Wiederverwendbarkeit und Landefähigkeit der Falcon-Familie

nun ja dies ist nunmal kein Wikipedia-Eintrag sondern ein Forum. meiner Meinung nach gehören emotionen hier genauso rein. Sonst könnte man auch sagen, MR hätte niemals posten dürfen, weil es keine Tatsache ist. Dann müsste man verlangen, dass jeder seine Posts mit Quellen, Berechnungen usw verifiziert^^

Der Ton macht die Musik .....

Lasst doch mal die Leute diskutieren ...

Na dann rekapitulieren wir doch einfach mal, was über Wiederverwendung in der Praxis bekannt ist, was man sich als möglich denkt, und was sich als wahrscheinlich, oder sogar schon definitiv unmöglich herausgestellt hat.

Praxis: Mir sind nur die Shuttle-SSMEs  (und even auch OMS/RCS) bekannt, welche man 'in trockenen Tüchern' heimbrachte, und eben die SRBs, die man naxh Fallschirmlandung aus dem Wasser gefischt hat. Wieviel man von letzteren wiederVERWENDET hat, und wieviel da einer teils massiven WiederVERARBEITUNG unterlag, ist mir nicht mal im Detail bekannt. Man hat Ariane-5 Booster geborgen, aber keine Anstalten gemacht, sie oder auch nur Teile wiederverwenden/verarbeiten zu wollen. Dann ist mir bekannt, dass bei den Russen zumindest Sojus-'Booster'-Blocks von den Schrotthändlern geborgen und recyclet werden. Ansonsten kenne ich zur Zeit keine Praxisbeispiele, obwohl es sicher noch ein paar mehr gibt.

Dann gibt es hunderte von Wiederverwendungskonzepten, von dokumentierten frühen Shuttle-Studien, die für Energia mal geplante Fallschirmbergung der Liquid-Booster, über Flyback-Booster, zu einigen wenigen Konzepten, welche sich auch den Oberstufen annehmen - als in der Praxis experimentell gecheckt und dokumentiert hört man -ausser bei SpaceX- nicht viel, oder man erfährt nichts davon.

Was man wohl aus der Praxis weiss, und offensichtlich auch bei SpaceX gelernt hat ist, dass eine Wasserbergung von fallschirmgelandeten Flüssig-Boostern zwar sicher gut zur Schrottbergung (und somit Müllvermeidung) wäre, aber bei Liquid-Boostern eben keine wirklich WiederVERWENDUNGsfähigen Produkte ergibt. Somit hat man bei denen nun, nachdem man offensichtlich Konzepte von geflügelten (also aerodynamisch gelandeten) Boostern bei SpaceX wohl wegen der hohen Masse-Penalty (durch die völlig anderen Belastungen als beim Start) zumindest derzeit verworfen hat, eben auf das Pferd der angetrieben senkrecht landenden 'ballistischen' Flyback-Booster gesetzt, welches zumindest konzeptionell bei der Landung quasi die gleichen Lasten hat wie ein Start.

Und je mehr ich mich mit dem Konzept der angetriebenen Landung auseinandersetze, desto logischer erscheint mir dieses. Ich hoffe, dass sie alle Puzzleteile zusammenbekommen, und das Puzzle irgendwann auch erfolgreich zusammensetzen - und allen die 'unmöglich' schreien, eine Nase drehen. Ob das auch klappt, steht noch in den Sternen, aber immerhin probiert mans, und ist erfahrungsmäßig jetzt schon meilenweit über das hinaus, was jeder aktuelle Mitbewerber oder Vorgänger je als praktisch versucht berichtet hat. Ich habe da sicher Wissenslücken, und würde mich deshalb auch über Ergänzungen freuen. Da zählen auch gerade die dokumentierten Misserfolge von Versuchen dazu. Ich denke, dass sich dieser Erfahrungsschatz mittel- bis langfristig noch als sehr wertvoll erweisen wird.

