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Der erste Schritt in den Weltraum beginnt für jede Nation mit einer einmal zu verwendeten Rakete. Oftmals ist diese erste Rakete im Vergleich zur beförderten Nutzlast sehr teuer. Danach versucht man die Kosten der Rakete zu senken oder die Nutzlast zu steigern. Irgendwann kommen dann erste Pläne für eine rapide Kostensenkung durch Wiederverwendung der Rakete. Dieser Aufsatz soll die Wege und Probleme aufzeigen, die entstehen wenn man von einer Einweg Rakete zu einem voll wieder verwendbaren System kommen will. Wie man mit nur einer Stufe in den Orbit kommen kann, darüber handelt der Aufsatz über Einstufige Träger.
Der Fokus liegt dabei bewusst auf einer Erweiterung einer Rakete und nicht ein System wie der Shuttle. Dieser ist zwar wieder verwendbar, jedoch ist sein Betrieb sehr teuer, da er selbst komplex ist und als bemanntes Raumgefährt besonders hohe Sicherheitsanforderungen erfüllen muss.
Die meisten
Trägersysteme die heute operationell im Einsatz sind, wurden nicht auf Kosten optimiert. Die
meisten Trägerraketen sind umgebaute Interkontinentalraketen die laufend den steigenden
Nutzlastansprüchen angepasst wurden. Dies konnte die Nutzlastkosten senken, aber oftmals tauchen
Pläne für ein neues System auf, welches auf die Kosten optimiert ist. In den USA gab es seitens
des Militärs Pläne für eine standardisierte Rakete in den Achtzigern und auch jetzt wird erwogen die
drei großen Träger - Delta, Atlas und
Titan durch einen einzigen zu ersetzen. Kern dieser Bemühungen ist
nicht nur das der neue Träger preiswerter sein soll, sondern auch das man durch eine größere
Startzahl in niedere pro Stück Kosten kommt. So wurde die Titan 4 durch die wenigen Starts in den
letzten Jahren extrem verteuert.
Interessant ist, das russische Träger schon immer die hohe Startfrequenz ausgenutzt haben um die Kosten klein zu halten, so wurden die russischen Trägersysteme seit der Einführung nur mäßig in ihrer Leistung gesteigert, meistens durch Einführung besserer Oberstufen, während umfangreiche Modifikationen an den Trägern unterblieben. Auch Ariane 4 profitiert davon, das ihr Nutzlastbereich den von drei US Trägern abdeckt und so Arianespace mit einem Träger viele Kunden ansprechen konnte. Die Startfrequenz wird auch bei wieder verwendbaren Trägern eine wichtige Rolle spielen wie wir noch sehen werden.
Irgendwann ist ein Träger aber kostenmäßig optimiert und man muss sich Gedanken machen wie man durch Wiederverwendung von Komponenten Kosten einsparen kann. Ein solches Beispiel ist z.B. die Ariane 5 für erdnahe Orbits. Die Modifikationen an der Oberstufe die geplant werden die Kosten für erdnahe Orbits nicht senken.
Vieles was Ariane 4 eingeführt hat ist heute bei neueren Trägern umgesetzt, wie eine Reduktion der technischen Komplexität und die Verwendung von flexiblen Startboostern um einen größeren Nutzlastbereich abzudecken. Dies setzen Atlas V, Delta 4 und H2A ein.
Ein heutiger Träger benötigt mindestens zwei Stufen um eine Nutzlast in einen erdnahen Orbit zu bringen, zumeist werden sogar Raketen mit drei Stufen eingesetzt. Während die Stufenmassen immer kleiner werden, nehmen die Probleme bei der Bergung immer weiter zu, da beim Wiedereintritt immer höhere Geschwindigkeiten abgebaut werden müssen. Betrachtungen über eine Wiederverwendung beginnen daher meist bei der ersten Stufe, die einerseits die größte ist und andererseits mit der geringsten Geschwindigkeit wieder eintritt.
Die "harte" Landung ist dabei der einfachste Weg. Eine harte Landung deswegen, weil die Rakete nur durch Fallschirme und Bremsraketen wie eine Raumkapsel landet. Die Modifikationen an der Rakete sind dabei gering. Die Fallschirme müssen angebracht werden und erhöhen das Gewicht leicht (um 1-2 %), bei einer Wasserung noch Ballons, die das Untergehen verhindern und bei einer Landung auf dem festen Boden Bremsraketen und ein Abstandsradar um die Aufprallgeschwindigkeit zu reduzieren. Bei Stufen mit Wasserstoff als Antrieb müssen zudem die Tanks durch Streben versteift werden, da der Wasserstoff sehr großvolumige Tanks erfordert die zumeist durch Druck versteift werden.
Eine harte Landung wurde erwogen für die erste Stufe der Saturn 5 , Energija und Ariane 4. Durchgeführt wird sie bei den Shuttle Boostern und Ariane 5 Boostern. Bei den letzten aber nur zu Inspektionszwecken. Ein Versuch bei Ariane 4 misslang, die Stufe ging im Atlantik verloren.
Der Grund warum heute eine harte Landung trotz des geringen Aufwands nicht durchgeführt wird hat mehrere Gründe: Die erste Stufe leistet den kleinsten Beitrag für die Nutzlast. In der ersten Stufe werden daher heute zumeist niederenergetische flüssige Treibstoffe oder Feststofftreibstoff verbrannt. Die erste Stufe ist daher im Verhältnis zu ihrer Größe preiswert. So kostet die 230 t schwere Ariane 4 Grundstufe zirka 22 Mill. USD, die 13 t schwere Drittstufe aber 10 Mill. USD. Die Möglichkeit der Kostenersparnis ist daher gering. Bei Ariane 5 werden die Booster daher zwar bei 2 Flügen pro Jahr geborgen, aber die Wiederverwendung lohnt sich nicht.
Die Belastung für die Stufe ist bei einer harten Wasserung sehr hoch. Die Booster des Space Shuttle z.B. schlagen mit 26 m/s, d.h. 94 km/h auf der Wasseroberfläche auf. Das entspricht einem Sprung aus 34.5 m Höhe ins Wasser. Feststofftriebwerke mit ihren dicken Hüllen überstehen das ohne Probleme. Doch wie sieht es mit Flüssigkeitsantrieben und ihren 1.5-2 mm dicken Tanks aus? Zudem werden die vom Flug noch 550-800 Grad heißen Brennkammern und Düsen nun abrupt auf 20 Grad C abgekühlt Dies macht zumindest eine genaue Inspektion, die dem Auseinander und Zusammenbauen des Triebwerks vergleichbar ist, nötig. Bei einigen Stufen wie der Atlas oder Ariane 5 sind die Tankwände nur 1.5 mm dick, auch hier müssen Beschädigungen vermieden werden.
