The Ares-1 can't fly

Servus,
oho da schau einer an. gar nicht gedachts dass es sowas gibt...
Aber ich bleibe dabei: Die NASA investiert doch nicht Milliarden in was das gar nicht fliegt, also das glaub ich nicht wobei ja einiges dafür sprechen würde...
BSP.: Entwicklung Ares IV

gruß moritz

Ares IV

NASA (Jannuary 2, 2007) "AresIV":

http://www.flightglobal.com/articles/2007/01/02/211318/nasa-quietly-sets-up-budget-for-ares-iv-lunar-crew-launch-vehicle-with-2017-test-flight.html

...aka (April 12, 2006) "SLV":

http://www.gaetanomarano.it/articles/004.html

...aka (May 12, 2006) "FAST-SLV":

http://www.gaetanomarano.it/articles/005_SLVnow.html

...aka (May 21, 2006) "SuperSLV":

http://www.gaetanomarano.it/articles/006_superSLV.html

...aka (May 27, 2006) "ArianeX":

http://www.gaetanomarano.it/articles/007arianeX.html

also, the FAST-SLV-like (but THREE months LATER) NASA (?) "Stumpy" and the much-more-FAST-SLV-like (but FOUR months LATER) now-dead "Direct"

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Just add that, the current design's Orion is (at least) 1.5 mT "overweighted" and that also the (latest designed) Orion's 6.35 mT tower-LAS is 2.3 mT heavier than the 4 mT tower-LAS of the early CLV designs, then, the Ares-1 2nd stage engine should be (at least) 15% MORE powerful than an SSME rather than 43% LESS powerful.

Nur hinzufügen, daß die derzeitige Konzeption des Orion ist (mindestens) 1,5 mT "übergewichtet", und dass auch die (letzte entworfen) Orion's 6,35 mT Turm - LAS ist 2,3 mT schwerer als die 4 mT Turm - LAS der frühen CLV soll, dann , Der Ares-1 2. Etappe Motor sollte (mindestens) 15% mehr Leistung als ein SSME als 43% WENIGER mächtig.

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ich nehme mal an, dass "mT" "metric tons" heisst - oder milli-tons?

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just added FOUR new UPDATES to my "Ares-1 can't fly" article:

http://www.ghostnasa.com/posts/012arescantfly.html

- latest news about a possible Ares-1 (dangerous) oscillation problem and the first manned Orion launch slip to June 2016

- old (but largely unknow) NASA press release about a possible in-flight stability problem (that must be solved)

- the lack of " safe lift-off abort mode" for (both) the 4-segments and the 5-segments SRB Ares-1 1st stage

- read why ALSO the Ares-5 can't fly (especially with the heavier 5-segments SRBs) nor leave the launch pad

Nur hinzugefügt VIER neue UPDATES in meinem "Ares - 1 kann nicht fliegen" Artikel:

http://www.ghostnasa.com/posts/012arescantfly.html

- Neuesten Nachrichten über eine mögliche Ares - 1 (gefährliche) Schwingung Problem, und die ersten bemannten Start Orion Schlupf bis Juni 2016

Alten (aber weitgehend unbekannt) Pressemitteilung der NASA über eine mögliche Stabilität im Flug Problem (das gelöst werden muss)

- Das Fehlen von "sicheren Abheben abbrechen Modus" (beide), der 4 Segmente und der 5 - Segmente SRB Ares - 1 1. Etappe

- AUCH lesen, warum die Ares - 5 kann nicht fliegen (vor allem mit den schwereren 5 - Segmente SRBs), noch aus der Startrampe

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I've UPDATED my "Ares-1 can't fly" article...

http://www.ghostnasa.com/posts/012arescantfly.html

...with an interesting thing found on the web:

Two years ago, when I've FIRST remarked on a Space forum the problem of the lack of a "safe lift-off abort mode" in the upcoming Ares-1, I was (literally) submerged by lots of critics and insults, but, now, surfing the web, I've found and SAVED (a "disliked" web page can disappear overnight...) a very interesting June 12, 1997 Boeing's News Release titled "Boeing To Study Liquid Fly Back Shuttle Boosters For NASA"...

