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Einstufig in den Orbit

Einleitung

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

Anforderungen an ein einen einstufigen wieder verwendbaren Träger.

• Das Antriebsvermögen muss ausreichen, eine ausreichende Nutzlastmasse in einen niedrigen Erdorbit zu befördern
• Der Träger muss anschließend die Bahn absenken und heil den Wiedereintritt (Verzögerungskräfte und Hitze) überstehen.
• Der Träger muss weich an einem zuvor bestimmten Landeort aufsetzen.

Ein Vergleich der derzeitig existierenden Technik und den Anforderungen.

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

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

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

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

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

Treibstoffe

Fluor/Wasserstoff

Trigole flüssige Treibstoffe

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

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

Verbesserung der Technologie

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

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

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

Zwischenbilanz: was bringt es?

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

Eine Wieder verwendbare Rakete

• die Nutzlasthülle die etwa 15-20 % der Nutzlastmasse ausmacht, wird wieder verwendet und senkt die Nutzlast
• Die Rakete um im Orbit um etwa 90 m/s abbremsen um einen Wiedereintritt einzuleiten
• Die Rakete benötigt einen Hitzeschutzschild für den Wiedereintritt
• Die Rakete muss mittels eines Raketentriebwerks weich landen und benötigt dazu Treibstoff, alternativ kann die Landung durch Fallschirmabbremsung oder aerodynamische Abbremsung erfolgen
• Die ideale Form für einen Wiedereintritt weicht von der eines Zylinders wie sie klassische Raketen aufweisen ab, dies verändert die Massebilanz der Rakete

Die Nutzlasthülle

Treibstoff für den Wiedereintritt

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

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

Hitzeschutzschild und Strukturmasse

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

Abbremsung für eine weiche Landung

• ungezielte, unabgebremste Wasserung.
• ungezielte, abgebremste Landung.
• gezielte, abgebremste Landung.

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

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

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

Endbilanz: Was bleibt an Nutzlast übrig?

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

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

Alternative: Bergung nur der Triebwerke

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

Über eine erdnahe Bahn hinaus?

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

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

Zusatzstufen beim Start

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

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

Ein Raumgleiter als erste Stufe

Eine wieder verwendbare Oberstufe

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

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

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

Ein Luftatmender Antrieb als Erststufe

Kostenabschätzung

• Space Shuttle: Wieder verwendbar, bis auf den Tank moderne Technik, bemannter Start, Nutzlast max. 28.7 t Startkosten 350-430 Mill. USD (je nach Schätzung)
• Ariane 5: Einweg Rakete, konventionelle Technik, Nutzlast max. 20.9 t, Startkosten: 105 Mill. USD
• H-2: Einweg Rakete, Moderne Technik, Nutzlast max. 9.8 t, Startkosten 200 Mill. USD.

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

Entwicklungskosten

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

Herstellungskosten

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

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

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

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

Start und Landekosten

Wartungs- und Reparaturkosten

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

Gesamtabschätzung

Die Nutzlasten

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

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

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

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

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

Vergleich: Energija 2

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

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

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

Moderne Konzepte: X-34 und Venture Star

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

• NASP: Der erste Ansatz bestand darin, einen geflügelten Träger zu entwickeln, der mit dem Luftsauerstoff in 30 km Höhe mittel Staustrahltriebwerke auf Mach 6-12 beschleunigt und dann mit einem Raketenantrieb auf Orbitalgeschwindigkeit beschleunigt. Dieses Projekt ist inzwischen eingestellt worden, da die Probleme der aerodynamischen Belastung und des Antriebs nicht gelöst wurden.
• DC-X und Delta Clipper: In diesem relativ kleinen Projekt ging es nur zu demonstrieren, das eine Rakete wieder weich landen kann. Die Delta Clipper sollte eine Rakete in der Masse von zirka 500 t sein, und erprobt wurde ein 1:3 Modell die DC-X. Es fanden einige Testflüge statt, jedoch wurde die große Delta Clipper nie gebaut. Derzeit sind keine weiteren Versuche geplant.
• X-34:: Ein Shuttle soll ähnlich wie die Rakete Pegasus von einem Flugzeug aus starten, und dann den Orbit konventionell mit eigenem Antrieb erreichen. Das grundlegende Problem dieses Konzeptes ist die Massebeschränkung. Zwar könnte ein Jumbo Jet einen zirka 100 t schweren Shuttle transportieren. Da aber dieser einseitig unter einer Tragfläche hängt wird er erheblich kleiner sein. Selbst ein 100 t schweres Shuttle hätte aber nur eine sehr kleine Nutzlast.
• Venture Star:: Ein Shuttle startet wie eine Rakete und landet selbstständig. Die Form des Bauches ähnelt einem Dreieck, so das die Flügel klein bleiben können.#

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

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