Bei einer harten Landung auf dem Land kann man mit Bremsraketen die hohe Aufprallgeschwindigkeit etwas dämpfen. Dafür ist jedoch ein Abstandsradar nötig, was die Rakete verteuert. Zudem ist selbst nach 30 Jahren die Landung der Sojus Kapseln deutlich rauher als bei einer Wasserung. Dafür fällt die abrupte Abkühlung der Brennkammern wie bei einer Wasserung weg. Aus Sicherheitsgründen führen aber alle Starts im Westen über das Meer, so das eine Landung auf dem Land nur für russische Raketen oder chinesische Träger in Frage kommt.
Es ergibt sich also ein Problem: Aus Kostengründen verwenden heute die meisten Raketen Feststoffbooster oder preiswerte Flüssigkeitsantriebe als erste Stufen. Bei diesen ist durch die Wiederverwendung aber nur wenig Geld einzusparen. Einzige Ausnahme davon sind die recht teuren Booster des Space Shuttles. Dies ist der Grund, warum bei bislang allen anderen Vorhaben zur Bergung es bei Studien oder einzelnen Versuchen blieb.
Die Wiederverwendung könnte sich lohnen, wenn es gelingen würde die Raketen erneut zu verwenden, ohne dass man die Triebwerke weitgehend demontieren muss, man also sowohl Sensordaten über den Zustand der Triebwerke wie auch Untersuchungsverfahren zur Verfügung hat die es erlauben diese sehr schnell zu inspizieren.
Im Unterschied zu der harten Landung der ersten Stufe wird bei der weichen Landung die Stufe aktiv gesteuert und landet wie der Space Shuttle auf einem Flugplatz. Hinsichtlich der strukturellen Beanspruchung ist dies weitaus weniger strapaziös wie bei einem harten Aufschlag. Es ist also nur eine relativ einfache Inspektion vor der Wiederverwendung nötig. Technisch betritt man aber schon jetzt Neuland. Da bei den bisherigen Weltraumbahnhöfen kein Flugplatz in der Landezone der Stufe liegt, bedeutet dies, das die Stufe neben Flegeln auch einen aktiven Antrieb, z.B. ein Düsentriebwerk besitzen muss um zum Startplatz zurückzukehren. Die Steuerung dürfte weniger ein Problem sein, da schon der Space Shuttle weitgehend automatisch fliegt und auch militärische unbemannte Flugzeuge automatisch landen können.
Ein derartiges Szenario wurde schon durchgerechnet und in der ESA als ein erster Schritt zu einem voll wieder verwendbaren System diskutiert. Wie bei einer Harten Landung lohnt es sich vor allem bei einer teuren Erststufe z.B. einer mit Wasserstoff / Sauerstoffantrieb. Die Nutzlast fällt hier durch die erhöhte Leermasse kleiner aus, jedoch ist vor allem die zweite Stufe für die Nutzlast wichtig. Würde bei einer zweistufigen Rakete mit Wasserstoff als Treibstoff z.B. das Leergewicht der ersten Stufe verdoppelt so sinkt die Nutzlast nur um 23 %.
Eine weiche Bergung einer Stufe macht nur bei einer Neukonstruktion Sinn. Denn die Tanks würden wahrscheinlich durch Schotten versteift werden müssen, die Flügel und Aerodynamik muss stimmen (so könnte die Stufe wie die Zentralstufe von Energija mit Flügeln aussehen), und ein Düsenantrieb und eine Steuerung müssten entwickelt werden. Es bietet sich an die Oberstufe "huckepack" zu tragen. Fr einen solchen Träger kann auch die Überlegung aufkommen ob die Oberstufe einen preiswerten, aber nicht so leistungsfähigen Feststoffantrieb bekommt. Aus finanziellen Überlegungen könnte dies interessant sein.
Nachdem die erste Stufe wieder verwendbar konstruiert ist dürfte der nächste Schritt sein dies auch bei der Oberstufe zu versuchen. Hier gibt es einen sehr großen Unterschied: Die Wiedereintrittsgeschwindigkeit. Eine Unterstufe wird bei relativen Geschwindigkeiten in Bezug auf die Erde von 2-3.5 km/s abgetrennt. Eine Oberstufe tritt mit 7.4 km/s ein. Das bedeutet mehr als die fünffache Energie muss abgebaut werden. Dazu ist ein Hitzeschutzschild nötig und dieser dürfte bei der großen Fläche der Rakete, mit Nutzlastraum und Flügeln sehr schwer sein. Jedes Kilo mehr an Masse geht aber direkt von der Nutzlast weg. Es gibt derzeit zwei Modelle die Lösungen aufzeigen:
Wie beim Space Shuttle entkoppelt man Tanks und Triebwerke. In diesem Fall müsste die Oberstufe nur den Nutzlastraum und die Antriebssektion zurückführen. Der Tank wäre nicht wieder verwendbar und verglüht. Das Volumen sinkt dadurch rapide ab. Bei den derzeitigen Oberstufen für Raketen wäre es nur noch ein Drittel bis die Hälfte, wodurch sich auch der Hitzeschutzschild reduzieren lässt. Dies lässt sich noch weiter reduzieren wenn man - wie bisher - die Nutzlastverkleidung nicht wieder verwendet. Bei Ariane z.B. wiegt diese 3 t bei 21 t Nutzlast, so würde auch die Nutzlast ansteigen und aus einer großen Oberstufe wäre ein nur 2 × 3 m langer Triebwerksblock geworden - Das Herz der Rakete mit der Elektronik. Man darf allerdings nicht vergessen das diese "Teilwiederverwendung" ihren Preis hat. Die Nutzlastverkleidung einer Ariane 5 kostet 4 Mill. USD, mit ähnlichen Preisen muss bei den Tanks gerechnet werden, und auf der Erde kommen Kosten für die Neuintegration hinzu.
Man kann dies noch extremer machen: Warum jede Stufe einzeln bergen? Die Stufen könnten zuerst mal im Orbit bleiben und dann einmal im Jahr vom Space Shuttle geborgen werden. Da jede Oberstufe nur noch zirka 2 × 3 m groß ist, kann man bis zu 9 Stück mit einem Shuttleflug bergen. In Zukunft könnte dies auch eine Oberstufe ohne Nutzlast, aber mit großem Nutzlastraum sein. Anstatt jede Oberstufe einzeln zu bergen und damit schwerer zu machen und erheblichen Aufwand zu trieben, könnte man herkömmliche Oberstufen zusammen bergen.
