Vom Flugzeug in den Orbit – Eine Alternative?

 484 total views,  2 views today

Immer wieder tauchen Ideen auf, eine Rakete von einem Flugzeug auf abzuwerfen und so die Nutzlast für den Orbit zu erhöhen. Einziges Modell im Einsatz ist die Pegasus Rakete. Doch in wie weit bringt dies einen Vorteil?

Nun schlüsseln wir einmal die Geschwindigkeit für einen erdnahen, etwa 200 km hohen Orbit auf. Diese ist nicht konstant, sondern hängt von der Trägerrakete, dem Aufstiegsprofil und dem Startort fest. ein typischer Gesamtwert liegt bei etwa 9600 m/s. Dies teilt sich wie folgt auf:

  • 7786 m/s Geschwindigkeit für eine 200 km Kreisbahn (Die Kreisbahngeschwindigkeit in dieser Höhe)
  • 1885m/s Hubarbeit um die Nutzlast von 0 auf 200 km Höhe zu heben
  • – 407 m/s Gewinn durch die Erdrotation (bei einem Start von Cape Canaveral aus nach Osten)
  • 342 m/s Verluste durch Luftwiederstand, Umlenkung der Bahn, Steuerverluste (Differenz zu 9600 m/s)

Wenn eine Rakete nun von einem Flugzeug bei 900 km/h Fluggeschwindigkeit aus in 12 km Höhe abgeworfen wird, so verändert sich folgendes:

  • Hubarbeit: – 66 m/s
  • Zusätzliche Geschwindigkeit: 250 m/s
  • Verringerter Luftwiederstand: etwa 100-200 m/s

Der Luftwiderstand ist schwer abzuschätzen und hängt davon ab, welche Rakete man als Vergleich nimmt und in wie weit Flügel an der Rakete hier einen Einfluss haben. Die Hubarbeit ist die Arbeit die man leisten muss um vom Erdboden auf 200 km Höhe zu gelangen. Sie ist nun reduziert weil man in 12 km Höhe startet. Optimistisch geschätzt benötigt man also etwa 500 m/s weniger Geschwindigkeit.

Das erscheint bei 9600 m/s die zu erbringen sind, recht wenig, bedeutet aber bei den verwendeten Feststoffen, das die Gesamtmasse für einen Orbit etwa 18 % höher ist. Da die dritte Stufe und die Steuerung in ihrem Gewicht konstant bleiben ist das Nutzlastgewicht prozentual sogar noch höher und liegt bei mehr als 20 % Plus.

Das ist also lohnend – zumindest wenn man keine Alternative hat. Eine reine Feststoffrakete hat einen geringen spezifischen Impuls und der Übergang zu flüssigen Treibstoffen wie Kerosin/Sauerstoff oder gar Wasserstoff/Sauerstoff kann durchaus eine viel größere Nutzlaststeigerung bringen als diese 20 %. Allerdings bekommt man beim Start vom Flugzeug aus dann einige Probleme mit dem Schwappen des Treibstoffs und der Zündung. Von der unterschiedlichen Belastung der Tanks, die sonst nur in Längsrichtung versteift sein müssen ganz zu schweigen. Die nötigen Modifikationen könnten den Vorteil eines Starts aus der Luft wieder zunichte machen.

Die Pegasus ist eine recht leichte Rakete, die von einem alten Passagierflugzeug, einer Lockheed Tristar abgeworfen wird. Würde man einen ausgedienten B747 Jumbo Jet nehmen und diesen nur soweit betanken, dass er 2 Stunden fliegen kann, dann könnte er etwa 200 t zuladen – das wäre dann schon eine Rakete die 5 t in einen erdnahen Orbit bringt. (ob dies technisch möglich ist, steht auf einem anderen Blatt). Verbunden mit der Ortsunabhängigkeit wäre dies sicher eine überlegenswerte Alternative. Insbesondere wenn man dazu alte ausgediente Interkontinentalraketen einsetzt wie z.B. die russische Start oder die amerikanische MX Rakete.

Will man höhere Geschwindigkeiten mit dem Flugzeug erreichen, dann wird die Nutzlast rasch kleiner. Eine F-15 hat noch eine maximale Waffenzuladung von etwa 11 t, erreicht leer etwa 2400 km/h Mit ihr wurde zumindest einmal eine Anti-Satelliten Rakete abgeschossen.

Mit 1000 kg Zuladung erreicht das schnellste je gebaute Serienflugzeug die SR-71A noch eine Geschwindigkeit von 3370 km/h.

