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Web Log Teil 443: 6.12.2015 - 12.2.2015

6.12.2015: Die neue russische Rakete

Wie Jewgeni-7 schon mehrfach schrieb wird in Russland fleißig an neuen Technologien gearbeitet. Ich konnte ihn leider nicht dazu überreden diese in einem Gastblog zusammenzufassen. Er bevorzugt es lieber diese in zig verschiedenen Blogs als Kommentare einzustreuen, ohne Rücksicht auf das Blogthema. Bitte bezeichnet ihn aber nicht als Troll. Er legt offensichtlich russische Vorstellungen über Meinungsfreiheit als Basis und sieht das als einen Verstoß gegen §185 STGB (Beleidigung) (in Russland würde ich wohl längst eine Zelle mit Pussy Riot teilen.

Offensichtlich meint man einen Rückstand aufholen zu müssen oder sieht sich wie andere Firmen und Weltraum Organisationen durch SpaceX gefährdet und entwickelt daher an verschiedenen Fronten neuen Raketen oder zumindest neuen Konzepten und erforscht neue Technologien und Triebwerke. Nun gab es das schon früher. In Russland gab es schon immer Rivalitäten zwischen verschiedenen Kombinaten heute sind es Firmen. So wird gerade die Angara eingeführt, die von Chrunitschev gebaut wird. Nun präsentiert Progress die Sojus 5, die praktisch denselben Nutzlastbereich abdeckt. Schon die Sojus 2-1v ist eine Konkurrenz zur kleinsten Angara Version. Das führte schon früher und führt heute auch noch zum Test zahlreicher Technologien.

Unter diesem Aspekt ist sicher der Vorschlag des chemischen Konstruktionsbüro KBKhA für eine Trägerrakete "разруши́тель" (Zerstörer). Diese soll die Startkosten radikal reduzieren. Basis ist - wenn wundert es nachdem Wasserstoff "out" ist und man an Methan, Acetam und anderen Dingen forscht - ein neuer Treibstoff und zwar Tetraoxydacetylen, kurz TOA. TOA ist ein kapriziöses Molekül. Schon seine Herstellung ist schwierig. Erstmals 1972 synthetisiert ist die bisher gängigste Labormethode die, in ein in flüssigen Stickstoff gekühlten Actylengasstrom einen kleinen Sauerstoffstrom einzuladen der am Eintritt durch eine Elektrode zum Teil in Ozon verwandelt wird. Das Ozon reagiert mit dem Acetylen und in zwei Kältefallen werden  TOA und Sauerstoff wieder abgeschieden um die Bildung eines explosiven Gemisches zu verhindern. Solange man dies so, machte war  TOA sehr teuer, doch beim KBKhA hat man eine Methode für die großtechnische Produktion entwickelt. Näheres ist nicht veröffentlicht worden, aber es werden wohl Rhodium und Ruthenum als Katalysator eingesetzt und die Ionisation durch Quecksilberentladungslampen bewerkstelligt.  TOA wird dann immer noch nicht billig, die Herstellung kostet derzeit 500 Rubel, rund 6,70 € pro Kilogramm, doch es lohnt sich.

Was ist nun das besondere an  TOA? Das Molekül ist in sich instabil. Es steht unter großer innerer Spannung. Schon einmal hat man zyklisches Propen unter der Bezeichnung "Sintin" eingesetzt um die Performance der Sojus-Trägerrakete zu steigern. Anders als Sintin ist  TOA aber gleichzeitig Brennstoff und Oxydator. Beim Zerfall wird der Sauerstoff das Kohlenstoffskelett oxydieren und es entsteht pro Molekül  TOA ein Molekül Wasser, Kohlendioxyd und Kohlenmonoxyd. Beim  TOA passiert dies schon beim Verdampfen, das bei 47°C stattfindet. Die freiwerdende Energie wiederum führt zum verdampfen weiterer Moleküle und dadurch zu einer Explosion. Bisher wurde  TOA daher als Sprengstoff in Spezialfällen eingesetzt, wo man eine Druckwelle mit genau definierter Größe brauchte.

Damit benötigt man nur einen Treibstoff und keine zwei, was den Aufbau der Rakete deutlich vereinfacht. Vor allem aber ist  TOA der ideale Treibstoff für einen Triebwerkstyp, denn man schon lange theoretisch kennt, aber nie eingesetzt hat. Es ist das Puls-Explosions-Raketentriebwerk. Das Pulsraketentriebwerk verhält sich zum normalen Raketentriebwerk wie das in der V-1 eingebaute Puls-Staustrahltriebwerk zu einem Düsentriebwerk, es ist verdammt viel einfacher aufgebaut. Während ein normales Raketentriebwerk kontinuierlich arbeitet, zündet ein Pulstriebwerk mehrere hundert Male pro Sekunde. Jedes Mal baut sich kurzzeitig ein Brennkammerdruck auf, der dann wieder abnimmt bevor der nächste Puls zündet. Die Brennkammerwand wird so jedes Mal nur von der äußeren Wolke der Explosionsfront, getroffen die stark abgekühlt ist. Sie muss wie die Düse nicht aktiv gekühlt werden und kann sehr einfach aufgebaut werden. Der einzige Nachteil von Puls-Raketentriebwerken sind die selbst an der Brennkammerwand hohen Spitzendrücke von bis zu 500 bar, etwa doppelt so hoch wie heute bei kontinuierliche arbeitenden Triebwerken auftretende Drücke. Im Zentrum können es noch mehr sein über 5000 bar. Die hohen Drücke ergeben sich aus der Treibstoffmenge pro Explosion, die zumindest bei Stufen, die vom Boden aus starten, nicht zu klein sein dürfen, damit die Rakete überhaupt abhebt.

