Mit dem Thema hat sich der Autor schon mehrfach beschäftigt, aber immer mit Hardware von SpaceX selbst, also den Super‑Dracos, Merlins oder Raptoren. Wenn nun alle anderen Raumfahrtfirmen pleitegehen, wenn das Starship V4 nach 321 Testflügen endlich 2051 in Betrieb geht, dann müssen diese Firmen nach einem neuen Geschäftsmodell Ausschau halten. Da das Starship nur den LEO erreicht und auf Auftanken für andere Missionen setzt, wäre für Kunden, die dies nicht wollen, eine Oberstufe eine Alternative.
Die Anforderungen
Die Nutzlastsektion des Starships ist im Verhältnis zur Raketengröße recht kurz. Die Abbildung aus dem Manual zeigt dies. Alle folgenden Angaben beziehen sich auf den für die Nutzlast zur Verfügung stehenden Durchmesser der ist immer kleiner als der Außendurchmesser, typisch 80-100 cm weniger. Die Konstruktion besteht unten aus einer zylinderförmigen Sektion mit 8 m Durchmesser, gefolgt von einer Rotationsparabel bis in 17,24 m Höhe, bei einem dortigen Restdurchmesser von 3,60 m. Vergleicht man diese Maße mit den im Durchmesser kleineren Verkleidungen von Vulcan oder Ariane 6, so wird deren Zylinderaußendurchmesser von 4,60 m erst in etwa 15 m Höhe erreicht. Gemessen am Volumen (rund 600 m³) ist die Nutzlastsektion aber klein verglichen mit 100 oder gar 200 t Nutzlastkapazität.
Im Users Guide wird eine Verlängerung auf 22 m angekündigt, bisher fliegt das Starship aber noch mit der kürzeren Verkleidung. Man könnte nun einfach eine vorhandene Stufe hineinpacken, zum Beispiel eine Centaur V der Vulcan. Diese Oberstufe hat 12,80 m Länge bei maximal 5,40 m Außendurchmesser. Die Centaur V passt in die Nutzlastsektion hinein, denn 5,40 m Durchmesser werden erst in 13,7 m Höhe unterschritten. Für eine Nutzlast, die für die Vulcan ausgelegt ist (4,60 m nutzbarer Durchmesser), bleiben dann aber nur noch 2,20 m Höhe. Das ist zu wenig.
Mit einer Verlängerung um 4,8 m auf 22 m Länge der Starship‑Verkleidung wäre das eine Option, aber es ginge durchaus besser.
Eine kompakte Stufe
Will man eine Stufe kompakt bauen, so sollte man den Durchmesser maximal nutzen. Der Autor geht im Folgenden von einer LOX/LH2‑Stufe mit einem Mischungsverhältnis von 6:1 aus. Für diese Treibstoffkombination gibt es mehrere Gründe:
- In den USA, der EU und Japan existieren nur Oberstufen (außer SpaceX), die diesen Treibstoff nutzen.
- LOX/LH2 liefert den höchsten spezifischen Impuls und damit die höchste Nutzlastkapazität.
- Das Tankvolumen und damit der benötigte Platz ist bei dieser Kombination dreimal größer als bei LOX/RP‑1 und viermal größer als bei lagerfähigen Treibstoffen. Alle anderen Kombinationen sind also einfacher umzusetzen.
Ein Zylindertank wäre technisch zwar möglich, aber eine schlechte Idee. Wenn der Autor als Extrem annimmt, dass die Stufe 70 t Treibstoff mitführt (60 t LH2 und 10 t LOX), so wären bei 8 m Durchmesser die Tanks nur 1,06 m (Sauerstoff) und 2,91 m (Wasserstoff) hoch. Das ergibt ein ungünstiges Oberflächen‑/Volumenverhältnis (128 m² und 174 m²). Neben der hohen Masse durch die große Tankwandfläche käme zusätzliches Gewicht durch Blenden im Tank hinzu, die das Schwappen verhindern. Wer einmal einen Teller und ein Glas auf einem Tablett balanciert hat, weiß: Das Schwappen ist umso stärker, je kleiner das Verhältnis von Höhe zu Durchmesser ist. Und 70 t Treibstoff sind bei den heute für Oberstufen verfügbaren Triebwerken schon viel. Bei weniger Treibstoff sieht es noch ungünstiger aus.
