Das Problem einen Raketenantrieb als erste Stufe zu ersetzen

Gestern bekam ich eine reichlich wirre Mail zum Sängerkonzept und warum dies nicht klappt. Anstatt lang und breit zu antworten, dachte ich mir mache ich dies mal zum Blogthema. Als erstes mal eine grundsätzliche Aufklärung: Sängers Konzept war das eines zweistufigen Raketensystems mit geflügelten Stufen. Der Unterschied zu den ersten Entwürfen für das Space Shuttle, die auch zwei geflügelte Stufen vorhersahen, eigentlich nur, dass es vertikal startete.

Heute verstehen viele eigentlich darunter ein anderes Konzept, das nur in der Oberstufe einen Raketenantrieb nutzt, doch das hat Sänger weder ausgearbeitet noch war es vor seinem Tod auch nur ansatzweise möglich. Trotzdem spukt die Idee den Raketenantrieb in der ersten Stufe durch etwas anderes zu ersetzen, immer wieder durch die Köpfe vieler.

Fangen wir mit dem Düsenantrieb an. Auf dem Papier sieht er dem Raketenantrieb doch enorm überlegen aus. Sein spezifischer Impuls ist z. B. zehnmal höher. Das liegt daran, dass man zum einen den Oxidator einspart – der Sauerstoff stammt aus der Luft. Das alleine macht bei Raketen zwischen 70 und 85% des Gewichts desTreibstoffs aus. Zudem besteht die Luft zu 80% aus Stickstoff, der miterhitzt wird und zum Schub beiträgt.

Das Ganze hat nur einen kleinen Haken. So sinkt die Nutzlast bei Düsenflugzeugen bei höheren Geschwindigkeiten rasch ab. Transportflugzeuge wie die C5 Galaxy können etwa ein Drittel ihrer Startmasse als Fracht transportieren. Sie sind unterschallschnell. Die Mach 2 erreichende Concorde konnte 120 Passagiere transportieren – ihr Gepäck aber flog mit einem langsameren Flugzeug. Frachtmitführung ging schon mal gar nicht. Das entspricht einem Nutzlastanteil von einem Neuntel des maximalen Startgewichts. Bei den wenigen, bekannten Mach 3 schnellen Jagdflugzeugen sinkt es auf ein Zwölftel. (Wobei sie ehrlicherweise nur ohne Nutzlast Mach 3 erreichen).
Je höher die Geschwindigkeit, desto kleiner die Nutzlast und desto höher der Treibstoffverbrauch. Der Düsenantrieb eignet sich daher nicht als alleiniger Antrieb für eine Unterstufe. Bis heute hat man maximal etwas über Mach 3 erreicht, das ist gerade mal ein Achtel der Geschwindigkeit für einen Orbit. Zudem wird gerne vergessen, dass Flugzeuge bei gleichem Schub enorm viel größer als Raketen sind. Eine C5 Galaxy ist eines der größten Flugzeuge der Erde und sie kann gerade mal eine Vega als Nutzlast transportieren. Ihre vier Triebwerke haben aber nicht mal 40% des Schubs der Vega.

Höhere Geschwindigkeiten erreicht man mit Staustahltriebwerken. Sie verwenden das gleiche Prinzip wie Düsentriebwerke – Luft wird verdichtet und mit Kraftstoff vermischt, der sich bei Staustrahltriebwerken durch die hohe Temperatur sogar selbst entzündet. Sie setzen dazu aber keine Turbine als Verdichter ein, sondern dies erfolgt alleine durch den Staudruck, indem nach dem Einlass der Passageweg verengt wird. Es gibt zwei Typen: bei denen einen erreicht die Luft Unterschallgeschwindigkeit vor dem Auslass und bein den Zweiten ist sie überschallschnell. Der Rekord eines Staustrahltriebwerks liegt derzeit bei Mach 9.6. Theoretisch wären bis zu Mach 15 möglich. Praktisch ausgelegt wurde zumindest in den Planungen die X-33 auf Mach 12. Staustrahltriebwerke, funktionieren daher erst, wenn die Luft eine gewisse Mindestgeschwindigkeit hat. Sie können somit nicht vom Boden abheben. Die Staustrahltriebwerke, bei denen die Luft Unterschallgeschwindigkeit vor der Expansion erreicht, wurden in einigen Experimentalflugzeugen und Flugabwehrwaffen getestet. Sie können bei > Mach 1 gezündet werden. Die Ramjets (überschallschnelle Expansion der Luft) brauchen noch höhere Startgeschwindigkeiten bis zu Mach 3. Mit unterschallschnellen Expansion erreicht man je nach Treibstoff nur maximal mach 5 (Kerosin) bis 7 (Wasserstoff)
Die Staustrahltriebwerke funktionieren – das ist erst mal eine gute Nachricht. Aber es gibt zwei Probleme: Die Startgeschwindigkeit, bis sie zünden, liegt deutlich über dem, was ein unterschallschnelles Transportflugzeug erreichen kann. Damit scheidet es aus, diese ökonomische Startweise zu nutzen (ein Trägerflugzeug trägt die Kombination auf Starthöhe und klinkt sie aus). Man braucht wie bisher in allen umgesetzten Konzepten eine Startrakete, dann kann ich natürlich auch gleich vom Boden aus starten – mehr noch – ich ersetze eine Raketenstufe durch eine Raketenstufe und einen Ramjet. Allerdings arbeitet man derzeit an Kombitriebwerken, die zuerst wie ein Düsentriebwerk arbeiten und später in einen Ramjetbetrieb übergehen.

Der zweite Problem ist technischer Natur. Was bisherige Pläne für überschallschnelle Raumfahrtprojekte beendete, waren die nicht gelösten Temperaturprobleme. Schon das nur Mach 3 schnelle Flugzeug SR-71 heizt sich durch die Luftreibung um bis zu 500 K auf. Das ganze Flugzeug dehnt sich aus, was vor allem für die Entwicklung von Tanks die dann keine Risse bekommen, durften sehr problematisch war. Bei höheren Geschwindigkeiten wird dies noch extremer. Bei der X-33 konnte man trotz Verwendung von keramischen Materialen und Faserverbundwerkstoffen keine Lösung  finden, die gewichtsmäßig noch tolerierbar war. Die Haut hätte sich über 1200 °C aufgeheizt. Das war schließlich die Ursache für das Ende des Projektes wie auch eines parallel verfolgten Ansatzes von Lockheed. Der Ramjet selbst war nie das Problem.

Das zeigt das Problem. Theoretisch könnte man also erst mit einer Raketenstufe auf Mach 2-3 beschleunigen, dann den Ramjet einschalten und weiter beschleunigen. Wenn der Thermalstress das Erreichen von Mach 12 verhindert, muss man früher abbrechen. Mach 10 wurden ja schon erreicht (allerdings gingen diese unbemannten Flugkörper nach Erreichen des Rekords alle verloren, eine Bergung war nie vorgesehen, sodass man über ihren Zustand nichts weiß). Den Rest bis zur Orbitgeschwindigkeit und einen Großteil der Gravitationsverluste (bei den bisherigen Tests war in 33 km Höhe Schluss – bei zu geringer Luftdichte kann auch der Ramjet nicht weiter beschleunigen) muss die Oberstufe aufbringen, die dann etwa 6 km/s aufbringen muss. 3 km/s schaffen die ersten beiden Stufen.
Für mich ist das ein einsichtiger Grund – man tauscht eine Raketenstufe durch zwei Stufen ein nur um ein Drittel der Zielgeschwindigkeit zu erreichen, Man hat einen Riesenaufwand und trotzdem muss die Oberstufe noch mehr als doppelt so viel Arbeit leisten. Anders als bei einer Rakete trägt die Unterstufe, wenn höhere Geschwindigkeiten erreicht werden müssen, auch nichts bei – es ist immer bei Mach 10 Schluss, egal wie schwer die Oberstufe ist. Das sind gravierende Nachteile. Da erscheint es einfacher eine normale Raketenstufe mit Flügeln und einem Düsentriebwerk auszustatten und wenn sie nach einem ballistischen Flug wieder in die Troposphäre Eintritt diesen in Betrieb zu nehmen und bei einem Flugplatz zu landen. Entsprechende Konzepte gab es ja auch wie die Baikal oder der LFBB.

33 thoughts on “Das Problem einen Raketenantrieb als erste Stufe zu ersetzen

  1. „Der Ramjet selbst war nie das Problem.“

    Ich brachte die X-33 (Venture Star) eigentlich immer mit Aerospike-Triebwerken (XRS-2200) in Verbindung. Doch die Arbeiten nicht nach dem Ram-Jet-Prinzip.

    Ist der Eintrag „https://de.wikipedia.org/wiki/X-33“ demnach unzutreffend?

  2. Das gilt für das Projekt als es eingestellt wurde. Den Ursprung hatte das Projekt schon in den Achtzigern und da plante man noch mit Ramjet und Raketentriebwerk und Keramischem Hitzeschutz. Als sich bald zeigte, das dies nicht möglich war wurde unter der neuen Bezeichnung X-33 das ganze auf alleinigen Raketenantrieb und Metallhaut umgerüstet. Die ursprüngliche Bezeichnung Venture star behielt man bei obwohl das Gefährt nun ein anderes war.

  3. Lieber Herr Leitenberger,

    ich bin derjenige, der durch 2 („wirre“) Emails Sie auf diesen Blog gebracht hat…
    Vielen Dank für diese Diskussion!