Mit normalen Treibstoffen ist ein Explosions-Pulsraketentriebwerk kaum umsetzbar. zu groß ist das Risiko eine unvollständigen Durchmischung für die es kaum Zeit gibt und dadurch ungleichmäßige Verteilung von Temperatur und Druck, die dann bald zu einer Beschädigung der Brennkammer und unregelmäßigem und unsymmetrischen Schub führen. Ein Einkomponententreibstoff wie das  TOA weist diesen Nachteil nicht auf, noch besser: es zersetzt sich selbst explosiv ohne mit einer Flamme in Berührung zu kommen, so erreicht man eine gleichmäßige Verbrennung.

Aufgrund der hohen Drücke, aber kleinen Temperaturen haben sich die Techniker des KBKhA für eine Brennkammer und Düse aus CF-Werkstoffen entschlossen. Allerdings nicht wie bisher CFK-Werkstoffe, die wären zwar fest genug, würden dem Druck aber nicht nachgeben und würden zu wenige Zyklen überleben, schließlich soll das Triebwerk wiederverwendbar sein. Es ist stattdessen eine Matrix aus Kohlefasern in Kunstgummi aus Polyisoterpen. Dadurch kann die Brennkammer Verbrennungsspitzen, wie sie immer wieder vorkommen, mit hohem Druck nachgeben und wird größer um sich bei Druckabfall wieder zusammenzuziehen. Auch dieses Verhalten erhöht den Schub und die Energieausbeute. Belegt ist die Wand mit einem weiteren Gummigemisch aus Ethylen-Propylen-Dien-Kautschuk, das als Themalschutz verkohlt.

Die Konstruktion des Triebwerks RD-0815 der "Zerstörer" ist relativ einfach. Der einzelne Treibstofftank steht unter Druck, anfangs 40 bar, später durch den Treibstoffverbrauch auf 6 Bar absinkend. Es gibt keine aktive Förderung. Zur Zündung wird ein Einwegventil geöffnet. Es schließt sich automatisch, wenn auf der Brennkammerseite ein höherer Druck als in den Tankleitungen herrscht. Das  TOA tritt in die Brennkammer ein, verdampft und explodiert dabei. Kurzzeitig baut sich so ein Schub auf, bis durch den abströmenden Treibstoff der Druck abfällt. Das öffnet erneut das Ventil, erneut kann Treibstoff eintreten bis der Gegendruck das Ventil wieder schließt. In der Tat waren Ventile die mehrere Hundert Male pro Sekunde sich öffnen und schließen und dies über rund 300 s, die Betriebszeit der Rakete lang auch die größte technische Herausforderung. Sie sind das einzige Teil der Rakete das nach jedem Flug erneut werden soll.

Mit steigender Tankentlehrung sinkt der Druck in den Tankleitungen ab und damit sinken die Pulse pro Sekunde ab, da jeder immer länger dauert bis der Druck auf den Tankdruck abfällt. So gibt es eine natürliche Schubregelung die dafür sorgt, dass die Rakete niemals eine Beschleunigung von 3 g überschreitet. KBKhA hat über fünf Jahre an der Technologie geforscht. Allerdings erwies sich  TOA doch als als schwer beherrschbar. Immer wieder gab es Druckspitzen von 2000 bar, die Brennkammern zerstörten. Der Durchbruch kam als man Methan zu dem  TOA mischte. Ursprünglich gedacht um das teure  TOA einzusparen senkt eine Zumischung von 33% Methan den spezifischen Impuls von 390 auf 382 ab, aber führt vor allem zu einem gleichmäßigen Verbrennungsverhalten. Es gibt nun keine Druckspitzen über 500 bar an der Brennkammerwand, 90% der Impulse bleiben unter 400 bar.

