosph\u00e4rische Wiedereintrittsdemonstrator.” Europ\u00e4ische WeltraumorganisationOktober 1998. BR-138.^ ein b c d e f G. Pezzellaa et al.  2010. p.  36.^ ein b G. Pezzellaa et al.  2010. p.  37.^ G. Pezzellaa et al.  2010. S. 38-39.^ “M\u00f6gliche zuk\u00fcnftige europ\u00e4ische Tr\u00e4gerraketen, ein Konvergenzprozess – ESA Bulletin Nr. 97.” ESAM\u00e4rz 1999.^ ein b c d e f G h “PHOENIX: Zukunftsperspektiven im Weltraumtransport durch wiederverwendbare Startsysteme.” Airbus, 10. Mai 2004.^ Europ\u00e4isches Space Shuttle gleitet zum Erfolg 9. Mai 2004^ “Phoenix Flight Day.” Archiviert 2011-07-24 an der Wayback-Maschine Swedish Space Corporation, 8. Mai 2004.^ IAC Vancouver, Oktober 2004: “Wiederverwendbare RLV-Demonstrationsfahrzeuge Phoenix-Flugtestergebnisse und -perspektiven”, W. Gockel et al.  AAAF Arcachon, M\u00e4rz 2005: “Synthesis Phoenix Flight Test Performance and Analysis”, W. Gockel et al.  AAIA Capua, Mai 2005: “Phoenix Project and Program Continuation Plan”, P. Kyr und W. Gockel IAC Fukuoka Oktober 2005: “Phoenix Demonstrator Logic”, P. Kyr und J. SommerLiteraturverzeichnis[edit]Gockel, Wilhelm;  Kyr, Peter;  Janovsky, Rolf;  Roenneke, Axel (2004). WIEDERVERWENDBARE RLV-DEMONSTRATORFAHRZEUGE – ERGEBNISSE UND PERSPEKTIVEN DES PHOENIX-FLUGTESTS. Tagungsband des 55. Internationalen Astronautischen Kongresses 2004.  doi:10.2514 \/ 6.IAC-04-V.6.04.Externe Links[edit]     (adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});after-content-x4"},{"@context":"http:\/\/schema.org\/","@type":"BreadcrumbList","itemListElement":[{"@type":"ListItem","position":1,"item":{"@id":"https:\/\/wiki.edu.vn\/wiki9\/#breadcrumbitem","name":"Enzyklop\u00e4die"}},{"@type":"ListItem","position":2,"item":{"@id":"https:\/\/wiki.edu.vn\/wiki9\/2020\/12\/10\/trichter-raumschiff-wikipedia\/#breadcrumbitem","name":"Trichter (Raumschiff) – Wikipedia"}}]}]