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Web Log Teil 619: 8.5.2021 - 19.5.2021

8.5.2021: Luftschiffe oder Satelliten

Kürzlich stolperte ich über das Projekt Stratobus. Das ist vereinfacht gesagt, ein Ballon der stationär in 20 km Höhe schwebt. Er kann eine Nutzlast von 250 kg aufnehmen und hat in der Höhe eine Funkreichweite, die einem Kreis von 500 km Durchmesser entspricht.

Das ist im Prinzip eine Konkurrenztechnologie zu den Konstellationen, die gerade entstehen. Nur gibt es Unterschiede:

Thales scheint diesen Einsatzzweck nicht primär vorzuhaben. Sie schreiben von:

Because it is stationary, the Stratobus TM can offer the permanent regional coverage that moving drones and observation satellites cannot. In addition to surveillance of borders or high-value sites such as offshore platforms, the Stratobus TM can carry out other missions on land or at sea, including security (the fight against terrorism, drug trafficking), environmental monitoring (forest fires, soil erosion, pollution), telecommunications (Internet, 4G/5G) and navigation (GPS local reinforcement).

Nur im letzten Bereich wird Kommunikation angesprochen. Eher habe ich das Gefühl bei dieser Aufzählung, das man an eine militärische Nutzung für Aufklärung denkt.

Das Projekt wurde 2016 gestartet und seitdem sind die Fortschritte auf der Webseite doch überschaubar. Das verwundert etwas, denn zumindest ich sehe es für viele potenzielle Kunden der Betreiber von Satellitenkonstellationen für eine gute Alternative. Der Kundenstamm dieser Betreiber werden vor allem in Industrieländern zu suchen sein, die an und für sich eine gut ausgebaute Kommunikationsinfrastruktur haben, aber eben noch Lücken. Bei uns gibt es sie trotz dichter Besiedelung, ich denke aber die Firmen haben vor allem den US-Markt im Sinn, denn das Land ist schon im Durchschnitt weniger dicht besiedelt als Deutschland. Noch bedeutender: die meisten Menschen wohnen an den beiden Küsten. In der Mitte ist die Bevölkerungsdichte niedrig und auch dort wohnen die meisten in größeren Städten.

https://auswandern-info.com/wp-content/uploads/USA-Bevoelkerungsdichte.png

Das Heißt, es gibt dort genügend potenzielle Kunden. Auf der anderen Seite haben die USA rund 10 Millionen Quadratkilometer Fläche, ein Ballon kann rund 200.000 km² abdecken, das heißt selbst dieser große Staat käme mit 50 Ballonen aus, in Deutschland würde man etwa 2-3 Ballone benötigen – einen über Süddeutschland, einen über dem Westen und einen über den neuen Bundesländern. Verzichtet man auf den dicht besiedelten Westen (Nordrhein-Westfalen), dann reichen zwei.

Aber auch für Staaten mit niedrigerem Einkommen wären die Ballone interessant. Die Einwohner dort werden sich kaum die bisher bekannt gewordenen Preise für Nutzung der Satelliten leisten können. Aber der Staat wird ein vitales Interesse an einer guten Kommunikationsinfrastruktur auch in abgelegenen Gegenden haben. Zum einen um eine Stadtflucht zu verringern und damit das unkontrollierte Wachsen von Großstädten mit den negativen Begleiterscheinungen. Zum anderen ist die Kommunikation ein Standortfaktor. IT Firmen benötigen vielleicht keine Autobahn in der Nähe aber schnelles Internet. Ein Staat in Afrika könnte so einige Ballone für die Versorgung ländlicher Gebiete erwerben und den Zugang der dortigen Bevölkerung dann zu moderaten Preisen ermöglichen.

In der Tendenz denke ich, müsste ein solcher Ballon langfristig billiger sein als eine Satellitenflotte. In der Produktion teurer – im Prinzip ist der Satellit ja dann die Nutzlast des Ballons. Dessen Herstellungskosten kommen noch hinzu. Daneben wird die Stückzahl kleiner sein als bei Satellitenkonstellationen. Dafür fällt aber der teure Start weg. Insgesamt benötigt man weniger Ballone und kann bei Problemen reparieren. Mit zwei Ballonen pro Standort kann man einen Service aufrechterhalten, auch wenn ein Ballon heruntergeholt werden muss.

Tja warum klappt es dann nicht mit dem Stratobus? Die Antwort wird wohl nur Thales wissen...

12.5.2021: Das Space Shuttle und seine Kosten – Vorbild für Wiederverwendung oder nicht?

Als das Space Shuttle beschlossen wurde, ging die NASA daran, seine Vorteile herauszukehren. 1974 legte sie eine Flugplanung vor, nach der von 1979 bis 1991 insgesamt 572 Flüge des Space Shuttles erfolgen sollten, davon 226 mit dem Spacelab und 197 mit einer Raketenoberstufe oder einem noch zu entwickelnden Raumschlepper, der ebenfalls wiederverwendbar wäre.

Das erschien dann doch etwas optimistisch und ein Senatsausschuss hinterfragte die Zahlen. Die NASA ging davon aus, dass es keine Starts von „Wegwerfraketen“ mehr geben würde, also alle bisherigen Starts vom Space Shuttle durchgeführt werden, dazu sehr viele bemannte Kurzzeitmissionen und später auch der Aufbau einer bemannten Raumstation. Sie rechnete mit steigendem internationalen Interesse – damals begannen gerade viele Länder mit der Entwicklung eigener Kommunikationssatelliten so Frankreich/Deutschland und Kanada. Andere Projekte von der arabischen Liga und Indonesien waren angekündigt. Nicht zuletzt überlegte die NASA, welche zusätzlichen Märkte bei dem Startpreis erschließbar wären. In Jesco von Puttkamers Buch „der erste Tag der neuen Welt“ finden sich etliche davon. Von der Entsorgung von Atommüll im Weltall, über Energiefarmen bis hin zu Kommunikationssatelliten mit enorm großen Antennen, die erst im Orbit zusammengebaut werden. Fabrikation und Produktion im Orbit erschienen möglich.