Entsprechend nimmt die Größe der Rakete rasch ab die man transportieren kann, zumal diese bei sehr schnellen Flugzeugen extern angebracht werden müssen und damit steigt der Luftwiderstand. Im Westen plant man heute keine neuen Raketen mehr für den Start vom Flugzeug aus. Die Pegasus wird noch weiter genutzt, doch in den letzten Jahren weniger, da das US Militär nun auch die Minotaur zur Verfügung hat. In Russland gibt es seit 10 Jahren verschiedene Pläne für Starts aus der Luft, dabei sollen verschiedene Trägertypen eingesetzt werden. Im Projekt Ischim soll eine umgebaute MIG-31 zum Beispiel eine Rakete starten. Leider ist über deren Größe nichts bekannt, doch wenn man die Zuladung von Außentanks und Raketen bei der heutigen Militärmaschine zusammenzählt, so wird sie bei etwa 8 t liegen. Damit kann man selbst beim Start mit Mach 2.35 nur etwa maximal 150-200 kg in einen Orbit bringen. Soi kleine Nutzlasten finden aber auch oft einen Platz als Sekundärnutzlast bei normalen Starts anderer Träger.

In der Summe ist wohl der größere Vorteil die Flexibilität. Gerade Länder, wie Russland, weit nördlich des Äquators profitieren davon, dass man mit einem Flugzeug Satelliten von äquatornahen Gebieten starten kann. Nicht umsonst war ein Plan den man in Russland eine Zeit lang verfolgte der eine große Rakete mit einer Antonov AN-225 (größtes Frachtflugzeug der Welt mit 250 t innen und 90 t Außenzuladung) zu starten – das hätte es erlaubt kleinere Satelliten in den geostationären Orbit zu befördern. Das war Mitte der 90 er Jahre und inzwischen ist die Entwicklung zu noch größeren Satelliten weiter gegangen, so dass es für die kleinen Satelliten keinen Markt mehr gibt.

Als weiteres Plus entfällt die Notwendigkeit einen Startkomplex zu errichten. Dieser ist zwar bei einer Feststoffrakete wenig aufwendig, Man muss die Rakete nicht betanken, Tanks unter Druck setzen etc. Aber bei den wenigen Starts die kleine Träger verbuchen können – heute typisch etwa 1-2 Starts pro Jahr ist das ein Fixkostenanteil den man einsparen kann. Ich denke dies war auch die Haupttriebfeder hinter der Pegasus.

13 thoughts on “Vom Flugzeug in den Orbit – Eine Alternative?

  1. Müsste bei der Rechnung zum Gewinn durch den Flugzeugstart nicht noch ein Posten,
    vermiedene Gravitationsverluste erscheinen?
    Während eines senkrechten Raketenstarts wirkt ja zumindest bis in einer Höhe von 12km die Gravitationskraft mit 9,81 m/s2 auf die Rakete ein, da praktisch keine über die Erdrotation hinausgehende Geschwindigkeit für die Umlaufbahn aufgebaut worden ist. D.h. Zeitdauer bis 12 km x 9,81 m/s2 kann man noch als Gewinn verbuchen.
    Wenn dann die luftgestartete Rakete ähnlich wie Pegasus kleine Flügel hat, kann in der Zeit wo diese noch Auftrieb geben, zusätzlicher Gravitationsverlust vermieden werden.

    Gruß Norbert

  2. Auch ich sehe das so wie Norbert.

    Ich verfüge über einen Artikel, welcher unter Mitwirkung von Harry O. Ruppe entstanden ist und sich mit dem Abwurf eines 250 t schweren, Vehikels von einer Antonov An-225 aus befasst.

    Dort werden folgende Zahlen genannt:
    – Der delta-v Bedarf für LEO beträgt wie bei Bernd genannt 9600 m/s (davon 1600 m/s für Gravitations-, Luftwiderstands- und Lenkverluste).
    – Der Abwurf von der Antonov erfolgt z.B. in einer Höhe von 10 km bei einer Geschwindigkeit von 850 km/h.
    – Das Vehikel ist einstufig, nicht wiederverwendbar und wiegt 250 t. Antrieb: LH2 und LOX.
    – Die Einsparung beträgt 1350 m/s, primär aufgrund der Verringerung der Gravitationsverluste der Oberstufe. Der delta-v Bedarf beträgt somit noch ca. 8250 m/s (also wesentlich weniger als von Bernd erwähnt).
    – Unter Verwendung von Technologie, wie sie 1989 im deutschen CARGUS-Konzept angedacht war, hätte die Nutzlast für einen 200 km Orbit 9 t betragen.

