Die (fast) reine Feststoffrakete

Ich habe es im Blog sicher schon mal erwähnt, doch mit der Möglichkeit die Aufstiegsbahn genau durchzurechnen mit genaueren Resultaten, heute erneut das Konzept der reinen Feststoffrakete, und zwar als Trägerfamilie.

Reine Feststoffraketen sind an sich nichts neues. Die Scout hatte ihren Erstflug schon in den frühen Sechziger Jahren. Sie blieb lange Zeit auch die einzige ihrer Art. Inzwischen gibt es einige mehr: Die Pegasus, Vega, einige chinesische Feststoffraketen, die in den letzten Jahren ihren ersten Einsatz hatten, die japanische Epsilon die an die lange Tradition der Feststoffträger Japans anknüpft. In den USA gab es auch einige die aber nicht mehr aktuell sind, sprich seit Jahren keinen Start mehr hatten wie die Taurus und Athena. Von der Minotaur hört man auch recht wenig.

Das Konzept der Bündelrakete gab es schon mal mit der Conestoga die aus Bündeln von Castor IV Boostern bestand, mit einer PAM-D2 als letzter Stufe. In gewisser Weise war auch der frühe Ariane 6 Entwurf so eine Abwandlung des Konzepts, wenn auch nicht als reine Feststoffrakete.

Ich möchte mal diskutieren ob es sinnvoll ist eine Rakete nur aus Feststoffraketen aufzubauen.

Es soll das Konzept einer reinen Bündelrakete sein, mit nur einem Feststoffbooster, später werde ich noch zeigen, was man mit zwei Boostertypen anstellen könnte.

Fangen wir mit den Vor- und Nachteilen von Feststoffraketen an:

Pro

  • Feststoffraketen sind im Verhältnis zur Masse relativ preiswert, bei der Ariane 6 sollen vier P120 Booster 29,44 Millionen Euro kosten, eine Zentralstufe 38.08 Millionen Euro. Selbst wenn man den Preisvorteil durch höhere Produktionszahlen (man benötigt vier Booster pro Ariane 64, aber nur eine EPC) und die etwas höhere Masse der Zentralstufe berücksichtigt wird klar, dass sie etwa viermal billiger als die Zentralstufe sind. Das liegt am viel einfacheren Aufbau. Damit sind sie aber auch für eine Massenfertigung besser geeignet. Viele Vorgänge wie das Aufwickeln der Gehäuse aus Kohlefasern sind automatisierbar.
  • Feststoffraketen erreichen hohe Schübe ohne Mehrkosten: Der Schub einer Rakete hängt von Düsenquerschnitt und Brennkammerdruck ab. Bei einem Feststofftriebwerk kann man einfach durch die Verengung oder Erweiterung des Düsenenghalses den Schub vergrößern oder verkleinern. Bei einem Raketentriebwerk, dass flüssige Treibstoffe verbrennt, mus man ein neues Triebwerk konstruieren, das meist auch bei mehr Schub viel teurer ist. Die Brenndauer von Feststofftriebwerken ist in einem breiten Bereich festlegbar. Am unteren Ende liegen Höhenforschungs- und Trennraketen mit wenigen Sekunden Brennzeit, am oberen Booster mit maximal 145 s Brennzeit.
  • Der einfache Aufbau lässt wenige Fehlerquellen zu. Macht man eine Statistik wie viele Fehlstarts es durch Versagen von Feststoffraketen und durch Flüssigraketen gab und setzt das im Verhältnis zu der Zahl der eingesetzten Booster so wird dies sehr deutlich.
  • Bei kleinen Stufenmassen (unter 20 t Startmasse) haben Feststofftriebwerke eine geringere Strukturmasse als Stufen mit mittelenergetischen flüssigen Treibstoffen. Bei hochenergetischen Treibstoffen gilt das auch für große Stufen.

