{"id":18705,"date":"2026-06-12T07:19:00","date_gmt":"2026-06-12T05:19:00","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=18705"},"modified":"2026-06-12T07:19:00","modified_gmt":"2026-06-12T05:19:00","slug":"wir-bauen-und-ein-fast-vollstaendig-wiederverwendbare-rakete-1","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/06\/12\/wir-bauen-und-ein-fast-vollstaendig-wiederverwendbare-rakete-1\/","title":{"rendered":"Wir bauen und ein (fast) vollständig wiederverwendbare Rakete (1)"},"content":{"rendered":"
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Nachdem wir mit dem Starship nun schon den zweiten Versuch haben, ein vollständig wiederverwendbares Trägersystem zu entwickeln, möchte ich heute mal zeigen, wie ich dies angehen würde. Aber zuerst einmal zu der Historie und wie ich zu meinen Überlegungen komme. Also dieser Blog wird wieder Grundlagenwissen vermitteln.<\/p>\n

Als man 1969 an die Planung des Space Shuttles ging, waren die ersten Entwürfe vollständig wiederverwendbar. Die Details differierten, aber es waren immer zwei bemannte geflügelte Vehikel, das erste würde, dass zweite absetzen und dann zum Startplatz zurückfliegen. Das zweite Vehikel hätte anders als das spätere Space Shuttle einen integrierten Treibstofftank. Das Problem war, das die Entwicklung dieses voll wiederverwendbaren Systems dreimal teurer war als die später gewählte Lösung. So wurde 1972 auf die heutige Lösung umgeschwenkt, die im Wesentlichen die Neuentwicklung auf den Orbiter beschränkte und auf eine vollständige Wiederverwendung verzichtete.<\/p>\n

Das Oberstufendilemma<\/h4>\n

Bei einem vollständig wiederverwendbaren System haben wir zwei Problemfelder, das eine ist das Oberstufendilemma und das zweite das Shuttle-Dilemma. Das erste ist relativ leicht skizzierbar. Eine normale, nicht wiederverwendbare Oberstufe, hat eine Leermasse bei einer zweistufigen Rakete von 1<\/sup>\/3<\/sub> bis \u00bc der LEO Nutzlast. Bei einer dreistufigen Rakete ist der Anteil noch kleiner. bei einem Fünftel bis Sechstel der Nutzlast. Die Bruttonutzlast einer Rakete besteht immer auf der ausgebrannten Oberstufe und der Nutzlast. So ist logisch, dass die Nettonutzlast um so höher ist, je kleiner der Anteil der Leermasse der Oberstufe ist. Das hat zwei Folgen:<\/p>\n

Erstens: Benötigt eine Nutzlast eine höhere Geschwindigkeit, bei sonnensynchronen Orbits ist sie etwas höher, bei Transporten in den GEO- oder Navigationsorbit oder für interplenatare Bahnen deutlich höher, so sinkt die Bruttonutzlast ab. Die Leermasse der Oberstufe bleibt aber immer konstant, sodass die Nettonutzlast deutlich absinkt.<\/p>\n

Zweitens: Gelingt es nicht die Zielleermasse der Oberstufe zu erreichen oder hat die Rakete aus anderen Gründen nicht die Zielnutzlast, so geht dies von der Nettonutzlast ab. Je höher der Anteil der Oberstufe an der Bruttonutzlast ist, desto größer ist die Einbuße an Nettonutzlast.<\/p>\n

Das kommt aber bei herkömmlichen Raketen nicht vor. Mit einer Ausnahme publizieren Firmen und Raumfahrtagenturen bei Entwicklungsbeginn konservative Schätzungen der Nutzlastkapazität. Bei Ariane 6 wurden 10,5 t in den GTO genannt, das aktuelle User Manual nennt 11,5 t und in wenigen Wochen werden es mit neuen Boostern 12,5 t sein. Die einzige Ausnahme ist SpaceX. Bei der Falcon 1wurde die Abnahme noch kommuniziert. Nachbesserungen nach gescheiterten Flügen reduzieren die Nutzlast um mehr als ein Drittel. Bei der Falcon 9 und Heavy wurde trotz mehrfacher Upgrades nicht die \u201eWebsite-Nutzlast\u201c erreicht und beim Starship geriet die Entwicklung zum Debakel. 100 t sollte die erste Generation mal erreichen, 15 t Nutzlast hatte das Starship V1.<\/p>\n

