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Stratolaunch

Einleitung

Nach den suborbitalen Flügen mit SpaceShip One und Two haben die Firmen und Investoren, die hinter diesen beiden Projekten stehen, ein neues Projekt vorgestellt: Stratolaunch. Ein Trägerflugzeug soll eine Rakete in 9 km Höhe tragen, dort ausklinken und sie soll einen Orbit erreichen. Hier eine genauere Betrachtung der Raketentechnik die dahinter steckt. Nur bedingt kann ich mich zu dem zweiten Hauptteil, dem Flugzeug äußern, denn Flugzeugbau ist nicht meine Disziplin. Wie schon bei den vorherigen Unternehmungen ist der größte Investor Paul Allen, der reich wurde weil er zusammen mit Bill Gates 1975 Microsoft gründete. Obwohl er schon 1983 aus dem Unternehmen aufgrund einer Krankheit ausschied ist er Multimilliardär aufgrund der ursprünglichen 40% Beteiligung am Gründungskapital. Auch sonst finden sich im Beratergremium bekannte Namen wie Burt Rutan, Konstrukteur von Flugzeugen wie der White Knight, Mike Griffin, ehemaliger und wohl am meisten gehasster NASA Administrator. (Für die einen verantwortlich für das Einmotten der Space Shuttles, für die anderen für den größten Kahlschlag im Wissenschaftsprogramm und für die dritten für ein Mondprogramm das nie richtig in die Gänge kam und entsprechend leicht von Obama eingestellt werden konnte da es nur kostete und nichts brachte. Erstaunlicherweise ist von SpaceX nur Gwen Shotwell, Vizepräsidentin dabei, nicht aber der sonst so öffentlichkeitssuchende Elon Musk.

Vorgeschichte Spaceship One und Two.

Als erstes Gefährt seit 1967 erreichte 2004 SpaceShip One eine suborbitale Bahn mit einer Spitzenhöhe über 100 km, und damit für kurze Zeit die Grenze zum Weltraum, die nach allgemein anerkannter Vereinbarung bei 100 km beginnt. Ein Trägerflugzeug, die White Knight 1, transportierte es in 17 km Höhe. Dort zündete es seinen Hybridantrieb. Bedingt durch die Aussetzung bei knapp Unterschallgeschwindigkeit und die Nutzung der Atmosphäre (Auftrieb) kam SpaceShip One, ein Zwitter aus Flugzeug und Raketenantrieb mit nur einer Beschleunigung auf 962 km/s eine Höhe von 100 km.

SpaceShip One war noch nicht für die Beförderung von Passagieren ausgelegt. Dies soll die größere SpaceShip Two ermöglichen, die von einem noch größeren Carrierflugzeug, der White Knight Two getragen wird. Auch hier wird es eine Gipfelhöhe von 100 km geben, was rund 6 Minuten Schwerelosigkeit erlaubt. Ein Start soll rund 200.000 Dollar pro Person kosten. Neun Passagiere können pro Flug mitreisen.

Die Trägerflugzeuge stammen von Scaled Composites, ebenso die Raketenflugzeuge. Kunde für den Transport ist Virgin Galactics.

Das Konzept von Stratolaunch

??????Es gibt nur einen großen Unterschied: Anstatt dem auf 17 t geschätzten SpaceShip Two, das nur einen suborbitalen Hüpfer absolviert, wird eine 220 t schwere Rakete transportiert werden, die 6,1 t in einen niedrigen Erdorbit bringt.

Für eine Nutzlast dieses Gewichtes ist natürlich ein ganz anderes Trägersystem nötig. Wie die bisherigen ist es ein Flugzeug mit Doppelrümpfen, um die Rakete in der Mitte zu transportieren, sonst würde sie einseitig einen Flügel belasten, was bei dieser Größe wahrscheinlich zum Bruch der Struktur führen würde. die Flügel haben nur eine geringe Pfeilung und eine Spannweite von 117 m. Damit wäre es das größte Flugzeug das jemals flog und auch die Startmasse von 540 t liegt nur wenig unter dem eines Airbus 380 bei Vollbeladung. ES hat eine Reichweite von 2.200 km. Das ist ausreichend, schließlich soll es ja nur aufsteigen und dann die Rakete abwerfen.

Im die Kosten zu begrenzen wird man von Boeing 747 die aus dem Dienst gestellt werden verbliebene Triebwerke nutzen. Trotzdem werden 6 dieser benötigt und das Flugzeug braucht eine Startstrecke von 3,7 km um abzuheben. Das ist sehr lange. Nur wenige zivile Flughäfen haben so lange Startbahnen. Geplant ist zuerst ein Start vom Mohave Air and Space Port.

Stratolaunch hat zwei Boeing 747 gekauft. Neben den Triebwerken (zwei dienen als Reserve) verwendet das Flugzeug auch andere Teile der Boeing 747, so große Teile des Cockpits (mit kleinen Änderungen). Das zweite Cockpit wird für einen Flugsimulator genutzt. Auch strukturelle Teile werden eingesetzt, das Flugzeug besteht also nicht nur aus "Composites" (Verbundwerkstoffe wie kohlenfaserverstärkter Kunststoff). Das Flugzeug soll zu je einem Drittel aus Boeing 747 Teilen, "Compsites" und Treibstoff bestehen. Bei der Vorstellung des Flugzeugs im Juni 2016 wurde die Gesamtmasse des Trägersystem nun mit 590 t angegeben, davon entfallen 250 t auf die Rakete. Bei 113 t Treibstoff müsste das Flugzeug wenn man den durchschnittlichen verbrauch von 4 Jumbotriebwerken mit 10 t Kerosin pro Stunde zugrunde liegt rund 7,5 Stunden in der Luft bleiben. Rechnet man den erhöhten Treibstoffverbrauch für Steigflug und Sinkflug hinzu so sind es immer noch über 6 Stunden, was der Maschine eine Reichweite von über 2000 km vom Start/Landeplatz aus gibt.