    Zunächst muß ich zwei wichtige Korrekturen anfügen:
    1.) Meine Anfrage bezog sich nicht auf das Teilthema „Warum kein Luftatmungs-Hybrid-Triebwerk (Trubinenantrieb Ramjet) bei Sänger“, sondern auf das KOMPLETTE Sänger-Projekt (Horizontalstart, Tragflächenauftrieb, Huckepack-Prinzip, Unterstufen-Wiederverwendbarkeit)! Nur in der GESAMT-Kombination macht es Sinn, über das Thema und die Wirtschaftlichkeit zu debattieren.

    2.) Sänger sah KEINEN Raketenantrieb des Shuttles (Unterstufe) vor, sondern sehr wohl ein LUFTATMENDES Triebwerk. Zitat: „Der Vorteil dieses Konzepts ist, dass die Unterstufe mit einem luftatmenden Antrieb – wie bei einem Jet – ausgestattet werden kann und daher den zur Verbrennung benötigten Oxidator, anders als eine Rakete, nicht mitbefördern muss.“. Und er rechnete das alles auch GANZ GENAU aus! Demnach flog eine immer wiederverwendbares Shuttle-Flugzeug bis auf 30 km Höhe, klinkte ca. bei Mach 9..10 dann die eigentliche Rakete (Nutzlast/Raumgleiter) aus und landete dann wieder normal auf einem Flugplatz.

    3.) Außerdem: Meines Wissens arbeiten Ramjets mit UNTERschallverbrennung, Scramjets hingegen mit Überschallverbrennung. Ihre jew. Vor- und Nachteile bei dem Sänger-Projekt wären ebenfalls noch genauer zu thematisieren, um keine nichtentdeckte Möglichkeit zu übersehen.

    Insofern wird meine Mail nicht mehr wirr, sondern gut überlegt, denn ich sehe alle Faktoren bei diesem Start-Prinzip!
    Denn es geht hier ja nicht allein um die Wirtschaftlichkeit nur der Spritkosten, sondern ALLER eingesetzten Komponenten. So ist es bei Sänger eine große Ersparnis, daß
    1.) das komplette Shuttle inkl. ‚komplizierter‘ Hybridtriebwerke wiederverwendet werden kann.
    2.) bei richtiger Konstruktion des Hybridtriebwerks und des Materialeinsatzes dennoch auch der Spritbedarf deutlich geringer ausfällt (Tragflächeneffekt, kein mitzuschleppender Sauerstoff).
    3.) eine DEUTLICH höhere Flexibilität bzgl. der Nutzlast besteht (unbenamannt, benannt, Gewichtsunterschiede allgemein, usw.), sowohl durch das Huckepack-Prinzip, als auch durch den Horizontalstart und den Einsatz von überschallgeeigneten Nurflügler-Tragflächen.
    4.) Eine deutlich höhere Start-Sicherheit besteht (insbes. gefordert bei benmannter Raumfahrt), weil während des Shuttle-Fluges jederzeit abgebrochen werden kann und bei Nicht-Raktenantriebe robuster sind (z.B. entsteht weniger Hitze).

    VIER sehr wichtige Vorteile, die erst einmal alle entkräftet werden müßten. Diese Gesamtbetrachtung führten Sie, Herr Leiternberger, bisher nicht.

    Nun konkret zu Ihren drei Shuttle-Einwänden Maximalgeschwindigkeit, Hitzeproblem und Ökonomie:
    1.) Maximalgeschwindigkeit: Ich bin überzeugt davon, daß es, wenn man einmal richtig forschen würde, möglich ist, ein luftatmendes Hybrid-Triebwerk (Abschaltung der Turbine bei ca. Mach 3 durch Luftumleitung) entwickeln kann, daß eine Huckepack-Nutzlast auf ca. Mach 10 (ca. 1/3 der benötigten Geschwindigkeit) beschleunigen kann.

    2.) Hitzeproblem: Heute hat man Temperaturen wie 500K problemlos im Griff!!

    3.) Ökonomie: Da der Luftwiderstand mit der 3. Potenz der Geschwindigkeit ansteigt, trägt dieser im atmosphärischen Höhenbereich (bis 30 km) bei einem Vertikalstart (ohne Flügel) für einen überdurchschnittlichen Spritverbrauch: mehr als die Hälfte des Gesamt-treibstoffbedarfs (und bei Raketen kommt dabei zusätzlich noch das Gewicht des mitzuführenden Sauerstoffs HINZU!). Wenn sich dafür kein Horizontalstart mit Tragflächen lohnt, dann weiß ich nicht!…

    Damit sind alle Ihre Einwände vollständig widerlegt.

    Ein horizontalstartendes Shuttle ist heutzutage DIE Option für Satellitenstarts und Mondflüge. Zumindest solange, bis wir den Graphen-Weltraumaufzug, EM/Cannae-Antrieb oder das treibstofflose Magnet- bzw. Gravitonentriebwerk von Burkhardt Heim (genialer, verkannter, deutscher Physiker) bauen können (wie Ihnen bereits per Mail geschrieben)!…
    Das zeigt ja auch bereits der Horizontalstart von Spaceship 1 oder das aktuelle ESA-Projekt ‚Hopper‘ (dort allerdings Ausklinken erst in 130 km Höhe).

    Eine Mondkolonie aufzubauen würde dadurch viel viel wirtschaftlicher und damit wieder realistisch (2010 von der NASA aus finanziellen Gründen gestoppt). O.g. Prinzip ist genau die richtige Methode, das ganze Material günstig und flexibel zum Shackleton-Krater hochzutransportieren…
    Und dabei kann man zum Thema Raumfahrt, All-Kolonisation, etc. (fast) genauso viel lernen wie am Marsflug, nur eben an einer VIEL kürzeren Strecke.
    Hoffentlich lassen wir uns hier von den Chinesen jetzt nicht abhängen!…
    Der Sinn einer Marsmission bleibt mir daher auch völlig verschlossen, zumal dieser Planet wirklich nicht viel mehr bietet als der Mond…

    Und vor allem wird es dann tatsächlich noch einen (erschwinglichen) Weltraum- und Mondtourismus geben können, der alles Weitere mit zu finanzieren hilft…

  4. Herr Falk,

    Ich muss gar nichts wiederlegen. Ich habe nur ihre Mail als Aufhänger für einen Blog genommen. Daher gestatte ich mir auch n ur einige Punkte:

    „kann mit einem … Antrieb ausgestattet werden“ ist zu verstehen als optional, z.B. um wie ein Flugzeug abzuheben, und leichter zu landen. Man würde dann wohl normale Düsentriebwerke nehmen und in größerer Höhe und knapp unter Mach 1 den Raketenantrieb einschalten. Für das Shuttle und Buran waren auch mal Düsentriebwerke gedacht, allerdings dort nur zur Landung. Das Konzept selbst (ich habe noch Bücher aus der Zeit, Sänger starb schon 1964, wo das Orginalkonzept drin ist) war mit zwei Raketenstufen.

    500 K beziehen sich auf Mach 3

    Der Luftwiderstand entsteht auch bei horizontalem Start der ist nur von der Geschwindigkeit abhängig nicht der Richtung. Zudem ist die Größe falsch, der anteil an den Aufstiegsverlusten liegt bei aerodynamischen Raketen bei etwa einem Zehntel.

    Mit einem geflügelten Gerät fangen sie auf dem Mond gar nichts an – zu hohe Strukturmasse und Landebahnen gibt es dort auch nicht. Mal abgesehen von dem gravierenden Nutzlastverlust wenn man nur zwei Stufen für die ganze Reise einsetzt.

    Ich bin überzeugt davon, daß es, wenn man sich einmal richtig informieren würde, möglich ist, die Fehler selbst zu erkennen.

  5. Bitte, was denn für „Fehler“??…
    Nochmals wiederholt, weil Sie das meinem Artikel immer wieder unterstellen:
    ich möchte auf den Mond nicht mit Flügeln fliegen!! Die genannten Flügel gelten NUR für das Shuttle (Unterstufe)!!
    Für die Oberstufe habe ich diese noch NIE erwähnt! Sänger sieht diese zwar vor, aber das ist Einsatzsache. Mir geht es derzeit allein um die wiederverwendbare Unterstufe.

    Leider gehen Sie ansonsten nicht auf die 3 Ihnen widerlegten Punkte (Maximalgeschwindigkeit, Hitzeproblem und Ökonomie) ein. Da frage ich mich natürlich, warum ich noch weiter zurückschreibe, wenn wir nicht auf den Beitrag des Anderen reagieren.
    Ich würde Sie daher gerne bitten, wenn Sie möchten, darauf doch konkret (ggf. mit Berechnungen?) einzugehen.
    Wäre wirklich super.

    Dabei noch etwas zu meinen Punkten:
    Zu 1.):
    Ein Hybrid-Triebwerk, wie ich es mir vorstelle, arbeitet nach dem TBCC-Prinzip. Leider hatte man hier bisher VIEL zu wenig geforscht!!

    Zu 2.):
    Fliegt man durch die 30 km Atmosphäre in einer bestimmten Steigung und best. Geschwindigkeit, bei der die Luftreibung nicht zu hoch wird (also hohe Geschwindigkeiten erst bei ‚dünnerer‘ Luft), so kann man die Hitzebildung drastisch reduzieren! Dies ist auch mit großen Nutzlasten deshalb möglich, da die Tragflächenauftriebskraft mit höherer Geschwindigkeit ja steigt.

