Die Senkung der Transportkosten – Teil 2

Kommen wir nun zu der Kostenfrage und hier wird es deutlich schwerer, weil schon die genaue Aufteilung der Kosten bei bekannten Trägern nicht bekannt ist. Ich versuche daher erst einmal die bekannten Ziffern zusammenzutragen und zwar am Beispiel der Ariane 5.

  • MAN fertigt die Boosterhülsen und Tankdome sowie einige kleine Teil. Der Auftrag beim Los PB betrug 370 Millionen Dollar, etwa 10% der Fertigungskosten
  • Die Integration von 35 Oberstufen beim Los PB bei EADS Bremen hat einen Umfang von 500 Millionen Dollar.
  • Die Fertigung eines Vulcain 2 kostet 2002 15 Millionen Euro
  • Der Gesamtauftrag für 35 Ariane 5 an EADS umfasst 4000 Millionen Euro. Sie werden integriert an Arianespace übergeben,
  • Der Start selbst kostete 2008 rund 130 Millionen Euro

So kann man ungefähr folgende Kostenabschätzung machen:

  • Die Fertigung einer Ariane 5 kostet 114 Milliarden Euro, der Start (mit Startdurchführung, Beteiligung an den Unterhaltskosten von Kourou) 130 Millionen Euro
  • Die Integration der Oberstufe hat einen Umfang von 14,3 Millionen Euro, dazu kommt noch das Triebwerk von SNECMA – schätzen wir mal die Gesamtkosten auf 20 Millionen Euro.
  • MAN fertigt die Boosterhüllen und andere Teile, pro Ariane mit ein Volumen von 10,6 Millionen Euro. Nimmt man an dass die Düsen und Befüllung und Integration nochmals so viel kosten so sind 25 Millionen Dollar für die beiden Booster eventuelle die richtige Größenordnung
  • Das bedeutet dass die EPC mit VEB und Nutzlastverkleidung zusammen rund 69 Millionen Euro kosten, davon 15 Millionen für das Haupttriebwerk.

Nun kann man eine Rechnung für ein wiederverwendbares Gefährt machen.

Ein Gefährt, das ich im ersten Teil skizziert habe, transportiert 4,7 t in einen GTO Orbit bei 450 t Startgewicht wenn es die Leermasse eines LFBB erreicht oder 195 t bei dem Voll/Leermasseverhältnis von Hopper. Es benötigt, wenn Vulcain 2 zum Start benutzt wurden mindestens 5-6 bzw. 2-3 Triebwerke. (die kleinere Zahl, wenn wie bei den LFBB schubgesteigerte Triebwerke verwendet werden).

Angenommen, man will zuerst nur mal die Ariane 5 Startkosten erreichen, so darf ein Start maximal 65 Millionen Euro kosten, weil ja nur 50% der Nutzlast transportiert wurde. Da die Oberstufe verloren geht, dazu noch die Nutzlastverkleidung und VEB, gehen davon mindestens 20 Millionen Euro für diese Komponenten ab. Das lässt noch 45 Millionen Euro übrig. Dann kommen die Startkosten. Nehmen wir an, sie betragen auch nur 50% der Ariane 5 Kosten, so sind das weitere 8 Millionen Euro. So bleiben noch 37 Millionen Euro für die erste wiederverwendbare Stufe.

Die Ariane 5 EPC kostet rund 69 Millionen Dollar, nun soll ein wiederverwendbares Gefährt mit bis zu dreifacher Masse für die Hälfte gebaut werden, dass mit erheblich mehr Triebwerken. Das wird schon eine Herausforderung, denn natürlich ist auch die Inspektion nicht für umsonst zu haben und Triebwerke können einige Male (bei den LFBB wird mit sieben Einsätzen gerechnet) verwendet werden und müssen dann auch ersetzt werden. Werden 5 Triebwerke eingesetzt so entfallen einfach aufgrund dieser Tatsache rund 10 Millionen Euro pro Start für den Ersatz der Triebwerke.

Dabei ist dies nur die Version die nicht billiger als Ariane 5 ist. Will man, was oft angekündigt wird, die Startkosten halbieren, so dürfte bei gleichbleibenden Fixkosten für Start und Oberstufe die Unterstufe nur noch 5 Millionen Dollar kosten. Das bedeutet, dass auch diese Fixkosten stark gesenkt werden müssen. Beim Start mag dies noch gut gelingen, denn es muss nicht mehr so viel zusammengebaut werden. Bei der Oberstufe ist es schwierig. Wie im ersten Teil erläutert, reduziert die Wahl einer festen Oberstufe die deutlich billiger wird auch die Nutzlast stark. Ich sehe hier folgende Möglichkeiten:

Die Oberstufe wird deutlich einfacher und billiger. Anstatt einem Triebwerk nach dem Vorbild des Expander Cycle ein druckgefördertes. Das ist einfacher aufgebaut und billiger, man verliert auch etwas Leistung. Das Problem ist dass diese Triebwerke nur niedrigen Schub aufweisen. Damit sind nur kleine Nutzlasten zu starten. Also keine optimale Möglichkeit

Man verwendet eine feste Oberstufe, aber erreicht nur einen LEO-Orbit. Von dort aus muss eine weitere Oberstufe übernehmen (zwei Oberstufen) oder mein Vorschlag ein Ionentriebwerk das einige Flüge durchführt und dann ersetzt wird oder noch besser aufgetankt werden kann.

