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Im Jahre 2009/2010 sollen nach den derzeitigen (2005) NASA Planungen die Space Shuttles außer Dienst gestellt werden. Damit scheint die Vision eines wieder verwendbaren Raumgefährts Geschichte zu sein. Dieser Aufsatz zeigt, dass zwar das Space Shuttle gescheitert ist, aber dies nicht zugleich bedeutet, dass ein wieder verwendbares Raumgefährt sinnlos ist.
Heute spricht man vom "Space Shuttle" und meint damit sowohl die amerikanische Raumfähre wie auch das Konzept eines wieder verwendbaren Raumgleiters an sich. Als einziges System das längere Zeit eingesetzt wurde steht heute der Begriff Space Shuttle auch für das Konzept, ähnlich wie man auch bei Papiertaschentüchern von "Tempo" spricht. Die früheren Umschreibungen (Raumfähre, Raumtransporter, Raumgleiter, Raketenflugzeug) sind weitgehend vergessen.
Schon sehr früh begann man sich Gedanken zu machen ob man die Kosten der Raumfahrt nicht durch Wiederverwendung senken könnte. Im Jahre 1961 begann die US Air Force das Projekt Dyna Soar X-20, zuerst als Nachfolgeprojekt für die Versuche mit dem Hochgeschwindigkeitsflugzeug X-15. Geplant war zuerst eine Beschleunigung des deltaförmigen 4.5 t schweren Raumgleiters auf hohe Geschwindigkeiten. Eine Titan I hätte ihn auf eine Gipfelhöhe von 120 km gebracht. Damit sollten Wiedereintrittsversuche und die Erprobung neuer Materialen wie Molybdän für nicht ablative Hitzeschutzschilde gemacht werden. Später war dann an einen orbitalen Einsatz gedacht. Dyna Soar sollte Zubringer der militärischen Raumstation MOL werden. Trägerakete sollte eine Titan 3C oder Saturn 1 sein. Doch schon 1963 wurde das Projekt eingestellt, weil der Aufwand den Nutzen nicht rechtfertigte und die geplanten Kosten explodierten. Verteidigungsminister McNamara wollte auch kein zweites paralleles militärisches Programm zum Gemini und Apollo Programm.
Die ersten Studien der NASA für ein wieder verwendbares Raumfahrzeug begannen 1968 und sahen fünf verschiedene Konzepte vor. Diese lagen 1969 vor. Der Erststart war für 1975 vorgesehen. Die Konzepte bekamen aber keine Zustimmung im Kongress. Erst als man das einfachste Konzept (jeweils eine geflügelte wieder verwendbare Ober- und Unterstufe) weiter vereinfachte, so dass man es für "nur" 5.5 Milliarden USD verwirklichen konnte durfte man den Space Shuttle bauen.
Über den die Technik und die Geschichte des Space Shuttle habe ich schon an anderer Stelle in meiner Website genug geschrieben. Die NASA hatte bei der Entwicklung des Space Shuttles massive Probleme: Technische, Management und Finanzprobleme.
Mit massivem Druck wollte man die Startfrequenz in den ersten Jahren erhöhen um das Space Shuttle wirtschaftlich zu machen. Ein Umdenken begann erst als die Challenger eine Folge dieses Drucks wurde. Sie explodierte am 28.1.1986. Grund war, dass man technische Bedenken ignoriert hatte. Danach standen die Space Shuttles für 2 Jahre am Boden. Man fand und beseitigte nicht nur die Ursache des Verlustes der Challenger, sondern man setzte sich erstmals auch mit vielen anderen technischen Mängeln auseinander die bei den vorgehenden 24 Flügen auftraten und bislang nie ernst genommen wurden.
Die Verbesserungen im System machten die Space Shuttles sicherer, doch wirtschaftlich waren sie nun endgültig nicht mehr, auch wenn es der NASA gelang in den neunziger Jahren die Nutzlast zu steigern und die Kosten pro Start zu senken. Als im Jahre 2003 die Columbia beim Wiedereintritt auseinanderbrach beschloss man den langsamen Ausstieg aus dem Space Shuttle Programm. Nach der Fertigstellung der ISS sollen die verbliebenen 3 Fähren ausgemustert werden. Wiederum blieben die Space Shuttle für mehr als 2 Jahre an den Boden gefesselt.
Russland entwickelte später als die USA ihre Raumfähre Buran. Grund für die Entwicklung war es nicht wie bei den USA die Startkosten zu senken, sondern die vermutete Militarisierung des Weltraums durch die USA. Im ursprünglichen Startplan der US Shuttles gab es sehr viele militärische Missionen und es gab Skizzen die einen Shuttle zeigten wie er eine Saljut Station in den Laderaum hob. Man befürchtete die USA könnten Satelliten "kidnappen" oder beschädigen. Das russische System unterscheidet sich in einigen Details von dem der USA. Der größte Unterschied ist, dass die Trägerrakete Energija auch alleine starten kann. Als der Kalte Krieg sich dem Ende näherte, stellte man Buran ein, weil es einfach zu teuer war. Es gab nur einen Flug, gerade ausreichend um zu zeigen "Seht wir können das auch, aber es lohnt sich nicht".
Schon in den achtzigern suchte die NASA nach einem Nachfolger für den Space Shuttle, der die Startkosten des
Shuttles unterbieten sollte. Ende der achtziger Jahre wurde das Projekt einer Grundstufe die in Höhen
über 30 km durch Staustrahltriebwerke Mach 6-12 erreicht aufgelegt. Diese sollte dann einen
kleineren mit Raketentriebwerken angetriebenen Shuttle als Oberstufe starten. Der Vorteil liegt
darin, das man bis zu dieser Geschwindigkeit den Sauerstoff der Luft als Antrieb nutzt und der
Sauerstoff macht 6/7 des Shuttle Treibstoffes aus, man könnte so die Startmasse erheblich
reduzieren. In der Reagan Ära, als Geld für jede Technologie die "zukunftsorientiert" war, zur
Verfügung stand, wurde dieses Projekt begonnen, wobei als "Nebenprodukt" auch ein mit Mach 6
fliegendes Verkehrsflugzeug entstehen sollte.