Bisher hat man ein Demonstrationstriebwerk RD-0815 mit 8,15 kN Schub gebaut und getestet. Die Serienrakete soll ein RD-0471 mit 470 kN Schub einsetzen. Sie ist wie folgt projektiert:

Die Tranks bestehen erstmals vollständig aus CFK-Werkstoffen. Dadurch erreicht die "Zerstörer" ein Voll/Strukturmasseverhältnis von 40. Dadurch und durch den trotzdem hohen spezifischen Impuls von 3748 m/s kommt die Zerstörer mit nur einer Stufe aus. Die auf 380 t Startmasse projektierte Rakete wird 6,5 t in einen GTO befördern oder 32 t in einen LEO-Orbit. Sie soll auch später vollständig wiederverwendbar sein. Dazu wird nach der Mission ein sphärischer Schutzschild aus zwei Teilen um die Triebwerke gefahren, der mit einem leichtgewichtigen Hitzeschutzschild aus Quarzziegeln wie beim Space Shuttle besetzt ist. Das Abbremsen aus dem Orbit erledigen normale Triebwerke mit Hydrazinantrieb, da das  TOA aus Sicherheitsgründen nach Erreichen des Orbits in den Raum entlassen wird (durch die Kälte im Weltraum explodiert es dabei nicht). Sie steuern auch die Ausrichtung beim Wiedereintritt. Durch die Form und den Schwerpunkt sollte der Hitzeschutzschild nach vorne zeigen, mit den Düsen kann man aber die Lage notfalls nachkorrigieren. Eine Landung ist auf Land in einer der Wüsten/Steppenregionen Russlands geplant. Zuerst werden Fallschirme entfaltet, die Landung wird dann noch zusätzlich durch Airbags abgebremst.

Der Startort ist noch nicht abschließend festgelegt. Vor allem für GTO Starts ist von Nachteil, dass die Rakete ohne Oberstufe die Inklination kaum anpassen kann. Daher wird von Russland der Start mit der Odyssey erwogen, die nun RKK-Energija gehört nachdem Boeing aus Sea Launch ausstieg. Dann müsste die Rakete allerdings aus dem Wasser geborgen werden, was bisher noch nicht untersucht wurde.

KBKha gibt die Kosten einer Trägerrakete durch den einfachen Aufbau zu 20 Millionen Dollar an, davon kostet der Treibstoff alleine 3 Millionen Dollar. Bei Wiederverwendung könnte er auf die Hälfte sinken, wenn die Rakete mindestens zehnmal wiederverwendet werden kann.  Größere Versionen wären durch die Kombination mehrerer Module möglich, kleinere relativ einfach durch Verkürzen der Tanks. Die Rakete ist vor allem hin zu kleineren Nutzlasten nicht beliebig skalierbar. Um die Brenndauer konstant zu halten arbeiten kleinere Versionen mit niedrigerem Tankdruck. Sinkt dieser unter 15 bar, etwa 40% des normalen Wertes so reicht der Schub beim Start nicht mehr zum Abheben aus. Zudem verschlechtert sich das Strukturverhältnis. Mit verkürzten Tanks hätte die Zerstörer noch 145 t Startmasse bei lediglich 2 t LEO Nutzlast - diese sinkt bei der einzelnen Stufe überproportional stark ab.

Nächstes Jahr soll über die Entwicklung der Zerstörer beraten werden. Man rechnet damit, dass wenn die Rakete erfolgreich fliegt, sie alle anderen Typen ersetzen wird, die Kostenvorteile sind zu offensichtlich.

8.12.2015: Schlingerkurs? Nein - Chaos!

Wenn Jewgnei-7 sich mal wieder in den Kommentaren austobt (mit dem Wunsch das in einen Blog zusammenzufassen, der meiner Ansicht nach viel informativer wäre, bin ich ja nicht durchgedrungen) und vorwiegend ein Bild zeichnet, als würde Russland an allen Fronten an der Spitze des technologischen Fortschritts stehen und es nur noch wenige Jahre dauern bis Wunderraketen die gesamte Weltraumfahrt revolutionieren, will ich mal ein Gegenbild zeichnen.

Ein grundlegender Unterschied zwischen Jewgeni-7 und mir ist, das ich mich mit der Vergangenheit und der Gegenwart beschäftige, weniger mit der Zukunft. Die Zukunft ist ... nun ja unvorhersehbar. Wer sich in der Raumfahrt auskennt, ist sicher über zig verschiedene Studien, Projekte, Missionsplanungen gestolpert, die nie umgesetzt wurden. Daneben gab es zahlreiche Projekte, die nicht das hielten, was man sich erhoffte. Ich werfe als Buzzwort nur mal STS und 10,4 Millionen Dollar pro Flug und 60 Flüge jährlich ins Rennen.

Jewgeni sieht das anders. Darauf von mir angesprochen: "Fehlstarts sind nicht signifikant". Tja Fehlstarts haben schon zum Aufgeben so manches Projektes geführt, so Europa I+II, Delta 3, aber in Russland schert man sich wohl nicht drum. Doch sie sind nur ein Symptom für das was ich ansprechen will.

