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Das Starship / Super Heavy

Starship 24SpaceX fing klein an mit der Falcon 1. Es folgte die Falcon 9, das Arbeitspferd der Firma, und als Abwandlung der Falcon 9 die Falcon Heavy. Für diese gibt es allerdings eine deutlich geringere Nachfrage, obwohl sie noch günstiger gemessen an der Nutzlast angeboten wird.

Am 20.4.2023 folgte nun der erste Testflug der Super Heavy / Starship. Es ist Zeit, einen technischen Artikel nachzuliefern. Wenn ich im Folgenden vom „SHS“ rede, dann meine ich die ganze Rakete. SHS ist die Abkürzung von „Super Heavy - Starship“. Dazu aber einige Vorbemerkungen: Die Informationslage im Bereich Raumfahrt hat sich in den letzten Jahren drastisch verschlechtert. Von den vielen „neuen“ Firmen in diesem Bereich wie Blue Origin, Virgin Galactic etc. gibt es fast keine technischen Daten zu ihren Raketen mehr oder Veröffentlichungen in Fachmagazinen. Selbst bei den Raumfahrtagenturen sind detaillierte Angaben weitestgehend zugunsten von Videos mit tollen Szenen, aber geringem Informationsgehalt, gewichen.

SpaceX ist hier keine Ausnahme. Die Qualität der Informationen sowohl auf der Webseite als auch in den für Kunden wichtigen „User Manuals“ nahm von der Falcon 1 über die Falcon 9 zum Starship deutlich ab. Dessen User Manual enthält nicht einmal mehr die Nutzlasten für verschiedene Orbits. Der zweite Grund, warum SpaceX in der Informationslage abweicht, ist, dass fast alles, was man über das SHS weiß, von Elon Musk persönlich stammt, größtenteils aus Tweets, manchmal auch aus Interviews. Dabei gibt es mehrere Probleme. Das eine ist, dass Elon Musk nicht zwischen erreichten realen Angaben oder Zielvorstellungen oder gar Wunschvorstellungen unterscheidet. Das zweite ist, dass Elon Musk eine „andere“ Sicht auf viele Dinge hat. In wenigen Worten zusammengefasst haben alle anderen, die seit Jahrzehnten Raketen entwickelt haben dies falsch gemacht und er weiß, wie es richtig geht. Dann fliegt man wie beim Teststart zu sehen, schon mal auf die Nase, aber Elon Musk verkauft das Sparen oder Geizen an Tests, woanders aus Sicherheitsgründen nötiger Ausrüstung oder Bauten und dann das Nachbessern wenn ein Start scheitert, oder die Startanlage beschädigt wird als „inkrementelle Entwicklung“. Das ist sie aber nicht. Eine inkrementelle Entwicklung geht immer von einem produktiv einsetzbaren Produkt zum nächsten.

MockupKurze Geschichte des SHS

Das SpaceX eine viel größere Rakete als die Falcon 9 / Falcon Heavy plant, war schon lange bekannt. Schon 2010 tauchten Zeichnungen einer „Falcon XX“ mit der Nutzlast des SHS auf. Damals wurde dies von offizieller Seite noch als Gedankenspiel abgetan. Diese Rakete basierte auf einem Merlin 2 Triebwerk, das LOX/Kerosin wie das Merlin 1 verbrannte, aber mit 7.500 kN Vakuumschub etwa zehnmal schubkräftiger war. Schon damals war der Mars als Ziel auserkoren.

Diese Falcon XX wurde 2013 dann fallen gelassen zugunsten des ITS, die Abkürzung steht für Interplanetary Transport System, später auch MCT (Mars Colony Transporter bezeichnet). Nun ging es schon ganz konkret um die Besiedlung des Mars. Im September 2016 wurde das ITS groß von Elon Musk vorgestellt. Nun tauchten erstmals die Raptor Triebwerke im Konzept auf. 42 davon sollten 58.000 kN Startschub bringen. Die Oberstufe des ITS setzte dann neun Raptor ein. Erstmals wurde von einer Wiederverwendung (bis zu 1000-mal) und 100 Personen die zum Mars fliegen sollten, gesprochen. Auf dem Mars sollten die Siedler dann den Treibstoff aus Kohlendioxid und Wasser generieren um mit dem ITS zurückzukehren. Beim ITS gab es von Musk erstmals eine Kostenabschätzung für die Entwicklung (10 Mrd. Dollar) und für die Flugkosten. Zudem wurden auch Teile von Prototypen wie Tanks aus CFK-Werkstoffen präsentiert. Die Raptors befanden sich damals schon in der Entwicklung.

Aus dem ITS wurde dann die BFR. Die Abkürzung BFR steht für Big Falcon Rocket, aber nach Musk auch für „Big Fucking Rocket“. Schließlich wurde der Name im Herbst 2019 nochmals geändert in Super Heavy / Starship. Es gab erneut Änderungen zum ITS. So entfiel eine spezielle Tankerversion des ITS. Stattdessen sollte ein Starship im Orbit aufgetankt werden. Das heutige Konzept wurde endgültig am 28.9.2019 in SpaceXs Anlage in Süd-Texas präsentiert, die dabei gleich in „Starbase“ umbenannt wurde. Die erste Stufe heißt nun „Super Heavy“ und die Oberstufe ist das „Starship“. Präsentiert wurden auch lebensgroße Mockups, die aus zusammengenieteten Stahlblechen bestanden und die SpaceX-Fans in Verzücken brachten. Professionelle Berichterstatter waren jedoch eher verwirrt, denn man baut selbst Mockups in der Technologie, in der die Flugexemplare entstehen. So konnte man verbogene Stahlbleche in der Sonne glänzen sehen. Wie schon öfters vergaloppierte Musk sich bei der Zeitspanne in der das Starship einsatzbereit ist. So meinte er, dass der erste orbitale Startversuch mit einem der Prototypen Mark 3 bis 5 in einigen Monaten, also Frühjahr 2020 erfolgen würde. In Wirklichkeit war es drei Jahre später und das Starship hatte die Seriennummer 24.