Die Rakete

2014 wurde bekannt das die Rakete "Thunderbolt" nach einem Raumschiff aus der Jugend Paul Allens benannt wurde.

Die Rakete sollte ursprünglich von SpaceX stammen. Nachdem man auf den Videos fünf Triebwerke sah, kam zuerst bei einigen Berichterstattern die Idee auf, es würde sich um die 2006 von SpaceX eingestellte Falcon 5 handeln. Doch auch wenn diese fünf Triebwerke hatte, so war sie deutlich länger als die abgebildete Rakete. Es wäre für SpaceX auch keine gute Idee, ein abgelegtes Konzept neu aufzulegen. Das bedeutet eine neue Qualifikation und damit neue Flüge sowie weitere Entwicklungskosten. Sinnvoller ist es die schon bestehende und erprobte Falcon 9 zu nehmen und einfach zu kürzen: Tanks bestehen sowieso aus Segmenten die verschweißt werden. So kann man leicht Segmente weglassen und hat eine kürzere Rakete. Wegen des geringeren Schubs ist es am sinnvollsten von den neun Triebwerken der Falcon 9 welche wegzulassen. Es werden nicht fünf, sondern nur vier sein, wie SpaceX inzwischen bekannt gab und es sind Merlin 1D. Deren Schub beträgt 653 kN am Boden. In der Höhe werden sie mehr Schub liefern, wahrscheinlich um die 670 kN. Vier Triebwerke haben dann 2.680 kN und damit genügend Schub um die 220 t schwere Rakete mit 12,2 m/s zu beschleunigen.

Mehr gibt es nicht an Details über die Rakete. In den Abbildungen sieht sie verhältnismäßig "kurz" aus, was ebenfalls für eine verkürzte Falcon 9 spricht. Die Nutzlast ist verglichen damit dass man in der Luft startet gering: 13,23 t soll die 480 t schwere Falcon 9 transportieren, 6,1 t die Stratolaunch Rakete. Das ist genau dasselbe Verhältnis pro Tonne Rakete. Sie ist 120 Fuß lang. Das sind 36,6 m, also fast 30 m weniger als eine Falcon 9 in der "v1.1" Version. Von dieser Länge entfällt einiges auf die Nutzlastverkleidung die dicker als der Rumpf ist. Die einmal projektierte Falcon 5 sollte mit 181,4 t ebenfalls 6 t transportieren. Das deutet daraufhin, dass  der Gewinn durch den Start aus der Luft durch eine höhere Leermasse kompensiert wird. Sie ist schon alleine deswegen höher weil das Schubgerüst unverändert übernommen wurde und die Tanks normalerweise das leichteste an der Rakete sind und gerade diese werden ja verkürzt.

??????Sie wird auch schwerer sein müssen, weil nun die Tanks und andere Strukturen dafür ausgelegt sein müssen, dass nicht nur Kräfte in der Längsachse, sondern auch in der Querachse angreifen. In der Summe könnte es sogar darauf hinauslaufen, das aufgrund des andere Startprofils und der unterschiedlich angreifenden  Belastung so viele Änderungen nötig sind, dass von der Idee "Wir nehmen eine Rakete, kürzen die Tanks und lassen 5 Triebwerke weg" nicht viel übrig bleibt und massive Änderungen nötig sind. Denkbar wären etwas größere Düsen, da nun der Betrieb nicht bei 1 bar sondern 0,5 bar beginnt. Doch anders als Laien denken macht dies wenig aus. Verglichen mit dem Betrieb im Vakuum ist es trotzdem noch die Hälfte des Ausgangsdrucks. Mehr als eine Verlängerung der Düsen um den Faktor √2 ist da nicht drin. Dagegen hat das Merlin Vakuum ein um den Faktor 8 größeres Expansionsverhältnis als das Merlin für den Bodenbetrieb.

Was nicht geplant ist, ist die Nutzung des Auftriebs. Sowohl Spaceship One und Two wie auch die Pegasus oder X-15 hatten im Verhältnis zum Gewicht große Tragflächen. Sie machen auch bei einer Rakete einen Sinn, denn solange die Stufe noch in der Atmosphäre ist, bringen sie einen Auftrieb. Die erste Stufe verbringt einen guten Teil ihrer Betriebszeit noch in einer Region  in der Flügel wirksam sind. Will man weich landen, so tut man sich viel leichter, weil sie ein  Manövrieren und einen Gleitflug zurück zum Startplatz erlauben. Es gibt am Heck einen sehr kurzen Delta Flügel., doch ist er zu klein um wirksamen Auftrieb zu erzeugen. Er dürfte vielmehr die Rakete stabilisieren und den Flug des Carrierflugzeugs vereinfachen. Ob eine Landung mit dem eigenen Antrieb wie bei den Falcon 9 geplant ist (dort seit 10 Jahren angekündigt, aber bei der aktuellen Falcon 9 nicht durchgeführt) wurde nicht bekannt.