Anders geht das Projekt "DC-X" vor. Die dort geplante einstufige Rakete hat Spitzkegelform und tritt mit der Spitze zuerst ein, nur dort ist ein starker Hitzeschutzschild nötig. Der Rest der Fläche benötigt nur einen leichten Schutz. Die Rakete kann jedoch nicht gleiten oder durch ein Düsentriebwerk gesteuert werden, sondern muss mit Resttreibstoff weich gelandet werden. Derartige Versuche werden bei einem verkleinerten Modell, dem Delta - Clipper seit einigen Jahren durchgeführt. Inzwischen ist dieses Projekt allerdings eingestellt worden.
Wären diese ersten 3 Schritte bei einem Träger verwirklicht, so wäre er wieder verwendbar. Dies ist mehr als bisher erreicht worden ist. Die folgenden Punkte zeigen, wie man nun die Nutzlast erhöhen kann oder das System höhere Umlaufbahnen erreichen kann.
Bei einer Rakete mit dem Antrieb
Wasserstoff zu Sauerstoff kann heute mit 2-3 Stufen bis zu 7 % der Startmasse als Nutzlast
mitgeführt werden. Im Dienst befindliche Raketen nutzen zumeist nur in einer Stufe diesen
Treibstoff und haben so eine wesentlich niedere Nutzlast. Trotzdem ist es bei allen
Wirtschaftlichkeitsüberlegungen wichtig die Nutzlastmasse zu steigern. Sehr einfach wäre dies
möglich wenn man den Sauerstoff aus der Luft beziehen könnte.
Die folgenden Überlegungen beziehen sich auf die Verwendung von Wasserstoff als Treibstoff, weil er zum einen der energiereichste standardmäßig verwendete Treibstoff ist, und zum anderen auf 1 kg Treibstoff 6-8 kg Sauerstoff als Oxidator nötig sind. Bei anderen Treibstoffen ist das Verhältnis nicht so günstig.
Bei einer Rakete beträgt der Treibstoffanteil an der Gesamtmasse ca. 80-86 %. Bei dem Antrieb Wasserstoff: Sauerstoff entfallen in der Regel 5/6-7/8 auf den Sauerstoff. Betrachtet man nur den Wasserstoff so braucht eine Rakete in Bezug auf die Startmasse weniger Treibstoff als ein Flugzeug für eine Atlantiküberquerung. Das Problem ist nun, den Sauerstoff in großen Mengen aus der Luft zu gewinnen. Eine Ariane 5 verbrennt z.B. pro Sekunde 230 kg Sauerstoff. Dieser wird zudem in den immer größeren Höhen der Atmosphäre immer knapper weil diese immer dünner wird.
Seit langem hypothetisch durchdacht sind Luftatmende Triebwerke die bis zu Mach 6 (einige Pläne sogar bis Mach 12) den Sauerstoff aus der Luft beziehen und die erste Stufe stellen sollen Diese als Staustrahltriebwerke bekannten Antriebe arbeiten ähnlich einem Düsentriebwerk. In Europa gab es Pläne in Deutschland und England (Sänger, Hotol) und in den USA das National Supersonic Aeroplane (NSSA). Dann ließe sich der mitzuführende Treibstoff reduzieren. Jedoch bleibt das Volumen, denn Wasserstoff ist sehr leicht und eine Tonne davon benötigt 14 m³ Volumen. Die Triebwerke müssten aber auf eine bedeutend geringere Leistung ausgelegt sein, da sich die Masse der ersten Stufe und damit auch des Gesamtgefährts stark reduzieren würde.
Die Oberstufe müsste aber immer noch konventionell ausgelegt sein, denn in den höheren Luftschichten wird der Sauerstoff immer knapper. Immerhin könnte die Unterstufe 1.8-3.6 der 7.4 km/s die eine Rakete erreichen muss übernehmen. Das liegt im Bereich dessen was heute eine normale Erststufe an Endgeschwindigkeit erreicht.
Überlegungen, das diese Technik auch in Verkehrsflugzeugen Einzug hält (Mit Mach 6 könnte man jeden Punkt der Welt in 3 Stunden erreichen) sollten kritisch betrachtet werden. Eine neue Technologie bleibt zuerst teuer. Und schon die nur Mach 2 schnelle Concorde mit normalen Triebwerken ist ein wirtschaftlicher Flop geblieben
Derzeit aber sind diese Überlegungen nur Theorie. Es existiert noch kein Prototyp der diese Technologie verwendet. Schon das bisher schnellste Flugzeug - Das Aufklärungsflugzeug SR-71 mit Mach 3 (0.9 km/s) hat große Probleme mit der enormen Hitze die sich beim Durchqueren der Luft bei dieser Geschwindigkeit aufbaut. Dabei müsste das Gefährt auch sehr strömungsgünstig sein. Dies kollidiert mit den großen Tanks für Treibstoff. Man vergleiche einmal die aerodynamische Form der Concorde mit dem oben abgebildeten Venture Star.
Der Start in der Luft, wie bei der Rakete Pegasus, bringt einen kleinen Vorteil: Bei einem Start in 11 km Höhe und einer Geschwindigkeit von 300 m/s spart eine Rakete gegenüber dem Start vom Boden aus nur ca. 600 m/s ein. Dies bedeutet eine um etwa 16 % höhere Nutzlast. Dies ist jedoch nur für kleine und mittelgroße Rakete möglich.
Stillschweigend gehen alle bisherigen Konzepte bisher immer von einem Transport in eine erdnahe Umlaufbahn, d.h. eine kreisförmige Umlaufbahn in 200-500 km Höhe aus. Dies hat zwei relativ einfache Gründe: Je höher die Umlaufbahn wird, desto mehr Treibstoff muss mitgeführt werden um diese zu erreichen und desto mehr Reserven benötigt das Raumfahrzeug um wieder für den Eintritt abzubremsen. Da die Leermasse eines wieder verwendbaren Raumfahrzeugs zwangsläufig höher als bei einer Wegwerfrakete ist, nimmt die Nutzlast sehr schnell mit zunehmender Höhe ab. Der Shuttle kann z.B. leer nur eine Umlaufbahn von 1100 km erreichen. Schon bei 550 km ist die Nutzlast gegenüber einer 200 km Bahn halbiert. Alle bisherigen Konzepte gehen daher davon aus das den Transport in eine höhere Umlaufbahn eine weitere Stufe verwendet.