Das Thema das ich heute rausgesucht habe ist aber nicht das Proton und Sojus 2.1v Fehlstarts haben. Es geht um das russische Raumfahrtprogramm als Ganzes. Ich kam drauf, weil ich in meinem Buch auch eine Passage über die Firmen und Triebwerke eingebaut habe und das zusammenzusssuchen war ein Tag Arbeit. Wenn man das macht und sich dann aktuelle Vorschläge für neue Trägerraketen, aber auch die Geschichte ansieht, dann wird einem klar, das hier Rivalität herrscht. Es gibt in Russland vier Firmen die Trägerraketen herstellen und vier die Triebwerke herstellen. Das ist eine Menge, zumal einige Firmen mehr als eine Trägerrakete produzieren und jeder Triebwerkshersteller mehrere Triebwerke. Die USA, zum Vergleich kommen derzeit mit sechs Triebwerken mit flüssigen Treibstoff aus: RD-25, RS--68, RL-10, RD-180, RL-10,Merlin. Ab nächstes Jahr sind es mit dem RD-181 eins mehr, das aber auch nur weil Lockheed verhinderte, das Orbital/ATK das RD-180 nutzen können. Dazu kommen noch drei Typen von Feststofftriebwerken die GEM-60, AJ-37 und Castor 30. Es gibt genau drei Firmen die Träger herstellen nachdem für die Delta nun die Jahre gezählt sind. Die ESA, immerhin kommerzieller Marktführer kommt mit zwei Trägern und zwei Triebwerken aus.

Russland schien mir vor einigen Jahren auf einem besseren Weg. Dank staatlicher Lenkung hätte das Land die Chance mit der Angara viele Trägerraketen abzuschaffen. Die ursprüngliche Version nutzt ja noch die alten Oberstufen und nur ein neues URM als erste Stufe, doch mit zwei neu entwickelten Oberstufen, in der Masse auf das URM angepasst könnte man sicher so einen Nutzlastbereich von 4-25 t abdecken. Der Wildwuchs an Trägern findet sich ja nicht nur bei den Raumfahrttypen sondern auch den ICBM: Russland hat derzeit sieben Haupttypen von ICBM in mehreren Untertypen im Einsatz, die USA nur zwei. Auch hier gilt: zu viele Firmen die um einen kleinen Markt rivalisieren.

Doch inzwischen sieht es anders aus. Da gibt es als neue Trägerrakete die Sojus 2.1v. Eine Sojus ohne Booster, aber nicht mit der leistungsfähigen Fregat Oberstufe sondern einer neuen namens Volga und geringerer Leistung. Wegen des geringen Schubs des RD-108A wurde dieses in der ersten Stufe durch ein NK-33 + ein RD-0110R ausgetauscht - zwei Triebwerke weil man nicht dran dachte konstruktiv was zu ändern: die alte Sojus hat ein Triebwerk starr eingebaut und vier Vernierdüsen an derselben Turbopumpe. Anstatt das man nun das NK-33 schwenkbar einbaut oder gleich (wegen des größeren Schubs) das neue RD-191 nimmt, machte man diese Krückenlösung um das alte Konzept und wahrscheinlich den Triebwerksrahmen nicht zu verändern. Progress, Hersteller der Sojus 2.1v hat auch die Sojus 5 vorgeschlagen. Das ist eine komplett neue Rakete mit LOX/Methan-Triebwerken. Nur der Name stammt von der Sojus. Netterweise liegt die Sojus 5 mit 9 - 25 t Nutzlast in der Region der Angara.

Warum? Nun wenn die Angara die Sojus ersetzt, dann brechen bei Progress Aufträge weg, die Angara wird von Chrunitschew produziert. Um das zu verhindern nimmt man lieber 40 Jahre alte Triebwerke, die bei der Antares schon ihre Anfälligkeit beweisen haben und damit der Gewinn auch im Unternehmen bleibt, besteht die Wolga Oberstufe aus einem alten Satellitenbus mit hoher Leermasse. Sicher so ist die Sojus 2.1v eine Konkurrenz zur Angara 1.1. Die Sojus 5 eine zur Angara 3-7. Doch ist der Regierung damit genutzt? Nein! Aber statt den bisherigen Kurs fortzuführen und schnell die Angara einzuführen hinkt die über Jahre hinter den Plänen hinterher und fliegt nur selten. Die Pläne für noch größere Raketen hat man ja inzwischen auf Eis gelegt. Geglaubt, dass Russland sie umsetzen könnte, wenn sie schon mal nicht die Angara im Zeitrahmen entwickeln können, hat eh niemand. Inzwischen hat man aus Geldmangel ja sogar die LOX/LH2 Stufe für die Angara eingestellt, forscht dafür an neuen Treibstoffkombinationen. Ja so was nennt man Chaos. Man hat also ein einsatzfähiges Triebwerk, kann eine Stufe für Indien bauen, aber selbst treibt man lieber jetzt die Acetam/Methan-Kuh durchs Dorf.