http://www.boeing.com/news/releases/1997/news.release.970612.html

...where the Boeing LFBB Program Director Ira Victer said that... "LFBB will use liquid propellants and will be fully throttleable and capable of safe shutdown. SRBs, which use a solid propellant, cannot be turned off once ignited... "The result is a booster system [the LFBB] more tolerant of engine failure and less likely to require mission aborts," Victer said. "In addition, hazardous booster operations in NASA Kennedy Space Center (KSC) Vehicle Assembly Building are eliminated, since LFBB fueling operations would occur on the launch pad, much the way the Shuttle's external tank is loaded today".

Then, in this ten-years-old document, BOEING (clearly) seems agrees with me...

However, I'm not against the SRBs used as 1st stage of a rocket for manned launches... my only concern is that, this solution, needs many safety, structure and acceleration tests made NOW (not in 2009+) then, BEFORE any "final decision" about the Ares-1.

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Ich habe meine AKTUALISIERT "Ares - 1 kann nicht fliegen" Artikel ...

http://Http://www.ghostnasa.com/posts/012arescantfly.html

... Mit einer interessanten Sache auf dem Netz:

Vor zwei Jahren, als ich bemerkt habe ERSTE auf einem Space Forum das Problem des Mangels an einer "sicheren Abheben abbrechen", in der nächsten Ares - 1, ich war (buchstäblich) die unter den vielen Kritikern und Beleidigungen, sondern , Jetzt, im Internet surfen, ich habe gefunden, und SAVED (eine "Abneigung" Webseite kann verschwinden, Übernachtung ...) eine sehr interessante June 12, 1997 Boeing News Release Titel "Boeing Zum Studieren Liquid Fly Back Shuttle Booster Für die NASA" ...

http://Http://www.boeing.com/news/releases/1997/news.release.970612.html

... Wo die Boeing LFBB Program Director Ira Victer gesagt, dass ... "LFBB wird flüssigen Treibstoffen und wird voll throttleable und in der Lage sind sicher herunterfahren. SRBs, die mit einem festen Treibstoffe, kann nicht deaktiviert werden, sobald gezündet ..." Das Ergebnis ist ein System Booster [LFBB] mehr Toleranz des Motors Scheitern Und weniger wahrscheinlich zu verlangen Mission bricht ", Victer gesagt." Darüber hinaus, gefährliche Booster Operationen in der NASA Kennedy Space Center (KSC) Vehicle Assembly Building werden eliminiert, da LFBB Tanken würden auf der Startrampe, viel, wie die Shuttle externen Tank geladen ist heute ".

Dann, in diesem zehn Jahre alten Dokument, BOEING (klar) scheint stimmt mit mir ...

Aber ich bin nicht gegen die SRBs als 1. Stufe der Rakete für bemannte startet ... Meine einzige Sorge ist, dass diese Lösung, braucht viele Sicherheit, die Struktur und die Beschleunigung Tests gemacht NOW (nicht 2009 +), dann VOR jede "endgültige Entscheidung" über die Ares - 1.

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For those who are still skeptic about what I've said in my "Ares-1 cant fly" article, in the latest article's update I explain again (step by step) the same concepts but from a different, historical/technical/evolutionary, point of view:

Für diejenigen, die noch immer skeptisch sind, darüber, was ich in meinem "Ares - 1 kann nicht fliegen" Artikel geschrieben habe: Im neuesten Artikel Update erkläre ich nochmals (Schritt für Schritt) die Theorie, aber aus einer anderen, historischen / technischen / evolutionären, Sicht:


http://www.ghostnasa.com/posts/012arescantfly.html

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[size=10]Translated by KSC[/size]

Klugscheissermodus an 8-):

T (Tesla) ist übrigens die physikalische Einheit der magneteíschen Flussdichte!
1,5 mT wären demnach 1,5*10^-3 N/A*m.