-ZiLi-

Aber das ist doch Unsinn. In der Brennkammer sind mehrere 1000 Kelvin und die Kühlkanäle kühlen das Triebwerk entweder mit flüssigem Wasserstoff bei 20 Kelvin (z.B. Vulcain, SSME etc..) oder bei Kerosin/lagerfähigem Treibstoff mit Raumtemperatur (SpaceX) und das geht über die volle Brennzeit und noch Acceptancetest und das Triebwerk würde noch mehr aushalten. Da gibt es riesige thermische Spannungen im Triebwerk über Minuten! Und da soll kurz kaltes Wasser zum Abschrecken am Ende das Triebwerk schädigen? Der Schaden ist doch vernachlässigbar gegenüber der Brennzeit.

Du übersiehst, das das Merlin kein SSME ist. Das Merlin wird mit Kerosin gekühlt, die Belastungen sind also weit geringer. Zum anderen werden die Triebwerk vor dem Betrieb vorbereitet (zb beim SSME diverse Spülungen vor der Zündung) und auch explizit darauf ausgelegt ist, die Belastungen durch den Betrieb zu überstehen. Beim Start werden die Triebwerke langsam heruntergekühlt, eben damit es keine Probleme gibt. Zudem sind nur Teile des Triebwerks zum einen heiß und zum anderen in Kontakt mit den kalten Treibstoffen. Bei der Landung im Meer allerdings wird das Triebwerk gleichmäßig gewässert und alle Teile schlagartig von der restlichen Betriebstemperatur auf die Temperatur des Wassers abgekühlt. Das ist etwas vollkommen anderes, als wenn das Triebwerk allmählich abkühlt. Stahl zb wird ja zum Härten erst erhitzt und dann im kalten Wasser oder Öl abgeschreckt (zumindest haben wir früher in der Ausbildung unsere Reißnadeln so gehärtet). Ich weiß nicht im Details, bei welchen Bauteilen das wie kritisch ist, aber ich bin mir sicher, das man ein solches Triebwerk nicht wieder flugfähig bekommt, zumindest nicht unter wirtschaftlich vertretbaren Kosten.

Ein Vergleich mit den Boostern des Shuttle ist hier nicht möglich, weil komplett verschieden. Die Booster bestehen aus 1 cm starkem Edelstahl, der zudem am Anfang durch den Treibstoff und nach dem Ausbrennen durch die Isolation vor der Hitze der Verbrennung geschützt ist. Diese Boostersegmente sind recht stabil, daher überstehen sie auch eine "Landung" im Meer mit ca 90 km/h, ohne das dies ein Hindernis für die Wiederverwendung wäre. Das ist aber eine Ausnahme, bedingt durch die robuste Bauweise der Booster. Flüssigstufen sind weit empfindlicher, sie haben Tanks, die zum Teil nur wenige Millimeter stark sind. Keine Flüssigstufe würde eine Landung mit 90 km/h auch nur einigermaßen intakt überstehen.

Ich muß MR mal zustimmen.

Beim eintauchen der Triebwerke ins Meerwasser habe ich auch meine Bedenken. Ich habe allerdings auch das Argument gehört, daß die Temperaturen dank der Kühlung nie so hoch werden, daß es ein metallurgisches Problem ist. Die Düsen glühen nie, was wohl eine Voraussetzung für Härteprozesse ist. Was wir glühen sehen, ist die Düsenverlängerung des Vakuumtriebwerkes und die ist meiner Meinung nach auch bei Rückflug und Landung auf Beinen nicht wiederverwendbar. Sie ist so dünn wie eine Coladose und wird den aerodynamischen Kräften nicht gewachsen sein.

Allerdings ist m.M.n. eintauchen ins Meer nie eine angedachte Dauerlösung gewesen. Das Verfahren erfordert auf jeden Fall einiges an Reinigung und Aufarbeitung und natürlich die Bergung. Das Ziel schneller Wiederverendung, das von Anfang an definiert war, kann so nicht erreicht werden.