Geld ist ja in Russland da, nur nicht an den richtigen Stellen. Wostotschny soll in der ersten Ausbaustufe 6,3 Milliarden Euro kosten. Wenn ich Jewgenis Angaben für Herstellungspreise nehme entspricht das dem doppelten Betrag bei uns. (Sprich: dem doppelten volkswirtschaftlichen Wert, entsprechend wenige Steuereinnahmen gibt es auch) Nun ist das nicht wenig. Die neue Startbasis für die Ariane 6 soll 750 Millionen Euro kosten. Die der Sojus ST war 550 Millionen Euro teuer. Beides Anlagen mit allen Gebäuden zum Zusammenbau der Rakete, Satellitenintegration etc. Eine reine Startrampe ist billiger. SpaceX gab für eine in Vandenberg 75 Millionen Dollar aus. Für Brownsville wo keine Infrastruktur besteht, anders als in Vandenberg rechnet man mit 100 Millionen $. Selbst wenn man den hohen Preis von Ariane 6 nimmt könnte man so 8 Startrampen bauen, in Anbetracht des volkswirtschaftlichen werts 16. Drei Rampen würden ausreichen um 36 Starts (Ariane 6 soll 12-mal pro Jahr starten) durchzuführen, dass entspricht momentan der gesamten Kapazität Russlands, die 2014 insgesamt mit kommerziellen Starts 35 Starts durchführte. Man erkennt auch an den Beschäftigungszahlen in Woschody, dass die Uhren dort anders ticken. Im CSG arbeiten einige Hundert Personen an drei Trägern. SpaceX spricht auch von "several hundret" Jobs in Brownsville. Wostotschny soll für 10.000 Personen ausgelegt sein wie Baikonur, eine Stadt nur für die Raumfahrt. Das ist ineffizient. Entweder man lagert die Industrie bewusst kostenintensiv von dem Herstellungsort an den Startort aus, oder man hat nicht gelernt Raketen mit wenig Personal zu starten.

Vor allem ist es volkswirtschaftlicher Unsinn. Es hat zehn Jahre gedauert sich mit Kasachstan über die Nutzung von Baikonur zu einigen. Nun ist es für 50 Jahre Enklave. So lange läuft der Pachtvertrag, egal ob Russland das Gelände nutzt oder nicht. Anstatt die Anlagen dort also zu nutzen baut man ein neues Kosmodrom, nur damit es in Russland ist. Sinnvoll wäre vor allem für die GTO-Transporte ein äquatonaher Startplatz. Dazu könnte man die Odyssey nutzen die nun zu 85% RKK Energija gehört, vielleicht noch eine zweite, weil die nicht mehr als sieben Starts pro Jahr zulässt oder man kauft oder pachtet Land von einem der vielen kleinen Inselstaaten die es im Pazifik gibt und baut dort eine Rampe auf. Aber es ist ja dann nicht in Russland. Aber von Mikronesien, Tuvalu oder den Marshallinseln hätte Russland sicher keine diplomatischen und wirtschaftlichen Probleme zu erwarten.

Das sind die Probleme die ich sehe. Da ist so was wie die Laserzündung ungefähr so wichtig wie für VW derzeit eine neue Zündkerze. Okay, der Vergleich hinkt: die meisten Raketen zünden nur einmal, eine Zündkerze arbeitet dagegen kontinuierlich über die gesamte Motorlebensdauer und hat Einfluss auf das Motorverhalten. Kurz: eine Zündkerze ist für VW vielleicht wichtiger als die Laserzündung für Russlands Raumfahrt. Aber so streut man Nebelkerzen. Nebelkerzen, die einen Wildwuchs an Trägerraketen, konkurrierende Firmen und Organisationen und die Geldverschwendung an den falschen Stellen verbergen sollen. Wer vieles anfängt, bekommt meisten nichts richtig fertig. Aber Projektionen für die Zukunft sind immer schöner als die Gegenwart, wie hieß es schon im Film "Eins -Zwei - Drei": "Aber mit unserem übernächsten 5-Jahresplan werden wir euch überholen...". So viel hat sich trotz Systemwechsel doch nicht geändert...

10.12.2015: Der Vergleich mit der Luftfahrt

Auf mein Thema bin ich gekommen durch eine Sendung, in der mal wieder (zum wiederholten Male) der Vergleich der Raumfahrt mit der Luftfahrt gezogen wurde. Schließlich sei die anfangs auch gefährlich und teuer gewesen und heute fliegt fast jeder zumindest in der Ersten Welt. Ich dachte, ich habe das Thema schon mal beackert, doch ich finde es nicht. Also aufs Neue (oder erste).

Vergleicht man die Entwicklung der Raumfahrt mit der Luftfahrt, so gibt es wirklich einige Parallelen. So die schnelle Entwicklung in den ersten Jahrzehnten. Nimmt man z. B. die zurückgelegte Strecke als Maßstab, so führten die ersten Hüpfer über einige Hundert Meter. 6 Jahre später ging es über den Ärmelkanal, also etwa 50 km. Der Atlantik wurde 1928 überquert, das ist die 100-fache Strecke. Danach wurde die zusätzliche Strecke kleiner, auch weil man auf der erde maximal 20.000 km von einem Punkt zum Nächsten zurücklegen muss.

Bei den Geschwindigkeiten stiegen diese zuerst stark an, um kurz vor dem Zweiten Weltkrieg langsamer anzusteigen, um etwa 750 km/h zu erreichen. Das ist so das Maximum, das ein Propellerantrieb leistet. Durch die Erfindung des Düsenantriebs gab es einen neuen Schub, um aber auch bei knapp Mach 3 wieder stehen zu bleiben. Heute sind neue Flugzeuge eher langsamer sowohl Passagier wie militärische Maschinen.

