Senkung der Transportkosten – Was ist möglich?

Es ist abzusehen, dass bei Trägerraketen das Ende der Stange erreicht ist, was es an technischen Möglichkeiten gibt, um die Transportkosten zu senken. Hier mal eine kleine Zusammenfassung:

Feststoffbooster sind die preiswerteste Möglichkeit aufgrund ihres sehr einfachen Aufbaus. Sie erlauben es auch bei einem Parallelstart das Triebwerk einer Zentralstufe mit flüssigen Treibstoffen kleiner zu dimensionieren und so Kosten zu sparen. Aufgrund ihres hohen Leergewichtes und niedrigen spezifischem Impuls sind reine Raketen nur aus festen Treibstoffen heute aber nur eine Lösung für kleine bis mittlere Nutzlasten.

Bei flüssigen Treibstoffen geht der Trend zu Wasserstoff/Sauerstoff. Bei höheren Geschwindigkeiten (GTO) kann man so eventuell eine ganze Stufe sparen, bei normalen Antrieben ist eine LOX/Kerosinstufe wenn man die Gesamtberechung aufmacht, meist nicht billiger. Wenn bestimmte Länder trotzdem noch zu dieser Technologie tendieren, dann aufgrund ihrer jahrelangen Erfahrungen mit diesen Triebwerken (vor allem Russland). Sinnvoll scheinen andere flüssige Treibstoffe nur dann zu sein, wenn das Volumen der Stufe ein Problem bei Fertigung oder Handhabung wird, wie es sicher bei sehr großen Stufen der Fall sein dürfte (Saturn V Klasse).

Wenn heute noch neue Träger entstehen und diese billiger als bestehende sein sollen, dann hat das nicht technische sondern finanzielle Gründe. Entweder weil man sich von Ihnen Einsparungen durch preiswertere Fertigung erhofft (so sind z.B. CFK-Gehäuse bis zu einer bestimmten Größe einfacher als Edelstahlgehäuse zu fertigen) oder weil ein modularer Träger mehrere andere ersetzen soll (Angara) oder man sich höhere Gewinne bei mehr Starts eines Trägers erhofft als bei einem der weniger oft startet, dafür aber zwei Satelliten auf einmal transportiert (Ariane 5 vs Ariane 6).

Wenn wir weiter denken, wie kann man signifikant die Startkosten senken? Wenn eine Technologie weitgehend optimiert ist, eigentlich nur durch Übergang auf eine andere. Der folgerichtigste Übergang wäre der zur Wiederverwendung. Das Problem ist: Wir kennen nur ein System das es bisher probiert hat und das ist gescheitert. Meiner Ansicht nach ist es auch gescheitert, weil zwei grundsätzliche Dinge vermischt wurden: bemannte Raumfahrt mit ihren Sicherheitsanforderungen und Transport der eigentlich (und das demonstrieren Trägerraketen seit Jahrzehnten) unbemannt erfolgen kann.

Die Optionen:

Um in einen Orbit zu gelangen benötige ich heute zwei bis drei Stufen, abhängig von der zu erreichenden Geschwindigkeit und den eingesetzten Treibstoffen. Theoretisch wäre ein niedriger Erdorbit mit einer Stufe und kleiner Nutzlast erreichbar, doch dann hat man praktisch keine Luft mehr, wenn diese auch nur leicht schwerer wird.

Sa stellt sich die Frage nach zu verwendenden Treibstoffen und Wiederverwendung.

Gehen wir das mal von den einfacheren zu den komplizierteren Fällen an. Die Oberstufe halte ich noch für absehbare Zeit nicht für wiederverwendbar. Sowohl aus technischer wie wirtschaftlichen Gründen. Aus wirtschaftlichen Gründen: Die Oberstufe wird naturgemäß kleiner als die erste Stufe sein, daher auch preiswerter. Der Gewinn durch die Wiederverwendung nimmt also ab. Aus technischen Gründen: Wird eine Stufe schwerer (und das wird bei Stufen die geborgen werden soll immer der Fall sein), so erniedrigen 100 kg mehr Leermasse bei der ersten Stufe die Nutzlast um 20 bis 10 kg. Bei einer Oberstufe sind es 100 kg. Dabei wird eine Oberstufe einen größeren Aufwand erfordern. Die Eintrittsgeschwindigkeit ist höher – es wird nicht ohne Hitzeschutzschilde gehen, was bei den unteren Stufen eventuell noch geht. Es wird Treibstoff benötigt um die Stufe zu deorbitieren – und das um so mehr je höher der Orbit ist.

Es ist leicht nachzuvollziehen, dass bei höheren Bahnen die Nutzlast rapide abnimmt weil mehr Treibstoff zum Deorbitieren benötigt wird und bei bestimmten Bahntypen ist eine Bergung unmöglich oder sehr aufwendig. Ich sehe die Oberstufe daher für noch lange als ein Wegwerfgefährt.

