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Auch in der Zukunft werden die meisten Nutzlasten in einen
Erdorbit mit einer herkömmlichen Rakete (d.h. mit einem chemischen Antrieb) befördert werden.
Dieser Aufsatz soll aufzeigen welche Antriebe es heute oder in nächster Zukunft geben wird, um
Nutzlasten von einer niedrigen Umlaufbahn in höhere Bahnen oder zu anderen Planeten zu befördern.
Manche dieser Antriebe wären auch als Ersatz für einen Raketenstart geeignet.
Für eine Reihe von Antrieben gibt es vertiefende Aufsätze:
Der Antrieb mit dem heute Raketen angetrieben werden heißt "chemisch", da eine chemische Reaktion Energie liefert und damit die Rakete antreibt. Diese Form ist heute sehr weit entwickelt und kaum noch steigerbar. So beträgt die Energieausnutzung eines Treibstoffes heute zirka 98-99 %, d.h. man kann Raketentriebwerke nicht wesentlich effizienter bauen. Auch besteht wenig Hoffnung noch leistungsfähigere Treibstoffe zu entwickeln (Einen Überblick gibt mein Aufsatz über chemische Treibstoffe). Zwar gibt es noch leistungsfähigere Treibstoffe als die momentan leistungsfähigste Kombination Wasserstoff und Sauerstoff, jedoch haben alle mehr oder weniger große Nachteile wie Giftigkeit, Preis oder Instabilität. Die Kombination Wasserstoff mit Sauerstoff erreicht heute Ausströmungsgeschwindigkeiten von 4500 m/s bei einem Mischungsverhältnis von 6:1, das technisch nutzbare Maximum liegt bei 4600 m/s. Für die Mischung 8:1 ergibt sich ein technisch nutzbares Maximum von 4800 m/s. Die meisten hier vorgestellten Antriebe können funktionsbedingt oder aus sicherheitstechnischen Gründen erst in einer Erdumlaufbahn betrieben werden, so das der Transport in eine niedere Umlaufbahn auch heute noch durch chemische Antriebe bewerkstelligt werden muss.
Der Ionenantrieb ist der älteste der hier vorgestellten Antriebe und erste Versuche im Raum wurden schon Anfang der sechziger Jahre unternommen. Seitdem sind Ionentriebwerke auf einigen Satelliten auch zum Einsatz gekommen. Dabei handelte es sich meistens um Antriebe zur Lageregelung. Die 1998 gestartete Raumsonde DS-1 ist die erste, die einen Ionenantrieb auch zur Bahnänderung anstatt einem chemischen Antrieb nutzt.
Das Grundprinzip eines Ionenantriebs besteht darin das ein Stoff ionisiert wird. Ionisieren bedeutet das dem Stoff einige Elektronen entzogen werden. Dadurch wird der restliche Atomkern positiv geladen. Ein geladenes Teilchen kann man aber sehr einfach durch ein elektrisches Feld beschleunigen. Dies funktioniert ähnlich wie in einem Teilchenbeschleuniger. Schon auf einer kurzen Strecke erreicht das Teilchen eine sehr hohe Geschwindigkeit, die weit höher liegt als die von chemischen Treibstoffen. Alle Ionenantriebe nutzen als Energiequelle nicht die im Treibstoff gespeicherte Energie (die bei chemischen Treibstoffen durch die Verbrennung frei wird), sondern elektrischen Strom der über große Solarzellen oder einen Kernreaktor bereit gestellt werden muss. Die Solarzellen und der Reaktor wiegen dabei in der Regel mehr als der Antrieb. So benötigte die amerikanische Raumsonde DS-1 Solarzellen die 2500 Watt lieferten, wovon 2100 Watt nur für den Antrieb entfallen. Dies wird klar, wenn man weiß das in dem chemischen Treibstoff Wasserstoff / Sauerstoff pro kg eine Energie von 13.3 KWh pro kg gespeichert ist. Elektrische Antriebe übertreffen aber chemische Antriebe in der Ausströmgeschwindigkeit bei weitem, benötigen daher enorm hohe Energiemengen um kleine Mengen von Treibstoff zu ionisieren. Als Ausgleich ist man nicht so sehr auf einen bestimmten Treibstoff festgelegt, es muss eigentlich nur ein Stoff sein, der einfach zu ionisieren ist.
Vom Funktionsprinzip her kann man drei verschiedene Arten von Ionenantrieben unterscheiden. Mehr über elektrische Antriebe in einem separaten Aufsatz
Elektrothermische Aggregate
arbeiten nach einem Funktionsprinzip das den konventionellen Raketen verwandt ist. Wie dort wird
der Treibstoff bei diesen Antrieben durch eine Düse beschleunigt. Die hohe Temperatur erreicht er
aber dadurch dass er durch einen Lichtbogen mit einer Temperatur von 100.000 Grad auf eine
Temperatur von 10.000 bis 30.000 Grad aufgeheizt wird. Dabei zerfallen die Atome in Atomkerne und
freie Elektronen, es handelt sich also um ein Plasma. Verwendet man Wasserstoff so resultiert
durch die hohe Temperatur und die geringe Molekülmasse eine hohe Ausströmgeschwindigkeit von 20
Kilometer pro Sekunde. Dies ist mehr als vier mal so schnell wie die leistungsstärksten
chemischen Antriebe. Die Geschwindigkeit ist jedoch geringer als bei den folgenden Typen die
weiter unten besprochen werden. Der Grund darin liegt, dass man auch bei Lichtbogen die
Temperatur des entstehenden Plasmas begrenzt ist. Die Temperatur ist zwar 3 bis 7 mal höher als
bei chemischen Treibstoffen, durch Beschleunigung der Ionen wie sie in den folgenden Antrieben
erfolgt kann man aber wesentlich mehr Energie auf ein Ion übertragen. Nimmt man einen anderen
Treibstoff, zum Beispiel Wasser oder Ammoniak, so ist die Geschwindigkeit des Plasmas kleiner, da
dieses auch schwerere Elemente enthält.
In Russland wurden diese Triebwerke in den sechziger Jahren auf einigen Raumsonden erprobt. Später wurden sie in den Meteor Wettersatelliten zur Lageregelung eingesetzt. Der Nachteil dieses Triebwerkstyps ist neben der geringeren Ausströmgeschwindigkeit (im Vergleich zu den anderen Ionentriebwerken) dass die elektrische Energie die benötigt wird zum erzeugen des Lichtbogens nur zu einem kleinen Teil zur Aufheizung der Gase dient. Der Wirkungsgrad beträgt nur 15-20 Prozent. Da die Ausströmgeschwindigkeit direkt von der Molekülmasse abhängt, arbeiten Lichtbogentriebwerke mit dem leichtesten Treibstoff: Wasserstoff. Bei anderen Treibstoffen sinkt die Ausströmgeschwindigkeit schon so weit ab, das es sich nicht mehr gegen über einem chemischen Treibstoff lohnt.
