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Einstufig in den Orbit

Einleitung

Die Senkung der Transportkosten in den Orbit ist heute einer der wichtigsten Aspekte der Raketenentwicklung. Grundlegende Kostenreduktionen werden allerdings nicht möglich sein, solange eine Rakete nur einmal benutzt wird.

Daher wird sehr oft ein wieder verwendbares Trägersystem favorisiert. Zu den größten Herausforderungen gehört dies, in einer Stufe zu realisieren. Der folgende Artikel soll die Probleme und Herausforderungen aufzeigen, die es dabei zu lösen gilt.

Anforderungen an ein einen einstufigen wieder verwendbaren Träger.

Ein solcher Träger muss im Prinzip folgende Anforderungen erfüllen:

Ein Vergleich der derzeitig existierenden Technik und den Anforderungen.

Saturn 5 (1967) Eine der bisher größten gebaute Raketenstufen die mit der leistungsfähigen Kombination Wasserstoff / Sauerstoff angetrieben wird ist die zweite Stufe der Saturn V, die S-II. Eine solche Stufe könnte eine Nutzlast von ca. 8-14 t (je nach Literaturangabe) in einen Erdorbit befördern, wenn man eine Rakete nur aus dieser Stufe entwickeln würde. Schon heute steht also ein Antrieb zur Verfügung der den ersten Punkt der Anforderungen erfüllt. Allerdings ist diese Stufe nicht wieder verwendbar. Ein weiteres Problem welches hier auftritt ist die Leermasse der Rakete. Diese beträgt je zwischen 36 und 45 t, liegt also wesentlich höher als die Nutzlastmasse. Eine Titan IV Rakete welche eine ähnlich große Nutzlast aufweist hat, in der letzten Stufe nur eine Leermasse von 2.6 t.

Die relativ große Leermasse einer einstufigen Rakete ist die wichtigste Forderung die es zu reduzieren gilt. Aus zwei Gründen: Zum einen benötigt eine Wieder verwendbare Rakete Treibstoff zum Absenken der Bahn beim Wiedereintritt und zum Landen, zum anderen ist eine wieder verwendbare Rakete durch einen Hitzeschutzschild und die Wiederverwendung einer Nutzlastverkleidung (die bei konventionellen Raketen in etwa 110 km Höhe abgeworfen wird) schwerer. Zudem steigt die Nutzlast beträchtlich an wenn die Leermasse gesenkt werden könnte, jedes Kilo kommt direkt der Nutzlast zu gute, mehr noch: Auch der Hitzeschutzschild und Treibstoffvorrat sinken. Eine Reduktion der Leermasse im obigen Beispiel um 10 % würde z.B. die Nutzlast um 30 % steigern, da die Leermasse der Rakete das drei - vierfache der Nutzlast beträgt.

Nun ist die S-II Stufe schon mehr als 30 Jahre alt - wie weit hat sich die Technik in dieser Zeit weiterentwickelt? Im folgenden soll die ebenfalls mehr als 30 Jahre S-IV B, die Drittstufe der Saturn V mit zwei modernen Stufen verglichen werden. Zum einen die Erststufe der Japanischen H-2, die 1994 ihren Erststart hatte und modernste Technik beim Triebwerksbau repräsentiert. Zum andern mit der H170, der Zentralstufe der Ariane 5. Bei ihr wurde auf sehr leichtgewichtige Bauweise geachtet. Sie haben ähnliche Dimensionen und die Triebwerke entwickeln ähnlich viel Schub. Sie sind also vergleichbar.

Parameter S-IVB H-2 H170
Gesamtmasse 119.920 kg 98.100 kg 188.300 kg
Leermasse 13.311 kg 11.800 kg 14.100 kg
Voll-/Leermasse 9.01 8.31 13.35
Schub Triebwerk 1020 kN 1080 kN 1350 kN
Masse Triebwerk 1578 kg 1714 kg 1935 kg
Schub/Masse Verhältnis 64.6 63 69.8
Spezifischer. Impuls (Vakuum) 4180 4370 4248
Brennkammerdruck 54 Bar 126 Bar 118 Bar
Wasserstoff: Sauerstoff Verhältnis 4.5 6.0 7.1

Obgleich zwischen beiden Antrieben etwa 30Jahre liegen, sind wesentliche Fortschritte nur beim spezifischen Impuls zu erkennen. Dies ist auch logisch nachzuvollziehen. Seit 1967 sind keine Wunderlegierungen aufgetaucht die es erlauben würden eine Rakete wesentlich leichter zu fertigen, noch immer besteht der größte der Teil der Strukturmasse einer Rakete aus Edelstahl, Aluminium und Magnesiumlegierungen, wie sie schon in den sechziger Jahren in Gebrauch waren. Es gibt eine evolutionäre Verbesserung, jedoch nicht den großen Durchbruch.

In der Antriebstechnik hat sich jedoch eine Veränderung getan. Die Saturn V arbeitete noch mit dem klassischen Nebenstrom Verfahren. Bei einem Raketentriebwerk müssen die Treibstoffe durch Pumpen aus den Tanks in die Brennkammer gefördert werden. Dazu wird ein Teil des Treibstoffes mit großem Wasserstoff Überschuss verbrannt. Dabei entsteht 400-600 ° heißer Dampf, der dann die Pumpen-Turbinen antreibt. Beim Nebenstromverfahren wird dieser Dampf neben der Düse ins Freie geführt oder in die Düse zur Kühlung eingespritzt. Der Energiegehalt der in dem unvollkommen verbrannten Treibstoff steckt wird aber nicht genutzt. Beim Hauptstromverfahren wird dieser Anteil in die Brennkammer zurückgeführt. Gleichzeitig ermöglicht diese Technik auch höhere Verbrennungsdrücke, denn dazu muss mehr Treibstoff für die Turbinen verbrannt werden welche den Druck aufbauen, bei der Nebenstromtechnik führt dies zu Verlusten an Treibstoff für das Triebwerk die ab einem bestimmten Punkt den positiven Effekt des höheren Brennkammerdrucks wieder zunichte machen. Beim Hauptstromverfahren wird dieser Treibstoff jedoch auch genutzt, wodurch z.B. der Space Shuttle mit 228 Bar Druck den höchsten bekannten spezifischen Impuls von 4423 erreicht. Das Ariane 5 Triebwerk Vinci wird nach einem ähnlichen Verfahren 4500 m/s erreichen. Weiterhin arbeiten heutige Raketentriebwerke mit einem höheren Verhältnis von Sauerstoff: Wasserstoff als 1967 die Saturn. Dies erhöht die Energieausbeute und senkt gleichzeitig die Leermasse da der Wasserstoff erheblich voluminöser als der Sauerstoff ist. Erforderlich ist dafür eine gute Brennkammerkühlung da mehr Hitze abgeführt werden muss.