RaptorsDie Raptors

Beide Stufen des SHS werden von neu entwickelten Triebwerken mit der Bezeichnung „Raptor“ angetrieben. Wie das SHS haben auch diese eine lange Entwicklungsreihe zurückgelegt. Äußerungen über ein Triebwerk dieses Namens gehen zurück bis ins Jahr 2009/2010. Dabei ist aber offen, ob es sich um Konzeptstudien oder Entwicklungen handelt und ob dieses „Raptor“ das heutige Raptor ist oder nur die gleiche Bezeichnung verwendet wurde. Relativ sicher ist die Faktenlage ab Ende 2013. Damals wurde erstmals über ein mit Methan angetriebenes Triebwerk geredet. Der Schub variierte im Laufe der Jahre und stieg zuerst von 2.900 auf 4.500 kN im Vakuum. Es gab sogar 2014 eine Finanzspritze der USAF von 33,6 Millionen Dollar für die Entwicklung und SpaceX konnte die Raptors im NASA Stennis Test Center Raptors testen. Der erste Lauf eines Prototypen erfolgte am 26.9.2016. Er wurde bei Elon Musks Präsentation vor dem Aeronautical Congress gezeigt, bei der er auch vom ITS erstmals sprach.

Die Raptors verwenden wie das zeitlich parallel entwickelte Triebwerk BE-4 von Blue Origin zwei für die USA neue Technologien. Die eine ist die Nutzung von Methan als Treibstoff, die zweite die der sauerstoffreichen gestuften oder gestaffelten Verbrennung (es wird aber auch im Deutschen meist der englischsprachige Begriff „staged combustion“ verwendet).

Dazu ein kleiner Exkurs, wie Raketentriebwerke funktionieren. Genauer finden Sie das in der Grundlagensektion dieser Website, die auch bei anderen Themen Wissen vermittelt. Bei größeren Raketentriebwerken wird ein Teil des Treibstoffs separat verbrannt und erzeugt ein heißes Arbeitsgas. Dieses Arbeitsgas treibt eine Gasturbine an, deren Kraft auf einem Schaft die beiden Pumpen für den Treibstoff und Verbrennungsträger antreibt. Diese fördern die beiden Komponenten und pressen sie unter Druck in die Brennkammer.

Bei den meisten Raketentriebwerken wird dafür das Nebenstromverfahren eingesetzt, das älteste Verfahren. Dabei wird ein Teil des Treibstoffs in einer separaten Brennkammer, dem Gasgenerator verbrannt. Dabei entsteht, weil eine Komponente, meist der Treibstoff im Überschuss vorhanden ist, eine Arbeitsgas mit niedriger Gastemperatur. Dieses Arbeitsgas wird beim Nebenstromverfahren nicht in die Brennkammer eingespritzt.

Beim Hauptstromverfahren, zu dem das Staged Combustion Verfahren gehört, wird dagegen eine Komponente vollständig mit einem Teil der anderen in einem Vorbrenner (Preburner) verbrannt. Der Vorbrenner ersetzt den Gasgenerator. Dabei entsteht viel mehr Gas als beim Nebenstromverfahren, welches dann einen viel höheren Förderdruck bei Turbopumpen generiert. Dieses Gas wird zusammen mit dem Rest des Treibstoffs in die Brennkammer eingespritzt. Der Vorteil ist neben dem höheren Brennkammerdruck, dass so kein Treibstoff verloren geht, denn der im Gasgenerator umgesetzte Treibstoff geht für Antriebszwecke verloren. Auch deswegen haben Nebenstromtriebwerke selten hohe Brennkammerdrücke (das Optimum liegt bei etwa 90 Bar), denn dann wird immer mehr Treibstoff im Gasgenerator verbrannt und der fehlt für die eigentliche Verbrennung.

Eine Besonderheit des Raptors, die so bei keinem anderen Triebwerk umgesetzt ist, ist, dass es zwei Vorbrenner hat: einen Vorbrenner für jede Turbopumpe. Der Methanvorbrenner verbrennt Methan im Überschuss, und der Sauerstoffvorbrenner verbrennt Sauerstoff im Überschuss. Russische Staged-Combustion-Triebwerke und auch das SSME als bisher einziges US-Triebwerk mit dieser Technologie (über Blue Origins BE-4 gibt es keine Details) haben nur einen Vorbrenner. An der Brennkammer ist ein Wärmeaustauscher für den Sauerstoff angebracht. Dieser wandelt flüssigen Sauerstoff in Gas um, das in den Sauerstofftank zurückgeleitet wird und so den Tankdruck aufrechterhält. Beim Methan hat man eine andere Lösung umgesetzt: Ein Teil des Preburnergases wird in den Methantank eingeleitet. Dieses Gas enthält neben unverbrannten Methan auch Wasser und Kohlendioxid als Verbrennungsprodukte. Beide Substanzen fallen bei den Temperaturen von -161 Grad Celsius im Methantank als Eis aus. Das hat bei allen bisherigen Testflügen zum Ausfall von Triebwerken geführt. Beim ersten führte dies zur Explosion der Turbopumpen. Dann baute man Filter ein, eine Maßnahme, die an die russiche N-1 erinnert, wo Metallpartikel ein ähnliches Problem verursachten. Nun explodieren nicht mehr die Turbopumpen, aber wenn ein Triebwerk abgeschaltet wird, sinkt die Gastemperatur im Tank, weiteres Eis fällt aus und die Filter verstopfen. Die Triebwerke können nicht erneut gezündet werden. Das passierte beim zweiten und dritten Testflug. Die Ursache ist SpaceX bekannt, aber weil Elon Musk Triebwerke mit möglichst wenigen Leitungen haben will, die ästhetisch aussehen, wird die folgerichtige Lösung, auch für Methan einen Wärmetauscher am Triebwerk zu installieren, nicht umgesetzt.

