Das Space Shuttle als Trägerrakete

Es gab in der Laufe der Zeit etliche Vorschläge, aus dem bemannten Space Shuttle einen unbemannten Träger zu konstruieren, die meisten davon während der Achtziger Jahre als das SDI Programm aktiv war und klar war, dass dessen Rauminfrastruktur nicht mit dem Space Shuttle aufgebaut werden konnte weil er dafür nicht oft genug flog und eine zu geringe Nutzlast hatte.

Solche Shuttle-C (C für Carrier) habe ich schon mal hier besprochen. Aber relativ wenig weiß man über Vorschläge bei denen man auf das Space Shuttle als wiederverwendbares Raumfahrzeug ganz verzichtet hätte aber seine Technologie weiter verwendet.

Umbauten

Alle Umbauten basieren auf demselben Prinzip: Die Feststoffbooster und der externe Tank bleiben, werden eventuell sogar verlängert, aber der Orbiter entfällt. Das macht deswegen Sinn, weil die Orbiter leer um die 80 t wogen. Dazu kam noch der benötigte Treibstoff für Kurskorrekturen und den Wiedereintritt. Die Nutzlast lag dagegen unter 25 t. Das bedeutet: wenn man den Orbiter auf den Antrieb reduzieren kann, so steigt die Nutzlast stark an. Der wichtigste Nachteil ist das man so die Haupttriebwerke bei jedem Flug verliert, aber die sind immerhin wesentlich preiswerter als ein ganzer Orbiter. Ist die Nutzlast entsprechend größer so rechnet sich dies.

Unter dem Tank ist genug Platz um die Triebwerke zu befestigen. Der Triebwerksrahmen des Space Shuttles wiegt 12,8 t, diese Masse kommt dann zum externen Tank dazu.

Die Nutzlast eines solchen Gefährts beträgt etwa 100 t. Das ist beachtlich etwa die vierfache Nutzlast des originalen Space Shuttles. Ich habe dies für alle Angaben hier für eine 200 km Kreisbahn modelliert, verweise aber bei dem Kapitel Oberstufen darauf, dass man in der Praxis eine andere Bahn einschlagen würde, welche eine noch höhere Nutzlast offeriert.

Upgrades

Es gibt im Prinzip drei Möglichkeiten das Gefährt zu verbessern (ohne Oberstufen):

• Mehr Feststoffbooster
• Mehr Triebwerke
• Verlängerungen

Mehr Feststoffbooster (vier) klingen für den Laien als die einfachste Möglichkeit, zumal diese ja wiederverwendbar sind, also der Impakt auf die Kosten gering ist. Bei einem bemannten Shuttle

wären vier Nooster ausgeschlossen, weil die Spitzenbeschleunigung so kurz vor Brennschluss der Booster auf fast 5 g ansteigt. Aber auch bei einem Lasten-Shuttle machen sie nicht so viel Sinn. Das Problem dabei ist dass sie massive Umbauten bei LC 39A und 39B erfordern. Der Starttisch hat nicht die Öffnungen für vier Booster. Der gesamte ausgeschüttete Hügel und der darunter liegende imposante Flammenschacht ist nicht für die neue Position und den zusätzlichen Schub der Booster ausgelegt. Das sind beträchtliche Veränderungen und zuletzt ist offen, ob sie dann nicht beim Serviceturm im Weg sind.

Zwei weitere Feststoffbooster würden die Nutzlast für die 200 km Kreisbahn, 28 Grad Bahnneigung auf 140 t erhöhen, also um 40 Prozent.

Mehr Triebwerke

Die drei Shuttle Main Engines (SSME) sitzen in einem Rahmen von 6,7 m Durchmesser. Unter dem Tank beträgt der nutzbare Durchmesser aber 8,38 m. Es ist so problemlos möglich vier Triebwerke einzubauen, wenn die Düsen leicht über den Rand herausschauen dürfen auch fünf. Da allerdings die Feststofftriebwerke in der Startphase wo der Schub wesentlich ist, den meisten Schub bringen ist der Gewinn eher klein. Für vier Triebwerke errechne ich nur 3 t mehr. Bei zwei Triebwerken ist dagegen der Nutzlastverlust drastisch, ich bekomme nur eine suborbitale Bahn die etwa 40 t Nutzlast in einer Kreisbahn entspricht. Die NASA hat offensichtlich den Schub auf das Gewicht des Shuttles optimiert.