Meine Lösung ist es die Treibstoffe in Kugeltanks unterzubringen. Der Wasserstoff hat wegen der geringen Dichte von 0,0684 kg/l die größeren Tanks, fast das dreifache Volumen des Sauerstoffs. Macht man eine Simulation wie gut das Zylindervolumen ausgenützt wird, so bekommt man folgendes Ergebnis:
| Anzahl Tanks | Durchmesser je Tank | Freier Raum im Zentrum | Gesamtvolumen aller Tanks | Flächenausnutzung des Raums |
|---|---|---|---|---|
| 2 | 4,00 m | 0,00 m | 251,3 m³ | 50,0 % |
| 3 | 3,71 m | 0,58 m | 324,3 m³ | 64,5 % |
| 4 | 3,31 m | 1,37 m | 344,2 m³ | 68,5 % |
| 5 | 2,96 m | 2,07 m | 344,0 m³ | 68,4 % |
| 6 | 2,67 m | 2,67 m | 335,1 m³ | 66,7 % |
| 7 | 2,42 m | 3,16 m | 321,9 m³ | 64,1 % |
| 8 | 2,22 m | 3,57 m | 309,6 m³ | 61,6 % |
Die Optionen mit vier und fünf Tanks nutzen das Volumen am besten aus. Fünf Tanks sind etwas besser, weil die Höhe geringer ist und man mehr freien Innenraum (für das Triebwerk) hat. Daher habe ich mit fünf Tanks weitergerechnet, wozu dann noch je fünf LOX‑Tanks mit je 2,11 m Durchmesser kommen. Bei bester Packung haben diese eine Gesamthöhe von 4,38 m (ohne Wandstärken und bei Berührung), praktisch wohl eher 4,50+ m.
In einen Zwischenraum von 2,07 m Durchmesser passen sowohl das amerikanische RL10 wie das europäische Vinci. Wie man an der Abbildung sieht liegen auch in der Mitte keine LOX-Tanks, sodass man die volle Höhe von 4,38 m nutzen kann, das ist höher als jede Einsatzversion dieser beiden Triebwerke die maximal 4,22 m lang sind.
Es geht also technisch. Kommen wir zur Massenbilanz. Die Tankmasse ist relativ einfach zu Berechnen. Bei einem Betriebsdruck von 6 Bar (wie in den Hauptstufen) und 100 % Aufschlag (maximal 60 % benötigt durch die Beschleunigung) erhalte ich folgende Daten:
| @ Al-2195=590 N/mm², 6 Bar, 100 % Wanddickenaufschlag | LH2-Tank | LOX-Tank |
|---|---|---|
| Durchmesser: | 2,96 m | 2,11 m |
| Treibstoff (100 %) | 923 kg | 5612 kg |
| Tankgewicht: | 42 kg | 16 kg |
| Gewicht 5 Tanks | 210 kg | 80 kg |
| Restgase: | 55 kg | 215 kg |
| Brennschlussgewicht: | 252 kg | 295 kg |
| Gesamt: | 547 kg Tank Brennschlussmasse | 31751 kg nutzbarer Treibstoff |
Der Autor geht davon aus, dass in beiden Tanks ein Teil des Treibstoffs am Triebwerk verdampft und als Druckgas zurückgeleitet wird und die Tanks anfangs zu 98 % gefüllt sind. Dazu kommt das Triebwerk mit einer Masse von 233 bis 550 kg je nach Typ. Für die Befestigung und Leitungen zu den Tanks sowie ein Gitterrohrgerüst, das die Tanks fixiert, und einen Satellitenadapter sowie Avionik kann man rund 1.000 kg hinzurechnen, sodass ich von einer Brennschlussmasse von 1,8 bis 2,1 t ausgehe (RL10/Vinci Version).
Diese Stufe ist also durch die Kugeltanks (halbe Wandstärke von Zylindertanks und günstigeres Oberflächen‑/Volumenverhältnis) recht leichtgewichtig. Optimale Zylindertanks (Durchmesser = halbe Länge) wären dreimal schwerer. Zudem belegt die Stufe nur etwa 4,50 m der Höhe und lässt damit noch rund 12 m für die Nutzlast übrig.
Was kann man damit machen?
Ich lasse bei den Betrachtungen die Gravitationsverluste weg und rechne mit dem spezifischen Impuls der aktuellen RL10C-1-1 Generation auf der Vulcan (4452 m/s). Hier die maximalen Nutzlasten für einen Start aus einem 200 km hohen Transferorbit (v=7.784 m/s) mit einer Bahnneigung von 28,5 Grad und maximal 100 t Nutzlast des Starships.