Klugscheiisermodus aus! 8-)

Die Abkürzung mT ist tatsächlich in einigen wenigen Fällen die Einheit der Masse, vor allem in den USA (die machen da ja soweiso vieles anders). Das hat auch schon zu Konflikten geführt, eben weil die Flussdichte in T angegeben wird.

Doch selbst wenn T hier für die metrische Tonne steht:

Man multipliziere mal 1,5t mit dem durch die Vorsilbe milli (m) ausgedrückten Faktor 0.001 - Tada! Sage und schreibe 1,5kg!   ;DAlso wenn die Nasa das Gewicht nicht irgendwo rausbekommt, wäre ich doch mehr als enttäuscht.

lg Gerrit

Man multipliziere mal 1,5t mit dem durch die Vorsilbe milli (m) ausgedrückten Faktor 0.001 - Tada! Sage und schreibe 1,5kg!

"mT" for "metric tons" is used in many NASA documents and (sometimes) they use also "MT" (that sounds like "million tons"... ) for the same purpose...

"mT" für "metrische Tonnen" wird in vielen Dokumenten von der NASA genutzt. Manchmal verwenden sie auch "MT" (das klingt wie "Millionen Tonnen" ... ) für den gleichen Zweck...

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Could a crane with HALF its max power lift TWICE the weight??? Clearly, it CAN'T.

But that's EXACTLY what "should" happen with the (latest) Ares-1 second stage!!!

The problem is explained in detail in my new article "Ares-1 second stage MYSTERY"

http://www.ghostnasa.com/posts/017aresmystery.html

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Könnte ein Kran mit seinen maximal HALF Kraftheber ZWEIMAL das Gewicht? Klar, KANN NICHT.

Aber das ist genau, was "sollten" geschieht mit der (spätestens) Ares - 1 zweite Stufe!

Das Problem ist, ausführlich in meinem neuen Artikel "Ares - 1 zweite Phase MYSTERY"

http://Http://www.ghostnasa.com/posts/017aresmystery.html

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So ich habs mal nachgerechnet:

Schub J-2: ca: 890kN => S=890000
Masse Ares I 2.Stufe: ca. M=150000 kg

Beschleunigung ist Schub/Masse
=> a=S/M=6 m/s^2 = 0.6 g

Scheint mir in der Tat ein bischen niedrig. Die Masse nimmt mit der Zeit natürlich ab, die Beschleunigung ist später also höher.

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these are the CLV vs. Ares-1 specs:

------------ CLV ------------------------------ Ares-1 --------------------

SRB4 burn time 123 sec.  ............ SRB5 burn time 128 sec.

jettison altitude 50-55 km. ......... jettison altitude 56km.

payload+LAS 28 mT  ..................... payload+LAS over 30 mT

upperstages' mass 182 mT ......... upperstages' mass 192 mT

2nd stage engine SSME ................. 2nd stage engine J-2X

SSME vacuum thrust 512 klbs ..... J-2X vacuum thrust 294 Klbs (43% LESS than SSME)

SSME vacuum Isp 453 sec. .............. J-2X vacuum Isp 448 sec.

the single J-2X clearly has HALF the power to accomplish the SAME job

Die einheitliche J - 2X klar HALF hat die Macht, um die gleichen Job

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Hallo ihr beiden,

wir hatten das ja schon im Ariane-Thread:
Ab einer gewissen Höhe geht es nicht mehr darum, noch höher zu kommen, sondern zu beschleunigen, also Geschwindigkeit aufzubauen. Deswegen fliegt man dann ja auch fast parallel zu Oberfläche. Es macht also keinen Sinn einfach das Gewicht der Oberstufe mit dem Schub zu vergleichen.

From a certain altitude on it is not about getting higher anymore but it is about to accelerate, i.e. gaining speed. Because of that the flight profile follows then more or less parallel to the surface. There is no sense in just simply comparing the weight of the upper stage with the thrust.