    Und nun noch etwas zur Machbarkeit:
    Lockheed hat Ende 2013 Pläne für eine SR-72 mit Mach 6 präsentiert.
    Und diese ist noch nicht für Shuttle-Flüge wie hier optimiert!…

  6. Popcorn! 🙂

    @Falk: Fang Du doch mal mit den Berechnungen an um Deine Ideen und Thesen zu untermauern, sonst fällst Du leicht in die Schublade der Moon Hoaxern, die wüste Thesen aufstellen, ohne sie zu belegen, sondern erwarten von anderen, sie zu widerlegen.

    Zu Deinem Punkt 2 „da die Tragflächenauftriebskraft mit höherer Geschwindigkeit ja steigt.“ überleg doch mal, ob der Auftrieb bei dünner werdender Luft nicht auch abnimmt?

  7. Oh, das wird mir jetzt aber langsam zu blöd, wenn man über meine Überlegungen nicht mal ansatzweise richtig nachdenkt!
    Erst das Übersehen, daß die Reibungswärme von der Höhe (also der Dichte der Luft) abhängt (ich vermute, daß die 500K für Bodennähe gilt, oder bei welchen Bedingungen denn?).

    Und Anja, noch schnell etwas zu Deinem Beitrag:
    Ich komme gerne auch noch mit Berechnungen, wenn das notwendig wird. Doch derzeit werden ja leider selbst meine GRUNDüberlegungen noch nicht recht durchdacht!

    Bei Dir, liebe Anja, ist es, daß Du nicht berücksichtigst, daß der Auftrieb mit steigender Geschwindigkeit doch auch wieder STEIGT!!! So kann man die dünnere Luft also wunderbar durch Tempo ausgleichen!…

    Im übrigen sprach ich Herrn Leitenberger an. DER ist doch der Spezialist!

    Es wäre also schön, Anja, wenn Du nur Beiträge bringst, die zu diesem Thema auch etwas (korrekt) beitragen. 😉
    Lieben Dank.

    PS: Im übrigen möchte ich hier nicht das Gefühl bekommen, ich werde ‚angegriffen‘, was ich aber gerade bekomme. Gerade dann ist das nicht schön, wenn man sich nicht kritisch mit meinen Überlegungen auseinandersetzt!

  8. Also ich muss niemanden etwas beweisen, erklären oder vorrechnen. Ich stelle ja auch keine Behauptungen ein auf die dann andere eingehen sollen. Und andere Blogleser verstehen nun sicher auch warum Herr Falk nicht meine Telefonnumer für einen „Dialog“ bekommen hat…

  9. Auf dem Papier sieht das ja alles sehr schön aus. Das Problem dabei: Die benötigten Triebwerke gibt es in absehbarer Zeit nicht. Genau so wenig wie eine Reihe anderer technologischer Voraussetzungen. Und solange diese Probleme nicht gelöst sind, bleibt das Ganze eine Spinnerei.

    Das ist so wie mit der Enterprise: Die Pläne dafür stehen schon seit Jahren im Internet. Im Prinzip machbar, aber bei den Details klemmt es gewaltig.

  10. Also, das wars.
    Ich hatte versucht, eine kleine wissenschaftliche Diskussion einzuleiten, wie in einem Forum o.ä. üblich, aber das geht hier ja überhaupt nicht!
    Seltsam, was hier für Leute sind.

    Herr Leitenberger, ich bin wirklich AUSGESPROCHEN enttäuscht von Ihnen.
    Ich stelle glasklare Grundüberlegungen an und Sie ignorierten zuletzt alles und behaupten stattdessen wie ein kleines Kind: „Aber ich muß doch garnicht antworten.“

    Klar müssen Sie das nicht. Wir müssen auch nur sterben. Das weiß ich selber.
    Werfe ich hier meine „Perlen vor die Säue“, weil ich nur unnütze, ignorierende oder nicht ernstgenommene Antworten bekomme?
    Oder kann man andernfalls nicht einfach sagen: „Ich weiß es nicht.“?

    Oder wollen Sie einfach nur nicht zugeben, daß irgendwo in Ihren Büchern etwas Falsches steht?

    Ich weiß es nicht und will es auch garnicht mehr wissen.

    Und tschüß.

    PS: Das mit der Telefonnummer ist wirklich ausgesprochen provokativ und VOLL daneben.
    Da Sie mit meinen beiden vorangegangen Mails aus einem mir nicht verständlichen Grunde nicht zurecht kamen, schlug ich vor, daß wir telefonieren sollten und gab Ihnen meine Nummer. Glauben Sie mir, Ihre brauchte ich nicht. Und jetzt noch viel weniger.

    Schade, daß sich ein Autor von so vielen Büchern so sehr outet.

  11. Wenn Lockheed etwas finanzielle Unterstützung bekommen würde, dann wäre es KEINERLEI Problem, in max. 2 Jahren das TBCC-Hybrid-Triebwerk fertig zu haben.

    Dann würde z.B. auch das Projekt Hopper ganz anders konzipiert werden.
    Es ist also WICHTIG, daß die Dinge JETZT richtig geplant/konzipiert werden!…

  12. Noch zu Elendsoft:
    Enterprise? Was meinst Du?
    Raumschiff Enterprise etwa? Ich hoffe nicht, denn das wäre wirklich Quatsch!

    Und welche Probleme denn bitte? Genau hier wirst Du NICHT konkret.
    Zu den drei (Maximalgeschwindigkeit, Hitzeproblem und Ökonomie) hatte ich ja schon Stellung bezogen. Eine vernünftige Antwort kann es jetzt nur sein, wenn man zu diesen KONKRET Stellung bezieht oder weitere Probleme KONKRET nennt!

    Ich will hier nicht unkonkret quasseln und meine Zeit verschwenden…

  13. Herr Falk, ich will es mal sachlich probieren.

    Bernd sagt, der Träger wird nicht schnell genug. Sie ’sind davon überzeugt‘, ein entsprechendes Triebwerk ist möglich.
    Davon bin ich sogar auch überzeugt.
    Aber zu welchem Nutzen? Ihre Argumentation ist ja, daß der Träger die Hubarbeit durch die Tragflächen erledigen soll, nicht durch vertikalen Schub.
    Denken wir das mal zuende: Eine herkömmliche Rakete hat die dichte Atmossphäre nach spätestestens 90 Sekunden verlassen. Ein Starflügler schafft es höchstens bis auf 30 bis 35 Kilometer Höhe, hat also noch mehr als ein drittel über sich. Es erfordert aber noch mindestens den Luftdruck dieser Höhe, damit die Triebwerke noch arbeiten können. Das erfordert wiederum eine große, wenn nicht sogar riesige Startstufe. Die Höhe erreicht er nicht in 60 Sekunden sondern eher erst in 30 Minuten oder mehr.
    Da soll eine Treibstoffersparniss drin sein? Überschlägig würde ich sagen, daß die Startstufe wesentlich mehr Treibstoff mitnehmen muss als eine Rakete an Treibstoff und Oxidator zusammen.
    Auch ersparnisse an der Hardware sind für mich nicht erkennbar, da die Stufe nach jedem Start einer peniblen Untersuchung unterzogen werden muss. Die reinen Herstellungskosten waren auch nicht der Genickbruch des STS. Es war die Wartung. Warum? siehe Punkt 2

    Wärmebelastung.
    Das Problem ist nicht, daß EIN Bauteil keine 500° aushält, sondern daß das ganze System und seine Integrität das aushalten müssen. Lesen sie mal den Wikipedia-Eintrag zus SR-71, was das für Mühe gekostet hat. Es mag ja heute bessere Lösungsansätze geben, die physikalischen Grundgegebenheiten bleiben die gleichen. Welch riesiger Aufwand gegenüber der billigen Stahl-, Alu- und Kompositkonstruktion einer Rakete.

    Wo wir dann bei der Ökonomie wären….
    Max-Q bei einem vertikalen Raketenstart i.d.R. nach 40 – 50 sekunden, Brennschluss der 1. Stufe typischerweise nach 2-3 Minuten. Zu diesem Zeitpunkt 90% der Hubarbeit aufgebracht.
    Dagegen geschäzte Flugzeit einer geflügelten Startstufe 30 Minuten. Immer im dichtesten Teil der Atmosspäre. Mit hochkomplexer Technik statt einfacher Feststoff- oder Kerosinbooster.
    RP1 Kostet ungefähr soviel wie Heizöl, JP7 ist 10 mal teurer. Flüssigen Sauerstoff kriegen sie auch billig in jedem größeren Chemieindustriebezirk.
    Wiederverwendbare Technik? Fragen sie mal die Leute, die das STS-Budget verwaltet haben. Und ohne es zu werten : SpaceX will nur dann die Erststufe wiederverwenden, wenn sie Nutzlasten haben, die die Nutzlastkapazität zu max. 60% oder 70% nutzen. Weil soviele Bordressourcen des Trägers für die Rückkehr gebraucht werden.
    Kann ich nur glasklar daraus schliessen: Lohnt sich nicht!

    Alle diese Antworten waren in Bernds Blog-Beitrag impliziert enthalten. Musste man nur drüber nachdenken.

    Der andere Bernd

  14. Falk meint am 13. Juli, 2015 um 18:40 Uhr

    Noch zu Elendsoft:
    Enterprise? Was meinst Du?
    Raumschiff Enterprise etwa?