Die hohen Brennkammerdrücke – die meisten Gasgeneratortriebwerke liegen unter 100 bar Brennkammerdruck, Staged Combustion Triebwerke dagegen zwischen 150 und 300 bar – machen die Brennkammer kleiner, da der Schub sich aus dem Brennkammerdruck und der Fläche am Düsenaustritt berechnet. Das spart Gewicht, denn zwar muss die Brennkammer massiver sein, das sie umgebende Kühlsystem wird aber kleiner und die Düse ebenfalls. Damit wiegt das Triebwerk bei gegebenem Schub weniger und nutzt den Treibstoff besser aus.

Bisher gab es in den USA nur ein Triebwerk nach dem Staged Combustion Funktionsprinzip. Das war das Space Shuttle Haupttriebwerk SSME. Es arbeitete aber mit der Kombination Wasserstoff/Sauerstoff und verbrannte den Wasserstoff komplett. Das BE-4 und die Raptors verbrennen dagegen den Sauerstoff komplett. Das ist eine andere Technologie und das heiße sauerstoffreiche Gemisch stellt für die Hersteller von Triebwerken eine neue Herausforderung dar. Die meisten moderneren russischen Triebwerke, wie die in der Proton, Zenit, Angara aber auch das RD-180/181 in der Atlas V / Antares arbeiten nach diesem Prinzip, das technisch „oxygen-rich staged combustion“ genannt wird.

Das zweite Merkmal der Raptors ist die Nutzung von Methan als Treibstoff. Methan ist der einfachste Kohlenwasserstoff. Chemisch passiert das gleiche wie bei der Verbrennung von Kerosin, dem etablierten Treibstoff. Aber da Methan einen höheren Wasserstoffanteil hat, benötigt man weniger Treibstoff, um eine bestimmte Nutzlast zu befördern, der spezifische Impuls ist höher. Dafür gibt es neue Herausforderungen. Methan hat nur die halbe Dichte von Kerosin, dadurch braucht das SHS größere Tanks für das Methan, was Gewicht addiert. Bedeutender ist, dass sich die Volumina, die zu fördern sind, stärker unterscheiden. Bei Kerosin kann man bei Gasgeneratortriebwerken beide Turbopumpen auf eine Welle montieren und die Drehzahlen mit einer Übersetzung anpassen. Das ist bei Methan deutlich schwieriger. Das Raptor verwendet daher eine zweistufige Turbopumpe für das Methan. Das erhöht die Komplexität und Kosten des Triebwerks. Ebenso sind bei Staged Combustion Triebwerken (so auch beim Raptor) immer zwei Turbopumpen nötig weil eine immer ein Gasgemisch und die andere eine Flüssigkeit fördert. Gasgeneratortriebwerke können je nach Treibstoffmischung auch mit einer Turbopumpe auskommen. Auch dies macht ein Triebwerk nach diesem Prinzip komplexer und aufwendiger.

Ein zweites Problem betrifft die Kühlung. Diese erfolgt mit dem Treibstoff. Während Kerosin erst bei sehr hohen Temperaturen verdampft und daher ein sehr gutes Kühlmittel ist, verdampft Methan schon bei tiefen Temperaturen und der Dampf hat eine viel geringere Dichte als die Flüssigkeit und kühlt entsprechend schlechter. So ist in dieser Hinsicht ein Methantriebwerk eher mit einem Wasserstofftriebwerk zu vergleichen, das eine sehr komplexe Kühlung hat und bei dem Triebwerke vor dem Start heruntergekühlt „gechillt“ werden müssen.


Kerosin

Methan

Dichte:

0,81 bis 1,01 g/cm³

0,42 g/cm³

Seidepunkt:

220 Grad Celsius

-162 Grad Celsius

Mischungsverhältnis zu Sauerstoff (typisch)

2,5 bis 2,6

3,4 bis 3,6

Stöchiometrisches Verhältnis

3,4 zu 1

4

Energiegehalt mit stöchiometrischer Sauerstoffmenge

10,4 MJ/kg

11,1 MJ/kg

Angesichts dieser Nebenbedingungen verwundert es nicht, dass beim Jungfernflug gleich sechs Raptors ausfielen. Ebenso sollte der erste Einsatz der Vulcan mit dem BE-4 Triebwerk längst erfolgen. Auch dieses hinkt Jahre hinter den Planungen her und auch beim Space Shuttle Haupttriebwerk gab es große Probleme und Verzögerungen bei der Entwicklung.

Satged Combustion PrinzipSpaceX hat sich stufenweise an den Brennkammerdruck und Schub herangetastet. Schließlich beschloss die Firma, zuerst ein Raptor 1 mit etwa 1.800 kN Schub und einem Brennkammerdruck von 250 bar zu entwickeln. Das endgültige Raptor 2 soll dann etwa 2.300 kN Schub haben und mit einem Brennkammerdruck von 300 bar arbeiten. SpaceX hat sich von den Anfangsentwürfen mit höherem Schub verabschiedet. Das erhöht natürlich die Triebwerkszahl pro Stufe.