Das zeigt eines: Es reicht nicht einfach eine Stufe wieder zu verwenden um die Transportkosten zu reduzieren. Damit dies bei einem wiederverwendbaren Gefährt effektiv klappt, muss es such möglich sein die Startkosten zu erniedrigen, die Fertigung der Oberstufe zu verbilligen und weil sehr viele Triebwerke benötigt werden müssen diese trotz Wiederverwendung deutlich billiger werden. Doch das wird natürlich auch konventionelle Träger verbilligen – und deswegen sollte man es schon heute angehen.

10 thoughts on “Die Senkung der Transportkosten – Teil 2

  1. Zusätzliche Kosten kann man einsparen indem man die Triebwerke der wiederverwendbaren 1. Stufe mit der Einweg- 2. Stufe „entsorgt“. Das im Beispiel verwendete LFBB kann 7 mal wiederverwendet werden, bei russischen Triebwerken rechnet man mit ähnlichen Werten. Wenn man 5 LFBB in der ersten Stufe verwendet kann ein LFBB seine „letzte Reise“ als Antrieb der 2. Stufe machen.

    Ein Beispiel wie ich das genau meine, diesmal mit russischer Technik:
    Ausgangspunkt ist die Rus M (und Anleihen vom Baikal des Angara-Projektes),
    Ziel soll eine Rakete mit wiederverwendbarer Erstufe sein.

    Optisch würde die Rakete so aussehen wie zwei Rus M-Erstufenmodule die durch einen (Trag-)Fläche miteinander verbunden sind und zwischen beiden befindet sich die 2. Stufe. Im Gegensatz zum Baikal spart man sich so das komplizierte Tragflächen-in-Flugstellung-Bringen. Ansonsten wird jedes der beiden Teile stark dem Baikal ähneln aber mit einem besseren Verhältnis von Treibstoffmasse zu Leermasse (Triebwerke mehr Schub pro Gewicht, größerer Durchmesser der Rümpfe).
    Desweiteren wäre es von Vorteil die 1. Stufe als Tank für die 2. Stufe zu benutzen, solange beide zusammen fliegen, so kann die Leermasse der 2. Stufe reduziert werden.

    Rechnen würde sich das ganze, aus meiner Sicht, aber erst wenn man damit auf die Wasserstoffoberstufe zum Erreichen des LEO verzichten könnte. Für höhere Orbits können dann Ionentriebwerke verwendet werden.

  2. Das wird wegen des unterschiedlichen benötigten Schubs und der unterschiedlichen Bedingungen (arbeiten bei 1 bar und ~0 Bar Außendruck nicht möglich sein. Für mein Beispiel reicht beim Oberstufentriebwerk 180 kn und ein Vulcain hat 1.350 kN.

  3. Ich glaube du hattest auch mal ein Vulcain als 2. Stufe in einem Gedankenspiel über einer Stufe mit Vulcains verwendet. Natürlich hattest du bestimmt eine andere Düse vorgesehen.

    Allerdings habe ich mich beim Thema LFBB missverständlich ausgedrückt ein LFBB wird seine „letzte Reise“ nicht nicht als Antrieb der 2. Stufe machen sondern natürlich nur sein Triebwerk (LFBB mit Triebwerk verwechselt).

    Nun ich sehe es eher aus der Sicht von LOX/Kerosin-Triebwerken und da hat die erste Stufe der Zenit einen spezifischen Impuls von 3300 m/s im Vakuum und die 2. Stufe von 3400m/s. Eine 2. Stufe mit 3300 m/s wäre also nicht viel schlechter als die 2. Stufe der Zenit (vom Impuls betrachtet). Das RD-180 kann auf 40% Schub gesenkt werden, also auf 1.600 kN. Bei einer Leermasse von über 20t von der 2. Stufe würde das unter 8 g als Belastung ergeben, bei einer leeren Rakete ohne Nutzlast. Mit einer Nutzlast wäre der Wert noch kleiner. Ziel soll nur LEO sein, für höhere Orbits dann entweder Ionentriebwerke (mein Vorschlag) oder klassische Oberstufen.

  4. Ja aber es ändert nichts an der Problematik. Für eine Oberstufe ist das Triebwerk überdimensioniert, was sich schon an den 8 g Beschleunigung ausdrückt. Zudem senkt es ja auch die Nutzlast. Ein Vulcain 2 würde rund 1,5 t mehr als ein Vinci wiegen, dass ich vorgesehen habe. Das sind 1,5 t Nutzlast weniger. Das geht bei LOX/Kerosin eher, aber durch den geringen spezifischen Impuls wird bei einer LOX/Kerosin Kombination nicht viel bei Wiederverwendung einen Orbit erreichen. Also ist das nur eine theoretische Lösung.