Das ist nicht ungewöhnlich. Auch das Space Shuttle wurde deutlich schwerer als geplant, 68 t Trockenmasse waren geplant, 79 bis 83 t waren es in der Realität. Hier schlägt das Oberstufendilemma voll zu: Gegenüber einer Oberstufe sind voll wiederverwendbare Systeme viel schwerer. Beim Space Shuttle war es so, das 68 t die Trockenmasse des Entwurfs war und knapp 30 t die Nutzlast. Also weniger als Drittel der Bruttomasse waren Nettomasse, anstatt 2<\/sup>\/3<\/sub> bis \u00be bei einer Verluststufe. So bewirkte der Anstieg des Gewichts des Space Shuttles um ein Siebtel eine Reduktion der Nutzlast um ein Drittel. Bis zum Programmende erreichten trotz vieler Upgrades die Space Shuttles nie die ursprünglich geplante Nutzlast. Wir haben also zwei Probleme: Die Nutzlast eines wiederverwendbaren Systems nimmt stärker ab als bei einer Rakete. De Fakto können bzw. könnten weder Space Shuttle noch das Starship einen GEO Orbit erreichen und die Nutzlast für sonnensynchrone Orbits ist bei beiden bescheiden. Und diese Systeme sind komplexer, die Wahrscheinlichkeit, dass die Zielmasse nicht erreicht wird, ist groß und dann ist aufgrund der hohen Leermasse die Nutzlast gering.<\/p>\n

Das Shuttle Dilemma<\/h4>\n

Das zweite Dilemma ist spezifisch für wiederverwendbare Raumgefährte: man muss anders als bei der Oberstufe einiges mehr in den Orbit transportieren und dann auch wieder zur Erde zurück. Das macht eben ein wiederverwendbares Gefährt so viel schwerer als eine Oberstufe.<\/p>\n

Schauen wir und mal das Starship an. Es braucht einen Hitzeschutzschild, der nach der Planung 11 t wiegt \u2013 das sind schon mal 11 % der Zielmasse des Entwurfs von 100 t (real sind die Starships viel schwerer, deswegen ist ja ihre Nutzlast minimal). Der kann bei einer Oberstufe entfallen. Bei einer herkömmlichen Rakete wird die Nutzlastverkleidung in etwa 100 km Höhe abgeworfen. Sie gelangt nicht in den Orbit und ihre Masse schlägt so kaum auf die Nutzlast durch. Basierend auf den Dimensionen der Tanks müsste die Nutzlastsektion des Starships etwa 15 t wiegen, wenn sie aus demselben Material besteht, wahrscheinlich ist sie aber schwerer, weil sie höheren Belastungen beim Wiedereintritt ausgesetzt ist. Vorzeitig abtrennen kann man sie nicht, da sie für die Aerodynamik extrem wichtig ist.<\/p>\n

Dann muss das Starship den Orbit verlassen und landen. Fürs das Verlassen des Orbits braucht man relativ wenig Treibstoff, etwa 3 % der Masse, aber für die Landung relativ viel. Zusammen sind dies beim Starship etwa 20 t Treibstoff. Addiert man alle drei Zahlen, so entfallen 45 der 100 t Leermasse des Starship dafür, dass man es wiederverwenden kann, das ist ziemlich viel und es verschärft das Oberstufen-Dilemma.<\/p>\n

Ähnliches gilt auch beim Space Shuttle. Dort hat man sogar Berechnungen angestellt. Ein unbemanntes Space Shuttle, in dem man alle Systeme ausbaut, die für eine Mannschaft benötigt werden wurde mal vorgeschlagen. Das ist das Middeck mit allen Einrichtungen, ein Teil der Energieversorgung etc. Das hätte die Normnutzlast von 30 auf 45 t erhöht. Hätte man auf die Wiederverwendung verzichtet und die Flügel und den Hitzeschutzschild entfernt und die Treibstoffvorräte reduziert, so läge die Nutzlast bei 65 t, also mehr als doppelt so hoch.<\/p>\n