Zumindest beim ersten Testflug spricht viel dafür, dass Raptor 1 in dem Starship zum Einsatz kamen. Anders wäre die veröffentlichte Brennzeit nicht zu erklären, für das Raptor 2 passt die Treibstoffzuladung nicht. Stimmt die Angabe von Elon Musk für 90 Prozent des Nennschubs der Raptors für die erste Stufe, so müssen dort Raptor 2 zum Einsatz kommen, weil bei Raptor 1 der Schub unter dieser Randbedingung nicht mehr zum Abheben ausreicht, wenn zudem drei Triebwerke ausgefallen sind. Ein Raptor mit 330 Bar Brennkammerdruck wurde 7 Sekunden lang getestet. Für dieses wird ein Schub von bis zu 3.500 kN genannt, alleine durch die Erhöhung des Brennkammerdrucks, ohne Umkonstruktion des Triebwerks kann der Schub aber nur um 10 Prozent gesteigert werden. Ein Raptor ist in der Version für den Betrieb auf Meereshöhe (Super Heavy) 3,10 m hoch und hat einen Durchmesser von 1,30 m. Inzwischen (2024) hat SpaceX den maximalen Schub auf 300 t (2943 kN) gesenkt und 269 t Schub (2.638 kN) über 30 Sekunden erreicht. Raptor 3 mit 269 t Schub sollen das Starship V2 antreiben. Raptor 3 mit 300 t Schub dann das Starship V3.

Ansonsten gibt es zahlreiche Angaben über Brennkammerdruck, Schub, Mischungsverhältnis und erreichten spezifischen Impuls. Ich gebe daher im Folgenden die Modellierung durch das DLR zusätzlich wieder. Die Raptors der ersten Stufe haben eine kurze Düse, da sie bei etwa 1 Bar Düsenmündungsdruck arbeiten müssen. Bei der zweiten Stufe sind es je drei mit dieser verkürzten Düse und einer verlängerten, für den Betrieb im Vakuum angepassten Düse. Die drei Triebwerke mit kurzer Düse sind für die Landung notwendig. Beim Start in den Orbit müssen aber alle sechs Triebwerke arbeiten, sonst wird dieser nicht erreicht. Bei späteren Manövern im Orbit reichen dann auch die drei an das Vakuum angepassten Triebwerke. Diese Vakuumversionen sind nicht schwenkbar eingebaut. Insgesamt gibt es so drei Typen von Raptors – schwenkbare mit kurzen Düsen, nicht schwenkbare mit kurzen Düsen und Vakuumversionen, nicht schwenkbar mit langen Düsen. Die Raptors sind im Schub auf 20 Prozent drosselbar, das ist für die Landung notwendig.

Die Raptoren sollen bis zu 1.000-mal wiederverwendbar sein. Ob jemals eines der Triebwerke so viele Flüge absolviert, darf bezweifelt werden. Das würde auch eine enorme Startfrequenz voraussetzen. Zweitens müsste ein Triebwerk enorm robust sein, da bei dieser Anzahl von Starts keine Zeit für Inspektionen bleibt. Bisher gibt es nur ein wiederverwendbares Triebwerk mit der Staged Combustion Technologie: das SSME. Es war maximal 55-mal wiederverwendbar, während des Einsatzes liegt der Rekord bei 27 Starts eines Triebwerks. Es zeigt auch, wie empfindlich die Triebwerke auf Leistungssteigerungen reagieren, denn ursprünglich sollte es 100-mal wiederverwendbar sein. Eine Schuberhöhung um nur 9 Prozent führte schon zum Absinken auf 55 Einsätze. Das Raptor arbeitet bei noch höherem Brennkammerdruck und damit stärkeren Belastungen des Materials. Die folgende Tabelle gibt die von SpaceX veröffentlichten Angaben wieder die nicht vollständig sind, sowie eine Rekonstruktion der Angaben durch das DLR. Die Performance von Raketenantrieben folgt naturwissenschaftlichen Gesetzen und kann mit kommerziellen oder frei verfügbaren Tools wie dem Rocket Performance Analysis oder dem NASA Programm CEA2 berechnet werden. Einige Werte die Elon Musk / SpaceX veröffentlicht haben sind nach diesen Berechnungen unter den angegebenen Randbedingungen (Mischungsverhältnis, Brennkammerdruck, Expansionsverhältnis) physikalisch nicht erreichbar. Ich habe diese daher besonders gekennzeichnet. Meine Daten wurden mit dem RPA Lite und CEA2 berechnet.


Raptor 1

Raptor 2

Raptor 2.5

Raptor 3

DLR Raptor 1

DLR Raptor 2

Bernd Leitenberger Raptor 2

Masse:

2.000 kg

1.600 kg


 



 

Brennkammerdruck

250 bar

300 bar

330 bar

350 Bar

250 bar

300 bar

300 Bar

Schub SL*

1.700 kN

 

 

 

1.700 kN

2.198 kN

2.114 kN

Schub Vakuum*

1.814 kN


2.452 kN

 

1.841 kN

2.350 kN

2.256 kN

Schub SL **




2.943 kN

1.484 kN


2.090 kN

Schub Vakuum**

1.900 kN

2.251 kN

2.638 kN

2.943 kN

1.947 kN


2.336 kN

Expansionsverhältnis SL

34,34

28,6?

26?

 

35

35

28,6

Expansionsverhältnis Vakuum

115

80

73 - 80

 

115


80

Mischung LOX/CH4

3,6

3,5 bis 3,6

3,8?

