Ich halte das Starship-Konzept aus ingenieurtechnischer Sicht für ausgesprochen fragwürdig.
Nicht, weil ich grundsätzlich bezweifle, dass man ein solches Fahrzeug irgendwann technisch beherrschen kann. Sondern weil ich bereits die zugrunde liegende Systemarchitektur für wenig sinnvoll halte.
Das Problem beginnt bei der Dimensionierung für den LEO und wird bei interplanetaren Missionen noch deutlich größer.
Dabei geht es mir nicht um die technische Leistungsfähigkeit einzelner Komponenten, sondern um die Frage, ob das Gesamtkonzept hinsichtlich Masse, Komplexität, Wirtschaftlichkeit und Zuverlässigkeit überhaupt sinnvoll optimiert ist.
- LEO: VIEL RAKETE FÜR WENIG NUTZLAST
Für den überwiegenden Teil der heutigen LEO-Missionen ist Starship schlicht überdimensioniert.
Eine Falcon 9 kann bereits einen Großteil der heute üblichen Satellitennutzlasten transportieren. Wozu benötigt man für solche Missionen also ein System mit einer angestrebten Nutzlastkapazität von über 100 Tonnen? Natürlich kann ein größerer Träger bei entsprechender Auslastung Vorteile bieten. Aber genau das ist der entscheidende Punkt: Die Auslastung muss auch vorhanden sein. Eine Rakete mit 100 Tonnen Nutzlastkapazität wird nicht automatisch wirtschaftlicher, nur weil sie theoretisch 100 Tonnen transportieren könnte. Entscheidend sind die tatsächlich benötigte Nutzlastmasse, das Nutzlastvolumen, die Zielumlaufbahn, die Startfrequenz und die Kosten pro transportierter Nutzlasteinheit. Gerade bei einem wiederverwendbaren System spielen außerdem die Kosten für Wartung, Wiederaufbereitung und Bodeninfrastruktur eine wesentliche Rolle. Für viele Missionen wäre eine kleinere, wiederverwendbare Rakete vollkommen ausreichend.
- DER A380 LÄSST GRÜSSEN Das Starship erinnert mich in gewisser Weise an den Airbus A380. Ein beeindruckendes Stück Ingenieurskunst. Riesig, technisch anspruchsvoll und bei entsprechender Auslastung durchaus effizient. Nur leider muss man diese Auslastung auch erreichen. Ein A380 mit 150 Passagieren ist schließlich nicht automatisch wirtschaftlicher als ein kleineres Flugzeug mit denselben 150 Passagieren. Die gesamte Struktur, die vier Triebwerke und alle anderen Systeme müssen trotzdem mitbewegt werden. Letztendlich hat sich im Luftverkehr auf vielen Strecken das flexiblere Konzept kleinerer Langstreckenflugzeuge durchgesetzt. Der A380 ist nicht daran gescheitert, dass er technisch nicht funktioniert hätte. Vielmehr war seine enorme Kapazität auf vielen Strecken wirtschaftlich nicht sinnvoll auszulasten. Genau darin liegt die entscheidende Lehre: Maximale Transportkapazität ist nicht automatisch ein wirtschaftlicher Vorteil, wenn die Nachfrage dafür fehlt.
Und genau dieses Problem sehe ich auch beim Starship.
Nur weil ich theoretisch 100 oder mehr Tonnen Nutzlast transportieren kann, bedeutet das noch lange nicht, dass ich diese Transportkapazität auch regelmäßig benötige. Natürlich gibt es bei Raketen andere Skalierungseffekte als bei Flugzeugen. Ein großes, vollständig wiederverwendbares System könnte bei entsprechend hoher Auslastung erhebliche Kostenvorteile erzielen. Aber genau diese Auslastung und die dafür notwendigen niedrigen Betriebskosten müssen erst einmal nachgewiesen werden. Bis dahin ist die enorme Nutzlastkapazität vor allem eines: eine konstruktive Eigenschaft, aber noch kein wirtschaftlicher Vorteil.