Im November 2012 gab Stratolaunch bekannt, das OSC an die Stelle von SpaceX als Zulieferer der Trägerrakete treten soll. SpaceX hat Probleme in den Produktionsstraßen zwei Versionen gleichzeitig zu produzieren und die Änderungen an der Falcon 9 sollen so gravierend sein, dass es zwei Versionen sind. Das wurde von SpaceX unterschätzt. (Quelle)

Die Trägerrakete von Stratolaunch soll 220 t wiegen. OSC verfügt derzeit über die Antares, die 60 t schwerer ist und die Minotaur IV/V die aber viel leichter sind (83,4 t schwer). Die einfachste Lösung für das Gewichtsproblem dürfte ein "Propellant off-loading" sein, also weglassen von Treibstoff in der ersten Stufe. Ähnlich ging man auch bei den kleinen Versionen der Ariane 4 (40 und 42P) vor, weil diese mit vollen Tanks nicht abheben konnten. Wie allerdings die von Stratolaunch angegebene Nutzlast von 6 t so erreicht werden soll, wenn schon die normale Antares bei nur 5,1 t liegt ist zweifelhaft. Alleine der Verlust an Geschwindigkeit durch das Offloading ist höher als der Gewinn durch einen Start in großer Höhe und bei Mach 0,6. Ob dies die Lösung ist offen. Weiterhin ist die Antares auch etwas länger (40,5 m, doch das kann man lösen indem man die fast zehn Meter lange Nutzlastverkleidung kürzt. Da die Rakete auch 2.300 kg in GTO Bahnen transportieren soll, wird wohl auch die Star 48V Zusatzstufe eingesetzt werden. Auch dieser Wert liegt deutlich höher als die Nutzlastangabe für die Antares 132, die bei 1,800 kg für den GTO liegt.

2014 gab es etwas mehr Details zur Trägerrakete. Sie besteht aus drei Stufen. Die ersten beiden stammen von ATK. Sie sind aus Feststoff. Die dritte setzt die RL-10 Triebwerke ein. Zwei dieser pro Stufe. Das verwundert eher. Zum einen verwendet die Stufe so die Kombination LOX/LH2. Damit wäre die Nutzlast bei der kleinen Startmasse möglich. Zum anderen  ist diese Kombination deutlich voluminöser. Eventuell umgibt die Nutzlasthülle in der oberen Abbildung daher auch die Oberstufe. Pro Träger werden zwei RL-10 Triebwerke eingesetzt. Da selbst große Träger wie die Atlas V und Delta 4 nur ein Triebwerk einsetzen spricht dies für eine hohe Stufenmasse. Auf der anderen Seite gilt das Triebwerk als relativ teuer, was nun bei der kleinen Nutzlast die startkosten nicht gerade positiv beeinflusst. Schon vorher sprach Orbital davon dass die Technologie der Thunderbold die Nutzlast ihrer eigenen Trägerrakete Antares steigern könnte. Ob dies nun der Einsatz von größeren Feststoffstufen von ATK oder der Oberstufe mit den RL10 ist wurde nicht gesagt. Da die Nutzlast von derzeit 5600 auf 7000 bis 8000 kg steigen soll, würde der Autor aber eher auf die LOX/LH2 Oberstufe setzen, da eine Steigerung um 1400 bis 2400 kg oder rund 25 bis 40% nur mit einer Feststoffstufe doch eher nicht möglich ist.

Der erste Start soll 2018 erfolgen. Mitte 2014 war das Projekt nach eigener Aussage voll im Zeitplan. Langfristig soll die Rakete "man rated" gemacht werden. Bei der Vorstellung des Flugzeuges das im Juli 2016 bekanntgegeben wurde, war von einem Termin für die ersten Starts aber keine rede mehr. 2011 sollten diese noch 2016 erfolgen. Dafür ist nun Mitte 2016 die Frage der Trägerrakete ganz offen. Stratolaunch hat zwar inzwischen von Aerojet sechs RL-10C-1 Triebwerke (mit Optionen für weitere 6 Triebwerke) bestellt, doch dementierte der CEO, das eine Entscheidung über en Zulieferer der Trägerrakete gefallen sei. Man wäre im Gespräch mit vielen Unternehmen und würde über 70 Konfigurationen untersuchen. Kein Unternehmen wäre bisher ausgeschlossen worden, soweit der Stand vom Juni 2016.

Das Trägerflugzeug

Der folgende Abschnitt stammt von "Flugzeugkarle" (echter Name bekannt, falls Kontakt gewünscht), der seine eigene Analyse des Trägerflugzeugs mir zur Verfügung gestellt hat


Konfiguration & Bauweise

??????So ungewöhnlich die Anordnung der einzelnen Komponenten auf den ersten Blick wirkt, so logisch erschließt sie sich aus der Aufgabe. Die Nutzlast hängt in der Mitte, im Schwerpunkt des Fluggeräts. Dadurch vermeidet man Schwerpunktsprobleme nach dem Ausklinken. Schließlich wiegt die Rakete fast die Hälfte des kompletten Geräts. Für die erforderliche Bodenfreiheit der Rakete ist der Flügel als Hochdecker ausgeführt, was zusätzlich den Vorteil hat, durchgehende Flügelholme bauen zu können.

 Zur Unterbringung des imposanten Fahrwerks und als Leitwerksträger bietet sich folglich die Doppelrumpfkonfiguration an. Man kann davon ausgehen, dass die Rümpfe in erster Linie leer und unbedruckt sind; also keine Druckkabine haben. Nur das aufgesetzte Cockpit hat eine Druckkabine notwendig. Das macht die Rümpfe leicht. Der Rest der Rumpfstruktur gibt die Lasten des Fahrwerks an den Flügel weiter, stellt den Strukturverbund zu den Leitwerken her und wirkt ansonsten als aerodynamische Verkleidung für das Fahrwerk.