Wir finden das auch bei der Raumfahrt, So der Anstieg der beförderten Nutzlast, das ein Maximum bei 120 t mit der Saturn V erreichte. Seitdem bleibt die maximale Nutzlast bei einem Maximum die 20-30 t in LEO entspricht. Dasselbe kann man bei den Höchstgeschwindigkeiten oder den Entfernungen, die zurückgelegt wurden, feststellen - erst eine schnelle Entwicklung, dann nur noch langsamer Anstieg oder Rückgang (bisher hat kein Körper mehr Distanz zurückgelegt als Voyager 1 + 2 und die starteten schon 1977).

Doch mehr als Rekorde interessiert die Leute ja, wie bezahlbar etwas ist. Der Kommerz in der Luftfahrt fand nach dem ersten Weltkrieg statt. Zuerst mit Briefpost, dann mit den ersten noch teuren Passagierflügen. Über die Ozeane ging der zivile Transport nach dem Zweiten Weltkrieg los, doch war es auch damals noch teuer und nur etwas für besser verdienende. Das änderte sich erst mit der Einführung des Düsenantriebs. Der Düsenantrieb hat einige Vorteile gegenüber dem Benzinmotor der einen Propeller antrieb. Er hat pro Kilogramm Masse mehr Leistung, er ermöglicht höhere Geschwindigkeiten und verliert in großer Höhe weniger Leistung als ein Propellerantrieb. So kann ein Flugzeug in 12 km Höhe als reguläre Flughöhe wählen - der geringere Luftwiderstand lässt dort etwas höhere Geschwindigkeiten zu und senkt den Treibstoffverbrauch. Erst so sanken die Reisezeiten von Flugzeugen stark ab, es gingen viel mehr Passagiere in eine Maschine und beides zusammen verbilligte die Tickets enorm.

Es gibt in der Tat eine Parallele zur Raumfahrt: Kostenreduktion ist mit neuen Antrieben verbunden. Bei der Luftfahrt mit Propeller -> Düsenantrieb. Bei der Raumfahrt wären Nachfolger des chemischen Antriebs wohl der elektrische Antrieb. Alternativ gäbe es noch den Nuklearantrieb und Sonnensegel. Der Erstere lohnt sich nur bei großen Nutzlasten, der zweite nur bei kleinen. Elektrische antriebe werden jetzt (obwohl seit über 40 Jahren erforscht) gerade bei Kommunikationssatelliten eingeführt und sollend deren Startkosten halbieren.

Soweit die Parallelen. Nun kommen wir zu den beiden großen Unterschieden, Der erste wichtige Unterschied ist, dass es zwar viele weitere technische Alternativen zum Raketenantrieb gibt, aber von der Erdoberfläche aus keiner diesen ersetzen kann. Ionenantriebe haben zu geringen Schub. Nukleartreibwerke würden theoretisch gehen, aber die Gefahren sind bei Fehlstarts zu groß. Laserantrieb funktioniert nur im Weltraum, Sonnensegel auch. Die Beschleunigung durch Magnetfelder überleben nur robuste Nutzlasten, heute nicht mal Satelliten.

Damit bleibt ein Sprung wie bei der Einführung von Düsenflugzeugen aus. Unbestritten ist die Raumfahrt billiger geworden. Die erste Ariane 1 kostete 60 Millionen Dollar bei 1.800 kg Nutzlast. Heute kostete eine Ariane 5 zwar 180 Millionen Dollar, aber bei 10.500 kg Nutzlast, ist also pro Kilogramm um den Faktor 2 billiger geworden. Wenn man 3% Inflation ansetzt (in den Achtzigern war die zeitweise sehr hoch) so ist es sogar der Faktor 5,3. Trotzdem hat die Raumfahrt heute das Niveau der Luftfahrt nach dem Ersten Weltkrieg erreicht: Normalbürger können einen Cubesat finanzieren oder einen 10 Minuten Schwerelostrip (suborbital), verglichen mit der Briefpost per Flugzeug oder einer Runde um den Platz bei einer Luftfahrtschau.

Wird sich etwas daran ändern? Nicht fundamental. Was beide Sektoren schon immer unterscheidet, ist der Faktor Sicherheit und Nutzlast, beide sind aneinander gekoppelt. Ein Transportflugzeug hat heute eine Nutzlast von einem Drittel des Startgewichts, bei Verzicht auf Treibstoff kann es auch mehr sein. Bei einer Rakete sind es vielleicht 3%, meist weniger. Ein Flugzeug kann daher mehr Sicherheitsspielräume haben. So kann ein Motor ausfallen und es kann noch fliegen. Viele Maschinen können im Gleitflug noch eine Bruchlandung hinlegen, bei der die meisten Passagiere überleben. Will man so etwas für Menschen in der Raumfahrt erreichen müsste man die Systeme redundant auslegen, was die Nutzlast stark reduzieren würde. Um mehr Nutzlast zu transportieren, lässt man ind der Raumfahrt ja die schützende Kapsel weg, mit der Menschen transportiert werden (theoretisch könnte man jeden Satelliten in eine Raumkapsel einsperren und diese bei einem Fehlstart abtrennen und bergen - weil das aber teurer ist, als den Satelliten nachzubauen machte s keiner.