Das lässt die Frage der Unterstufe offen. Feststoffbooster zu bergen ist wegen ihrer preiswerten Fertigung zumindest bei ariane 5 unwirtschaftlich und wenn dann die der Gewinn klein. Immerhin sind sie so robust, dass die nur ein Fallschirmsystem benötigen.

Eine Stufe unverändert zu bergen, indem man sie nur durch Fallschirme abbremst, wurde für die Saturn IC und die Ariane H140 geprüft und in beiden Fällen verworfen. Bei der H140 ergab sich eine instabile Fluglage die zum Überschlag. SpaceX versucht die Bergung ihrer Stufen seit 5 Jahren – bisher ohne Erfolg. Vielleicht schließen sich hitzeempfindliche leichte Aluminiumgehäuse und Bergung eben aus. Ich denke es ist aber auch wenn es gelingt. keine gute Lösung. Selbst wenn eine Stufe mit ihren zahlreichen mechanisch empfindlichen Bauteilen und den kurz vorher hoch erhitzten Triebwerken das übersteht, ist danach eine so gründliche Inspektion bis auf Bauteilebene nötig, dass wohl eine neue Stufe nicht viel billiger kommt.

Sinnvoll ist nur die Landung wie ein Flugzeug. Dazu werden Flügel benötigt oder ein aerodynamischer Auftriebskörper (bei LOX/LH2 wegen des großen Tankvolumens wohl die bessere Lösung). Dazu ein Triebwerk – es muss schließlich zum Startplatz zurückgeflogen werden und Treibstoff dafür.

Ob dieser nun wie eine Rakete startet oder waagerecht wie dies bei Hopper geplant ist halte ich für Nebensächlich. Es können aber Abschätzungen gemacht werden, wei viel schwerer er ist, denn es gibt schon Planungen:

Zenit Booster Energija Booster Ariane 5 EPC LFBB Hopper Angara UEM Baikal
Startgewicht 346.880 kg 372.600 kg 189.300 kg 222.500 kg 462.600 kg 143.100 kg 130.400 kg
Gewicht bei Brennschluss 33.600 kg 65.600 kg 14.300 kg 54.000 kg 63.600 kg 10.500 kg 20.700 kg
Voll/Leergewicht 10,26 5,67 13,23 4,12 7,27 13,62 6,30

Es ist deutlich dass das Leergewicht erheblich höher ist. Bei dem Vergleich Energija/Zenit und Baikal/URM ist es jeweils ein Aufschlag von 100%, bei den LFBB sogar 300%, was aber vielleicht auch daran liegt, das hier eine Stufe umgebaut wurde. Ein neues auf die Wiederverwendung optimiertes System wäre hier besser.

Das stellt nun die Frage der Treibstoffverhältnisse – beide Stufen Kerosin/LOX oder LH2/LOX oder gemischt oder eine feste Oberstufe?

Nun bei der Oberstufe ist die Frage leicht zu beantworten: Verglichen mit dem Nutzlastgewinn spielen deren Kosten keine Rolle. Theoretische Annahme: Der Träger soll einen GTO Orbit erreichen. Der Gesamtgeschwindigkeitsbedarf dafür betrüge 12 km/s. Davon soll die Oberstufe 6 km/s also die Hälfte, aufbringen. Die Unterstufe soll 30 t transportieren können. Dann beträgt bei typischen Annahmen für Stufen die Nutzlast:

  • Feststoff: 1,5 t (voll: 28,5 t, leer 2,25 t, Ausströmgeschwindigkeit 2.900 m/s)
  • LOX/Kerosin: 2,3 t (voll: 27,7 t, leer 2,7 t Ausströmgeschwindigkeit: 3.300 m/s)
  • LOX/LH2: 4,7 t (voll 25,3 t, leer 3,2 t, Ausströmgeschwindigkeit 4.500 m/s)

Es ist unwahrscheinlich, dass eine Oberstufe so viel mehr kostet dass sie die Gesamtkosten um 100% bzw. 200% erhöht gegenüber dem Vergleich von LOC/Kerosin oder festen Treibstoffen.

LOX/LH2 Oberstufen werden in den meisten Szenarien aber nicht geführt: Sie sind zu groß und passen dann nicht in die kleinen vorgesehenen Nutzlastbuchten – aber warum transportiert man sie nicht einfach mit einer Nutzlastverkleidung Huckepack, so wie heute der Shuttle Huckepack auf dem Tank sitzt. Der Gewinn ist zumindest wenn man über LEO-Bahnen hinaus geht deutlich – und das Problem des Shuttles war ja dass er nur LEO Bahnen erreicht.

