Btw, hat nochmal jemand was von den Untersuchungen zu den Rückhaltesystemen gehört?
...Vom Kaltgassystem habe ich ga nichts gehört, obwohl da der Fehler ja schon vor der Landung verstanden war.
Na ja - der Fehler war vor der Landung BEKANNT, aber nicht VERSTANDEN:
warum haben die beiden redundanten Wachsaktuatoren es nicht geschafft, die Tankversiegelung (Edelstahlfolie) zu durchbohren, bei wiederholten Versuchen ?
Der Druck im anschliessenden Manifold hätte auf Tankdruck (ca 70 bar) ansteigen müssen - hat er aber nicht getan.
Hersteller und Lieferant des ADS (Active Descent Subsystem) ist die Firma Bleuler-Baumer in Oberrieden/CH (
http://www.bleulerbaumer.ch/)
Zum Problem mit den Treibladungen der Harpunen:
ich zitiere mal:
"As none of the commercially available pyrotechnical devices are qualified for use at temperatures below -55 deg C the development of an alternative new gas generator was necessary. The development was carried out jointly by Pyroglobe GmbH* and MPE.
In view of the extremely low operational temperature (-190 deg C) a standard type ignition chain consisting of an ignition filament embedded in a prime propellant is not suitable because the adhesion of the prime propellant to the filament may get lost due to different thermal expansion coefficients. Therefore, following a first series of development tests, a very robust and straightforward ignition strategy has been implemented :
the ignition is realized by two redundant heating bridgewires (56 µm tungsten filaments) which are in direct contact with the propellant grains. The filaments are crimped to nickel pins which are glued to a socket machined from fibre filled PEEK... The bridgewire socket is inserted and glued to the gas generator housing which is machined from titanium alloy (TiAl6V4). For all joints a ceramic-filled epoxy adhesive (EPO-TEK 920 F/L) is used. With this alternative ignition strategy the ignition delay (nom. 120 ms) is significantly longer than in the case of a prime propellant igniter (typically 3..10 ms) however the absence of a prime propellant makes the ignition less sensitive to low temperatures... The chamber is filled with 0.3 g propellant (nitro-cellulose C5650). After ignition the pressure in the combustion chamber rises quickly to a level where a 100 µm aluminium damming foil is sheared thus allowing the explosive gas to flow over to the cylinder..."
(aus:The ROSETTA Lander Anchoring Subsystem, M.Thiel et al,
http://citeseerx.ist.psu.edu/viewdoc/download?doi=10.1.1.1019.820&rep=rep1&type=pdfBei der Landung sollten beide Harpunen gleichzeitig gezündet werden. Nach dem ersten Aufsetzen zeigte die Telemetrie allerdings weiterhin elektrischen Durchgang der bridgewires; diese waren also noch elektrisch intakt (was sie zu diesem Zeitpunkt nicht mehr hätten sein dürfen).
Nach den mir vorliegenden Informationen hat das MRB (Material Review Board) zu dieser Fehlfunktion seine Arbeit abgeschlossen, ohne eine plausible Fehlerursache identifiziert zu haben.
* Pyroglobe GmbH, 85267 Hettenshausen,
www.pyroglobe.de