In den einfachsten Betrachtungen ist dies eine preiswerte Feststoff Stufe oder ein im Satelliten integrierter Antrieb, wie er auch heute bei Kommunikationssatelliten Anwendung findet. Jedoch sind auch hier wieder verwendbare Triebwerke denkbar. Ein wieder verwendbarer Antrieb würde wie ein Bus die Nutzlasten vom niedrigen in den höheren Orbit transportieren, zurückkehren und mit der nächsten Nutzlast neuen Treibstoff bekommen.
Mit einem normalen chemischen Antrieb ist dies ineffektiv. Der Antrieb benötigt Treibstoff um wieder in die niedrige Umlaufbahn zu kommen, und dieser Treibstoffbedarf ist relativ hoch. Dies reduziert die Nutzlast beträchtlich. Doch Alternativen sind denkbar:
In den sechziger Jahren entwickelt und seitdem in der Versenkung
verschwunden, sind Oberstufen die durch einen Kernreaktor Wasserstoff erhitzen.
Der spezifische Impuls liegt mit 8100 m/s fast doppelt so hoch wie bei der Verbrennung von Wasserstoff / Sauerstoff. Der Schub ist jedoch niedriger als bei normalen Triebwerken. Aus nahe liegenden Gründen kann ein solcher Antrieb nur außerhalb der unteren Atmosphäre zum Einsatz kommen. Trotz technischer Vorteile sind nukleare Oberstufen bei weitem noch nicht ausgereift und ihr Einsatz dürfte auf massiven Protest stoßen. Mehr zu diesem Konzept in dem Artikel "Zukünftige Antriebe für die Raumfahrt".
Auch dieses Konzept verzichtet ganz auf den Sauerstoff und erhitzt den Wasserstoff mittels Bündelung von Sonnenenergie oder Lasern auf 2700 K. Damit erreicht man Ausströmungsgeschwindigkeiten von 5600 m/s. Diese liegen wesentlich höher als bei der Verbrennung, da der Wasserstoff nur ein Neuntel des Wassers wiegt, das als Verbrennungsprodukt entsteht. Bei höherer Temperatur steigt nicht nur der Impuls durch die höhere Geschwindigkeit der Moleküle, sondern der Wasserstoff beginnt auch zu dissoziieren, also in Atome zu zerfallen, die noch leichter sind und daher noch schneller. Bei 2700 Kelvin sind dies aber noch weniger als 10 % der Moleküle
Eine solche Oberstufe benötigt eine große Solarzellenfläche für den Strom für die Laser oder Spiegel um das Licht zu bündeln. Dies vergrößert die Fläche der Stufe sehr stark und bewirkt eine starke Abbremsung nahe der Erde. Eine solche Oberstufe sollte daher eine Bahnhöhe von 500 km nicht unterschreiten. Der Schub ist geringer als bei einer nuklearen Oberstufe, so das der Transport einige Tage bis Wochen dauern kann. Dazu muss der Wasserstoff natürlich sehr gut gekühlt werden, dies ist aufwendig und erhöht die Leermasse. Daher ist dies bislang nur ein Konzept, das noch nie umgesetzt wurde.
Eine sehr lange Entwicklung haben elektrische
Triebwerke hinter sich, die es in verschiedenen Technologien gibt. Die Gemeinsamkeit ist das
Grundprinzip : Einem Treibstoff, der aus einem schweren Element (Quecksilber oder Xenon) besteht,
werden ein Teil der Elektronen durch elektrische Spannung, ein Plasma oder Ionenstoß entzogen.
Die geladenen Atomkerne werden dann durch ein Magnetfeld beschleunigt und erreichen dabei
Geschwindigkeiten die bei 10-40 km/s bei den bisher getesteten Triebwerken liegen. (Theoretisch
wären bis zu 200 km/s erreichbar).
Obwohl die Geschwindigkeiten mehrfach höher als bei chemischen Triebwerken liegen wurden elektrische Triebwerke bisher kaum eingesetzt. Eine Reihe von Gründen ist dafür verantwortlich.
Elektrische Triebwerke erzeugen bei hohem Stromverbrauch nur einen geringen Schub. So braucht das Triebwerk RIT 10 für einen Schub von 0.01 N schon 275 Watt Strom. Dies ist selbst für ein Lageregelungstriebwerk sehr wenig Schub, weshalb die Triebwerke sehr lange arbeiten müssen um eine Kursänderung zu bewerkstelligen. Trotzdem beginnt man nun auch elektrische Triebwerke für Kommunikationssatelliten einzusetzen, weil die immer längere Lebensdauer erheblich höhere Treibstoffreserven benötigt, und so das zusätzliche Gewicht der elektrischen Triebwerke und der Solargeneratoren kleiner ist als eine konventionelle Ausführung. Gleichzeitig ist es gelungen die Solargeneratoren, die den Strom erzeugen im Gewicht pro Watt zu verkleinern und die Ausbeute zu steigern. Durch den geringen Schub braucht ein Transporter sehr lange um Bahnänderungen durchzuführen. Ein Transport von einer erdnahen Umlaufbahn in eine geostationäre würde z.B. mehrere Monate bis zu einem Jahr dauern. Das ist bei Termindruck natürlich nicht tolerierbar. Es wären zudem mehrere Transporter nötig, da einer nur eine bis zwei Nutzlasten pro Jahr transportieren könnte.
Die Aufenthaltszeit im Strahlungsgürtel der Erde wäre bei den normalen geostationären Bahnen lange, wodurch die Elektronik der Satelliten leidet. Dies ist derzeit noch eine sehr große Einschränkung. Derzeit eignet sich ein elektrischer Antrieb nur für den Transport von niedrigeren Erdumlaufbahnen bis in etwa 7000 km Höhe oder außerhalb der Erde z.B. für die Raumsonden DS-1 und Smart. Die derzeitigen Kommunikationssatelliten sind nicht für eine monatelange Passage in den Strahlungsgürteln der Erde ausgelegt.
Elektrische Triebwerke benötigen für die Stromversorgung entweder einen Atomreaktor oder sehr große Solargeneratoren. Dadurch können sie nur in etwas höheren Umlaufbahnen (ab 700 km) eingesetzt werden, da bei niederen Umlaufbahnen die Abbremsung der Atmosphäre hoher als die Beschleunigung ist. Mehr über alternative Triebwerke finden Sie in meinem Aufsatz über zukünftige Triebwerke.
Das bisher einzige wieder verwendbare System ist der Space Shuttle. Schon in den Siebzigern wurde das Konzept aus einem wieder verwendbaren Orbiter, hart landenden Boostern und dem Tank der als Verlustgerät konzipiert ist, bemängelt. Es sei nicht revolutionär genug.
Aus heutiger Sicht erscheint als erster Schritt nur einen Teil wieder verwendbar zu gestalten jedoch sinnvoll, denn bis zu einem voll wieder verwendbaren Fahrzeug ist es ein ebenso langer Weg wie von der Jupiter C bis zur Saturn 5.