Verlängerungen

Verlängerungen sind bei den Boostern und dem Tank möglich und meiner Ansicht nach ist es sogar sinnvoll sie parallel zu machen. Die Feststoffbooster bestehen aus vier einzelnen Segmenten die wiederum aus zwei verschweißten Halbsegmenten bestehen während die Segmente durch Steckverbindungen verbunden sind. Schon für die Einsatz-Space-Shuttles war eine Verlängerung der Booster geplant. Ein Segment mehr hätte die Nutzlast um 9,1 t erhöht. Bei der SLS werden diese 5-Segment SRB eingesetzt, die Ares V hätte 5,5 Segment SRB eingesetzt.

Auch der Tank kann verlängert werden. Es gibt bei drei Triebwerken einen Grund für eine leichte Verlängerung: beim bemannten Space Shuttle wird der Schub sobald 3 g Beschleunigung erreicht sind zurückgefahren, sodass die Spitzenbeschleunigung diesen Wert nicht überschreitet, Das ist für eine unbemannte Mission – die meisten Trägerraketen haben Spitzenbeschleunigungen von 5 bis 6 g – nicht nötig. Beim Space Shuttle verlängerte das die Brennzeit um 30 Sekunden. Bei gleicher Brennzeit könnte man so 44 t mehr Treibstoff zuladen.

Bei mehr Triebwerken ist es aber auch sinnvoll den Tank zu verlängern. Idealerweise geschieht dies gleichzeitig mit einer Verlängerung der SRB. Ein SRB-Segment hat eine Länge von 8,55 m. Verlängert man den Tank um 8,55 m bei Beibehaltung der Proportionen, so fasst er 166 t Treibstoff mehr, das sind 22 % der Normalmenge. Ein Triebwerk mehr liefert 33 % mehr Schub. 1,5 Segmente Verlängerung entsprechend also in der Zuladung beim Tank genau dem Mehr an Schub von einem Triebwerk. Von den vielen Kombinationen der Segmentverlängerungen – Tankverlängerungen und mehr Triebwerken habe ich nur zwei durchgerechnet:

• 5,5 Segment SRB, 4 Triebwerke, 12,82 m Tankverlängerung (+1,5 Segmente)
• 7 Segment SRB, 5 Triebwerke, 25,64 m Tankverlängerung (+3 Segmente)

Bei den Feststoffboostern ist es so das eine Verlängerung bedeutet, dass die Oberfläche, die ja von innen nach außen abbrennt größer wird. Damit verbrennt pro Zeiteinheit mehr Treibstoff und erzeugt mehr Schub. Damit steigt der Schub aber die Brennzeit bleibt gleich. Bei der Trockenmasse von Tank und Schubrahmen Triebwerke habe ich der Einfachheit halber angenommen, dass diese proportional ansteigt. In der Praxis wäre beim Tank der Anstieg kleiner, da der zylindrische Teil ansteigt, die Tankabschlüsse und Zwischentanksektion aber gleich bleiben. Bei den SRB habe ich dagegen berücksichtigt das die Segmente nur einen Teil der Masse ausmachen. Viel Gewicht entfällt auf die Düse und ihre Aktoren und die Spitze mit Ausrüstung und Fallschirmen. Hier nutze ich die Daten der SLS Segmente als Basis. Die Nutzlast beträgt bei der Verlängerung um 1,5 Segmenten und vier SSME etwa 140 t und bei der großen Option sogar 180 t, damit fast doppelt so hoch wie bei der Basis. Trotzdem erreicht auch diese Version nur eine maximale Beschleunigung von unter 35 m/s.

Oberstufen und Nutzlast

Bisher habe ich nur ein zweistufiges Gefährt berechnet. Das ist aber keine komplette Rakete. Es fehlt die Nutzlast und für höhere Umlaufbahnen die Oberstufe. Es gibt prinzipiell zwei Möglichkeiten: Man montiert die Nutzlast wie bei einer Rakete oben auf den externen Tank oder man baut sie dorthin wo sich der Orbiter befand, der war schließlich über 27 m lang, also viel Platz für eine Nutzlast, bei längeren Tanks sogar noch mehr. Ich persönlich wäre trotz des höheren Luftwiderstandes für diese Option, denn sie ist kompatibel mit den Startanlagen und der Trank, der ja in einer Spitze endet, muss nicht umgebaut werden. Die Nutzlastsektion habe ich mit 8 m breite und 27 m Länge modelliert bei einem Gewicht der Hülle von 10 t.

Da wir hier von einer Schwerlastrakete reden, mit typischen Einsätzen bei einem Mond- oder Marsprogramm wäre eine typische Oberstufe eine mit einem LOX/LH2 Antrieb. Es bietet sich der Vergleich zur EUS an, die jetzt gerade für die SLS entsteht. Die wäre auch für ein solches Gefährt einsetzbar. Die RL-10 Triebwerke der EUS gibt es auch schon lange.