Bei den
elektromagnetischen Triebwerken wird der Treibstoff zuerst in ein Plasma verwandelt (z.B.. wie
beim Lichtbogen Triebwerk) das Plasma dann aber nicht durch eine Düse sondern durch ein
Elektromagnetisches Feld zwischen den beiden Anoden beschleunigt. Im Vergleich zum Lichtbogen
Triebwerk erreicht man so ein höheren Wirkungsgrad (40-50 Prozent) und eine höhere
Ausströmgeschwindigkeit von maximal 70 Kilometer pro Sekunde. (Bei der Verwendung von Wasserstoff
als Treibstoff).
Elektrothermische und elektromagnetische Aggregate erzeugen beide zuerst ein Plasma und werden daher auch als Plasma Triebwerke bezeichnet. Das Elektromagnetische Triebwerk ist gewissermaßen ein Lichtbogentriebwerk mit "Nachbrenner". Beide Technologien brauchen viel Strom um ein Plasma zu erzeugen und besitzen daher einen geringen Wirkungsgrad.
Ein Nachteil der Plasmatriebwerke ist, das sie angewiesen sind auf einen Treibstoff mit geringer Molekülmasse. Wasserstoff ist dafür ideal, da er die geringste Molekülmasse besitzt. Er ist jedoch nur bei -253 Grad flüssig und benötigt selbst dann voluminöse Tanks. (Dichte 0.07 g/cm³). Zwar sind Plasmatriebwerke auch mit den besser lagerfähigen Wasserstoffverbindungen wie Lithiumhydrid, Ammoniak oder Wasser zu betreiben, die Ausströmgeschwindigkeit sinkt jedoch dabei ab. Bei Lichtbogentriebwerken sinkt die Ausströmgeschwindigkeit von 70.000 m/s auf 10.000-15.000 m/s, wenn Wasser oder Ammoniak verwendet wird.
Elektromagnetische Triebwerke kommen daher heute selten zum Einsatz. Die meisten Triebwerke gehören heute zu dem letzten Typ: Den statischen Ionentriebwerken.
Anders als die ersten beiden Triebwerken
funktionieren echte Ionenantriebe auf der Bildung von Ionen ohne vorherige Erzeugung eines
Plasmas. Dafür ist auch der Treibstoff ein anderer: es werden Elemente benutzt, die leicht
ionisierbar, leicht verdampfbar, und schwer sind (hohes Molekulargewicht). Ein idealer Treibstoff
ist dabei ist jetzt noch nicht gefunden. Verwendet werden Alkalielemente wie Cäsium und Rubidium
(leicht ionisierbar, aber niedrige Dichte und müssen erst verdampft werden), Quecksilber (leicht
verdampfbar, hohe Dichte, schwer ionisierbar) und Xenon (schwer ionisierbar, gasförmig - geringe
Dichte). Alle Elemente haben hohes Molekulargewicht, die Dichte und damit die Tanks die benötigt
werden ist jedoch sehr unterschiedlich. Derzeit wird Xenon am meisten verwendet, weil es schon
gasförmig und leicht in Drucktanks gelagert werden kann.
Quecksilber ist noch günstiger handhabbar, jedoch giftig und daher ein Problem wenn es zu einem Fehlstart kommen sollte. Es wird heute daher seltener eingesetzt. Heute wird meist das sehr teure Edelgas Xenon eingesetzt. Es hat eine hohe Molekularmasse, reagiert viel weniger mit dem Gitter am Ionenntriebwerksausgang an dem das elektrische Feld anliegt. Neben den hohen Kosten ist ein weiterer Nachteil das es als Gas nur in schweren Druckgastanks gelagert werden kann. Die Firma SpaceX hat das nächste leichtere Edelgas Krypton im Einsatz. Der Vorteil von Krypton ist das es erheblich billiger. Hinsichtlich Masse/Tankmasseverhältnis und Ausströmgeschwindigkeit schneidet es schlechter ab, doch da Krypton nur in den Starlink Satelliten zum Einsatz die einen relativ geringen Geschwindigkeitsbedarf haben ist der Kostenvorteil das schlagkräftigere Argument.
Das Prinzip beruht darauf, dass der verdampfte Treibstoff zuerst ionisiert wird. Dafür haben sich verschiedene Methoden eingebürgert. Dies kann durch Elektronenbeschuss, Hochfrequenzstrahlung oder eine andere Ionisationsmethode geschehen. Danach werden die Ionen beschleunigt zumeist durch Anlegen eines elektrischen Feldes. Dem Abgasstrahl aus Ionen werden die entzogenen Elektronen danach wieder zugeführt. Der Wirkungsgrad dieser Triebwerke ist relativ hoch er liegt bei 70-80 Prozent des zugeführten elektrischen Stromes. Zahlreiche Triebwerke dieses Typs wurden am Boden und auch auf Satelliten erprobt. So auf der Plattform Eureka, dem Nachrichtensatelliten Artemis und geplant für die Smart 1 Mission. Die Ausströmgeschwindigkeiten können bis zu 200 km/s erreichen, die bisherigen Triebwerke arbeiten mit spezifischen Impulsen von 30.000-40.000 m/s.
Bei den elektrostatischen Triebwerken gibt es noch weitere Untergruppen die sich in der Art wie ionisiert oder das Plasma beschleunigt wird unterscheiden. Mit dieser Gruppe von Antrieben liegt die größte Erfahrung vor und zahlreiche Typen sind mittlerweile als Lageregelungstriebwerke oder zum Antrieb eingesetzt worden. Die Erfahrungen im Einsatz gibt es seit Mitte der sechziger Jahre und sie sind dem Experimentalstadium längst entwachsen. Sowohl Kaufmann Triebwerke, wie Hall Effect Triebwerke wie auf Radiofrequenz induzierte Triebwerke sind solche elektrostatischen Triebwerke, sie unterscheiden sich primär in der Ionisationsmethode.
Obgleich ein
Ionentriebwerk also viel Strom verbraucht, ist der Schub nur sehr gering. Ein Ionentriebwerk wird
daher sehr lange arbeiten und benötigt längere Zeit um eine Bahn zu erreichen. Dafür sind aber
die Endgeschwindigkeiten höher als bei chemischen Triebwerken, da im Vergleich zu den chemischen
Treibstoffen nur ein Zehntel des Treibstoffes mitgeführt werden muss. Wenn bei einer Mission oder
einem Satelliten der Treibstoff einen größeren Teil der Masse ausmacht so ist der Einsatz eines
Ionenantriebs lohnend, da man hierbei Treibstoff einsparen kann. Ionenantriebe werden bei
zukünftigen Nachrichtensatelliten im geostationären Orbit eingesetzt werden, da diese bei immer
größer werdenden Lebensdauer immer mehr Treibstoff benötigen. Mit Ionenantrieben kann dieser
Anteil gesenkt werden und gleichzeitig die Lebensdauer erhöht werden.