- DEEP SPACE: DIE RAKETENGRUNDGLEICHUNG IST GNADENLOS Bei interplanetaren Missionen wird das Starship-Konzept aus meiner Sicht noch fragwürdiger. Starship ist nicht einfach eine Raketenoberstufe. Es ist gleichzeitig Raumschiff, Wiedereintrittskörper, Landesystem und perspektivisch ein wiederverwendbares interplanetares Transportfahrzeug.
Dafür benötigt es unter anderem: Einen großflächigen Hitzeschild Aerodynamische Steuerklappen samt Aktuatoren Strukturverstärkungen für Wiedereintritt und Landung Landesysteme und entsprechende Treibstoffreserven Zusätzliche Systeme für die Wiederverwendbarkeit All das verursacht Trockenmasse. Bei einem Fahrzeug, das wieder in die Erdatmosphäre eintreten soll, haben diese Komponenten natürlich ihre Berechtigung. Bei einer reinen interplanetaren Transferstufe wären sie dagegen größtenteils überflüssig. Und genau hier kommt die Raketengrundgleichung ins Spiel. Vereinfacht ausgedrückt beschreibt sie, wie viel Treibstoff eine Rakete benötigt, um eine bestimmte Geschwindigkeitsänderung zu erreichen. Dabei steigt der Treibstoffbedarf nicht einfach linear mit der geforderten Geschwindigkeitsänderung. Das erforderliche Massenverhältnis wächst exponentiell. Jedes zusätzliche Kilogramm Trockenmasse muss beschleunigt werden. Und der dafür benötigte Treibstoff muss ebenfalls erst einmal beschleunigt werden.
Nehmen wir als vereinfachtes Rechenbeispiel an, dass die Wiederverwendbarkeit gegenüber einer spezialisierten Einweg-Transferstufe 50 Tonnen zusätzliche Trockenmasse verursacht.
Bei einem spezifischen Impuls von 380 Sekunden und einer Geschwindigkeitsänderung von 3,6 Kilometern pro Sekunde benötigt man allein für diese zusätzlichen 50 Tonnen idealisiert rund 80 Tonnen weiteren Treibstoff. Bei einer Geschwindigkeitsänderung von 6 Kilometern pro Sekunde wären es bereits rund 200 Tonnen.
Die 50 Tonnen sind dabei eine Modellannahme und keine bekannte Massendifferenz zwischen Starship und einer alternativen Transferstufe. Auch handelt es sich um eine vereinfachte Betrachtung eines einzelnen Antriebsmanövers und nicht um eine vollständige Missionsberechnung.
Aber das physikalische Grundproblem wird deutlich: Zusätzliche Trockenmasse verursacht zusätzlichen Treibstoffbedarf. Und bei interplanetaren Missionen können sich solche Massennachteile erheblich auswirken. Warum sollte ich also einen Hitzeschild, aerodynamische Steuerklappen und andere für den Erd-Wiedereintritt notwendige Komponenten auf eine interplanetare Transfermission mitnehmen, wenn ich sie dort gar nicht benötige? Eine speziell für den Betrieb im Vakuum optimierte Transferstufe könnte auf einen erheblichen Teil dieser Komponenten verzichten.
Das wäre aus meiner Sicht zumindest eine ernsthaft zu untersuchende Alternative.
- ORBITALE BETANKUNG: DER A380 MIT 1.000 KILOMETERN REICHWEITE Bleiben wir doch beim Airbus A380. Stellen wir uns einmal vor, Airbus hätte einen A380 entwickelt, der zwar über 500 Passagiere transportieren kann, aber leider nur 1.000 Kilometer Reichweite besitzt.
Frankfurt nach New York? Kein Problem!