    Ja natürlich meint er das. Und das kann man im Prinzip bauen und in den Orbit schicken. – Jedenfalls die Karosserie und einen Teil der Inneneinrichtung. Die Probleme fangen dann bei so Sachen wie der Antriebstechnologie, der künstlichen Schwerkraft oder dem Transporter an. Das sind die Details, bei denen es gewaltig klemmt.

    Dann noch zu:

    Ich hatte versucht, eine kleine wissenschaftliche Diskussion einzuleiten,

    Wenn Du das willst, dann bist Du als erstes selbst in der Pflicht, Zahlen zu liefern, also zuerst einmal selber zu rechnen und dann Deine Ergebnisse zur Diskussion zu stellen. Dazu ist es dann auch notwendig, Deine Berechnungen offen zu legen, also wie und unter welchen Voraussetzungen Du auf die Zahlen gekommen bist. Denn dann kann man nachrechnen und feststellen, ob Deine Ergebnisse unter den angenommenen Voraussetzungen zutreffend sind, oder Ob Du irgendwo einen Fehler gemacht hast.

  15. Hallo Bernd,

    schön, daß es jetzt mal jemanden gibt, der sachlich auf Vieles von mir versucht, einzugehen. Zwar hat das Hr. Leitenberger anfangs (1. Blogbeitrag) auch versucht, aber eben so einige Dinge verstanden, die ich so garnicht geschrieben hatte. Daher stimmten dann die Gesamtbetrachtungen nicht mehr.
    Egal.

    Berechnungen:
    Ich hatte geglaubt, daß der 1. Bernd dies sicherlich in einem Rutsch mal schnell darlegen kann, denn er hat sich ja sicherlich all meine Gedanken schon mal gemacht und alles (Hitzeentwicklung/Luftreibung, Spriverbräuche, Nutzlast-Tragkräfte, Auftrieb, etc.) ausgerechnet, bei den VIELEN Büchern. Und schmeißt mir seine Berechnungen aus den Büchern jetzt um die Ohren. Aber das blieb leider aus.
    Ich selbst traue mir das nicht wirklich zu. Dazu müßte ich mehr von der Praxis wissen. Aber leider arbeite ich nicht bei Lockheed, o.ä.
    Aber d.h. ja nicht, daß es nicht gehen würde, was ich mir überlege.
    Wenn ich bspw. sage, daß ich aus dem und dem Grunde die Hitzeentwicklung niedrig halten kann, dann brauche ich dafür nicht gleich eine Formel, um die Grundüberlegung verständlich zu machen. Usw.

    Und der, der dann sagt, daß es nicht gehen kann sollte es ja schon einmal (rechnerisch) überprüft haben!?…

    STS jedenfalls war von Anfang an eine Totgeburt. Da gibts garkeinen Zweifel.
    Die NASA war doch sehr blauäugig. Allein die Herstellung der beiden riesigen Booster-Tanks (die nach getaner Arbeit achtlos ‚ins Meer fallen‘) waren sowas von extrem teuer und kompliziert. Ich weiß natürlich auch, daß die Wartung das teure war. Von wegen jeden Monat ein Flug. Die Kacheln/Thermik, die Vibration/Risse. Wiederverwendbar ist nicht ohne, ganz klar.
    Daher ist es ganz wichtig, daß das eingesetzte Material möglichst weit unter seiner Grenzbelastung betrieben wird.
    Aber das STS ist NICHT vergleichbar zu dem, was ich hier postuliere.
    Allein schon, weil es ja senkrecht startet und von Beginn an mit Raketen.

    Aber aktuelle Projekte wie Hopper oder SR-72 zeigen, daß es durchaus Sinn macht, sich einmal richtig Gedanken zu machen.

    Ich versuche, das jetzt erneut zu systematisieren (auf die Gefahr hin, mich zu wiederholen)…
    A) Wirtschaftlichkeit:
    – Spritverbrauch:
    Du sagst, das kann nicht ökonomisch sein, wenn man so lange braucht, bis man die 30 km erreicht hat und das durch ‚dicke‘ Luft. Du bedenkst dabei aber nicht, daß…
    * Du viel weniger Gewicht wegen des fehlenden Sauerstofftanks hast (luftatmende Triebwerke)
    * einen hohen Steigwinkel von ca. 30 Grad haben dürftest (s.u.: ideale Fluglinie)
    * das Tempo erst bei dünnerer Luft hoch ist. Dadurch bleibt der Lufwiderstand (genau wie die Luftreibung) immer etwa konstant!
    * die ‚dicke Luft‘ Dir gerade nützt (für Sauerstoff und für den Tragflächenauftrieb), was sich also mehr als ausgleicht bzgl. des Luftwiderstandes.
    Ich bin überzeugt davon, daß durch Gewichtsersparnis Tanks), Auftrieb, ideale Fluglinie etc. selbst bei der viel längeren Flugdauer DEUTLICH weniger Sprit verbraucht wird.
    Bedenke: bei der Rakete wird ca. 90% bis zur Höhe von 30 km verbraucht, weil es dafür ja auch am längsten braucht, bevor richtig Tempo da ist.

    – Tragflächen/Auftrieb:
    s.o.

    – Wiederverwendbarkeit:
    Dies ist, selbst wenn der Spritverbauch viel höher wäre (was er aber nicht ist), ein ganz wichtiger Ersparnisfaktor, sofern die Materialbelastungen (Hitze, Vibration) nicht zu hoch werden (dazu s.u.). Durch die Tragflächen/Auftrieb muß man nicht zu sehr an Gewicht/Stabilität sparen (bedenke: bei großer Höhe ist trotz dünner Luft durch das hohe Tempo der Auftrieb weiter konstant hoch!!). Hitzeschild ist vorauss. nicht nötig (s. ideale Fluglinie). Vibrationen sind aufgrund Nichtvorhandener extrem leistungsstarker Raketen nicht zu hoch. Usw. Die Wartung wird günstig, weil viele Materialprüfungen nicht durchgeführt werden müssen.

    B) Technologie:
    – Hybrid-Antrieb:
    Du schreibst, die Technologie ist viel zu kompliziert. Das stimmt so aber nicht. Turbinentriebwerke sind mittlerweile ein ‚alter Hut‘ in der Luftfahrt. Was jetzt nur noch ergänzt werden muß, ist nach dem TBCC-Prinzip die passierende Frischluftzufuhr. Wenn man die notwendigen Parameter erst einmal alle kennt, ist das nichts Kompliziertes mehr! Und dann ist Mach 6 locker drin. Und in einer Höhe von 30 km ist dafür noch ausreichend Luftsauerstoff verfügbar.

    – Hitzeentwicklung/Fluglinie:
    Du schriebst, das wäre alles viel zu kritisch (s. STS), aber der Vergleich hinkt voll! Bei Einhalten der idealen Fluglinie (Steigwinkel/Flughöhe zu Geschwindigkeit) wird nichts zu heiß. Das passiert nur, wenn man bei einer zu hohen Luftdichte zu schnell fliegt. Je größer die Höhe, desto höher darf auch das Tempo sein. Ganz einfach. So werden zu hohe Hitzebeanspruchungen vermieden! Insofern gibt es auch all die Probleme nicht, die beim SR-71 beschrieben werden. Daher muß auch kein teurer JP7-Treibstoff verwendet werden. Usw.

    – Vibrationen:
    s.o.

    Einzig verblüffen tut mich Hr. Leitenbergers Aussage, daß „die Nutzlast bei Düsenflugzeugen bei höheren Geschwindigkeiten rasch ab“sinken würde. Das kann ich mir nicht recht vorstellen (s. oben ideale Fluglinie). Da er das auch völlig unbegründet ließ, kann ich jetzt auch nicht wissen, von welchen Randbedingungen er dabei ausging.
    Kannst Du das erklären?…

    Vielleicht ist der Bernoulli- oder Tragflächen-Effekt bei Überschall nicht mehr wirksam vorhanden. Man gleicht hier vieles durch den Anstellwinkel aus. Kompressibilität und Viskosität der Luft verändern sich mit der Höhe ebenfalls.
    Außerdem war die Concorde ein Deltaflügler. Hier wäre jedoch vermutlich ein Nurflügler zu verwenden, der viel bessere Eigenschaften hat, z.B. bzgl. Luftwiderstand.
    Ich habe aber insges. leider wenig darüber gefunden.

    Anm.: Ich könnte mir aber vorstellen, daß man – falls das für den Bereich < Mach 1 überhaupt notwendig ist – optimalerweise z.B. die Flügelquerschnittsform vom Wechsel von Unterschall zu Überschall 'verstellen' können sollte (Art 'Schuppentechnik')…
    Jedenfalls bin ich überzeugt davon, daß es auch bei Mach 6 eine Flügelform gibt, die hinreichend Auftrieb gibt.

    Wichtig jedoch, und ebenfalls anders als bei der Concorde: wir steigen ja immer höher und der Luftwiderstand nimmt nicht wirklich zu (s. ideale Fluglinie), zumindest dann nicht, wenn die Oberflächenform stimmt!…

    Auf http://www.faz.net/aktuell/gesellschaft/x-43a-flugzeug-ueberschall-jungfernflug-gescheitert-11271494.html z.B. steht jedenfalls das Gegenteil (letzer Satz). Und das war schon 2001!…
    Auf http://www.welt.de/wirtschaft/article138650606/Russlands-Mega-Frachter-veraendert-die-Kriegsfuehrung.html baut Russland sogar an einem 2 Mach-Überschalltransporter mit über 200 T Nutzlast…

    So, ich hoffe, ich konnte jetzt klar machen, daß ich kein 'Spinner' bin.