Kritischer ist der Einsatz von Ionenantriebe als Antrieb um Kommunikationssatelliten von einer erdnahen Bahn in die geostationäre Bahn zu befördern. Das grundlegende Problem besteht darin das die Antriebsdauer so lange dauert. So werden heute Ionenantriebe nicht zur Beförderung von Satelliten von niedrigen Umlaufbahnen in hohe Umlaufbahnen eingesetzt, obwohl sie einen großen Teil der Masse einsparen könnten. Der Transport würde einige Monate, eventuell sogar ein Jahr brauchen. Bei Kommunikationssatelliten ist aber Zeit gleich Geld und in dieser Zeit verdient der Betreiber eines Satelliten einige zig Millionen. Weiterhin muss ein Satellit längere Zeit in Strahlungsgürtel der Erde verweilen, den er bei den bisherigen Flügen innerhalb von einigen Minuten durchfliegt. Die Protonen und andere geladene Teilchen des Strahlungsgürtels beschädigen aber die Solarzellen und die empfindliche Elektronik der Satelliten. Daher durfte ein Satelliten Transport mittels eines Ionentriebwerks auch in Zukunft noch problematisch sein.
Besser sieht es aus wenn ein Ionenantrieb dazu benutzt wird, eine Raumsonde zu beschleunigen. Dazu wird die Raumsonde auf eine normale Fluchtbahn geschossen. Den Treibstoff nutzt sie dazu diese Bahn zum Zielplaneten zu verändern. Lohnend ist dieses Manöver, wenn man näher an die Sonne als die Venus kommen will oder weiter in den Weltraum hinaus als der Planet Mars. Weiterhin erlauben Ionenantriebe auf größere Bahnänderungen ohne einen Planetenvorbeiflug. Diese Swing-Bys werden heute benutzt, um die Bahn zu ändern. Mittels eines Ionenantriebs sind größere Veränderungen zu einem beliebigen Zeitpunkt möglich.
Ein kritischer Aspekt eines Ionenantriebs ist die Stromversorgung. So verbraucht
der Antrieb große Mengen an Strom. Für den deutschen
Satelliten TV SAT wurde der Einsatz eines Ionentriebwerks für die Lageregelung einer
Raumachse erwogen. Das Triebwerk hätte 275 Watt an Strom verbraucht. Da für bestimmte Manöver
zwei Triebwerke gleichzeitig arbeiten müssen, wäre der Stromverbrauch maximal 550 Watt höher als
beim normalen Betrieb. Schon für die Lageregelung benötigt ein Satellit mit Ionenantrieben also
erheblich mehr Strom, dies macht größere Solarpanels nötig und zudem erhöht das Gewicht des
Ionenantriebs die Masse des Satelliten. Heute sind zwar geostationäre Satelliten schwerer als der
TV SAT, aber gleichzeitig verfügen heutige Satelliten über erheblich mehr Transponder so dass sie
alleine dafür erheblich größere Solarzellen benötigen. Der zusätzliche Gewichtsfaktor fällt
dadurch nicht so stark ins Gewicht. Anderes ist es bei einem Antrieb. Hier wird erheblich mehr
Strom benötigt um eine Raumsonde oder einem Satelliten zu beschleunigen. Denn Lageregelung
benötigt nur ein eine Geschwindigkeitsänderung von 150 Meter pro Sekunde im Jahr. Dagegen sind
für die Beförderung einer Raumsonde von der Erde zum Jupiter oder Merkur ca. 3000 Meter pro
Sekunde aufzubringen. Die Solarzellen werden dadurch sehr groß.
So brauchte die Raumsonde DS-1 2.1 KW Strom von 2.5 KW Gesamtstrom nur für den Ionenantrieb. Die Sonde muss ihre Geschwindigkeit um 3600 m/s ändern. Ähnliches gilt für den Transport eines Satelliten von einer niedrigen in eine geostationäre Umlaufbahn. Hier ist der Geschwindigkeit sogar noch höher. Er liegt bei 5000 Meter pro Sekunde. Wenn ein Satellit jemals durch ein Ionentriebwerk befördert wird so wird der wahrscheinlich von einer höheren Erdumlaufbahn starten, um die Luftreibung in den niedrigen Umlaufbahnen zu umgehen. Dies wäre zum Beispiel bei einer Bahn ab 800 Kilometer Höhe der Fall. Alternativ könnten kleinere Kernreaktoren die Stromversorgung übernehmen. Bisher hat solche Kernreaktoren nur die Sowjetunion entwickelt. Die Zuverlässigkeit ist nicht sehr hoch. Der Vorteil liegt in einer erheblichen Vereinfachung der Konstruktion, die von den Solarzellen bestimmt wird. Zudem sind sehr hohe Leistungen leichter mit Kernreaktoren als mit Solarzellen zu erreichen. Der Vorteil liegt in einer Einsparung von Gewicht, wenn die Leistung einige 100 KW beträgt.
2007 startete die Raumsonde Dawn, die nun schon 10,5 kW Leistung verfügt und mit Ionenantrieben sogar mehr als 11 km/s Geschwindigkeitskorrekturvermögen hat. Ihre Mission wird mehrere Jahre dauern und sie wird die beiden Planetoiden Ceres und Vesta besuchen.
Die Lageregelung von Satelliten im geostationären Orbit: Dafür eigenen sich Ionenantriebe sehr gut, da zum einen die heutige Satelliten ein relativ großen Treibstoffvorrat für die Lageregelung benötigen, zum anderen geostationäre Satelliten über große Solarzellenfläche mit hoher Leistung verfügen, so dass der Strombedarf von Ionentriebwerken gedeckt werden kann. Zudem haben geostationäre Satelliten den Vorteil, dass sie fast nie die Nachtseite der Erde durchfliegen müssen, während bei Satelliten im niedrigen Orbit die Ionentriebwerke nur auf der Tagseite in Betrieb genommen werden könnten, und zudem die Satelliten Strom für die Nacht einsparen müssen.
Antrieb von Planetensonden: Für Missionen zu Planeten innerhalb der Venus (Merkur) sowie außerhalb des Mars (Jupiter, Saturn, Uranus, Neptun, Pluto) ist eine sehr hohe Geschwindigkeit nötig. Analog des gilt für Missionen zu Asteroiden oder Kometen. Erste Raumsonde ist DS-1 die einen Ionenantrieb nutzt. Weitere wie BepiColombo und Smart-1 werden folgen.
Beförderung von Satelliten in den geostationären Orbit: Die Masse eines Satelliten im geostationären Orbit beträgt nur ein Viertel dessen, was die Rakete in einen 800 km hohen Orbit transportieren könnte. Zudem benötigt heute ein Satellit zirka ein Drittel seiner Restmasse für den Treibstoff zur Lageregelung. Ionentriebwerke könnten dieses Gewichtsverhältnis verbessern. Heutige Satelliten verfügen zudem über eine hohe Leistung und große Solarkollektoren die für die elektrischen Triebwerke genutzt werden könnte. Ein Satellit mit 7 KW Leistung und 2 t Gewicht könnte z.B.. innerhalb von 350-400 Tagen in den geostationären Orbit nur mit der Bordstromversorgung gebracht werden. Heute begrenzen aber zwei Faktoren den Einsatz eines Ionentriebwerks: Ein Satellit leidet unter der Strahlung des Strahlungsgürtels oberhalb von 2500 km Höhe und der Betreiber eines Satelliten kann diesen in dieser Zeit nicht nutzen - Ein Kommunikationssatellit bringt Nettoeinnahmen von einigen zig Millionen Dollar pro Jahr! Mehr über die praktischen Einsätze von elektrischen Triebwerken in einem eigenen Aufsatz.
