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Dieser Aufsatz soll erläutern, warum man Raketen mit mehreren Triebwerken baut oder Stufen bündelt. Weiter soll das Risiko und die Chancen dieses Konzepts erläutert werden.
Unter der Bündelung (englisch : Clusterung) von Raketentriebwerken versteht man das
zusammenfassen von Triebwerken um einen größeren Schub zu erreichen. Es gibt verschiedene
Konzepte dies zu tun, die wir im folgenden untersuchen wollen. Dabei kann man je nach
eingesetzter Technik verschiedene Strategien unterscheiden. Der erste wichtige Unterschied liegt
darin ob gleiche Stufen (beziehungsweise Triebwerke) oder unterschiedliche Stufen gebündelt
werden. Sehr oft prägen wirtschaftliche Gründe diese Konzepte, manchmal aber auch technische
Aspekte.
Leider gibt es bei Raketentriebwerken verschiedene Einheiten die sich Triebwerke teilen können. Im Maximalfall besteht ein Triebwerk aus folgenden Teilen:
Ein Triebwerk kann auch einfacher gebaut werden. Ein druckgefördertes Triebwerk oder ein Feststofftriebwerk besitzt z.B. nur eine Brennkammer. Triebwerke mit niedrigeren Drücken und geringeren Volumendurchsätzen können auf eine Turbopumpe verzichten. Es ist aber auch möglich die Teile zu teilen.
Sehr verbreitet in der Raketentechnik ist es ein Triebwerk zu bauen das mehrere Brennkammern aufweist. Die meisten russischen Triebwerke sind nach dieser Technologie gebaut. Wenn man nur die Düsen einer Sojus Trägerrakete zählt so könnte man auf die Idee kommen, hier hätte man eine Rakete mir 20 Triebwerken vor sich. In Wirklichkeit sind es aber 5 mit jeweils 4 Brennkammern.
Was ist der Unterschied ? Nun zum einen sind bei einem Triebwerk mit mehreren Brennkammern diese nicht unabhängig regelbar oder unabhängig beweglich. Vor allem aber ist in der technischen Anforderung ein Unterschied. Der Teil der Rakete der am teuersten zu entwickeln und Verursacher der meisten Fehlschläge ist, ist nicht die Brennkammer. Eine Brennkammer ist technologisch gesehen eine sehr einfache Verbrennungsmaschine. Das komplexeste an ihr ist die Abführung der Wärme. Das technologisch schwierigste Subsystem ist die Treibstoffförderung mit Turbine und Gasgenerator. Dieses ist aber bei Triebwerken mit mehreren Brennkammern nur einmal vorhanden. Daher muss man diese Mischform als ein Triebwerk behandeln. Eine Sojus Trägerrakete hat also 5 Haupttriebwerke und nicht 20.
Dieses Konzept ist sehr alt. Es wurde in der Ursprünglichen Form von Johannes Winkler im Jahre 1928-1930 erfunden. Er kombinierte mehrere identische Raketen, die er Aggregate nannte und bei denen jedes ungefähr 10 t Schub entwickelt. 1947 präzisierte er dieses Konzept um bei den Alliierten Anstellung zu finden, starb jedoch kurz darauf. Seitdem wird es in regelmäßigen Abständen "neu" entdeckt.
D
ie einfachste Form der Bündelung ist die eine Stufe mehrfach einzusetzen. Man profitiert
dann von einer Serienbauweise. Es gibt dies in Reinform bei der Conestoga und der OTRAG Rakete.
Die Conestoga ist eine kleine US Trägerrakete die nur einmal
eingesetzt wurde. Sie basierte auf der Bündelung von Castor IV Boostern. Bei dem einzigen Flug
den sie absolvierte, waren es 4 Castor in der ersten, zwei in der zweiten und einer in der
dritten Stufe.
Die OTRAG Rakete sollte aus viel mehr Stufen bestehen. Grundlage waren hier sehr viele sehr einfach aufgebaute Stufen von nur jeweils 25 kN Schub, also etwa einem 60 stel des Schubs eines Space Shuttle Triebwerks. Eine Rakete hätte hier aus bis zu mehreren Hundert dieser Stufen bestanden. Die Stufen wären ineinander geschachtelt gewesen und an unterschiedliche Nutzlasten durch Anzahl der Einzelmodule anpassbar gewesen.
Auch die Sojus Trägerrakete ist eine Variation dieses Konzepts. Die Zusatzraketen setzen das gleiche Triebwerk wie der Zentralblock ein. Aber sie enthalten weniger Treibstoff. Bei den Boostern der Ariane 4 ist dies ähnlich. Sie sind von der zweiten Stufe abgeleitet.
Der Vorteil des Bündeln identischer Stufen liegt sehr oft in einer leichten Skalierung der Größe der Rakete. Die Conestoga setzte 4:2:1 Booster ein. Doch andere Varianten waren geplant die mehr oder weniger Booster eingesetzt hätten.
Meist reduzieren sich die möglichen Varianten durch geometrische und raketentechnische Gründe auf wenige ökonomisch sinnvolle Varianten, weicht man von diesen ab, so geht dies nur durch eine gezielte Verschlechterung der Leistung.
Unter Umständen braucht man aber auch sehr viele Stufen. So waren bei der OTRAG bis zu 512 Triebwerke geplant. Wenn man in einen Bereich mit so vielen Triebwerken kommt muss man eine Stufe schon sehr preiswert herstellen können, denn natürlich kann man einen einzigen Tank billiger bauen als viele einzelne Tanks. Das gleiche gilt auch für Triebwerke.
Alle bislang vorgestellten Projekte benutzen daher einfach zu entwickelnde Technologien um die Entwicklungskosten zu minimieren. Die Conestoga die recht einfachen Castor 4 Booster, die Otrag ein druckluftgefördertes Triebwerk aus einem massiven Block ohne aktive Kühlung.
Derartige radikale Konzepte setzen daher auf eine sehr einfache Technologie (OTRAG) oder nehmen die sehr preiswerten Feststoffbooster als Stufen. Heute ist dieses Konzept wieder etwas im Kommen. Bei Raketen wie der Atlas V und Delta 4, die ohne Booster abheben können kam man auf die Idee eine "Heavy" Variante mit etwa der doppelten Nutzlast zu schaffen indem man 3 Erststufen zusammen schaltet und das Triebwerk der Zentralen Stufe herunter regelt, dass es länger brennt.
Häufiger als identische Stufen bündelt man mehrere Triebwerke in einer Stufe. Die Frage ist natürlich ob schon 2 Triebwerke eine Bündelung darstellen. Die meisten Autoren sehen 4 Triebwerke als das Minimum an. Doch selbst bei dieser Zahl gibt es eine Reihe von prominenten Raketen die mehrere Triebwerke gebündelt haben : Ariane 1-4, die Sojus, Proton, Hercules, Falcon 5+9 und als prominenteste Beispiele die Saturn 1 und 5. Die Saturn 1 setzte 8 H-1 Triebwerke in der ersten und 6 RL-10 Triebwerke in der zweiten. Die Saturn 5 nutzte 5 F-1 Triebwerke in der ersten, 5 J-1 in der zweiten und ein J-1 in der dritten Stufe ein. Hier wurde also in zwei Stufen gebündelt und für 3 Stufen nur 2 Triebwerkstypen eingesetzt.