Was muss noch getan werden um einen einstufigen Transporter zu verwirklichen?

Treibstoffe

H2 (1994) Zuerst muss die Frage des Treibstoffe geklärt werden. In Frage kommen eigentlich nur Treibstoffe die mindestens so energiereich wie Wasserstoff / Sauerstoff sind. Angesichts der fast 40 jährigen Erfahrung mit der Kombination Wasserstoff / Sauerstoff dürfte es unwahrscheinlich sein, dass man davon abweicht, da hier erhebliche Entwicklungsarbeit geleistet werden müsste doch es sollten die Alternativen diskutiert werden.

Fluor/Wasserstoff

Ersetzt man den Sauerstoff durch Fluor so erhält man eine Kombination deren spezifischer Impuls um etwa 100-150 m/s größer als die von Sauerstoff / Wasserstoff ist und deren Dichte ebenfalls etwas höher ist , so wird die Rakete leichter und transportiert mehr Nutzlast. Erkauft wird dies durch die Verwendung eines chemisch sehr aggressiven Stoffes. Fluor ist äußerst Giftig und oxidiert zahlreiche Materialien schon bei Zimmertemperatur. Mit Edelstahl bildet es aber eine schützende Schicht so das prinzipiell wenige Veränderungen in einem Wasserstoff-Triebwerk nötig wären um Fluor anstatt Sauerstoff zu verwenden (Dies wurde bei einer fortgeschrittenen Saturn V erwogen). Leider scheidet es durch die Bildung von aggressiver Flußsäure als Verbrennungsabgas bei heutigen Umweltschutzaspekten aus. Eventuell. wäre ein Mischantrieb denkbar, bei dem Fluor erst nach passieren der Stratosphäre benutzt wird, wo es keinen Schaden mehr anrichtet.

Trigole flüssige Treibstoffe

Bisher wurde bei flüssigen Treibstoffen nur ein Verbrennungsträger mit einem Treibstoff verbrannt. Es ist allerdings bekannt das eine Kombination zweier Treibstoffe mit einem Verbrennungsträger oder einem Treibstoff mit zwei Verbrennungsträgern unter Umständen günstiger ist.

Ein Beispiel für das erste ist die Verbrennung von Kerosin und Wasserstoff mit Sauerstoff. Dabei werden erheblich kleinere Tanks benötigt, der spezifische Impuls sinkt allerdings ebenfalls so das dies nur bei mehrstufigen Raketen Vorteile verspricht. Ein Beispiel für das letzte ist die Verwendung von Fluor und Sauerstoff als Verbrennungsträger. Dabei kann man die besseren Impulse des Fluors ausnützen und verringert die Korrosionsgefahr. Bein einem Gemischtantrieb wird der schwere Treibstoff zuerst verbrannt, wodurch die Rakete schnell beschleunigt. Dies minimiert die Hubarbeit die man aufwenden muss um die Bahnhöhe zu erreichen und den Luftwiderstand. Genaue Berechnungen zeigen jedoch das der Gewinn nur sehr klein ist und in keinem Verhältnis zum technischen Aufwand ist.

Interessanter ist jedoch ein Triebwerk welches einen Zusatz von 20-30 % der Leichtmetalle Lithium und Beryllium neben Wasserstoff verwendet. Die Impulse eines solchen Triebwerks liegen etwas höher als beim reinen Wasserstoff / Sauerstoff Triebwerk, etwa so gut wie die mit Fluor, jedoch ohne dessen Aggressivität, die Tanks werden spürbar kleiner und damit auch die Leermasse. Ein Problem ist jedoch das die Metalle Feststoffe sind. Entsprechende Brennkammern sind noch nicht entwickelt worden. Lithium und Beryllium sind zudem so teure Metalle, das man diese Technologie bislang nur für Oberstufen angedacht hat, nicht jedoch für die erste Stufe mit ihrer riesigen Treibstoffmenge. Das gilt auch für den Mischantrieb mit der Zumischung an Boran, welches anders als Kerosin fast denselben spezifischen Impuls wie der Wasserstoff aufweist.

Verbesserung der Technologie

In bestimmten Teilen der Struktur haben Composite Materialien, d.h. Verbundwerkstoffe aus Kohlefaser verstärktem Kunststoff und Metall ihre Einzug gefunden. Dies gilt z.B. als Verstärkung von strukturell besonders beanspruchten Teilen. Der Anteil ist jedoch heute noch klein, so wurden von 18.5 t der Leermasse der Ariane 5 Stufe nur 320 kg (1.7 %) eingespart als man Composite Materialien einführte. Der Grund dafür ist sicherlich in den Abmessungen einer Rakete zu suchen. Kohlefaserverstärkte Kunststoffe sind Fliese von einigen dm Breite die miteinander verklebt werden. Das ist kein Problem wenn man eine 1 m hohen Adapterring damit verstärkt, obwohl der Arbeitsaufwand hier schon groß ist, wie sieht es aber aus wenn man einen 20 m langen Tank aus diesem Material machen möchte? Aus bestimmten Bereiche wird man Metalle daher nicht verdrängen können: Den Leitungen, den Turbinen und Triebwerken (Nötig wegen der Kühlung, Kohlefasern haben eine sehr schlechte Wärmeleitung und würden verbrennen) und auch den Treibstofftanks, da Kohlefasern bei den tiefen Temperaturen verspröden.. Von der gesamten Leermasse bleibt daher nur die tragende Struktur übrig. Diese macht bei einer einstufigen Rakete ca. 7.7 % der Leermasse aus. Hier könnte das Gewicht um ca. 30 % gesenkt werden.