Es gab mal Zeiten in denen man Kernenergie als die Lösung der Energieprobleme ansah,
bevor man durch Harrisburg und Tschernobyl auch auf die gefahren dieser Technologie hingewiesen
wurde. In den sechziger Jahren bis Anfang der siebziger Jahren wurden nukleare Triebwerke in den USA
entwickelt. Nukleare Triebwerke basieren auf einem Kernreaktor als Wärmequelle. Ein Kernreaktor
erzeugt eine große Hitze, die dazu benutzt wird Wasserstoff auf über 2000 Grad Celsius
aufzuheizen. Zur Durchführung eines nuklearen Triebwerkes muss ein Reaktor wesentlich kleiner als
ein herkömmlicher Kernreaktor sein, gleichzeitig sind die Anforderungen an die Arbeitstemperatur
sehr viel höher. Daher ist die Entwicklung von nuklearen Triebwerken, die in den USA Anfang der
sechziger Jahre begann, nur langsam vorangeschritten. Bedingt durch die geringe Molekülmasse des
Wasserstoffs erreichen nukleare Triebwerke sehr hohe Ausströmgeschwindigkeiten. Bei dem schon
realisierten Versuchstriebwerk NERVA (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) beträgt der
spezifische Impuls 8100 N *s / kg. Damals erreichte dieses Triebwerk einen Schub von 245 kN. Die
Leistung des Reaktors betrug 1100 MW. Es ist ausgelegt längere Zeit zu arbeiten und mehrfach
wiedergezündet zu werden. Dieses oder eines seiner Nachfolger waren für eine Marsmission
vorgesehen. Ein Nerva Triebwerk wäre dann als Oberstufe in einer Saturn V eingesetzt worden. Die
angegebene Brenndauer von 1500 Sekunden hätte eine etwa 50-55 t schwere Stufe mit 45 t Treibstoff
ergeben. Die Größe eines nuklearen Triebwerkes ist begrenzt. Je größer der Reaktor ist desto
gravierender werden die Probleme bei den hohen Temperaturen. Trotzdem liefert ein nukleares
Triebwerk den mit Abstand größten Schub aller hier vorgestellten Triebwerke.
Von der Leistung her wären nukleare Triebwerke dazu geeignet konventionelle chemische
Oberstufen zu ersetzen. Von Nachteil ist das der Wasserstoff nur einige Stunden bei -253 Grad
lagerfähig ist. Ein Problem der nuklearen Triebwerke ist das der Reaktor nicht vollständig von
der Umwelt abgeschottet werden kann, da er vom Wasserstoff in der Brennkammer umflossen wird. Das
Risiko bei einem Unfall oder Fehlstart ist daher hoch. Daher wurden die Entwicklungen an
nuklearen Triebwerken in den USA 1973 eingestellt. Weiterhin wiegt der Reaktor sehr viel. Bei dem
bis 1994 entwickelten Triebwerk RD-0410 wiegt das Triebwerk daher 2000 kg und liefert nur 35.3 kN
Schub. Ein herkömmliches Triebwerk dieser Masse würde 1200-1600 kN Schub erreichen. Nukleare
Triebwerke die bislang entwickelt wurden haben Massen von 2-8.5 t und sind daher nur für große
Nutzlasten sinnvoll. Bis zu Tests am Boden wurden bislang nur zwei Triebwerke entwickelt, in den
USA NERVA und in der UdSSR das RD-410. Andere Studien von Triebwerken im Bereich 20-900 kN Schub
gab es. In den USA wurden diese Entwicklungen 1974 eingestellt, als man den Space Shuttle
entwickelte und Marsmissionen in eine ferne Zukunft rückten. Die UdSSR erprobte das RD-410 noch
bis 1994.
Die ESA hat inzwischen zumindest theoretische Studien für nukleare Triebwerke einer moderneren Bauweise untersucht. Dabei wird das Abgas induktiv weiter beschleunigt. Der Vorteil ist, das zwar der spezifische Impuls nicht weiter steigerbar ist, aber die Anforderungen an das Material sinken. Die Beschleunigung entspricht einem Nachbrenner. Dadurch kann die eigentliche Temperatur im Reaktor sinken: Von 2700 auf 2200 K. Das bedeutet erheblich geringere Materialbeanspruchung und damit eine längere Betriebsdauer. Das grundsätzliche Problem der radioaktiven Verseuchung bei einem Fehlstart bleibt. Trotzdem sehen einige Techniker darin einen möglichen Antrieb für eine bemannte Marsmission.
Vergleicht man Ionenantriebe und nukleare Antriebe so gibt es einige Gemeinsamkeiten. Beide nutzen Energie um ein inertes Medium zu erhitzen oder zu beschleunigen. Bei den Elektrothermischen Ionenantrieben verwendet man sogar dasselbe Medium.
Man könnte den Reaktor der ein nukleares Triebwerk antreibt auch nutzen um den Strom für ein Ionentriebwerk zu gewinnen. Ein Vorteil dieser Vorgehensweise ist, dass ein elektrisches Triebwerk eine viel höhere Ausströmgeschwindigkeit erreicht und damit viel weniger Treibstoff verbraucht. Bei Missionen mit einem hohen Antriebsbedarf wie z.B.. zu den Planeten Merkur oder in das äußere Sonnensystem würde so die Startmasse beträchtlich sinken. Zudem kann man dann den Reaktor sicher abschirmen. Falls es zu einem Fehlstart kommt kann dies entscheidend sein, ob eine Region weiträumig verstrahlt wird oder nicht. Nachteilig ist, dass man erst Verluste hat, wenn man Strom gewinnt. Die bei NERVA angegebene Leistung von 1100 MW ist die thermische Energie, die zu 80 % in die Antriebsenergie übergeht. Gewinnt man erst Strom, so beträgt der Wirkungsgrad maximal bei etwa 30-40 Prozent. Ein Ionentriebwerk des heute eingesetzten elektrostatischen Typs hat einen Wirkungsgrad von etwa 50-75 %, so dass der effektive Wirkungsgrad bei unter 15-30 % liegt, also erheblich geringer als bei der direkten Erhitzung von Wasserstoff.