Die Saturn I ist mit 8 Triebwerken in der ersten und 6 in der zweiten die Rakete mit
den meisten Triebwerken die erfolgreich flog. Die N-1 hätte mit
insgesamt 42 Triebwerken in 3 Stufen die Saturn I hierbei deklassiert, aber sie flog nie
erfolgreich.
Gegenüber dem Bündeln einzelner Stufen ist das Bündeln von Triebwerken unflexibler. Man spart zwar die Entwicklungskosten eines großen Triebwerks ein, kann aber nicht wie bei dem Bündeln ganzer Stufen die Stufengröße durch unterschiedliche Triebwerksanzahl variieren. Zwar will man bei der Falcon 5 einfach 4 der 9 Triebwerke der Falcon 9 weglassen, doch dies ist aufwendig und vor allem kann man dann die Stufe nicht voll betanken. Man hat also ein sehr ungünstiges Voll/Leermasse Verhältnis und transportiert unnötigen Ballast in Form von nur halb vollen Tanks mit. Dafür hat man nicht die Flexibilität bei der Steigerung der Nutzlast durch das Ankoppeln weiterer Stufen mit einzelnen Triebwerken wie beim Bündeln von Stufen.
Man bündelt Triebwerke vor allem wenn der Schritt von einem entwickeltem Triebwerk zu einem für eine neue Rakete zu bauendem Triebwerk zu riskant oder aufwendig erscheint. Dies war so bei der russischen Proton und der amerikanischen Saturn 1 (die 6 bzw. 8 Triebwerke in der ersten Stufe einsetzten) wie auch bei der Hercules und Saturn 5 (30 bzw. 5 Triebwerke). Auch die Ariane 1 fällt in diese Kategorie, obwohl sie nur eine mittelgroße Rakete ist, aber verglichen mit dem was in Europa vorher erfolgreich geflogen war, war sie doch ein Entwicklungssprung.
Neben diesen beiden "reinen" Formen der Clusterung findet man oft das Konzept
zusätzlicher Booster. Eine Rakete wird mit mehreren Zusatzraketen ausgerüstet die zusammen mit
der ersten Stufe gezündet werden und die Nutzlast steigern. Die Zahl der Träger die dieses
Konzept einsetzen ist sehr groß: Delta, Atlas, Titan, Ariane 1-4 sind Beispiele für das nachträgliche Steigern der Nutzlast
durch zusätzliche Booster. Neuere Raketen wie die Atlas V,
Delta I, Ariane 5 und H-2 setzen dies aber von vorneherein ein. Man
hat hier die Raketen so konzipiert, dass die erste Stufe ohne die Booster gar nicht abheben
könnte.
Der Nutzen ist zum einen um mit einer Rakete durch Variation der Größe und Anzahl der Booster eine breite Nutzlastpalette transportieren zu können. Zum anderen weil die Booster meist Feststoffbooster sind, und aufgrund ihrer einfachen Konstruktion viel preiswerter als mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Stufen sind.
Ein zweites Beispiel sind Triebwerke mit mehreren Brennkammern. Bei Laien wird oft angenommen, dass die Anzahl der außen sichtbaren Düsen mit den Triebwerken korrespondiert. Dies ist nicht so. Ein Triebwerk kann mehrere Brennkammern mit eigenen Düsen an einer gemeinsamen Treibstoffförderung betreiben. Der Vorteil ist eine geringerer Kühlaufwand der Triebwerke und Düsen. Dieser Weg wird sehr oft in Russland eingeschlagen. Sowohl die Sojus, wie auch die Zenit setzen diese Technologie ein. Es ist ein Grenzfall, da technisch gesehen ein Triebwerk aus Treibstoffförderung und Brennkammer besteht. Nimmt man diese formelle Definition, so reduziert sich die Anzahl der Triebwerke der Sojus von 20 auf 5.
Eine kleinere Brennkammer hat Vorteil bei der Kühlung die deutlich einfacher ist als bei einer größeren Brennkammer. Es handelt sich aber oft mehr um eine Frage welche Erfahrungen vorliegen. In Russland begann man sehr früh Triebwerke mit mehreren Brennkammern zu bauen und blieb dieser Vorgehensweise true, während man im Westen Triebwerke mit einem Triebwerk bevorzugte.
Es gibt noch andere theoretische Möglichkeiten der Bündelung. So ist eine optimale Variante hinsichtlich der Verminderung der Leermasse ist es an einer Zentralstufe mehrere Booster anzubringen. Die Treibstoffleitungen der Booster sind aber mit denen der Hauptstufe verbunden. Als Folge werden zuerst die Treibstoffe der Booster verbraucht. Wenn diese leer sind werden sie leer abgesprengt und die noch volle Hauptstufe arbeitet mit ihren Treibstoffen weiter. Dies erlaubt es zum einen viel besser einen Triebwerksausfall der Booster abzufangen (siehe unten) und zum anderen ist das Voll/Leermasse Verhältnis günstiger als bei separaten Treibstofftanks.
Es gibt eine Reihe von Gründen anstatt einem Triebwerk mehrere einzusetzen. Der
wichtigste sind die Entwicklungskosten. Auch 40 Jahre nach dem Beginn der Raumfahrt ist die
Entwicklung einer neuen Rakete sehr teuer. Die Triebwerke verschlingen einen großen Anteil der
Entwicklungskosten. So entstand schon früh die Idee anstatt einem großen mehrere kleinere
Triebwerke zu entwickeln. Die hohen Entwicklungskosten sind auch der Grund warum viele Newcomer
im Raketengeschäft zu diesem Konzept neigen, denn anders als die großen Konzerne die schon
eingeführte und mit staatlichen Mitteln entwickelte Raketen anbieten, müssen sie die Entwicklung
selbst finanzieren.
Eine zweiter sehr wichtiger Punkt ist dass man im Prinzip bei der Bündelung mehr Freiheiten bei der Größe der Rakete hat. Damit ist es möglich mit einem Triebwerk sehr unterschiedliche Nutzlasten zu befördern. Am besten geht dies bei gebündelten Stufen. Die Delta Familie bietet z.B. die Möglichkeit die Anzahl der Castor 4 Booster zu variieren (3,4,6 oder 9). Bei mehreren Triebwerken in einer Stufe muss man Triebwerke ausbauen und die Stufe nur teilweise betanken. Dies ist bei der Falcon 5 und 9 vorgesehen und deutlich aufwendiger. Bei der Saturn war einmal eine Familie vorgesehen die sich in der Anzahl der Triebwerke unterschied. Dabei wären aber verschiedene Stufen mit gleichen Triebwerken gebaut worden.
Ein weiterer Punkt ist dass man durch die Bündelung weniger Triebwerke entwickeln muss. Bei klassischen Raketen baut man für jede Stufe ein Triebwerk, weil die Masse der Stufe sehr unterschiedlich ist. Üblicherweise wiegt eine Oberstufe nur ein Viertel der Startstufe und eine dritte Stufe hat dann eine noch geringere Masse.