Ein weiteres Prinzip welches heute wieder mehr angewandt wird sind die nicht selbsttragenden Tanks der Atlas Rakete. Während die Tanks einer Ariane 5 zirka. 2 mm dick sind, weisen die Tanks der Atlas nur eine Dicke von 0.5-1 mm auf. Die Tanks würden leer daher zusammenfallen. Die Stabilität kommt durch unter Druck setzen mittels Heliumgas. Dieses Prinzip könnte bei einer wieder verwendbaren Trägerrakete die Tankmasse um 30 % senken. Die Ariane H170 Stufe kommt durch diese Technologie zu ihrer geringen Leermasse nutzt sie aber nicht im extremen aus.

Die Verbesserung der Technologie bringt zwar keine Wunder zustande, aber sie steigert doch in geringem Maße die Nutzlast. Die Ariane 44L hat so von 1988 bis 2003 die Nutzlast durch Anwendung neuer Materialen und geringen Veränderungen an den Stufen von 4400 auf 4900 kg gesteigert. Beim Space Shuttle Tank konnte die Leermasse von 34.9 auf 27.7 t gesenkt werden, was die Gesamtnutzlast um 6 % erhöhte (der Space Shuttle selbst zählt auch dazu). Auch bei der Saturn V wurde die S-IVB Stufe von 42 auf 35.5 t Leermasse gesenkt. Andere Verbesserungen erhöhten die Nutzlast zum Mond von 46 auf 48.5 t.

Zwischenbilanz: was bringt es?

Es sollen nun die Konzepte einer konventionellen einstufigen Rakete mit einem modernen Konzept vergleichen werden. Um einen Vergleich zu ermöglichen soll die Treibstoffmenge (460 t) in beiden Fällen gleich bleiben. Als Vergleichsbasis werden alle oben angeführten Technologien verwendet die jetzt schon zur Verfügung stehen oder erprobt werden. Es wird eine derzeit verfügbare Raketenstufe mit einer Vergleichen bei der alle technologisch schon jetzt möglichen Verbesserungen umgesetzt wurden.


Konventionelle Rakete Leichtbau Rakete
Treibstoff gesamt 460.000 kg 460.000 kg
davon Sauerstoff 396.100 kg 408.800 kg
davon Wasserstoff 63.900 kg 32.200 kg
spez. Impuls (Mittel) 4140 m/s 4251 m/s
Tankmasse 22.540 kg 12.000 kg
Triebwerksmasse 9.400 kg 12.700 kg
Strukturmasse 2.800 kg 1.500 kg
Nutzlastadapter 400 kg 400 kg
Steuerungsraketen 1.500 kg 1.500 kg
Gesamtleermasse 36.640 kg 28.100 kg
Nutzlast für 200 km Bahn 16.320 kg 28.500 kg

Die Nutzlast steigt also stark an. Dafür gibt es zwei Gründe. Zum einen die Reduktion des Leergewichts um 8.5 t, dies macht den größten Teil des Gewinnes aus, die restlichen 3.64 t resultieren aus dem höheren spezifischen Impuls. Diese Rakete ist aber noch nicht wieder verwendbar. Im folgenden Teil sollen nun die Modifikationen erörtert werden die notwendig sind um eine wieder verwendbare Rakete zu schaffen.

Eine Wieder verwendbare Rakete

Eine wieder verwendbare Rakete muss gegenüber dem "Wegwerf" Gefährt eine Reihe von Verbesserungen aufweisen:

Die Nutzlasthülle

Nutzlasthüllen werden schon heute aus leichtgewichtigen Composite Materialien hergestellt, ihre Masse ist daher kaum zu senken. Eine Nutzlasthülle für eine 20 t schwere Nutzlast wiegt ca. 2.9 t. Belegt mit einem Hitzeschutzschild (siehe nächstes Kapitel) sogar 5500 kg. Diese Masse erniedrigt die Nutzlast um den gleichen Betrag. Die Nutzlasthülle wird bei einer wieder verwendbaren Rakete benötigt, weil sie für eine aerodynamische Form sorgt. Man könnte hier Gewicht sparen, wenn man den oberen Tankabschluss habkugelförmig macht und mit einem Hitzeschutzschild belegt. Die Rakete wäre dann nicht ganz wieder verwendbar, jedoch könnte man zirka 4 t mehr Nutzlast mitführen.

Treibstoff für den Wiedereintritt

Dieser Treibstoff muss zusätzlich zu dem normalen mitgeführt werden. Da die Zündung für den Wiedereintritt unter Schwerelosigkeit erfolgen muss können Treibstoffreste hierfür nicht verwendet werden (ca. 1 % des Treibstoffes - 4.6 t bei m obigen Beispiel) bleiben in den Tanks zurück). Die Treibstoffreste können sich in der Schwerelosigkeit im ganzen Tank verteilen und befinden sich mit Sicherheit nicht gerade dort wo die Treibstoffleitungen sind. Ideal wäre hierfür ein kleines Feststoffraketensystem, da dieses sehr leicht und störungsfrei konstruiert werden kann.

Es wäre aber nicht wieder verwendbar. Praktisch wird man daher einen Flüssigkeitsantrieb verwenden. Die Zusatzmasse liegt bei ca. 3 % der Orbitmasse. Will man trotzdem den Resttreibstoff nutzen, so sollte man in den Tanks jeweils eine Mulde vorsehen, die zu den Steuerraketen führt. Ein kleines Feststofftriebwerk würde kurz gezündet um den Treibstoff in dieser Mulde zu sammeln und dann könnten die Steuerraketen damit den Orbit absenken. Der Space Shuttle benötigt in einer 200 km Bahn eine Geschwindigkeitsänderung von zirka 90 m/s, dafür würden die Treibstoffreste voll ausreichen.