Nach einigen Jahren Forschung wurde das Projekt Anfang der neunziger stillschweigend eingestellt: Zwar gelang es tatsächlich Fortschritte bei den Staustrahl Triebwerken zu erzielen, doch grundsätzliche Probleme mit den enorm hohem Beanspruchungen von Tragflächen und Material bei 6-12 facher Schallgeschwindigkeit und die Aufheizung durch Reibung auf bis über 1000°C konnten nicht gelöst werden. Die Struktur und die Tragflächen hätten die Beanspruchung nicht ausgehalten. Das Projekt hatte bis dahin 3.3 Mrd. USD gekostet.
Doch schon wenige Jahre später gab es zwei neue konkurrierende
Projekte: X-33 von Lockheed mit NASA Beteiligung und das NASA eigene Venture Star Projekt. Beide gingen von herkömmlicher Technologie aus, (d.h. verwandten nur
Raketentriebwerke) wollen aber einen einstufigen Raumtransporter verwirklichen, bei dem der
geräumige Bauch den Treibstoff aufnimmt, die dreieckige flache Form Flügel weitgehend überflüssig
macht und es nur einen kleinen Nutzlast und Mannschaftsraum gibt - ausgelegt für den Transport
von Satelliten und nicht längere Orbit Missionen. Wie beim Shuttle sollten die Kosten auf ein
Zehntel reduziert werden. Doch die Nutzlast schon einer herkömmlichen
einstufigen Rakete ist gering. Und über Jahre hinweg gelang es nicht beide Projekte so
leichtgewichtig zu konstruieren, das nur auch der leere Orbiter hätte starten können. Anfang 2001
wurde das NASA Projekt gestoppt, kurz darauf stellte auch Lockheed seine Pläne ein. Beide
Projekte kosteten zusammen über 1.4 Mrd. USD.
Die USA entwickeln derzeit das CRV (Crew Return Vehicle). Es soll als Rettungsboot die Besatzung der ISS zurück zur Erde bringen. Es ist jedoch nicht dafür gedacht wie der Space Shuttle längere Zeit im All zu verbleiben oder Besatzungen zur ISS zu transportieren. Dies soll ein Shuttle tun, den Russland entwickelt und der die Sojus Kapsel ablösen soll. Anders als diese kann er 6 Personen zur ISS bringen. Aber auch diese Mini Raumfähre ist nicht für längere autonome Orbitaleinsätze gedacht. Sie ist ein Rettungsboot für Einsätze über einige Stunden, also die sofortige Rückkehr zur Erde im Falle einer Havarie. Es gibt nicht den Platz für Nutzlast. Sie kann den Shuttle nicht als Transporter ersetzen, weder für Mannschaften, noch für Fracht,
Die USA haben derzeit (April 2006) noch eine Ausschreibung offen für den Nachfolger des Space Shuttles, das Crew Exploration Vehicle CEV. Wie dieser kann die neue Raumfähre längere Zeit im Raum bleiben und bietet auch viel mehr Raum für die Besatzung als das Rettungsboot CRV. Lockheed Martin hat bereits eine Studie vorgestellt. Diese Raumfähre wird mit einer Rakete gestartet, wobei für die Lockheed Martin Lösung aber noch keine ausreichend leistungsfähige US Trägerrakete existiert, da es 40 t wiegt und die stärkste Trägerrakete der USA, die Delta 3 Heavy eine Nutzlast von 23 t hat. Ein konkurrierender Entwurf von Northrop sieht dagegen eine Kapsel vor.
Da an das CEV zwei völlig unterschiedliche Anforderungen gestellt werden, nämlich die
Versorgung der ISS mit Personal und Fracht und Mondumlaufmissionen ist es spannend was
verwirklicht wird. Das Northrop Konzept ist leichter, weil man Kapseln kompakter bauen kann und
eignet sich ideal für eine Mondorbitmission. Dafür ist es nicht wieder verwendbar. Die Raumfähre
von Lockheed ist wieder verwendbar, aber etwa doppelt so schwer und dürfte für Mondmissionen
daher nicht in Frage kommen. Selbst bei Erdorbitmissionen müsste man zwischen den erhöhten
Startkosten und der Einsparung durch Wiederverwendung abwägen.
Russland will eine Raumfähre namens Kliper entwickeln, welche die Sojus Kapseln ablösen soll. Ziel ist es mehr Personen zur ISS zu transportieren. Alleine kann Russland dies jedoch nicht schultern und eine Beteiligung der ESA lässt auf sich warten.
Jesco von Puttkamer, auch in Deutschland begehrter NASA Projektmanager, gilt als einer der größten Verfechter des Space Shuttles. Doch auch er kann sich den unbequemen Wahrheiten nicht verschließen. Schon vor dem Columbia Unglück schrieb er in seinem Buch "Von Apollo zur ISS", dass der Shuttle wirtschaftlich ein Flop ist, und begründet seinen Nutzen mit mehr psychologischen Elementen.
Das Problem: Der Space Shuttle wurde gebaut um preiswerter als mit Trägerraketen Nutzlasten zu befördern. Vielleicht wären die USA besser bedient mit einem kleineren Shuttle gewesen, welcher nur Personen und ein kleines Labor befördert. Fracht wäre dann mit Raketen befördert worden. Die Russen bauten auch MIR aus mehreren Modulen mit der Proton auf und die ISS soll mit dem europäischen ATV mit Fracht versorgt werden.