Kontra

  • Feststofftriebwerke sind nur schwer steuerbar. Sie sind insbesondere nicht vorzeitig abschaltbar und wiederzündbar. Das hat Folgen für den Einsatz. Höhere Umlaufbahnen sind nur mit direktem Aufstieg und Freiflugphasen erreichbar, was die Nutzlast deutlich absenkt.
  • Gegenüber großen Stufen ist die Strukturmasse hoch. Das ist ein Nachteil, wenn man große Raketen konstruieren will.
  • Der spezifische Impuls ist geringer als bei mittelenergetischen flüssigen Treibstoffen.
  • Der Abbrand von Feststofftriebwerken verläuft nicht so gleichmäßig wie bei flüssigen Treibstoffen. Sie erzeugen damit sehr hohe Spitzenwerte bei den Vibrationen. Diese machen aufwendige Maßnahmen zur Reduktion in den Stufen/Nutzlastadaptern nötig und machen flüssige Stufen, die auf Feststofftriebwerken sitzen relativ schwer.

Fasst man alle Punkte zusammen, so verwundert es nicht, das bisher Feststoffrakete vor allem kleine Raketen sind.

Man kann einen Kontrapunkt aber ausgleichen: Das ist die fehlende Regelungsmöglichkeit einer Feststoffrakete. Es gibt zwei Möglichkeiten dies auszugleichen. Die alte, simple Methode ist es, eine Freiflugphase einzulegen. Diese ist bei allen Feststoffraketen notwendig, da die gesamte Brenndauer so kurz ist, dass sonst die letzte Stufe in einer viel zu geringen Höhe Brennschluss hätte, mit der Folge, dass das Perigäum so niedrig wäre, dass ein Satellit es entweder schnell selbst anheben muss oder er verglüht wieder. Hohe kreisförmige Bahnen sind so aber nur zu erreichen, wenn man einen weiteren Feststoffantrieb passend zur Nutzlast zur Zirkulation hat. Trotzdem klappte das – bis in die Achtziger Jahren wurden Kommunikationssatelliten von der Delta mit einem Feststoffantrieb vom LEO in den GTO gebracht und dann die Bahn mit einem weiteren Feststoffantrieb zirkuliert. Nah dem gleichen Prinzip arbeitete auch die IUS.

Eine flexiblere Methode ist aber eine kleine Stufe mit flüssigen Treibstoffen, die zumindest optional bei vielen Feststoffraketen verfügbar ist. Ist sie rein druckgefördert, so schlägt man sogar zwei Fliegen mit einer Klappe – die Tanks müssen sowieso schwer sein, um die Vibrationen auszuhalten. Drucktanks sind aber eh schwer. Druckgeförderte Triebwerke sind zudem sehr einfach im Aufbau mit ebenfalls wenigen Fehlermöglichkeiten, haben aber lange Brennzeiten, machen so eventuell die Freiflugphase unnötig oder verkürzen sie und sie können erneut gezündet werden, um Bahnen zu zirkularisieren.

Ein Vorteil eines Feststoffantriebs ist das sein Schub und damit gekoppelt seine Brenndauer in weiten Grenzen frei justiert werden können. Das lässt fast beliebige Clusterungen zu, während das bei flüssigen Triebwerken dies finanziell und durch den Aufwand für Entwicklung und Produktion großer Triebwerke es Grenzen gibt. Man kann Raketen bauen, wie die Taurus bei der eine Stufe als erste und zweite Stufe eingesetzt wird – wenn die Brennzeit unter 90 s liegt, liefern die meisten Feststoffraketen genügend Schub um das Dreifache ihres eigenen Gewichtes anzuheben. Das reicht für dieselbe Stufe als zweite Stufe und Nutzlast bei einer erträglichen Anfangsbeschleunigung.

Ich habe mich für mein Beispiel für den Vega-C Booster P120C entschieden, der in der Brennzeit etwas höher liegt aber immer noch eine Stufung 2:1 ermöglicht.