  3. Die Gravitationsverluste entsprechen der Hubarbeit. Sie heißen zwar verluste, darunter verbirgt sich aber die Energie die darin steckt eine vertiklae Geschwindigkeit aufzubauen, die ausricht um bei einem senkrechten Wurf eine Höhe von 180-200 km zu erreichen, also eine Mindestbahnhöhe in der ein Orbit stabil ist.

    Diese wird berechnet nach:
    Epot = (1/r2-1/r1)*GM
    r2=Startradius (zum Erdmittelpunkt), r1 = endradius. Wenn man Erdboden und 180 km Höhe nimmt so resultiert:
    1/6571000-1/63710000*6,6726E-11*5,976e24 = 1.9 MJ/kg
    und bei 12 km Höhe:
    1/6571000-1/63830000*6,6726E-11*5,976e24 = 1.77 MJ/kg

    da e = 1/2*m*v² ist entspricht dies einer Greschwindigkeit von 1885 und 1951 m/s, also rund 66 m/s unterschied.

    Ich glaube dass Du zwei Dinge verwechselt hast nämlich 1600 m/s vom Erdboden aus und 1350 m/s vom Flug aus (wobei ich bezweifele, dasss eine antonov 250 t tragen kann) das sind 250 m/s Einsparung.

  4. Danke an Bernd, dass du einen Aufsatz zum Projekt PILOT geschrieben hast, bei dem ja zum ersten Mal so etwas aus diesem Eintrag versucht wurde.

    Was mich dabei gewundert hatte, war, wie kurz die einzelnen Stufen gebrannt haben, vor allem der Apogäumsmotor, der ja laut Tabelle nur eine Sekunde lang brannte. Wie war es da möglich, den Orbit zuzirkularisieren? Außerdem wundert mich: „Durch das nahe Perigäum musste dieser im Apogäum durch einen im Satelliten integrierten, gegen die Bahnrichtung ausgerichteten, Antrieb nach 53 Minuten zirkularisiert werden. Es sollte ein 2255 Ã

  5. Die Rakete wurde aus bestehenden U-Boot Abwehrraketen zusammengestellt, eine echte provisorische Lösung. Daher standen die Brennezeiten fest, es gab auch keine Stabislierung außer durch die Flossen. Die Angabe zum Motor ist falsch, ich korrigiere das noch.

  6. Vielen Dank für die genaue Information, Bernd. Zweifellos hast du richtig gerechnet. Ich glaube aber, dass du anhand der potentiellen Energien die Differenz der Orbitalgeschwindigkeiten ausgerechnet hast oder so ähnlich. Ich bin aber zuwenig Fachmann, um das mit Bestimmtheit sagen zu können.

    Irgendwas scheint nämlich doch faul an der Sache zu sein, weil ich unterdessen eine zweite, glaubhafte Quelle gefunden habe, welche die Behauptung von A. Hornik und H.O. Ruppe untermauert.

    Es handelt sich um einen Artikel von Bob Parkinson, „Interim Hotol – Air Launch to Orbit“ aus Space Chronicle, Vol. 59, Suppl. 2, 2006.

    Nach dem Scheitern des HOTOL-Projekts eines luftatmenden SSTO RLV startete British Aerospace mit Firmenmitteln 1990 ein weiteres Projekt mit der Bezeichnung „Interim HOTOL“. Dieses sah den Luftstart eines mit Raketentriebwerken betriebenen SSTO RLV von einer An-225 aus vor.

    Bob Parkinson, der Autor des Artikels, war bei British Aerospace Projektleiter von „Interim Hotol“.

    Die Motivation für die Investition von Firmenmitteln bestand aus der folgenden Tabelle, welche ich aus dem genannten Artikel abgeschrieben habe (VTO = Vertical Take Off, HTO = Horizontal Take Off).

    Da der Gewinn an delta-v Bedarf durch den Luftstart 1222 m/s betragen hätte, hätte mit Interim Hotol im Vergleich zum Original-Hotol-Konzept auf die luftatmenden Triebwerke verzichtet werden können. Wenn diese Tabelle nicht stimmen würde, hätte British Aerospace keine Firmengelder in das Projekt investiert.

