Es ist abzusehen, dass bei Trägerraketen das Ende der Stange erreicht ist, was es an technischen Möglichkeiten gibt, um die Transportkosten zu senken. Hier mal eine kleine Zusammenfassung:<\/p>\n
Feststoffbooster sind die preiswerteste Möglichkeit aufgrund ihres sehr einfachen Aufbaus. Sie erlauben es auch bei einem Parallelstart das Triebwerk einer Zentralstufe mit flüssigen Treibstoffen kleiner zu dimensionieren und so Kosten zu sparen. Aufgrund ihres hohen Leergewichtes und niedrigen spezifischem Impuls sind reine Raketen nur aus festen Treibstoffen heute aber nur eine Lösung für kleine bis mittlere Nutzlasten.<\/p>\n
Bei flüssigen Treibstoffen geht der Trend zu Wasserstoff\/Sauerstoff. Bei höheren Geschwindigkeiten (GTO) kann man so eventuell eine ganze Stufe sparen, bei normalen Antrieben ist eine LOX\/Kerosinstufe wenn man die Gesamtberechung aufmacht, meist nicht billiger. Wenn bestimmte Länder trotzdem noch zu dieser Technologie tendieren, dann aufgrund ihrer jahrelangen Erfahrungen mit diesen Triebwerken (vor allem Russland). Sinnvoll scheinen andere flüssige Treibstoffe nur dann zu sein, wenn das Volumen der Stufe ein Problem bei Fertigung oder Handhabung wird, wie es sicher bei sehr großen Stufen der Fall sein dürfte (Saturn V Klasse).<\/p>\n
Wenn heute noch neue Träger entstehen und diese billiger als bestehende sein sollen, dann hat das nicht technische sondern finanzielle Gründe. Entweder weil man sich von Ihnen Einsparungen durch preiswertere Fertigung erhofft (so sind z.B. CFK-Gehäuse bis zu einer bestimmten Größe einfacher als Edelstahlgehäuse zu fertigen) oder weil ein modularer Träger mehrere andere ersetzen soll (Angara) oder man sich höhere Gewinne bei mehr Starts eines Trägers erhofft als bei einem der weniger oft startet, dafür aber zwei Satelliten auf einmal transportiert (Ariane 5 vs Ariane 6).<\/p>\n
Wenn wir weiter denken, wie kann man signifikant die Startkosten senken? Wenn eine Technologie weitgehend optimiert ist, eigentlich nur durch Übergang auf eine andere. Der folgerichtigste Übergang wäre der zur Wiederverwendung. Das Problem ist: Wir kennen nur ein System das es bisher probiert hat und das ist gescheitert. Meiner Ansicht nach ist es auch gescheitert, weil zwei grundsätzliche Dinge vermischt wurden: bemannte Raumfahrt mit ihren Sicherheitsanforderungen und Transport der eigentlich (und das demonstrieren Trägerraketen seit Jahrzehnten) unbemannt erfolgen kann.<\/p>\n
Die Optionen:<\/p>\n
Um in einen Orbit zu gelangen benötige ich heute zwei bis drei Stufen, abhängig von der zu erreichenden Geschwindigkeit und den eingesetzten Treibstoffen. Theoretisch wäre ein niedriger Erdorbit mit einer Stufe und kleiner Nutzlast erreichbar, doch dann hat man praktisch keine Luft mehr, wenn diese auch nur leicht schwerer wird.<\/p>\n
Sa stellt sich die Frage nach zu verwendenden Treibstoffen und Wiederverwendung.<\/p>\n
Gehen wir das mal von den einfacheren zu den komplizierteren Fällen an. Die Oberstufe halte ich noch für absehbare Zeit nicht für wiederverwendbar. Sowohl aus technischer wie wirtschaftlichen Gründen. Aus wirtschaftlichen Gründen: Die Oberstufe wird naturgemäß kleiner als die erste Stufe sein, daher auch preiswerter. Der Gewinn durch die Wiederverwendung nimmt also ab. Aus technischen Gründen: Wird eine Stufe schwerer (und das wird bei Stufen die geborgen werden soll immer der Fall sein), so erniedrigen 100 kg mehr Leermasse bei der ersten Stufe die Nutzlast um 20 bis 10 kg. Bei einer Oberstufe sind es 100 kg. Dabei wird eine Oberstufe einen größeren Aufwand erfordern. Die Eintrittsgeschwindigkeit ist höher – es wird nicht ohne Hitzeschutzschilde gehen, was bei den unteren Stufen eventuell noch geht. Es wird Treibstoff benötigt um die Stufe zu deorbitieren – und das um so mehr je höher der Orbit ist.<\/p>\n