Verwendet man nun mehrere Triebwerke in der ersten Stufe, so reicht eines derselben Bauart für die obere Stufe. Man spart sich hier eine weitere Entwicklung und die Stückzahl steigt (und damit sinken die Kosten pro Triebwerk). Lediglich eine Anpassung an das Starten unter Schwerelosigkeit und eine Düse mit einer größeren Fläche (um bei dem fehlenden Außendruck mehr Energie aus dem Treibstoff zu gewinnen) sind als Anpassungen nötig. Die Vorteile haben dazu geführt, dass man diese Idee bei zahlreichen Raketen umgesetzt hat, so bei Ariane 1-4, Saturn 5, Hercules, Conestoga, OTRAG.
Ein Streitpunkt ist ob mehrere kleine Triebwerke preiswerter als ein großes sind. Im Normalfall ist es so, dass ein großes Triebwerk in der Herstellung preiswerter als mehrere kleine die zusammen denselben Schub ergeben. Dafür profitiert man bei vielen kleinen Triebwerke von dem Prinzip der Serienherstellung welche die Produktionskosten deutlich senkt. Beide Faktoren sind zueinander gegenläufig und so ist es nur bei Kenntnis des Einzelfalles möglich zu entscheiden ob eine Bündelung preiswerter kommt als ein Konzept mit wenigen Triebwerken. Ariane 4 war mit diesem Konzept aber auf dem Weltmarkt sehr erfolgreich.
Man könnte meinen, es sei egal ob in einer Stufe ein oder 10, 20, 30 Triebwerke arbeiten, sofern keines ausfällt (siehe dazu weiter unten).
Ein vieldiskutiertes Thema ist ein Triebwerksausfall. Hier gibt
es sehr gegensätzliche Ansichten. Die meisten Experten gehen davon aus dass ein Triebwerksaufall
bei vielen Triebwerken die Nichterfüllung der Mission bedeutet. Elon Musk, Chef der Firma SpaceX,
die in ihren Trägerraketen Falcon 5 und 9 die 5 beziehungsweise 9 Triebwerke einsetzen (In der
Heavy Version sogar bis zu 27 Triebwerke) behauptet das Gegenteil. Eben weil es so viele
Triebwerke wären, wäre der Ausfall durch die anderen aufzufangen und die Rakete zuverlässiger.
Wer hat nun recht ?
Nun man muss sich nur klar machen, wie die Flugbahn einer Rakete aussieht, um dies zu beantworten. Betrachten wir zuerst nur einmal die erste Stufe.
Die erste Stufe hat die Aufgabe die Rakete auf Höhe zu bringen. Sie wird am schubstärksten sein und am meisten Triebwerke einsetzen. Eine Rakete muss nicht nur eine hohe Geschwindigkeit parallel zur Erdoberfläche erreichen, sondern auch eine Mindesthöhe, in der ein Satellit nicht von der Atmosphäre abgebremst wird. Etwa 160 km Höhe sind hier das absolute Minimum. Jeder der einen Umzug hinter sich hat, und Möbel in den 5.ten Stock geschleppt hat weis : Um einen Körper im Schwerefeld hochzuheben, braucht man Energie. 16 m - der fünfte Stick schlauchen schon ganz schön, doch eine Rakete muss eine 10000 mal größere Höhe erreichen.
Man braucht dafür einen guten Teil des Treibstoffs der ersten Stufe. Der Rest wird benutzt um einen Teil der horizontalen Geschwindigkeit aufzubauen. Das meiste davon erbringen aber die oberen Stufen.
Eine Rakete braucht aber eine gewisse Zeit um diese Geschwindigkeit zu erbringen und dabei steigt sie selbst in die Höhe. Dies ist bedeutsam. Nehmen wir mal an. Eine Rakete von 100 t Gewicht braucht dafür 50 t ihres Treibstoffs. In einer Höhe von 60 km hat sie die nötige Vertikalgeschwindigkeit erreicht. Das bedeutet aber auch, dass sie von dem Treibstoff, denn sie bis dahin verbraucht, ein Teil bis in diese Höhe mit geschleppt wird. Neben der "Restrakete" wird im Mittel die Hälfte des Treibstoffs auf 60 km Höhe gebracht.
Man sollte also die Strecke möglichst klein halten. Nach S = a*t² ist die Strecke um so länger je niedriger die Startbeschleunigung ist. Je schneller sie also beschleunigt, desto kürzer ist die Strecke. Das Extrembeispiel ist eine Kanone, bei der das Projektil innerhalb des Rohres seine Geschwindigkeit erreicht. Daher beschleunigen Höhenforschungsraketen, die eine möglichst große Höhe erreichen sollen, sehr rasant.
Es gibt aber 3 Faktoren die gegen eine zu hohe
Beschleunigung sprechen. Zum einen ist in der unteren Atmosphäre der Luftwiderstand um so höher
je schneller die Rakete ist. Eine sehr hohe Startbeschleunigung ist also nicht ratsam. Zum
zweiten wird auch die Nutzlast den höheren Beschleunigungen ausgesetzt. Um diese zu begrenzen,
regeln viele Triebwerke die Beschleunigung herunter, wenn sich der Treibstoff dem Ende neigt, und
so der gleiche Schub stärkere Beschleunigungen ergibt. Als letztes sind natürlich Triebwerke mit
mehr Schub teurer. Lediglich Feststofftriebwerke bilden hier eine Ausnahme. Ihr Schub wird von
der Geometrie der Füllung bestimmt und ist so variierbar.
Als Optimum gilt eine Startbeschleunigung von 1.6 g. Raketen die langsamer beschleunigen, brauchen mehr Treibstoff weil die Strecke recht hoch ist. Raketen die schneller beschleunigen haben größere Verluste durch den Luftwiderstand.
Unstrittig ist, dass die Wahrscheinlichkeit eines Triebwerksausfalls umso größer ist je mehr es davon gibt. Wenn ein Triebwerk eine Zuverlässigkeit von 0.995 hat (1 Ausfall in 200 Starts) so haben 8 Triebwerke eine Zuverlässigkeit von 0.9958, dies entspricht 0,96 oder einem Ausfall alle 25 Starts. Doch welche Folgen hat dies ?
Die Zeiten sind vorbei, bei denen Stufen explodierten, weil sich Turbinen in Einzelteile zerlegten und dann die Treibstoffleitungen aufreisen, wie man sie auf Filmen von den ersten Starts Ende der fünfziger Jahre sieht. Heute haben die meisten Ausfälle andere Ursachen : Triebwerke zünden nicht oder Turbinen bringen nicht ihre Sollleistung. Es ist auch heute möglich ein Triebwerk abzuschalten, d.h. die Treibstoffzufuhr zu unterbinden und so eine Explosion zu verhindern.
Die Folge ist bei einer Rakete mit vielen Triebwerken dann nicht eine Explosion, sondern ein Verlust an Schub. Die Folgen hängen nun von der Technik ab. Reicht der Schub noch aus um die Rakete weiter gegen die Erdanziehung zu beschleunigen, so scheint die Mission zuerst gerettet. Allerdings ist die Beschleunigung kleiner und damit braucht die Rakete mehr Treibstoff um eine Bahn zu erreichen. Sinkt die Startbeschleunigung von 1.6 auf 1.2 g, so braucht man etwa 400 m/s mehr um die Mindesthöhe für einen Orbit zu erreichen. Hat die Rakete nicht eine so große Treibstoffreserve, so ist sie kann die Nutzlast nicht ihren Orbit erreichen oder in einem unbrauchbaren Orbit stranden. 400 m/s sind viel. Dies macht selbst bei den leistungsfähigsten Stufen etwa 10-15 % der Nutzlast aus.