Das alles sollte möglich werden, weil die NASA den Preis für einen Flug mit voller Nutzung der Nutzlastbucht auf 18 Millionen Dollar auf Preisbasis von 1972 festgelegt hatte. Das lag zwischen dem Startpreis einer Delta und einer Atlas. Diese hatten aber ein Dreißigstel bis ein Zehntel der Nutzlast eines Space Shuttles.

Heute erscheint dies enorm optimistisch. Sowohl in der Nachfrage wie auch Flugzahl. Die NASA ging davon aus, dass das Space Shuttle das hielt, was man sich von ihm versprach. Es sollte praktisch nach einer Landung nur kurz überprüft werden und dann wieder auf die nächste Mission vorbereitet werden. Fünf Orbiter würden jeweils monatlich fliegen, kombiniert also 60 Flüge pro Jahr. So kam man in nur 13 Jahren Einsatzdauer auf 572 Starts – real waren es in 30 Jahren 135. Das diese Annahme nicht stimmte, dämmerte den Projektverantwortlichen schon vor dem Jungfernflug, weil es im Projekt so viele Probleme gab. Der Hitzeschutzschild erweis sich als schwer umsetzbar, die Haupttriebwerke, an der Grenze des technischen möglichen explodierten bei einem Test. Trotzdem stieg die Flugzahl immer schneller an und 1985/86 als es auch vier Fähren gab, erreichte die NASA tatsächlich eine hohe Kadenz. Die 12 Starts pro Fähre mögen nicht erreichbar sein, aber 12 bis 16 waren für 1986 geplant. 63 Tage war der geringste Abstand der bis dahin erreicht wurde. Bei dieser Kadenz wären es bei vier Fähren 24 Starts pro Jahr gewesen. Das war aber nur möglich, weil man die Flugzahl oberste Priorität hatte. Bei bemannten Missionen war es vorher immer die Sicherheit der Besatzung gewesen. Die erste Preisliste für kommerzielle User ging von einem Startpreis von 18 Millionen Dollar aus. Dies wurde inflationskorrigiert ab 1982 auch verlangt, es waren dann 38 Millionen Dollar. (In den Siebzigern war in den USA aber auch bei uns als Folge der Ölkrise die Inflationsrate teilweise zweistellig). Ab 1986 wurde der Preis auf 71 Millionen erhöht und ab 1989 sollte er auf 87 Millionen Dollar steigen. Dies wäre ein Preis der alle assoziierten Kosten wieder hereinholen würde, aber nicht wie anfangs noch gehofft, auch die Entwicklung wieder mitfinanzieren würde. Der Preis entsprach in etwa dem einer Ariane 44L zum selben Zeitpunkt, also einer Rakete mit einem Drittel der Nutzlast eines Space Shuttles.

Die kommerzielle Nutzung endete mit dem Verlust der Challenger und seitdem hat die NASA nicht nur das Programm umstrukturiert, sondern auch kaum noch Preise veröffentlicht, was eine Mission denn nun kostet. Eine bemerkenswerte Information gab es als die Raumstation Alpha, aus der später die ISS entstehen sollte dem Senat zu teuer erschien und ein Ausschuss die Kosten überprüfte. Da erschienen die Flugkosten, welche die NASA berechnete zu niedrig, nur 83 Millionen Dollar, obwohl nun einige Jahre vergangen waren und die Fähren durch die Nachbesserungen und kleinere Flugrate sicher nicht billiger wurden. Es wurde klar, wie die NASA die Kosten berechnete. Die 83 Millionen Dollar waren die Kosten, die zusätzlich entstehen, wenn ein Space Shuttle die Mission durchführt. Nicht enthalten sind die Kosten, die das Gesamtprogramm hat, auch wenn keine einzige Fähre startet. Das wären bei der geplanten Flugzahl umgerechnet 350 Millionen Dollar gewesen. Daran änderte sich bis zum Ende nichts mehr. Als einige Jahre nach dem Ausmusterungsbeschluss alle Flüge klappten und es keine Probleme gab, gab es Stimmen den Ausstieg zu revidieren. Ein Manager des Programms sagte, das nun alle Verträge terminiert seien und es lange dauern würde wieder den vorherigen Zustand zu erreichen und das Programm während dieser Zeit jeden Monat Fixkosten von 200 Millionen Dollar hätte.