From a certain altitude on it is not about getting higher anymore but it is about to accelerate, i.e. gaining speed. Because of that the flight profile follows then more or less parallel to the surface. There is no sense in just simply comparing the weight of the upper stage with the thrust.

it doesn't make sense if compared with OTHER rockets with different flight profiles and the 1st stage jettisoned at higher altitude (where a less powered engine is sufficient) but this is NOT the case of the CLV and the Ares-1 since their 1st stages are (both) jettisoned at mid altitude (50-55 km. just about 10 km. more than Shuttles' SRBs) so my comparison and my question are (both) RIGHT... in other words, why an "half powered than SSME" J-2X can lft an "heavier than CLV" Ares-1 starting from the SAME altitude, acceleration and speed???

Es macht keinen Sinn, wenn im Vergleich mit Raketen ANDERE Flug mit unterschiedlichen Profilen und der 1. Stufe Bord bei höheren Höhe (powered weniger, wenn ein Motor ist ausreichend), aber das ist nicht der Fall, der CLV und der Ares - 1 seit ihrer 1. Stufen Sind (beide) Bord in der Mitte Höhe (50-55 km. Nur ca. 10 km. Shuttles mehr als' SRBs), so meine Vergleich und meine Frage sind (beide) RIGHT ... Mit anderen Worten, warum eine "halbe powered SSME als" J - 2X können lft ein "schwerer als CLV" Ares - 1?

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Hallo Daniel,

ja da hast du wohl recht. Allerdings muss es doch eine gewisse Beschleunigung geben, die eine Oberstufe bringen muss, damit die Rakete nicht zur Erde zurückfällt. Ich mein, man kann sicherlich kein Ionentriebwerk als Oberstufentriebwerk einsetzen.

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these are the CLV vs. Ares-1 specs:

------------ CLV ------------------------------ Ares-1 --------------------

SRB4 burn time 123 sec.  ............ SRB5 burn time 128 sec.

jettison altitude 50-55 km. ......... jettison altitude 56km.

payload+LAS 28 mT  ..................... payload+LAS over 30 mT

upperstages' mass 182 mT ......... upperstages' mass 192 mT

2nd stage engine SSME ................. 2nd stage engine J-2X

SSME vacuum thrust 512 klbs ..... J-2X vacuum thrust 294 Klbs (43% LESS than SSME)

SSME vacuum Isp 453 sec. .............. J-2X vacuum Isp 448 sec.

the single J-2X clearly has HALF the power to accomplish the SAME job

Die einheitliche J - 2X klar HALF hat die Macht, um die gleichen Job

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Deine Zahlen sind nicht schlüssig.

Es gilt:
I_sp = ^{[size=12](F*t)[/size]}/_{[size=12](m*g)[/size]}[/i]

Daraus ergibt sich zur Prüfung:
g = ^{[size=12](F*t)[/size]}/_{[size=12](m*I[size=8]sp[/size])[/size]}[/i]

Mit den von dir für beide Raketen gegebenen Werten kommt dann heraus:
g_CLV = 7,49m/s²
g_ARES-I = 4,29m/s²

In den Zahlen stimmt also etwas nicht, da für jede Rakete eine andere Fallbeschleunigung heraus kommt.
--------------------------------------------------------------------------------

Your numbers are not conclusiv.

It is given:
I_sp = ^{[size=12](F*t)[/size]}/_{[size=12](m*g)[/size]}[/i]

For testing your numbers that is:
g = ^{[size=12](F*t)[/size]}/_{[size=12](m*I[size=8]sp[/size])[/size]}[/i]

With the numbers given by you for the 2 rockets as input that gives:
g_CLV = 7,49m/s²
g_ARES-I = 4,29m/s²

So your numbers are not conclusive, because they result in different values for gravitation for each rocket.

Hallo Daniel,

ja da hast du wohl recht. Allerdings muss es doch eine gewisse Beschleunigung geben, die eine Oberstufe bringen muss, damit die Rakete nicht zur Erde zurückfällt.

Hallo,

wohl war. Aber das macht ab einer gewissen Geschwindigkeit die Fliehkraft, wenn man eben "horizontal" fliegt und dabei auch noch schneller wird.