Die sechs Triebwerke werden von zwei ausgeschlachteten B747-400 verwendet. Die Maschinen wurden von United Airlines (UA) gekauft, es muss sich laut Internetrecherche also um Pratt-Whitney PW4062 Triebwerke handeln. Die Motoren hängen - klassisch - unter dem Flügel. Dadurch wird der Flügel entlastet (Gewichtseinsparung) und die Motoren sind gut zugänglich. Es steht zu vermuten, dass auch gleich die Triebwerksaufhängungen (Pylons) von den B747s mit übernommen werden.

Der Flügel hat einen einfachen Doppeltrapezgrundriss. Er ist ungepfeilt; also wird die maximale Flugmachzahl in der Gegend von M0.6 liegen.

Die Bauweise der Primärstruktur wird in Scaled-üblicher Art und Weise als Kohlefaserverbund ausgeführt werden (siehe unten). Die einzelnen Strukturbauteile werden in Negativformen gebaut und dann verklebt. Das ist für Großflugzeuge ungewöhnlich, für den Prototypenbau und Kleinserien allerdings recht praktikabel, zumal es einiges an Gewicht spart. Alle Scaled Flugzeuge sind so gebaut. Für die spätere Analyse ist das insofern wichtig, als dass man gegenüber konventionellen Verkehrsflugzeugen nochmal an der Gewichtsschraube nach unten drehen darf.

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Gewichtsabschätzung

Eine erste Abschätzung des Leergewichts macht man mit Hilfe des maximalen Abfluggewichts (Maximum Take-Off Weight, MTOW). Scaled gibt dieses mit 1.2 Millionen Pfund an, also 545t. Damit ergibt sich aus der statistischen Regression für Großraumverkehrsflugzeuge ein Leergewicht von 247.4t, ohne die Rakete, versteht sich.

Diese Zahl lässt sich durch eine Abschätzung der Komponentengewichte überprüfen:

Die Triebwerke und Pylons (Triebwerksaufhängungen) gehen recht einfach - die sind von der B747 und der entsprechende Wert lässt sich finden. Ähnlich einfach ist es beim Fahrwerk: Diese wiegen immer 4% vom MTOW. Für die Systeme (Elektrik, Hydraulik, Flugsteuerung, etc.) kann man sich wieder der Statistik von Verkehrsflugzeugen bedienen.

Das Gewicht von Rümpfen und Leitwerken kann man über Flächengewichte (kg pro qm) abschätzen. Entsprechende Werte findet man wieder bei großen Verkehrsflugzeugen, wobei man für die Rümpfe natürlich Flächengewichte außerhalb der Druckkabine der Verkehrsflugzeuge verwenden muss. Der schwierigste Teil ist schließlich der Flügel. Es gibt schlicht keinen 117m Flügel der 545t Auftrieb liefert. Man muss darum etwas tiefer einsteigen und den Flügel in seine Bestandteile (Primär- und Sekundärstruktur) zerlegen. Mit einem Biegebalkenansatz kann man schließlich die Primärstruktur von einem bekannten Flugzeug ausgehend auf die Stratolaunch Dimensionen hochskalieren.

Aufgrund der aufwändigeren Leichtbauweise (Kohlefaser, ggf. Sandwichbauweise, verklebt statt vernietet) kann man zusätzlich Gewichtseinsparungen von 10% bei Rumpf, Leitwerken und Flügel erreichen, was beileibe nicht so wenig ist wie es sich anhören mag. Der Flügel kommt damit auf ca.133.2t und ist somit deutlich das schwerste am Gerät. Es handelt sich jedoch um ein echtes Leichtgewicht, wenn man bedenkt, dass ein A380 Flügel 80t wiegt, aber 30% weniger Spannweite hat (die mehr als quadratisch ins Gewicht eingeht).

Der Gewichtsaufbruch nach Komponenten ist damit:

Flügel 133.2t
Rümpfe 39.3t
Leitwerke 3.1t
Triebwerke 34.9t
Pylons 5.0t
Fahrwerke 21.8t
Systeme 13.2t
Leergewicht 250.5t


Damit liegt das Leergewicht nach Komponenten recht nahe an dem statistisch abgeschätzten Wert von 247.4t. Ein Fehler von kleiner 2% ist bei diesem Informationsstand ein sehr guter Wert.
Das Gewicht der Rakete gibt Bernd mit 220t an, also nochmal so viel wie das Trägerflugzeug wiegt. Damit ergibt sich ein Rüstgewicht von 442.9t. Bei dem publizierten maximalen Abfluggewicht MTOW von 545t verbleiben somit ca. 100t für Treibstoff. Grob geschätzt benötigt man ca. 50t für die reine Absetzmission (siehe Kapitel unten). Wofür könnten die verbleibenden 50t sein?

Möglich Gründe:

Aerodynamik/Widerstandsabschätzung

Um möglichst viel Auftrieb zu gewinnen wird das Trägerflugzeug „so schnell wie möglich“ fliegen, da der Auftrieb quadratisch mit der Geschwindigkeit wächst. Zunächst gilt es also die Auslegungsgeschwindigkeit herauszufinden. Typische Verkehrsflugzeuge mit ungepfeiltem Flügel (z.B. Dornier Do328jet) haben eine maximale Flugmachzahl von Mmo=0.65. (M: Machzahl, abhängig von der Temperazur/Höhe am Erdboden ca. 1235 km/h = 343 m/s und in 10 km Höhe 1080 km/h = 300 m/s) Die Reiseflugmachzahl liegt typischerweise ca. 5% unter Mmo, das wären dann M0.63. Ab hier steigt der Widerstand aufgrund von Überschalleffekten am ungefpeilten Flügel stark an (transsonischer Widerstandsanstieg). Die Abschätzung des Widerstands basiert im Wesentlichen auf den umspülten Oberflächen und der fast-elliptischen Auftriebsverteilung am hochgestreckten Tragflügel. Basis für die Ermittlung der umspülten Oberflächen ist die Draufsicht des Stratolaunch Flugzeugs bei wikipedia. Dabei handelt es sich jedoch um eine hochskalierte Zeichnung des WhiteKnightTwo.