So bauten die USA ein Trägersystem welches mit 2000 t Startmasse fast soviel wiegt wie eine Saturn V (2870 t), welches aber nur ein Zehntel dieser kosten sollte, dabei aber nur ein Viertel der Nutzlast transportiert.
Natürlich ist der Shuttle als erster seiner Gattung teurer als ein nach den Erfahrungen des Space Shuttles gebautes Nachfolgemodell. Der Knackpunkt am Space Shuttle Konzept war dass man sich völlig kalkuliert hatte, wie lange ein Shuttle am Boden ist. Die Planungen der NASA sahen bis zu 60 Flüge pro Jahr vor. Allerdings sollten bei diesem optimistischen Flugplan bis 1991 auch 572 mal geflogen werden, so dass man bei maximal 100 Einsätzen eines Space Shuttles sechs Orbiter braucht. Ein Orbiter fliegt also (nach Planung) innerhalb von 36 Tagen zweimal. In Wirklichkeit vergehen zwischen 2 Starts etwas 180 Tage, also die fünffache Zeit. Nach der Landung wird der ganze Orbiter bis zur Zelle auseinander genommen auf Schwachstellen, Haarrisse und Ermüdungserscheinungen gesucht. Dies ist eine Folge des Challenger Unglücks. Bis zur Challenger hatte man Probleme bei einem Flug schlichtweg ignoriert. Im Jahr 1986, als die Challenger explodierte sollten 13 Flüge stattfinden, mehr als doppelt so viele wie heute.
So verwundert es nicht, dass etwa 80 Prozent der Kosten des Space Shuttles am Boden entstehen : Sie entfallen auf die Wartung der Raumfähren.
Der zweite Fehler ist das das Space Shuttle bemannt ist. Dafür gibt es keinen technischen Grund. Der Space Shuttle wird von seinen Bordrechnern gesteuert. Diese führen auch die Landung aus. Nur für das Aussetzen von Satelliten und Bauteilen braucht man keine Menschen. Diese sind erst bei Reparaturen und bei Arbeiten in einem Labor nötig. Ein bemannter Shuttle hat einige Folgen.
Als erstes sinkt die Nutzlast drastisch ab. Man
braucht eine massive Druckkabine, ein Lebenserhaltungssystem, Vorräte an Gasen, Wasser und
Lebensmitteln. Bei der Explosion der Columbia war die Druckkabine eines der wenigen Dinge die so
massiv gebaut waren, dass sie nicht bei der Explosion zerstört wurde. Die Astronauten starben
erst beim Aufschlag der Kabine auf dem Meer. Wie viel Nutzlast dies kostet hat die NASA selbst
berechnet. In den achtziger Jahren, als man meinte für Star Wars einen noch leistungsfähigeren
Shuttle zu benötigen konzipierte die NASA den unbemannten Shuttle-C (C für Carrier). Er hätte mit
65 t mehr als doppelt so schwere Nutzlasten befördert. Wie kommt dieser riesige Unterschied
zustande ? Nun die Kabine alleine wiegt nicht so viel. Jedoch verringert ihr Weglassen das
Gewicht des Space Shuttles und vor allem vorne, wo die stärksten Kräfte beim Wiedereintritt
wirken wird er leichter. Als Folge kann man die Flügel und das Leitwerk verkleinern und braucht
für den Wiedereintritt weniger Treibstoff. Dadurch wird wesentlich mehr Gewicht eingespart als
die Kabine selbst wiegt.
Als zweites macht ein bemanntes Shuttle diesen teurer. Die Sicherheit der Astronauten kostet Geld, sowohl bei dem Bau, wie auch beim Betrieb des Space Shuttles. Der Nachbau der Challenger kostete über 2 Milliarden USD. Beim Betrieb muss alles sehr sicher sein und dies in einer Branche in der es einfach Fehlstarts geben kann. Es gibt keine Trägerrakete die keinen Fehlstart aufzuweisen hat. Selbst die Sojus, die seit über 40 Jahren im Einsatz ist und über 1000 Starts vorweisen kann hat nur eine Zuverlässigkeit von 97.5 %, oder einem Fehlstart auf etwa 40 Starts. Das ist bei einem bemannten System nicht tolerierbar und da man bei einem Shuttle nicht die Besatzung wie bei einer Kapsel von der explodierenden Rakete wegbringen kann, muss alles viel sicherer als bei einer Rakete sein und damit auch teurer.
Als drittes hat diese Tatsache enorme Folgen auf das Programm. Nach der Explosion der Columbia standen die Space Shuttles für 29 Monate am Boden. Bei einer Trägerrakete gäbe es wahrscheinlich den nächsten Start einige Monate später. Selbst bei der auch im Jahre 2003 gesprengten Ariane 5 ECA vergingen nur 14 Monate bis zum nächsten Start, obwohl es sich um den Jungfernstart einer noch unerprobten Version handelte. Selbst kleinere Probleme bewirken das Space Shuttles monatelang nicht starten können. So wurde der nächste Start nach dem "Return to Flight" 2005 wegen nicht ausgeräumter Sicherheitsbedenken bei der Tankisolation und Problemen bei der Betankung etappenweise vom November 2005 auf den Juli 2006 verschoben.
