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Die meisten Pläne für den Mars erfordern eine sehr hohe Startmasse vom Erdorbit aus - 150-220 t sind es bei den mir bekannten Plänen der ESA und NASA, beide aus der zweiten Hälfte der neunziger Jahre. Doch braucht man auch eine Trägerrakete dieser Größe ? Nicht unbedingt. Der größte Teil der Startmasse bei einer Marsmission ist Treibstoff und den kann man einfach mit einer vollbetankten Raketenstufe befördern. Analysiert man die Anforderungen genau, so ergibt sich, dass die minimale Nutzlastmasse für eine Marsmission im Bereich von 50-70 t liegt. So groß sind die schwersten Einzelmodule je nach Mission. Größere Module erhält man durch Koppeln dieser Module. Bei Mondmissionen braucht man noch mehr Treibstoff und hier bräuchte man sogar nur eine geringere Nutzlast.
Eine sehr große Trägerrakete ist kostspielig zu entwickeln. Von den 24.5 Milliarden USD, welche das amerikanische Apollo Programm entfielen 9.3 Milliarden auf die Entwicklung und den Bau der Trägerraketen. Heute wäre es vielleicht etwas billiger, weil man damals viel Pionierarbeit leistete doch nach wie vor gibt es das Problem, dass es sich um eine speziell für diesen Zwecke entwickelte Rakete handeln würde, die man für sonst nichts einsetzen kann. Damit wäre auch die Trägerrakete in der Produktion teuer, denn die Stückzahlen wären gering.
Also suche ich nach einer fast so guten Lösung. Es gibt zwei Ansätze. Das eine ist das Bündeln schon bestehender Raketen. Dies macht man z.B. bei den "Heavy" Varianten der Delta und Atlas. Die Entwicklungskosten sind minimal. Die Startkosten wären auch moderat, denn man profitiert von einer eingespielten Produktion, die nun einfach mehr Stufen produziert. Der Nachteil ist, dass das Risiko eines Fehlstarts zunimmt. Wenn eine Rakete aus 2 Stufen eine Zuverlässigkeit von 98 % hat (also 2 Fehlstarts auf 100 Starts), so wird eine Rakete welche wie die folgende mit 7 Stufen nur noch eine Zuverlässigkeit von 93 % besitzen. Jeder 14.te Start müsste also statistisch schief gehen.
Das zweite ist es eine neue Rakete aus bestehenden Technologien zu entwickeln. Dies tun die USA bei ihrer nächsten Mondrakete, der HLV (Heavy Lift Vehicle).
Keine der heutigen Raketen transportiert 50-70 t in eine Umlaufbahn, doch mittels Bündelung schon existierender Stufen sollte man auf die Größe kommen. Welche Raketen kann man bündeln ? Eigentlich nur die größten Raketen die es heute gibt. Es sind dies die sowjetische Zenit, die europäische Ariane und die amerikanische Delta IV. Ich will diese einmal vorstellen.
Die
Zenit ist eine zweistufige Rakete mit einer Startmasse von etwa 450 t
welche Sauerstoff und Kerosin in beiden Stufen benutzt. Die Triebwerke der Zenit sind die
modernsten und leistungsfähigsten mit dieser Treibstoffkombination. Die Standard Zenit befördert
13.74 t in einen erdnahen Orbit.
Die aus Zenit hervorgehende Rakete besteht aus mehreren Zenit Erststufen rund um eine normale Zenit Trägerrakete. Die äußeren Stufen werden zuerst gezündet, dann nach dem Ausbrennen die zentrale Erststufe und zuletzt wie bisher die zweite Stufe. Da die Triebwerke der Zenit einen sehr hohen Schub aufweisen kann man schon mit 2 Boostern eine Rakete aufbauen. Möglich sind bis zu 6 Booster, wobei allerdings der Zugewinn an Nutzlast bei mehr als 4 Boostern abnimmt. Die Nutzlast ist relativ gering im Vergleich zur Startmasse, da die Zenit nur konventionelle Treibstoffe verwendet. Dafür ist diese Rakete relativ preiswert. Die Angegebenen Startkosten basieren auf dem angegebenen Startkosten einer Zenit ohne Oberstufe von 75 Millionen USD. Ich habe angenommen, dass davon 60 Millionen auf die erste und 15 Millionen auf die zweite Stufe entfallen.