Für die Unterstufe wird es schwierig. Die Stufenverhältnisse um 6 km/s zu erreichen betragen bei LOX/Kerosin 6,16 und bei LOX/LH2 3,80. (3.300 und 4.500 m/s Ausströmgeschwindigkeit) Das ist wenn man oben in die Tabelle schaut, nahe dessen was die Stufen an Voll/Trockenmasse aufweisen – nur muss ja noch die Oberstufe befördert werden, Eine Lösung könnte es sein auf den angetriebenen Flug zu verzichten, der z.B. bei Hopper nicht vorgesehen ist. Bei den LFBB ist so eine Steigerung auf 4,77 möglich, was auf eine etwa 420 t schwere Startstufe mit einem Trockengewicht von 88 t hinausläuft.

Die Nutzlast ist wegen des hohen Trockengewichts trotz Hauptstromverfahren in beiden Stufen nicht berauschend: 4,7 t bei 450 t Startgewicht. Erreicht man in der ersten Stufe ein Voll/Leermasseverhältnis von 7,72 also wie bei Hermes, so sind es nur noch 195 t. Das zeigt deutlich, dass auch wiederverwendbare Stufen nicht unnötig schwer sein dürfen. Immerhin: Für einen LEO Orbit entspannt sich die Situation und hier wäre auch LOX/Kerosin für die erste Stufe denkbar.

Die Kosten: Bei jedem Start verliert man eine Oberstufe und eine Nutzlastverkleidung, die bei heutigen Systemen rund 20% der Kosten ausmachen. Will man die Transportkosten halbieren, so machen sie dann 40% der Gesamtkosten aus. Das bedeutet, dass die wiederverwendbare Stufe, wenn die Startkosten halbiert werden sollen nicht 50% einer konventionellen Stufe kosten dürfen, sondern nur 30%. Dabei ist sie teurer in der Fertigung. Vergleicht man z.B. die obige 420 t schwere Startstufe mir Ariane 5, so transportiert sie deren halbe Nutzlast, benötigt aber vier Vulcain Triebwerke anstatt einem für die doppelte Nutzlast um abzuheben. Das zeigt ein Dilemma auf: Das konzept geht wirklich nur dann auf, wenn es die Kosten nicht ein bisschen, sondern massiv gesenkt werden.

2 thoughts on “Senkung der Transportkosten – Was ist möglich?

  1. Der Artikel beschreibt die Probleme gut. Allerdings wird ein Effekt vernachlässigt, und das ist Serienproduktion. Eine Erhöhung der Startrate und zugleich eine Limitierung auf wenige Träger würde die Kosten senken. Da aber die Fähigkeit, eigene Träger nutzen zu können, für viele Nationen ein wichtiges politisch bzw. militärisch motiviertets Ziel ist, wird es nicht zur Senkung der Zahl der Systeme kommen.

    Denkbar wäre, die Erststufe nicht mit Raketen-, sondern mit Flugzeugtriebwerken anzutreiben. So, wie es OSC mit der Pegasus vormacht, die von einem Verkehrsflugzeug aus fallen gelassen wird. Diese hat ein für eine Feststoffrakete recht gutes Massenverhältnis (Nutzlast zu Startmasse) von 1:50 für LEO. Die VEGA bringt es trotz sehr leichter Composite-Materialien für die unteren Raketenstufen auf ein Verhältnis von 1:70 (bei 2 t Maximalnutzlast und 137 t Startgewicht).

    Würde man ein Flugzeug verwenden, dass Mach 3 erreicht und höher fliegt, könnte man wahrscheinlich sogar auf ein Massenverhältnis von 1:35 für LEO kommen. Nur viel schneller geht nicht, da dann die Triebwerke und das Flugzeug aerodynamisch extrem schwierig zu beherrschen sind.

    Kai

  2. Vega und Pegasus sind fast gleichauf wenn man vergleichbare Orbits nimmt. Ansonsten ist der Vergleich nicht sinnvoll. Nimmt man den oft benötigten SSO Orbit in 600-800 km Höhe, dann ist die Pegasus sogar deutlich schlechter als die Vega.

    Zum Luftstart: Die Pegasus startet ja nicht mit einem Flugzeugtriebwerk, sondern wird von einem Flugzeug abgeworfen. Diese Methode dürfte bei einer 130 t schweren Rakete versagen, da wohl kein Flugzug eine plötzliche Entlastung um 130 t überleben wird. Und ein Jettriebwerk, das maximal Mach 1-2 erreicht wird wohl kaum billiger machen.

    Zu der Serienfertigung: Das predige ich seit Jahren (es gibt bestimmt auch hier schon einige Blogs dazu). Insbesonders bei den USA gibt es den Trend immer mehr Träger in Dienst zu stellen bei immer weniger Starts…

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