Ein weiteres Argument dafür, daß es eine Zwischenlösung gewesen sein muß, sehe ich darin, wie schnell nach Aufgeben der Fallschirmlösung jetzt die Landung umgesetzt wurde. Das wurde nicht von Null beginnend in weniger als drei Jahren entwickelt.

Und dann frage ich mich noch, ob eine Firma o.ä. , die einen sauteuren , sehr komplizierten Satelliten oder gar eine einmalige Fernsonde gebaut hat, nicht sagen würde "Ok, Elon, starte mit W.V.Stufen mal Nav- oder Wettersatelliten, aber nicht unser Baby".

Die läßt man einen Aufschlag zahlen dafür daß sie auf einer bereits geflogenen Stufe fliegen dürfen und keine ungetestete nehmen müssen. Das erhöht die Sicherheit. Stichwort Badewannenkurve. Der erste und zweite Flug ist unsicher, dann kommt die sichere Phase und dann der Bereich, wo das Risiko wieder ansteigt wegen Verschleiß. Wo der Verschleißpunkt liegt, muß aber auch erst festgestellt werden.

Jedenfalls ist es nicht unwahrscheinlich, daß es so weit kommen wird. Aber anfangs wird man dieses Vertrauen erst erarbeiten müssen.

Ok letzter Post zum Thema.

Bei der Zündung des Triebwerks hat das Merlin Raumtemperatur oder vermutlich noch kälter durch die Kühlung der Pumpenanlage. Jetzt zündet man die BK und in wenigen Sekunden geht die Wandtemperatur von ~200-300Kelvin auf 1000 Kelvin hoch, im Kühlkanal wird das Kerosin bei Raumtemperatur eingespritzt und erhitzt sich.

Jetzt dehnt sich die Brennkammer innen aufgrund der Wärme enorm aus und außen dehnt sie sich nur leicht. Die unterschiedliche Temperatur ist also das Problem. Durch den enormen Temperaturgradienten entstehen enorme Spannungen und plastische Verformung der BK-Innenseite, die die Brennkammer förmlich durchkneten. Dadurch kann es zum Bruch der Kühlkanäle kommen. Selbst wenn das Triebwerk nach dem Brennvorgang ins Wasser fällt, kann die Schädigung maximal so hoch sein, wie durch einen normalen Brennversuch. Außerdem wird beim Abschalten der Sauerstoff zuerst zugemacht, daher gibt es noch Nachkühlwirkung in den Kühlkanälen nach Abschalten des Triebwerks.

Stahl spielt hier überhaupt keine Rolle. Im Triebwerk ist kein Stahl. In der Mitte ist in der Regel Kupfer, was aufgrund seiner hohen Wärmeleitfähigkeit die Wärme von der Wand in den Kühlkanal abführen soll. Außen ist z.B. Nickel (relativ geringe thermische Ausdehnung) um die Kammer zusammenzuhalten. Das Nickel wird aber nicht warm, da es außerhalb des Kühlkanals sitzt. Die Festigkeitseigenschaften bleiben also erhalten.

Danke für die Erklärung.

Die läßt man einen Aufschlag zahlen dafür daß sie auf einer bereits geflogenen Stufe fliegen dürfen und keine ungetestete nehmen müssen. Das erhöht die Sicherheit. Stichwort Badewannenkurve. Der erste und zweite Flug ist unsicher, dann kommt die sichere Phase und dann der Bereich, wo das Risiko wieder ansteigt wegen Verschleiß. Wo der Verschleißpunkt liegt, muß aber auch erst festgestellt werden.

Jedenfalls ist es nicht unwahrscheinlich, daß es so weit kommen wird. Aber anfangs wird man dieses Vertrauen erst erarbeiten müssen.