Noch eine Anmerkung zu meiner Rechnung/Argumentation oben:
Die Masse m in obigen Formeln ist eigentlich die Treibstoffmasse. Ich habe aber vereinfachend die gegebene Oberstufenmassen genommen. Ziel war also, dass bei konsistenten Daten für beide Datensätze die gleiche Fallbeschleunigung raus kommen sollte. Die wahren 9,81m/s² kommen so natürlich nicht raus.

Noch eine Anmerkung zu meiner Rechnung/Argumentation oben: Die Masse m in obigen Formeln ist eigentlich die Treibstoffmasse. Ich habe aber vereinfachend die gegebene Oberstufenmassen genommen. Ziel war also, dass bei konsistenten Daten für beide Datensätze die gleiche Fallbeschleunigung raus kommen sollte. Die wahren 9,81m/s² kommen so natürlich nicht raus.

the propellent mass must have low influence in your calculation since the difference between the CLV and the Ares-1 is only 10 mT and part of this extra-mass isn't extra-propellent but extra-payload and extra-LAS mass, so, the difference is around 5 mT, not so much to change the 2nd stage burning time... the truth is (simply) that the Ares-1 2nd stage must lift its mass with a Smart engine while the CLV 2nd stage was designed around a BMW engine...

Masse des Beschleunigers müssen niedrig Einfluss auf Ihre Berechnung, da der Unterschied zwischen der CLV und der Ares - 1 ist nur 10 mT und ein Teil dieser zusätzlichen Masse ist nicht extra Beschleunigers, sondern extra Nutzlast und extra - LAS Masse, ja, Der Unterschied ist etwa 5 mT, nicht so viel zu ändern, die 2. Etappe Schub und Brennen ... Die Wahrheit ist (einfach), dass die Ares - 1 müssen Aufzug seine Masse mit einem Smart Motor während der CLV wurde entworfen um einen BMW Motor ...

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Glaubt eigentlich wirklich jemand das die NASA nicht im Stande is ne Rakete zu bauen die auch wirklich fliegt? :-?
Ich mein dieses Thema kommt ja immer nur vom selben "User" auf,sollte man da nicht den Sruch mit dem füttern anwenden?

Glaubt eigentlich wirklich jemand das die NASA nicht im Stande is ne Rakete zu bauen die auch wirklich fliegt? :-?
Ich mein dieses Thema kommt ja immer nur vom selben "User" auf,sollte man da nicht den Sruch mit dem füttern anwenden?

in my blog and here I give plenty of data, calculations, evaluations and logical explanations to support my claims (NOT only "opinions")

In meinem Blog und ich viel von Daten, Berechnungen, Bewertungen und logische Erklärungen zur Unterstützung meine Ansprüche (NICHT nur "Meinungen")

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Glaubt eigentlich wirklich jemand das die NASA nicht im Stande is ne Rakete zu bauen die auch wirklich fliegt?

Nun....JA! Zumindest was Ares I betrifft !

http://www.nasaspaceflight.com/content/?cid=4670

Nun....JA! Zumindest was Ares I betrifft !