    Viele Grüße, Falk

  16. @Falk
    Ich schrieb schon in der Einleitung das ich ihre Mail als Aufhänger für einen Blog genommen habe um die Probleme technischer Art aufzuzeigen. Wenn ihnen das hilft dann gut, wenn nicht informieren sie sich woanders weiter.

    Es gibt genügend Literatur um sich selbst die Grundlagen beizubringen. Konkrete Berechnungen schütteln sie nicht so einfach aus dem Hut. dafür müssen sie entweder selbst ein Computerprogramm schreiben oder eines kaufen. Wenn es ganze Diplomarbeiten gibt, die sich nur mit einem Aspekt der Belastung der X-33 beschäftigen, glauben sie ehrlich, das schüttelt man so einfach aus dem Ärmel? Mit der Forderung andere müssten ihnen Dinge vorrechnen oder Beweisen machen sie sich keine Freunde. Mit meinen Büchern hat dies auch nichts zu tun, da diese diesem Themenbereich ja gar nicht enthalten (das kann man in 1 Minute z.B. bei Amazon abprüfen). Ich finde es auch nicht in Lehrbüchern für Luft & Raumfahrt. Wenn sie jemand suchen der ihnen das vorrechnet dann schreiben sie die an, die die von ihnen angesprochenen Projekte durchführen.

    Ich habe die Lehre aus vielen Raumfahrtprojekten gezogen, das Theorie und Praxis durchaus sehr weit auseinanderlaufen können. Das Beispiel STS wurde schon erwähnt. Andere wie X-33, NSAP könnte man anführen. Selbst wenn etwas also geht kann es danach doch einige Überraschungen geben.

    Und zur Wirtschaftlichkeit können eigentlich nur Leute etwas sagen die solche Projekte betreuen. Sie zeigt sich auch erst bei der Umsetzung. Vorher kann man trefflich theoretisieren. Auch hier gäbe es enorm viele Projekte die finanziell aus dem Ruder liefen. Dazu muss man nicht mal das Shuttle bemühen. Das passiert auch bei etablierter Technik wie der Ariane 5 oder Gallileo. Da eine grundsätzliche, allgemeingültige Aussage für eine Technologie zu machen die völlig unerprobt ist, halte ich für sehr kühn.

    Wer Verstand hat äußert sich zu dem wovon er etwas versteht. Wenn man mich aber in der Form bedrängt, das ich auf etwas einzugehen habe dann gehe ich garantiert auf gar nichts mehr ein.

  17. Und schmeißt mir seine Berechnungen aus den Büchern jetzt um die Ohren. Aber das blieb leider aus.
    Ich selbst traue mir das nicht wirklich zu.

    Genau das solltest Du aber, also selber rechnen! – Und wenn es Dir zu kompliziert ist, (denn Strömungsmechanik wird recht schnell sehr kompliziert, vor allem im Überschall- und Hyperschallbereich) dann zumindest erst mal selbst weiter forschen, was es an aktuellen Erkenntnissen dazu gibt.

    Und was die von Dir verlinkten Artikel bei FAZ und Welt angeht, so besteht der Artikel in der Welt doch hauptsächlich aus Konjunktiven, also „soll, müsste, könnte“. Der entscheidende Satz darin dürfte dieser hier sein:

    Unter Branchenkennern wird bezweifelt, dass in zehn Jahren so leistungsfähige Flugzeug-Elektromotoren zur Verfügung stehen, um dieses Modell anzutreiben.

    Und den Artikel zur X-43 aus der FAZ solltest Du vielleicht auch noch mal genauer lesen. Da steht nämlich:

    Eigentlich sollte ihn die Rakete auf Endgeschwindigkeit bringen und X-43A schließlich aus eigener Kraft weiterfliegen,

    Im Wikipedia-Artikel zur X-43 liesst man schliesslich, dass die Rakete das Teil auf 30.000 meter Höhe brachte, wo es sein eigenes Triebwerke erst zündete. Nebenbei wird sie es auch noch beschleunigt haben, denn diese Triebwerke funktionieren erst bei Überschallgeschwindigkeit, jedoch nicht bei Unterschallgeschwindigkeit. Und schliesslich lesen wir in der Wikipedia noch, dass das Projekt nach zwei weiteren Tests im Jahre 2004 mehr oder weniger eingestellt wurde.

  18. Mann, Mann , Mann.
    Nur um zu begreifen, daß das nicht mit mal mit eben 2 Jahren Ingenieursarbeit getan ist, sollte man sich mal klar machen, über was man überhaupt redet:

    Die Saturn V brachte 50 Tonnen zum Mond. Dabei war die erste Stufe in einer Höhe von 60 Km ausgebrannt und hatte den Stack auf ca Mach 8 beschleunigt. Dieser restliche Stack wog ca. 700 Tonnen!

    Bei der SR71 ist die Differenz aus Leergewicht plus Treibstoff und max. Startgewicht ca. 12 Tonnen, also ca. 15% Nutzlast. Und es war ein sehr effizientes Fluggerät. Wir wollen mal zu Ihren Gunsten rechnen, (Der Sprit der SR71 reichte für 70 Minuten aber NICHT unter Volllast!) also mit 30 % Nutzlast.

    Das heist Ihre Startstufe wiegt jetzt schon an die 2300to. In Worten: Zweitausenddreihundert! Zusammen 3000 to. Wie die Saturn V. Wir sind jetzt aber leider erst in 25 Km Höhe und bei einer Horizontalgeschwindigkeit von Mach 3.

    Gleichzeitig brauchte jedes Triebwerk der SR71 bei Vollast ca 10 Kg Treibstoff in der Sekunde. Hochskaliert ihre Startstufe also ca. 850 Kg in der Sekunde. Das passt dann auch zur geschätzten Flugzeit von 30 Minuten bei ca 50 % Treibstoffgewicht.

    Jetzt die Hardware:
    Auf der einen Seite 80 Tonnen Blech Metalträger. Daraus gebaut zwei Hohlzylinder und einige Verstärkungsträger, zugegebenermaßen qualitativ sehr hochwertig verarbeitet. Nur EINE Belastungsachse. Darunter 25 to Antrieb mit 5 sehr großen, aber technisch ziemlich einfachen Triebwerken.
    Wenn ich es richtig im Kopf habe, waren die reinen Herstellungskosten ohne Entwicklung, Qualitätskontrolle und Werkzeuge bei 10 Millionen nach heutiger Kaufkraft.

    Auf der anderen Seite ein Fluggerät mit der Komplexität einer SR71, aber 5 mal schwerer als jedes bisher gebaute Flugzeug. Bei einem Flugzeug wirken übrigens 3 Kraftrichtungen ein. Dazu Triebwerke die 3 verschiedene Techniken in sich vereinen sollen.

    Verlieben sie sich nicht einfach in ein Projekt sondern denken sie einfach mal kritisch drüber nach. Genau das macht sowohl Wissenschaft wie auch logisches Denken aus.

    Und es reicht schon Schulwissen um abzuschätzen, vor welchen Herausforderungen man steht.
    Eine funktionierende Technik steht seit Jahren bereit. Dessen reine Herstellungskosten auch nur einen Bruchteil der Projektkosten ausmachen.

    Auf Ihre Behauptungen zu z.B. Steigwinkel, Energieeintrag durch Luftreibung oder Flügelprofile bei unterschiedlichen Geschwindigkeiten/Luftdrücken möchte ich garnicht eingehen. Ich bitte Sie nochmal in ein Physikbuch auf Oberstufenniveau reinzusehen. Es fehlen bei ihnen Grundlagen die ich nicht bloßstellen möchte.

    Der andere Bernd.

    PS: Bis zu diesem Punkt hat übrigens reines Dreisatzrechnen und zwei, drei Google-Suchanfragen gereicht. Ist also wirklich nicht zuviel verlangt.

  19. Hallo Herr Leitenberger,

    jetzt ist aber wirklich gut!
    Niemand hat Sie dazu aufgefordert, etwas zu sagen.
    Ich habe lediglich geschrieben, daß ich damit GERECHNET hatte, daß Sie mir Berechnungen um die Ohren hauen. Darf man das jetzt etwa auch nicht mehr?
    Niemand zwingt Sie, zu antworten. NIEMAND!
    Und hören Sie jetzt bitte auf, sich wie ein kleines Kind beleidigt zu fühlen.
    Sie mögen vlt. gute Bücher schreiben, aber mit Ihrer menschlichen Reife ist es nicht so weit her.

    Im übrigen habe ich Bernie geschreiben und WOLLTE von Ihnen garkeine Antwort mehr haben!!
    Es wäre also nett, wenn Sie sich aus dieser KOnversation heraushalten könnten.
    Vielen Dank.

    Und jetzt noch etwas zu Hans und Bernd 1 Vorwurf bzgl. der Berechnungen, die ich abliefern müßte!
    Was mich hier extrem aufregt ist, daß Theorien komplett schlecht gemacht werden, ohne es richtig begründen zu können.
    Denn ich kann das, was hier eingewendet wird, wirklich LOCKER widerlegen, oder zumindest veranschaulichen, daß man an der Widerlegung zweifeln kann/muß.

    Hier regt man sich auf, wenn jemand widerspricht und anders denkt. Und dann dementiert man, aber macht dazu völlig falsche Annahmen.