Das zweite Problem ist die Schubsymmetrie. Fällt ein Triebwerk aus, so ist dieser nicht mehr symmetrisch. Als Folge muss man um diese wiederherzustellen, damit die Rakete nicht vom Kurs abkommt, ein Triebwerk abschalten das symmetrisch zu dem ausgefallenen angeordnet ist. So verliert man noch mehr Schub. Erst wenn der Ausfall relativ spät geschieht, also wenn schon genügend Treibstoff verbraucht wurde, ist er ohne Folgen. Im wesentlichen gilt dies auch für Oberstufen, die den Orbit erreichen müssen.
Es gibt hier zwei Fälle zu unterscheiden: Zum einen dass die Oberstufe nicht genügend Schub entwickelt um einen Orbit zu erreichen. Dies hängt von dem Orbit und der Konstruktion der Oberstufe ab. Bei der Ariane 5 z.B. wird die Oberstufe mit einer Geschwindigkeit ausgesetzt die fast der Orbitgeschwindigkeit eines niedrigen Erdorbits entspricht. Sie kann einen niedrigen Erdorbit auch erreichen, wenn der Schub zu gering ist. Bei Ariane 4 war dies nicht so und es gab mehrere Fehlstarts, als die Turbopumpen nicht volle Leistung brachten und der Schub zu gering war. Dies gilt auch für die zweite Stufe einer drei oder vierstufigen Rakete. Diese Stufen kann man wie Erststufen behandeln.
Das zweite sind Gravitationsverluste. Heute gehen viele Transporte in die geostationäre Umlaufbahn. Solange eine Oberstufe in einem niedrigen Orbit brennt steigt sie nach oben und das hat den gleichen Effekt wie wenn man eine Last anhebt - man braucht dafür Energie. Diese geht von der Endenergie ab. Man kann dann nicht mehr die Zielbahn erreichen. So erreichte die Ariane 5 bei ihrem 10 Flug nicht die korrekte Bahn, als die Oberstufe zwar funktionierte aber der Schub zu gering war. Die Nutzlast verblieb in einer zu niedrigen Bahn
Wenn eine Rakete einen sehr hohen Startschub hat, so kann sie eher einen Triebwerksausfall abfangen, als bei einer geringen Startbeschleunigung. Je mehr Triebwerke eingesetzt werden, desto wahrscheinlicher ist zwar ein Ausfall, aber um so geringer ist der Verlust an Schub. Folgende Tabelle soll dies verdeutlichen:
| Anzahl der Triebwerke | Wahrscheinlichkeit eines Ausfalls | Schubverlust in % |
|---|---|---|
| 1 | 0.995 | 100 |
| 2 | 0.99 | 50 |
| 3 | 0.985 | 33-66 |
| 4 | 0.98 | 50 |
| 5 | 0.975 | 20-40 |
| 8 | 0.96 | 25 |
| 16 | 0.922 | 12.5 |
Diese Tabelle gilt für einen Ausfall kurz nach dem Start. Dann braucht eine Rakete den vollen Schub. Später hat die Rakete schon weniger Masse durch den verbrauchten Treibstoff und ein Ausfall kann aufgefangen werden. In der Endphase wird heute schon ein Triebwerk herunter gefahren, hier ist ein Ausfall ohne Folgen.
So ergeben sich die widersprüchlichen Aussagen : Je mehr Triebwerke eine Rakete hat, desto wahrscheinlicher ist zwar ein Ausfall, aber auch die Auswirkungen sind um so geringer, weil sich der Gesamtschub auf mehr Triebwerke verteilt. Ab einer bestimmten Anzahl an Triebwerken steigt allerdings auch die Wahrscheinlichkeit von 2 oder noch mehr Ausfällen. Bei 16 Triebwerken liegt diese bei 0.994 und damit genauso groß wie die Wahrscheinlichkeit des Ausfalls des Triebwerks bei einer Rakete mit nur einem Triebwerk.
Bei 100 Triebwerken liegt die Wahrscheinlichkeit dass 2 Triebwerke ausfallen schon bei 0.844 und für 3 Triebwerke bei 0.938 sowie für 4 Triebwerke bei 0.976. Allerdings machen selbst 4 ausgefallene Triebwerke mit Abschaltung der gegenüberliegenden nur 8 % des Schubs aus. Sofern der Schub beim Start genügend hoch ist und es genügend Treibstoffvorräte gibt, also die Rakete nicht gerade die maximal mögliche Nutzlast transportiert hat sie eine gute Chance ihre Mission trotzdem zu erfüllen. Meist verfügen Satelliten auch über eigene Treibstoffvorräte die für den Ausgleich von Störungen im Orbit gedacht sind. Sie können genutzt werden um den Zielorbit zu erreichen, der Satellit hat dann eine verringerte Betriebsdauer ist jedoch kein Totalverlust.
Allerdings verfügen Raketen in der Regel über geringe Treibstoffreserven. Die Trajektorien der Bahnen sind optimiert um die maximale Nutzlast transportieren zu können. Fällt nun Schub weg, so beschleunigt die Rakete langsamer und die oben diskutierten Gravitationsverluste steigen an. Als Folge braucht die Rakete mehr Treibstoff um dieselbe Bahnhöhe zu erreichen. Kann die Nutzlast dies nicht ausgleichen so ist sie für den Betreiber nutzlos. ein Kommunikationssatellit der nicht die geostationäre Bahn erreicht ist kommerziell nicht nutzbar. Als Abhilfe kann man bei einer Rakete die Nutzlast senken um immer genügend Treibstoff verfügbar zu haben um eine Bahn zu erreichen. Doch damit verschenkt man Geld.
Noch gravierender ist ein Triebwerksausfall bei einem Booster, also einer separaten Rakete die an einer Zentralstufe angebracht wird oder einer Rakete aus sehr vielen einzelnen Modulen wie der OTRAG. Hier verbleiben Treibstoffreste beim Abschalten des Triebwerks und die Leermasse steigt rapide an. Wenn man hier nicht sehr große Reserven vorsieht kann eine Rakete diesen Anstieg des Leergewichtes nicht abfangen.
Die Probleme des BündelnsEin Grundsätzliches Problem ist dass ein System aus 100 Einzeltriebwerken anders reagiert als eines mit einem. Das gilt nicht nur für Raketentriebwerke sondern auch andere technische Systeme und für Softwareprojekte. Das trotzdem so viele es propagieren hat damit zu tun, dass sie von der Materie nicht so viel Ahnung haben und meinen Raketen könnte man wie aus Bausteinen zusammensetzen. Man den Gedanken aber auf andere Systeme überträgt merkt man wie einem mulmig wird. Würden Sie ein Auto kaufen, dass anstatt einem 100 PS Motor 100 Motoren mit 1 PS unter der Haube hat ? Sie würden sofort eine Menge Gründe finden warum dies nicht optimal ist - Von den Herstellungskosten, dem Wartungsaufwand oder der Ausfallswahrscheinlichkeit wäre dann wahrscheinlich die Rede.