Man entwickelt einfach zusätzlich eine Flotte von Tankflugzeugen, die den A380 unterwegs mehrfach in der Luft betanken. Für jeden Transatlantikflug starten dann eben mehrere zusätzliche Flugzeuge, treffen sich mit dem A380 und pumpen Treibstoff um.
Technisch grundsätzlich machbar? Sicherlich.
Ob das eine besonders elegante oder wirtschaftliche Lösung für den zivilen Luftverkehr wäre, darf man allerdings bezweifeln. Aber immerhin: Luftbetankung gibt es ja bereits. Also eigentlich eine völlig revolutionäre Idee! ;-)
Ungefähr so wirkt auf mich das Starship-Konzept für Deep-Space-Missionen. Man entwickelt ein gigantisches Raumschiff mit enormer Nutzlastkapazität, das nach dem Erreichen des Erdorbits für viele seiner geplanten Fernmissionen zunächst wieder aufgetankt werden muss. Dafür benötigt man:
- Zahlreiche zusätzliche Tankerstarts
- Rendezvous- und Kopplungsmanöver im Orbit
- Kryogenen Treibstofftransfer in Schwerelosigkeit
- Thermisches Management zur Begrenzung von Boil-off
- Gegebenenfalls orbitale Treibstoffdepots
- Eine umfangreiche Logistikkette mit entsprechenden Ausfallrisiken
Dabei ist orbitale Betankung keineswegs grundsätzlich unsinnig. Im Gegenteil: Für große interplanetare Missionen kann sie erhebliche Vorteile bieten. Auch spezialisierte Transferstufen können von orbitaler Betankung profitieren. Aber genau deshalb muss man die Frage stellen, welche Architektur den größten Nutzen aus dieser Infrastruktur zieht. Eine möglichst leichte Transferstufe benötigt für dieselbe Transportaufgabe grundsätzlich weniger Treibstoff als eine ansonsten vergleichbare, deutlich schwerere Stufe. Natürlich muss man dabei auch Nutzlastkapazität, Tankvolumen, Antriebseffizienz und Missionsprofil berücksichtigen.
Aber die grundsätzliche Frage bleibt: Warum konstruiere ich ein extrem schweres, universell einsetzbares Raumschiff und benötige anschließend eine umfangreiche Tankerlogistik, um dieses Fahrzeug überhaupt auf seine eigentliche interplanetare Mission schicken zu können?
Beim A380 hätte man vermutlich gefragt, warum man nicht gleich ein Flugzeug mit ausreichender Reichweite entwickelt. Beim Starship wird die dafür notwendige Betankungsinfrastruktur dagegen als wesentlicher Bestandteil einer revolutionären Transportarchitektur betrachtet.
Ingenieurtechnisch zumindest eine interessante Herangehensweise.
- RAPTOR: MAXIMALE EFFIZIENZ AUF KOSTEN DER KOMPLEXITÄT? Ein weiterer Punkt, den ich kritisch sehe, ist die Wahl der Triebwerkstechnologie. SpaceX setzt beim Raptor auf das sogenannte Full-Flow-Staged-Combustion-Verfahren. Thermodynamisch ist dieses Konzept durchaus attraktiv. Beide Treibstoffkomponenten durchlaufen getrennte Vorbrenner- und Turbinenkreisläufe, bevor sie in der Hauptbrennkammer vollständig verbrannt werden. Dadurch lassen sich hohe Brennkammerdrücke und ein hoher spezifischer Impuls erreichen. Außerdem können bestimmte thermische Belastungen der Turbinen reduziert werden.
Allerdings hat diese Effizienz ihren Preis. Die Triebwerksarchitektur ist ausgesprochen komplex. Zwei Vorbrenner, zwei Turbopumpensysteme und anspruchsvolle Regelungsabläufe müssen zuverlässig zusammenarbeiten. Insbesondere der Startvorgang stellt hohe Anforderungen an die Steuerung. Drücke, Temperaturen, Massenströme und Mischungsverhältnisse müssen während des Hochfahrens innerhalb der zulässigen Betriebsgrenzen bleiben. Ein stabil laufendes Triebwerk ist schließlich nur die halbe Miete. Man muss es auch zuverlässig starten können. Und genau hier wird es bei interplanetaren Missionen interessant.