Schaut man sich die NASA Finanzplanung für die Space Shuttles an, so entdeckt man eine interessante Tatsache: Die jährlichen Finanzmittel sind völlig unabhängig von der Startrate. Treten technische Probleme auf, so werden zusätzliche Finanzmittel benötigt
| Jahr | 1996 | 1997 | 1998 | 1999 | 2000 | 2001 | 2002 | 2003 | 2004 | 2005 | 2006 | 2007 |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Kosten [Mill. $] | 3148,7 | 3150,7 | 2922,8 | 2993,8 | 2979,5 | 3165,7 | 3232 | 3008.61 | 4319,2 | 4927.8 | 4777.5 | 4057.3 |
| Flüge | 7 | 8 | 5 | 3 | 5 | 6 | 5 | 1 | 0 | 1 | 2? | 3 |
Die Zahlen sind natürlich ab 2003 wegen des Columbia Unglücks nicht mit denen vorher zu vergleichen. Doch es gibt schon vorher einige Auffälligkeiten. Zum einen schwankt das Space Shuttle Budget von 1996-2003 nur wenig zwischen den Extremwerten 2922 und 3232 Millionen Dollar. Dieser Schwankung um 10 % steht eine Schwankung der Startrate von 3-8 also um 266 % entgegen. Das Jahr mit der höchsten Startrate (1997) hatte dabei nicht einmal das höchste Budget.
Nach Columbia brauchen die Shuttles etwa 1 Milliarde USD mehr (trotzdem gibt es nach offiziellen Angaben ein Defizit von 3-5 Milliarden USD im Space Shuttle Programm) bei nun fast halbierten Flugzahlen (3-4 anstatt 5-8). Dies ist typisch für Projekte die vorwiegend am Boden stehen, an denen geplant, repariert, gewerkelt wird, ohne dass es zu einem Start kommt. Das Bestreben die Shuttles möglichst sicher zu machen verursacht enorme Kosten.
Jesco von Puttkammer äußerte in einem Interview die Meinung, dass wenn man heute einen Raumgleiter mit den Aufgaben des Space Shuttle bauen würde, es ein "Space Shuttle Zwei" wäre, also ein technisch ähnliches System. Das ist jedoch eine Antwort auf die falsche Frage. Denn eigentlich will man heute ja die Kosten senken und dies geht bestimmt nicht mit einem bemannten Space Shuttle.
Nach heutiger technischer Sicht braucht man mindestens 2 Stufen um in einen Orbit zu gelangen. Die Frage ist nun wie dies technisch am besten geht. Es gibt dazu mehrere wichtige Punkte:
Eine Raumfähre gewinnt gegenüber einer Rakete indem sie wieder verwendbar ist. Doch muss man alles wieder verwenden ? Die Antwort ist: Nein ! Sehen wir uns eine zweistufige Rakete an. Die erste Stufe ist viel größer als die zweite, meistens 4-5 mal schwerer als diese. Zwar korrelieren die Preise von Stufen nicht mit ihrem Gewicht, doch bei vergleichbarer Technologie ist eine kleinere Stufe immer preiswerter zu fertigen als eine große. Es lohnt sich also eher die erste Stufe zu bergen oder durch einen Raumgleiter zu ersetzen als die zweite,
Als zweites ist wichtig, das bei einem zweistufigen Konzept (und dies liegt allen Plänen zugrunde). Die zweite Stufe mit der Nutzlast in einen Orbit gelangt. Jedes Kilo dass sie also leer mehr wiegt, verringert die Nutzlast um ein Kilo. Ein Raumgleiter wird aber zwangsläufig mehr wiegen als eine Raketenstufe, denn er braucht einen Hitzeschutzschild für den Wiedereintritt, Flügel für einen Gleitflug. Das meiste macht der Nutzlastraum aus. Bei einer herkömmlichen Rakete ist die Nutzlast von einer leichtgewichtigen Hülle umgeben, die noch dazu während des Fluges abgeworfen wird. Bei einem Raumgleiter macht der Nutzlastraum dagegen einen Großteil des Volumens aus.
In der Summe bewirkt dies eine sehr starke Erhöhung der Leermasse, so dass es unwirtschaftlich ist die oberste Stufe durch einen Raumgleiter zu ersetzen. Man bräuchte um dieselbe Nutzlast wie mit einer Raketenstufe transportieren zu können einen sehr großen Raumgleiter, der wiederum eine sehr große Unterstufe erfordern würde. Typischerweise gilt: Erhöhen wir die Leermasse der Oberstufe um 1 kg so wird unsere Nutzlast um 1 kg kleiner. Bei der ersten Stufe sind es nur 0.2 kg. Dabei muss diese weniger aushalten - Sie braucht keine Hitzeschutzschild und auch die aerodynamische Belastung ist kleiner. Sie wäre also leichter baubar.
Denkbar wäre es auch nur die Oberstufe zu bergen, also nur sie mit Flügeln zu versehen. Die Nutzlast würde dann entweder auf der Spitze der Oberstufe oder Huckepack mitgeführt. Dies würde eine große Kostenersparnis bedeuten. Allerdings gibt es auch hier Einschränkungen. Die zusätzlich benötigte Masse ist um so kleiner je kompakter die Oberstufe ist. Das bedeutet dass man eher eine Treibstoffkombination wie Stickstofftetroxid/UDMH mit hoher Dichte einsetzt als eine Treibstoffkombination mit niedriger Dichte wie Wasserstoff und Sauerstoff. Leider besitzt letztere einen höheren Energiegehalt und dadurch wird die Unterstufe drastisch kleiner. Wir haben also ein Problem. Feststoffoberstufen wären auch als oberste Stufe denkbar und sind im allgemeinen noch preiswerter als Stufen mit flüssigen Treibstoffen. Dem Problem, dass feste Stufen nur feste Geschwindigkeitsänderungen durchführen können muss man durch eine variable Treibstoffzuladung der ersten Stufe begegnen,.