Als Ergebnis der Widerstandsabschätzung errechnet man die maximale Gleitzahl bei M0.63 zu L/D = 24.3. Das sind ca. 25% mehr als bei Verkehrsflugzeugen. Hier zahlt sich die immense Spannweite von Stratolaunch aus.

Für Absetzmissionen ist neben der Flugggeschwindigkeit die maximale Steighöhe interessant. Diese wird unter Anderem durch das sogenannte High-Speed-Buffet begrenzt. Dabei handelt es sich um eine Auftriebsbegrenzung durch Überschalleffekte am Flügel. Dieser Effekt lässt sich nicht ohne Weiteres abschätzen. Als erste Näherung kann man den Effekt von bekannten Flugzeugen über die Flügelpfeilung übertragen. In gewissen Grenzen lässt sich diese Grenze aber noch anheben, z.B. durch anpassen der Flügeldicke, welche noch unbekannt ist.

Triebwerke

Die PW4062 liefern ca. 60klbf Schub in Meereshöhe: pro Stück! In 31000ft (9450 m) sind davon noch etwa 11klbf übrig. Das detaillierte Schubverhalten sowie die Abschätzung des Treibstoffverbrauchs modelliert man über die Skalierung entsprechender Triebwerksdatensätze.

Maximale Steighöhe

Mit den Widerstandskurven, den Triebwerksdaten und den Fluggeschwindigkeiten kann man schließlich iterativ die maximal mögliche Steighöhe errechnen. Bei einem Start mit maximalem Abfluggewicht MTOW=545t erhält man in etwa 31000ft (9450 m) als maximale Steighöhe. Das zugehörige Steigflugprofil entlang der Zeitachse ist im unten links als Schaubild abgebildet, zusammen mit dem Fluggewicht. Es liegt in der Natur der Sache, dass man die Hälfte der Zeit für die letzten 10% Höhe benötigt – und 50% des Sprits. In dem Steigprofil wurde das High-Speed Buffet (siehe Kapitel Aerodynamik) ignoriert, da die genaue Grenze nicht bekannt ist.

Die maximal erreichbare Steighöhe (Ceiling) hängt vom Gewicht ab. Startet man leichter als mit dem maximalen Abfluggewicht MTOW, so kann man höher steigen. Die maximal erreichbare Steighöhe je nach aktuellem Fluggewicht (Endgewicht nach Steigflug) ist im Diagramm unten rechts dargestellt. Hier ist als gestrichelte Linie ebenso der Einfluss des abgeschätzten High-Speed Buffet eingezeichnet. Das High-Speed Buffet kostet demnach ca. 2000ft.


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Für den abgebildeten Steigflug inklusive Start mit MTOW verbraucht Stratolaunch ca. 29t Treibstoff. Außerdem wird eine Strecke von ca. 600nm zurückgelegt (man kann selbstverständlich auch in einer großräumigen Spirale direkt über dem Startflugplatz aufsteigen). Der Treibstoffverbrauch verteilt sich auf die einzelnen Missionsphasen wie folgt:

Rollen, Start und Anfangssteigen 3t Start mit MTOW=545t auf 1500ft
Steigflug auf Ausklinkhöhe 29t Zielhöhe 31000ft bei Fluggewicht=525t, Geschwindigkeit M0.6 (181 m/s), max. Entfernung 600nm
Rückflug zum Landeplatz (10t) (falls die maximalen 600nm zurückgelegt wurden)
Abstieg 3t (bei Ausklinken über Startflughafen)
Anflug, Landung, Rollen 2t
45min Reserven 10t
Mitzuführender Treibstoff ca. 47t - 57t Je nach Distanz Absetzgebiet - Startflughafen

Bei maximalem Abfluggewicht von 545t, einem Spritbedarf von etwa 50t und einem Leergewicht von 250t könnten also 245t auf 31000ft mit 181m/s transportiert werden.

Die bisher geplante Rakete wiegt laut Bernds Quellen ca. 220t. Das bedeutet, man würde nicht mit MTOW starten, sondern 25t leichter (250.5t + 220t + 50t = 520.5t). Nach Abzug des Treibstoffbedarfs für den Steigflug ergibt sich in diesem Fall das Ausklinkgewicht zu ca. 490t. Das Schaubild mit der maximalen Steighöhe oben rechts zeigt, dass bei 490t in etwa 2000ft mehr Steighöhe drin sind, also insgesamt 33000ft. (10000 m)

Damit liegt die projektierte Absetzhöhe von Stratolaunch für eine 220t Rakete in dem Höhenband 31000ft - 33000ft. Dies stimmt mit den Angaben auf der Stratolaunch Homepage von 30000ft-35000ft überein.

Start/Landung

Das übliche Betriebsgelände für Stratolaunch sind die ausgedehnten Salzseen in der Mojave-Wüste und die unendlichen Weiten in New Mexico (SpacePort America). Aber das muss nicht so sein, denn als "normales" Flugzeug könnte der Träger theoretisch von jedem beliebigen Flughafen der Welt starten. Geht das auch praktisch?

Zunächst soll die Startstrecke analysiert werden. Diese wird mit 12,000ft (3660 m) angegeben. Skaliert man die Startstrecken einer B747-400 oder einer A380-800 mit den relevanten Parametern auf Stratolaunch-Größe, so ergibt sich die Startstrecke zu 11,000-14,000ft. Damit liegt Stratolaunch am oberen Ende dessen, was große Verkehrsflugzeuge haben (<11,000ft ~ 3400m).