Allerdings ist das Einschwenken in den Orbit und das Abbremsen viel ungünstiger als fast einen Orbit zu erreichen und dann ballistisch zu landen. Die Nutzlast muss dann einen kleinen Teil der Orbitalgeschwindigkeit selbst aufbringen (unter 100 m/s). Aber dafür ist die Nutzlastmasse größer, da Reserven und der Treibstoff zum Wiedereintritt wegfallen können. Von Nachteil ist, dass man dann für verschiedene Bahnneigungen verschiedene Landebahnen rund um das Landegebiet frei halten muss.

Hitzeschutzschild und Strukturmasse

Zusätzliche Masse ist durch einen Hitzeschutzschild notwendig. Nun spielt hier die abzudeckende Fläche eine große Rolle. Die einfachste Konstruktion dürfte ein spitzkegelige Konstruktion wie der Delta Clipper DC-X sein, der mit der Spitze voran eintritt. Geht man von der Masse des leichtgewichtigen Hitzeschutzschildes für die Raumsonde Huygens (11 kg/m2), aus so wäre für die Nutzlasthülle (höchst beanspruchte Zone) ein 2.6 t schwerer Hitzeschutzschild und für den Mantel (niedrigere Hitze) ein ca. 3.8 t schwerer Hitzeschutzschild erforderlich.

Andere Konstruktionen wie geflügelte Wiedereintrittskörper ergeben hier andere Werte. Es ist aber unwahrscheinlich das diese in naher Zukunft verwirklicht werden können, da diesmal - anders als beim Space Shuttle - der Wiedereintrittskörper neben einem Nutzlastbehälter auch die ca. 6 mal so großen leeren Tanks umfassen muss. Der Flügel ist zudem zusätzliche Leermasse die mit den Orbit befördert wird. Für eine zweistufige Lösung ist das Zusatzgewicht tragbar, nicht jedoch für eine einstufige Rakete.

Abbremsung für eine weiche Landung

Der Raumflugkörper muss zum Schluss noch weich landen. Hier gibt es prinzipiell 3 Möglichkeiten Jede Alternative hat Vor- und Nachteile. Die allererste Alternative entspricht der Wasserung der Apollokapseln. Der Vorteil: Es ist kein Treibstoff notwendig, sondern lediglich ein Fallschirm, der ca. 300 kg wiegt und daher die Leermasse kaum erhöht.

Nachteilig ist die lange Zeit bis ein geborgener Raumflugkörper wieder zur Verfügung steht, da ein Schiff erst wieder zum Startort fahren muss, zudem ist die Aufprallgeschwindigkeit trotz Fallschirm relativ hoch und die Gefahr eines Versinkens (wie schon bei Boostern vom Shuttle und Ariane 4 vorgekommen) gegeben.

Auf Land muss abgebremst werden. Dies kann bei der zweiten Alternative aber mit wenig Treibstoffaufwand innerhalb der letzten Hundert Meter geschehen, wenn ein Landeradar verwendet wird. Vergleichbar ist die Methode mit den Sojus Landungen in der russischen Steppe. Der Treibstoffaufwand könnte aus den Treibstoffresten gedeckt werden. Dazu müssten aber zusätzliche Triebwerke mit eigenen Pumpen und Leitungen vorliegen, da die Haupttriebwerke für eine leere Rakete um den Faktor 10-20 zu schubstark sind. Die 1% Treibstoffreste die verbleiben reichen für eine Abbremsung um etwa 400 m/s, dies ist soviel, das es auch für die dritte Alternative reicht.

Bei einer gezielten Punktlandung z.B. auf einer Landeplattform muss der Kurs während der Sinkphase korrigiert und zum Schluss schwebend angepasst werden. Auch hier dürften die Treibstoffreste ausreichen. Es ist daher anzunehmen das diese Alternative die beste ist.

Endbilanz: Was bleibt an Nutzlast übrig?

Ergänzt man nun die Zwischenbilanz um die zusätzliche Masse die anfällt für eine wieder verwendbare Rakete so erhält man folgende Bilanz:

Konventionelle Rakete Leichtbau Rakete
Treibstoff gesamt 460.000 kg 460.000 kg
davon Sauerstoff 396.100 kg 408.800 kg
davon Wasserstoff 63.900 kg 32.200 kg
spez. Impuls 4140 m/s 4251 m/s
Tankmasse 22.540 kg 12.000 kg
Triebwerksmasse 9.400 kg 12.700 kg
Strukturmasse 2.800 kg 1.500 kg
Nutzlastadapter 400 kg 400 kg
Steuerungsraketen 1.500 kg 1.500 kg
+ Nutzlasthülle
5.500 kg
+ Hitzeschutzschild
3.800 kg
+ Abbremstriebwerke
900 kg
+ Fallschirm
1.200 kg
Gesamtleermasse 36.640 kg 39.400 kg
Nutzlast für 200 km Bahn 16.320 kg 17.100 kg

Man erhält also wieder fast die gleiche Nutzlast wie bei der "Wegwerf-Rakete", diesmal jedoch mit einem wieder verwendbaren Gefährt. Dabei wurde bewusst eine konventionelle Auslegung gewählt, die analog dem Delta Clipper schon jetzt durchführbar wäre. Der Nutzlastanteil liegt in einer ähnlichen Größenordnung wie bei anderen verfügbaren Trägern, allerdings für eine wasserstoffgetriebenen Rakete niedrig. Eine zweistufige Rakete hätte etwa die doppelte bis dreifache Nutzlast transportiert.

Eine solche Rakete hätte im Vergleich zu einer konventionellen Rakete ein anderes Aussehen sondern sähe ähnlich aus wie der links abgebildete Delta Clipper. Die spitzkegelige Bauweise ist für die Vermeidung von zu großer lokaler Hitze beim Atmosphäreneintritt nötig.