Nun, ich denke dass die NASA nun wirklich nicht so dumm ist eine Rakete zu konstruieren die theoretisch nicht fliegen kann. Was bei diesen ganzen Debatten vollkommen vergessen wird: das Gewicht einer Stufe alleine im Vergelcih zu ihrer Schubkraft sagt wenig aus, wenn man nicht das gesamte Flugprofil betrachtet. Bei einer Höhe von 55 km ist auch der Luftwiderstand so gering, dass dort primär nur noch die kinetische Energie eine Rolle spielt.
Der ganze Start einer Rakete erfolgt schließlich nur deshalb senkrecht nach oben, weil man erst mal aus den unteren dichten Luftschichten muß, weil dort die Reibung jede Menge kinetischer Energie vernichtet und diese Kräfte eine enorme strukturelle Belastung mit sich bringen. In Wirklichkeit ist diese Art der Bescvhleunigung sehr ineffizient, weil beim  Start gleich mal 9,81 m/s von der Geschwindigkeit des Schubmediums abgezogen werden. Später erfolgt die Beschleunigung wenn möglich tangential um eben diesen so genannten Gravitationsverlust zu reduzieren.
Esa ist sogar allgemein üblich dass die meisten Rakten beim zünden der zweiten Stufe erst einmal absacken. Doch in Wirklichkeit ist die Lage relativ einfach, das Ergebnis einen Optimierungsprozesses:
In welcher Höhe befinde ich mich, wie groß ist meine Geschwindigkeit und in welche Richtung geht dieser Vektor. Danach ist es primär wichtig: bleibe ich oberhalb der dichteren Luftschichten beim brennen der zweiten Stufe und welche Geschwindigkeit habe ich in welche Richtung beim Brennschluss der zweiten Stufe, mit welcher Nutzlast.
Dabei ist es wichtig das man die ganzen Verluste möglichst klein hält. Keine triviale Optimierungsaufgabe, denn es sind vollkommen unterschiedliche Verluste. Wenn man zum Beispiel die Luftreibung nicht hätte würde man auf keinen Fall Senkrecht nach oben starten, sondern die Beschleunigung würde nach Möglichkeit so parallel zur Erdoberfläche erfolgen, wie die Scherkräfte die "Rakete" (sie wäre unter den Bedingungen nciht mehr Spindelfürmig) nicht zerreißen und die Rakete nicht wieder den Boden oder ein bodennahes Hindernis berührt.

Die optimalen Lösungen sind nun einmal häufig weit davon entfernt, was wir auf den ersten Blick glauben. Doch unter diesen Verzhältnissen erleben wir jede Menge solcher Widersprüche. So ist es doch eigentliche Paradox, das eine Kollision mit einem anderen Teil bei einer niedrigeren Geschwindigkeit, mezhr Schaden anrichtet als bei einer hohen. Doch genau das ist beim Shuttle scheinbar der Fall. Wenn in den unteren Luftschichten bei einer niedrigeren Geschwindigkeit ein Teil der Tankisolierung abfällt und das Shuttle trifft ist es sehr gefährlich. Geschieht es jedoch erst später, wenn das Shuttle eine deutlich höhere Geschwindigkeit hat, ist eine Kollision mit dem gleichen Teiul plötzlich ungefährlich. Dennoch ist es vollkommen logisch, den in Wahrheit ist ja nicht die Geschwindigkeit des Shuttles selbst dabei interessant, sondern die Relativgeschwindigkeit des Shuttle gegenüber dem Teil der Isolierung und in den unteren Schihcten der Atmosphäre bremst die Lufteibung dieses Stück Schaumstoff weit stärker ab und die Relativgeschwindigkeit ist weit höher, als in den höheren Schichten der Atmosphäre, wo es weit weniger Reibung gibt und das Stück Isolierung kaum abgebremst wird, bis es das Shuttle trifft und die Relativgeschwindigkeit sehr klein ist.

Diese Betrachtungen, welche Daten in welcher Situation eigentlich interessant sind, sind weitaus wichtiger als dieses einfache Zusammenwerfen von Daten und Formeln ohne Sinn und Verstand. Damit kann man zwar immer wieder Ergebnisse bekommen, nur müssen diese mit der Realität nichts mehr zu tun haben, weil im Prinzip bei jeder dieser Näherungsgleichungen eine ganze Reihe von Nebenbedingungen steht unter welchen Umständen sie gilt.
Genau aus dem Grund verwendet man bei den Optimierungen diese Näherungsgleichungen nicht, sondern löst direkt die dahinnter stehenden Differentialgleichungen (in denen diese Nebenbedingungen enthalten sind, denn die vereinfachten Gleichungen ergeben sich nun einmal aus diesen Differentialgleichungen, wenn man die Parameter der Nebenbedingungen in diese Gleichung einfügt) auf numerischen Wege. Es ist nahezu ausgeschlossen dass sich dabei die Computer verrechnen, sondern man kann mit nahezu 100% Sicherheit davon ausgehen, das man eben Nebenbedingungen der Näherungsgleichungen nicht eingehalten hat.