Die B.Kurve ist doch aber die Lebensdauerbetrachtung für ein eher gleichmäßig innerhalb seiner Parameter betriebenen Gerätes. Kann man die wirklich hier anwenden? Für einen Zyklus von Ereignissen, um es mal harmlos auszudrücken? Und dann gehts ja auch noch um Versicherungsfragen. Ich glaube nicht , daß die Beiträge sinken innerhalb des "unteren" Bereiches einer gewissermaßen über alles projezierten Kurve. Wobei es dan schon geklärt sein muß, ab wann ist der Wiederanstieg.
Stell ich mir auch bei Autos gut vor - Badewannenkurve unten : Auto kostet im Verkauf bzw. Verleih mehr, aber Versicherung will nicht soviel Geld haben.

Somit hat man bei denen nun, nachdem man offensichtlich Konzepte von geflügelten (also aerodynamisch gelandeten) Boostern bei SpaceX wohl wegen der hohen Masse-Penalty (durch die völlig anderen Belastungen als beim Start) zumindest derzeit verworfen hat

Nicht wirklich, Flyback wäre sicherlich die effizientere Lösung. Ob es sich wirtschaftlich lohnen würde eine Flyback-Stufe zu entwickeln ist eine andere Frage.

Zitat von: ZiLi

Somit hat man bei denen nun, nachdem man offensichtlich Konzepte von geflügelten (also aerodynamisch gelandeten) Boostern bei SpaceX wohl wegen der hohen Masse-Penalty (durch die völlig anderen Belastungen als beim Start) zumindest derzeit verworfen hat

Nicht wirklich, Flyback wäre sicherlich die effizientere Lösung. Ob es sich wirtschaftlich lohnen würde eine Flyback-Stufe zu entwickeln ist eine andere Frage.

Das sehe ich noch nicht so eindeutig. Ein Flyback Booster braucht Flügel, er braucht ein Fahrwerk und ein Triebwerk. Das ist massemäßig noch nicht so viel. Aber er muß die Steifigkeit haben, um waagerecht in der Luft stabil zu sein. Er muß die Kräfte des Flügels in den Stufenkörper einleiten und er muß die Kräfte des Fahrwerkes bei der Landung in den Stufenkörper einleiten. Das alles erfordert eine Menge Masse.

Ich kann nicht beurteilen, welche Lösung da einen besseren Masseetat hat.

Den Vorteil mal beiseite gelassen, daß man bei VTVL die Landebeine einfach weglassen kann und hat so eine leistungsfähigere Stufe. Bei der Flügellösung wäre dafür eine ganz andere Stufe nötig.

Aber es wäre schon interessant, wenn die Russen oder die AirForce eine Flyback Lösung bauen würden und man die Konzepte direkt im Flug vergleichen könnte.

Die USAF hat das Flyback-Vorhaben eingestellt, finde aber die Meldung so schnell nicht.


Edit:
Hier: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=8238.msg239153#msg239153

Die USAF hat das Flyback-Vorhaben eingestellt, finde aber die Meldung so schnell nicht.


Edit:
Hier: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=8238.msg239153#msg239153

Danke für den Hinweis auf diesen interessanten Thread. Spannend auch, was da von so manchem SpaceX-Gegner hier so geschrieben wurde:

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=8238.msg158723#msg158723
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=8238.msg158748#msg158748

Naja, die USAF ist halt nicht SpaceX. Für die gelten eben andere Gesetze...

Dank an Führerschein and die Erklärung, wo die angetriebene VTVL-Lösung auch Massenvorteile gegenüber aerodynamischem Flyback hat - dann kann ich mir den gleichen Reply schon mal sparen.