| Variante | Booster | Startmasse | Nutzlast | Startkosten |
|---|---|---|---|---|
| Super Zenit 2 | 2 | 1164,64 t | 35 t | 195 Mill. |
| Super Zenit 3 | 3 | 1526,42 t | 50 t | 255 Mill. |
| Super Zenit 4 | 4 | 1883,60 t | 65 t | 215 Mill. |
| Super Zenit 5 | 5 | 2245,18 t | 75 t | 275 Mill. |
| Super Zenit 6 | 6 | 2602,60 t | 85 t | 335 Mill. |
Wie schon erläutert verfügt die Zenit über sehr leistungsstarke Triebwerke. Durch den hohen Schub ist bei einer normalen Zenit die Beschleunigung über 1.6 g. Man könnte die Startmasse bei vielen Boostern erhöhen. Dies erlaubt es die Tanks zu verlängern, sowohl bei der zentralen Stufe wie auch den äußeren Stufen.
Geht man von einer Startbeschleunigung von 1.2 g und einer Beschleunigung von 1.0 g bei der zentralen Stufe aus, so kann man die zentrale Stufe und Oberstufe etwa 640 t schwer werden. Dies erlaubt es die Oberstufe 125 t schwer zu machen und die Zentralstufe 515 t. Die Verlängerung von Zentralstufe und Oberstufe ist bei Varianten ab 3 Boostern möglich. Die Verlängerung der Booster ab 4 Stück. Der Nachteil ist, dass man nun nicht mehr Zenit Stufen aus der Serienproduktion nehmen kann. Die Verlängerung von Tanks ist jedoch relativ unproblematisch und bei zahlreiche Raketen wie der Delta, Atlas, Ariane 4+5 wurden während der Entwicklung die Tanks verlängert.
| Variante | Booster | Startmasse | Nutzlast | Startkosten |
|---|---|---|---|---|
| Super Zenit 3 | 3 | 1743 t | 62 t | ? Mill. |
| Super Zenit 4 | 4 | 2404 t | 84 t | ? Mill. |
| Super Zenit 5 | 5 | 3044 t | 104 t | ? Mill. |
| Super Zenit 6 | 6 | 3560 t | 120 t | ? Mill. |
Durch die Verlängerung der Booster ist der prozentuale Nutzlastanteil etwas höher als bei dem einfachen Hinzufügen von Boostern. Diese Varianten sind technisch das äußerste, was man aus der Kombination Sauerstoff mit Kerosin herausholen kann, aber relativ schwer. Dafür gilt die Zenit als preiswerte Trägerrakete. In der größten Variante kommt man so ohne Probleme zu einer Rakete die 120 t in einen Orbit bringt, also den Anforderungen die an die für Bushs Mondprogramm zu entwickelnde HLV genügt.
Ariane 5Die Ariane 5 ist interessant weil es eine im Vergleich zur Nutzlast relativ bezahlbare Rakete ist und sie heute schon eine sehr hohe Nutzlast aufweist. Die Ariane 5 ECA ist eine "eineinhalb" Stufen Rakete, bei der zwei Booster mit der Zentralstufe gezündet werden. Eine Oberstufe bringt dann die Nutzlast in einen Orbit. Beide Stufen mit flüssigen Treibstoffen setzen die energiereiche Mischung Wasserstoff mit Sauerstoff ein. Die Ariane 5 hat eine Startmasse von 755 t und eine Nutzlast von 22 t in einen erdnahen Orbit.