Der geringe Nutzlastanteil drückt sich auch in Sicherheitsfaktoren bei Materialbeanspruchungen aus. In der Luftfahrt sind 50% üblich, in der Raumfahrt nur 25%. Vor allem aber: Jedes Flugzeug ist über Jahre einsetzbar, in der es viele Flüge absolviert. Die 3%-Nutzlast sind nur möglich, weil man Raketen bisher nicht wiederverwendet. Das Wiederverwenden kostet in jedem Falle Treibstoff. SpaceX will ja die erste Stufe wiederverwenden, das kostet 30% Nutzlast. Noch größer wäre die Einbuße, wenn man die zweite Stufe wiederverwenden würde. Da diese aber auch kleiner ist, wird das mit jeder Stufe lukrativer. Wie oft man eine Stufe wiederverwenden kann und was man spart wird sich erst zeigen. Das Shuttle kann hier nicht als Referenz dienen. Die Feststoffbooster sind ungleich robuster, ihre Hüllen bestehen aus 12 mm Stahl, nicht wenigen Millimetern Aluminium wie Tanks. Die Triebwerke im Shuttle waren zwar 55-mal wiederverwendbar mussten aber aufwendig gewartet werden. Heute haben Triebwerke ohne spezielle Auslegung eine Lebensdauer von 4-10-facher Betriebsdauer. So lange laufen sie in Tests mit kleinen Reparaturen zwischen einem Testlauf. So würde man wohl erst mal eine Stufe nur wenige Male wiederverwenden. Groß senkt wird dies den Preis nicht. Bei SpaceX ist aufgrund einiger angaben der Herstellungspreis der ersten Stufe berechenbar: etwa 33-35 Millionen Dollar. Würde die Wiederverwendung nichts kosten (keine Bergung, keine Reparatur) und könnte man die stufe 10-mal wiederverwenden (ich denke SpaceX wird darunter bleiben, ihre Merlin 1D lasen maximal dreimalige Verwendung zu) dann sinkt der Startpreis von 61,2 auf 30 Millionen Dollar, also die Hälfte. Das ist zwar viel, aber weit von dem entfernt, wo es für jeden erschwinglich ist. Allerdings mit 30% Nutzlasteinbuße. Pro Kilogramm Nutzlast ist die Ersparnis dann nur noch 21%. Nimmt man dreimalige Wiederverwendung und 10% der Stufenkosten als Bergungs/Reparaturkosten, so ist die Ersparnis mit 25% noch geringer als die Nutzlasteinbuße. Das macht dann nur Sinn, wenn man die volle Nutzlast nicht ausnutzt. Kein Wunder das SpaceX dies bisher nur bei CRS-Flügen erprobt, wo die Maximalnutzlast der Rakete nie ausgenützt wird.

Ich sehe daher auch durch Wiederverwendung in der Zukunft nicht das Potenzial, dass sich an den Kosten drastisch etwas ändert und daher auch nicht das Raumfahrt immer für Normalsterbliche teuer bleiben wird. Das war übrigens auch früher nicht anders. Beim Space Shuttle macht man sich ja gerne über den Anstieg der Kosten lustig. Ein Flug sollte mal 10,4 Millionen Dollar kosten. Was gerne vergessen wird. Damals waren, bevor durch die Inflation in den Siebzigern die Preise stiegen auch die Raketen viel billiger. Eine Titan 3D kostete 1000§ pro Pfund Nutzlast, das Shuttle 160 $. Das fast voll wiederverwendbare System war also trotz optimistischer Schätzungen nur sechsmal teurer als ein vollständig nicht wiederverwendbares System. Bei der Luftfahrt ist das anders. Wenn man 400 Euro für einen Flug über den Atlantik zahlt und 500 Passagiere fliegen (A380) so sind das 200.000 € Umsatz pro Flug. Ein Flugzeug selbst kostet aber rund 100 Millionen Euro bei dieser Maschine, also der Unterschied beträgt 1:500. Das bedeutet, dass Wiederverwendung alleine eben nicht den Unterschied ausmacht. Dafür muss das ganze System geändert werden. Die Durchführung eines Starts kostet z. B. etwa 20-25% des Trägers selbst.

Fazit: Der Vergleich hinkt, aber das verwundert eigentlich niemanden.

12.12.2015: Rechnen wir mal nach

Das Tolle an der Raumfahrt ist, dass man vieles nachrechnen kann. Auch die Vorteile von neuen Wundertreibstoffen wie Ethen oder Methan. Ich will das mal tun und zwar am Beispiel einer zwei bzw. dreistufigen Rakete. Der Vergleich sollte logischerweise LOX/Kerosin sein. Das leistungsfähigste LOX/Kerosintriebwerk ist das RD-0124A mit einem spezifischen Impuls von 3521 m/s. Es ist ein Oberstufentriebwerk. Für am Boden gestartete Triebwerke sieht es schlechter aus, weil die Düsen kürzer sein müssen. Das leistungsfähigste Triebwerk bei Erststufen sind die RD-170/180/190 Familie mit fast identischen Vakuumimpulsen von 3308 m/s.