  5. Bei der Zenit hattest du mal angemerkt das sie mit einer größeren Oberstufe 20t in den LEO bringen kann. Eine Rakete mit 3 RD-180 in der Erststufe und einer großen Oberstufe könnte also (extrapoliert) 30t in den LEO bringen. Wenn man von Baikal ausgeht wird eine wiederverwendbare erste Stufe um 40t schwerer als eine nicht Wiederverwendbare. Diese erhöhte Leermasse der ersten Stufe würde die Nutzlast um 8t senken. Eine Nutzlast von um die 20t würde eine solche Rakete schon interessant machen.

    Weil ich dich nicht für Kerosin oder andere Kohlenwasserstoffe begeistern werden kann, mal ein Hinweis zur Gewichtsreduzierung:
    http://www.google.de/search?q=Aluminium Fullerene
    Es wird zwar nur für besondere Anwendungen vorgesehen. Aber Bleche aus diesem Material wären nicht nur in der Raumfahrt sondern auch im Flugzeug- und Automobilbau interessant. Man könnte weitestgehend die alte Methoden aus der Metallbearbeitung verwenden. Die Herstellung der Fullerene wird nicht mehr Energie benötigen als für die Herstellung des eingesparten Aluminiums notwendig gewesen wäre. Allerdings wäre die Erzeugung natürlich eine neue Technologie und damit teuer.

    Allerdings ist natürlich Skepsis angebracht denn „etwa dreimal so hart wie herkömmliche Verbundstoffe“ ist natürlich keine allzu quantifizierbare Aussage.

  6. Alles muss durchgerechnet werden. Je niedriger der spezifische Impuls deto anfälliger wird die Rakete für Gewichtsteigerungen. „extrapoliert“ bedeutet dass du es wohl nicht durchgerechnet hast,

    Bei allen „Wunderwerkstoffen“ muss man das Anforderungsprofil kennen. So sind CFK Werkstoffe im Raketenbau zwar inzwischen gang und gäbe, aber Tanks für die meisten Treibstoffe können nicht draus gefertigt werden weil die Treibstoffe entweder mit dem Material reagieren oder die Stoffe bei tiefen Temperaturen verspröden. Hohe Temperaturen wie sie in oben genannten Anwendungsbeispielen vorkommen sind dagegen bis zu einer gewissen Grenze kein Problem. Da sind wahrscheinlich noch genauere Untersuchungen nötig.

  7. Mit der Vermutung von 20t für eine Rakete mit RD-170 in der ersten Stufe und einer größeren Oberstufe als bei der Zenit, wirst du nicht allzu falsch gelegen haben, denn die Angara-5P soll zweistufig 18t in den LEO schaffen. Die Angara-5P ist schlechter als deine Vermutung, weil sie ein unverändertes Erstufenmodul der Angara als 2. Stufe verwendet. Und selbst meine Rakete die auch ein unverändertes Erststufentriebwerk verwenden soll, hat aber bei der Trennung von der Erstufe volle Tanks und damit eine geringere Leermasse im Verhältnis zur Treibstoffmasse.

    Man kann sich darauf einigen das aus kommerzieller Sicht die Entwicklung wiederverwendbarer Erstufen heute keine Vorteile bringen würde. Rechnen würde es sich nur im Rahmen eines staatlichen Programms bei dem es zu vielen Starts kommen würde, und ein solches ist nicht in Sicht. Und auch da wäre der Hauptvorteil Erfahrungen mit Wiederverwendung zu sammeln, für Folgeprogramme…
    So wie einer der Gründe für die Rus-M der Erkenntnisgewinn im Betrieb von Wasserstoff-Oberstufen ist.

    Mal eine Frage, die ich auch in den Frageblog hätte schreiben können:
    Bei den elektrischen Triebwerken hast du die http://en.wikipedia.org/wiki/Electrodynamic_tether nicht erwähnt, gibt es aus deiner Sicht starke Einwände die im Orbit gegen diesen Antrieb sprechen?
    Aus meiner Sicht müsste man natürlich, bei der Verwendung dieses Antriebes, das Magnetfeld der Erde genauer erforschen und auch schnell reagierende Sicherungen in den Abschnitten des „Kabels“ einbauen. Auch das Manövrieren dürfte nicht so einfach sein, aber ein grundsätzliches Hindernis sehe ich nicht.

  8. Tut mir leid ich kann nicht zu irgendwelchen Daten Stellung nehmen wo nur das Triebwerk und nicht mal das Voll/Leergewicht angegeben ist. Bei der Zenit und Angara kann man bei doppelt so hohem Leergewicht bei erster Stufe davon ausgehen, dass siech die Nutzlast um 1/3 reduziert auf 12 t bei der Angara 5 und 9 t bei der Zenit.

    Ich habe noch nicht gehört, dass Seile als Antrieb effektiv sein sollen. Darum geht es ja. Da das Magnetfeld abnimmt nimmt noch dazu mit steigender Entfernung deren Effektivität ab, während Ionenantriebe um so effizienter werden je weiter man sich von der Erde entfernt (kleinere Gravitationsverluste, geringere Abschattung von Solarzellen) und sie funktionieren auch im interplanetaren raum was Seile nicht tun.

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