Ein weiterer Punkt ist die Landung bzw. die Anfluggeschwindigkeit. Sie bestimmt die Landestrecke und anhand von ihr wird das Flugzeug von der Luftverkehrskontrolle in den anfliegenden Verkehr "einsortiert". Für Stratolaunch errechnet man eine Anfluggeschwindigkeit von 165kts-175kts (305-324 km/h), falls das Trägerflugzeug mit Rakete wieder landen muss (die hohe Streuung liegt an der unbekannten Art des Hochauftriebssystems). Das sind sehr hohe Werte. Gegenwärtige Verkehrsflugzeuge sind normalerweise unter 150kts (278 km/h), die MD-11 und die B747 kommen an die 160kts. (296 km/h)

Damit erscheint prinzipiell möglich, Stratolaunch von jedem großen Flughafen auf der Welt aus zu betreiben. Während des normalen Flugverkehrs wird es eher nicht machbar sein, wogegen ja auch Sicherheitsbedenken sprechen. Aber ein Start in der Nacht bei wenig Verkehr, oder aber von wenig frequentierten Militärflugplätzen ist sehr wohl vorstellbar.

Soweit die Ausführungen von "Flugzeugkarle"


Der Start aus der Luft was bringt es?

Um das Konzept von Stratolaunch beurteilen zu können, muss man wissen wie sich die Gesamtenergie bei einem Raketenstart verteilt. Der größte Teil entfällt natürlich auf die Energie, die man braucht um einen Orbit zu erreichen. der zweite Punkt der ebenfalls exakt berechenbar ist, ist die Hubarbeit: Genauso wie jemand Arbeit verrichtet, der etwas in das oberste Stockwerk hebt, so bedeutet auch, das Satelliten in meistens über 180 km Höhe ihre Kreise ziehen, dass man Energie aufwenden muss um sie erst dorthin zu heben.

Während man diese ersten beiden Posten exakt berechnen kann und sie auch unabhängig vom Raketentyp sind, gilt das nicht für die nächsten drei Punkte:

Am Beispiel einer Rakete bei der diese Werte bekannt sind, sollen diese drei Verluste mal mit Zahlen belegt werden:

Die Ariane 1 ist in Form und Schub/Gewichtsverhältnis mit einer Falcon 9 vergleichbar. Bei ihr gibt es folgende Werte:

Mann sieht schon: die gesamten Verluste von 1623,3 m/s sind klein im Vergleich zur Geschwindigkeit die erreicht werden muss. Kann man nun durch Stratolaunch viel davon einsparen?

Nun zum einen findet der Start nicht bei Tempo 0 statt, sondern der Geschwindigkeit mit der das Flugzeug fliegt. Es wird sicher im Unterschallbereich sein. Nimmt man das Tempo eines typischen Passagierjets an, so sind dies rund 900 km/h, rund 250 m/s.

Die Abtrennung der Trägerrakete erfolgt in 9000 m Höhe, etwas unterhalb der Zone in der bei den meisten Raketen der Punkt mit maximaler aerodynamischer Belastung liegt und dieser Punkt wird mit niedriger Geschwindigkeit passiert. Man kann also eine Reduktion der aerodynamischen Belastung annehmen. Eine Halbierung halte ich für möglich. Das sind dann etwa 60-70 m/s Gewinn

Ein niedriger Orbit liegt in rund 180 km Höhe. nun sind es nur noch 171 km um ihn zu erreichen. Das wird die Gravitationsverluste etwas absenken. Das macht jedoch wenig aus, nur etwa 10 m/s.

Was allerdings verringert wird sind die Verluste durch Unterexpansion, da in 9000 m Höhe weniger als die Hälfte des Luftdrucks wie am Boden herrschen. Ein Drittel weniger sollte hier möglich sein. Das sind weitere 30 m/s.

Zusammen sind das dann Einsparungen von rund 360 m/s. Das ist nicht viel. Würde man 360 m/s mehr Geschwindigkeit erreichen müssen, indem man vom Erdboden aus startet, so würde dies bei einer angenommen Trockenmasse der zweiten Stufe von 2 t die Nutzlast von 6,1 auf 5,25 t absenken, Für einen Gewinn von weniger als 14 % Nutzlast ein eigenes Trägerflugzeug zu entwickeln ist also nicht wirtschaftlich sinnvoll.

Natürlich spart man eine Startanlage am Boden ein. Doch gerade die Falcon 9 Anlage zeigt ja gerade, dass diese recht minimal und daher kostengünstig gebaut werden kann. Die Kosten für eine zweite Startrampe in Vandenberg wurden von SpaceX mit rund 80 bis 125 Millionen Dollar beziffert. Man kann davon ausgehen, dass die Entwicklungskosten für das Trägerflugzeug von Stratolaunch bei seiner Größe die einen A380 in Schatten stellt sicher teurer kommt.

Bleibt nur ein Vorteil, der gerne erwähnt wird: Der Start kann von überall aus auf der Welt erfolgen. Nur was ist der praktische Nutzen?

Bei Bahnen mit niedriger Inklination würde man etwas gewinnen, da von Cape aus maximal 28 Grad Inklination möglich sind. Nur werden in solche Bahnen nur geostationäre Satelliten befördert. Dafür ist die Rakete aber zu klein, Mit 6,1 t LEO Nutzlast wird die GTO Nutzlast unter 2 t liegen, Die gewonnenen 55 m/s durch die Erdrotation machen da auch den Kohl nicht fett.