Während der Starship-Entwicklung gab es wiederholt Triebwerksprobleme, darunter auch fehlgeschlagene Zündungen und Ausfälle. Dabei muss man selbstverständlich unterscheiden, ob ein konkreter Fehler durch den Zündvorgang, die Treibstoffversorgung, die Triebwerkssteuerung oder andere Komponenten verursacht wurde. Aus einzelnen Testfehlern lässt sich keine allgemeine Unzuverlässigkeit des Raptor ableiten. Aber die Zuverlässigkeit unter den tatsächlichen Einsatzbedingungen muss nachgewiesen werden.
- WAS PASSIERT, WENN DAS TRIEBWERK AUF DEM MARS NICHT ZÜNDET? Stellen wir uns vor, ein Starship ist erfolgreich auf dem Mars gelandet. Die Besatzung hat ihre Mission abgeschlossen, die Treibstoffversorgung ist sichergestellt und der Rückflug steht bevor. Nun müssen die Raptor-Triebwerke nach einer langen Standzeit unter völlig anderen Umgebungsbedingungen erneut zuverlässig starten. Und zwar ohne Wartungsmannschaft, ohne Prüfstand und ohne die gewohnte technische Infrastruktur auf der Erde. Was passiert, wenn ein Triebwerk nicht zündet? Was passiert, wenn ein Ventil klemmt, eine Turbopumpe nicht ordnungsgemäß hochläuft oder die Startsequenz aufgrund einer fehlerhaften Druckentwicklung abgebrochen werden muss? Natürlich besitzt ein mehrmotoriges System grundsätzlich die Möglichkeit zur Redundanz. Ein einzelner Triebwerksausfall muss deshalb nicht automatisch zum Missionsverlust führen. Entscheidend ist, wie viele Triebwerke für den jeweiligen Flugabschnitt zwingend benötigt werden und ob das Gesamtsystem einen Ausfall kompensieren kann. Aber Redundanz ersetzt keine nachgewiesene Zuverlässigkeit. Insbesondere dann nicht, wenn mehrere Triebwerke gleichzeitig funktionieren müssen. Hinzu kommt, dass sich die Anforderungen an ein Marsaufstiegssystem erheblich von denen einer regelmäßig eingesetzten LEO-Trägerrakete unterscheiden. Auf der Erde kann ich Triebwerke inspizieren, warten, austauschen und testen. Auf dem Mars sind diese Möglichkeiten erheblich eingeschränkt. Dort könnten deshalb andere Optimierungskriterien wichtiger sein:
- Maximale Zuverlässigkeit beim Wiederzünden
- Möglichst geringe Anzahl kritischer Komponenten
- Lange Lager- und Betriebsbereitschaft
- Hohe Fehlertoleranz
- Geringer Wartungsbedarf
- Möglichst robuste Startsequenzen
Und damit stellt sich eine grundsätzliche Frage: Ist der höchste spezifische Impuls wirklich immer das wichtigste Kriterium? Ein etwas weniger effizientes, dafür aber nachweislich robusteres Triebwerk könnte für ein Marsaufstiegssystem durchaus die bessere Wahl sein. Natürlich ist ein einfacheres Triebwerk nicht automatisch zuverlässiger. Auch das müsste man anhand entsprechender Tests und Zuverlässigkeitsanalysen nachweisen. Aber genau darum geht es doch bei einer sauberen Anforderungsanalyse.
Nicht die technisch leistungsfähigste Einzelkomponente ist entscheidend, sondern das zuverlässigste Gesamtsystem. Ein paar Prozent mehr spezifischer Impuls helfen der Besatzung schließlich wenig, wenn das Raumschiff anschließend nicht mehr vom Mars starten kann.