Und zu Brownsville kommt mir die irgendwann angedachte Bergung der Zweitstufe in den Sinn - während die Erststufe sich nicht wirklich weit vom Startort entfernt, und somit deren Rückkehr zum Startort vergleichsweise unproblematisch sein könnte (ich behaupte noch nicht: ist), wird man bei der Zweitstufe einen anderen Landeplatz benötigen, der bequemerweise im Bereich der Flugbahn in der Nähe des Ausbrennpunktes der Stufe ist und nicht zu viel Crossrange und damit Extra-Spritbedarf hat. Hier hat man prinzipiell die ganze Golfküste bis Florida, und Puerto-Rico auf US- bzw. US-kontrolliertem Territorium (Gitmo ist zu klein). Ähnliches gilt für die Heavy-Konfiguration, wo man irgendwann auch den Zentralcore, und nicht nur die Aussenblocks wiederhaben will. Für genau diese Schemata, und Startazimut grob Richtung Osten scheint mir Brownsville der optimale Punkt, der sich gerade noch auf US-Grund befindet, da sich dort noch einiges an Land/Küste in der Nähe der optimalen Landepunkte befindet, die Flugbahnen aber über Wasser gehen - und der Rotationsvorteil des südlichstmöglichen Startpunkts auch noch zum Tragen kommt. Also ich denke mir mal, dass selbst Pad 39 nur eine mittelfristige Lösung ist, bzw. vielleicht speziell für bemannte Starts und Inklinationen genutzt werden wird, die in Brownsville einfach nicht gehen, aber über kurz oder lang Brownsville sowieso kommt - bzw. fest konzeptionell eingeplant ist, sobald die Machbarkeit der VTVL-Lösung bewiesen sein wird.

-ZiLi-

Brownsville wird auch immer wieder in Verbindung mit MCT gebracht, weil SpaceX mal meinte, dass Fabrik und Startanlage nicht weit auseinander liegen dürfen / sollen. Bei der Falcon ist der Straßentransport einfach, darauf wurde sie auch zugeschnitten. Bei einer Monsterrakete wird sowas schwer und Seetransport erfordert spezielle Schiffe bzw. Einrichtungen. Deshalb wird auch vermutet, dass langfristig Texas das Zentrum der Marspläne und -aktivitäten sein wird. Bau und Start in einem Komplex.

LC39A wurde dafür auch ins Spiel gebracht. Vielleicht ist man sich auch in so einem frühen Stadium noch nicht sicher oder will beide Orte nutzen.

Das sehe ich noch nicht so eindeutig. Ein Flyback Booster braucht Flügel, er braucht ein Fahrwerk und ein Triebwerk. Das ist massemäßig noch nicht so viel. Aber er muß die Steifigkeit haben, um waagerecht in der Luft stabil zu sein. Er muß die Kräfte des Flügels in den Stufenkörper einleiten und er muß die Kräfte des Fahrwerkes bei der Landung in den Stufenkörper einleiten. Das alles erfordert eine Menge Masse.

Die Flugbahn einer Rakete ist nur zu Beginn vertikal, sie muss also durchaus laterale g-Kräfte aushalten, notabene in gefülltem Zustand. Z.B. um die 1.5g laut gewissen User Manuals. Mit nimmt ja auch Wunder welche Kräfte auf die F9 Erststufe wirken wenn sie als Flügel missbraucht wird.

Ich kann nicht beurteilen, welche Lösung da einen besseren Masseetat hat.

Ich würde sagen simple Logik reicht schon. Flyback hat eigentlich nur Nachteile gegenüber Boostback, einiges grössere Eintrittsgeschwindigkeit (Mach 6+ anstatt 2), zusätzliche Triebwerke etc. Der Nachteil liegt in der Komplexität, der Vorteil muss daher in der Effizienz liegen, andernfalls würde niemand Flyback in Betracht ziehen.
 
Meines Wissens waren die meisten Reusable Booster Konzepte Flyback.

Die USAF hat das Flyback-Vorhaben eingestellt, finde aber die Meldung so schnell nicht.

Das RBS der USAF war nicht als Flyback konzipiert sondern als Boostback.

Für diejenigen die NSF ein bisschen folgen, Alan Bond hat an einer Konferenz erwähnt, dass SpaceX mit einer Flyback Erststufe rund 90% der Nutzlast erhalten könnte (im Vergleich zu momentan 70% oder weniger). Ich weiss nicht wie akkurat diese Zahl ist, glaube aber nicht, dass er 20% daneben liegt.