Das Space Shuttle war aus mehreren Gründen relativ teuer. Es war ein Erstling und Prototypen sind schlicht und einfach teurer, weil man noch keine Erfahrungen hat. Später kann man dann basierend auf den Erkenntnissen bei einem späteren Programm vieles verbessern – einen Hitzeschutzschild der weniger intensiv zu warten ist, Haupttriebwerke die vielleicht weniger Leistung bringen aber auch nicht so teuer sind. Prototypen sind auch aufwendiger. Regelmäßig war eine Fähre für ein bis zwei Jahre für Überholungsabreiten und Nachrüstungen beim Hersteller. Vor allem aber war es bemannt. Neben dem, das so die Risiken minimiert werden mussten, was die Kosten und Standzeit am Boden nach oben trieben wurde es auch teurer. Ketzerisch gesagt: Bis zum Verlust der Challenger gab es 24 erfolgreiche Flüge. Ein Verlust bei 25 Flügen war damals für Trägerraketen eine normale Größe. Selbst heute ist das noch ein normaler Durchschnitt (siehe Tabelle unten), das Entwurfsziel von Ariane 4 war ein Fehlstart auf 20 Flüge. Bei einem unbemannten Programm hätte man die Ursache, die O-Ringe gefunden, korrigiert und weiter gemacht. Mit 87 Millionen Dollar pro Flug wäre das Space Shuttle immer noch billiger als eine Ariane 4 gewesen, berücksichtigt man das man in dem Frachtraum mehr als das Äquivalent eines Ariane 4 Starts befördern kann, z.B. einen Satelliten in den GTO und Experimente oder Satelliten in den LEO.

Das bemannte Programm hat vor allem eine schlechte Auswirkung – es unterbindet Innovationen sehr effizient. Die Sicherheitsanforderungen sind viel höher, und zwar überall. Das führt aber zu Kosten, die auf die ganze Lieferkette durchschlagen bis hin zu der Erzmine bei der Eisen gewonnen wird. Der Aufwand führt wiederum dazu, das man nur eine geringe Bereitschaft hat etwas zu ändern, denn da muss dann der ganze Prozess erneut durchlaufen werden. Was für Blüten das treibt, stieß ich beim Schreiben meines ATV Buchs. Dort werden bevor das ATV verglüht vor dem Ablegen die Leuchtstoffröhren ausgebaut und an Bord der ISS gelagert. Der Hintergrund: Natürlich haben sich die Raumfahrtagenturen abgesprochen. So verwendet die ESA nicht andere Röhren als die NASA. Die Röhren passen also auch in die Fassungen der ISS Module. Der Hersteller produziert sie aber nicht mehr. Er hat nach Lieferung der bestellten Menge die Produktion eingestellt, vielleicht weil ihm es zu aufwendig war – für eine Leuchtstoffröhre gibt es ein 550 Seiten langes Prüfprotokoll. Bevor man nun neue Röhren entwickeln lässt, nutzt man lieber die, welche es noch gibt, solange es geht. Inzwischen hat die ISS übrigens neue Röhren, auf Basis von LED anstatt Quecksilberdampfröhren. So wurde das Space Shuttle während seiner Einsatzzeit nur gering modernisiert. Es gab einige Vorstöße für größere Maßnahmen, aber keiner hatte Erfolg. Sie waren unter dieser Prämisse immer zu teuer.

Ich habe dieses Beispiel so ausführlich gebracht weil das Space Shuttle das einzige wiederverwendbare System ist, dessen Ökonomie zumindest einigermaßen bekannt ist. Aus dem Grund wird man in dem Artikel auch nichts über SpaceX lesen und ich werde auf Kommentare die sich nur um SpaceX drehen, nicht eingehen.

Verlassen wir Space Shuttle und schauen uns eine Produktion einer Rakete an. Charakteristisch an ihr ist, das die Stückzahlen pro Jahr klein sind. Die folgende Tabelle enthält alle Starts eines 5-Jahreszeitraums aller Träger die mindestens 5-mal also einmal pro Jahr in dieser Zeit gestartet sind:

Starts von 2016 bis 2020 nach Trägerfamilie

Trägerfamilie

Starts

Erfolge

Einsatzzeitraum

Antares

8

8

2016 – 2020

Ariane

26

26

2016 – 2020

Atlas V

26

26

2016 – 2020

Chang Zheng

135

129

2016 – 2020

Delta IV

11

11

2016 – 2020

Falcon 9/FH

69

69

2016 – 2020

H-IIA/B

18

18

2016 – 2020

Mu

3

3

2016 – 2019

Proton

15

15

2016 – 2020

R-7

78

75

2016 – 2020

Rockot

7

7

2016 – 2019

PSLV/GSLV

27

26

2016 – 2020

Taepodong

6

2

2016 – 2020

Vega

11

9

2016 – 2020

Gesamt

Nutzlasten

Erfolge

Erfolgreich [%]

Einsatzzeitraum

Gesamt

490

464

94,69

2016 – 2020

Nur drei Trägerfamilien kommen auf mehr als 10 Starts pro Jahr. Wenn man aber so kleine Stückzahlen hat, dann hat man keine industrielle Produktion, sondern eine Einzelfertigung. Das ist ein Grund, warum Raketen so teuer sind, aber auch an anderer Stelle Grund genug eine Produktion einzustellen. So hat sich Airbus beim A-380 verkalkuliert. Es wurden viel zu wenige Maschinen bestellt, es war eine Einzelfertigung. In 16 Jahren wurden 249 A-380 gebaut also rund 15 pro Jahr, zum Vergleich: die Gesamtproduktionsmenge von Airbus lag 2019 bei 863 Maschinen. Besonders kritisch wird es, wenn die Produktionsmenge unter ein Minium fällt. Es ist zwar immer möglich eine Produktion so zu planen, das der Ausstoß höher ist, man kann Handarbeit durch Maschinen ersetzen. Aber wenn man eine Mindestzahl an qualifizierten Facharbeitern braucht und man erreicht nicht das diese voll beschäftigt sind, so wird es teuer. Bei jedem Träger spielt die Stückzahl schon bei der Auslegung der Fertigung eine Rolle. Ein Beispiel sind die europäischen Raketen. Europa, Ariane 1 und Vega werden am Startplatz zusammengebaut. Es gibt einen fahrbaren Serviceturm der dafür die ganze Rakete umhüllt. Diese Vorgehensweise blockiert den Startplatz dauernd, erlaubt maximal 4 Starts pro Jahr, spart aber die Investitionen in ein eigenes Gebäude für den Zusammenbau. Bei Ariane 4 und Ariane 5 erfolgte der Zusammenbau in einem solchen Gebäude (bei Ariane 4 nur zum Teil) wobei dies Vertikal erfolgte. Das ist die Position in der die Rakete später gestartet wird. Bei Ariane 6 wird dies horizontal erfolgen wie es auch in Russland üblich ist. Am Boden kommt man schneller an die Rakete wenn auch man die Rakete später um 90 Grad drehen muss und nicht so leicht an alle Stellen kommt wie bei der vertikalen Integration. Das verkürzt die Arbeitsdauer und macht so mehr Starts möglich. Es gab in Bremen wo die Ariane 1-4 Zweitstufe und Flüssigbooster PAL gebaut wurden sogar beide Techniken parallel: es wurden pro Rakete im Durchschnitt 3 Booster aber nur eine Zweitstufe benötigt, so hat man die Booster horizontal integriert und die Zweitstufen vertikal.