Alternative: Bergung nur der Triebwerke

Beim Space Shuttle geht jedesmal der Tank beim Wiedereintritt verloren. Auch wenn die Kosten dessen heute erheblich höher sind (2005: 33 Millionen Dollar pro Stück) machen sie doch nur einen kleinen Bruchteil der Startkosten aus. Das gleiche gilt für die Nutzlasthülle. Landet man nur die Triebwerke und das Schubgerüst weich, so ist aber die Nutzlastmasse für den Orbit um 50 % höher.

Über eine erdnahe Bahn hinaus?

Ein prinzipieller Nachteil einer einstufigen Rakete ist das sie nur eine erdnahe Umlaufbahn erreichen kann. Wie schon gezeigt nimmt die Nutzlast allein durch die Wiederverwendbarkeit rapide ab. Je höher die Bahn desto mehr Energie ist notwendig um diese zu erreichen. Führt man die Rechnung beispielsweise für eine 800 km hohe Bahn mit 99° Inklination (die Bahn von Erdbeobachtungssatelliten) durch so liegt nun die Nutzlast bei nur noch 7.6 t, obwohl die Geschwindigkeit nur um 700 m/s gesteigert werden musste. Eine höhere Bahn wirkt sich zweifach aus: Mehr Energie zum Erreichen und zusätzlicher Treibstoff der zum Abbremsen nötig ist.

Eine so projektierte Rakete eignet sich aber auch nicht als Zubringer für eine Raumstation, zum einen ist dafür schon eine höhere Bahn nötig (450 km mit 50° Neigung) vor allem aber dauert ein Rendezvous- und Koppelmanöver mehrere Tage, diese Dauer ist zu lange, als das man so lange den Rest-Wasserstoff in den Tanks flüssig halten könnte ohne aufwendige und schwere Tankisolationen.

Für eine andere Bahn wäre also eine Oberstufe oder ein zweistufiger Transporter nötig. Obgleich dann kein einstufiger Transporter mehr, soll dies doch diskutiert werden, da ein wieder verwendbarer Transporter ohne eine Zusatzstufe undenkbar ist, denn ein Großteil der Transporte geht eben nicht in einen erdnahen LEO Orbit.

Zusatzstufen beim Start

Eines der klassischen Rezepte ist eine eineinhalbstufige Bauweise wie sie z.B. der Space Shuttle verwendet. Hierbei werden zusammen mit der Stufe die den Orbit erreicht Zusatztriebwerke gezündet oder sogar die Orbitstufe als Oberstufe eingesetzt. Auch diese Triebwerke können wieder geborgen werden. Sie kommen jedoch ohne Hitzeschutzschild aus und können die klassische Zylinderstruktur haben. Auch hier sind im Prinzip viele Variationen möglich. Am sinnvollsten erscheint es aber die Zusatzraketen parallel zur Hauptstufe zu betreiben, weil man dann die ordnungsgemäße Funktion schon am Boden testen kann und die Hauptstufe nicht im Flug zünden muss.

Zusatzstufen können Feststoffraketen sein, die wieder verwendet werden (wie beim Shuttle) oder ebenfalls Wasserstoff / Sauerstoff Triebwerke die weich landen. Werden letztere verwendet so dürfte es für die Oberstufe kein Problem sein auch Satelliten in einen geostationären Orbit zu befördern. Feststoffraketen könnten wie bisher aus dem Meer geborgen werden, bei Wasserstofftriebwerken ist in ca. 200-300 km östlicher Entfernung von dem Startort ein Landeplatz vonnöten, was ein gewisses Problem darstellt da heute alle Startplätze an Meeresküsten liegen.

Da nun eine zweistufige Rakete vorliegt ist die Nutzlast erheblich höher. So kann eine Rakete mit einer Startmasse von 500 t nicht 17 t wie bei einer einstufigen Rakete, sondern ca. 25-30 t transportieren. Die Unterstufe würde dabei ca. 400 t wiegen und die Oberstufe ca. 100 t. Eine solche Rakete könnte auch ca. 12 t in eine geostationäre Übergangsbahn bringen (bei verkleinerter Nutzlastverkleidung).

Ein Raumgleiter als erste Stufe

Ein Konzept welches für den Space Shuttle gedacht war, war ein Raumgleiter als erste Stufe. Dieser würde eine Kurve fliegen nach dem Abtrennen der Orbitstufe und dann auf einer Landebahn landen. Gegenüber dem ersten Konzept wäre hier mit höheren Entwicklungs- und Fertigungskosten zu rechnen. Dem steht eine erheblich höhere Flexibilität was den Startort betrifft gegenüber da praktisch jeder Ort an dem ein Flugplatz zur Verfügung steht geeignet ist. Ein solcher Raumtransporter verwendet herkömmliche Raketentreibstoffe, die in den Orbit gelangende Stufe könnte kleiner ausfallen, da bei einer höheren Geschwindigkeit abgetrennt wird.

Hopper als modernes Konzept setzt auch auf dieses. Da die erste  Stufe nur einen Teil der Geschwindigkeit für den Orbit aufbringen muss entschärfen sich zahlreiche Probleme, wie die die Forderung nach einer sehr starken Reduzierung der Leermasse auch die Wiedereintrittsgeschwindigkeit ist kleiner, der Hitzeschutzschild so leichter. Eine zusätzliche Oberstufe, die dann in der Regel ein verlustgerät ist muss nicht unbedingt ein Nachteil sein: Wenn höhere Orbits oder der geostationäre Orbit angeflogen werden müssen, dann benötigt man auch bei einer Rakete die einstufig einen niederen Orbit errreicht eine Oberstufe, weil die Nutzlast für höhere orbits stark abnimmt, und der geostationäre Orbit so nicht erreichbar ist.

Eine wieder verwendbare Oberstufe

Bei diesem Konzept wird mit einem Flug eine wieder verwendbare Oberstufe in den Orbit befördert, diese übernimmt dann den Transport von Satelliten in höhere Umlaufbahnen und kehrt nach Mission wieder zu einem niedrigen Orbit zurück. Der Treibstoff wird dabei jeweils mit in den Orbit befördert.