    Und was das beste ist:
    Meine langen Abhandlungen, wo ich wirklich viel darlege und versuche, es zu erklären, werden mit ein paar billigen, von Vorurteilen belegten Sätzen abgetan.
    Und Vergleiche herangezogen, die z.B. VÖLLIG andere Randbedingungen haben.
    Und wenn man das dann aufdeckt, kommen nur blöde Sprüche oder quasi ‚Beschimpfungen‘.

    Ich habe kein Problem, wenn man meine Annahmen hier offen läßt. Dann ist das auch ein Ergebnis.
    Aber dagegen zu wettern, ohne dabei zutreffende(!!), fundierte Angaben machen zu können und richtig nachzudenken, aber stattdessen den Anderen für dumm oder Träumer zu verkaufen, ist doch wirklich armselig. Sorry, aber da sollte sich mal jeder hier Gedanken machen.

    Bernd 2 kann mir dagegen gerne zurückschreiben. Ich hoffe, er zumindest denkt jetzt genau nach, ob er wirklich weiter dementiert, oder doch schreibt: „Könnte sein, daß Du Recht hast.“

    Und noch zu Dir, Hans:
    Zitat: „Unter Branchenkennern wird bezweifelt, dass in zehn Jahren so leistungsfähige Flugzeug-Elektromotoren zur Verfügung stehen, um dieses Modell anzutreiben.“

    Was bitte soll das? Kannst Du eigentlich alles nur schlecht machen? Glaubst Du tatsächlich, daß die alle teure Versuche machen und doch nur blöd sind, weil da auch mal was schwierig ist oder scheitern kann?
    Zumal hier indirekt gesagt wird, daß es möglich ist, aber nicht ganz so schnell!!… Ganz schlechtes Beispiel also.

    Mach Dir doch lieber Gedanken darüber, WARUM die das gemacht haben. Dann wird Dir plötzlich klar: Das muß also offenbar möglich sein, sonst würden die es ja nicht teuer versuchen!
    Wie kaputt ist das, diese Artikel auf diese Weise schlecht zu machen.
    Du jedenfalls wärst als Forscher der volle Versager, weil Du garnichts ausrechnen und versuchen würdest. Bei Dir geht eben alles garnicht und schießt weiter nur teure Raketen in die Luft.
    Prost Neujahr!

    So, und ab jetzt antworte ich nur noch dann, falls Bernie mir was zurückschreiben sollte…

    Werde mich jetzt lieber mit der ESA bzw. dem DLR in Verbindung setzen, als hier meine Zeit zu verschwenden an hohlen, unüberlegten Zurückweisungen.
    Die werden einem, sofern Zeit ist, wenigstens FUNDIERT zurückschreiben und nicht Kindergarten spielen.

    Falls jemand dazu eine gute Email-Adresse kennt, kann er sie mir gerne noch mitteilen.
    Danke.

  20. „Denn ich kann das, was hier eingewendet wird, wirklich LOCKER widerlegen, oder zumindest veranschaulichen, daß man an der Widerlegung zweifeln kann/muß.“

    Am besten geht das mit selbst ausgedachten Fantasieangaben wie:

    „Bedenke: bei der Rakete wird ca. 90% bis zur Höhe von 30 km verbraucht, weil es dafür ja auch am längsten braucht, bevor richtig Tempo da ist.“

    und das stimmt schon mal nicht. Wie viel eine Rakete an Treibstoff bis zu 30 km Höhe verbraucht hängt zwar vom Typ ab, aber die meisten haben in rund 50 km Höhe Brennschluss und dort etwa 70% ihrer Masse verbraucht. Das ist z.B. so bei Ariane 5 und Falcon 9. Der Treibstoffverbrauch dient aber zum beschleunigen und wird nicht durch den Kuftwiderstand aufgefressen. Das sollte eigentlich auch ohne Rechnung logisch sein. Wenn eine Rakete nämlich in 30 km 90% ihres Treibstoffs verbraucht und dabei keine Geschwindigkeit aufbaut wie will sie mit den restlichen 10% 200 km Höhe und Orbitgeschwindigkeit erreichen? Wenn dem so wäre, würde man Raketen von Ballons aus starten die erreichen 30 km Höhe, die Raketen könnten dann ja zehnmal kleiner sein.

    Anders als sie kann ich meine Behauptung aber belegen:

    Die Verluste durch Luftwiderstand sind verschwindend gering. Bei einer Ariane 1 betrugen sie 127,7 m/s bei einer Gesamtgeschwindigkeit für eine GTO-Bahn von 11609 m/s, also etwas über 1%. (Quelle H.O. Ruppe, die Grenzenlose Dimension Raumfahrt Band II, S. 206/7). Diese Rakete hatte bei Trennung erster/zweiter Stufe 75% des Treibstoffs verbraucht dabei aber eine Vertikalgeschwindigkeit von 1374,5 m/s und eine Horizontalgeschwindigkeit von 1810 m/s erreicht (Quelle: ESA Brochure: The Ariane Programme).

    Das wäre eine wissenschaftliche Diskussion – mit korrekten Quellenangaben verlässlicher Quellen. Sie bleiben das schuldig und ich habe nicht die Zeit für jede Angabe 20 Minuten Bücher zu wälzen um die Quellen herauszusuchen.

    Also wo ist ihre Quelle das eine Rakete bis in 30 km Höhe 90% des Treibstoff verbraucht und dabei keine Geschwindigkeit aufbaut?

  21. @Falk:
    Du kannst ja nicht mal richtig Blogs lesen, denn hier

    Und noch zu Dir, Hans:
    Zitat: „Unter Branchenkennern wird bezweifelt, dass in zehn Jahren so leistungsfähige Flugzeug-Elektromotoren zur Verfügung stehen, um dieses Modell anzutreiben.“

    hab ich aus dem von Dir verlinkten Zeitungsartikel zitiert, genauer aus „Die Welt“. Und das steht in meinem letzten Beitrag auch dabei!
    Und wo mache ich Deine Aussagen in meinem letzten Beitrag schlecht?

    Und da Du von diesen meinen Aussagen darauf schliesst, dass ich wahrscheinlich ein schlechter Forscher wäre, ohne viel mehr über mich zu wissen, schätze ich, dass es Sinnlos ist, Dir weiter zu antworten, denn Du tust auch genau das nicht, was wir erwarten, nämlich sachlich auf unsere Argumente eingehen. Also schliesse ich daraus, dass du ein Troll bist, der nur seine Ideen verbreiten will, ohne an einer wirklich sachlichen Diskussion interessiert zu sein.

  22. Hans, kurz zu Dir (ausnahmsweise):
    Äh, natürlich habe ich gesehen, daß Du ‚meinen‘ Artikel zitiert hast!! Hääh?
    Darum geht es doch garnicht!

    Meine Feststellung über Dich:
    Du pickst Dir EINEN Satz aus dem ganzen Artikel raus und behauptest, daß daher der ganze Artikel nicht stimmen kann. Das ist das, was Dich unglaubhaft macht!
    Denn:
    Es geht doch bei diesem Super-Transporter nicht (allein) um die Elektromotoren! Hallo?…
    Ist doch letztlich wurscht, welcher Antrieb eingesetzt wird (machbare Ansätze gibts genug, deren Erforschung aber am immerzu knappen Geld scheitert oder die ‚Lobby‘ sich auf was Anderes konzentrieren will). Die Hauptsache, es ist ein Artikel, bei dem die Amerikaner nicht in Gelächter verfallen – der also insgesamt glaubhaft/machbar ist. Und das ist er, denn er wurde von denen nicht zerfetzt.
    GANZ im Gegenteil, wie der Hans sehen würde, wenn er weiterlesen würde:
    Die NASA plant sowas auch – sogar mit noch viel größerter Nutzlast und Reichweite. UND es wurde NUR aus KOSTENGRÜNDEN und VERZÖGERUNGEN, NICHT ABER wegen Nichtmachbarkeit, verworfen! Doch genau DARUM ging es mir!!
    Und wenn Du dabei auch beachtet hättest, weswegen ich diesen Artikel zitiert hatte (nämlich in Verbindung mit der von Bernd 1 gemachten Aussage zur Concorde und den stark abnehmenden Auftrieb bei Überschall, dann hättest Du mit diesem Artikel erkannt, daß man das offenbar lösen kann (s. Nutzlast 200 t bei Überschall!). Und GENAU DAS wollte ich Euch darlegen. Mehr nicht!…
    Ich hatte sogar davon geschrieben, daß man sich mal überlegen müßte (oder das vlt. längst bereits geheim erforscht ist), wie der Flügelquerschnitt eines Nurflüglers genau sein muß, damit der ‚Bernoulli‘-Auftrieb auch dort gilt. Denn das würde dann bedeuten, daß die Nutzlast von ‚Sänger‘ noch viel höher sein könnte!
    Doch unabhängig davon ist sie es auch ohne das viel größer, als wenn Du versuchst, etwas ganz ohne angestellte Flügel allein durch Hubkraft nach oben zu drücken!…

    Und wenn ich schon mal dabei bin, jetzt noch kurz was zu Hr. Leitenberger, der es GANZ genauso macht wie Du Hans:
    Eine Sache rauspicken und damit all die vielen anderen Argumente komplett wegfegen/ignorieren. So eine ignorante Diskussion kann nicht zu einem realistischen Ergebnis führen!
    Und schlimm ist es, daß ich das hier auch noch lehrerhaft erst erläutern muß.