Allerdings ist die Ariane schon eine Bündelrakete aus 2 Feststoffboostern und einer Zentralstufe EPC. Da diese ein sehr leistungsschwaches Triebwerk hat kann sie nicht verlängert werden. Eine weitere Zentralstufe als Oberstufe ist nur mitführbar, wenn man sehr viele Stufen clustert, da das Triebwerk Vulcain 2 sonst nicht ausreicht eine Stufe die Nutzlast weiter zu beschleunigen. Bei der Kostenkalkulation bin ich von Produktionskosten von 100 Millionen Euro für die Ariane 5 ausgegangen. Davon sollen 60 Millionen auf die Zentralstufe EPC und 20 Millionen für die Booster entfallen. Dazu kommen 30 Millionen für die Startdurchführung und die Umrechnung Euro-Dollar.
Finanziell rentabel ist vor allem die die letzte Möglichkeit der größten Version. Bei Preisvergleichen mit den Zenit muss berücksichtigt werden, dass russische Raketen allesamt preiswerter als westliche Träger angeboten werden. Weiterhin ist das preiswerteste bei der Ariane die Feststoffbooster, die aber nur bedingt die Nutzlast steigern können.
| Variante | Booster | Zentralstufen | Oberstufen | Startmasse | Nutzlast | Startkosten |
|---|---|---|---|---|---|---|
| Super Ariane 4-3-0 | 4 | 3 | - | 1724 t | 37 t | 280 Mill. |
| Super Ariane 6-3-0 | 6 | 3 | - | 2296 t | 48 t | 300 Mill. |
| Super Ariane 8-5-0 | 8 | 5 | - | 3255 t | 70 t | 410 Mill. |
| Super Ariane 8-4-1 | 8 | 4 | 1 | 3292 t | 107 t | 410 Mill. |
Die Delta IV gibt es in mehreren Version. Die größte
(Heavy Variante) besteht aus 3 Zentralstufen und einer Centaur Oberstufe. Sie hat eine Nutzlast
von 22 t bei einer Startmasse von 730 t. Die Delta IV verfügt mit dem RS-68 über das
leistungsfähigste Triebwerk das Wasserstoff verbrennt mit einem Schub von 2949 kN. Allerdings
gibt es keine großen Booster um die Rakete zu verstärken. Es gibt schon eine Version der Delta
die Delta IV HLV bei der 3 Zentralstufen gleichzeitig zünden. Allerdings hat das RS-68 Triebwerk
nur wenig mehr Schub als die Rakete zum Abheben braucht (300 t bei einer Startmasse von 227 t
einer CBC ohne Oberstufe und Nutzlast). So brennt die zentrale Stufe nur unwesentlich länger als
die beiden angeflanschten Boostern. Diese Konstruktion gewinnt mit steigender Boosterzahl nur
wenig an Nutzlast, da es ein extremes Verhältnis von Startmasse der ersten Stufe zu Masse nach
dem Ausbrennen dieser gibt.
Boeing hat allerdings für das Mondprogramm eine Weiterentwicklung der Delta IV mit stärkeren Triebwerken vorgeschlagen. Diese Versionen gebe ich an dieser Stelle wieder.
| Nutzlast | CBC Booster | Stufe 1 | Stufe 2 | Sonstiges |
|---|---|---|---|---|
| 53 t | 4 CBC | unverändert | AUS-60 | Aluminium-Lithium Leichtbauweise |
| 67-70 t | 6 CBC | unverändert | AUS-60 | |
| 76 t | 6 CBC | unverändert | AUS-60 | Aluminium-Lithium Leichtbauweise |
| 87 t | 6 CBC | RS-800 | AUS-60 | |
| 95 t | 6 CBC | RS-800 | AUS-60 | Aluminium-Lithium Leichtbauweise |
Mehr dazu in meinem Artikel über die Delta IV. Genaue Daten über die Kosten der neuen Varianten der Delta IV gibt es nicht. Nimmt man aber die Angaben von Boeing von 85 Millionen USD für die Varianten ohne Booster und 171 Millionen für die Heavy Lift Variante, so sollte eine CBC etwa 45 Millionen USD kosten. Die 70 t Version würde so bei mindestens 345 Millionen USD liegen. (ohne die Entwicklungskosten für neue Triebwerke).