Die meisten Starts einer Rakete in diesem Nutzlastsegment gehen in sonnensynchrone Bahnen. Bei diesen Bahnen mit Inklinationen über 90 Grad ist die geographische Breite des Startortes absolut irrelevant. Selbst bei ISS-Missionen (wofür auch die Rakete zu klein ist, sie könnte nicht einmal eine leere Dragon befördern) gibt es keinen Nutzen, da auch hier die Inklination mit 51,7 Grad höher als die der US-Startorte ist.

Stattdessen gibt es neue Risiken. Bisher war es bei vier Starts der Falcon 9 nur einmal möglich, pünktlich zu starten. Einmal wurde der Start nach Zündung der Rakete abgebrochen (dritter Flug) und  ein defektes Teil musste ausgewechselt werden (hier wäre die Rakete bei einem Abwurf verloren gewesen), beim Jungfernflug wurde der Countdown mehrmals unterbrochen und einmal auch wenige Sekunden vor dem Start abgebrochen - wenn die Rakete dann schon ausgeklinkt worden wäre, wäre sie ebenfalls verloren gewesen und beim zweiten Start betrugen die Verzögerungen mehrere Stunden, soviel Zeit hätte wohl bei begrenzten Treibstoffvorräten nicht zur Verfügung gestanden.

Das grundsätzliche Problem einer Rakete mit flüssigen Treibstoffen ist, das sie komplexer als eine Feststoffrakete ist, deswegen werden im Militär ja nur diese eingesetzt. Ein Countdown erstreckt sich über Stunden. Und die Gefahr von Verzögerungen oder kleinen Problemen die zu einem "Scrub" führen sind höher. Bei einer Falcon 9 dauert der gesamte Countdown über 7:30 h. Selbst wenn man den Teil nur nimmt, nachdem die Tanks voll sind (ab dann kann das Flugzeug abheben) ist man bei 3:15 h. De fakto gibt es viel was gegen das Vorhaben spricht. So verdampft laufend flüssiger Sauerstoff. Er kann nicht mehr nachgefüllt werden.

Neben allgemeinen Bedenken, wenn eine so große Nutzlast transportiert wird, gibt es auch spezifische bei einer Rakete mit 200 t Flüssigkeit. Wie verändert Schwappen des Treibstoffs oder verändern Flüsse beim Aufstieg die Gewichtsbilanz, welche Kräfte wirken dann? Die Hülle der Rakete muss angepasst sein, da nun nicht nur wie bei normalen Starts die meisten Lasten in der Längsachse wirken, sondern auch zusätzliche senkrecht dazu. Das Zusatzgewicht für eine stabilere Hülle kann dann leicht den Gewinn durch den Start aus der Luft mehr als kompensieren.

Wesentlich einfacher wäre es sicher eine Feststoffrakete zu starten. Sie hat keine Vorbereitungszeit, sie ist als System wesentlich weniger komplex. und durch die höhere Treibstoffdichte auch kompakter, was bei einem Kaliber dieser Größe nicht zu verachten ist.

Das ist ein wesentlicher Unterschied zu dem von von den Trägerflugzeugen "White Knight" 1+2 getragenen SpaceShip 1+2. Diese sollen 100 km in einem suborbitalen Hüpfer erreichen. Dafür sind minimal 1390 m/s nötig, während es bei Orbitaleinsätzen 7800 m/s. Die Verluste für den Luftwiederstand sind genauso hoch ebenso die Lenkungsverluste, da diese alle in dem unteren Teil der Bahn stattfinden. Die Gravitationsverluste sind abhängig von der Brennzeit und da diese rund fünfmal geringer ist (bei selber Beschleunigung) reduzieren sie sich auch um ein Fünftel. Weiterhin soll White Knight das SpaceShip 2 in 18 km Höhe aussetzen, damit hat man schon ein ein Fünftel der Höhe erreicht (bei Orbiteinsätzen nur ein Zwanzigstel) und Spaceship 2 kann mit den Flügeln noch den vorhandenen Auftrieb nutzen. Kurzum: Während es bei einem Orbitaleinsatz egal ist ob man von 9 km Höhe mit 200 m/s startet, kann man den benötigten Geschwindigkeitsbedarf für einen suborbitalen Hüpfer drastisch senken. Hier macht die Einsprung sicher ein Viertel bis Drittel der Gesamtgeschwindigkeit aus, während es bei einem Orbitalflug maximal 4% sind.

Wo ist der Markt?

??????Das ist die eigentliche Frage. Wir haben heute drei Märkte die genügend Flüge versprechen, das eine Raketenlinie eine ausreichende Startrate hat (bei weniger als 4 Starts pro Jahr steigen meist die Startkosten extrem an):

GTO-Transporte in einen 200 x 36000 km Orbit: Hier ist die Nutzlast zu klein. Die Rakete hat zudem nur zwei Stufen, das bedeutet die Leermasse der zweiten Stufe hat einen sehr großen Anteil wenn die Nutzlast stark absinkt. Da man kein neues Triebwerk für die zweite Stufe entwickeln wird, sondern ein schon bestehendes Merlin Vacuum verwenden wird, ist die Leermasse im Verhältnis zur Nutzlast sogar noch größer. Realistisch dürfte sie 1,5 t, maximal 2 t in den GTO transportieren. So leichte Satelliten gibt es heute nicht mehr. Zudem wird bei einem Vakuumschub von 700 kN für das Merlin Vakuum bei einer so gleichen Nutzlast eine sehr hohe Spitzenbeschleunigung von deutlich über 6 g, dem Maximum was heute üblich ist, erreicht.

Versorgungsflüge zur ISS: Hier reichen durchaus 6 t aus. Die Antares wird 5,3 t in den ISS Orbit bringen und Orbital rechnet mit genügend Flügen, dass sich die Entwicklung der Rakete rentiert: Nur braucht die Antares kein eigenes Trägerflugzeug dafür.