Der grundsätzliche Fehler beim Space Shuttle liegt woanders: Die Konzeption als bemanntes System verteuerte den Start enorm. Die Sicherheitsanforderungen sind sehr hoch, was die Hardware verteuert. Die Konzeption des Hitzeschutzschildes aus vielen Kacheln ist nicht nur teuer, sondern macht 40.000 Prüfungen nach jedem Flug nötig. Beim Start sind sehr viele Personen beschäftigt und die Nutzlast sinkt durch die Kabine für die Besatzung zudem noch ab. Heute werden für einen Shuttle Flug nur missionsabhängige Startkosten genannt (so beim Flug von John Glenn 400 Mill. USD), jedoch dürften die minimalen Startkosten bei 250-350 Mill. USD liegen. Damit ist der Shuttle teurer als eine "Wegwerfrakete". Obwohl der Shuttle heute etwa 12 mal pro Jahr starten könnte, werden aus Budget Gründen nur etwa 8 Starts pro Jahr angesetzt.
Auch spielt die Startfrequenz eine wichtige Rolle. Als man den Shuttle konzipierte ging man davon aus, das durch die Wiederverwendung 4-5 Orbiter bis zu 60 Starts im Jahr durchführen würden und daher die Startkosten auch niedrig wären. Ein Preis von 24 Mill. USD, damals etwas höher als bei einer Delta Rakete, wurde genannt. Dazu ist es nicht gekommen. Zwischen einem Start benötigt ein Shuttle 3 Monate am Boden für die Inspektion. Das Fluggerät ist zu komplex um preiswert und routinemäßig zu starten. Auch das Bodenpersonal bei einem Start ist nicht geringer sondern höher als bei einem unbemannten Start. Bedenkt man, das in Kourou das für rationelle Abwicklung bekannt ist, 20 % des Startpreises auf die Durchführung des Starts entfallen, kann man sich denken was dies beim Space Shuttle kosten mag. Alleine die Überprüfung eines Shuttles nach der Landung dauert Monate und kostet 57 Mill. USD, also in etwa soviel wie eine Delta Trägerrakete samt Start.
Für den Unterhalt der Raumstation Alpha wurden nun auch endlich Zahlen genannt, was die Space Shuttle Flüge kosten: 435 Mill. USD. Wobei die NASA einwandte, der Flug alleine würde nur 84 Mill. USD kosten. An diesen Zahlen ist die ganze Misere des Shuttles zu erkennen: Der eigentliche Flug ist immer noch preiswert, verglichen selbst mit modernen Trägerraketen wie Ariane 5 136 Mill. USD, für eine etwa 20 % geringere Nutzlast), die Fixkosten liegen jedoch mit 2808 Mill. USD/Jahr enorm hoch und die Startrate zu gering um diese entscheidend zu senken.
Damit hat der Shuttle eines nicht geschafft: Den Teufelskreis - Nur ein billiger Start verhilft zu vielen Aufträgen die dann wiederum durch die hohe Startfrequenz den Start verbilligen - zu durchbrechen.
Ein neues System sollte daher unbemannt sein. Auch sollte es mit einem möglichst geringen Zeitaufwand zu warten sein. Dies dürfte um so einfacher sein, je geringer die Anforderungen sind. So sind z.B. die 3 Triebwerke des Shuttles hochkomplex und auf 100 Flüge ausgelegt, jedoch wurden mindestens zwei mal wesentliche Teile durch moderne ausgetauscht. Sinnvoller für ein wieder verwendbares System dürfte sein, das man es von vornherein so konzipiert, das es einige male wieder zu verwenden ist, nicht jedoch 100 mal, da dadurch die technischen Anforderungen sehr hoch geschraubt werden.
Mit der Einführung eines wieder verwendbaren Systems sollten auch rationellere Startvorbereitungen Hand in Hand gehen. Selbst bei Arianespace, die als sehr professionell gilt, sind 150 Personen einen Monat lang mit der Startvorbereitung beschäftigt, bei einer Delta sind es 200-250 über 40 Tage. Der Space Shuttle ist als "Prototyp" eines wieder verwendbaren Systems teuer, wenn man ihn heute nochmals bauen würde, würde man ihn sicher einfacher wartbar entwickeln, weniger Teile verwenden (z.B. dachte man Mitte der siebziger Jahre es wäre billiger 20000 Hitzeschutzkacheln zu verwenden, die man einzeln auswechseln kann anstatt eine große Fläche, was man jedoch übersah war, das die Routineüberprüfungen jeder Kachel extrem teuer ist und jede zudem ein Unikat, das Auswechseln größerer Flächen kommt so unter dem Strich billiger wenn der Arbeitsaufwand geringer ist) und auf eine hohe Startfrequenz achten. In Russland hat man aus Buran gelernt - Die Raumfähre flog einmal unbemannt um zu zeigen das man es prinzipiell kann, aber weil sie zu teuer war blieb es auch bei diesem Demonstrationsflug.
Realistisch kann man von einem wieder verwendbaren System von einer Kostenreduktion im Bereich auf die Hälfte bis maximal ein Drittel der heutigen Preise ausgehen. Dies gilt für die Benutzung von der verfügbaren Raketentechnologie. Bei einem Überschall Antrieb wie bei Hotol oder Sänger sind wahrscheinlich weitere Einsparungen möglich, für die mittlere Zukunft sind diese Technologien aber noch nicht verfügbar. Bisherige Projekte wie X34, Venture Star etc. haben gezeigt das es nicht so leicht ist die leichtgewichtigen Materialen zu entwickeln, alle haben "Übergewicht", das heißt es reicht nicht einmal für ein leeres Raumfahrzeug in den Orbit. Mit einer Kostenreduktion auf 50 % werden zwar Starts billiger, aber der große Durchbruch, das sich andere Nutzlasten als heute transportieren lassen wird damit noch ausbleiben. Es werden also keine Hotels und Fabriken im Weltraum entstehen.
Auch hier kann man schon auf Erfahrungen zurückgreifen. Als von 1983-1986 der Shuttle kommerziell Satelliten beförderte war der Preis weitaus geringer als bei den konventionellen Trägerraketen, so war eine Nutzlast für eine Atlasrakete zum Preis einer Delta zu starten.
