Ich habe vor einiger Zeit in diesem Gastbeitrag eine Möglichkeit für den Vergleich von Raketentreibstoffen in Erststufen vorgestellt. Auf Basis dieser Methode möchte ich nun den in der Überschrift genannten Vergleich durchführen. Für all diejenigen, die sich den Artikel nicht durchlesen möchten (ich rate eher zum lesen), sei die Methode noch einmal kurz vorgestellt. Grundlage ist die Annahme, dass die durch einen Treibstoff verursachten Kosten neben dem technischen Faktor (Anspruch an Schmierung, Isolation, Flüchtigkeit, Explosionsschutz, Brennkammerkühlung) mehr von dem Treibstoffvolumen als von der Treibstoffmasse abhängt. Benötigt der Treibstoff viel Raum, so müssen die Tanks größer und die Turbopumpen leistungsfähiger sein. Von der Masse selbst sollte eigentlich nur die nötige Stärke der Struktur abhängen, wobei Verstärkungen in diesem Bereich (z.B. dickere Streben oder Wände) nur unwesentlich teurer sind. Bernd fand den Ansatz seinerzeit nicht sinnvoll, wobei ich aus seinen Kommentaren bis heute nicht herausfinde, was ihn an dem Ansatz selbst stört.
Für den Treibstoffvergleich habe ich folgende Ausgangsdaten verwendet:
| Brennstoff | Kerosin | Methan | Wasserstoff |
| Dichte t/m3 | 0,79 | 0,42 | 0,069 |
| Mischungsverhältnis Ox/Br | 2,7 | 2,6 | 6 |
| Oxidator(Sauerstoff)dichte t/m3 | 1,14t/m3 | ||
| Masse der Oberstufe in t | 30,2 | ||
| v/l-Hauptstufenverhältnis | 15 | 13 | 10 |
| Zu erreichende Geschwindigkeit in m/s | 4719 | ||
| Ausströmgeschwindigkeit in m/s | 3000 | 3200 | 4300 |
| Startbeschleunigung in g | 1,2g | 1,2g | 1,2g |
Meine Berechnungstabelle (Download) liefert folgende Ergebnisse:Die gewählten Ausströmgeschwindigkeiten entsprechen denjenigen eines Nebenstromtriebwerkes mit der jeweiligen Treibstoffkombination. Die v/l-Verhältnisse sind natürlich nur Schätzwerte, sollten die Realität aber einigermaßen abbilden. Die Treibstoffdaten stammen zum Teil aus diesem Artikel. Die zu erreichende Geschwindigkeit ergibt sich aus diesem Szenario: Eine Nutzlast von 3,2 Tonnen soll auf eine Geschwindigkeit von 12050m/s beschleunigt werden (ausreichend für einen GTO-Orbit mit 1700m/s Verlusten). Die Unterstufe hat ein v/l-Verhältnis von 14 und eine Ausströmgeschwindigkeit 3200m/s. Die Leistungsdaten liegen zwischen Methan und Kerosin, sodass die optimierte Rakete für beide Treibstoffkombinationen annähernd gültig ist. Das v/l-Verhältnis der Oberstufe beträgt 10, die Ausströmgeschwindigkeit 4542m/s. Die laut dieser Optimierung für die Unterstufe zu erreichende Zielgeschwindigkeit sind die 4719m/s.
| Treibstoff | Kerosin | Methan | Wasserstoff |
| Treibstoffdichte in t/m3 | 1,01809349 | 0,77225806 | 0,35432432 |
| Gesamtmasse in t | 170,05 | 147,16 | 86,09 |
| Treibstoffmasse in t | 158,72 | 135,84 | 77,48 |
| Treibstoffvolumen in m3 | 155,90 | 175,90 | 218,68 |
| Leermasse in t | 11,34 | 11,32 | 8,61 |
| Treibstofffördervolumen m3/s | 0,77 | 0,83 | 0,90 |
Wie zu erwarten, ist die Gesamtmasse/Treibstoffmasse umso kleiner, je höher der spezifische Impuls ist. Das gleiche gilt für die Leermasse, auch wenn die Unterschiede hier wegen den verschiedenen v/l-Verhältnissen geringer sind. Anders sieht das Bild bei dem Treibstoffvolumen und dem Fördervolumen aus: Hier ist (aufgrund der Dichte) Kerosin vor Methan und Wasserstoff führend. Alles in allem liegt Methan in der Mitte zwischen Kerosin und Wasserstoff (natürlich immer von den gewählten Bedingungen abgängig, siehe dazu den alten Artikel). Der Unterschied zu Kerosin ist nicht sehr groß, der Abstand (positiv und negativ) zu Wasserstoff ist hingegen beträchtlich. Noch einmal betonen möchte ich, dass hier nur Volumen und Massen mithilfe von Berechnungen verglichen werden. Die Komplexität der Technik selbst können nur die Konstrukteure der Raketen abschließend bewerten.