Für LEO Missionen bräuchte man vom Prinzip her keine Oberstufe, ich würde trotzdem eine hinzunehmen um das Bahnregime des Shuttles zu erhalten. Das Space Shuttle hat auf einer suborbitalen Bahn Brennschluss. Dies führt dazu, dass der externe Tank nach einer halben Erdumrundung verglüht. Behält man dies bei so stellt er keinen Weltraummüll dar und die Nutzlast steigt, weil die Oberstufe relativ klein ist und viel weniger wiegt als der externe Tank mit den Haupttriebwerken. Wie groß sie ist hängt vom Schub ab. Geht man von den Shuttle OMS weg zu den bauähnlichen AJ10 der Delta mit 43 kN Schub und setzt man die maximale Brenndauer auf 450 Sekunden an, dem der Delta K, so benötigt ein Triebwerk rund 6 t Treibstoff und die Stufe würde leer etwa 1 t wiegen. Diese Stufe kann bei der größten Nutzlast die Geschwindigkeit um 100 m/s ändern. Das ist bei einer 200 km Kreisbahn äquivalent mit einem Perigäum bei -120 km also unter der Erdoberfläche. Bei Kreisbahnen bis zu etwa 400 km Höhe läge das Perigäum so unterhalb 70 km was den externen Tank sicher verglühen lässt, bei höheren Bahnen müsste man mehr Treibstoff zuladen oder ein zweites Triebwerk einbauen. Diese Stufe bringt etwas Nutzlast aber, nicht viel, nur etwa 1,5 t.

Mit der EUS-Oberstufe habe ich dann mal einen Einschuss in den TLI durchgerechnet. Ich komme bei der größten Version auf rund 70 t Nutzlast. Zum Mars kann diese Version auf ein c₃ von 13 km²/s² rund 57 t entsenden.

Kosten

Die Kostenabschätzungen sind das schwierigste und zwar weil man die Zahlen nicht direkt vom Space Shuttle Programm übertragen kann. Bei einer normalen Rakete verläuft das so: Sie durchläuft eine Entwicklung in der sie ausführlich getestet wird, nach dem ersten Flug wird oft noch etwas nach getestet und Dinge zu adressieren die nicht kritisch sind, aber auffällig, aber nach einigen Jahren läuft das aus und es gibt maximal vor dem Start eine kurze Probezündung. Die NASA testete während der ganzen Laufzeit des Space Shuttles weiter. Die Triebwerke hatten am Schluss 1,1 Millionen Betriebssekunden, genauso viel wie in 702 Missionen auflaufen, absolviert, dabei gab es nur 135 Einsatzmissionen. Es wurden 75 Triebwerke gebaut, obwohl für fünf Orbiter 15 gereicht hätten (allerdings wurden die Triebwerke mehrfach durch neue ausgetauscht). Das gleiche bei den SRB. Jeder Bergung folgen aufwendige Inspektionen. Der letzte Vertragsabschluss umfasste nur die Wartung und Befüllung pro Start und umfasste 68,6 Millionen Dollar pro Paar. Als 1982 ein Paar der Booster verloren ging entsprach dies einem Verlust von 36 Millionen Dollar entsprechend 118 Millionen Dollar im Wert von 2022. So halte ich einen Preis von 70 Millionen Dollar trotz der Verlängerung für die Booster für gerechtfertigt, denn es fallen die strengen Anforderungen für bemannte Missionen weg.

Ein Tank kostete zuletzt 33 Millionen Dollar in der Fertigung. Da er verlängert wird, gehe ich von 40 Millionen aus. Bei den SSME (RS-25) Triebwerken kursieren viele Daten. Für die Ares V sollten sie noch 40 Millionen Dollar kosten. Bei der SLS kosten sie nun schon 146 Millionen Dollar. Der Grund ist aber relativ einfach zu verstehen. Rocketdyne produziert nur zwei Triebwerke: das RS-25 und RL-10, das RS-68 für die Delta läuft aus. Solange es das Space Shuttle Programm gab, finanzierte ein Wartungsvertrag für die RS-25 Triebwerke die Produktion mit. Nachdem dieses beendet ist, werden die Kosten auf die Triebwerke umgelegt, ein Triebwerk wegfällt und weil die SLS nur alle zwei Jahre startet und weniger Triebwerke als eine Ares V benötigt, sind sie entsprechend teurer. Ich halte 40 Millionen pro Triebwerk daher für angemessen, zumal es als Option nach der Jahrtausendwende das RS-68 gibt, das deutlich billiger ist. Noch preiswerter ist es die ausgemusterten Triebwerke der Shuttles zu nutzen. Wenn man nur die Triebwerke nimmt, die nach STS-26 eingesetzt wurden, also nicht die frühen Exemplare, dann stehen 38 Triebwerke zur Verfügung, ausreichend für acht Flüge. Selbst bei Nachbauten sieht die Bilanz (nur Hardwarekosten, 5-Triebwerksversion) so aus:

• 70 Millionen Dollar SRB
• 40 Millionen Dollar ET
• 200 Millionen Dollar SSME
• 310 Millionen Dollar Hardwarekosten pro Start

Dazu käme noch die gesamte Startdurchführung, die bei einer so großen Rakete auch nicht gerade billig ist, aber sie wäre immer noch deutlich billiger als eine SLS bei höherer Nutzlast. Dazu käme noch die Nutzlastverkleidung und die EUS Oberstufe.

Fazit

Eine unbemannte Rakete auf Basis des Shuttles wäre möglich, die Frage ist vielmehr, ob man sie benötigt hätte. Das ist ja erst jetzt mit dem Artemis Programm der Fall. So hätte man ja eigentlich direkt an das ausgelaufene Space Shuttle Programm anschließen können. Die NASA entwickelt gerne alles neu. Ganz ketzerisch: Diese „Shuttle-Rakete“ wäre auch noch möglich gewesen nach dem Ausmustern der Space Shuttles. Stattdessen baut man die SLS, mit weiterem Milliardenaufwand. Das Grundproblem der SLS ist aber ein anderes und es wäre auch bei dieser „Shuttle-Rakete“ gegeben: viel zu wenige Flüge. Wenn ich nur einen Flug alle zwei Jahre habe, dann muss ich mich nicht wundern das eine Rakete enorm teuer ist weil ich die Fixkosten der Hersteller tragen muss, die können ja nicht einfach alle Arbeiter entlassen und nach eineinhalb Jahren wieder einstellen. Das merkt man auch an der EUS die nach Wikipedia 800 Millionen Dollar pro Stück kostet.

Rakete: Space Shuttle Rakete (1)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
2.047.200	100.000	7.831	2.037	4,88	130,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
25.282	29	90	0	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	2	590.100	87.550	2.638	10019,0	10778,0	123,00	0,00
2	1	767.000	40.000	4.435	5244,0	6570,0	490,75	0,00

Rakete: Space Shuttle Rakete (2)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
3.267.400	140.000	7.831	1.861	4,28	130,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
45.320	29	90	0	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	4	590.100	87.550	2.638	10019,0	10778,0	123,00	0,00
2	1	767.000	40.000	4.435	5244,0	6570,0	490,75	0,00

 

Rakete: Space Shuttle Rakete (3)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
2.775.700	143.000	7.831	1.936	5,15	130,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
34.776	29	90	0	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	2	801.750	104.950	2.638	13892,0	14944,0	123,00	0,00
2	1	1.029.200	53.200	4.435	6992,1	8760,1	494,12	0,00

 

Rakete: Space Shuttle Rakete (4)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
3.578.800	180.000	7.831	2.140	5,03	130,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
43.955	29	90	0	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	2	1.014.900	122.300	2.638	17795,0	19144,0	123,00	0,00
2	1	1.369.000	66.700	4.435	8365,0	10950,0	527,46	0,00

 

Rakete: Space Shuttle Rakete (5)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
3.585.800	180.000	7.831	2.132	5,02	130,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
43.955	29	90	0	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	2	1.014.900	122.300	2.638	17795,0	19144,0	123,00	0,00
2	1	1.369.000	66.700	4.435	8365,0	10950,0	527,46	0,00
3	1	7.000	1.000	3.130	43,0	43,0	436,74	528,00

 

Rakete: Space Shuttle Rakete (6)

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
3.556.000	71.000	11.009	2.262	0,20	130,00	200,00	200,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
43.955	29	90	10.000	0	90	5	10	0
Stufe	Anzahl	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez. Impuls (Vakuum) [m/s]	Schub (Meereshöhe) [kN]	Schub Vakuum [kN]	Brenndauer [s]	Zündung [s]
1	2	1.014.900	122.300	2.638	17795,0	19144,0	123,00	0,00
2	1	1.369.000	66.700	4.435	8365,0	10950,0	527,46	0,00
3	1	140.100	14.100	4.513	433,0	433,0	1313,25	528,00