Eine Bündelrakete würde wahrscheinlich nicht als übereinander gestufte Rakete realisiert werden, obwohl das auch möglich ist, sondern in konzentrischen Ringen. Bei gleichem Durchmesser aller Stufen gibt es folgende einfache geometrische Zusammenhänge:

  • Zentralstufe: 1 Stufe
  • 1 Ring: 6 Stufen (2*π)
  • 2 Ring 12 Stufen (4*π)
  • 3 Ring 18 Stufen (6*π)

Ich nehme nur zwei Ringe. Man muss aber nicht alle Positionen nutzen. Eine meiner Raketen ist z.B. die „1:4:14“. Das ist so zu lesen:

  • 1 Stufe im Zentrum als dritte Stufe.
  • 4 Stufen umgeben diese als zweite Stufe.
  • 2 Stufen umgeben diese als Teil der dritten Stufe.
  • 12 Stufen umgeben den ersten Ring als Teil der dritten Stufe.

Bei schwenkbaren Düsen sind auch nicht achsen- oder punktsymmetrische Anordnungen möglich, wie man beim Space Shuttle und der Atlas 501 sieht. Ich habe darauf verzichtet.

Weitere Variationsmöglichkeiten gäbe es noch in der vertikalen Anordnung. So wäre eine 1:6:19 so denkbar:

  • 19 Stufen bilden zwei Ringe um eine Zentralstufe als erste Stufe.
  • 6 Stufen auf dem ersten Ring bilden die zweite Stufe.
  • 1 Stufe auf der Zentralstufe bildet die dritte Stufe.

Wie man sieht gibt es unzählige Variationen. Ich will aber nur einige vorstellen.

Raketendaten

Hier die wesentlichen Daten des P120C:

Parameter Wert
Durchmesser: 3,40 m
Länge: 13,38 m (ohne aerodynamische Abdeckung)
Startmasse: 155.027 kg (ohne aerodynamische Abdeckung)
Trockenmasse: 13.393 kg (ohne aerodynamische Abdeckung)
Spezifischer Impuls (Vakuum) 2736 m/s
Brennzeit: 135,7 s

Zur Erklärung: Der P120C wurde gewählt, weil er zum einen den aktuellen Stand der Technik darstellt, Eine weitere positive Eigenschaft ist, das er relativ breit und kurz ist. Das ermöglicht es eine relativ große flüssige Oberstufe zu integrieren und gibt bei größeren Nutzlasten kleinere Sprünge im Durchmesser bei den dann nötigen großvolumigen Nutzlastverkleidung. Die lange Brennzeit erlaubt es auch ohne Freiflugphase auszukommen die eine weitere Variante bei der Berechnung darstellt.

Der angenehme Nebeneffekt ist aber das seine Kosten bekannt sind und damit eine Kostenschätzung besser möglich sind.

Man benötigt dann noch eine aerodynamische Verkleidung, zumindest bei den Stufen, die nur parallel gebündelt werden. Bei den ersten Ariane 6 Entwürfen wurde deren Masse mit 750 kg angegeben.

Für die „letzte Meile“ in den Orbit bzw. zur Bahnzirkularisierung habe ich noch eine dritte Stufe konstruiert, die sich an die Ariane 5 EPS anlehnt. Bei kugelförmigen Tanks für NTO und MMH von 1,20 m Durchmesser bleibt 1 m in der Mitte frei für das Triebwerk, ich habe das Aestus ausgesucht. Bei Bedarf könnte man auch einen zweiten Ring einziehen. Es ergibt sich bei den bekannten Dichten der Treibstoffe dann eine Zuladung von 4,19 t Treibstoff. Ich habe 4,1 t genommen, da noch Platz für das Druckgas genommen. Als Trockenmasse habe ich mich an der Trockenmasse der Delta-Oberstufe mit ähnlicher Treibstoffzuladung orientiert. Dazu käme noch eine VEB, ich habe hier die Vega VEB angesetzt, die wie diese Stufe einen integrierten Antrieb hat, das senkt die Strukturmasse deutlich ab.