Dieses Konzept hat bei herkömmlichen chemischen Treibstoffen einen Nachteil: Es können nur lagerfähige Treibstoffe mit niedrigem Energiegehalt verwendet werden und neben der Nutzlast benötigt man auch Treibstoff um die Oberstufe wieder in eine niedrige Rendezvous Bahn zu bringen. Dies verringert die Nutzlast bei dem Transport in die geostationäre Übergangsbahn beispielsweise von 6.8 t auf 4.5 t. bei der Rakete im obigen Beispiel.

Dieses Konzept wäre relativ einfach durchzuführen, da im Prinzip eine herkömmliche chemische Oberstufe dafür verwendet werden kann. Erprobt müssen nur Techniken zur Betankung im Orbit werden, zudem müssen die Nutzlasten zwischen beiden Stufen ausgetauscht werden. Am einfachsten geht dies in Behältern wie den Doppelstartvorrichtungen der Ariane Raketen, diese senken aber die Nutzlastmasse um etwa 10-20 %.

Sinnvoll wäre es aber eine Oberstufe mit Ionenantrieb zu verwenden, ein solcher Antrieb verbraucht nur etwa 10 % des Treibstoffes eines chemischen Antriebs und müsste nicht bei jedem Start neu betankt werden. Damit wären auch große Nutzlasten in andere Bahnen zu transportieren. Der Nachteil: der Transport dauert Wochen bis Monate in den neuen Orbit. Ein Transport von 12 t in den geostationären Orbit würde dann zwar etwa 3-6 Monate dauern aber nur etwa 2 t Treibstoff erfordern und die Nutzlast wäre fast dreimal so groß wie bei chemischen Treibstoffen (4.5 t, beide Beispiel auf die obige Rakete mit 17.3 t Nutzlast bezogen).

Ein Luftatmender Antrieb als Erststufe

Mittels Staustrahltriebwerken sollen 7 Mach (2.1 km /sec) in großer Höhe erreicht werden. Dadurch erniedrigt sich für eine Oberstufe die Geschwindigkeit um 2.7 km/sec, was es obiger Stufe ermöglichen würde ohne eine Oberstufe den geostationären Übergangsorbit zu erreichen oder die Oberstufe um die Hälfte ihres Gewichtes auf ca. 200-250 t zu reduzieren. Eine solche Technologie müsste aber erst noch entwickelt werden und wäre im Volumen mit einem Raumgleiter als Unterstufe zu vergleichen. Zwar kann der Sauerstoff für den Antrieb aus der Luft bezogen werden und so viel Gewicht gespart werden, der Wasserstoff der aber 2/3 des Tankvolumens ausmacht bleibt aber. Dem Gegenüber stehen hohe Entwicklungskosten für eine neue noch unerprobte Technik. Die NASA hat alle Versuche einen solchen Antrieb zu entwickeln aufgrund nicht lösbarer Probleme nach 10 Jahren eingestellt. Mehr über Luftatmende Antriebe findet sich in dem Aufsatz über zukünftige Antriebe

Kostenabschätzung

Die Frage der Kosten einer solcher wieder verwendbaren Stufe ist leider wesentlich schwerer zu beantworten. Drei Trägersysteme sollen dies Verdeutlichen: Aus diesen drei Beispielen ist zu erkennen, das zum einen ein wieder verwendbares System nicht unbedingt preiswerter als eine normale Rakete ist, und zum anderem die Technik einen wesentlichen Einfluss auf die Kosten hat. Die japanische H-2 verwendet leistungsfähigere Triebwerke als die Ariane, eine Wasserstoff-Oberstufe und hat ein erheblich besseres Nutzlast / Startmasse Verhältnis als die Ariane 5, das Ziel eine rein japanische Rakete zu entwickeln, mit dem Zwang viele Teile selbst zu entwickeln und eine niedrige Startfolge machen die H-2 aber zu einem sehr teuren Träger.

Die Kosten sind jedoch in 4 Teilaspekte unterteilbar die separat optimiert werden können:

Entwicklungskosten

Bei herkömmlichen Raketen spielten bislang die Entwicklungskosten eine untergeordnete Rolle, sei es weil die Raketen von Armeebeständen stammten sei es weil eine Entwicklung aus politischen Gründen erfolgte (Ariane, H-1, H-2). Ein neues System müsste aber zusätzlich finanziert werden Dies kann nur erfolgen wenn die Entwicklungskosten sich in einem finanziell erträglichen Rahmen bewegen. Aus diesem Grunde dürften luftatmende Antriebe wie bei Sänger und HOTOL erst in wieder verwendbaren Raketen der zweiten Generation verwendet werden. Da die entsprechenden Antriebe noch nicht erprobt sind und daher der Entwicklungsaufwand und die Kostenrisiken noch nicht absehbar sind.

Berechnet man die Entwicklungskosten pro Einheit so kann dies durchaus eine große Summe ausmachen. Die gesamte Ariane 1-4 Entwicklung kostete ca. 2.5 Mrd. DM, bei ca. 130 Starts macht dies etwa 15 % eines Starts aus. Die Ariane 5 Entwicklung kostetet im Vergleich jedoch schon 11 Mrd. DM, entsprechend mehr entfallen auf einen einzelnem Start. Wenn die Rakete in 20 Jahren etwa 200 Starts absolviert so sind des pro Einheit 30 % der Startkosten.

Herstellungskosten

Bei einem wieder verwendbaren Gefährt ist man versucht die Herstellungskosten nicht in gleicher Weise zu betrachten wie bei einer Wegwerf Rakete, schließlich kann das Gefährt wieder verwendet werden. Genauer betrachtet spielen sie jedoch eine Rolle. Auch bei einem wieder verwendbaren Gefährt müssen Teile erneuert werden. So unterliegt der Hitzeschutzschild einer Abnützung und Raketentriebwerke haben ebenfalls Alterungserscheinungen.