Es ist leicht nachzuvollziehen, dass bei höheren Bahnen die Nutzlast rapide abnimmt weil mehr Treibstoff zum Deorbitieren benötigt wird und bei bestimmten Bahntypen ist eine Bergung unmöglich oder sehr aufwendig. Ich sehe die Oberstufe daher für noch lange als ein Wegwerfgefährt.<\/p>\n
Das lässt die Frage der Unterstufe offen. Feststoffbooster zu bergen ist wegen ihrer preiswerten Fertigung zumindest bei ariane 5 unwirtschaftlich und wenn dann die der Gewinn klein. Immerhin sind sie so robust, dass die nur ein Fallschirmsystem benötigen.<\/p>\n
Eine Stufe unverändert zu bergen, indem man sie nur durch Fallschirme abbremst, wurde für die Saturn IC und die Ariane H140 geprüft und in beiden Fällen verworfen. Bei der H140 ergab sich eine instabile Fluglage die zum Überschlag. SpaceX versucht die Bergung ihrer Stufen seit 5 Jahren – bisher ohne Erfolg. Vielleicht schließen sich? hitzeempfindliche leichte Aluminiumgehäuse und Bergung eben aus. Ich denke es ist aber auch wenn es gelingt. keine gute Lösung. Selbst wenn eine Stufe mit ihren zahlreichen mechanisch empfindlichen Bauteilen und den kurz vorher hoch erhitzten Triebwerken das übersteht, ist danach eine so gründliche Inspektion bis auf Bauteilebene nötig, dass wohl eine neue Stufe nicht viel billiger kommt.<\/p>\n
Sinnvoll ist nur die Landung wie ein Flugzeug. Dazu werden Flügel benötigt oder ein aerodynamischer Auftriebskörper (bei LOX\/LH2 wegen des großen Tankvolumens wohl die bessere Lösung). Dazu ein Triebwerk – es muss schließlich zum Startplatz zurückgeflogen werden und Treibstoff dafür.<\/p>\n
Ob dieser nun wie eine Rakete startet oder waagerecht wie dies bei Hopper geplant ist halte ich für Nebensächlich. Es können aber Abschätzungen gemacht werden, wei viel schwerer er ist, denn es gibt schon Planungen:<\/p>\n
| <\/td>\n | Zenit Booster<\/th>\n | Energija Booster<\/th>\n | Ariane 5 EPC<\/th>\n | LFBB<\/th>\n | Hopper<\/th>\n | Angara UEM<\/th>\n | Baikal<\/th>\n<\/tr>\n |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Startgewicht<\/td>\n | 346.880 kg<\/td>\n | 372.600 kg<\/td>\n | 189.300 kg<\/td>\n | 222.500 kg<\/td>\n | 462.600 kg<\/td>\n | 143.100 kg<\/td>\n | 130.400 kg<\/td>\n<\/tr>\n |
| Gewicht bei Brennschluss<\/td>\n | 33.600 kg<\/td>\n | 65.600 kg<\/td>\n | 14.300? kg<\/td>\n | 54.000 kg<\/td>\n | 63.600 kg<\/td>\n | 10.500 kg<\/td>\n | 20.700 kg<\/td>\n<\/tr>\n |
| Voll\/Leergewicht<\/td>\n | 10,26<\/td>\n | 5,67<\/td>\n | 13,23<\/td>\n | 4,12<\/td>\n | 7,27<\/td>\n | 13,62<\/td>\n | 6,30<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Es ist deutlich dass das Leergewicht erheblich höher ist. Bei dem Vergleich Energija\/Zenit und Baikal\/URM ist es jeweils ein Aufschlag von 100%, bei den LFBB sogar 300%, was aber vielleicht auch daran liegt, das hier eine Stufe umgebaut wurde. Ein neues auf die Wiederverwendung optimiertes System wäre hier besser.<\/p>\n Das stellt nun die Frage der Treibstoffverhältnisse – beide Stufen Kerosin\/LOX oder LH2\/LOX oder gemischt oder eine feste Oberstufe?<\/p>\n Nun bei der Oberstufe ist die Frage leicht zu beantworten: Verglichen mit dem Nutzlastgewinn spielen deren Kosten keine Rolle. Theoretische Annahme: Der Träger soll einen GTO Orbit erreichen. Der Gesamtgeschwindigkeitsbedarf dafür betrüge 12 km\/s. Davon soll die Oberstufe 6 km\/s also die Hälfte, aufbringen. Die Unterstufe soll 30 t transportieren können. Dann beträgt bei typischen Annahmen für Stufen die Nutzlast:<\/p>\n
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