Oder Sie gehen in den Computerladen und anstatt einer 200 GB Platte bietet ihnen der Verkäufer ein RAID Array im Stripping Modus (alle Daten werden auf die Platten verteilt) aus 100 Platten à 2 GB an. Würden Sie es kaufen ? Nein, denn wenn eine der 100 Platten ausfällt sind alle ihre Daten futsch.
Bei einer Rakete gibt es dieselben Probleme. Nehmen wir als Beispiel die N-1, die russische Rakete "Herkules". Hier wurden in der ersten Stufe 30 Triebwerke eingesetzt. Jedes dieser Triebwerke wurde vorher getestet und war flugqualifiziert. Trotzdem scheiterten alle 4 Startversuche durch Versagen der ersten Stufe.
Warum ? Nun alle Triebwerke sitzen in einem Schubgerüst. Durch die Verbrennung entstehen Vibrationen die sich auf andere Triebwerke übertragen und verstärken. Andere Systeme müssen die Triebstoffe gleichmäßig auf alle Triebwerke verteilen. Das Gesamtsystem ist also um einiges komplexer als ein einzelnes Triebwerk. Man sparte sich einen Teststand für den Block A, die erste Stufe (Startmasse 1880 t, Schub 4600 t) und so war dies alles nicht getestet. Es kam durch die Vibrationen zu abplatzenden Metallsplittern die wiederum die Turbopumpen zur Explosion brachten. die Steuerung von 30 Triebwerken erwies sich als fehlerhaft und unausgereift und zuletzt sorgte beim letzten Start der Brennschluss von 6 Triebwerken zu einer Stoßwelle die zu einer Beschädigung anderer Triebwerke führte.
Einige Probleme mögen auf die fehlenden Bodentests zurückzuführen sein, doch andere Probleme sind mit dem Bündeln von Triebwerken verbunden. Natürlich sind Propagandisten der massiven Bündelung wie sie bei der OTRAG Rakete vertreten wird anderer Meinung. Doch ich denke dies ist die wichtigste technische Herausforderung beim massiven Bündeln und auch der Grund warum es bislang nicht mehr als 8 Triebwerke mit flüssigen Treibstoffen gebündelt wurden. Bei Feststofftriebwerken ist die Zahl mit 9 nur unwesentlich höher.
Wie schon angesprochen ist es schwer die Kosten zu beurteilen. Das grundsätzliche Problem ist das die meisten heutigen Träger vom Staat entwickelt wurden. Bei einer Trägerrakete muss man unterscheiden zwischen den Entwicklungskosten und den Betriebskosten. Es ist unbestritten dass im Normfall 4 Triebwerke mit 250 kN Schub auch in der Serienfertigung teurer sind als ein 1000 kN Triebwerk gleicher Bauart. Daher ging bisher der Trend in den letzten Jahren dazu möglichst wenige Triebwerke einzusetzen. Allerdings sind die Entwicklungskosten für ein 1000 kN auch erheblich höher. Ich denke bei den meisten Trägerraketen hat sich niemand einen Gedanken über die Gesamtkosten gemacht. So wurde mir bei einer Anfrage in der ich mich erkundigt habe, warum man das Vinci Triebwerk noch entwickelt anstatt eine ähnlich leistungsfähige Stufe mit 2 oder 3 schon entwickelten HM-7B Triebwerken zu bauen vom DLR mitgeteilt, dass die Startkosten bei einem Vinci Triebwerk kaum ansteigen würden, aber die Nutzlast beträchtlich. Dies wäre beim HM-7B nicht der Fall. Allerdings betrifft dies eben nur die Startkosten, dabei wird die Subvention durch den Staat der die Entwicklung finanziert nicht berücksichtigt.
Schaut man auf die Kosten so wird man heute in den ersten Stufen Feststoffbooster
nehmen. Große Booster sind viel preiswerter als mit flüssigen Treibstoffen angetriebene
Erststufen. Bei Oberstufen ist der Einfluss von schlechtem spezifischem Impuls und hoher
Leermasse stärker und die Triebwerke müssen nicht so schubkräftig sein. Auch Feststoffbooster
kann man bündeln. So sehen sowohl die alte Delta 2, wie auch die neue Delta 4 sowie die Atlas V und die H-2A verschiedene Versionen vor, die sich in der Anzahl der
Feststoffbooster unterscheiden. Damit kann man die Rakete der Nutzlast leicht anpassen.
Allerdings ist die Größte Version die kostengünstigste pro Kilogramm transportierter Nutzlast.
Bei Ariane 4, bei der man die Möglichkeit durch Doppelstarts die Nutzlast einer Rakete besser
auszunutzen als bei Einzelstarts gab es daher einen Trend die größte Version einzusetzen und
deren Nutzlast durch geschicktes Kombinieren eines schweren mit einem leichten Satelliten voll
auszunutzen.
Nur sehr große Feststoffbooster wie sie bei der Titan oder Ariane 5 eingesetzt werden lassen keine Bündelung zu, da meist 2 dieser Booster schon extrem viel Schub entwickeln. 4 wären eine zu hohe Belastung der Struktur der Rakete an der sie angebracht sind.
Bei militärischen Raketen die in großer Stückzahl hergestellt werden wird heute ebenfalls ein Triebwerk bevorzugt, vor allem weil selbst bei größeren Entwicklungskosten die Kosten nach 200 oder mehr Exemplaren insgesamt geringer sind als bei mehreren kleineren Triebwerken. Allerdings haben militärische Raketen andere Ziele als ein ziviler Träger : Sie werden in großer Stückzahl in kurzer Zeit gefertigt und ihre Nutzlast ist konstant. Sie müssen zudem militärischen Anforderungen hinsichtlich Bedienungsfreundlichkeit, Einsatzbereitschaft und schnellem Start genügen.
Zivile Raketen werden dagegen über einen längeren Zeitraum in kleineren Stückzahlen gefertigt. Vor allem gibt es meist die Anforderung dass man die Nutzlast später einfach erhöhen kann oder sie variieren kann. Hier kommt auch einer der Vorteile des Bündelungskonzeptes zum Tragen.
Wie bereits angesprochen sind die Entwicklungskosten für neue Triebwerke hoch. Daher ist es nicht verwunderlich wenn man für neue Raketen dieses Konzept in Betracht zieht. Sehr populär ist auch das Clustern von Stufen geworden. In den USA wurden so mit geringen finanziellen Mitteln aus der Delta IV Medium eine Heavy Variante entwickelt und eine Atlas V Heavy soll nach gleichem Vorbild entstehen. Damit ist es möglich für die wenigen Starts die es heute mit sehr schweren Nutzlasten gibt die gleiche Rakete wie für mittelgroße Nutzlasten anzubieten. Dieses Konzept ist natürlich noch erweiterbar : Derzeit sind es 3 Booster die bei den Heavy Varianten simultan gezündet werden. Man kann dies leicht auf 4,5, 6 ... erweitern.