Schaut man sich die 3 Träger an, so gibt es bei jeder Rakete Vorteile:
Eine ideale Rakete würde die Zentralstufe der Ariane 5 als Oberstufe, 3 Delta CBC Stufen als erste Stufen und Zenit Erststufen oder Ariane Booster als Startunterstützung verwenden. Diese Anordnung gehorcht sowohl der Ziolkowski Gleichung nach der man leistungsfähigere Triebwerke als Oberstufen einsetzen sollte wie auch den Forderungen nach viel Schub beim Start. Gegenüber der Delta Lösung bieten sie mehr Nutzlast, weil die Zenit und Ariane Booster über mehr Schub verfügen und relativ preiswert in der Herstellung sind.
Hier einige mögliche Varianten
| Variante | Booster | Delta CBC | Ariane 5 EPC | Startmasse | Nutzlast | Startkosten |
|---|---|---|---|---|---|---|
| International 1 | 4 Zenit | 2 | 1 | 2380 t | 95 t | 400 Mill. |
| International 2 | 6 Ariane | 2 | 1 | 2694 t | 90 t | 270 Mill. |
| International 3 | 6 Zenit | 2 | 1 | 3116 t | 120 t | 520 Mill. |
| International 4 | 8 Ariane | 2 | 1 | 3292 t | 101 t | 290 Mill. |
Die Zenit Variante weist wegen der Leistung der Zenit die bessere Startmasse auf, jedoch sind die einfach aufgebauten Ariane 5 Booster viel preiswerter.
Die USA
haben sich für einen anderen Weg entschieden. Für ihre Rückkehr zum Mond planen Sie zwei Raketen:
Eine Crew Launch Vehicle (CLV) genannte Trägerrakete soll die Besatzung in einen Erdorbit
bringen. Sie soll auch später die ISS versorgen. Ihre Nutzlast beträgt etwa 20-25 t. Eine zweite
Rakete, das Heavy Launch Vehicle soll lediglich Fracht in einen Erdorbit bringen. Ihre Nutzlast
beträgt etwa 125 t.
Die CLV besteht aus einem Space Shuttle Booster als erste Stufe und einer noch zu entwickelnden zweiten Stufe welches J-2 oder Space Shuttle Triebwerke nutzt.
Das HLV besteht aus zwei verlängerten Space Shuttle Boostern zur Startunterstützung. Einer zentralen Stufe aus 5 Space Shuttle Triebwerken und einer Oberstufe mit zwei J-2 Triebwerken. Diese würde keine Astronauten befördern sondern nur Fracht und Treibstoff.
Geplant wäre der Start des Mondlander mit der HLV welche auch noch genügend Treibstoff hat um zum Mond zu gelangen. Danach wird mit dem CLV die Besatzung in einer Kapsel mit einem Versorgungsteil gestartet. Beide koppeln und die HLV zündet erneut ihre Stufe um die Kombination zum Mond zu bringen. Die Nutzlast für den Mond läge somit bei etwa 54 t.
Was ist an diesem Plan auszusetzen ? Nun es sind mehrere Dinge. Zum einen die Verwendung von Teilen aus dem Space Shuttle Programm. Selbst technisch nicht aufwendige Teile sind dort extrem teuer. Ein einzelner der Shuttle Booster kostet 34.3 Millionen USD, ein externer Tank kostet 32.9 Millionen USD. Die Space Shuttle Triebwerke sind noch teurer. Schon 1979 kostete eines davon 35 Millionen USD. Berücksichtigt man die Inflation so kommt man heute auf einen Preis von über 100 Millionen USD pro Triebwerk und das HLV setzt 5 davon ein ! Das J-2S muss erst noch entwickelt werden aus dem J-2, das bei den Saturn Trägerraketen eingesetzt wurde. Die Kosten dafür sind noch überhaupt nicht abschätzbar.
Man hat vielleicht für das CLV keine Alternative, weil hier alles "man rated" sein muss, die Sicherheitsanforderungen führen zu einer Kostenexplosion. Für das HLV hätte man sich aber Alternativen vorstellen können die preiswerter sind.