 

3,6

3,6

3,6

Spez. Impuls SL*

3.237 m/s

3.207 m/s


 

3.203 m/s

3.198 m/s

3.168 m/s

Spez. Impuls Vakuum*

3.492 m/s

3.561 m/s***


 

3.472 m/s

3.420 m/s

3.433 m/s

Spez. Impuls SL**




 

2796 m/s


3.469 m/s

Spez. Impuls Vakuum**

3.678 m/s

3.727 m/s***

3.747 m/s***

3.727 m/s ***

3.669 m/s


3.658 m/s

* Triebwerk mit kurzer Düse (e=34)
** Triebwerk mit langer Düse (e=80/90)
*** physikalisch nicht erreichbar gemäß NASA-Tool FCEA2 mit den angegebenen Parametern

Noch einige Erklärungen. Die Evolution erhöht den Brennkammerdruck, der Rest der Brennkammer und Düse bleibt gleich, auch weil es bei den eng gepackten Triebwerken keine Möglichkeit gibt z.B. die Düse zu verbreitern. Beim Starship gibt es aus diesem Grund auch nur drei Triebwerke mit Vakuumdüsen, sechs mit Vakuumdüsen würden nicht in den Stufenadapter passen.

Dann sinkt aber das Expansionsverältnis ab und da dieses neben dem Brennkammerdruck auch verantwortlich für den spezifischen Impuls ist ergibt sich die Abnahme des spezifischen Impulses beim Raptor 2 für die Superheavy auf Meereshöhe.

HitzeschutzschildkachelMaterialien und Hitzeschutzschild

Eine frühe Designentscheidung von Elon Musk war der Einsatz von Stahl für die strukturellen Teile der Rakete, also vor allem die Tanks. Stahl kam bei den ersten Raketen zum Einsatz, z.B. der Atlas. Stahl ist ein hoch beanspruchbarer Werkstoff, aber er hat auch eine hohe spezifische Dichte. Das bedeutet, dass die Masse eines Werkstücks, das bestimmte Belastungen aushalten muss, hoch ist.

In der Raumfahrt wurde Stahl sehr bald durch Aluminium abgelöst. Seit Anfang der Sechziger Jahre dominiert Aluminium als Werkstoff für Tanks. Zudem wurden immer höher beanspruchbare Legierungen entwickelt, die weiter Gewicht einsparen. Aluminium ist nicht so hoch belastbar wie Stahl, hat aber nur ein Drittel dessen Dichte. Auch in anderen Bereichen des täglichen Lebens haben wir diese Verdrängung: Flugzeuge bestehen vorwiegend aus Aluminium und nur noch ganz billige Fahrräder haben einen Rahmen aus Stahl. SpaceX setzt selbst die Legierung AL 2195, die modernste und leichteste Aluminiumlegierung im Aerospace Bereich bei der Falcon 9 ein.

Noch belastbarer ist Kohlefaser verstärkter Kunststoff (CFK). Er besteht aus Kohlefasern in einem Harz, das solange es flüssig ist, in Form gepresst wird und dann in einem Autoklaven ausgehärtet wird. CFK ist nochmals leichter als Aluminium bei gleichzeitig höherer Belastbarkeit. Der Werkstoff ist aber auch durch die aufwendige Herstellung sehr teuer. CFK-Werkstoffe werden in der Raumfahrt dort eingesetzt, wo sie nicht mit Flüssigkeiten in Berührung kommen, wie Zwischenstufenadaptern oder Nutzlasthüllen. Bisher gab es Bedenken, ob CFK mit dem flüssigen Sauerstoff reagieren können, aber sowohl NASA als auch ESA arbeiten an Tanks aus CFK-Werkstoffen, die viel Gewicht einsparen können. Schon aus CFK hergestellt werden sehr große Feststoffbooster wie die der Vega Rakete.

Früher wurde auch das Leichtmetall Titan eingesetzt. Das Metall ist in etwa so belastbar wie Stahl, aber erheblich leichter. Seine Verarbeitung ist aber sehr aufwendig und teuer, sodass sich dies nur lohnte, wo sein Einsatz eine bedeutende Nutzlaststeigerung einbrachte. Das war bei Oberstufen der Fall.

Der Schwenk von CFK, mit dem noch die 2016 vorgestellten Prototypen hergestellt wurden, zu Stahl geschah nach Elon Musk aus zwei Gründen. Das eine ist der Preis. CFK-Werkstoffe sind sehr teuer. Er spricht von 3 Dollar pro Kilogramm für Stahl und 130 Dollar pro Kilogramm für CFK. Das ist ein Argument bei einer nicht-wiederverwendbaren Rakete. Bei Ariane 1 bis Ariane 4 war die erste Stufe aus Stahl anstatt Aluminium, weil diese Stufe die größte war und ihre Materialkosten also am höchsten waren. Bei drei Stufen der Ariane würde eine Reduktion ihrer Leermasse der ersten Stufe sich nur wenig in der Nutzlast niederschlagen. Diese Entscheidung war also ökonomisch sinnvoll.

Doch das SHS soll ja vollständig wiederverwendbar sein. Kosteneinsparungen gibt es nur einmal bei der Herstellung, eine geringere Nutzlast durch höhere Leermassen aber bei jedem Flug. Die Schätzungen für die Trockenmasse eines SHS liegen zwischen 290 und 390 t. Davon entfällt etwa die Hälfte auf Triebwerke und Hitzeschutzschild, welcher nicht aus leichten Werkstoffen gefertigt werden kann. Geht man von maximal 200 t für die Restmasse aus, bei denen es die Wahl des Werkstoffs gibt, vor allem Tanks, dann schlägt sich CFK in einem 25 Millionen Dollar höheren Herstellungspreis nieder, der aber über alle Flüge – ein Starship soll ja 1000-mal wiederverwendet werden – verteilt wird. Schon bei 13 Flügen entsprechen die Mehrkosten weniger als den Kosten für den Treibstoff. Dabei kann hier massiv Gewicht eingespart werden, was die Nutzlast erhöht.