Parameter Wert (ein/ zwei Ringe von Treibstofftanks)
Durchmesser: 3,40 m
Länge: 2,0 m / 3,3 m
Startmasse: 5.500 kg / 10.000 kg
Trockenmasse: 1.400 kg / 1.800 kg
Spezifischer Impuls (Vakuum) 3187 m/s
Brennzeit: 455,3 s / 910,6 s

Es kann sich noch lohnen einen weiteren Antrieb einzusetzen, vor allem wenn die Nutzlast klein ist, denn das Antriebsmodul hat doch begrenzte Korrekturfähigkeiten. Ich habe darüber nachgedacht, den Z40 oder Z9A zusätzlich hinzugenommen, mich aber dagegen ausgesprochen. Mit zwei Ringen kann man auch das Antriebsmodul auf mehr Treibstoff aufrüsten und dies so aufwerten. Zudem steigt dann die Zahl der Varianten noch weiter an.

Kostenabschätzung

Die Kosten des P120C sind bekannt: 7,36 Millionen Euro pro Stück bei einer Produktionsrate von 26 pro Jahr (sechs Ariane 64 und zwei Vega-C pro Jahr). Für höhere Stückzahlen setze ich die die Lernkurve an, bei der die Kosten von n Stück n0,75 entsprechen.

Schwerer ist die Bezifferung der Kosten für ein Triebwerksmodul. Da es VEB, Nutzlastverkleidung und Antrieb enthält wird es teurer sein. Ich habe 15 Millionen € angesetzt. Bei Ariane 64 kostet die VEB mit Nutzlastverkleidung 13,22 Millionen € bei 6 Stück/Jahr.

Noch schwerer ist es die Kosten des Starts zu beziffern da diese stark abhängig von der Frequenz sind. Bei der Vega wurden 7 Millionen € bei 32 Millionen € Gesamtkosten genannt (22 %). Eine ESA-Broschüre weist dagegen 38 % Kosten für alle Services außer der Herstellung aus und bei der Ariane 5 sind es 22 von 180 Millionen Euro also 12,2 %. Je größer also die Rakete und je öfters sie fliegt desto kleiner sind die anteiligen Kosten. Ich habe daher 15 % angenommen, da die Bündelrakete alle Typen ersetzen soll.

Nutzlasten

Hier zuerst eine Tabelle der Maximalnutzlasten in LEO und GTO

Typ Nutzlast LEO Nutzlast GEO
2:1 kleine VEB 5,0 t 800 kg
2:1 große VEB 8,0 t 2,3 t
3:1 kleine VEB 10,0 t 2,1 t
3:1 große VEB 11,3 t 3,7 t
4:1 kleine VEB 14,7 t 3 t
4:1 große VEB   4,5 t
6:1 kleine VEB 19,3 t 4,7 t
6:1 große VEB   6,3 t
14:4:1 kleine VEB 68 t 20 t
19:6:1 große VEB 87 t 29,6 t

Kostenabschätzung pro Start

Geht man von der aktuellen Startrate von Ariane, Sojus und Vega aus, so käme man auf folgende Stückzahlen (Einzelstarts)

  • 7 x 2:1
  • 7 x 4:1
  • 7 x 6:1

Das führt zu 105 Boostern pro Jahr und 21 VEB/Antriebsmodule

Für einen Booster reduziert das die kosten auf 5,2 Millionen Euro pro Stück. Die VEB-Kosten reduzieren sich wegen der höheren Stückzahl auch auf 11,4 Millionen Euro. Dazu kamen dann noch die 15 % für die Stardurchführung. Das wären dann folgende Preise:

Typ Nutzlast LEO Nutzlast GEO Startkosten
2:1 kleine VEB (Vega-Ersatz) 5,0 t 800 kg 31 Mill. Euro
2:1 große VEB (Sojus-Ersatz) 8,0 t 2,3 t 32 Mill. Euro
3:1 große VEB (Ariane 5 kleine Satelliten) 11,3 t 3,7 t 38 Mill. Euro
4:1 große VEB (Ariane 5 mittlere Satelliten)   4,5 t 44 Mill. Euro
6:1 große VEB (Ariane 5 große Satelliten)   6,3 t 56 Mill. Euro