Man sieht an dem Beispiel, dass schon bei dem Design man berücksichtigt wie oft die Rakete fliegen soll. Es spart Investitionen, wenn man die Rakete am Startplatz zusammenbauen kann. Wenn sie nur wenige Male pro Jahr fliegt, spart das Geld, weshalb die Technik auch bei der Vega wieder nach 30 Jahren eingesetzt wird. Dasselbe wird man auch bei der Fertigung tun. In jedem Falle greifen betriebswirtschaftliche Grundsätze: je höher die Stückzahl in einem Zeitraum ist, desto günstiger wird die Produktion. Es gibt dafür etliche Beispiele, nicht nur in der Raumfahrttechnik. Der vielen alten Computerhasen bekannte Prozessor Z80 wird immer noch gefertigt. Nur ist seine Blütezeit vorbei, die lag in den Achtzigern, als er in etlichen Computern steckte. So kostet heute ein Z80 Prozessor ein mehrfaches dessen, was er vor 30 Jahren kostete, einfach weil die Stückzahlen geringer sind. Bei Raketen fallen mir als Beispiel die Atlas Centaur und Titan III/IV ein. Die Atlas Centaur bestand aus der Atlas und der Centaur. Die Atlas wurde mit der Agena Oberstufe in den Sechzigern zusätzlich zur Centaur eingesetzt, und zwar in höheren Stückzahlen. Als Folge war die Atlas obwohl zehnmal schwerer als die Centaur billiger als diese. Bei der Titan 3 war es so das über zwei Jahrzehnte neben dem Modell mit Boostern auch die Titan 3B/34B ohne Booster eingesetzt wurde. Als dieses Modell Mitte der Achtziger auslief, wurde die Titan sehr teuer, weil nun die Kosten einer Fabrik, die für mehr Raketen ausgelegt war, auf die immer weniger Starts umgelegt werden. 1974 kostete eine Titan 3C 26 Millionen Dollar, Zehn Jahre später eine Titan 34D schon 154 Millionen Dollar. Und die letzten Titan 4 mit neuen Boostern und vergrößerter Centaur kosteten über 400 Millionen Dollar.

Das ist der Knackpunkt an dem Thema Wiederverwendung. Atlas, Delta und Ariane 5/6 haben pro Jahr keine zehn Starts. Verringert man die Stückzahl, so rutscht man schnell in einen Bereich, wo die Arbeiter einen Großteil der Zeit nichts mehr zu tun haben. Man kann sie aber nicht einfach entlassen und nach Monaten, wenn man eine neue Stufe baut, wieder einstellen. Sie haben dann längst einen neuen Job und jedes Mal neue Arbeiter schulen zu müssen (von höher qualifizierten Jobs ganz zu schweigen) wird auch teuer. Steigt die Startzahl an, so kompensiert dies den Effekt. Die erste Stufe (mehr wird man in absehbarer Zeit nicht bergen können) benötigt man zwar dann auch nicht in großen Stückzahlen, doch dann arbeiten die Menschen eben an der zweiten Stufe, die meist auch erheblich teurer ist, da die Anforderungen an sie höher sind und dort zusätzliche Subsysteme, wie Avionik oder Telemetrie angebracht sind.

Praktisch zu berücksichtigen ist, dass eine Bergung ohne Nutzlastverlust nur bei Feststoffboostern möglich ist, gerade die sind aber relativ preiswert herzustellen, bzw. die teuersten Teile an ihnen, die Düsen, muss man auch nach einer Bergung durch die Erosion ersetzen – sie sind anders als das Motorgehäuse der ganzen Zeit dem Triebwerksstrahl ausgesetzt. Bei Raketen, die flüssige Treibstoffe einsetzen, dürfte das ungebremste Landen per Fallschirm im Wasser zu so starken Beanspruchungen führen, das danach eine ausführliche Inspektion nötig ist und dann ist man wieder bei der Problematik des Space Shuttles mit seinen langen Turnaroundzeiten zwischen zwei Starts und vor allem den damit assoziierten Kosten. So beließ man es auch bei Studien, ob man die erste Stufe bergen könnte, so bei Redstone, Saturn V und Ariane 1. Zumindest bei Ariane 1 hat man es einmal auch probiert, die Stufe ging allerdings verloren. Anfang dieses Jahres hat Rocketlab eine Stufe nur durch Fallschirm abgebremst geborgen und untersucht diese nun. Ob eine Bergung allerdings dauerhaft geplant wird lässt die Firma offen. Das hängt wohl auch von den Ergebnissen dieses Tests ab.