Forschungssatelliten / Raumsonden: Mit dem Ausscheiden der Delta II fehlt hier im NASA Arsenal ein Träger. Die NASA wird nur Sonden mit US-Trägern starten. Mit vielen anderen Kunden braucht man nicht rechnen. Europa wird auf die Sojus STK zurückgreifen und Russland, Indien und China haben eigene Träger. Für mittelgroße Forschungssatelliten ist sie leistungsfähig genug. Zusammen mit den ISS Versorgungsflügen kann man dann auf 4 Starts pro Jahr kommen. Für Fluchtbahnen benötigt sie eine weitere Stufe. Hier gibt es aber die Konkurrenz von Orbital und pikanterweise SpaceX mit der Falcon 9.

Nur: Stratolaunch plant anders als SpaceX mit der Falcon 9 keine Kombination von Raumfähre und Trägerrakete, also keinen ISS-Versorgungstransporter (und hätte auch keine Chancen da es schon zwei Unternehmen dafür gibt) und ist auch nicht am CCDev, also der Ausschreibung für ein bemanntes Raumgefährt beteiligt. In den Bildern sieht man dagegen eine Dragon, nur wiegt eine Dragon mit 6,19 t Startmasse ohne Inneneinrichtung und Nutzlast schon mehr als diese Rakete transportieren kann.

2015 soll der erste Testflug des Trägerflugzeugs erfolgen, 2016 der erste Start. Das wäre schon in vier Jahren. Zeit sich um Kunden zu kümmern, die meist Raketen mit einer Vorlaufszeit von 2-3 Jahren bestellen.

Es ist meiner Meinung nach zweifelhaft, das sich genügend Kunden finden. Schon die Falcon 9 erscheint nun in der "v1.1" Version, da die um 40% kleinere "v1.0" eine zu kleine Nutzlast sowohl für ISS wie auch kommerzielle Transporte hatte. Dabei ist selbst die Nutzlast dieser "v1.0" noch um einiges höher als die der Stratolaunch. Wenn es einen Markt gäbe, so wäre es für SpaceX recht einfach die Trägerrakete einfach von ihren Falcon 9 Startplätzen aus zu starten. So muss aber noch dazu ein Trägerflugzeug entwickelt werden. Sicher kann man nicht diesen Träger mit einem Airbus transportierten. Es ist schließlich "nur" ein Frachtflugzeug, soll nicht von Verkehrsflughäfen starten. Aber man wird die Entwicklungskosten auf die Flugkosten umlegen müssen und das setzte viele Starts voraus, die es in diesem Marktsegment nicht gibt. Die NASA hat ja gerade deswegen die Delta II eingestellt.

Wenn es einen Markt gäbe, so könnte ihn SpaceX auch mit den Falcon 9 bedienen indem sie Doppelstarts durchführt. Durch die Fähigkeit der Mehrfachzündung wäre das durchaus denkbar und preiswert wird diese Rakete ja auch angeboten. Paradoxerweise ist gerade SpaceX die ja an diesem Projekt beteiligt sind die Hauptkonkurrenten und es fällt schwer zu glauben, dass SpaceX für Stratolaunch eine Rakete baut, die preislich ihre eigenen Falcons unterbietet.

Bei der Vorstellung des Trägerflugzeugs im Juni 2016 (obwohl dieses erst zu 76% fertig ist) gab der CEO der Firma  Chuck Beames an, man würde nun nicht mehr größere LEO-Nutzlasten und kleinere Starts in den GTO als Markt anstreben sondern den prosperierenden Markt der Kleinsatelliten und Cubesats. Die Starts von Cubesats haben in den letzten Jahren stark zugenommen, das gilt auch für Kleinsatelliten die je nach Autor zwischen 100 und 500 kg wiegen. Für diese sind aber schon die meisten etablierten Träger zu groß. Es gibt sicher zu wenig Startgelegenheiten, das liegt meist daran dass die größeren träger nicht ausgelegt sind viele kleine Satelliten neben der Primärnutzlast zu transportieren. Daher buchten Kunden schon eigene Starts auch wenn sie die Nutzlast kaum ausnutzen (so wurde eine Falcon 9 gebucht, mit 16 t Nutzlast könnte sie 160 Satelliten zu je 100 kg transportieren). aber ob die im Artikel beschriebene Startfrequenz von 1 Start pro Monat so erreichbar ist bezweifelt der Autor. Zudem entsteht mit der Elektron ein Träger der speziell auf dieses Nutzlastsegment zugeschnitten ist

Artikel verfasst: 26.10.2012

Artikel zuletzt aktualisiert am 24.6.2016

Links:

Stratolaunch Aerospace
http://www.spacenews.com/article/launch-report/32591orbital-sciences-replaces-spacex-on-stratolaunch-project
http://www.spacenews.com/article/financial-report/40319orbital-hopes-to-parlay-stratolaunch-work-into-more-capable-antares
http://www.spacenews.com/article/civil-space/40760stratolaunch-on-schedule-for-2018-first-launch
http://www.rocket.com/article/aerojet-rocketdyne-provide-upper-stage-propulsion-revolutionary-eagles-launch-system

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant sowie die deutsche OTRAG), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen. Aber vielleicht erscheint ein eigener Band über die Ariane 6 wenn diese mal einsatzbereit ist und es mehr Informationen über sie gibt,

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiß. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: es ist das Buch "Fotosafari durch den Raketenwald". Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren. Etwa 70 TZrägerraketen die sich äußerlich voneinander unterscheiden werden in diesem Buch kurz vorgestellt - auf je einer Doppelseite.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




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