Alle Konzepte die es derzeit gibt sehen daher vor nur die erste Stufe wieder zu verwenden. Diese setzt dann eine normale Raketenstufe mit dem Satelliten aus. Als Nebeneffekt sind auch die Anforderungen geringer als beim Space Shuttle. Beim Aufstieg wirken nur geringe Kräfte auf die Nutzlast ein, da die Raketen in der unteren Atmosphäre eine geringe Geschwindigkeit haben. Es reichen sehr leichtgewichtige Verkleidungen um die Nutzlast zu schützen. Bei der Ariane 5 wiegt eine Verkleidung mit den Abmessungen des Space Shuttle Nutzlastraumes weniger als 3 t. Beim Wiedereintritt dagegen muss die gesamte Geschwindigkeit in Reibungswärme umgesetzt werden und die Kräfte sind viel größer. Daher konnte der Space Shuttle bei der Rückkehr zur Erde auch nur 14 t Nutzlast mitführen, während er aber 30 t in den Orbit befördern konnte.
Ein Raumgleiter der aber eine Oberstufe aussetzt erreicht eine viel geringere
Geschwindigkeit: etwa 3-4 km/s anstatt 7.8 km/s. Dadurch muss er nur etwa ein Viertel der Energie
abbauen. Dies erniedrigt die Ansprüche an viele Systeme wie Hitzeschutzschild und Struktur
drastisch. Trägt er die Raketenstufe mit Nutzlast huckepack, so wird das Volumen der ersten Stufe
drastisch kleiner und das Entwicklungsrisiko ist überschaubar.
Hopper ist so ein Konzept, das von der ESA untersucht wird. Hopper soll mit 3 Vulcain-2 Triebwerken starten. Nach Ausbrennen wird eine kleine Stufe mit einem Satelliten ausgesetzt, der dann den Orbit erreicht. Ein verkleinertes Modell namens Phoenix wurde von der DLR schon in einem Sinkflugtest untersucht. Phoenix zeigt sehr deutlich wie man bestrebt ist Gewicht zu sparen. Bei einer Länge von 7 m hat er eine Spannweite von nur 3.9 m, wobei der größte Teil auf den Treibstofftank entfällt. Hopper selbst soll 50 m lang sein bei einer Spannweite von 27 m und Nutzlasten von bis zu 7.5 t transportieren. Ersetzt in 130 km Höhe dazu eine nicht wieder verwendbare Stufe aus.
Eine andere Frage ist wie oft eine Raumfähre starten soll. Eine Raumfähre wird mit Sicherheit nicht wie ein Flugzeug im Laufe eines Lebens mehrer Tausend Starts absolvieren. Zu groß sind die Belastungen und vor allem ändert sich auch die Technologie über Jahre. Das Space Shuttle war ausgelegt für 100 Flüge pro Orbiter. Das war auch ein Grund warum es so teuer wurde. Es ist kein Problem ein Triebwerk zu konstruieren, dass 10 mal länger brennt als dies heute üblich ist. Bei Triebwerken die heute entwickelt werden, ist es Routine einzelne Triebwerke so lange brennen zu lassen, einfach um sicher zu gehen, dass eine Sicherheitsreserve vorhanden ist. Doch 100 Brennzeiten erfordern einen viel größeren Aufwand. Das gleiche gilt für den Hitzeschutzschild.
Es
gibt verschiedene Methoden einen Hitzeschutzschild zu konstruieren. Kapseln verwenden meist einen
ablativ Hitzeschutzschild, bei dem Material beim Wiedereintritt verdampft und dabei Energie
mitnimmt. Dieser ist nicht wieder verwendbar. Ein wieder verwendbarer Schild arbeitet nach 2
Prinzipien: Dem Wärmesenken Prinzip (er nimmt Energie auf, gibt sie aber nicht an das Raumschiff
ab) oder dem Strahlungsprinzip (er erhitzt sich so stark, dass er keine Energie mehr aufnimmt,
weil die Energieabstrahlung gleich hoch wie die aufgenommene Energie ist.
Für den Space Shuttle wurden Kacheln entwickelt, die das Wärmesenkenprinzip verwenden. Sie nehmen die Energie auf, haben jedoch ein extrem schlechtes Wärmeleitvermögen. Die Energie die sie aufnehmen ist daher vergleichsweise gering und bleibt lange in den Kacheln. Nach der Landung müssen Fahrzeuge eine Flüssigkeit durch den Shuttle pumpen um die Wärme abzuführen. Der Vorteil dieser Technologie ist, dass man die Kacheln sehr lange einsetzen kann, sie nutzen sich nicht ab. Aber: Kacheln sind maximal 20 x 20 cm groß herstellbar. Für einen Space Shuttle braucht man tausende dieser Kacheln, die nach einer Landung kontrolliert und eventuell ersetzt werden müssen - nicht weil sie abgenutzt sind, sondern weil die Verklebung nur einige Starts durchhält !
Eine Alternative wäre ein massiver Schild aus einem Metall, das erst bei sehr hoher Temperatur schmilzt. Niob und Molybdän werden heute schon für Düsen von Raketentriebwerken benutzt die man nicht kühlt. Allerdings wird eine dünne Oberschicht immer verdampfen, da die Plasma - Temperaturen Werte erreichen können die ausreichen das Metall zu verdampfen. Auch das ist kein Problem, wenn ein Schild nicht 100 Flüge aushalten muss sondern nur 5-10. Dann wechselt man ihn aus. Da es sich um Metalle handelt kann man viel größere Einzelplatten herstellen und dies reduziert den Wartungsaufwand enorm.