    Natürlich war das mit den 90% falsch. Das kann man sich sehr leicht ausrechnen (prinzipiell stimmt es aber dennoch, daß der Großteil des Sprits bereits bis zu der Höhe 30..50 km verpulvert wird!!).
    Ich wollte nur provozieren/extremisieren, um ihn dazu zu bewegen, endlich wieder was Sachliches und auf meine Antwort Bezogenes zu schreiben.
    Mehr nicht! (und das ist mir ja teilweise auch gelungen!…)
    Aber wie gesagt, er braucht/möchte nicht mehr zu antworten. Das kann nichts mehr bringen.
    Danke.

    Stattdessen wäre es schön gewesen, wenn mal jemand auf meine Frage nach der Mailadresse eingegangen wäre. Habe ich jetzt aber schon selber rausbekommen. Und der Fragenkatalog (genau 8 Fragen an die ESA) ist auch bereits fertig. Hier im Blog komme ich ja leider garnicht weiter…

    Machts gut!

  23. Schade, Popocorn Party schon vorbei?

    @Falk:

    „Werde mich jetzt lieber mit der ESA bzw. dem DLR in Verbindung setzen, als hier meine Zeit zu verschwenden an hohlen, unüberlegten Zurückweisungen.
    Die werden einem, sofern Zeit ist, wenigstens FUNDIERT zurückschreiben und nicht Kindergarten spielen.“

    Das ist doch mal ein gscheiter Ansatz! Aber vergiß nicht, daß ja gerade diese Agenturen seit Jahrzehnten die revolutionären Ideen unterdrücken und verleugnen und statt dessen „old school“ Techniken einsetzen die schon längst überholt sind! Du darfst also bei Deinem Anschreiben nicht bei Fachebenen oder gar der Presseabteilung einsteigen, sonst kommst Du da natürlich nicht weiter. Du solltest also eher ganz oben, so Ebene „directeur général“, maximal eine Ebene tiefer einsteigen, sonst wird das nix.

  24. @ Falk

    Zitat:
    „Im übrigen habe ich Bernie geschreiben und WOLLTE von Ihnen garkeine Antwort mehr haben!!“

    Ihnen ist schon klar, dass ein Blog ein OFFENES Diskussionsforum ist und kein Streichelzoo bei dem sie nur Antworten erhalten die ihnen schmecken und auch noch von wem sie wollen.

    Wer mit Gegenwind nicht klar kommt darf das Haus nicht verlassen.

    Erinnert micht etwas an „Bynaus“ < entschuldigung wenn ich den Namen falsch schreibe, der wohl auch unangenehm von kritischen Antworten getroffen wurde.

    Kleiner Tipp wenn einem auf der Autobahn alle entgegenfahren sind das dann alles Geisterfahrer oder ist man möglicherweise selbst falsch abgebogen.

    Wer einen rationalen fundierten Standpunkt hat dürfte doch eigentlich keine Angst davor haben sich mit seinen Kritikern an einen Tisch zu setzen aber gleich mit Zensur zu reagieren diskreditiert doch nur die eigene Position.

    Gruß

  25. Einen hab ich noch, vielleicht lässt daß den ein oder anderen nachdenklich zurück, wenn er mal wieder so fantastische Ankündigungsberichte in den allgemeinen Medien liest.

    Der per Grafik dargestellte Prototyp eines Überschalltransportflugzeugs ist nicht zu Überschallflügen fähig, da sprechen wohlbekannte und ausgeteste physikalische Grundvoraussetzungen gegen.

    1. Van-Triebwerke. Halten kein Überschall aus.
    2. Flügelprofil. Alles aber kein rasiermesserscharfes Überschallprofil
    3. Querschnittsflächenverlauf. Darf für Überschallflüge nur langsam zunehmen und dann wieder abnehmen. Querschnittsverläufe, die starke Sprünge haben mit mehrmaligen positiven und negativen Gradienten sind weder Strömungsmechanisch noch von der Strukturstabilität zu beherschen. https://de.wikipedia.org/wiki/Flächenregel

    Aber der Autor des Artikels hatte ja auch ausdrücklich darauf hingewiesen, daß es wahrscheinlich um Putin’sche Propaganda geht…..

    Achja. Nurflügler und Überschall? Oh,Oh
    Aber da wir ja ne 50 m lange Rakete dranschnallen haben wir ja zum Glück wieder eine konventionelle Struktur.

    Der andere Bernd

  26. Also, wenn man die SR-71 und die XB-70 „Yalkrie“ sieht, dann gibts echte Probleme mehr als Mach 3 und 30 km Höhe zu erreichen.
    Die X-15 war auch mehr Rakete als Flugzeug….

    Da hätte ich einen total blödsinnigen Vorschlag:

    Man nehme die Startstufe der Saturn V, klebe ein paar Flügel und ein Fahrwerk dran.
    Dann schraube man vorne dran eine Mannschaftskabine und starte das ganze.

    Entweder machts sofort bumm oder das ganze endet in 60 km Höhe als geschmolzener Eisenklumpen.

    So oder so ähnlich sind wohl die technischen Ergebnisse eines horizontal startenden, ein- oder zweistufigen, Wiederverwendbaren Raumfahrzeugs mit den heutigen technischen Möglichkeiten und den physikalischen Bedingungen unserer Atmosphäre.

    Das wird wohl wirklich Science Fiction bleiben.

  27. Also ihr könnt ja auf Falk rumhauen wie ihr wollt, und die ganzen Kommentare durchzulesen ist mir definitiv zu viel, aber allein in Bernds Blogeintrag steht schon auch ganz schön viel Unsinn drin – z. B. dass die SR71 Mach 3 nur ohne Nutzlast erreichen würde….mal ganz zu schweigen davon, beim Nutzlast/Abfluggewichtsverhältnis von Concorde & Co die Reichweite völlig zu unterschlagen….und so weiter. Achja und dann sollte man auch nicht vergessen, dass eine erste Stufe ein Raumfahrzeug nicht zwingend bis auf Mach 10 beschleunigen muss.

    Out-of-the-box thinking scheint hier nicht weit verbreitet zu sein.

    Grüße von jemand, der sich mit Flugzeugen auskennt.

  28. Ach ja? Die SR-71 habe ich bei der Nutzlast nicht erwähnt sondern mir die Nutzlast bei schnellen Jagdflugzeugen wie der MIG-25 angeschaut und die erreicht mit 2000 kg Zuladung keine Mach 3 mehr. (Und wenn Du nun kommst, die würde ja außen hängen und so Luftwiderstand verursachen – das würde eine Oberstufe auch tun).

    Du kannst bei der Concorde auch gerne den Treibstoffverbauch pro Kilometer als Maß nehmen. Jedes Maß hat Vor und Nachteile so wird man bei der Concorde den eingesparten Treibstoff bei Kurzstrecken nicht als Fracht zuladen können. Das ginge dagegen bei den Unterschallschnellen Flugzeugen.

  29. Bei dem Argument mit der Reichweite muß ich dir recht geben. Eine Startstufe für Trägerraketen braucht keine interkontinentale Reichweite, sie muß nur die Nutzlast auf eine bestimmte Höhe bringen und danach zu einem Flugplatz zurückfliegen. Notfalls muß das noch nicht mal der Startplatz sein. Dadurch wird viel Treibstoff eingespart, was der Nutzlast zugute kommt.

    Andererseits: Mit der verfügbaren Technik wird nicht viel mehr als Mach 3 möglich sein. An schnelleren Geräten mit luftatmenden Triebwerken wird schon seit Jahrzehnten geforscht, bisher mit sehr mäßigem Erfolg. Von der Verfügbarkeit ist diese Technik ungefähr vergleichbar mit dem Warpantrieb.

    Noch ein Problem wurde in der Diskussion nicht angesprochen: Selbst verfügbare, funktionierende Technik muß nicht unbedingt preiswerter sein. Siehe Space Shuttle, Buran, Concorde oder Tu-144. Keine Papiertieger, sondern Geräte die wirklich geflogen sind. Nur eben wegen zu hohen Kosten eingestellt.

  30. Leute, echt.
    Von Raketen mögt ihr Ahnung haben, aber bei Flugzeugen herrscht echt Nachholbedarf.

    1. Es gibt keine Mach 3 schnellen Jagdflugzeuge, sondern nur eins: Die MIG-25 (ok, zähl die YF-12 dazu, die war aber ne A-12/SR71 Variante)
    2. Es gibt nur sehr wenige Überschallflugzeuge (Concorde, A-12/SR-71, MIG-25, XB-70, Tu-144, B-58). Alles andere sind und waren Unterschallflugzeuge, die so entworfen sind, dass sie auch mal kurz Überschall können, aber nicht besonders effizient. (Mein Lieblingsbeispiel die F14 aus TopGun: Trägerstart, steigen, abfangen mit M2, Tank leer -> insgesamt 15min.)
    3. Die A12/SR-71 ist eine Entwicklung der 60er Jahre. Allein was die Temperaturbeständigkeit von Materialien angeht, ist sie voll veraltet, die Concorde (die selbst schon über 40 Jahre alt ist), war schon viel besser.
    4. Kombitriebwerke sind kein fancy new stuff, sondern die A12/SR71 hatte schon eins (Turbofan kombiniert mit Staustrahl; im Reiseflug lief die Turbine quasi im Leerlauf)
    5. Selbstverständlich kann man den eingesparten Treibstoff als Nutzlast mit draufpacken. Schonmal ein Nutzlast-Reichweiten-Diagramm gesehen?
    6. Alternativ kann man das Abfluggewicht reduzieren.
    7. Somit kommt deine Concorde im Nutzlast/Abfluggewicht Verhältnis von 1:9 (dein Wert) auf 1:7 bis 1:5, je nachdem wieviel Strukturgewichtsreduktion man einrechnet (schließlich muss der airframe nicht mehr das ehemalige MTOW tragen). Die SR-71 läge etwa bei 1:6. Moderne Airliner kommen auf ca. 1:2.6 bei immer noch 1000nm Reichweite.