Und Grasshopper ist heute mal wieder geflogen:


Weitere Details sind noch unbekannt, waren aber wohl wieder einige hundert Meter.

Na da ist wohl was bei Rugoz' Quote schiefgegangen, weil das mir zugeschriebene von Führerschein stammt - aber dem stimme ich sowieso in der Hinsicht zu, brauche mich also nicht von zu distanzieren.

Also was Lasten angeht, sind gerade die DERZEITIGEN Boosterstufen auf recht genau axiale Lasten ausgelegt; Laterallasten dürfen da nur sehr wenige auftreten, sonst gibts Bruch (inwieweit sich die Bruchstellen überwiegend auf die Stufenübergänge beziehen, und wie stabil die Stufen für sich alleine betrachtet sind, kann ich nicht abschätzen). Eine Konstruktion als aerodynamischer Rückkehrer dürfte aber doch DEUTLICHE strukturelle Änderungen erfordern. Und von den bekannten Lösungsansätzen, welche ohne größere Strukturänderungen auskommen, hat man die Fallschirmmethode, welche bei Solids nachgewiesenermaßen funktioniert hat, weil hier die notwendige schwere Struktur dem entgegenkam, für Liquids mit ihrer wesentlich leichteren Struktur mittlerweile bei und für SpaceX als nicht praktikabel erkannt. Das schliesst nicht aus, dass sich das doch noch realisieren lässt (vielleicht von Anderen), SpaceX verfolgt aber nun jetzt erstmal den anderen Ansatz, nämlich das aktiv geflogene VTVL 'auf Düse'.

Woher jetzt die Zahlen für die Nutzlastpenalty kommen, und wie die entstanden sind, würde ich jetzt noch gar nicht gross breittreten wollen - aber ich denke mir, dass die ganzen öffentlichen Zahlen noch recht hypothetisch sind, und nur SpaceX wirkliche real ermittelte Zahlen im Rechner hat.

Deshalb würde ich ihnen gerne erstmal die Chance geben, das Erreichte zu einem funktionierenden System zu entwickeln. Zur Zeit schätze ich die Chance als recht hoch ein, DASS sie es schaffen, bezweifle aber, dass es so schnell geht wie angedacht. Mich würde ein erster echter Erfolg (auch nur halbwegs unbeschadete Landung) selbst beim hohen Entwicklungstempo was die vorlegen, vor 2015 überraschen, genau wie mich ein erster echter Stufen-Reuse vor 2016 überraschen würde. Aber ich würde mich wirklich GERNE überraschen lassen...

-ZiLi-

Na da ist wohl was bei Rugoz' Quote schiefgegangen, weil das mir zugeschriebene von Führerschein stammt

Sorry, wurde korrigiert.

Also was Lasten angeht, sind gerade die DERZEITIGEN Boosterstufen auf recht genau axiale Lasten ausgelegt

Das hab ich gar nicht bestritten, aber nicht exklusiv.

Zur Zeit schätze ich die Chance als recht hoch ein, DASS sie es schaffen

Die Frage ist ob sie es schaffen ohne an der Erststufe viele Veränderungen vorzunehmen. Ihr Businessmodell basiert ja darauf, dass die Stufe praktisch identisch ist mit der Wegwerfversion.

Erstens: Danke für die Korrektur - ist mir auch schon passiert - deshalb quote ich so selten.
Zweitens: Ich habe meine Aussage auch weniger als Widerspruch, sondern mehr als Ergänzung geschrieben.
Zum letzten Punkt: Ich denke dass es sicherlich noch so einige Veränderungen geben wird, und dann letztendlich die Wegwerfvariante auf der wiederverwendeten basiert, bei der man mehr oder weniger 'einfach nur' das jetzt unnötige weggelassen hat - oder beim letzten Flug einer wiederverwendbaren Stufe als Expendable halt abmontiert. Warten wirs ab.