Auswirkungen auf die Nutzlasten hatte dies jedoch keine. Weder wurden nun vermehrt größere Satelliten gestartet, noch gab es neue Nutzer die bisher sich keinen Start leisten konnten. Dies liegt daran, das für einen kommerziellen Satelliten der Start heute nur ein Viertel der Gesamtkosten ausmacht. Eine Reduktion der Startkosten auf die Hälfte würde also nur ein Achtel der Kosten einsparen. Arianespace zeigt, dass das Eingehen auf Kundenwünsche und eine flexibles Reagieren wichtiger sind als niedrigere Startpreise. Wäre dies der Fall, so hätten Russland und China mit ihren Dumping Preisen, die teilweise nur 50 % der Startkosten einer westlichen Trägerrakete betragen, wesentlich größere Marktanteile gewonnen.
Auf einen Bereich dürften sich die niedrigeren Startpreise allerdings auswirken: Forschungsinstitute mit kleinem Budget. Viele experimentelle Missionen mit kleinem Budget, so die neuen deutschen Kleinsatelliten Grace, Abrixas und die ESA Sonde Smart sollen z.B. auf russischen Trägern gestartet werden. Allerdings handelt es sich hierbei vor allem um kleinere Nutzlasten mit Massen unter 1000 kg. Niedrige Startkosten könnten jedoch helfen schneller neuartige Anwendungen zum kommerziellen Durchbruch zu verhelfen. So z.B. die neuen erdnahen Kommunikationsnetze wie Iridium oder Globalstar oder die nun aufkommenden kommerziellen Erderkundungssatelliten.
Liest man heute das Buch "Der erste Tag der neuen Welt" von Jesco von Puttkamer "Zukunftsvisionär" der NASA von 1981, so sieht man welche Vorstellungen man damals von den preiswerten Shuttleflügen hatte, die man damals noch annahm: Stromerzeugung im Weltraum: Solarzellen sollen Strom erzeugen auf riesigen Flächen erzeugen und per Mikrowellen auf die Erde strahlen Atommüllentsorgung auf eine Bahn zwischen Venus und Erde oder gleich in die Sonne. Riesige geostationäre Kommunikationssatelliten mit 64 m großen Antennen zum Empfang von Gesprächen mit der Armbanduhr Fabriken im Weltraum.
Wie schon erwähnt sind schon heute russische Träger weitaus billiger als westliche Träger. So kostet ein Start: von 1000 kg auf der US Rakete Taurus 20 Mill. USD der sowjetischen. Rockot oder Kosmos 10 -12 Mill. USD von 6000 kg auf der US Delta II 64 Mill. USD der russischen. Sojus 35 Mill. USD Dies sind Preise die hart an dem sind was ein wieder verwendbarer Träger nach Aufbringung von hohen Entwicklungskosten zu leisten fähig wäre. Warum also nicht die russischen Träger benutzen? Nun der primäre Grund ist die Unabhängigkeit. Der gleiche Grund der Europa zum Bau der Ariane trieb und auch hinter den Raketenprojekten in Japan, Indien, Israel und Brasilien steht. Man will nicht von einem anderen Staat abhängig sein und natürlich gehört auch nationales Prestige dazu. Nicht umsonst starten alle Satelliten der NASA oder des Verteidigungsministeriums mit US Raketen. Obwohl dies z.B. bei der Titan dazu führt, das man mehr als doppelt so viel für einen Start zahlt wie auf einer Ariane 4 oder 5.
Natürlich sprechen auch andere Grunde dafür. Viele russischen Firmen stehen am finanziellen Abgrund und wären ohne die Starts schon bankrott. Umgekehrt könnten die Starts natürlich auch die russischen Betriebe und damit das Know How erhalten, ein Gedanke der z.B. auch bei der Beteiligung von Russland an ISS eine Rolle spielte.
Seitens der Technik ist zu sagen, das die meisten russischen Träger weniger zuverlässig als die westlichen sind. Insbesondere in den letzten Jahren gab es vermehrt Fehlstarts. Auch sind die Starts strapaziöser als bei westlichen Satelliten, die Beschleunigung und die Vibrationen sind stärker. Fr die Proton musste z.B. ein neues Flugprofil erarbeitet werden, da die Nutzlastverkleidung sehr früh abgesprengt wurde und westliche Satelliten den Staudruck dann nicht ausgehalten hätten.
Die Oberstufe mit herkömmlicher Raketentechnologie ist nach heutiger Sicht der Dinge noch nicht zu ersetzen. Es bieten sich lediglich zwei Lösungen an: Nutzung einer anderen Antriebstechnik. Die Kombination Wasserstoff als Treibstoff und Sauerstoff als Oxidator liefert fast die höchste Energiemenge die ein chemischer Treibstoff liefern kann. Bei flüssigen Treibstoffen ist nur durch Wechseln von Sauerstoff auf Fluor ein Steigerung der Ausströmgeschwindigkeit von 4400 auf 4600 m/s zu erreichen. Erkauft wird das mit dem Problem das Fluor äußerst aggressiv und toxisch ist und daher bisher nicht eingesetzt wurde.
Hinsichtlich der Antriebstechnik kann jedoch eine Vereinfachung erfolgen. Ähnliche spezifische Impulse wie mit Wasserstoff / Sauerstoff erreicht man auch mit dem Kombination Metallhydrid (z.B. Lithiumhydrid) und Fluor/Sauerstoff. Jedoch sind diese Antriebe hybrid: Der Treibstoff ist fest, der Oxidator flüssig und der Antrieb kann daher wie eine Feststoffrakete gebaut werden, bei Nutzung der hohen Energieleistung die sonst nur ein flüssiger Antrieb liefert. Damit sind auch die Kosten reduzierbar, jedoch bleibt die Masse der Oberstufe erhalten, die letztendlich auch die Größe des ganzen Transporters festlegt. Alternative Antriebstechniken finden sich detailliert in dem Aufsatz über zukünftige Antriebe.
Schon angesprochen bei dem Satellitentransport in andere Bahnen haben nukleare Oberstufen den Vorteil das ihre spezifischen Impulse höher als bei konventionellen Antrieben sind. Die Verwendung einer nuklearen Oberstufe würde die Nutzlast um den Faktor Drei steigern, sie ist zudem wieder verwendbar. Eine US Studie geht von einer bis zu hundertmaligen Zündung aus bevor das Brennmaterial im Reaktor erschöpft ist.