Die NASA möchte ein Triebwerk entwickeln das ähnlich den nuklearen Triebwerken Wasserstoff auf 2700 Grad erhitzt. Die Wärmequelle ist dabei aber kein Reaktor sondern die Sonne, die durch Spiegel und Linsen in einem Brennpunkt die hohe Hitze erzeugt. Das prinzipielle Problem dieses Reaktors ist die Isolierung des Wasserstoffes, der flüssig bei -253 Grad gelagert werden muss. Bedenkt man das der Kernreaktor von NERVA eine Leistung von 1100 Megawatt hatte und dabei nur die 245 kN Schub erzeugte, so wird klar dass ein Triebwerk welches die Sonne bündelt (1350 Watt pro Quadratmeter) entweder enorm große Spiegel oder nur einen geringen Schub aufweist. Über den spezifischen Impulses des Triebwerkes ist noch nichts bekannt. Aufgrund des Funktionsprinzips ist aber anzunehmen dass mindestens der spezifische Impuls von nuklearen Triebwerken erreicht wird. Aufgrund der höheren Temperatur sollte der spezifische Impuls sogar höher sein. Er könnte die Werte von Lichtbogentriebwerken erreichen, also bis zu 20 km/s. Ist man bereit auf einen so hohen Wert zu verzichten, so kann auf wasserstoffreiche Verbindungen wie Ammoniak oder Methan ausgewichen werden, wodurch, das Lagerproblem abnimmt, aber auch der spezifische Impuls sinkt, und man damit mehr Treibstoff mitführen muss.
Dem Sonnensegel basierend auf dem Strahlungsdruck des Lichtes. Auf jede Fläche übt die
Sonne durch das Licht oder geladene Teilchen ein von der Sonne abgewandten Druck aus. Dieser
beträgt in Erdnähe 9 N /km². Dieser Druck ist sehr gering. Nur durch eine große Fläche und ein
leichtes Material für das "Segel" kann eine Nutzlast beschleunigt werden. Das bisher leistete
Material in der Raumfahrt ist Mylarfolie. Bei dem Ballon Satelliten Echo 1 betrug die Masse pro Quadratkilometer 12.000 Kilogramm. Heute
ist man nicht sehr viel weiter, den für eine geplante Mission wird mit 10.000 kg/km² gerechnet.
Dazu kämen noch Verstrebungen.
Heute werden zwei Materialen favorisiert: Dünne Mylarfolie von 5 Mikrometer Breite auf einer 100 nm dicken Aluminiumschicht. Diese hat ein Flächengewicht von 7 g/m². Die Foliendicke ist reduzierbar auf 0.5 Mikrometer Dicke (1 g/m²). Leider ist sie nicht UV beständig, man sollte sich mit solchen Segeln also nur von der Sonne entfernen und sich nicht dieser nähern. UV beständig ist Kaptongewebe, ebenfalls auf einer 100 nm dicken Aluminiumschicht (sie wirkt reflektierend und verhindert so ein Aufheizen der Folie). Kapton ist allerdings derzeit nicht dünner als 8 Mikrometer herstellbar, wodurch ein Flächengewicht von 12 g/m² resultiert. Dazu kommen Verstrebungen. Leichtgewichtige Mastkonstruktionen erreichen 70 g/m Länge.
Das Segel muss stabilisiert werden. Dies kann durch Dreiachsenstabilisierung oder langsame Rotation (Drallstabilisierung) erfolgen.
Ein Segeln ist auch gegen den Strahlungsdruck möglich, ähnlich wie ein Segelboot gegen den Wind segeln kann. Mit einem Sonnensegel kann daher ins innere wie äußere Sonnensystem gereist werden. Bestimmte Manöver, die selbst für Ionenantriebe ein hohen Treibstoffverbrauch haben, sind mit Solarsegeln möglich, da keinerlei Treibstoff erforderlich ist. Dazu gehört z.B.. die Umkehrung der Bahnebene. Damit könnten Raumsonden auch retrograden Kometen mit geringer Geschwindigkeit sich nähern.
Ein Segel ist wegen der großen Masse nicht so einfach der Sonne nachzuführen, weshalb der Start in einer Erdumlaufbahn Probleme aufwirft. Zudem würde auf einer niedrigen Umlaufbahn die Luftreibung überwiegen und auf mittleren Umlaufbahnen die geladenen Teilchen des Strahlungsgürtels eine hohen Druck ausüben. Unter 1000 km Höhe wird ein Sonnensegel abgebremst, daher werden Sonnensegel wahrscheinlich in eine hohe oder elliptische Umlaufbahn befördert. Der großen Vorteil eines Sonnensegels ist, dass es keinerlei Treibstoff benötigt. Solange sich die Sonde in der Nähe der Sonne bewegt, kann jedes Ziel erreicht werden, auch wenn es dauern kann.
Für eine Pluto Mission wäre schon eine höhere Beschleunigung von 0.0007 m/s² (12.8 g/qm) nötig. Die Geschwindigkeit zum Verlassen des Sonnensystems erhält man, indem man zweimal auf die Sonne zufliegt und dadurch beschleunigt. Trotzdem wäre die Reisezeit mit 10.5 Jahren kürzer als mit einem Jupiter Vorbeiflug (12 Jahre).
Für noch leichtere Segel (1-5 g/qm) und Beschleunigungen von 0.001-0.003 m/s² wären eine Geschwindigkeitsänderung von 50-100 km/s denkbar, womit man jedes Ziel im Sonnensystem erreichen könnte und auch den Bugschock des Sonnenwindes in 200 AE Entfernung in 20 Jahren erreichen könnte.
Derzeit sind nur wenige Projekte geplant. Die DLR hat schon ein 8 × 8 m großes Modell gebaut, das schon funktioniert - allerdings ist es noch zu klein und zu schwer für eine Sonde: Der 12 µm dicke Mylarfilm wiegt noch 10 g/qm.
Gearbeitet wurde 1999 nun an einem 20 × 20 m Modell, das am Erdboden getestet werden soll. Diesem soll ein Orbiteinsatz als Sekundärnutzlast an Bord einer Ariane 5 folgen. Die Masse muss dann unter 100 kg liegen, die Größe im eingefalteten Zustand unter 60 × 60 × 80 cm. Bei einer Angegebenen Masse von 48 g/qm ist dies gleichbedeutend mit einer Fläche von 2080 qm. Für diese Mission ist entweder gedacht den anfänglichen Erdorbit von 620 × 36000 km laufend zu ändern um die Eignung für Erdorbitflüge zu testen oder die Sonde innerhalb von 550 Tagen in einen polaren Mondorbit einschwenken zu lassen.
Hauptzweck ist allerdings der Test der Entfaltung des Segels im Orbit und Test ob auch das Raumschiff präzise zu steuern ist. Das alleine ist schon eine schwierige Aufgabe, bedenkt man das ein Segel von der Größe eines Fußballfeldes aus einem Kühlschrankgroßen Behälter entfaltet und präzise gesteuert werden muss. Seit 1999 wurden die Webseiten des DLR allerdings nicht aktualisiert, dies spricht für eine Einstellung des Projektes.
Die Planetary Society hat zweimal versucht ein Sonnensegel zu entfalten. In beiden Fällen gab es einen Fehlstart, so dass ein echter Praxistest dieser Technologie noch aussteht.