Der zweite Grund ist dass es ein Unterschied ist ein schon entwickeltes Triebwerk zu haben und eine schon entwickelte Stufe. Die Entwicklung eines Triebwerks ist teuer, aber es ist nur ein Teil der Rakete. Bei der Saturn V machte die Triebwerksentwicklung nur etwa ein Zehntel der Entwicklungskosten aus. Bei der Atlas V verwandte man das schon entwickelte RD-180 Triebwerk und trotzdem kostete die Entwicklung einer neuen ersten Stufe über 1 Milliarde USD.
Auch der Vorteil einer schon existierenden Produktion und daher überschaubaren Produktionskosten fällt weg.
Es gibt mehrere Gründe eine Rakete eine aus schon bestehenden Stufen zusammenzusetzen. Neben der Ersparnis von Entwicklungskosten in Milliardenhöhe ist es auch die Ersparnis durch eine Serienbauweise. Ich möchte dies an zwei Beispielen verdeutlichen. Dazu sollen die "Super Zenit 5" mit 75 t Nutzlast und die "Super Ariane 8-5-0" herangezogen werden. Beide Raketen haben eine Nutzlast von 75 bzw. 70 t.
Nehmen wir an, wie benutzen diese Raketen um eine Marslandung durchzuführen. Eine realistische Abschätzung für eine Marslandung ist die Beförderung von 1000 t Fracht in eine erdnahe Umlaufbahn. Geht man von dem unten skizzierten Szenario aus, dass man die Nutzlast schrittweise im Orbit anhebt so kann man die Starts dafür über 2 Jahre strecken. Man bräuchte bei einer 70 t Rakete etwa 15 Starts um 1000 t zu transportieren. Dies entspricht:
Bei der Zenit Variante und
Die jährliche Produktionsrate beträgt zur Zeit bei der Zenit 4 Raketen pro Jahr und bei Ariane 6 Raketen pro Jahr. Diese Menge entspricht also einer gewaltigen Steigerung der Produktion. Nun gibt es aber bei einer Serienproduktion eine Lernkurve. Vereinfacht gesagt gilt: Wenn ich 8 Raketen eines Typs pro Jahr produziere, so kosten diese nicht das achtfache einer Rakete, sondern sind preiswerter, weil ich lerne die Produktion rationeller zu machen. Mathematisch formuliert gilt
Cn = C1 * nf
Cn : Herstellungskosten von n Raketen
C1 : Herstellungskosten eines Einzelexemplars einer Rakete
n : Anzahl der gefertigten Raketen
f : Lernfaktor, ein üblicher Wert für f liegt bei 0.85
Setzen wir diese Rechnung für die Zenit an, so sind 98 Erststufen nur 9 mal teurer als 8 Erststufen (98: 90 zusätzlich produzierte und 8 für den Satellitentransport produzierte Zenit Erststufen). Ersparnis: 26 %. Bei den Zweitstufen beträgt die Einsparung 21 % der Produktionskosten.
Bei der Ariane kommt man zu Einsparungen von 24 % bei den Boostern und 26 % bei den Zentralstufen. Die Ersparnis ist hier etwas geringer, weil die Ariane 6 mal pro Jahr startet, eine Zenit aber nur 4 mal. Berücksichtigt man dies auch bei den Planungen, so kann das Clustern viel preiswerter sein, als eine Schwerlastrakete.
Nun gehen alle Szenarien von der Entwicklung sehr großer Schwerlastträger der Klasse Saturn 5 aus. Bei Startmassen von um die 1000 t für eine Marsmission bei denen viele Szenarien liegen braucht man eine leistungsfähige Rakete. Doch das meiste was transportiert wird ist Treibstoff, diesen kann man leicht in einer separaten Rakete transportieren und dann ankoppeln. Noch wichtiger: Bei fast allen Missionen kann man bestimmte Teile schon 2 Jahre vorher auf dem Mars absetzen. man hat also jeweils zwei Startfenster von 4 Wochen Dauer. Bei einer internationalen Zusammenarbeit könnte man leicht die 6 größeren Weltraumbahnhöfe von den 5 großen Weltraumnationen (Xichang, Kourou, Tanegashima, Cape Canaveral, Vandenberg, Baikonur) während dieser Zeit zu jeweils zwei Starts im 4 Wochen Abstand nutzen. Damit würden 1000 t Last in 24 Flügen transportiert und eine Rakete mit nur 50 t Nutzlast würde ausreichen. Die obigen Raketen sind also alle ausreichend groß.