    ————————————————————————————————————————

    TABLE 1: Budget Showing Gains in Total Delta v Requirements for an Air-Launched Single-Stage-to-Orbit (SSTO) Vehicle

    Total DV to orbit for ground launched VTO (*) SSTO 9361 m/s

    Forward speed of aircraft, Mach 0.8 @ 9 km -235 m/s
    Difference in drag losses 67 m/s
    Difference in gravity losses -670 m/s
    Specific impulse under-expansion losses at low altitude -180 m/s
    Thrust vectoring demands increase 10 m/s
    Improved engine specific impulse by altitude start -214 m/s
    ——–
    Total delta-v gain in requirement -1222 m/s

    *: Drag losses are low for VTO, but gravity losses are high. A ground launched HTO would have lower gravity losses (delta = -346 m/s) but higher drag losses (delta = 93 m/s).

    ————————————————————————————————————————

  7. Ich glaube nicht dass die Tabelle so richtig ist. Zum einen wird ein Punkt doppelt erwähnt (spezifischer Impuls), zum anderen: warum sollte wenn man nur 1/15 des Wegs zum Orbit zurücklegt gleich die Hälfte der Gravitationsverluste wegfallen? Dann würde ja jeder Startzentren in Hochebenen bauen!

    Zum andern gibt es ja die Erfahrungswerte der Pegasus und da fehlt dieser Gewinn offensichtlich. Wenn er immer auftritt, warum nicht da?
    Bei der Pegasus und Pegasus XL werden in beiden Fällen 875/896 m/s mehr gebraucht als die Orbitalgeschwindigkeit beträgt. Die Minotaur mit den selben Oberstufen braucht 1299 m/s. Hier sind es also nur 400 m/s und nicht rund 1200 m/s.

  8. es gibt einen Weiter Vorteil bei Start von Flugzeug.
    Das s.g. Das Entspannungsverhältnis der Raketentriebwerkdüse.
    Erststufen Triebwerke müssen gegen den umgeben Luftdruck ankämpfen
    was Leistung Verlust bringt, bei Start in 10 km hohe gibt’s das Problem nicht

    Leider liegt der Nachteil von Raketenstart von Flugzeug, in Verhältnis Geschwindigkeit und Nutzlast des Flugzeug.
    PegasusXL ist massgeschneidert auf sein Trägerflugzeug der Lockheed L-1011 (Nutzlast LEO 440-190 Kg)

    (die größte Rakete je mit einen Flugzeug gestartet war eine Minuteman ICBM von C-5 Galaxy in 1970
    als USAF Studie für Fliegend ICBM Silos für MX-Peacemaker)

    die An-225 kann 250 Tonne abwerfen aber nur bei 850 km/H in 11 km hohe
    was Nutzlast von 9 Tonnen bringt
    das andere Extrem ist Saenger II
    Saenger II sollte 96 Tonne abwerfen bei 7300 km/H in 30 km Höhe
    Nutzlast mit bemannte Shuttle HORUS 10 Tonnen und mit CARGUS 15 Tonnen in Low

    zur Boeing 747 als Startrampe gibt unendliche viele vorschlage, hier nur einer als (abschrecken) Beispiel.
    USAF/ Boeing „Air Launch Sortie Vehicle“ ALSV (1979-1982)
    eine Boeing 747 mit eine Mini Shuttle mit (umisolierten!) leeren ET-Tank auf rucken
    betankt mit Wasserstoff/Sauerstoff in Innrer der 747, hebt die Kombination ab
    und fliegt in hohe von 11,3 km, vor den Abwurf wird der Treibstoff in ET Tank gepumpt
    Mit Hilfe eines SSME ! (Shuttle Triebwerk) im Leitwerk beginnt die 747 ein Steigflug in 60° Winkel
    (der Winkel erlaubt dem ALSV von 747 weg zu kommen ohne dessen Leitwerk zu rammen)
    ALSV Nutzlast in einen Sonnensynchronen orbit in 185 km hohe ist 1,59 Tonnen
    oder 2 Tonnen zu jeder USAF Basis in der Welt in 90 Minuten

    leider war die USAF nicht begeistert von geringen Nutzlast und komplizierten Startvorgang

    heute beschranken sich Projekte mit 747 darauf, das der Vogel die Rakete hinter sich an Kabel bis in 11 km schleppt.

  9. Die 250 t beziehen sich bei einer An-225 auf die Innenlast. Außenlast sind maximal 90 t. Eine 250 t große Innenlast hat aber andere Nachteile, z.B. wird sie abgebremst wenn sie abgestoßen wird und sie muss in den Innnenrauum passen und auch daraus abgeworfen werden können, was ziemliche Umbauten erforderlich macht.

    Ich kenne kein Projekt, dass eine große Rakete ernsthaft abwerfen will. Bei der Baikal wäre z.B. ein Abwurf eine Möglichkeit ohne Triebwerk passiv zu landen, indem man den Start dort durchführt, von wo aus die Rakete rein ballistisch landen würde. Aber obwohl die Baikal keine 250 t wiegt, denkt keiner daran, warum denn nur?