Allerdings sind die Metalle viel schwerer als heutige keramische Hitzeschutzschilde. Also ist dies auch keine gute Lösung. Das einfachste Lösung ist es das Problem zu vermeiden. Einen Hitzeschutzschild brauche ich bei sehr hohen Temperaturen die entstehen wenn man mit hoher Geschwindigkeit auf die Atmosphäre trifft. Die erste Stufe, die nur etwa halbe Orbitalgeschwindigkeit erreicht braucht aus diesem Grunde keinen Hitzeschutzschild.
Das Space Shuttle ist aber für die reine Beförderung von Nutzlast ein schlechtes Vorbild. Denn es wurde ursprünglich entwickelt um eine Raumstation aufzubauen und zu versorgen. Daher ist der Orbiter bemannt. Nur ein Viertel der Masse des Orbiters entfällt auf die Nutzlast.
Will ich die Kosten senken, so ist es sinnvoller eine Wegwerfstufe mit der Nutzlast zu starten (Nutzlastanteil dann etwa 80 % anstatt 25 %) und dafür die erste Stufe vollständig wieder zu verwenden, da sie erheblich größer ist. Sollte dies wirtschaftlich sein, so kann man dann in einem zweiten Schritt an eine Bergung der Oberstufe denken.
Zuletzt ist noch der finanzielle Aspekt. Es ist ein Irrglauben, zu denken, wenn man die Kosten des Trägers auf einen Bruchteil einer Rakete senken kann würde auch der Start um den gleichen Kostenfaktor preiswerter. Dies sind typische Gesamtkosten eines geostationären Satelliten bis zum Start:
Die Versicherung deckt das Startrisiko ab, aber auch alles sonst was einem Satelliten passieren kann (Satelliten gingen schon nach dem Aussetzen von der Trägerrakete verloren und wurden durch Montagekräne beschädigt). Diese wird sicher geringer durch ein zuverlässiges System, aber nicht wesentlich. Der Unterschied zwischen einer sehr zuverlässigen Trägerrakete wie Ariane 4 und einer Proton liegt bei nur 5 Prozentpunkten.
Die Startdurchführung umfasst die komplette Kampagne. Arianespace wurde von einer unabhängigen Fachgruppe eine besonders effiziente Startvorbereitung bescheinigt. Trotzdem sind beim CSG (Centra Spatial Guyana) bei einer Ariane 4 etwa 200 Personen über 18-21 Arbeitstage mit dem Zusammenbau der Stufen, der Integration der Nutzlast, der Betankung und der Startdurchführung beschäftigt. Das sind also 200 Monatsgehälter von Spezialisten und Technikern. Wer weis was, eine Handwerkerstunde kostet kann sich leicht errechnen, dass hier leicht der oben genannte Betrag anfällt. Weiterhin wird mit diesem Betrag auch der Unterhalt des Raumfahrtzentrums finanziert.
Ich
habe Zweifel, dass ein wieder verwendbares Raumfahrzeug diesen Anteil massiv senken kann.
Natürlich entfällt das Zusammenbauen. Doch dafür kommt eine Inspektion nach der Landung hinzu.
Beim Space Shuttle hat man diese Kosten massiv unterschätzt. Man meinte damals überspitzt
formuliert, ein Shuttle könnte direkt nach der Landung wieder zu Startrampe gefahren werden. Wie
anders kann man sich die 1972 projektierten Startkosten von 10.5 Millionen Dollar und eine
Startrate von 60 Flügen pro Jahr erklären.
| Rakete | 10 x verwendbar | 100 x verwendbar | 10 x verwendbar + halbe Startdurchführung |
|
| Vehikel | 100 | 10 | 1 | 10 |
| Start | 30 | 30 | 30 | 15 |
| Versicherung | 30 | 30 | 30 | 30 |
| Gesamtkosten | 160 | 70 | 61 | 56 |
Selbst wenn man durch Wiederverwendung nur 10 Prozent der Kosten einer Trägerrakete berechnet, so reduziert dies die Startkosten nur auf etwa 40 Prozent. Die Gesamtkosten (inklusive Satellit) reduziert es sogar auf nur 75 Prozent. Es ist daher viel wichtiger dafür zu sorgen, dass die Wartungskosten niedrig bleiben und damit auch die Startdurchführung kostengünstig wird. Denn heute dauert es einen Monat die Trägerrakete zusammenzubauen, zu prüfen und zu starten. Kann man diese senken so muss das Raumfahrzeug selbst nicht so preiswert sein. Es verwundert daher nicht, dass alle Bestrebungen heute nicht das Ziel haben einen sehr oft wieder verwendbaren technisch anspruchsvollen Gleiter zu bauen, sondern einen der preiswert herzustellen ist und einige Male wieder verwendbar ist. Die meisten Projekte wollen die gesamten Startkosten halbieren, schon dies ist ein anspruchsvolles Ziel.
Sollte dieser Träger auch zuverlässiger als eine Rakete sein, so können auch die Versicherungskosten sinken, der zweite große Fixkostenanteil. Die Chancen stehen dafür gut. Heute scheitern Flüge meistens wegen "Vehicle Underperformance". Damit ist gemeint, dass die Rakete nicht die geforderte Leistung aufgrund eines technischen Defektes bringt. Beim ersten Flug der Ariane 5 ECA reichte die Kühlung der Düse und Brennkammer nicht aus und diese brannten durch. Trotzdem explodierte die Rakete nicht. Wäre sie wieder verwendbar gewesen so hätte man die Treibstoffzufuhr unterbrochen und danach den Treibstoff getrennt abgelassen. Danach hätte man die Stufe notwassern können und den Satelliten bergen und nach Inspektion / Reparatur erneut starten können. Dies müsste die Versicherungsprämien senken. Schon eine Halbierung würde hier viel bringen.