Material

Stahl

Aluminium 2195

Titan

GFK (Glasfaser Verstärker Kunststoff)

CFK (Carbonfaser Verstärker Kunststoff)

Zugfestigkeit [N/mm²]

1100

550

800

720

900

Dichte [g/cm³]

8,1

2,8

4,5

2,5

1,5

Zugfestigkeit pro pro Gewichtseinheit

136

196

178

288

600

Warum Elon Musk auf Stahl schwenkte, ist aber nachvollziehbar. In der Frühzeit der Planung plante Musk für die Abführung der Energie, die beim Wiedereintritt des Starships übertragen wird, ein regeneratives Kühlsystem. Wie dieses System funktionieren soll, woher die Energie kommen soll, um den Treibstoff, der als Kühlmittel genutzt wird, wieder zu verflüssigen und wie man die aufgenommene Hitze wieder abgeben soll, hat er nie erläutert. Es entpuppte sich dann auch als nicht umsetzbar und nun setzt SpaceX auf Kacheln aus Keramik wie das Space Shuttle. Dieses regenerative System machte aber nur Sinn, wenn es wenig Energie abführen muss. Das heißt, die Oberfläche, und das sind vorwiegend Tank,s mussten aus einem hoch temperaturbelastbaren, sich stark erhitzenden Material bestehen und das ist eben Stahl. Aluminium schmilzt schon bei knapp über 600 Grad Celsius und CFK-Werkstoffe würden verbrennen.

Ein zweiter Grund ist, dass sich bei der Bergung der Falcon 9 herausstellte, dass man die Erhitzung der Stufe beim Wiedereintritt massiv unterschätzte. Jede Falcon 9 muss bei einer Landung auf einem Dronenschiff die Geschwindigkeit massiv abbremsen, was fast genauso viel Treibstoff kostet wie sie selbst wiegt. Dieser Treibstoff steht dann für das Erreichen des Orbits nicht zur Verfügung. Der Stahl ist höher erhitzbar. Bei der Super Heavy ist diese Abbremsung daher nicht nötig. Allerdings landet die Super Heavy auch nicht auf einem Dronenschiff, sondern fliegt zur Startbasis zurück. Die Landgeschwindigkeit ist so geringer, vor allem benötigt sie aber für die Rückkehr viel mehr Treibstoff als beim Landen auf einem Dronenschiff. Da dieser benötigte Treibstoff wiederum von ihrer Masse abhängt, ergibt sich auch hier ein Gewichtsnachteil durch die Verwendung von Stahl.

Ein dritter Grund warum Musk von CFK wegging dürfte die Explosion einer Falcon 9 mit dem Satelliten Amos 6 auf der Startrampe sein, verursacht durch eine CFK-Flasche bei der unter nie ganz aufgeklärten Umständen sich ein Feuer durch den flüssigen Sauerstoff bildete.

Als Hitzeschutzschild verwendet das Starship nun Keramikkacheln wie das Space Shuttle. Die Super Heavy hat keinen Hitzeschutzschild. Beim Space Shuttle hielten die Hitzeschutzkacheln die Entwicklung des Shuttles lange auf. Ihre Anbringung erwies sich als zeitaufwendig, auch weil es lange dauerte, einen Kleber zu finden, der hält und definierte Abstände eingehalten werden mussten, damit die Kacheln sich durch die Erhitzung ausdehnen können.

Doch dies ist Jahrzehnte her und inzwischen wird die Technologie beherrscht und wird auch in dem unbemannten Shuttle X-37B eingesetzt. Dazu kommt, dass das Starship rotationssymmetrisch ist und es so nicht wie beim Space Shuttle viele Fliesen mit individueller Form sind. Die Keramikkacheln bestehen aus einem dreidimensionalen Geflecht aus Silikatfasern, zwischen denen es Hohlräume gibt. Sie bestehen daher zum größten Teil aus Vakuum und das Vakuum leitet Wärme nur äußerst schlecht. Das Funktionsprinzip basiert darauf, dass sich die Kacheln an der Kontaktfläche zum Plasma stark aufheizen, die Wärme aber nur langsam über die Fasern an die Oberfläche des Starships weiterleiten. Beim Space Shuttle musste der Hitzeschutzschild nach der Landung gekühlt werden, weil die Wärme zwar langsam nach innen gelangt, aber eben doch die Struktur erhitzt. SpaceX hat bisher dafür keine Pläne angekündigt und baut wohl darauf, dass Stahl als Werkstoff viel höhere Temperaturen toleriert als der Aluminiumrahmen des Space Shuttles.

TriebwerkssektionSuper Heavy

Die Super Heavy als erste Stufe hat einen Durchmesser von 9 m und eine Höhe von 70 m. Sie besteht aus vier Teilen:

Der Ausdruck „interstage“ ist nicht genau definiert. Im Allgemeinen versteht man darunter den StufenNadapter, also den Zylinderring der oberhalb der Super Heavy beginnt und am Schubgerüst des Starships endet. In ihn ragen die Raptor-Triebwerke hinein. Es kann aber auch die Zwischentanksektion sein. Es gibt keinerlei Informationen ob die Super Heavy einen Integraltank oder getrennte Tanks einsetzt. Wenn das letztere der all ist, dann ist aber wahrscheinlicher das die Masse des „Interstage“ diesen Bereich mit umfasst denn für einen Stufenadapter ist die Masse von 20 t zu hoch. Bei der Saturn V Erststufe mit 10 m Durchmesser wog der Zwischentankbereich 6,5 t und der Stufenadapter 2,5 t. Aufgrund des Volumens der Treibstoffe kommt aber nur ein Integraltank in frage, denn bei dem publizierten Mischungsverhältnis von 78 Prozent Sauerstoff und 22 Prozent Methan nehmen 3.600 t Treibstoff einen Zylinder von 68,3 m Höhe. Da die Tanks unten und oben noch durch Dome abgeschlossen werden und dazu noch die mindestens 3,10 m hohen Triebwerke kommen, wahrscheinlich über ihnen noch Leitungen  für Treibstoff und Hydrauliken.So fasst die 70 m hohe Super Heavy bestimmt nicht 3.600 t Treibstoff. Bei 3.400 t kommt man auf eine plausiblere Zylinderhöhe von 64,5 m. Real kämen aber noch die Tankdome hinzu die selbst wenn sie flach sind etwa 2 m in der Höhe ausmachen, sodass der Autor Zweifel hat ob so viel Treibstoff zugeladen werden kann.