| Bahn | Δv | Nutzlast: | Gesamtmasse |
|---|---|---|---|
| LEO → GTO, 28,5 Grad | 2457 m/s | 41,3 t | 74,8 t |
| LEO → GEO (0 Grad) | 4292 m/s | 17,7 t | 51,3 t |
| LEO → Venus (c3= 9 km²/s²) | 3627 m/s | 23,4 t | 57 t |
| LEO → Mars (c3= 16 km²/s²) | 3930 m/s | 20,5 t | 54,1 t |
| LEO → 100 km Mondorbit | 4246 m/s* | 18,6 t | 51,7 t |
| LEO → Jupiter direkt (c3=90 km²/s²) | 6.748 m/s | 7,1 t | 40,6 t |
| LEO → Saturn direkt (c3=115 km²/s²) | 7.589 m/s | 5,2 t | 38,8 t |
| LEO → Uranus direkt in 10 Jahren (c3=136 km²/s²) | 8.325 m/s | 3,9 t | 37,5 t |
| LEO → Neptun direkt in 10 Jahren (c3=177 km²/s²) | 9,482 m/s | 2,4 t | 36,0 t |
| Maximal | 1700 m/s | 66,4 t | 100 t |
* 1100 m/s Δv für den Mondorbit wie bei Apollo, real meist unter 900 m/s.
Ich habe auch Bahnen aufgenommen, die man heute nicht direkt erreicht, das heißt ohne Swing‑By. Trotzdem ist die Nutzlast hier enorm. Das liegt an dem für eine LH2‑Stufe außergewöhnlich guten Voll‑/Leermasseverhältnis von 18,6. Das ist aber real möglich. Alleine die Tanks wiegen durch die Kugelform rund 600 kg weniger als die optimalsten Zylindertanks (Länge = 2 × Durchmesser). Zudem fehlt die komplette Außenhülle einer normalen Stufe, da sich die Stufe in der Nutzlastverkleidung befindet.
Der letzte Tabellenwert zeigt die maximale Geschwindigkeitsänderung, wenn man die Nutzlast des Starships von 100 t voll ausnutzt. 1.700 m/s würden zum Beispiel ausreichen, eine 4.500 km hohe Kreisbahn oder eine elliptische 200 × 12.500 km Bahn zu erreichen. In der Realität wären die Nutzlasten etwas kleiner, weil die Stufe sehr lange brennt – 1.425 s bei einem RL10 und 804 s bei einem Vinci. Es gibt dadurch Gravitationsverluste durch das Anheben des Perigäums, aber das macht bei diesen großen Nutzlasten praktisch kaum einen Unterschied. Bei hohen Kreisbahnen ist der Aufwand nicht einmal verloren, da man beim Zirkularisieren durch das höhere Perigäum Energie spart.
Keines der Szenarien nutzt die Nutzlast des Starships voll aus. Mit Ausnahme des GTO‑Falls liegen wir unter 60 t Nutzlast, die ein Starship V4 sicher erreichen kann, auch wenn sich nur der bisherige Trend des Anstiegs fortsetzt und nicht die exponentielle Steigerung, die SpaceX ankündigt (SpaceX‑Angaben: 15 t Nutzlast bei V1, 35 t Nutzlast bei V2, 100+ t Nutzlast bei V3, 200+ t Nutzlast bei V4). Bei einer 22 m langen Verkleidung wäre wahrscheinlich noch eine zweite Nutzlast transportierbar, die man dann zuerst im LEO aussetzen könnte. Abzüglich der Länge der Stufe und gerechnet auf 4,60 m Maximaldurchmesser würden für beide Nutzlasten rund 17,50 m Gesamtlänge übrig bleiben, jede einzelne dürfte also 8,75 m hoch sein. So wären Mischtransporte in den LEO und in höherenergetische Bahnen möglich.
Etwas Nutzlast wäre noch gewinnbar, wenn das Starship nicht einen 200 km Orbit einschlägt, sondern einen elliptischen. Also könnten die 30 bis 50 t weniger Nutzlast als die 100 t Sollnutzlast eine Anhebung des Apogäums erlauben. Viel ist es bei einer geschätzten Startmasse des Starships von derzeit sicher über 150 t nicht. In praktisch allen Einsatzszenarien begrenzt der Treibstoffvorrat die Nutzlast. Diesen könnte man durch Einschieben einer zylindrischen Verlängerung erhöhen. Das erhöht dann die Leermasse deutlich und die Brennzeiten steigen weiter an – für zwei RL10 wäre im Zwischenraum aber nicht ausreichend Platz. Ein Vinci mit 90 % höherem Schub wäre dagegen möglich.
Nutzlasten?
Nun, man muss natürlich nicht die Nutzlast voll ausnutzen. Wenn das Starship wirklich so preiswert wird, wie SpaceX es plant, ist das kein Problem. Jenseits der Wunschvorstellung von Musk muss die Firma ja damit rechnen, dass ein Starship mindestens günstiger als die Konkurrenz ist. Sonst würden sie die Falcon 9 nicht ausmustern (ich dachte zuerst, sie müsste auch billiger als die Falcon 9 sein, aber es reicht ja, wenn man günstiger als die Konkurrenz ist; zudem können so Kunden nicht eine Falcon 9 buchen).