Eine weiche Landung, egal ob auf einer Plattform in der See oder durch Rückflug mit einem Antrieb zum Startplatz erhöht aber die Abtrennmasse. Man benötigt Treibstoff, bei geflügelten Stufen auch ein Düsentriebwerk und Flügel. Das senkt dann die Nutzlast wieder ab und verringert die Kostenersparnis durch die Bergung. Denn nun muss man für dieselbe Nutzlast eine größere und damit teurere Rakete bauen. Ebenso ist die Bergung nicht umsonst. Die Bergung selbst verursacht nicht die Kosten. Die Kernfrage ist, ob man danach die gelandete Stufe mit nur wenigen Inspektionen und Reparaturen wieder starten kann. Gerade dies war ja der Punkt, der nach Challenger beim Space Shuttle die Startrate auf wenige Flüge pro Jahr begrenzte, weil die Inspektion so aufwendig war.

Lohnt sich dann Bergung bei mehr Starts? Ganz so einfach ist das Urteil nicht, denn mehr Starts bedeuten bei „Wegwerfraketen“ ja auch eine höhere Produktion. Damit sinken die Stückkosten, das heißt, jede einzelne Rakete wird billiger. Die Einsparung durch Wiederverwendung wird dadurch geringer, der Nutzlastverlust bleibt aber und die konstanten Kosten für Bergung und Inspektion auch.

Technisch ist das ganze gut untersucht. Es gibt zahlreiche Varianten und Optionen. ULA schlug vor nur den teuersten Teil, die Triebwerke zu bergen. Das macht Sinn, denn gerade bei den Tanks haben wir zwei Nachteile: Sie machen die größte Fläche aus und meist auch den Großteil der Masse. Will man sie vor zu starken aerodynamischen Kräften schützen, die Materialalterung, Risse oder Ähnliches verursachen, so müssen sie entweder sehr dickwandig sein (addiert Gewicht) oder die Rakete aktiv abbremsen, wie es SpaceX macht. Ich glaube da man seit Vorstellung der Idee durch ULA nichts mehr von der Triebwerksbergung gehört hat aber nicht daran, dass man sie weiter verfolgt was ein Indiz dafür ist, dass es sich nicht lohnt. In Deutschland beschäftigt sich das DLR Institut SA/RT schon seit Jahren mit Optionen der Bergung und hat zahlreiche Studien veröffentlicht. Auch davon wurde noch keine umgesetzt. Das etwas technisch möglich ist, heißt eben nicht, dass es auch ökonomisch sinnvoll ist.

Ich habe mit dem Space Shuttle angefangen und ich will wieder bei ihm enden. Auch wenn viele es als gescheitert ansehen, halte ich es von der Umsetzung doch als das beste Konzept von dem wir eine Wirtschaftlichkeitsrechnung machen können. Verloren ging nur der preiswerte Tank. Die Feststoffbooster waren robust, aber nur teilweise wiederverwendbar. Die Düsen gingen immer verloren, wurden vor der Landung abgesprengt. Das Space Shuttle war voll wiederverwendbar, krankte aber an dem Umstand, dass es bemannt sein musste – dafür gab es keinen technischen Grund. Das trieb nicht nur die Kosten hoch, sondern kostete auch Nutzlast. Es gab Studien für Umbauten des Space Shuttles, bei dem man einfach alle Systeme für eine Mannschaft entfernt hätte, was die Nutzlast um etwa 15 t erhöht hätte. Es zeugt aber auch wie Wiederverwendung Nutzlast kostet, denn die knapp 30 t, die es transportierte, waren weniger als ein Drittel der Masse im Orbit. Bei einer Rakete macht die Oberstufe dagegen etwa ein Viertel bis Drittel der Masse im Orbit aus. Man hat die Nutzlast bei gleicher Startmasse also um den Faktor 2 bis 3 reduziert.

Wenn ich davon ausgehe, dass die 87 Millionen von 1985 ein kostendeckender Preis bei der damaligen Praxis waren, dann kann ich ausrechnen was ein unbemanntes Shuttle mit diesem Risiko heute kosten würde. Das wäre nach NASA-Inflationsindexkalkulation (Faktor 2,9) heute 253 Millionen Dollar. Das wäre bei 45 t Nutzlast heute gar nicht mal so schlecht. Real wäre aber der Nutzlastraum zu klein, man würde nicht mehr als eine Oberstufe mit einer Nutzlast mitführen können. Über die Kosten eines Ersatzorbiters, der rein rechnerisch alle 25 Flüge fällig wäre kann man nur spekulieren. Die Endeavour kostete 2,2 Mrd. Dollar, doch sie wurde nach dem Challenger Desaster bestellt, entsprechend mit Sicherheitsupgrades und als Einzelexemplar. Die ersten Orbiter kosteten – allerdings bei Bestellung von vier Stück nur 625 Millionen Dollar pro Stück. Das zeugt die allgemeine Crux auf: Das Shuttle System ist das Einzige, wo man verlässliche Informationen über Kosten hat, und zwar nicht welche von Planungen oder Prognosen, sondern aus der Praxis. Es ist wegen des Prototypcharakters und vor allem des bemannten Ansatzes viel teurer. Das gilt allgemein, und nun komme ich doch mal auf SpaceX. Als die ihre Dragon für unbemannte Transporte fertig hatte bot SpaceX diese der NASA für bemannte Transporte an. Man müsse nur ein Fenster einbauen. Die NASA antwortete, dass ihrer Ansicht nach, nach Jahrzehnten Erfahrung, ein bemanntes Raumfahrzeug zehnmal komplexer und teurer als ein unbemanntes ist. Und so kam es auch. Nach offiziellem OIG Report bekam SpaceX für COOTS (unbemannte Dragon Entwicklung) 396 Mill. $, für CCdev 3.191.1 Mill. $, also mit Faktor 9 (COTS dazugerechnet, ist ja Vorgängermodell) ziemlich nahe an der NASA-Schätzung. Entsprechend müsste man auch beim Space Shuttle die Operationskosten für ein unbemanntes System deutlich reduzieren. Leier gibt es beim Dreamchaser, dem einzigen Shuttle das heute im Einsatz ist auch keine Angaben, was ein Flug kostet. Das wäre interessant, denn mit einem Antrieb und etwas Treibstoff versehen wäre es eine zweite Stufe und somit wäre wieder ein voll wiederverwendbares System denkbar.