Bei der Landung scheiden sich die Meinungen. Eine weiche Landung, d.h. das gezielte Ansteuern einer Landebahn hat einige Vorteile. Man kann das Raumfahrzeug viel schneller wieder einsetzen, denn man muss es nur zum Startplatz zurückführen und auch Inspektionen fallen kürzer aus als bei der harten Landung. Die Belastungen bei der Landung sind geringer und das Material wird weniger stark beansprucht. Die Nachteile der "weichen" Landung sind die Vorteile der "harten" Landung. Darunter versteht man eine Wasserung der Stufe vorher abgebremst durch Fallschirme. Bei dieser prallt die Stufe immer noch mit hoher Geschwindigkeit auf das Wasser auf - eine genaue Inspektion nach der Bergung ist daher unerlässlich. Die Stufe muss nun erst zurück zum Startplatz geschleppt werden. Das Schwimmen ist kein Problem, bei Stufen mit flüssigen Treibstoffen muss man nur die Ventile Schließen, damit kein Wasser in die Tanks gerät. Neben diesen Nachteilen gibt es aber auch Vorteile: Man ist frei in der Wahl der Bahn, es muss nicht ein Landeplatz im Flugpfad liegen. Man braucht keine aufwendige Steuerung um auf einem Punkt zu landen, kein Fahrgestell, ja nicht einmal Flügel.
Da die harte Landung um so besser verkraftet wird je massiver eine Stufe ist, gehen die meisten Überlegungen dahin Feststoffbooster hart zu landen und mit flüssigem Wasserstoff angetriebene Stufen weich. Stufen mit Kerosin oder Hydrazinderivaten als Treibstoffen können auf die eine oder andere Art gelandet werden, was sich lohnt hängt vom konkreten Einzelfall ab.
Nach den bisherigen Erfahrungen wundert es nicht wenn es heute wenig an konkreten Konzepten gibt. Die USA brauchen nun alle Mittel um erneut ein Mondprogramm durchzuführen. Es wird sicher nicht in absehbarer Zeit eine wieder verwendbare Raumfähre geben.
EADS entwirft im Rahmen des ESA Programms zur Erforschung zukünftiger Raumtransportsysteme den "Phoenix", einen 1:7 Prototyp einer Raumfähren namens Hopper. Über Hopper gibt es nur wenige technische Angaben, die ich im folgenden zusammengetragen habe.
Hopper hat eine Länge von 50 m und eine Spannweite von 27 m. Er wiegt beim Start 228 t und transportiert 7.5-9 t in eine niedrige Erdumlaufbahn und bis zu 5 t in eine geostationäre Übergangsbahn. Gestartet wird horizontal, beschleunigt durch 3 Vulcain-2 Triebwerke und ein mit Wasserdampf angetriebenes Katapult auf einer Schiene. Nach Ausklingen der Nutzlast soll Hopper ballistisch auf Ascension Island, auf halbem Weg zwischen Kourou und Afrika landen. Eine Oberstufe bringt den Satelliten in den Orbit. Hopper nutzt Wasserstoff und Sauerstoff als Treibstoff. Ziel ist es die Reduktion der Startkosten auf 5000-10000 Euro pro Kilogramm. Er soll ab 2020-25 eingesetzt werden. Der horizontale Start soll ein Drittel bis ein Viertel des Treibstoffs einsapren, ist jedoch nur eine Option. auch an einen vertikalen Start wird gedacht. Gewählt wird die insgesamt kostengünstigere Alternative.
Ariane 5Es gibt eine Reihe von Studien wie man die Ariane 5 in der Leistung steigern könnte oder die Kosten senken. Bei der DLR beschäftigt sich das Institut für Raumfahrtantriebe, Systemanalyse Raumtransport (SART) mit dieser Frage. Eines der Konzepte verwendet flüssig angetriebene Booster, die LFBB (Liquid Fly-back Booster). Für diese kommen z.B.. das schon eingesetzte Ariane 5 Vulcain 2 Triebwerk in Frage. Bevorzugt wird ein Vulcain 3 Triebwerk. Diese Weiterentwicklung war als die Studie 2001 gemacht wurde noch als Weiterentwicklung der Ariane 5 vorgesehen. Ein Vulcain 3 hätte etwa 1500 kN Schub besessen und sollte vor allem kostengünstiger als das Vulcain 2 produziert werden können.
Jeder LFBB hätte eine Startmasse von 221200 kg und eine Trockenmasse von 46200 kg. Er hätte einen Durchmesser von 5.45 m bei einer Höhe von 42 m. Die Flügel haben eine Spannweite von 21 m und eine Fläche von 122 m².
Ein Düsentriebwerk, umgerüstet für den Betrieb mit Wasserstoff verbrennt einen Teil des Wasserstoffs und erlaubt es gezielt zu landen. 4000 kg sind für einstündige Landephase vorgesehen. Dazu kommen 10 kleine Düsen mit 10 kN Schub für die Steuerung während der Wiedereintrittsphase. Die Hitze erreicht an einigen Stellen Werte von 100 kW/m². Diese müssen thermisch isoliert werden.
Er würde mit zwei kleinen Flügeln weich landen. Die Zentralstufe (mit Oberstufe mit einer Masse von 253375 kg) würde dann eine ESC-B Oberstufe mit einer geostationären Nutzlast von 12400 kg (Im Doppelstart) in den Orbit befördern. Zentralstufe und Oberstufe wären nicht wieder verwendbar.
Die Startmasse von 695.775 t wäre etwas geringer als bei der derzeitigen Ariane 5 EC-A, die Nutzlast von 12.45 t etwas höher als bei der ESC-B Version. Dieser Widerspruch liegt daran, dass die heutige Ariane 5 preiswerte aber nicht besonders leistungsfähige Feststoffbooster einsetzt, die 3/4 der Startmasse ausmachen.