Ein weiterer Punkt ist die Serienbauweise. Für die mehrmalige Produktion eines Gutes (ohne Veränderungen) gilt folgendes
Kosten = Kosten[1] * Anzahl c
Kosten[1] steht für die Kosten für ein Einzelexemplar, also ein Unikat
c ist ein Faktor der den Lernprozess beschreibt. Unter dem Lernprozess versteht man, dass man mit zunehmenden Stückzahlen effektiver arbeitet. Man vermeidet Fehler, man beherrscht Handgriffe aus dem f.f. und man kann bei größeren Stückzahlen Maschinen einführen die sich erst nach größeren Anzahlen amortisieren. Wird ein Gut nicht verändert so beträgt c = 0.85. Die V-2 erreichte in der Serienproduktion einen Wert von c = 0.867 und bei der Vorserienproduktion einen von 0.928 (weil es in dieser Phase noch tausende von Änderungen gab).
Nehmen wir der Preis für eine Stufe sei 10 Millionen Euro. Dann kann man folgende Tabelle aufstellen:
| Anzahl | Kosten pro Stück c=0.9 | Kosten pro Stück c=0.85 |
| 1 | 10 Millionen | 10 Millionen |
| 4 | 8.77 | 8.12 |
| 8 | 8.12 | 7.32 |
| 20 | 7.44 | 6.38 |
| 100 | 6.30 | 5.01 |
Wie man sieht kann man schon recht gute Kostenreduzierungen bei kleinen Stückzahlen (4-8/Jahr sind üblich bei heutigen Raketen) erreichen. Um von den beim Übergang von 1 auf 8 eingesparten 1.8-2.7 Millionen weitere 2 Millionen einzusparen muss man dann aber schon 100 Exemplare pro Jahr bauen.
Da doppelt so große Raketen aber nicht doppelt so teuer wie kleine Raketen sind, ist aus wirtschaftlichen Gründen es nur rentabel sehr viele kleine Module zu bauen, wenn die Entwicklungskosten stark ansteigen. Dies ist gegeben bei sehr großen Raketen. Würde man heute Raketen mit 200 t Nutzlast oder mehr neu entwerfen, dann würde man enorm viel investieren müssen. Da könnte die Bündelung mehrerer kleiner Raketen die es schon gibt preiswerter sein. Ich habe dies in einem anderen Zusammenhang untersucht.
Erstaunlicherweise denkt allerdings heute niemand mehr daran eine Trägerrakete aus
nicht nur einigen wenigen sondern sehr vielen Stufen zu bauen. Wie schon erwähnt war die OTRAG die einzige Rakete die dieses Konzept erproben wollte. Es kam durch
politische Einflussnahme aber nie dazu.
Die OTRAG hatte einen nach Ansicht des Autors interessanten Grundgedanken. Jedes Modul hätte nur einen Schub von 25 kN gehabt und wäre sehr einfach aufgebaut gewesen. Allerdings war der spezifische Impuls sehr schlecht und man verzichtete auf relativ einfache Optimierungen um Kosten zu sparen.
Was jedoch prinzipiell richtig ist, ist die Tatsache, dass man sehr viel Geld sparen kann wenn man die Triebwerke nur klein genug baut. Raketentriebwerke sind heute noch immer sehr teuer und dies liegt an zwei Faktoren : Der Komplexizität eines großen Triebwerks und der kleinen Stückzahl. Triebwerke für Satelliten sind einfacher aufgebaut und werden in großer Stückzahl gefertigt.
Die Komplexität eines großen Triebwerks kann man leicht erklären. Nehmen wir die Brennkammer. Sie muss gekühlt werden um nicht selbst zu verbrennen. Bei kleinen Triebwerken macht man dies durch eine Beschichtung mit einem ablativen Material, also einem Material dass bei den hohen Temperaturen verdampft und dabei Energie aufnimmt. Die Technologie ist die gleiche wie bei den Hitzeschutzschilden der Kapseln. Alternativ kann man die Brennkammer massiv aus einem Metall bauen das einen hohen Schmelzpunkt aufweist wie Niob. Das Problem : Wenn eine Brennkammer doppelt so groß ist (in allen 3 Raumrichtungen) so steigt die Fläche um den Faktor 4, aber das Volumen und damit auch die Energie die umgesetzt wird um den Faktor 8. Diese Technologie ist also bei großen Triebwerken ineffektiv, weil die Schutzschicht immer dicker werden müsste. Stattdessen baut man die Brennkammer aus zahlreichen Röhrchen durch die Treibstoff zur Kühlung zirkuliert. Diese Konstruktion ist natürlich aufwendiger und sie macht einen zweiten Treibstoffkreislauf nötig.
Noch mehr Unterschiede gibt es bei der Treibstoffförderung. Bei kleinen Triebwerken ist die Druckförderung vorherrschend. In den Treibstofftanks herrscht ein Überdruck von etwa 8-10 Bar, der den Treibstoff durch die Leitungen presst. Die Tanks müssen relativ massiv sein um diesem Druck standzuhalten. Meist haben sie Kugelform um die Oberfläche klein zu halten. Prinzipiell ist dieses Konzept auch auf große Stufen übertragbar, doch die Tankmasse bleibt immer gleich groß oder steigt sogar noch, wenn man von kugelförmigen bei großen Stufen auf zylindrische Tanks übergehen muss (wegen der größeren Oberfläche im Vergleich zum Volumen). Dagegen wird bei Tanks die keinen starken Überdruck aufweisen das Verhältnis Treibstoff : Tankmasse immer günstiger. Bei der OTRAG Rakete waren die Tanks sogar mit einem Überdruck von 40 Bar versehen, aber dafür nur zum Teil gefüllt.
Bei größeren Trägern findet man daher ein System zur Treibstoffförderung. Es gibt zahlreiche Varianten doch im wesentlichen wird immer ein Teil des Treibstoffs verbrannt und mit dem heißen Gas eine Pumpe angetrieben, die als Nebeneffekt einen viel höheren Brennkammerdruck ereicht als die reine Druckförderung. Der Preis : Man hat einen weiteren Treibstoffkreislauf und das System aus Gasgenerator / Turbine / Pumpe zählt zu den anfälligsten Subsystemen eines Raketenantriebs.
"Einfache" Raketentriebwerke, die ablativ gekühlt werden und den Treibstoff mit Druck fördern sind zwar preiswert in der Herstellung (keine Turbopumpen, einfache Brennkammerkonstruktion nur ein Treibstoffkreislauf) aber ihr Schub ist begrenzt. Die größten entwickelten Triebwerke haben etwa 40 kN Schub. Das ist ausreichend für Oberstufen (Einsatz z.B. in der EPS oder Delta Oberstufe) und Satellitentriebwerken. dieser Schub reicht aber gerade aus um eine Masse von 3 t vom Boden abzuheben. Heute wiegen Trägerraketen bis zu 800 t, man bräuchte also fast 300 dieser kleinen Triebwerke um eine so große Rakete zu bauen.
Andererseits sind solche Triebwerke sehr zuverlässig. Gerade deswegen weil bewegliche Teile wie bei den Turbinen weitgehend fehlen und es nur einen Treibstoffkreislauf gibt. Verwendet man selbstentzündliche Treibstoffe wie UDMH/NTO so entfällt auch eine Vorrichtung zum Zünden des Treibstoffs. Es gibt nur wenige Berichte über das Versagen von Triebwerken dieser Bauart, d.h. die Zuverlässigkeit ist sehr hoch. So ist es denkbar eine Rakete aus sehr vielen Einzelmodulen zu bauen.