Zwei weitere Punkte sind als Randfaktoren zu berücksichtigen. Die minimale Nutzlast wird diktiert durch die größten Einzelmodule die man transportiert. Diese liegen bei vielen Szenarien unter 50 t. Als weiteres braucht man beim chemischen Antrieb den meisten Treibstoff um überhaupt zum Mars zu gelangen. Solange man aber sich in einer Erdumlaufbahn befindet kann man sich beliebig viel Zeit lassen um zu starten. Der Trick ist der eine Nutzlast mit mehreren kleineren Raketen in eine sukzessive energiereichere (elliptischere) Bahn zu befördern und erst mit dem letzten Antrieb sie auf Fluchtgeschwindigkeit zu bringen. Und so kann man eine 200 t Rakete durch mehrere 50 t Raketen ersetzen:
Eine 200 t Rakete würde bei einem chemischen Antrieb aus einer 127 t schweren Raketenstufe mit einer Leermasse von 11 t und 73 t Nutzlast bestehen. Nur die 73 t Nutzlast verlassen die Erde.
Man hat in diesem Szenario eine 200 t Rakete durch 5 Starts mit je 50 t ersetzt. Es müssen mehr Starts sein, weil die Leermasse der Raketen höher ist. Allerdings könnten 5 Starts von je 50 t auch mehr als 73 t zum Mars befördern. Eine genaue Berechnung zeigt dass es 89 t wären, dies entspräche eine Nutzlast von 243 t in einen erdnahen Orbit bei einer großen Rakete.
Analoge Berechnungen zeigen dass man eine 150 t Mondrakete durch 3 Flüge mit 50 t ersetzen kann. Auch bei einer Mondmission entfallen von 150 t Startmasse nur 60-65 t auf die Nutzlast. Natürlich ist dieses Szenario organisatorisch aufwendiger. Doch lohnt es sich nicht, wenn man dafür Milliarden einsparen kann ?
Zumindest für Marsmissionen mit ihren langen Reisezeiten kommen auch elektrische Triebwerke als Alternative in Frage. Es wird mehrere Flüge geben, die ein Oberflächenhabitat, Treibstoff und Material an die Marsoberfläche befördern und wiederum Treibstoff in eine Marsumlaufbahn. Bei 200 t Raketen geht man von 4-5 Flügen pro Mission aus, von denen nur an bei einem die Besatzung mitgeführt wird.
Bei diesen unbemannten Flügen kann man ohne weiteres elektrische Triebwerke einsetzen. Das diese die Reisezeit verlängern und man sich längere Zeit in den Strahlungsgürteln der Erde aufhält ist dabei egal.
Ich habe einmal die Daten des Ionentriebwerks RIT-10 genommen. Dieses hat einen spezifischen Impuls von 33340 m/s, einen Treibstoffverbrauch von 5.6 mg/sec bei einem Verbrauch von 4450 Watt. Es wiegt 9.4 kg. Der gesamte Geschwindigkeitsbedarf soll 7900 m/s betragen (chemisch 3900 m/s). Eine 50 t Nutzlast soll mit einem 50 t schweren Ionenantrieb befördert werden.
Von den 50 t entfallen:
Das Beispiel ist für eine Zeit von 200 Tagen und 7900 m/s berechnet. Kleinere Geschwindigkeiten und längere Zeiten verbessern die Leistung des Ionentriebwerks noch). Im Vergleich zu einer 200 t Rakete spart diese Lösung 33 % der Startmasse ein (4 Flüge von 50 t Raketen transportieren 110 t anstatt 73 t Nutzlast). Geht man von 300 Tagen und 5000 m/s aus, so können 2 Transport à 50 t insgesamt 75 t Nutzlast transportieren, also mehr als eine chemische 200 t Rakete.
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