Kostenabschätzungen<\/h4>\n

Ich konzentriere mich auf die zweite Stufe. Die erste Stufe wird man wie die New Glenn oder Falcon auf einem Drohnennschiff landen. Dafür muss man nur eine herkömmliche Stufe abbremsen, denn durch die schweren Triebwerke tritt sie mit diesen zuerst ein und das Heck ist nicht aerodynamisch geformt. Die Falcon 9 benötigen in etwa so viel Treibstoff, wie ihre Leermasse beträgt. Man sollte die Leermasse also deutlich reduzieren. Beim Rückflug zum Startplatz benötigt man viel mehr Treibstoff. Bei der SuperHeavy sind es 13-14 % des Treibstoffs gegenüber 5 % bei der Falcon 9. Ökonomisch gesehen muss man, um die Kosten deutlich zu reduzieren, gar nicht mal viele Wiederverwendungen erreichen. Schon eine Wiederverwendung reduziert die Kosten der ersten Stufe um 50 %, danach werden die Sprünge immer kleiner – +16 %, +9 %, +5 % für drei bis fünf Wiederverwendungen. Die meisten Triebwerke haben eine Lebensdauer, die deutlich über der nominellen Betriebsdauer liegt, selbst nicht wiederverwendbare Triebwerke. Beim RL10, Vulcain und F-1 lagen die Zahlen zwischen 10 und 20-mal der Nennbetriebsdauer. Das bedeutet: ich brauche kein besonders auf Wiederverwendung ausgelegtes Triebwerk. Eine wiederverwendbare erste Stufe wäre mehr oder weniger eine normale Stufe mit Zusatzeinrichtungen für die Landung und Stabilisierung beim Fall. Das bedeutet das ihre Herstellungskosten auch einer normalen Raketenstufe ähneln.<\/p>\n

Bei der Oberstufe sollte man abwägen was ökonomisch sinnvoll ist. Bei einer Rakete sind die Triebwerke das teuerste. Vor allem, wenn man Treibstoffe einsetzt die keine hohen Anforderungen an die Tanks haben, wie flüssiger Sauerstoff und Kerosin, aber ich denke, das gilt auch für Methan. Sauerstofftanks benötigen keine Isolation. Sie müssen wegen der hohen Dichte nicht extrem leicht sein wie dies bei Wasserstoff der Fall ist. Methan hat einen ähnlichen Siedepunkt wie Sauerstoff, aber eine geringere Dichte, die Hälfte der von Kerosin, aber sechsmal höher als die von Wasserstoff. Sinnvoll ist es daher nur den Antriebsteil wiederzuverwenden. Das hat einige Vorteile:<\/p>\n

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  • Im Triebwerksblock steckt ein Großteil der Herstellungskosten.<\/li>\n
  • Er ist aber anders als der Tank sehr kompakt. Ein Hitzeschutzschild und eine aerodynamische Verkleidung wiegen daher deutlich weniger und man braucht auch weniger Treibstoff um zu landen.<\/li>\n
  • Eine Oberstufe benötigt deutlich weniger Schub als eine Erststufe. So gesehen spart man durch die Wiederverwendung relativ wenig an den Gesamtkosten ein. Haben Erst- und Oberstufe gleiche Triebwerke, wie dies bei der Falcon 9 oder -elektron aber auch zahlreichen neuen kommerziell entwickelten Trägern der Fall ist, so ist es typisch ein Triebwerk in der Oberstufe aber 8 bis 11 in der ersten Stufe. Die Ersparnis ist daher relativ gering. Ökonomisch denke ich, wäre in dem Falle sogar auf die Wiederverwendung zu verzichten, denn so kommt man auf eine rationelle Fertigung. Bei einer Bergung beider Triebwerke braucht man, wenn man nicht wie SpaceX hundert Mal pro Jahr startet, praktisch nur noch 1 bis 2 neue Triebwerke pro Jahr, das ist nicht mehr ökonomisch sinnvoll.<\/li>\n<\/ul>\n

    Das ist jetzt nicht so überraschend. Es war der Grund warum man beim Space Shuttle darauf verzichtete, den Tank zu bergen. Er ist kein gutes Beispiel um die Kosten abzuschätzen. Zum einen ist er wegen der Verwendung von Wasserstoff ziemlich teuer, in die 2000 m\u00b3 Volumen würden bei LOX\/LNG nicht 700, sondern 1700 t Treibstoff passen. Zum anderen verteuert die Isolation und nach Columbia die Maßnahmen für die Verhinderung, dass sie sich löst ihn deutlich. Doch um das Jahr 2000 kostete er 33 Millionen Dollar. Gemessen an dem Volumen ist das nicht mal teuer. Man verliert also relativ wenig Geld, gewinnt aber viel Nutzlast denn will man den Tank bergen dann hat man die Probleme, die das Starship momentan hat.
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    \nDas Gleiche gilt für die Nutzlastverkleidung. Hier ist die Einsparung sogar besonders hoch: zum einen wird sie abgeworfen lange bevor der Orbit erreicht ist und ihre Masse hat so nur geringen Einfluss auf die Nutzlast und zum zweiten kann man den Hitzeschutzschild sparen.<\/p>\n

    So, ich mache ich einen Break. Morgen zeige ich, wie ich ein solches System auslegen würde, auf Basis des BE-4 Triebwerks.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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