-ZiLi-

Das mit den 30% Nutzlastpenalty für Falcon 9 hat Elon Musk oder Gwynne Shotwell selber gesagt vor ein paar Tagen.

Unklar ist nur, ob sich das auf 13t oder 16t Brutto Nutzlast bezieht.

Ja, deshalb schrieb ich ja sinngemäß: 'Zahlen, die zur Zeit nur SpaceX hat'.

Da sind 30% Penalty, die jemand berichtet, der praktische Erfahrung vorweisen kann, realistischer als theoretische von 'irgendeinem Experten' berechnete 10%, die man sicher anstrebt und vielleicht irgendwann mal realisieren kann. Und deshalb meinte ich auch, dass man die Zahlen erstmal nicht gross breittreten oder totdiskutieren sollte, solange noch keine Stufe heil wieder am Boden angekommen ist.

Jetzt gilt's aber erstmal, die ganzen TECHNISCHEN Probleme überhaupt zu lösen, und danach zu sehen was unterm Strich rauskommt. Und da denke ich z.B. an Zahlen im Bereich von 20-50%, je nachdem, ob man pessimistisch oder optimistisch schätzt, und ich denke, dass eine Penalty über einem Drittel die Sache unwirtschaftlich machen wird - es sei denn, man kann eine Stufe wirklich mehr als vielleicht 5 mal einsetzen, und die Aufarbeitung wird überwiegend aus einer Überprüfung vor Reflight bestehen. Dann können sich selbst hohe Penalties rechnen.

-ZiLi-

Danke für den Hinweis auf diesen interessanten Thread. Spannend auch, was da von so manchem SpaceX-Gegner hier so geschrieben wurde:

Naja, die USAF ist halt nicht SpaceX. Für die gelten eben andere Gesetze...

Du vergisst in diesem Zusammenhang aber, dass es hier um zwei komplett verschiedene Systeme handelt. Die USAF hat ein Konzept untersucht, das man schon seit 15 Jahren von verschiedenen Seiten durchgerechnet hat, nämlich einen aerodynamisch mit einem Strahltriebwerk zurückfliegenden Booster. Zum ersten Mal wurde so ein Konzept für einen modernisierten Shuttle vorgeschlagen, auch die Russen haben mal an etwas ähnlichem gearbeitet (Baikal). Dieser Booster soll nach der Abtrennung zunächst aerodynamisch und auf dem letzten Abschnitt von einem Strahltriebwerk getrieben zum Startort zurück fliegen und dort mit einem Fahrwerk auf einer Landebahn landen. Der Booster ist dabei explizit für diesen Einsatz entworfen, es wird schon beim Entwurf sichergestellt, dass er die nötige Nutzlast hat und alle Belastungen verkraftet.

SpaceX dagegen will eine ganz normale Unterstufe mit einem Landegestell ausrüsten und die Stufe dann mit einem wiedergezündeten Triebwerk zum Startort zurückfliegen, wo sie sanft landen soll. Das ist zwar in der Entwicklung billiger, aber technisch weitaus anspruchsvoller. Die Stufe muss zu jeder Zeit unter Kontrolle gehalten werden, die Triebwerke müssen sehr genau geregelt werden und die Stufe darf bei der Landung nicht umkippen oder sonst wie die Kontrolle verlieren. Nicht zu vergessen, das ein Raketentriebwerk auch mehr Treibstoff braucht als ein Stahltriebwerk. Natürlich spart man hier einiges an Gewicht, dafür ist das Risiko insgesamt um einiges größer.

Ich persönlich halte das Konzept der USAF für durchaus machbar, immerhin hat man solche Booster schon mehrfach durchgerechnet. Beim Konzept von SpaceX hab ich deutlich weniger Vertrauen, das wirkt mir insgesamt zu wenig durchdacht.

Tja, wenn man es nicht irgendwann einmal schafft, die abgetrennten Raketenstufen unter Kontrolle zu bringen, ist das alles Makulatur. Eine Bruchlandung bauen können alle anderen Launcher schon seit langem.