Neben dem Problem der nuklearen Verseuchung bei einem Unfall gibt es aber noch ein anderes Problem: Der Schub einer nuklearen Oberstufe kann nicht frei gewählt werden. Die Verdopplung des Schubes macht eine Vervierfachung der Energiedichte des Reaktors nötig, da ab 3000 Grad Celsius alle Materialen verdampfen sind dem Grenzen gesetzt.. So konnte bei dem einzigen bisher hergestellten Triebwerk der anvisierte Schub von 334 kN nicht erreicht werden, es wurden nur 245 kN erreicht. Dabei sind lange Brennzeiten nötig. Dieses Triebwerk sollte das J-2 Triebwerk der Saturn Rakete (1025 kN Schub) ersetzen und eine Stunde lang brennen. Fr den Satellitentransport eignet sich eine solche Rakete nicht. Denn der geringe Schub würde zum Wiedereintritt des Satelliten führen bevor dieser die Bahn erreicht hätte. Die Größe der Oberstufe + Nutzlast wäre so auf etwa 25 t begrenzt. Immerhin: Bei 12 t Nutzlast (13 t Stufe) wäre diese Oberstufe genauso leistungsfähig wie eine 33 t schwere Stufe mit normaler Technologie. Das ganze Fluggefährt wäre so um etwa 40 % leichter zu bauen.
Als weiterer Vorteil könnte eine nukleare Oberstufe auch für den Satellitentransport eingesetzt werden. Hier spielt die lange Brennzeit keine Rolle dafür kann man die hohe Nutzlastkapazität nutzen. Nukleare Oberstufen wurden jedoch seit Anfang der siebziger Jahre nicht mehr weiterentwickelt. Mit dem Auslaufen des Mondprogramms und damit dem Ende der Forderung nach einem schweren Träger stellte die NASA alle Forschungen ein. Heute gibt es angesichts der Proteste beim Start von Raumsonden mit sicher verkapselten Plutonium keine Chance eine solche Entwicklung wieder aufzunehmen. Da es keine 100 % sichere Technologie gibt und man den Reaktor nicht so abkapseln kann wie die Thermobatterien der Raumsonden ist dies auch nicht wünschenswert.
Raketenentwicklung ist teuer. Selbst das Modifizieren von Ariane 5 in zwei Programmen kostet zusammen 4.5 Mrd. DM. Arianespace könnte dies aus den Erlösen aus dem Raketengeschäft nicht finanzieren. Selbst für die neue Delta 3 - die eigentlich nur aus Teilen besteht die schon in anderen Raketen Verwendung finden - war für Boeing nur möglich weil gleich ein Startauftrag von 12 Starts mit der Rakete erfolgte. Es ist daher unwahrscheinlich das eine private Firma die Mittel hat mehr als nur den ersten Schritt bei der Wiederverwendung zu gehen.
Bleiben noch die Regierungen. Staaten haben die Mittel die Entwicklung zu finanzieren. Doch wofür? Für den derzeitigen Transport von Satelliten sicher nicht. Anreiz ist nur ein großer Bedarf an Transportkapazität. Ein solcher wäre z.B. die Raumstation, die sicher mit einem wieder verwendbaren Gerät billiger zu bauen gewesen wäre. Auch für die Routineversorgung der Raumstation sind größere Gütermengen nötig. Mit Sicherheit würde sich ein neues Transportsystem für eine Marsexpedition oder den Aufbau einer Mondbasis lohnen. Ein Plan für einen Flug zum Mars z.B. geht davon aus, das 1000 t in eine erdnahe Umlaufbahn befördert werden müssen. Mit dem Shuttle wären dazu etwa 40-50 Flüge nötig, die bei der derzeitigen Startfrequenz sich über 6 Jahre hinziehen würden. Die Kosten lägen zudem bei mehr als 15 Mrd. USD, wodurch sich schon die Entwicklung und die Flüge fast finanzieren ließen.
Heutige Satelliten sind teuer. Obwohl die Startpreise hoch sind, kostet der Start eines Kommunikationssatelliten, der in Kleinserie aufgelegt wird nur die Hälfte dessen, was der Satellit kostet. Bei wissenschaftlichen Satelliten ist das Verhältnis noch schlechter. Der Grund dafür sind bei kommerziellen Satelliten, das diese in Handarbeit in kleinen Stückzahlen mit speziell gefertigten und getesteten Bauteilen hergestellt werden. Schließlich soll ein Satellit im Weltall (Vakuum, Temperaturschwankungen von +120 bis -190 Grad Celsius) über Jahre hinweg störungsfrei arbeiten. Eventuell könnten hier auch die Startkosten die Herstellungskosten senken, indem man z.B. mehr redundante Teile einbaut und dafür auf Spezialanfertigungen verzichtet oder indem die Stückzahl der zu startenden Satelliten steigt, was die Herstellungskosten pro Satellit senkt. Ob Satelliten allerdings wirklich im Preis drastisch (Faktor 10 oder mehr) billiger werden können muss bezweifelt werden, denn für den Weltraum sind immer besondere Bauteile wegen der Umgebungsbedingungen (Vakuum, Temperaturextreme, Schwerelosigkeit, Strahlung) nötig, die zudem extrem zuverlässig sein können, denn reparieren ist wenn möglich sehr teuer.
Bei Wissenschaftlichen Satelliten, die Spezialanfertigungen sind, ist es noch schwieriger Kosten zu senken. Hier würden sich niedere Startkosten eher auf die Mission auswirken die bei einen gegebenen Budget erweitert werden könnte. Trotzdem gibt es schon heute den Fall das Instrumente die für einen Satelliten entwickelt wurden auch für einen anderen benutzt werden. Bei einem preiswerten Start könnte es zu mehr dieser "Resteverwerter" kommen.
Es scheint unglaublich, doch kann man schon bei den heutigen Trägern die Kosten reduzieren, ohne irgendetwas in Technik ausgeben zu müssen. Dies gelingt einfach durch höhere Stückzahlen. Man muss sich nur folgendes klar machen: Im Jahre 2002 starteten 65 Raketen von 18 verschiedenen Typen. Diese decken einen Nutzlastbereich von 1000-22000 kg LEO ab. Würde man nur 6 Typen einsetzen (1000,2000,4000,8000,16000, 32000 kg), so würde jeder Typ im Schnitt 11 anstatt 4 Flüge absolvieren.
Es gilt hier das einfache Prinzip der Serienfertigung. Dort rechnet man mit folgender Formel
Kosten eines Stücks im Vergleich zur Einzelfertigung: 0.9Stückzahl. Mit dieser Formel kostet eine Rakete die 4 mal pro Jahr startet 65.6 % einer die nur einmal pro Jahr startet und eine die 11 mal pro Jahr startet nur 31.4 %. Man kann also die Kosten um 53 % senken, wenn man alle Raumfahrtnationen dazu bekommen würde, nur 5 Träger weltweit zu betreiben, z.B. könnte Japan die My als kleinste Rakete (1000 kg Klasse) stellen, China eine Lange Marsch 4A (2000 kg Klasse), Russland die Sojus (4000 kg Klasse) und die USA die Atlas V und Delta 4 (8000, 16000 kg Klasse). Europa würde die Ariane 5 für die größten Nutzlasten beisteuern.