- WARUM NICHT EINFACH DIE ANFORDERUNGEN TRENNEN?
Aus meiner Sicht wäre es wesentlich plausibler, die unterschiedlichen Transportaufgaben konsequent voneinander zu trennen.
LEO-TRANSPORT: Eine möglichst einfache, kleinere und weitgehend oder vollständig wiederverwendbare Trägerrakete. Hier stehen niedrige Startkosten, hohe Startfrequenz, kurze Wartungsintervalle und wirtschaftliche Wiederverwendbarkeit im Vordergrund.
DEEP-SPACE-TRANSPORT: Eine möglichst leichte, speziell für den Betrieb im Vakuum entwickelte Transferstufe. Gegebenenfalls als Einwegsystem, falls eine Wiederverwendung keinen ausreichenden wirtschaftlichen Vorteil bietet. Hier stehen geringe Trockenmasse, hohe Antriebseffizienz und die Anforderungen des jeweiligen Missionsprofils im Vordergrund.
PLANETARE LANDUNG UND RÜCKSTART: Ein eigenständiges Landesystem, das gezielt für die Bedingungen des jeweiligen Himmelskörpers entwickelt wird. Hier stehen Zuverlässigkeit, Fehlertoleranz und die spezifischen Anforderungen an Landung und Rückstart im Vordergrund. Eine reine interplanetare Transferstufe benötigt schließlich weder aerodynamische Steuerklappen noch einen Hitzeschild für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre. Und ein Marsaufstiegssystem muss nicht zwangsläufig dieselbe Triebwerksarchitektur besitzen wie eine wiederverwendbare Erdorbit-Rakete.
Natürlich verursacht eine solche modulare Architektur zusätzliche Schnittstellen. Kopplungsmanöver, gegebenenfalls Montage im Orbit und die Entwicklung verschiedener Fahrzeugtypen verursachen ebenfalls Kosten und Risiken. Aber genau das ist klassische Systementwicklung. Man definiert die Anforderungen, untersucht verschiedene Architekturvarianten und bewertet anschließend Masse, Kosten, Komplexität und Zuverlässigkeit. Und erst danach entscheidet man, welche Lösung insgesamt am sinnvollsten ist. Nicht umgekehrt.
- WIEDERVERWENDBARKEIT IST KEIN SELBSTZWECK
Wiederverwendbarkeit ist insbesondere dort sinnvoll, wo regelmäßig dieselbe Transportaufgabe erfüllt wird. Bei einer LEO-Trägerrakete ist das offensichtlich. Starten, Nutzlast absetzen, zurückkehren, warten und erneut starten. Wenn die Kosten für Rückführung und Wiederaufbereitung ausreichend niedrig sind, kann sich das wirtschaftlich hervorragend rechnen. Bei interplanetaren Missionen sieht die Situation allerdings völlig anders aus. Hier muss die für die Wiederverwendbarkeit erforderliche zusätzliche Masse unter Umständen über erhebliche Teile der gesamten Missionskette mitgeführt werden. Hinzu kommen Anforderungen an Rückflugtreibstoff, Wartung, Lebensdauer und gegebenenfalls die Infrastruktur am Zielort.
DER RÜCKFLUG VOM MARS: OHNE TREIBSTOFFPRODUKTION GEHT ES KAUM Ein Starship, das auf dem Mars gelandet ist, benötigt für den Rückflug erhebliche Treibstoffmengen. Und dieser Treibstoff ist nicht einfach vorhanden. Das Starship-Konzept setzt deshalb für einen regulären Rückflug darauf, Methan und Sauerstoff direkt auf dem Mars zu produzieren. Dafür sollen unter anderem Kohlendioxid aus der Marsatmosphäre und Wasser aus lokalen Vorkommen genutzt werden. Ds klingt zunächst durchaus plausibel. Die dafür erforderlichen chemischen Prozesse sind grundsätzlich bekannt. Allerdings muss man sich einmal vor Augen führen, was das praktisch bedeutet.