Wie nicht anders zu erwarten wird die Rakete immer billiger je größer sie wird. Ein Doppelstart einer Ariane 64 soll 120 Millionen Euro kosten bei 12 t Nutzlast, wobei davon noch die Masse der Sylda abgeht. Das entspricht zwei Einzelstarts von 4,5 und 6,3 t und Kosten von 100 Millionen Euro, also etwas günstiger. Der Sojus Ersatz wäre schon deutlich günstiger (Sojus: 70 Mill. Euro) und bei der Vega wäre es im Preis etwa gleich (32 Mill. Euro, aber mit höherer Nutzlast bei der Bündelrakete). Was aber wichtiger wäre – es gäbe mehr Flexibilität. Es gäbe auch eine Version für kleine und kleinste GEO-Satelliten. Man wäre nicht darauf angewiesen diese gut zu „paaren“. Letztendlich würden auch die Startkosten sinken, denn der hohe Prozentsatz beruht ja auf derzeit 13 Starts pro Jahr. Ein guter Teil nämlich die Kosten für das CSG sind aber fix. Bei 21 Starts pro Jahr sind dass dann weniger pro Start.

Weitere Variationsmöglichkeiten gibt es durch die Hinzunahme einer weiteren Stufe, vor allem bei den kleinen Versionen, wo die 13,3 t Leermasse der letzten Stufe die fast Orbitalgeschwindigkeit erreicht, dann viel am Gesamtgewicht ausmachen. Ich habe nicht alles ausrechnet für die kleinste Version:

Typ Nutzlast LEO Nutzlast GEO Kosten
2:1 große VEB 5,0 t 2,3 t 32 Mill. Euro
2:1 große VEB + Zefiro 40 9,7 t 3,6 t 37 Mill. Euro
3:1 große VEB 11,3 t 3,7 t 38 Mill. Euro

Die kosten des Zefiro 40 habe ich mit 5 Millionen Euro angesetzt. Feststofftriebwerke werden mit kleinerer Größe nicht viel billiger und die Stückzahl pro Jahr dürfte als reiner Vegaantrieb ist kleiner als beim P120C.Wie der Vergleich, mit der 3:1 Version zeigt, ist die Hinzunahme zwar nicht billiger als die nächstgrößere Version, sie würde aber eine weitere Option für Zwischengrößen z.B. Satelliten zwischen 4,5 und 6,3 t Masse ober über 6,3 t Masse in den GTO eröffnen.

Resümee

Europa könnte mit einem flüssigen Modul und einem bis zwei Feststofftriebwerken drei Raketen mit dreizehn Stufen ersetzen, bei mehr Flexibilität, tendenziell kleineren Kosten und der Möglichkeit (zumindest im Prinzip beliebig große Raketen zu bauen – mit drei Ringen kommt man in den Nutzlastbereich einer Saturn V. Die Version 37:14:4:1 transportiert 47 t zum Mond – bei geschätzten 330 Mill. Euro pro Start.

2 thoughts on “Die (fast) reine Feststoffrakete

  1. Es ist verwunderlich, dass es noch keine militärische Nutzung der VEGA Booster gibt. Die Ariane 5 Booster sind in den aktuellen franz. Atomraketen eingesetzt.
    Durch eine mil. Nutzung würde die Stückzahl weiter steigen und der Preis sinken.

    1. Das halte ich für ein Gerücht. Ich habe davon nichts gehört und es macht keinen Sinn, alle militärischen Feststoffraketen sind um den Faktor 4-10 leichter. Daneben wird außer in Russland seit Jahrzehnten nichts neues mehr bei den ICBM entwickelt und abgerüstet.

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