Fins der Super HeavyDie Tanks wiegen zusammen 80 t. In ihnen bleiben rund 20 t Treibstoffe zurück. Geplant ist eine Treibstoffzuladung von 3.600 t, die ersten Flüge erfolgen aber mit 3.400 t Treibstoff. Vom anfänglichen Mischungsverhältnis von 3.8 zu 1 ist SpaceX inzwischen abgekommen, weil dabei die Triebwerke durchschmelzen. Derzeit beträgt der Sauerstoffanteil bei der Super Heavy 78 Prozent, was einem Mischungsverhältnis von 3,54 zu 1 entspricht. Eventuell wird die höhere Zuladung von 3.600 t auch durch Unterkühlen von Treibstoff erreicht, da dabei die Dichte um einige Prozent ansteigt.

Die Triebwerksektion besteht oben aus den Aktoren, um die Triebwerke zu schwenken, und unten aus den Triebwerken. Deren Zahl schwankte während der Entwicklung. Beim Jungfernflug waren es 33. Es müssen so viele sein, weil ihr Schub dreimal geringer als der eines F-1 Triebwerks der Saturn V ist, aber der Gesamtschub mehr als doppelt so hoch. Damit ähnelt das SHS sehr der russischen N-1 Rakete. Ein Blick aufs Heck zeigt ein grundlegendes Designproblem der Super Heavy. Gemessen am Startschub von fast 75.000 kN ist der Durchmesser der Stufe zu gering. Die S-IC Erststufe der Saturn V hatte nur 34.000 kN Startschub, aber 10 m Durchmesser. Trotz Hochdrucktriebwerken sitzen die Raptors dicht an dicht. Der äußere Ring von 20 Triebwerken ist dadurch nicht schwenkbar. Das sind nur die inneren 13 Triebwerke. Sie sind m 12,5 Grad schwenkbar, das ist viel für ein Raketentriebwerk, typisch liegt der Maximalausschlag bei 8 bis 10 Grad. Aber da die andern 20 nicht schwenkbar sind relativiert sich dies. Rechnet man dies dazu so ist die Gesamtausschlag niedrig für eine Rakete und es ist wirksamer die äußeren Triebwerke zu schwenken weil diese durch den größeren Abstand zur Achse durch die Hebelkraft besser den Schub-Vektor beeinflussen können. Beim Jungfernflug reichte die Schwenkfähigkeit nicht aus, um den Ausfall von sechs Triebwerken und die dadurch induzierte Schubasymmetrie auszugleichen. Geplant ist das Schwenken durch Elektromotoren, beim Jungfernflug geschah es noch durch Hydrauliken. Jedes Triebwerk wiegt 2 t. Dazu kommt der Schubrahmen und assoziierte Systeme, die bei anderen Trägern etwa ein Drittel der Triebwerksmasse ausmachen, sodass der Antriebsteil bei etwa 88 t Masse liegt.

An der Super Heavy sind vier Finnen befestigt, welche die Stufe beim aerodynamischen Fallen stabilisieren. Jedes dieser Gitter wiegt 3 t. So kommt man auf eine Trockenmasse von 200 t, die SpaceX auf 160 t senken will. Jede Tonne, die die Super Heavy weniger wiegt, bringt etwa 300 kg mehr Nutzlast. 200 t sind schon ein guter Wert ,verglichen mit anderen Raketen die LOX/Kerosin einsetzen. Zu bedenken ist das Stahl und Methan die Tanks um 35 t schwerer macht, die 33 Triebwerke einen Schubüberschuss liefern aber die Masse um >12 t erhöhen.

Triebwerke der Super HeavyDie Zahl der Triebwerke an der Super Heavy variierte im Laufe der Entwicklung. Extremwerte waren 37 und 29 Stück. Es ist auch offen, ob es bei den 33 bleibt oder wieder Triebwerke entfernt werden.

Trotz ihrer enormen Größe ist die Super Heavy für eine Erststufe einer Rakete dieser Startmasse klein. Das Starship wiegt überproportional viel. Bei einer nicht wiederverwendbaren Rakete würde man eine kleinere Oberstufe und größere Erststufe erwarten. Der Grund ist derselbe wie bei der Falcon 9. Da die Super Heavy die Geschwindigkeit, die sie dem Starship verlieh, nach der Trennung wieder abbauen und sogar eine Geschwindigkeit in der Gegenrichtung aufbauen muss, sollte die Stufentrennung bei einer geringen Geschwindigkeit stattfinden.