Der erste erfolgreiche Einsatz war bisher die der experimentellen Nutzlast Ikaros, die zusammen mit der Raumsonde Akatsuki von der Jaxa 2010 gestartet wurde. Das 16 x 16 m große Sonnensegel erprobt auch eine zweite neue Technologie nämlich Dünnfilmsolarzellen auf dem Segeln. Damit könnten bei späteren Sonden Ionentriebwerke angetrieben werden. Erste Ergebnisse zeigen eine Beschleunigung die einer Geschwindigkeitsveränderung von 140 m/s pr Jahr entspricht.
Von allen hier vorgestellten Antrieben sind diese beiden die einzigen bei denen es schon auf eine Weltraumerprobung gebracht haben, bzw. elektrische Antriebe sind mittlerweile im Einsatz sowohl zur Lageregelung von Satelliten wie auch als Hauptantrieb für Planetensonden. Da elektrische Triebwerke heute ihren Strom durch Solarzellen beziehen sind sie von der Sonne genauso abhängig wie Sonnensegel. Man kann daher die Antriebe vergleichen. Im folgenden soll es darum gehen eine 1000 kg schwere Raumsonde um 5000 m/s zu beschleunigen. Der Antrieb mit allen Zusatzsystemen darf dabei 500 der 1000 kg wiegen. Der Ansatz ist der von den bekannten Leistungsdaten elektrischer Antriebe (in diesem Falle den Werten von Solargeneratoren und dem Triebwerk RIT-35L) zu berechnen welches Flächengewicht bei Solarsegeln diesem äquivalent ist. Gelingt es leichtere Segel herzustellen so ist das Solarsegel im Vorteil, bei schwereren das Ionentriebwerk.
Ein Ionenantrieb mit einer Ausströmgeschwindigkeit von 32 km/s braucht dazu 145 kg Treibstoff. Es bleiben also noch 355 kg für die Stromversorgung und den Antrieb mit Tanks. Rechnet man 75 kg für den Antrieb so bleiben 280 kg für die Stromversorgung. Große Solarpanels mit Kombinationssolarzellen erreichen Wirkungsgrade von 21 % und haben 4 kg/m² Gewicht, man kann also 70 m² Solarzellen mit einer Leistung von 19.8 kW installieren. Bei diesen Vorgaben und einem Wirkungsrad von 70 % erreicht der elektrische Antrieb die Beschleunigung innerhalb eines Zeitraumes von 67 Tagen.
Bei einem Solarsegel kann man die ganzen 500 kg für das Segel verwenden. Die Sonne liefert einen Schub von 9 N/km². Für eine Beschleunigung innerhalb von 67 Tagen muss man also einen gleichmäßigen Schub von 5000 m/s * 1000 kg / 67 * 86400 sec = 0.863 N erreichen. Dazu braucht man eine Fläche von 96000 m². Bei einem Gewicht von 500 kg darf ein Quadratmeter also maximal 5.2 g/m² wiegen. Er muss also 16 mal leichter sein als das Papier, dass sie für ihren Drucker verwenden. Derzeit gibt es kein Segel das so leicht ist.
Allerdings nimmt der Anteil an Treibstoff bei höheren Geschwindigkeiten rasch zu. Bei einer Geschwindigkeitsänderung von 10 km/s braucht ein elektrischer Antrieb schon 206 Tage um diese zu erreichen, weil der zusätzliche Treibstoff eine Verringerung der Solarzellenfläche nach sich zieht. Nun ist schon ein Solarsegel mit einem Gewicht von 8 g/m² gleich leistungsstark.
Solarsegel sind also dann im Vorteil wenn es gelingen könnte diese äußerst leichtgewichtig herzustellen oder wenn man sehr hohe Geschwindigkeiten aufbringen muss.
Magnetschienenbahnen oder "Railguns" arbeiten
nach einem einfachen Prinzip: auf einer Schiene wird ein metallener Körper durch ein bewegtes
Magnetfeld beschleunigt. Am Ende der Magnetschienen erreicht er eine hohe Geschwindigkeit. Das
Prinzip ähnelt also der Magnetschienenbahn Transrapid. Bisher funktioniert dieses Prinzip für
Versuche z.B.. um den Einschlag von Meteoriten zu simulieren, sehr gut. Hier werden auf der Erde
metallene Körper auf sehr hohe Geschwindigkeit beschleunigt. Auch an eine militärische Anwendung
ist gedacht worden, schließlich erreicht man ein mehrfaches der Geschwindigkeit einer
Gewehrkugel.
Wenn ein Objekt allerdings auf eine Satellitenbahn zu befördern müsste eine Magnetschienenbahn den Körper auf über 8 Kilometer pro Sekunde beschleunigen. Das Problem sind die hohen Beschleunigungskräfte die auftreten wenn man diese Geschwindigkeit auf kurzer Strecke erreicht. Nach dem einfachen physikalischen Gesetz
Weg = Beschleunigung * Zeit² / 2
und
Beschleunigung = Endgeschwindigkeit / Zeit
schließen sich eine niedrige Beschleunigung und ein kurzer Weg aus, da dann die Zeit im Quadrat eine sehr lange Strecke erforderlich macht. Selbst wenn man dazu eine Beschleunigungsstrecke am Mount Everest mit 12 Kilometer Länge baut, ist eine Beschleunigung von 2300 Meter pro Sekunde² nötig. Eine derartige Beschleunigung ist nur im Vakuum möglich. Eine derart hohe Beschleunigung erträgt heute kein Satellit. Getestet wurde bislang mit Hochgeschwindigkeitspfeilen die auch die Temperaturen von über 1000 K durch die Luftreibung aushalten. So eignet sich die Magnetschienenbahn nur für die Beförderung von Materialien in einem Orbit. Beim Aufprall auf die Luft in 8 Kilometer Höhe wird zudem die Nutzlast stark abgebremst und verformt. Angekommen in einem Orbit muss die Bahn stabilisiert werden, da der erdnächste Punkt durch den Abschuss auf der Erdoberfläche liegt.
Die ESA veranlasste eine Studie, die zu dem Ergebnis kam, dass eine 180 m lange Railgun ein 40-60 kg schweres Projektil mit einer Nutzlast von 5 kg in eine suborbitale Bahn befördern kann. Dort muss die Bahn mit einem Antrieb zirkularisiert werden. Die Nutzlast ist gering weil das Projektil hohen Belastungen ausgesetzt ist und zudem es noch Maßnahmen geben muss die hohen Beschleunigungskräfte von bis zu 12000 g (120 km/s²) abzufangen z.B.. durch Schockabsorber wie Aluminiumwaben. Die Railgun würde ein 40-60 kg schweres Projektil innerhalb von 6 ms auf 6000 m/s beschleunigen und dabei 3-5 GJ Energie benötigen. Je nach Antrieb beträgt die Startmasse für einen 5 kg Satelliten 41-48 kg. Der Motor zum zirkularisieren wiegt etwa 4 kg. Wie bei kleineren Railguns werden dazu Kondensatoren beladen. Die Stromrechnung fällt daher gering aus. Bei 0.15 ct/kwh kostet ein Start nur 250-375 Euro.