Daher bin ich vorsichtig mit Pauschalurteilen, insbesondere wenn man nicht nur keine Einsicht in die Wirtschaftlichkeitsberechnungen hat, sondern auch davon ausgehen kann das in den Firmen, wo man zu dem Schluss gekommen ist, das sich Bergung und Wiederverwendung in ihrem Fall nicht lohnt im Allgemeinen keine Idioten sitzen, zumindest solange sie nicht das Gegenteil bewiesen haben oder durch mehrfach falsche Angaben unglaubwürdig sind.
 

14.5.2021: Die Rekonstruktion des ersten orbitalen Starships

SpaceX hat für eine Genehmigung durch die FAA einige grobe Daten der Bahn veröffentlicht, die ich genutzt habe dieses Fahrzeug zu rekonstruieren. Das grundlegende Problem bei SpaceX ist, das es eine Vielfalt von Informationen gibt. Prominent und verbreitet sind die Wunschvorstellungen von Elon Musk, schwerer zu finden sind die real erreichten Werte. Daher schreibe ich zuerst einmal, welche Daten ich genommen habe und warum.

Aus dem Dokument habe ich logischerweise die Brenndauern genommen:

Ebenfalls bin ich davon ausgegangen, dass die Treibstoffzuladung fest steht ist, zu ihr gibt es auch keine variablen Daten anders als für die Nutzlast oder Schub, Brennkammerdruck oder spezifischer Impuls. Die Tanks wird man revht früh dimensioniert haben, Triebwerke kann man dagegen leichter upgraden. Diese sind:

Beim Schub gibt es zahlreiche Angaben, problematisch ist auch das es zwei Raptor-Triebwerke gibt, eines für die zweite Stufe und eines für die erste Stufe, die sich natürlich im Schub durch die unterschiedliche Expansion unterscheiden. Ich habe mich entschlossen den Schub aus dem spezifischen Impuls zu berechnen, denn der kann ja über die bekannte Menge an Treibstoff und Brenndauer errechnet werden.

Bleibt noch der spezifische Impuls. Ich habe die 330 s für Meereshöhe und 382 s für das Vakuum als Wunschvorstellungen angesehen, bei den Merlins war es ja auch nicht so das die ersten Versionen die Wunschwerte erreicht haben. Ich zitiere mal die Wikipedia: „While the optimized Raptor vacuum engine is aiming for an Isp of ~380 s (3,700 m/s),[100] the v1.0 Raptor vac design to support early Starship development has been made more conservative and is projecting an Isp of only 365–370 s (3,580–3,630 m/s),“.

Ich habe 3580 m/s für die Vakuumversion angenommen und den spezifischen Impuls des Erststufentriebwerks entsprechend linear runtergerechnet auf 3105 m/s.

Die große Unbekannte sind natürlich die Strukturmassen und die Nutzlast hängt direkt von der Strukturmasse des Starships ab. Bei großen LOX/RP1 Stufen kommt man auf ein Voll-/Leermasseverhältnis von 17 bis 18. In dem Bereich liegt die Atlas V Erststufe und die Saturn IC Erststufe. Nun kann man annehmen das SpaceX optimierte Legierungen einsetzt. Das senkt die Strukturmasse. Die Raptors haben mit den RD-180 vergleichbares Schub/Gewichtsverhältnis, ein besseres als die F-1. Beide Vorlagenstufen haben getrennte Tanks. Die Superheavy könnte einen gemeinsamen Zwischenboden einsetzen, das spart die Masse eines Bodens ein. Auf der anderen Seite hat Methan nur die Hälfte der Dichte von Kerosin, was größere Tanks nötig macht die mehr wiegen. Ich habe ein Voll-/Leermassenverhältnis von 20 angenommen, den Wert halte ich für realistisch, da die Stufe aber bei niedriger Geschwindigkeit abgetrennt wird, würde auch eine Schwankung hier kaum etwas an der Nutzlast ändern.

Beim Starship nennt Musk einen Zielwert von 120 t, die ersten Vehikel sollen aber deutlich schwerer sein, weil dann die Nutzlast auch bis auf 20 t absinkt. Beim Starship ist es relativ einfach. Es gilt in erster Näherung, das die Masse des Starships und der Nutzlast konstant sind. Das heißt nimmt das eine zu, nimmt das andere um denselben Betrag ab. Für eine normale Rakete müsste ich nicht „annähernd“ schreiben, sondern „genau“. Aber beim Starship benötigt dieses noch Treibstoff für die Landung – zuerst muss es leicht abbremsen, um den Orbit zu verlassen, dann in der Endphase der Landung, damit es nicht wie die Prototypen hart aufschlägt. Dazu kann noch Treibstoff kommen, um während des Wiedereintritts die richtige Ausrichtung zu halten, um die Belastungen für den Hitzeschutzschild konstant zu halten. Dann ist aber die Nutzlast schon abgetrennt.