Der Vorteil ist jedoch, dass man jedoch durch Gruppieren von kleinen Stufen Raketen jeder beliebigen Größe bauen kann. Allerdings braucht man sehr viele Module um eine sehr große Rakete zu bauen. Druckgeförderte Triebwerke der oben beschriebenen Bauart gibt es bis 40 kN Schub, das bedeutet, dass eine Stufe die auf dem Boden gezündet wird nur maximal 3 t wiegen kann. Man kann damit sehr einfach eine kleine Rakete bauen:
5 Module (4:1) mit einer kleinen Feststoffoberstufe ergeben eine 16.1 t schwere Rakete mit einer Nutzlast von 250 kg. Für eine Rakete mit 7 t GTO Nutzlast und 15 t LEO Nutzlast braucht man aber 286 Module.
Doch wie sieht es mit den Kosten aus ? Heute kosten derartige Stufen einige Millionen Dollar. Selbst wenn man durch Massenfertigung die Kosten auf 1 Million drücken kann ist die Rakete nur in einem bestimmten Bereich rentabel
| Module / Träger | Nutzlast | Preis |
|---|---|---|
| 5 | 250 kg | 5 |
| Pegasus | 350 | 11 |
| 286 | 7000 kg GTO | 286 |
| Ariane 5 ECA | 9200 kg GTO | 136 |
Je größer eine Rakete ist, desto günstiger ist im allgemeinen das Verhältnis Startkosten zu Nutzlast. Eine aus Modulen bestehende Rakete ist dagegen immer gleich teuer. Dies spricht nicht gegen das Bündelungskonzept, nur sollte man ab einer bestimmten Anzahl auf größere Triebwerke ausweichen. Betrachtet man sich die bislang gebauten Raketen so scheinen 8-9 Triebwerke ein Maximum zu sein. Es gibt nur 2 Konzepte die mehr Triebwerke in einer Stufe verwandten (die russische Hercules und die OTRAG).
Dies zeigt das grundsätzliche Problem: Im Normalfall ist in der Produktion ein größeres Triebwerk preiswerter als sehr viele kleine. Wenn radikale Konzepte mit sehr vielen Triebwerken preiswerter sein wollen müssen sie durch andere Faktoren die Fertigung preiswerter machen. Bei der OTRAG Rakete geschah dies durch Verwendung von Teilen aus anderen Industriezweigen und eine extreme Vereinfachung.
Allerdings kann man mit 3 Triebwerkstypen die sich im Schub um den Faktor 10-20 unterscheiden praktisch den gesamten Nutzlastbereich von einigen Hundert Kilo bis zu mehren Tonnen abdecken. Selbst wenn man sich auf maximal 9 Triebwerke in einer Stufe beschränkt kann man mit einem Triebwerkstyp eine komplette Rakete bauen z.B. in der Kombination 9:3:1 Triebwerke.
Es gibt heute kein Konzept gezielt Triebwerke zu bündeln, das heißt eine Rakete oder eine ganze Familie nur aus einem Typ von Stufen oder Triebwerken antreiben zu lassen. Historisch gesehen gab und gibt es aber einige Ansätze dies zum Teil. durchzuführen
Will man zum Mond so muss man eine Rakete bauen die etwa 100-150 t in einen erdnahen Orbit transportiert. Es wurde schon die N-1 erwähnt, doch auch die Saturn 5 setzte sehr viele Triebwerke ein. Heute überlegt man wie man dieselben oder noch größere Nutzlasten für eine Marsmission starten kann. Eine der Möglichkeiten wäre die heute größten Raketen zu bündeln, also z.B. die Delta 4 Zentralstufe oder die Zenit Zentralstufe. Zusammen mit einigen Feststoffboostern kommt man so in den Nutzlastbereich von 100 t. Der Vorteil ist, dass man so viel Geld für die Entwicklung einer großen Trägerrakete spart die man nur für diese Missionen bräuchte.
Sowohl die Saturn V wie auch die russische N-1 sind daher klassische Vertreter der Bündelung von Raketentriebwerken. Auch die ersten Entwürfe für ein HLV (Heavy lift vehikle) um Nutzlasten zum Mond zu transportieren geht von der Bündelung von 5 Space Shuttle Triebwerken aus. Die ESA hat einmal in einer Projektstudie eine Mondrakete mit 6 Vulcain Triebwerken untersucht.
Selbst wenn man es könnte würde man heute sicher keine Rakete bauen die 100 oder mehr Tonnen mit einem Triebwerk transportiert. Dazu wäre die Entwicklung einfach zu teuer und die Stückzahl zu gering. Man muss gerade bei solchen Schwerlastraketen daran denken, dass es nur sehr wenige Starts pro Jahr gibt. Bei der Saturn V waren es zum Beispiel 13 Stück über einen Zeitraum von 7 Jahren.
Wenn man die erste Stufe aus mehreren Exemplaren der zweiten Stufe bildet kann man zum einen Entwicklungskosten sparen und zum anderen durch Variation der Anzahl die Nutzlast variieren. Man findet diese Vorgehensweise bei der Atlas V Heavy und Delta 4 Heavy Varianten. Hier werden jeweils 3 identische Stufen gebündelt Beim Start zünden alle 3, doch die zentrale Stufe wird im Schub gedrosselt, so dass sie später ausbrennt. Bei noch mehr Stufen die gebündelt werden kann man die zentrale Stufe auch erst zünden wenn die äußeren Booster ausgebrannt sind.
Auch die Sojus verwendet eine solche Bündelung, doch ist hier die Zentralstufe mit mehr Treibstoffen versehen.
Unzählig sind die Varianten bei denen man Booster mit flüssigen und festen Treibstoffen an die erste Stufe anbringt. Vor allem bei festen Treibstoffen ist es aber so, dass diese Booster viel preiswerter in der Herstellung sind als die Zentralstufe, so dass es dann den Trend gibt die größte Variante zu nehmen und nur bei Ausnahmefällen auf Booster zu verzichten. Dies sieht man bei der Delta 2, aber auch bei der Ariane 4. Es hat dazu geführt, dass man bei der Ariane 5 auf die Variation der Boosteranzahl verzichtet hat.
Eine neue Variante verfolgt die Firma SpaceX mit ihrer Falcon. Die große Variante, die Falcon 9 setzt 9 Merlin Triebwerke in der ersten Stufe ein. Braucht man weniger Nutzlast, so werden einfach 4 Triebwerke ausgebaut und die Rakete und teilweise betankt. Für größere Nutzlasten kann man zur Startunterstützung zwei weiterer Erststufen anbauen die auch jeweils 5 oder 9 Triebwerke aufweisen. In der größten Version setzt die Falcon also nicht weniger als 27 Triebwerke beim Start ein.
Im folgenden will ich einige Vertreter der Clusterung vorstellen. Dies ist eine rein subjektive Auswahl, da es sehr viele Raketen gibt die dieses Konzept umgesetzt haben. Meine Auswahl soll aber einige Aspekte beleuchten.