    Gemäß belastbaren Studien ist der Vorteil einer luftatmenden Oberstufe weniger die erzielbare Endgeschwindigkeit, sondern die erreichbare Höhe (von den anderen Vorteilen mal angesehen). Demnach ist der Vergleich mit den Überschallflugzeugen ohnehin uninteressant. So machens auch alle, die bisher was komerziell in die Luft zu bringen versucht haben (OSC, Scaled, etc.).

    Den Sinn des Ganzen überlasse ich euch, vermutlich könnt ihr die Raketenseite besser beurteilen. Ausserdem ist mir für Sinndiskussionen meine Zeit zu schade 😉

  31. Schön, das sich ein Luftfahrteperte einschaltet.
    Der könnte mir ein paar Fragen beantworten. Schätzwerte reichen, will gar keine genauen berechnungen.
    Zu Punkt 3:
    Ja, die Concorde ist vom Erstflug ein Jahrzehnt jünger. Der Entwicklungstart ist aber auch in den 50igern.
    Was ist der riesige Fortschritt, daß die Concorde mit knapp 2200 km/h Reisegeschwindigkeit mit einer passiven Kühlung auskam, die SR71 mit immerhin mehr als 1000 km/h höherer Reisegeschwindigkeit aber aktiv gekühlt werden musste. Und wie hätte die Kühlung bei einer Concorde mit Mach 3 ausgesehen?
    Immerhin erhöht sich die einwirkende Energie der Reibungshitze im Bereich Mach 1 bis Mach 3 quadratisch.
    Zu Punkt 5 bis 7:
    Wie sähe ein Flugprofil für ein Trägerflugzeug aus? Sinn ist ja, die Höhe durch den Auftrieb der Tragflächen, nicht durch die (Hub-)Leistung der Triebwerke zu erreichen. Ausserdem brauchen wir ja Ballastmasse, i.d.R. Treibstoff, um die Dynamische Auftriebsschwerpunktverlagerung durch umpumpen ausgleichen zu können. (und ich meine hier die Zeit zum umpumpen, nicht den Treibstoff als Energiequelle selbst).
    Mit anderen Worten: Sowohl Concorde wie SR71 haben für ihre ca 7000 km Reichweite ca 110 bis 120 % Treibstoff im Verhältniss zur Leermasse dabei. Bis zum Maximum TakeOff Weight blieben dann noch 15% bis 20 % als Nutzlast übrig.
    Bei welcher Treibstoffmenge würden wir ca. auskommen oder wie lang wäre die Flugzeit um 30 Km Gipfelhöhe und Mach 3 zu erreichen plus Reserve um sicher zu einem Flugplatz zurück zu kommen (Mit Nutzlast, es kann ja mal was schief gehen.)

    Allgemein muss ich aber sagen, daß mir deine Aussagen bestätigen, daß eine 1. Stufe mit luftatmenden Triebwerken und Tragflächen sicherlich möglich ist, es aber gegenüber einer Rückstossstufe im Schwerlastbereich nur Nachteile bringt. (Wir müssen aus 30 km Höhe und dreieinhalb Tausend Km/h ja immer noch auf 200 Km Höhe und 27000 Km/h kommen, Scaled Composites WEIS, daß sie mit ihrem Konzept niemals Orbitalgeschwindigkeit erreichen können.)
    Das ist das, was nach dem Out-off-the-Box-denken kommt 😉

    Der andere Bernd

  32. Luftatmende Triebwerke (und damit meine ich Jet, RAMjet, SCRAMjet) haben allesamt das Problem, dass der Wirkungsgrad mit steigender Geschwindigkeit schnell abnimmt. Reine Jet-Triebwerke ohne Fan haben zwar ihr Optimum im Bereich von Mach 1,X oder gar im Bereich von Mach 2,0X oder 2,1X wie bei der Concorde. Aber darüber wird es dann sehr schnell sehr bitter. Grund ist, dass mit zunehmender Geschwindigkeit immer mehr kinetische Energie im einlaufenden Luftstrom steckt. Ein erheblicher Teil dieser kinetischen Energie wird durch Strömungswiderstände im Triebwerk in Wärme umgewandelt, die in der Düse dann nur zum Teil wieder in kinetische Energie rückverwandelt wird. Der andere Teil der kinetischen Energie der einströmenden Luft ist im Triebwerk in Wärme verwandelt worden und heizt damit nur das Abgas.

    Hinzu kommen die bekannten thermodynamischen Probleme. Für hohen Wirkungsgrad muss die Luft im Triebwerk stark komprimiert werden. Doch damit hat man dann schon VOR der Brennkammer hohe Temperaturen, und nach der Brennkammer möglicherweise zu hohe. Beispiel: Umgebungsdruck 0,1 Bar (das ist wohl die Flughöhe der Concorde), Lufttemperatur -53 °C, Verdichtung 1:50:

    http://www.wolframalpha.com/input/?i=adiabatic compression&f1=10000 Pa&f=AdiabaticProcess.pi\u005f10000 Pa&f2=1 m^3&f=AdiabaticProcess.Vi\u005f1 m^3&f3=220 K&f=AdiabaticProcess.Ti\u005f220 K&f4=0.02 m^3&f=AdiabaticProcess.Vf_0.02 m^3&f5=1.4&f=AdiabaticProcess.gamma\u005f1.4

    Nach der Kompression ist die Luft dann 779 °C heiß und hat 24 Bar Druck. Mit 24 Bar Druck hat die Düse aber ein schlechtes Expansionsverhältnis und damit beim Start in dichter Atmosphäre nur geringen Schub. Eigentlich will man den 5 bis 10-fachen Druck, und entsprechend wird die Luft dann noch heißer. Schon VOR der Brennkammer!

    Diese Probleme gelten für Jet-Triebwerke und RAMjets gleichermaßen. RAMjets sind zwar konstruktiv einfacher, aber die thermodynamischen Gesetze und die Strömungsgesetze gelten auch für diesen. Insbesondere sorgt die in RAMjets ablaufende Kompression via Schockwelle dafür, dass recht viel der Energie der einströmenden Luft in Wärme gewandelt wird…

    Scramjets sind etwas besser, da die einströmende Luft weniger gebremst wird. Auch Scramjets müssen aber spätestens auf Höhe der Brennkammer für extreme Verwirbelung sorgen, damit sich überhaupt Treibstoff und Luft schnell genug mischen… Auch dort geht also viel Strömungsenergie verloren.

    Es gibt wohl einen Trick das Hitzedilemma der einströmenden Luft zu lösen, bisher freilich nur auf dem Papier: Extreme Ladeluftkühlung! Das Sabre-Kombitriebwerk (Jet, RAMjet und Rakete in einem!) kühlt die einströmende Luft hinter einem „moderaten“ RAMjet-Verdichter auf -150 °C ab, und verwendet dann eine konventionelle Jet-Turbine zur weiteren Verdichtung. Die der Luft entnommene Wärmeenergie wird dem Treibstoff (kryogener Wasserstoff) zugeführt. Zusätzlich wird die Temperaturdifferenz zwischen einströmender Luft und dem Wasserstoff-Treibstoff genutzt, um die mechanische Energie für den Betrieb der Luftturbine und der Treibstoff-Turbopumpe zu gewinnen. Bei Unterschall (da wirkt der Ramjet nicht, die einströmende Luft ist also „kalt“) und im Raketenmodus liefert ein Preburner zusätzliche Energie.

    Zu den zwei genannten Turbopumpen (eine für die einströmende Luft, eine für den Treibstoff) kommen aber noch zwei weitere hinzu: Eine für den kryogenen Sauerstoff (nur während der Betriebsart als Raketentriebwerk verwendet) und eine für das Helium, das als Arbeitsgas verwendet wird. Und dann gibt es noch vier Wärmetauscher: Einer für die genannte Ladeluftkühlung mit Helium (das ist der größte und kritischste für das Gesamtsystem), einer für die Kühlung des Heliums mit dem Wasserstoff-Treibstoff, einer für die Aufheizung des Heliums nach dem Vorverbrenner und einer für die Kühlung von Brennkammer und Düse.

    „Einfach“ ist das alles nicht. Gegenüber anderen luftatmenden Triebwerken hat Sabre aber den Vorteil, dass die einströmende Luft durch die initiale Ladeluftkühlung stark an Volumen verliert (bei unverändertem Druck!) und dank der Ladeluftkühlung auch viel höhere Betriebsdrücke (140 Bar vor der Brennkammer!) möglich sind als bei herkömmlichen Triebwerken, was die Geometrie dann nochmal verkleinert. Da der Wasserstoff, der die Wärmeenergie der Luft übernommen hat, sehr heiß eingespritzt wird, hat man in der Brennkammer und dahinter sicher ein Temperaturproblem, aber eine kleine Brennkammer lässt sich wohl besser kühlen als eine große…

    Im Ergebnis soll Sabre bis Mach 5,5 Luft atmen, dann wird auf den reinen Raketenmodus umgeschaltet. Aber bisher gibt es die meisten Komponenten von Sabre nur auf dem Papier, und von dem Haupt-Wärmetauscher eine Demonstrationseinheit.

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