Natürlich wäre das nicht einfach. Neben nationalem Prestige müssen auch Sicherheitsanforderungen für militärische Nutzlasten einhaltbar sein. Doch der Start europäischer Satelliten auf der Sojus und der Bau eines Launchpad für die Sojus in Kourou zeigen, dass dies möglich ist. Doch dies wird Utopie sein. Man wird wahrscheinlich noch in 50 Jahren in jeder Raumfahrtnation eigene Trägersysteme entwickeln, auch wenn es schon welche auf dem Markt mit den Anforderungen gibt und die Entwicklung Milliarden kostet.
Nun fragen Sie sich bestimmt, was der Autor nach so vielen Worten für ein realisierbares Konzept hält. Nun meiner Ansicht nach ist heute und wahrscheinlich auch in naher Zukunft technologisch und wirtschaftlich nur ein Konzept verwirklichbar, das ähnlich arbeitet wie der Shuttle heute. Das verwundert: Sprachen die Kommentatoren doch nach dem Columbia Absturz von einem 25 Jahre alten System. Doch was gibt es seitdem an Möglichkeiten? Würde man den Shuttle so bauen, dass auch die erste Stufe voll wieder verwendbar wäre, so wäre dies ein enormes Gefährt, denn es müsste den Treibstoff des riesigen Tanks aufnehmen.
Würde man die erste Stufe wassern, so wäre wegen des harten Aufpralls auf dem Wasser wahrscheinlich , dass man die Stufe nach jeder Landung auseinander nehmen müsste und auf Risse kontrollieren - Bei den Personalkosten im Raumfahrtbereich kann man dann gleich die Stufe neu bauen.
Meine Idee ist ein zweistufiges Gefährt, jeweils bestehend aus einem nicht wieder verwendbaren Treibstofftank und einem Antriebsblock, der wieder verwendbar ist. Man würde also nur die Triebwerke mit Pumpen wieder verwenden, Damit spart man aber mehr als der Tank kostet, denn das Volumen ist wesentlich kleiner. Jedes Shuttle Triebwerk ist z.B. 4.24 m lang und hat einen Durchmesser von 1.63 m. Der Tank aber 8.7 m Durchmesser und 46.88 m Höhe.
Würde man in einer ersten Stufe 5 Shuttle Triebwerke verwenden, so braucht man einen Gleiter von zirka 10 m Spannweite und 7 m Länge. Das ist etwa so groß wie der Gleiter X-38, welches 8.2 t wiegen sollte. Der Gleiter sollte also unter 10 t wiegen.
Die Oberstufe verwendet ebenfalls einen abwerfbaren Tank und einen Gleiter. Dieser hat jedoch nur ein Triebwerk und so etwa eine Größe von 6 m Länge und 5 m Spannweite (Masse 4 t). Die Nutzlast wird wie bei einer Rakete von einer Nutzlastverkleidung umgeben, da diese sehr groß sein kann (Ariane: Bis zu 19 m Länge bei 5.4 m Durchmesser). Es macht keinen Sinn einen sehr großen Nutzlastraum zu bergen, dann wöge die Oberstufe soviel wie ein Shuttle und die Nutzlast wäre klein.
Verwendet man die Shuttle Triebwerke so hat man folgendes Gefährt
Stufe 1:
5 × Shuttle SSME, Masse 26 t, Größe 10 × 7 m + Tank Vollmasse 534 t, Leermasse 22 t. Schub 8150 kN, Spezifischer Impuls 3561 / 4443 (Boden, Vakuum)
Stufe 2:
1 × Shuttle SSME, Masse 8 t, Größe 5 × 6 m + Tank Vollmasse 134 t, Leermasse 5.6 t. Schub 222 kN, Spezifischer Impuls 3561 / 4443 (Boden, Vakuum)
Dieses Gefährt würde 30 t in eine LEO Bahn transportieren, Also soviel wie der Space Shuttle. Da es aber in den Orbit nur noch 54 t transportiert (Gefährt + Tank), anstatt wie bei Shuttle 129.5 t (Shuttle + Tank) liegt die Startmasse bei nur 730 t anstatt 2021 t. Das Gefährt verwendet schon erprobte Triebwerke (alternativ könnte man auch an das RS-68 der Delta 4 denken, welches deutlich preiswerter als die SSME ist, aber dafür bei einem schlechteren spezifischen Impuls 40 % mehr wiegt. Dies würde aber die Nutzlast senken).
Die Kosten sind naturgemäß nur schwer abzuschätzen. 1988 kostete eine SSME 30 Millionen USD, Bei der Preissteigerung im Raumfahrtsektor entspricht dies 2003 etwa dem doppelten, also 60 Millionen USD. Das X-38, das in etwa so groß wie der untere Gleiter ist soll mit weniger als 500 Millionen USD entwickelt werden. Setzt man diese Summe in Relation zu den Entwicklungskosten des Space Shuttles (10.1 Mrd. USD) und den Kosten für einen Shuttle (2.5 Mrd. USD) so kommt man auf Kosten für einen Gleiter von 123 Millionen USD. Der kleinere Gleiter für die Oberstufe wird dann auf 60 Millionen USD geschätzt. Somit kommt man auf folgende Gesamtkosten für das Gefährt:
Unterstufe: 5 × SSME = 300 Millionen USD + Gleiter 123 Millionen USD = 423 Millionen USD
Oberstufe 1 × SSME = 60 Millionen USD + Gleiter 60 Millionen USD = 120 Millionen USD
Summe: 523 Millionen USD
Die Shuttle Triebwerke sind für 55 Einsätze ausgelegt. Nimmt man 20 Einsätze an, bevor Gleiter und Triebwerke getauscht werden, so ergibt dies Flugkosten von 27 Millionen USD. Dazu kommen noch zwei Tanks, die man mit 10 bzw. 4 Millionen USD ansetzen kann und das Überprüfen nach der Landung. Auch dies soll mit 10 bzw. 4 Millionen USD angesetzt werden. Man kommt so auf Kosten von 55 Millionen USD (ohne Startdurchführung). Zum Vergleich: Eine Delta 4 Heavy mit derselben Nutzlast läge bei 170 Millionen USD. Man kann also die Kosten auf ca. ein Drittel senken. Die beim Space Shuttle angestrebte Reduzierung auf ein Zehntel wäre wirklich nur dann möglich wenn man wie damals geplant mit hoher Frequenz starten würde und das Gefährt praktisch keine Kosten für Inspektion / Ersatzteile verursachen würde.
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