Sinnvoll erscheint es ein Gefährt welches ca. 10-20 fach wieder verwendet werden kann ohne das Teile ausgetauscht werden müssen. Dies ist wesentlich weniger als z.B. für den Space Shuttle projektiert (100 fach). Dies hat jedoch zwei Vorteile:

Es ist wesentlich preiswerter ein Bauteil auf 10 fache Lebensdauer herzustellen. So werden Raketentriebwerke in Leistungstests schon bis zu dem 10 bis 20 fachen ihrer normalen Brennzeit Betrieben und haben damit keine Probleme. Prinzipiell sollte eine "normale" Rakete eigentlich so oft wieder verwendbar sein. Sollte nach dem 5. ten Flug ein Austausch eines Teils nötig sein so ist der finanzielle Verlust viel kleiner als bei einem 100 fach wieder verwendbaren Teil, die Ersparnis in der Herstellung ist aber fast genauso groß, schon 10 fache Wiederverwendung spart 90 % der Kosten, 100 fache spart 99 % der Kosten ist aber sicher teurer in der Herstellung.

Während des Betriebs einer Rakete gibt es innovative Verbesserungen, resultierend aus Betriebserfahrungen, neue Techniken oder Anforderungen. So wurde die dritte Stufe der Ariane 4 seit dem Erststart 1988 dreimal verbessert. Diese können wenn etwa eine Einheit pro Jahr neu hergestellt wird laufend eingebracht werden, zudem wird die Produktion am Laufen gelassen und die Kosten für neue Einheiten und Ersatzteile so kleiner gehalten. Zum Schluss kann man auch andere Techniken einsetzen. Beim Shuttle beispielsweise, der auf 100 Einsätze ausgelegt ist hat man die Hitzeschutzschildkacheln nicht als große Blöcke sondern als einzeln austauschbare Kacheln ausgelegt. Ziel war, das eine beschädigte Kachel kostengünstig auszuwechseln ist. Das Ergebnis war genau das Gegenteil: Jede Kachel ist individuell, muss für den Austausch gefertigt werden und als diese nicht haften wollten, brachte dies das gesamte Shuttleprogramm um ein Jahr in Verzug, weil 30.000 einzelne Kacheln neu befestigt werden mussten. Große, teurere, aber einfacher zu wechselnde Stücke wären im Nachhinein besser gewesen.

Als Fazit kann man feststellen: Auch wieder verwendbare Raumfahrzeuge sollten modular aufgebaut sein, so das man Einzelteile schnell und problemlos austauschen kann. Dies ist wichtiger als Einsparungen bei der Herstellung, da ein Teil auch billiger wird, wenn man es öfters herstellt, als nur einmal.

Start und Landekosten

Einen beträchtlichen Teil kostet heute die Abwicklung eines Starts. So sind für die Abwicklung eines Starts von Kourou aus ca. 20 % des Raketenpreises für die Startanlagen, die Vorbereitung und Durchführung zu veranschlagen. Bei einem wieder verwendbaren Gefährt ist dieser Anteil noch höher. Daher sollte bestrebt sein einen Start möglichst kostenintensiv durchzuführen indem man die Startprozeduren automatisiert, Nutzlast und Rakete schnell integriert und ebenso die Landung mit möglichst wenig Personal durchführt.

Wartungs- und Reparaturkosten

Ein wesentlicher Punkt sind natürlich die Kosten die nach einer Landung entstehen, wenn das Gefährt inspiziert und eventuell Teile ausgetauscht oder instand gesetzt werden müssen. Eine wesentliche Preisreduktion kann nicht erfolgen wenn man die gesamte Rakete auseinander bauen und wieder zusammenbauen muss. Es ist daher eine Forderung zu erfüllen: Die Inspektion muss schnell gehen und möglichst einfach den Statuts von Bauteilen feststellen können. Intelligente Steuerungen oder Prüfgeräte sind gefragt die den Verschleiß oder die Funktionsfähigkeit schnell feststellen können, eine modulare Bauweise mit nicht zu vielen Einzelkomponenten erleichtert dies.

Auch hier greift wieder das Beispiel des Hitzeschutzschilds beim Shuttle. Er besteht aus Tausenden von einzelnen Kacheln aus um diese später möglichst kostengünstig auswechseln zu können, was man jedoch übersah war das die Überprüfung so vieler Kacheln sehr viel teurer kam als das auswechseln von einigen Dutzend defekten Kacheln. Ein wieder verwendbarer Träger sollte daher aus weniger Teilen bestehen. Geht man von einer nur 10-20 fachen Wiederverwendung aus so können auch Teile so konstruiert werden, das sie in dieser Zeit verschleißen mit einer entsprechenden einfacheren Inspektion.

Gesamtabschätzung

Die Kostenseite ist schwer abzuschätzen, da auch beim Shuttle hier große Steigerungen erfolgten. Bei vorsichtiger Schätzung dürften sich die Startkosten (ohne Entwicklungskosten) gegenüber einem herkömmlichen Start auf ein Drittel reduzieren lassen. Schafft man es die Wartung und den Start mit wesentlich weniger Personal als bisher abzuwickeln so sind auch weitere Einsparungen möglich, eine Reduktion unter 25 % der normalen Startkosten ist jedoch nur möglich wenn man ein Gefährt hat welches im Vergleich zu heutigen Starts so alltäglich abgewickelt wird wie ein Verkehrsflugzeugstart.

Die Nutzlasten

Ein wesentlicher Punkt sind die Nutzlasten. Während der ganzen Projektierung wurde die Rakete auf eine Nutzlastmasse von ca. 20 t in einen erdnahen Orbit ausgelegt. Dies hat zwei Gründe. Zum einen wird ein idealer Verwendungszweck eines solchen Trägers der Zusammenbau und die Versorgung der Raumstation Alpha sein, bei der Nutzlasten in dieser Größenordnung benötigt werden. Auch für geostationäre Satelliten dürfte eine solche Nutzlastmasse erforderlich sein (Ariane 4+5 liegt in der gleichen Größenordnung). Eine viel kleinere Nutzlast ist auch nicht sinnvoll da dann das Leergewicht der Rakete prozentual höher ist und daher die Nutzlast absinkt. Man erhält so eine moderate Startrate. Zu wenige Starts sind genauso schlecht wie zu viele.