Wenn man Magnetschienenbahnen nur als Starthilfe benutzt, so sähe die Überlegung
erheblich günstiger aus. Ideal wäre dazu der Kilimanjaro, (der allerdings weil er in einem
Nationalpark liegt praktisch nicht genutzt werden könnte). Es ist ein allein stehender Vulkan,
der alleine in einer Hochebene steht. Einer der Gipfel hat eine Höhe von 5895 m, die Hochebene
liegt bei 1800 m Höhe, so dass es eine Höhendifferenz von 4000 m gibt (viel mehr hat auch der
Mont Everest nicht, da er auf einem über 4000 m hohen Hochplateau liegt). Nimmt man eine mittlere
Steigung von 20° an, so ergibt dies eine Beschleunigungsstrecke von 11.6 km. Beschleunigt man mit
100 m/s² in der Luft (Eine Belastung die früher auch einige Raketen zu Brennschluss erreichten),
so kann man auf dieser Strecke eine Endgeschwindigkeit von 1500 m/s erreichen. Das entspricht 5
facher Schallgeschwindigkeit. Bei 60 m/s² Beschleunigung (heute bei einigen Raketen erreichte
Beschleunigung) wären es noch 1170 m/s.
Dabei liegt der Kilimanjaro nahe am Äquator, wäre also ein idealer Startplatz. 1500 m/s Startgeschwindigkeit und die Beförderung in 6 km Höhe ersparen etwa 1600 m/s welche die Rakete aufbringen muss. Bei einer Feststoffrakete, (welche diese hohe Beschleunigung am besten übersteht) entspricht dies der Verdopplung der Nutzlast. So könnte eine 15 t schwere zweistufige Feststoffrakete ca. 500 kg in einen Orbit transportieren. Eine dreistufige Rakete wie die Pegasus müsste sogar nur 12.5 t schwer sein. Für bemannte Missionen scheidet eine derartig hohe Beschleunigung jedoch aus.
Auch die ESA Studie die ja von kürzeren Railguns und viel stärkeren Beschleunigungen ausgeht schlägt vor wegen der geringeren Luftdichte aus größerer Höhe zu starten. Nachteilig bei diesem Konzept mit der Umhüllung mit einem Hochgeschwindigkeitsprojektil ist zum einen der geringe verfügbare Platz in der Pfeilspitze (Durchmesser 120 mm für einen 5 kg Satelliten) und dass bislang noch niemand bewiesen hat, dass die Beschleunigungen ein Satellit "überlebt". EADS, welche die Studie für die ESA durchführte rechnete mit Investitionen in der Höhe von 50 Millionen Euro. Da lohnt es sich nicht solange es nicht viele Nanosatelliten gibt, denn eine Eurorockot oder eine Dnepr transportieren diese (je nach Anzahl pro Flug) für 13-96.000 Euro pro Satellit.
Analog dem Erhitzen von Wasserstoff durch das Bündeln von Sonnenlicht könnte man den Strahl eines Lasers auch einem kleinen Punkt in der Brennkammer des Antriebs bündeln. Dazu wären große lichtdurchlässige Fenster z.B.. aus Diamant notwendig. Der Vorteil gegenüber der Sonne als Energiequelle ist, dass ein Laser auf einer kleinen Fläche erheblich höhere Hitze erzeugen kann. Auch muss kein schwerer Laser, samt Energieversorgung in den Orbit befördert werden, denn der Laser kann auf der Erde verbleiben und mittels eines Spiegels in die Brennkammer gelenkt werden. (SDI lässt grüßen...) Für einen Satelliten in einer erdnahen Bahn wären aber zahlreiche Stationen notwendig, da ein Satellit z.B.. auf einer 500 Kilometer Bahn nur ca. Sechs Minuten über dem Horizont einer Laserstation ist.
Analog dem Antrieb eines Sonnensegels über den Strahlungsdruck der Sonne würde ein Laser eine größere Fläche bestrahlen. Bei einer hohen Reflexion und einer temperaturbeständigen Legierung könnte auf diese Fläche ein vielfaches der Sonnenenergie eingestrahlt werden, so dass die Raumsonde erheblich schneller beschleunigt werden kann und die Masse für die Auffangfläche kleiner sein kann. Der Nachteil ist das im Vergleich zum Schub eine sehr hohe Strahlungsleistung nötig ist. So strahlt die Sonne auf einen Quadratkilometer 1.35 Gigawatt Strom ein, erzeugt aber nur einen Schub von 9 Newton. Laser erreichen heute zwar eine sehr hohe Leistung, diese aber nur in einem kurzen Zeitintervall. So beträgt die absolut angestrahlte Leistung heute noch erheblich weniger als dafür notwendig wäre. Wie Sonnensegel kann ein Laserantrieb am besten bei einer Raumsonde eingesetzt werden. Der Laser verbleibt auch hier auf der Erde. Für einen Satelliten macht ein Laser schon alleine deswegen keinen Sinn, weil der Wirkungsgrad unter zehn Prozent liegt.
Laser könnten auch dazu eingesetzt werden eine Nutzlast in einen Orbit zu befördern. Ein erster Versuch der eine kleine Scheibe einige Meter hoch befördert hat ist schon erfolgt. Das Funktionsprinzip besteht darin, dass der Laser durch einen Spiegel gebündelt wird und die Luft unterhalb des Spiegels erhitzt, so dass die Nutzlast beschleunigt wird. Der Test lässt jeder noch einige Fragen offen. So nimmt die Luftdichte mit zunehmender Höhe immer starker ab, damit aber auch die Wirkung des Laserstrahls. Umgekehrt kann der Laser nicht nur in der dichten Atmosphäre betrieben werden, da sonst der Satellit nie Orbitalgeschwindigkeit erreichen würde. Auch das Umlenken von einem vertikalen Aufstieg in einem horizontalen Teil muss noch gelöst werden, da der Einstrahlwinkel des Lasers dabei verändert ist. Zudem benötigt man auch hier eine sehr hohe Leistung. Selbst wenn man bedenkt dass nur die Nutzlast selbst und keine schwere Rakete beschleunigt werden muss. Schon für Nutzlasten im Bereich von einigen 100 bis 1000 Kilogramm fehlen heute die dazu notwendigen leistungsfähigen Laser. Von der Konzeption her wäre der Antrieb ideal, da er komplett auf eine Rakete verzichtet würde die Nutzlastmasse erheblich höher als bei einem Raketenstart sein. Von 2000 Tonnen die ein Space Shuttle wiegt gelangen nur 95 Tonnen in den Orbit. Bei einem Laserantrieb wäre der Nutzlastanteil eher im Bereich von über 50 Prozent.
Die meisten viel versprechenden Antriebe funktionieren nur im
Orbit, doch bis dahin muss man erst einmal kommen. Mit den leistungsfähigsten chemischen
Antrieben kann man maximal 7 % Nutzlast in den Orbit befördern. Die meisten Raketen liegen
darunter im Bereich 2-4 %. So sind Hilfen beim Start willkommen um die Nutzlast zu erhöhen.