    Außerdem redet ihr hier soweit ich es mitbekomme von flüssig angetriebenen Stufen, bei denen es einige Probleme mit dem Treibstoffschwappen geben könnte… Im Eneeffekt handelt man sich damit eine Menge Probleme ein.

  10. Als Gravitationsverluste beziehe ich mich auf den Verlust, der dadurch entsteht,
    dass die Rakete in der Startphase (ohne zusätzliche Orbitalgeschwindigkeit) durch die Gravitation mit 9.81 m/s2 nach unten beschleunigt wird.
    Solange dies nicht durch die Bahngeschwindigkeit in der Umlaufbahn ausgeglichen werden kann, ist die Gravitationsbeschleunigung durch den Raketenantrieb zu kompensieren, bevor die nutzbringende Hubarbeit und Beschleunigung erfolgen kann.
    Extremfall: ein Raketentriebwerk, dass gerade die Gravitationsbeschleunigung der Rakete kompensieren kann, verbraucht unendlich viel Treibstoff, aber die Rakete kommt keinen cm voran. D.h. die Rakete schwebt feuernd auf der Startrampe.
    In diesem Fall würde der gesamte Antrieb von den Gravitationsverlusten aufgezehrt werden.

  11. @Norbert:
    Das ist so nicht ganz richtig. Zum Thema „Gravitationsverluste“ tippe ich die folgende Definition aus einem Raumfahrtlexikon ab (Autor Bruno Stanek) und hebe den relevanten Teil hervor:


    Dieser Begriff bezieht sich auf die Tatsache, dass die Zündung eines Raketentriebwerkes jeweils im bahntiefsten Punkt am wirkungsvollsten ist. Wenn also z.B. eine betankte Stufe auf einer Ellipse um die Erde läuft, dann resultiert die energiereichste Bahn (die am höchsten hinaufführende oder am schnellsten von der Erde fliehende, falls es dazu reicht) dadurch, dass man die Beschleunigung im Perigäum erfolgen lässt. Dies kann man entweder durch Berechnung nachweisen oder mit der Überlegung einsehen, DASS DER TREIBSTOFF SONST ERST AUF EIN HÖHERES SCHWERKRAFTNIVEAU GESCHLEPPT WERDEN MUSS. Für Raketenaufstiege heisst dies, dass solche möglichst schnell und flach erfolgen sollten.

    ==> Ich verstehe das so: Der Gewinn beim Luftstart resultiert primär daraus, dass das Vehikel ein anderes (flacheres) Flugprofil fliegen kann als wenn es vom Boden aus gestartet wäre. Interim-Hotol wäre übrigens in einem Winkel von 7 Grad aufgestiegen.

    Ein Indiz für die Richtigkeit dieser Annahme ist Parkinson’s Fussnote, welche ich hier nochmals rein-paste:

    *: Drag losses are low for VTO, but gravity losses are high. A ground launched HTO would have lower gravity losses (delta = -346 m/s) but higher drag losses (delta = 93 m/s).

    Der Original-Hotol, welcher horizontal vom Boden aus gestartet wäre, hätte als Luftatmer ein flaches Flugprofil geflogen, welches ihm im Vergleich zu einem VTO (= Vertikal-Starter) eine Verminderung der Gravitationsverluste von 346 m/s eingebracht hätte, OBWOHL ER AUS DERSELBEN HÖHE WIE DER VTO ABGEHOBEN HÄTTE !

    (Logischerweise hätte der Original-Hotol als ein HTO sich dafür natürlich höhere Verluste infolge Luftwiderstand von 93 m/s eingehandelt.)

    @Bernd:
    Die An-225 hätte für Interim-Hotol tatsächlich modifiziert werden müssen. Es hätten strukturelle Verstärkungen vorgenommen werden müssen, und es war vorgesehen, zwei weitere Triebwerke vom Typ Lotarev D-18T einzubauen (total 8 also).

    sexy Foto aus dem Windkanal: 😉
    http://www.aerospaceweb.org/question/spacecraft/hotol/interim-hotol.jpg

    (das Separationsmanöver)

Schreibe einen Kommentar

Deine E-Mail-Adresse wird nicht veröffentlicht. Erforderliche Felder sind mit * markiert.

Diese Website verwendet Akismet, um Spam zu reduzieren. Erfahre mehr darüber, wie deine Kommentardaten verarbeitet werden.