Man benötigt auf dem Mars eine komplette industrielle Anlage mit:
- Einer leistungsfähigen Energieversorgung
- Anlagen zur Gewinnung und Aufbereitung von Wasser
- Systemen zur Aufnahme und Verdichtung von Kohlendioxid-
- Elektrolyseanlagen zur Wasserstoff- und Sauerstoffproduktion
- Einer Methansynthese, beispielsweise über den Sabatier-Prozess
- Anlagen zur Verflüssigung und kryogenen Speicherung der Treibstoffe
- Kühl- und Isolationssystemen zur Begrenzung von Verdampfungsverlusten
- Automatisierter Steuerung, Überwachung und Fehlerdiagnose
- Ausreichenden Ersatzteilen und Wartungsmöglichkeiten
Und das alles auf einem Planeten mit extremen Temperaturen, Staubbelastung, geringer Atmosphäre und erheblich eingeschränkten Reparaturmöglichkeiten.
Wir reden hier also nicht von einer kleinen Tankstelle neben dem Landeplatz. Wir reden von einer automatisierten chemischen Industrieanlage auf einem anderen Planeten. Je nach Fahrzeugmasse und Missionsprofil können für den Rückflug mehrere hundert Tonnen Treibstoff erforderlich sein. Die genaue Menge müsste anhand einer vollständigen Missionsrechnung bestimmt werden. Diese Mengen müssen nicht nur produziert, sondern auch verflüssigt, gelagert und schließlich in das Raumschiff umgefüllt werden. Und das Ganze muss möglichst zuverlässig funktionieren, bevor die Besatzung auf den Rückflug angewiesen ist. Natürlich könnte man die Anlage bereits vor der Ankunft der Menschen aufbauen und die benötigten Treibstoffvorräte produzieren lassen. Das wäre sogar eine ausgesprochen sinnvolle Sicherheitsanforderung.
Aber dadurch verschwindet die technische Komplexität nicht. Sie wird lediglich zeitlich vorverlagert. Hinzu kommt eine interessante Frage: Was passiert, wenn die Anlage ausfällt, bevor ausreichend Treibstoff produziert wurde? Oder wenn ein wesentlicher Teil der Produktionstechnik nicht mehr funktioniert? Dann sitzt die Besatzung möglicherweise auf einem anderen Planeten und wartet darauf, dass eine automatisierte Industrieanlage wieder ihren Betrieb aufnimmt. Ein eher ungünstiger Zeitpunkt für eine Fehlermeldung. Natürlich könnte man alternativ den benötigten Rückflugtreibstoff von der Erde mitnehmen.
Aber damit landet man sofort wieder bei der Raketengrundgleichung. Der Treibstoff für den Rückflug müsste zunächst in den Erdorbit gebracht, zum Mars transportiert und dort gelandet werden. Dafür wäre wiederum zusätzlicher Treibstoff erforderlich. Gerade bei einem derart massereichen Fahrzeug kann sich dieser Aufwand erheblich aufschaukeln. Und damit stellt sich erneut die Frage, ob man wirklich das gesamte Starship vom Mars zurückbringen muss. Oder ob es nicht sinnvoller wäre, nur ein wesentlich kleineres, speziell für den Marsaufstieg ausgelegtes Fahrzeug zurück in den Orbit zu bringen und dort auf eine separate Transferstufe umzusteigen. Denn warum sollte ich die komplette Masse eines großen interplanetaren Raumschiffs wieder von der Marsoberfläche starten, wenn ich eigentlich nur die Besatzung und eine begrenzte Menge Nutzlast zurücktransportieren möchte? Die Marsgravitation ist zwar deutlich geringer als die der Erde. Aber auch dort gilt die Raketengrundgleichung. Und jedes unnötige Kilogramm muss wieder beschleunigt werden. Wiederverwendbarkeit ist eine technische Eigenschaft. Kein Naturgesetz, nach dem jedes Raumfahrzeug zwangsläufig wiederverwendbar sein muss.