Die R-7 die heute sich in verschiedene Träger aufgespalten hat (Molniya, Sojus, Wostok, Luna, Woschod) bestand ursprünglich aus 2 Stufen die gemeinsam gezündet wurden. Einem zentralen Block mit in etwa zylindrischer Gestalt und 4 Außenblöcken mit kegelförmiger Start. Jeder Block hatte dasselbe Triebwerk mit 4 Brennkammern. Der Zentralblock hatte nur eine Anpassung an die Arbeit im Vakuum und 4 anstatt 2 Steuerdüsen. Diese waren wesentlich früher ausgebrannt und wurden dann abgeworfen. In der ursprünglichsten Form war die Rakete so der beste Vertreter des Bündelungsprinzips, denn sie verwandte nur ein Triebwerk. Allerdings war die Nutzlast recht gering und so erweiterte man sie später um Oberstufen.
Die Saturn 1 war ein Zwischenschritt zur Saturn 5 und mehr ein Testmuster. Allerdings erprobte sie auf amerikanischer Seite das Bündelungsprinzip erfolgreich, auch wenn sie niemals bemannt flog. Die Saturn 1 verwandte 8 H-1 Triebwerke in der ersten Stufe und 6 RL-10 Triebwerke in der zweiten Stufe. Sie ist der Träger mit den meisten Triebwerken der jemals erfolgreich flog.
Das sowjetische Gegenstück zur Saturn V war die N-1 sie setzte in 3 Stufen nicht weniger als 42 Triebwerke ein, davon 38 desselben Typs in der ersten und zweiten Stufe (erste Stufe 30, zweite Stufe 8). Allerdings flog sie niemals erfolgreich, was vor allem daran lag, dass man die erste Stufe nie als ganzes getestet hatte, auch nicht am Boden um Kosten zu sparen. So fiel bei allen 4 Versuchsstarts die erste Stufe aus und das Programm wurde eingestellt.
Schon Ariane 1 verwandte in Stufe 1 und 2 dasselbe Triebwerk, nur in der ersten Stufe 4 davon. Bei Ariane 4 kam man auf ein System von flexiblen Boostern für die Erststufe. Es gab Feststoffbooster und Booster mit flüssigen Treibstoffen. Die letzten waren von der zweiten Stufe abgeleitet und in der größten Version, der Ariane 44L wurden daher 8 identische Triebwerke in der ersten Stufe simultan gezündet (4 Booster und 4 Triebwerke in der ersten Stufe). Dazu kam noch das einzelne Triebwerk in der zweiten Stufe. Von 10 Triebwerken der Rakete waren so 9 nahezu identisch. Dies machte nicht nur die Ariane konkurrenzfähig, sondern es erlaubte mit der variablen Boosterzahl auch einen preiswerten Satellitentransport.
Die Delta verwandte sehr lange bis zu 9 Feststoffbooster als Starthilfe. Diese große Anzahl hatte zum einen technische Gründe, zum anderen geschichtliche. Die technischen Gründe waren einfach: Baut man an eine Rakete zwei sehr große Booster an, wie bei der Ariane 5 oder Titan 3+4, so wird der Zwischenstufenadapter stark belastet. Er überträgt einen Großteils des Schubs auf die Rakete. Die Thor war nie ausgelegt sehr massive Oberstufen zu tragen und die Umbauten wären teuer gewesen und hätten viel Zeit in Anspruch genommen. Die vielen kleinen Booster wurden dagegen an den unteren Teil des Schubgerüstes angebracht, welches schon den Schub des Haupttriebwerk überträgt.
Historische Gründe spielten aber auch eine Rolle. Die Delta verwandte zuerst 3, dann 6 und zuletzt 9 Booster. Das Gewicht wurde zudem im Laufe der Zeit um das dreifache gesteigert. Finanziell sind größere Booster günstiger und so verwendet das neue Modell Delta IV nur noch 2 oder 4 Booster.
Die Delta 4 ist eigentlich ein Vertreter der neuen Richtung, möglichst wenige Triebwerke einzusetzen und hat in der kleinsten Version nur 2 Triebwerke : Eines in der Zentralstufe und eines in der Centaur Oberstufe. Es gibt aber auch eine "Heavy" Variante, bei der 3 Zentralstufen simultan gezündet werden und dann die mittlere im Schub gedrosselt wird, damit sie länger brennt. Diese Vorgehensweise ist auch für die Atlas geplant und so hofft man recht schnell an einen Träger zu kommen, der als Basis für den Nachfolger des Space Shuttles geeignet ist.
Zum Schluss noch eine Beschreibung des wohl radikalsten Vertreter des Bündelungsprinzips. Ihm ist auf meiner Website ein ganzer Aufsatz gewidmet. Die OTRAG Rakete bestand aus hunderten von identischen einzelnen Modulen. Jedes Modul bestand aus Tanks von 3 m Länge und 27 cm Durchmesser die miteinander verschraubt wurden. Die Länge sollte dabei 24 m betragen. 1/4 der Länge entfiel auf den Verbrennungsträger Dieselöl und 3/4 auf den Oxidator Salpetersäure. Die Tanks wurden nur teilweise gefüllt und Druckluft mit 40 Bar Druck förderte die Treibstoffe zum Triebwerk. Dieses war eine einfache Brennkammer mit einer Verkleidung aus Asbest, die bei der Verbrennung des Treibstoffes mit verbrannte und so die Hülle schützte. Mehrere Stufen wären ineinander geschachtelt gewesen.
Ein Modul wog 1500 kg und hatte einen Schub von etwa 25-35 kN beim Start. Für eine kleine Rakete die etwa 1 t Nutzlast transportieren würde bräuchte man schon 64 dieser Module. Eine Rakete mit der Nutzlast einer Ariane 5 bräuchte etwa 1400 Module. Das OTRAG Projekt scheiterte an politsicher Einflussnahme von außen, aber auch Fehlern des OTRAG Gründers Lutz Kayser, der z.B. sich Libyen als Startgelände auserkor. Es kann zu Tests einzelner Module, doch niemals zu einem Test mehrerer Stufen.
Die Clusterung ist aus zwei Gründen attraktiv: Die geringeren Entwicklungskosten und Kostensenkungen durch Serienbauweise. Ich habe schon an anderer Stelle angesprochen, dass es eine Alternative gibt um den Raumtransport preiswert zu machen. Es ist einfach: Internationale Zusammenarbeit. Heute gibt es auf der Welt 30 Trägersysteme die einen Nutzlastbereich von 200 bis 25000 kg in einen erdnahen Orbit abdecken. Diese 30 Träger haben in 5 Jahren (2000-2004) insgesamt 328 Starts absolviert, also pro Jahr und Träger nur etwa 2.2 Starts.
Dabei würden 7 Trägerraketen mit jeweils der doppelten Nutzlast des nächst kleineren Modells ausreichen um den Bereich zwischen 250 und 25000 kg abzudecken. Als Folge wären die Startzahlen dann auch wesentlich höher und die Produktionskosten geringer. So gibt es einen Wettbewerb wobei natürlich auch andere Gründe eine Rolle spielen. De Fakto wollen weder die USA, noch Russland, China oder Europa von fremden Trägerraketen abhängig sein. Analog könnte man natürlich sich auch auf 2-3 Weltraumbahnhöfe beschränken, ja eigentlich würde einer in Äquatornähe genügen. Leider sind wir heute noch genauso weit weg von einer "Weltraumfahrt" und betreiben genauso "Nationalraumfahrt" wie noch vor 30 Jahren.
Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.
Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:
Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.
Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.
Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.
Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:
und
Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)
Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:
US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)
US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie
2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.
Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.
Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.
Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.
Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.
Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.
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