Ob sich dieses Konzept finanziell lohnt ist angesichts der geringen Kosten der Booster fraglich. Vielmehr wäre es ein Übergangskonzept bei dem man das Bergen der flüssigen Booster erproben kann und dann zu einer wieder verwendbaren Zentralstufe übergehen kann, für welche die Anforderungen erheblich höher sind.
Diese RFS (Reuseable First Stage) würde einem LFBB entstehen. Sie würde bei erheblich höheren Geschwindigkeiten ihre Oberstufe (die wiederum nicht wieder verwendbar ist) abtrennen.
Die einfachste Möglichkeit ist, das die RFC eine P80 Stufe der Vega ersetzt. Bei einer Startmasse von 233900 kg entfallen 193600 kg auf die RFS und der Rest auf die beiden Oberstufen der Vega. Diese Lösung würde 1880 kg in einen sonnensynchronen Orbit transportieren. Allerdings ist eine P80 Stufe recht preiswert. Eine RFS müsste schon sehr oft wieder verwendbar sein, damit sie mit einem P80 konkurrieren kann.
Eine zweite Alternative setzt eine Stufe mit 25 t Wasserstoff und dem HM-7B Triebwerk ein. Die Startmasse beträgt dann 238650 bei einer Masse von 206600 kg für die RFS. Die niedrige Beschleunigung des HM-7B Triebwerks macht hier eine sehr späte Stufentrennung nötig, wodurch die Belastungen für die RFC steigen und die Nutzlast mit 1480 kg sehr gering ist. Ein etwas verbessertes Flugprofil steigert die Nutzlast auf 2788 kg wenn man 3 t mehr Treibstoff für die RFC mitführt, damit diese nach Abtrennung der Oberstufe einen günstigeren Flugkorridor erreicht.
Die letzte untersuchte Möglichkeit besteht darin eine normale EPC Oberstufe auszusetzen. Die RFS dient hier vor allem die EPC in der vertikalen zu beschleunigen. Diese Möglichkeit würde eine Nutzlast von 5000 kg erbringen. Im Vergleich zu den Startmasse von 438 t ist dies jedoch wenig.
Es gibt von mir vier Bücher zum Thema bemannte Raumfahrt. Alle Bücher beschäftigen vor allem mit der Technik, die Missionen kommen nicht zu kurz, stehen aber nicht wie bei anderen Büchern über bemannte Raumfahrt im Vordergrund.
Das erste bemannte Raumfahrtprogramm der USA, das Mercuryprogramm begann schon vor Gründung der NASA und jährt sich 2018 zum 60-sten Mal. Das war für mich der Anlass, ein umfangreiches (368 Seiten) langes Buch zu schreiben, das alle Aspekte dieses Programms abdeckt. Der Bogen ist daher breit gestreut. Es beginnt mit der Geschichte der bemannten Raumfahrt in den USA nach dem Zweiten Weltkrieg. Es kommt dann eine ausführliche technische Beschreibung des Raumschiffs (vor 1962: Kapsel). Dem schließt sich ein analoges Kapitel über die Technik der eingesetzten Träger Redstone, Little Joe und Atlas an. Ein Blick auf Wostok und ein Vergleich Mercury bildet das dritte Kapitel. Der menschliche Faktor - die Astronautenauswahl, das Training aber auch das Schicksal nach den Mercurymissionen bildet das fünfte Kapitel. Das sechs befasst sich mit der Infrastruktur wie Mercurykontrollzentrum, Tracking-Netzwerk und Trainern. Das umfangreichste Kapitel, das fast ein Drittel des Buchs ausmacht sind natürlich die Missionsbeschreibungen. Abgeschlossen wird das Buch durch eine Nachbetrachtung und einen Vergleich mit dem laufenden CCDev Programm. Dazu kommt wie in jedem meiner Bücher ein Abkürzungsverzeichnis, Literaturverzeichnis und empfehlenswerte Literatur. Mit 368 Seiten, rund 50 Tabellen und 120 Abbildungen ist es das bisher umfangreichste Buch von mir über bemannte Raumfahrt.
Mein erstes Buch,
Das Gemini Programm: Technik und Geschichte
Mein zweites Buch,
Das ATV und die Versorgung der ISS: Die Versorgungssysteme der Raumstation
Das Buch
Die ISS: Geschichte und Technik der Internationalen Raumstation
Durch die Beschränkung auf den Technischen und geschichtlichen Aspekt ist ein Buch entstanden, das kompakt und trotzdem kompetent über die ISS informiert und einen preiswerten Einstieg in die Materie. Zusammen mit dem Buch über das ATV gewinnt der Leser einen guten Überblick über die heutige Situation der ISS vor allem im Hinblick auf die noch offene Versorgungsproblematik.
Die zweite Auflage ist rund 80 Seiten dicker als die erste und enthält eine kurze Geschichte der Raumstationen, die wesentlichen Ereignisse von 2010 bis 2015, eine eingehendere Diskussion über die Forschung und Sinn und Zweck der Raumstation sowie ein ausführliches Kapitel über die Versorgungsraumschiffe zusätzlich.
Das bisher letzte Buch
Skylab: Amerikas einzige Raumstation
Mehr über diese und andere Bücher von mir zum Thema Raumfahrt finden sie auf der Website Raumfahrtbücher.de. Dort werden sie auch über Neuerscheinungen informiert. Die Bücher kann man auch direkt beim Verlag bestellen. Der Versand ist kostenlos und wenn sie dies tun erhält der Autor auch noch eine etwas höhere Marge. Sie erhalten dort auch die jeweils aktuelle Version, Bei Amazon und Co tummeln sich auch die Vorauflagen.
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