Ich habe erst mal 120 t für das Starship angenommen und dann nach den Ergebnissen der Simulation seine Masse sukzessive erhöht, bis ich 100 t Sollnutzlast erreicht habe.

Das gilt natürlich nicht für den Prototyp. Er kann schwerer sein. Er erreicht nach dem FAA-Dokument auch keinen Orbit, obwohl alle von einem "orbitalen Testflug" reden. Ein orbitaler Testflug wäre es, wenn ein ganzer Orbit einmal durchflogen wird. Doch wie bei Gagarins Flug ist das nicht der Fall. Das Starship „landet“ nach 90 Minuten in der Nähe von Hawaii. „Landet“ in Anführungszeichen weil es nicht, wie die Prototypen aktiv landet – das scheint man immer noch zu erproben, sondern „soft ocean landing“, 100 km nordwestlich der Hawaii Insel Kauai.

Gegenüber einem orbitalen Starship gibt es drei Faktoren, die die Nutzlast beeinflussen:

Daraus habe ich folgendes SuperHeavy/Starship errechnet (ich vermeide mal die vorbelastete Abkürzung …)

Rakete: Super Heavy / Starship erster Flug

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]


5.158.000

100.000

7.831

1.764

1,94

160,00

200,00

200,00


Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

59.357

29

90

0

210

90

5

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.685.000

185.000

3.105

59357,0

64305,0

169,00

0,00

2

1

1.373.000

173.000

3.580

10957,0

12452,0

345,00

176,00

Nach der Simulation müsste ein Starship das 100 t Nutzlast für einen 200 km Orbit hat im Orbit noch 173 t wiegen – das suborbitale Starship kann natürlich schwerer sein. Die 173 t sind nicht die Trockenmasse. Wie schon gesagt geht davon noch der Treibstoff für das Verlassen des Orbits und der Landung ab. Der erste Anteil ist relativ genau bezifferbar. Der zweite nicht, weil die Triebwerke dann geregelt werden und teilweise abgeschaltet werden.

Bei der geglückten Starship Landung von SN15 waren die Triebwerke z.B. 21 Sekunden in Betrieb, beim ersten Versuch waren es noch 10 Sekunden. Das spricht dafür, dass man die Menge an Treibstoff vorher zu gering eingeschätzt hat, bzw. die Drehhöhe zu niedrig angesetzt. Ich sah anfangs drei, dann zwei Triebwerke, würden zwei Triebwerke den Nennschub von 2000 kN über 20 Sekunden halten, dann würden sie bei dem obigen spezifischen Impuls von 3105 m/s alleine 25,7 t Treibstoff verbrauchen. Durch Schubregelung sicher etwas weniger, aber selbst 20 t wären ja schon 20 % der Nutzlastmasse. Die Verdopplung der Brenndauer zwischen erstem Versuch und erstem geglückten Versuch wird die Nutzlast also um 10 absenken.

Weitere 3,3 % der Masse des Starships benötigt man, um den Orbit zu verlassen, bei 120 t Masse also rund 3,9 t. So denke ich wird man für die Landung sicher 20 t Treibstoff bei einem 120 t schweren Starship benötigen, bei den obigen 170 t dann über 28 t Treibstoff, sodass das obige Starship rund 140 t trocken wiegt.

Das bedeutet auch, dass ein 120 t schweres Starship dann auf 120 t Nutzlast kommen könnte. SpaceX verspricht ja 100+ Nutzlast. Auf der anderen Seite bleibt die Diskrepanz zu der GTO-Nutzlast. Ein 120 t schweres Starship würde mit 21 t Nutzlast (und zwar ohne den Treibstoff für die Landung) keinen GTO erreichen. Dazu muss man die Masse auf 114 t absenken. Das wäre aber die Orbitalmasse. Die Trockenmasse ohne Treibstoff für die Landung läge dann bei 98 t. Das wäre zum einen 22 t unter der optimistischen angestrebten Zielmasse. Zum anderen wäre das dann eine sehr optimistische 100+ t Angabe, denn dann reden wir von 150 t in den LEO. Wäre dem so, so würde man sicher 150+ t anpreisen und nicht 100+ t. Ich vermute es ist wie bei der Falcon 9 – das ist eine Zielvorgabe des großen CEO, nur den Kunden und Fachpublikum wird dann die reale Nutzlast genannt, die erheblich niedriger liegt. Der Unterschied zur Falcon 9 und Falcon Heavy – selbst bei GTO-Bahnen wiegt die letzte Stufe trocken erheblich weniger als die Nutzlast, doch hier würde das Starship fünfmal mehr wiegen. Entsprechend stark sinkt die Nutzlast ab - das obige Starship würde selbst ohne Nutzlast nur ein Apogäum von 10.000 km erreichen.