Dagegen hat das leistungsfähigste jemals experimentell genutzte LOX/Methan Triebwerk hat einen spezifischen Impuls von 380 s (RD-160). Mit Erdgas, das nicht nur Methan enthält, sieht es schon schlechter aus. Hier ist das beste das RD-145 mit 374 s. Umgerechnet in das SI-System sind das 3668 und 3727 m/s. Beides sind Oberstufentriebwerke. Sie sind also maximal 200 m/s besser als das bisher leistungsfähigste LOX/Kerosintriebwerk. 200 m/s sind nicht viel, das ist in etwa das was man durch Übergang vom Neben- zum Hauptstromverfahren gewinnen kann, trotzdem hat man deswegen in den USA nicht das Antriebsverfahren gewechselt. Überträgt man den Impuls von 380 s auf den Betrieb auf Meereshöheso sinkt er auf 357 oder 3502 m/s ab.

Das zweite was man berücksichtigen muss ist, das Methan größere Tanks erfordert. Methan hat eine Dichte von 0,42 g/cm³, Kerosin meist eine von 0,82. Berücksichtigt man die Mischungsverhältnisse von 1:2,6 (Kerosin) beim RD-191 bzw. 1:3,69 beim RD-160 so sind Tanks um 23,1% größer und auch schwerer. Bei normaler Bauweise wiegen bei LOX/Kerosin Tanks in etwa 1,231% ihres Inhalts. Bei Methan sind es dann 1,517%. Das ist wenig, muss aber bei den bei dieser Kombination bei großen Stufen günstigen Strukturverhältnissen berücksichtigt werden.

Ich habe drei Stufen vorgesehen. Bei LOX/Kerosin mit folgenden Eckdaten:

1: Voll-/Leermasse 1/25, spezifischer Vakuumimpuls: 3308 m/s

2: Voll-/Leermasse 1/20, spezifischer Vakuumimpuls: 3521 m/s

3: Voll-/Leermasse 1/16, spezifischer Vakuumimpuls: 3521 m/s

Das sind nicht ganz extrem gute Werte, aber gute Werte. SpaceX will bei Oberstufen 1/25 und bei Boostern 1/30 erreichen, hat es aber noch nicht geschafft. Die Werte sind dafür erreichbar. Für LOX/Methan korrigiere ich diese nur um die schweren Tanks. Nebenbei bemerkt machen die schwereren Tanks um so mehr aus, je geringer der Strukturmassenanteil ist. Bei 1/30 steigt er so schon um 10% an. So ergeben sich für LOX/Methan folgende Eckdaten:

1: Voll-/Leermasse 1/23,5, spezifischer Vakuumimpuls: 3502 m/s

2: Voll-/Leermasse 1/18,9, spezifischer Vakuumimpuls: 3727 m/s

3: Voll-/Leermasse 1/15,2, spezifischer Vakuumimpuls: 3727 m/s

Dann habe ich eine Optimierung laufen lassen wobei ich nur die Startmasse der ersten Stufe mit 200.000 kg vorgab. Die Zielgeschwindigkeit ist für die dreistufige Version 12.000 m/s (GTO+1760 m/s) für die zweistufige Version 9500 m/s (LEO+1800 m/s)

Ergebnis: optimale LOX/Kerosin-Rakete mit 3 Stufen:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit
200000,0 8000,0 3308,0 3804,1
61443,9 3072,2 3521,0 4493,9
13547,3 846,7 3521,0 3702,1

Gesamtstartmasse: 280966,7 kg

Nutzlast: 5975,4 kg = 2,2 Prozent der Startmasse

und mit zwei Stufen:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit
200000,0 8000,0 3308,0 4502,2
46452,2 2322,6 3521,0 4998,1

Gesamtstartmasse: 258206,6 kg

Nutzlast: 11754,4 kg = 4,8 Prozent der Startmasse

nun zu LOX/Methan: 3 Stufen:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit
200000,0 kg 8620,7 kg 3502,0 m/s 3751,8 m/s
67681,9 kg 3581,1 kg 3727,0 m/s 4533,2 m/s
15811,7 kg 1040,2 kg 3727,0 m/s 3715,2 m/s

Gesamtstartmasse: 291093,9 kg

Nutzlast: 7600,3 kg = 2,7 Prozent der Startmasse

und zwei Stufen:

Vollmasse Leermasse spez. Impuls Geschwindigkeit
200000,0 kg 8620,7 kg 3502,0 m/s 4457,0 m/s
51546,4 kg 2727,3 kg 3727,0 m/s 5043,3 m/s

Gesamtstartmasse: 265832,4 kg

Nutzlast: 14286,0 kg = 5,7 Prozent der Startmasse

Der Gewinn beträgt 5,7/4,8% = 18,7%  und 2,7/2.2% = 22,7%

Das ist sicher ein Gewinn, aber doch ein recht kleiner. Vor allem wenn man sieht das schon der Übergang LEO → GTO die Nutzlast um den Faktor 150% absenkt. Nur deswegen also neue Raketen zu konstruieren halte ich für unökonomisch.


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