Lernt man von den Erfahrungen des Space Shuttles so sollte man nicht auch bei Preisreduktionen auf neue Nutzlasten hoffen. Damals wurden Satelliten zu einem Fünftel des Preises eines Raketenstarts befördert, trotzdem wurden nicht mehr oder andere Nutzlasten als die herkömmlichen Kommunikationssatelliten transportiert. Schon beim Space Shuttle war bei Planungsbeginn abzusehen, das die Nutzlasten nicht für die Startfrequenz ausreichten, die geplant waren. Ohne die hohen Startfrequenzen aber wurde der Shuttle teuer.

Sicher werden wenn ein wieder verwendbarer Träger einmal zur Verfügung steht auch andere Nutzlasten nachziehen, doch dürfte deren Entwicklung erst beginnen, wenn ein solcher preiswerter Träger etabliert ist und zur Verfügung steht.

Zu denken sind hier unbemannte Materialforschungsexperimente oder wieder verwendbare Plattformen wie Eureka die auch von einem solchen Träger wieder geborgen werden. Leider geht derzeit bei Satelliten der Trend zu kleinen spezialisierten Satelliten die mit Trägern mit Nutzlastmassen von weniger als 2 t gestartet werden, z.B. neuere Erderkundungssatelliten oder Mobilfunknetze. Für diese Nutzlasten wäre ein wieder verwendbarer Träger eindeutig überdimensioniert.

Lohnend wird ein solcher Träger wenn man wirklich einmal daran denkt zum Mars zu starten, da man dafür einige 100 t Material in den Erdorbit befördern müsste. Analoges gilt für eine Mondkolonie. Doch dies alles ist noch Zukunftsmusik.

Derzeit gibt es pro Jahr nur etwa 4-6 große Nutzlasten für einen niedrigen Erdorbit: Amerikanische Aufklärungssatelliten des Typs KH-12 und Lacrosse sowie Module für ISS. Rechnet man noch den Transport von Kommunikationssatelliten hinzu so kommt man auf ca. 20 Starts bei einer chemischen Oberstufe oder 10 mit einem Ionenantrieb als Oberstufe. Als Vergleich: Der Space Shuttle sollte nach der NASA Planung von 1977 bis zu 60 mal pro Jahr starten.

Energija 2Vergleich: Energija 2

Das einzige Konzept, welches dem Projektstadium entwuchs ist Energija 2. Bei der Energija, die zweimal 1987 und 1988 startete handelt es sich um eine zweistufige Rakete mit wiederverwendbaren Boostern und einer nicht wiederverwendbaren Zentralstufe. Sie befördert die Nutzlast auf eine fast orbitale Bahn,, bei der nur etwa 100 m/s für einen Orbit fehlen. Die Nutzlast muss dann einen eigenen Antrieb zünden um selbst einen Orbit zu erreichen, die Zentralstufe verglüht etwa 50 Minuten nach dem Start.

Die Energija 2 hätte nun auch die Zentralstufe wieder verwendet. Dazu gab es aber Änderungen. Zum einen ist die Leermasse größer, zum anderen hat sie nur 3 anstatt 4 Triebwerke, da sie ausgelegt war nicht etwa 90-100 t wie Energija sondern nur 30 t wie die Kombination Energija / Buran zu transportieren. Die folgende Tabelle informiert über die Unterschiede zwischen beiden Stufen:

  Energija Energija 2
Nutzlast : 105 t 30-35 t
Startmasse: 2420 t 2060 t
Zentralstufe Startmasse: 695 t 570 t
Zentralstufe Leermasse: 85 t 100 t
Voll/Leeermase 8.2 5.7

Energija 2 ist nicht mit einem modernen Konzept zu vergleichen, das sich aus den Erfahrungen des Space Shuttles entwickelt hat, bei dem man durch Reduktion des Orbiter und Treibstofftankgewichts die Nutzlast um etwa 7-10 t gesteigert hat. Energija selbst ist ein sehr massiver Entwurf, der deutlich schwerer als das Space Shuttle ist. Energija 2 ist in dieser Hinsicht schon leichtgewichtiger. Die Leermasse liegt etwa 40 % höher als bei der nicht wieder verwendbaren Version.

Moderne Konzepte: X-34 und Venture Star

X33 Venture Star Die NASA arbeitet seit langem an einem Shuttle Nachfolger. Die Nachteile des Shuttles sind bekannt. Von den 434 Mill. USD die im Schnitt ein Start kostet (so angegeben für die Zubringerflüge zu Alpha), entfallen nur 83 Mill. USD auf den Start und 351 Mill. USD auf die Fixkosten. (Ein Viertel des NASA Etats geht nur für die Shuttle Flotte drauf).

Seit den achtziger Jahren sind daher 4 Projekte theoretisch oder Praktisch getestet worden:

Sowohl X-34 wie auch Venture Star haben zwei prinzipielle Nachteile: Sie benötigen um überhaupt ohne Nutzlast einen Orbit erreichen zu können Materialen, die es noch nicht gibt. Derzeit haben beide Projekte "Übergewicht", d.h. würden nicht einmal ohne Nutzlast einen Orbit erreichen. Trotzdem werden vollmundige Versprechungen gemacht wie "Niedrige Startpreise", "kleine Fixkosten" Hatten wir das nicht schon mal? Aber klar, 1972 als der Shuttle gebaut wurde. Nur gibt es einen Unterschied - Der Shuttle basierte auf schon entwickelter Technik, die Kosten waren abzuschätzen und die Nutzlast auch. X-34 und Venture Star basieren auf einer Technologie die wir noch nicht haben (ob man sie wohl jemals haben wird?), deren Kosten wir nicht kennen und auch nicht die Nutzlast die sie eines Tages einmal ermöglichen wird. Ende 2001 stellte die NASA ihr Projekt Venture Star ein, kurz darauf Lockheed-Martin das X-34 Programm.

Dieser Text stammt von Bernd Leitenberger
© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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