- DER EIGENTLICHE KONSTRUKTIONSFEHLER: EIN FAHRZEUG SOLL ALLES KÖNNEN Und damit sind wir beim grundsätzlichen Problem. Starship soll in seinen verschiedenen Ausführungen gleichzeitig:
- Große Nutzlasten in den LEO transportieren
- Als wiederverwendbare Oberstufe funktionieren
- Atmosphärische Wiedereintritte überstehen
- Auf der Erde landen
- Interplanetare Transfers durchführen
- Auf dem Mond landen
- Auf dem Mars landen
- Perspektivisch wieder vom Mars starten
Das sind teilweise völlig unterschiedliche Anforderungsprofile. Ein für den Erdorbit optimierter Transporter muss andere Anforderungen erfüllen als eine interplanetare Transferstufe. Ein Marslander benötigt andere Eigenschaften als ein Fahrzeug, das auf der Erde wieder landen soll. Und eine reine Transferstufe kann konstruktiv erheblich leichter ausfallen als ein Fahrzeug, das zusätzlich einen atmosphärischen Wiedereintritt und eine Landung überstehen muss. Natürlich kann man versuchen, all diese Anforderungen mit einer gemeinsamen Fahrzeugplattform abzudecken. Gemeinsame Komponenten und eine einheitliche Fertigung können durchaus wirtschaftliche Vorteile bringen.
Aber diese Vorteile müssen gegen die konstruktiven Kompromisse abgewogen werden. Und genau diese Abwägung vermisse ich in vielen Diskussionen über Starship. Häufig wird argumentiert, dass Starship besonders leistungsfähig, besonders groß und vollständig wiederverwendbar sein soll. Aber das beantwortet noch lange nicht die Frage, ob diese Eigenschaften für die jeweilige Mission überhaupt sinnvoll sind. In der klassischen Ingenieurwissenschaft versucht man normalerweise, ein System möglichst gut an seine konkrete Aufgabe anzupassen. Beim Starship habe ich dagegen den Eindruck, dass man versucht, möglichst viele unterschiedliche Aufgaben an ein bereits festgelegtes Fahrzeugkonzept anzupassen.
FAZIT: MIT DEM LKW ZUM BRÖTCHEN HOLEN? Vielleicht lässt sich meine grundsätzliche Kritik am einfachsten mit einem Vergleich aus dem Straßenverkehr erklären.
Wir haben Fahrräder, Motorräder, Pkw, Transporter, Lkw und Schwertransporter. Und das aus gutem Grund. Jedes dieser Fahrzeuge wurde für unterschiedliche Transportaufgaben entwickelt:
- Wenn ich morgens zum Bäcker fahren möchte, nehme ich vielleicht das Fahrrad oder den Pkw.
- Wenn ich eine Waschmaschine transportieren muss, nehme ich einen Transporter.
- Wenn ich 25 Tonnen Stahl bewegen möchte, brauche ich einen Lkw.
Natürlich könnte ich auch mit einem 40-Tonner zum Bäcker fahren, um mir zwei Brötchen zu kaufen. Technisch wäre das überhaupt kein Problem. Aber würde irgendjemand ernsthaft behaupten, dass der 40-Tonner deshalb das optimale Fahrzeug für diese Aufgabe ist?
Genau diese Frage stelle ich mir beim Starship.