Diese Diskrepanz bleibt, auch wenn SpaceX tatsächlich einmal den höheren Schub der Raptors (nach SpaceX Website derzeit 2.000 kN, geplant bis 2.500 kN) und die gewünschten Zielimpulse erreicht. Dann steigt zwar die Nutzlast in den GTO und ein 120 t schweres Starship könnte die Sollvorgabe erreichen, doch dann wäre auch die Nutzlast für den LEO eben nicht 100+ t sondern eher 150+ t. Immerhin – mit den postulierten spezifischen Impulsen und entsprechend mehr Schub würde ein 120 t schweres Starship tatsächlich die 21 t GTO-Nutzlast und 20 t Reserve für die Landung aufweisen, doch auch dieses hätte dann deutlich mehr als 100 t LEO-Nutzlast

Da 10 Jahre nach dem ersten Start einer Falcon 9 aber noch immer nicht die Trockenmassen der Stufen veröffentlicht wurden, werden wir dies wohl nur erfahren, wenn tatsächlich mal ein Starship auf dem Mond landet – denn nur so gelangte auch die reale Masse der Crew Dragon an die Öffentlichkeit, auch hier sprach SpaceX immer von 9.500 kg. Bei der Demo 2 NASA Mission war dann von 12,52 t nach Abkoppeln (vorher aufgrund verbrauchtem Treibstoff und Luft/Wasser mehr, ich schätze 14 t) die Rede. Das System ist bekannt: ist es ein positiver Wert wie die Nutzlast so ist die genannte Angabe immer höher als in Wirklichkeit und ist es ein negativer wert (Trockenmasse) so ist er niedriger. Bei Trump nannte man so was „alternative Fakten“, allgemeiner „Fake News“, ich nenne es ganz altmodisch: „Lügen“.

15.5.2021: Haben Super Heavy / Starship die Explosionskraft einer Atombombe?

Ich habe mal berechnet, ob eine Saturn V die Explosionskraft einer Atombombe hat, weil ich ein entsprechendes Gerücht bei einem Plagiator gelesen habe. Um es vorwegzunehmen – die Explosionskraft einer beliebigen Rakete kann ich nicht errechnen, weil für diese wesentlich ist, welche Detonationsgeschwindigkeit die Treibstoffe haben. Diese ist bei Explosivstoffen höher als bei „normalen“ chemischen Reaktionen, und selbst wenn man die Detonationsgeschwindigkeit als Maß nimmt, so liegt nicht eine wesentliche Voraussetzung vor – das die Gase vollständig durchmischt sind.

Was man aber vergleichen kann, ist die bei einer Explosion freigesetzte Energie. Als Maß für diese wird die Energie genutzt, die Trinitrotoluol (TNT) bei der Verbrennung freisetzt, das sind 3725 kJ/kg. Wer sich auskennt, sieht das dies eine sehr geringe Energie ist, das liegt daran, das man normalerweise bei Verbrennungen für die Verbrennungsenergie nur den Verbrennungsträger angibt und nicht den Oxidator, den Luftsauerstoff, aber auch der Sauerstoff berücksichtigt ist die Energie gering, das liegt daran das in dem Molekül schon viel Energie durch Oxidation verloren ging, so sind die Nitrogruppen schon vollständig oxidiert, liefern also keine Energie mehr. Das ist vergleichbar der abnehmenden Verbrennungsenergie bei der Oxidationsprodukten des Kohlenstoffs wie Ethan – Ethanol – Essigsäure.

Die SuperHeavy/Starship hat in beiden Stufen zusammen 4.600 bis 4.700 t Treibstoff, die Angaben sind nicht ganz genau. Sie verbrennt Methan mit Sauerstoff im Verhältnis 3,5. Relevant ist aber die stöchiometrische Verbrennung. Sie erfolgt bei Methan nach der Gleichung:

CH4 + 2 O2 → CO2 + 2 H2O + 802,4 kJ/Mol

In Gramm reagieren hier: 16 g Methan mit 64 g Sauerstoff, zusammen also 80 g. Hochgerechnet auf ein Kilogramm sind dies 10.030 kJ/kg Methan/Sauerstoffgemisch, also fast dreimal mehr als bei TNT.

Die 4.600 t Treibstoff bestehen bei der Mixtur 3,5 zu 1 aus 1.023 t Methan und 3.577 t Sauerstoff. Nur der Sauerstoff wird komplett umgesetzt. Dafür benötigt man nach der obigen Reaktionsgleichung ein Viertel der Sauerstoffmenge also 895 t Methan. Die restlichen 128 t betrachte ich als nicht an der Reaktion teilnehmend. In der Praxis würde es so ablaufen, dass ein Teil des Methans zu Kohlenmonoxid oxidiert wird und der andere Teil zu Kohlendioxid. Daneben zerfällt aber auch Methan in Wasserstoff.

16 g Methan liefern 802,4 kJ. Umgesetzt werden nun 895.000.000 g. Diese Menge liefert dann 4,488x1012 J. Teilt man diese Energie durch die bei der Verbrennung von 1 kg TNT freiwerdende (3.725 kJ = 3,7125x106) so erhält man die äquivalente TNT-Menge: 12,049 kg, also rund 12 kt. Würde Der Treibstoff also genauso explosiv sein wie TNT, so entspräche seine Sprengkraft 12 Kilotonnen TNT. Aber dazu müsste er vollständig durchmischt sein, ansonsten erfolgt die Verbrennung nur an der Kontaktstelle und die dabei entstehende Energie erzeugt heißes Gas welche den Rest des Treibstoffs auseinander treibt, sodass er nur in geringem Maße an der Reaktion teilnehmen kann. Das ist aber bei einem Unglück der Fall, denn die Treibstoffe stecken ja anfangs in getrennten Tanks. Selbst dann gilt der Vergleich aber nur bei einer ähnlichen Detonationsgeschwindigkeit. Leider fand ich die Detonationsgeschwindigkeit für Methan/Luft nicht. Wasserstoff hat bei der Knallgasreaktion eine Detonationsgeschwindigkeit von 2820 m/s, also eine weniger als halb so hohe wie bei TNT. Ich vermute, dass sie bei Methan in derselben oder etwas geringeren Größenordnung ist.

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