Als Nutzlasten kämen natürlich alle Raumsonden der NASA infrage, auch schwere militärische Satelliten, die direkt in den GEO transportiert werden und bisher die Hauptnutzlast der Delta 4H und der Falcon 9, der bisherigen Schwerlastraketen der USA, stellten. Die Startpreise der New Glenn sind nicht bekannt, bei der Vulcan werden 82 / 110 Millionen Dollar (deutsche / englische Wikipedia; ich halte, weil die Booster relativ preiswert sind, 110 für wahrscheinlicher) als Einstiegs‑ und Maximalpreis genannt, und Ariane 62 / 64 liegen bei 90 / 120 Millionen Euro
Das ergibt folgende Tabelle:
| Rakete | Preis | Nutzlast LEO | Nutzlast GTO |
|---|---|---|---|
| Vulcan VC0 | 82/110 | 8,8 t | 3,3 t |
| Vulcan VC6 | 200 | 22,3 t | 14,4 t |
| Ariane 62 | 101 | 11,4 t | 5,5 t |
| Ariane 64 | 135 | 22,6 t | 12,5 t |
Nun, man muss natürlich nicht die Nutzlast voll ausnutzen. Wenn das Starship wirklich so preiswert wird, wie SpaceX es plant, ist das kein Problem. Jenseits der Wunschvorstellung von Musk muss die Firma ja damit rechnen, dass ein Starship mindestens günstiger als die Konkurrenz ist. Sonst würden sie die Falcon 9 nicht ausmustern (ich dachte zuerst, sie müsste auch billiger als die Falcon 9 sein, aber es reicht ja, wenn man günstiger als die Konkurrenz ist; zudem können so Kunden nicht eine Falcon 9 buchen).
Da schon Ariane 6 Doppelstarts durchführt, ist nicht damit zu rechnen, dass mehr als diese Nutzlasten befördert werden. Ein Starship muss also weniger kosten als eine Ariane 64. Rechnet man mit 30 Millionen Dollar für die obige Stufe, so ist man bei rund 170 Millionen Dollar. Damit wäre die Kombination immer noch preiswerter als die größeren Vulcan‑Varianten. Die USA buchen ja nur US‑Träger, und die Kombination käme für alle Nutzlasten infrage außer den ganz leichten, bei denen eine Vulcan preiswerter ist.
Die hohe Nutzlast könnten meiner Ansicht nach aber nur wenige Projekte ausnutzen:
Transporte in einen Mondorbit: 18,6 t in einen Mondorbit entsprechen mehr als der Masse des Apollo‑Mondlanders. Ein zweiter Flug mit einem Tanker könnte auch einen schwereren Mondlander auftanken. Die Mondlandung wäre so mit zwei Flügen anstatt mehr als zehn Auftankvorgängen möglich. Wenn man die Tanks verlängert – die Nutzlast für den LEO beträgt ja nur 51,7 t – so würde wohl ein Flug reichen. Dazu gehören natürlich auch Wohnmodule eines Lunar Gateways, falls man dieses wiederbelebt; die Nutzlast in den Halo‑Orbit ist sogar noch höher.
Ein Weltraumteleskop: 8 m Durchmesser würden schon bei einem Spiegel eine Öffnung von mehr als 7 m erlauben, was der größte Spiegel wäre, der bisher im Einsatz ist. Wenn es technisch möglich ist, könnte man den Zentralspiegel von vier bis sechs gleich großen Spiegeln umgeben, die beim Start zusammengefaltet sind wie beim JWST. Dann reden wir von 21 m Durchmesser. Ein solches Teleskop wäre um den Faktor 3 besser als das JWST, was die Winkelauflösung angeht. Die hohe Nutzlast würde es auch erlauben, es wie das JWST in einen Librationpunkt zu platzieren.
Man könnte auch ein Zukunftsprojekt der Siebziger aufgreifen. Damals dachte man – vor Einführung des Mobilfunks – mit dem Shuttle riesige Kommunikationssatelliten mit großen Faltantennen (etwa 60 m Durchmesser) in den GEO zu starten, die Kommunikation über die Armbanduhr erlauben. Solche Satelliten würden Starlink komplett ersetzen, und man bräuchte keine große Antenne, sondern könnte das Mobiltelefon nutzen.
Ich sehe aber wie SpaceX die Zukunft des Starships in LEO-Transporten die ganzen Konstellationen stellen ja heute schon die meisten Aufträge von SpaceX, ULA und Arianespace. Darauf ist das Starship optimiert.