Einen Satelliten mit einigen Tonnen Masse in einem niedrigen Erdorbit auszusetzen, ist eine völlig andere Transportaufgabe, als Menschen zum Mars zu bringen, sie dort sicher landen zu lassen und anschließend wieder zur Erde zurückzubringen. Die Anforderungen unterscheiden sich fundamental. Bei einem Satellitenstart interessieren mich vor allem Nutzlastkapazität, Zielorbit, Zuverlässigkeit und eine möglichst effiziente Startabwicklung.
Bei einer bemannten Marsmission kommen völlig andere Anforderungen hinzu: Lebenserhaltung, Strahlenschutz, Langzeitzuverlässigkeit, interplanetare Navigation, Landung auf einem fremden Planeten, Rückstart, Treibstoffversorgung und die sichere Rückkehr der Besatzung. Das sind nicht einfach unterschiedliche Entfernungen. Das sind grundlegend unterschiedliche technische Aufgaben. Und trotzdem versucht man, all diese Aufgaben mit Varianten derselben riesigen Fahrzeugplattform abzudecken. Natürlich können gemeinsame Komponenten, Triebwerke und Fertigungsverfahren Vorteile bieten. Aber daraus folgt doch nicht automatisch, dass auch die gesamte Fahrzeugarchitektur für jede dieser Aufgaben optimal sein muss. Niemand käme ernsthaft auf die Idee, einen 40-Tonner so umzubauen, dass er gleichzeitig als Fahrrad, Familienauto, Linienbus und Schwertransporter eingesetzt werden kann. Nur weil alle diese Fahrzeuge Räder haben und sich auf Straßen bewegen, bedeutet das schließlich nicht, dass sie dieselben konstruktiven Anforderungen erfüllen müssen. Warum sollte das in der Raumfahrt anders sein?
Hinzu kommt beim Starship noch ein weiteres Problem: Für den LEO ist das Fahrzeug bei vielen heutigen Nutzlasten überdimensioniert. Für Deep-Space-Missionen wird die zusätzliche Trockenmasse zum Nachteil. Für die interplanetare Reise benötigt man eine umfangreiche orbitale Betankungsinfrastruktur. Und für den Rückflug vom Mars muss man zunächst eine industrielle Treibstoffproduktion auf einem anderen Planeten aufbauen. Dazu kommt eine hochkomplexe Triebwerkstechnologie, deren Zuverlässigkeit auch nach langer Standzeit unter Marsbedingungen nachgewiesen werden muss. Man versucht also, sehr unterschiedliche Aufgaben mit einer gemeinsamen Fahrzeugarchitektur zu lösen, und muss anschließend die daraus entstehenden Zielkonflikte durch zusätzliche technische Systeme kompensieren.
Mein bevorzugtes Konzept wäre deshalb eine konsequente Trennung der Aufgaben: Kleinere, wiederverwendbare Trägerraketen für den LEO. Möglichst leichte, spezialisierte Transferstufen für Deep Space. Eigenständige Landesysteme, die gezielt für die Bedingungen des jeweiligen Himmelskörpers entwickelt werden. Ob diese Architektur am Ende tatsächlich günstiger und zuverlässiger wäre, müsste einevollständige Systemanalyse zeigen.
Aber genau darum geht es doch. Nicht die größte Rakete, der höchste spezifische Impuls oder die maximale Wiederverwendbarkeit entscheiden über die Qualität eines Raumfahrtsystems. Entscheidend ist, wie sinnvoll Masse, Komplexität, Zuverlässigkeit und die jeweiligen Missionsanforderungen aufeinander abgestimmt sind.
Die eigentliche Ingenieursleistung besteht für mich nicht darin, ein Fahrzeug zu entwickeln, das möglichst alles kann. Sondern darin, für jede Aufgabe eine möglichst einfache, effiziente und zuverlässige Lösung zu finden. Denn nur weil ich mit einem 40-Tonner zwei Brötchen transportieren kann, ist der 40-Tonner noch lange nicht das beste Fahrzeug für den Weg zum Bäcker.
Manchmal ist weniger Technik eben tatsächlich die bessere Technik.