Prinzipiell gibt es zwei Ansätze dafür:
Ein Beispiel für die Anwendung beider Prinzipien ist die geflügelte Rakete Pegasus. Sie startet in 12 km Höhe und mit 250 m/s Startgeschwindigkeit. / Abwurf von einer B-52 und später einer Lockheed Tristar bei 800 km/h). Damit kann man 500 m/s Geschwindigkeit einsparen, was bei den verwendeten Feststofftreibstoffen eine um 20 % höhere Nutzlast bedeutet.
In der Sowjetunion wurden lange Zeit verschiedene luftgestützte Konzepte untersucht. Es kam jedoch nicht dazu. im Mai 2006 wurde angekündigt, dass man ein luftgestütztes System entwickeln will. Unter der Bezeichnung " Vozdushny Start" (Start in der Luft) soll es bis 2010 entwickelt werden. Eine Antonow 124 soll eine Trägerakete abwerfen.
Diesem Huckepack Prinzip sind aber Grenzen gesetzt. Das größte Flugzeug ist eine A-380, die ein Leergewicht von 291 t und ein maximales Startgewicht von 560 t hat. Da man auch Treibstoff für das Flugzeug zuladen muss kann dieses maximal 200 t Nutzlast transportieren. Da die Rakete unter einem Flügel aufgehängt wird (nicht im Laderaum verstaut) sind dem Gewicht und der Größe Grenzen gesetzt. Diese Methode ist so nur für kleine Raketen anwendbar. Größere Raketen wird man wie Bomben aus dem Laderaum abwerfen müssen oder wie bei einer Luftlandung herausziehen müssen. Das erfordert sehr große Umbaumaßnahmen.
Da ein Flugzeug sehr teuer ist werden aber oft ausgemusterte alte Flugzeuge eingesetzt, ansonsten wäre ein Start zu teuer. Der größte Vorteil eines Starts aus der Luft ist nicht die höhere Startgeschwindigkeit sondern die Flexibilität hinsichtlich des Startorts. Die Pegasus wurde so z.B. schon von den kanarischen Inseln und dem Kwalein Atoll aus gestartet.
Wasser, auf mehrere Hundert Grad erhitzt und in Überdruckbehältern gelagert, kann beim plötzlichen Expandieren einen Schlitten antreiben, der einen Raumgleiter auf mehrere Hundert Kilometer pro Stunde beschleunigt. Entsprechende Tests wurden schon in den siebziger Jahren mit einem Schlitten der die Geschwindigkeit einer Magnetschienenbahn simulieren sollte, in Deutschland getestet. Für eine Starthilfe ist dieser Antrieb ideal, da der "Treibstoff" einfach und leicht handhabbar ist, die Technik einfach und der Nachteil (ein niedriger Impuls = großer Treibstoffverbrauch) stört nicht besonders. Der spezifische Impuls ist vom Druck abhängig, der wiederum von der Temperatur abhängig ist. Bei 40 Bar (249 Grad Celsius) beträgt er z.B.. 465 m/s, bei 100 Bar (310 Grad) 665 m/s. Dabei nimmt der Schub bei der Expansion natürlich ab. Immerhin sollte es möglich sein einen Raumgleiter auf einer Strecke von wenigen Hundert Metern auf 400 km/h oder auf einer längeren Strecke bis auf 600 km/h (zirka 170 m/s) zu beschleunigen.
Ein Großteil des Treibstoffes einer
Rakete entfällt auf den Sauerstoffträger, da eine Rakete im luftleeren Raum arbeiten soll. Je
nach Treibstoff macht der Sauerstoff zwischen 57 % und 86 % des Treibstoffes aus. Da bietet es
sich an den Luftsauerstoff zu nutzen solange dieser noch verfügbar ist. Man benötigt so kleinere
Tanks = kleinere Triebwerke = leichtere Rakete.
Das ganze hat in der Praxis nur einen Haken: Eine Rakete benötigt Unmengen an Sauerstoff. Bei der Ariane 5 z.B.. für das Haupttriebwerk jede Sekunde 230 kg. Das ist soviel Sauerstoff, wie im Erdboden in 900 Kubikmetern Luft enthalten ist.
Viel günstiger sieht es bei Düsentriebwerken aus, die Luft nicht nur als Verbrennungsträger nutzen, sondern auch als Arbeitsmedium das erhitzt wird. Berechnet man den spezifischen Impuls eines Düsentriebwerks auf den mitgeführten Treibstoff, so resultieren viel höhere Werte als bei Raketen. Düsentriebwerke für Verkehrsmaschinen erreichen einen spezifischen Impuls von 29.000 m/s. Allerdings nimmt die Effizienz bei höheren Geschwindigkeiten ab und sie können nur in der unteren Luftschicht betrieben werden. Derzeit erscheint es kaum möglich wesentlich höhere Geschwindigkeiten als Mach 3-4 mit herkömmlichen Düsentriebwerken zu erreichen.
Die einzige Technologie die derzeit es ermöglicht höhere Geschwindigkeiten zu erreichen, ist die mittels Staustrahltriebwerken. Dabei wird mit einem Düsentriebwerk auf über Mach 1 beschleunigt und eine Flughöhe von mehr als 12 km erreicht, dann werden die Rotoren die bisher das Gas verdichtet haben eingefahren und alleine durch die Geschwindigkeit wird die Luft verdichtet. Mit immer höherer Geschwindigkeit können dabei immer dünnere Luftschichten erreicht werden, bis man an der Grenze zum Weltraum in großer Höhe bei 6-12 Mach den Raumgleiter (mit chemischen Antrieb) entlässt. Man wollte auf dieser Technologie aufbauend auch schnelle Verkehrsflugzeuge bauen. Schlussendlich gab es schon 1957 den Marschflugkörper Navaho, der mit Staustrahltriebwerken Mach 2.7 erreichte.
Alle Forschungen in die Bereich von Mach 6-12 vorzudringen sind bislang allerdings an zwei Punkten gescheitert: Der immer größeren thermischen Belastung (Die Hülle wird mehrere Hundert Grad heiß, schon Mach 3 erzeugt Temperaturen von 200-300 Grad) und der aerodynamischen Belastung. Ein Flugzeug mit einer größeren Nutzlast benötigt eine große Flügelspannweite, die sich dann durch die hohen Kräfte verbiegen. (Mach 12 entspricht einer Geschwindigkeit von über 14.000 km/h!)
Zwar wären Mach 3 erreichbar, jedoch ist dann die Nutzlast im Vergleich zum Erdboden nur gering verringert. Gegenüber Mach 6 müsste eine 45 % höhere Nutzlast und gegenüber Mach 12 sogar eine 170 % größere Nutzlast transportiert werden, das macht die Basisstufe groß und damit auch die technischen Probleme und Kosten. Die NASA hat ihr Programm für ein Staustrahl Flugzeug Anfang der neunziger Jahre still und leise eingestellt, weil sie zwar die nötige Triebwerkstechnologie entwickelt hatte, aber die aerodynamischen / Temperaturprobleme nicht lösen konnte.
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