Neu ist die Stufentrennung bei der Super Heavy. Andere Raketen gehen hier auf Nummer sicher und setzen Stufentrennungsraketen (Retroraketen) ein, deren Schub die Oberstufe beschleunigt und sie so nicht nur auf Distanz bringt, sondern auch den Treibstoff an den Tankböden für die Zündung sammelt. SpaceX hat beschlossen, sich auf die Erhaltung des Drehimpulses zu verlassen, um die Stufen zu trennen. Unmittelbar vor der Abschaltung des Haupttriebwerks wird Super Heavy seine Triebwerke so ausrichten, dass die Rakete zu rotieren beginnt. Die Verriegelungen zwischen Starship und Super Heavy werden in der Theorie gelöst, so dass die Stufen auseinander schweben; der gesamte Prozess ähnelt der Art und Weise, wie SpaceX die Starlink-Satelliten absetzt. Dies hat nach Musk einen doppelten Sinn: Zum einen werden die Stufen voneinander getrennt, zum anderen wird die Drehung des Boosters eingeleitet, die er für die Rückkehr zum Startplatz benötigt. Das Verfahren ist neu und wird bei keinem anderen Träger eingesetzt.

Starship

Das Starship hat ebenfalls einen Durchmesser von 9 m und eine Höhe von 50 m. Dies schließt die Nutzlastsektion mit ein. Diese nimmt die oberen 17,24 m ein, wovon 8 m auf den unteren voll nutzbaren Zylinder entfallen. Nutzlasten dürfen einen Durchmesser von 7 m nutzen. Das Volumen beträgt etwa 754 m³, eine Verlängerung auf 22 m soll 1.000 m³ Volumen ergeben. Anders als bei einer Rakete wird die Nutzlastsektion nicht abgetrennt, sondern öffnet und schließt sich, wie dies auch bei der Kistler K-1 Rakete vorgesehen war.

Starship 24Eine bemannte Version soll dann in diese Spitze bis zu 100 Personen zum Mars transportieren, die jedoch dann auf engstem Raum leben müssen (maximal 10 m³ Volumen pro Person, an Bord der ISS sind es 160 m³ pro Person). Die Nutzlastsektion ist noch nicht finalisiert, weil sie für die ersten Demonstrationsflüge nicht benötigt wird, so ist auch der Mechanismus zum Öffnen noch in Arbeit. Sie besteht wie der Rest des Starships aus Edelstahl.

Musk peilt eine Zielmasse von 100 t für das Starship an. Die ersten Prototypen sollen um die 120 t wiegen. Das wäre sehr ehrgeizig. Die Nutzlastsektion und der Hitzeschutzschild addieren Masse, die bei der Super Heavy nicht sein muss. Die Reduktion der Masse ist notwendig, weil das Starship noch Treibstoff zum Verlassen des Orbits und zum Landen braucht. Auf Basis der bisherigen Tests kann man nur den benötigten Treibstoff in der Endphase, also unmittelbar vor der Landung auf etwa 14 t abschätzen. Dieser Treibstoff muss in den Orbit geschleppt werden und geht so voll von der Nutzlast ab. Das heißt ein zu hohes Gewicht wirkt sich doppelt ungünstig auf die Nutzlast aus, weil nicht nur das Zusatzgewicht voll von der Nutzlast abgeht, sondern auch mehr Treibstoff für die Landung benötigt wird. So bewirkt in der Summe – unter Berücksichtigung der Leistung der Super Heavy – dass die Reduktion der Trockenmasse des Starships um 1 t die Nutzlast um 2 t steigert. Aufgrund dessen soll jedes Starship bei den Testflügen etwas leichter und fortgeschrittener sein als das vorherige. Die ersten zehn Starships werden so nicht wiederverwendet, weil sie sich zu sehr von den folgenden unterscheiden.

Durch die hohe Leermasse kann das Starship, wie das Space Shuttle, selbst ohne Nutzlast nicht den Erdorbit zum Mars verlassen. Die von SpaceX angegebene Nutzlast von 21 t in den GTO wäre nur möglich, wenn es deutlich leichter wäre oder die Nutzlast im LEO größer. Da die 21 t nur ein Sechstel der Trockenmasse sind, ist leicht auszurechnen, dass die Gewichtsreduktion umso wichtiger wird, je höher die Geschwindigkeitsanforderung wird, z.B. für einen Marsflug oder den Einsatz als Mondlander im Rahmen des Artemis-Programms der NASA. Mittelfristig soll das Starship dafür wieder aufgetankt werden, doch obwohl diese Technologie fundamental für den Einsatz im Artemisprogramm ist, hat Musk nach eigenen Angaben die Arbeit im August 2021 daran gestoppt, weil sie für die ersten Flüge ebenfalls nicht benötigt wird.

Nach Skizzen hat das Starship Integraltanks, das heißt ein Tank für LOX und Methan mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Das spart Gewicht ein. Von den sechs Triebwerken sind drei schwenkbar und für den Betrieb auf Meereshöhe angepasst. Die anderen drei haben eine verlängerte Vakuumdüse und sind starr eingebaut. Die ersten drei werden für die Landung benötigt. Sie arbeiten aber alle beim Erreichen des Orbits, da der Schub von nur drei Triebwerken dafür nicht ausreichen würde. Geplant waren sogar einmal sieben Triebwerke.

Beim Jungfernflug passt die Brennzeit von 383 Sekunden und die bekannte maximale Treibstoffzuladung von 1.200 t nur zu Raptor 1 Triebwerken. Raptor 2 Triebwerke würden wegen ihres höheren Schubs mehr als die 1.200 t Treibstoff verbrennen. Eine zweite Möglichkeit ist, dass die Triebwerke mit Anpassung an die Meereshöhe vorzeitig abgeschaltet werden, damit die anderen drei den Treibstoff effizienter nutzen, doch dafür gibt es keine Hinweise im Startplan von SpaceX.

Bei einem Mischungsverhältnis von 3,6 zu 1 nimmt der Treibstoff 1.445 m³ Volumen ein, was einem Zylinder von 22,71 m Höhe entspricht. Dies ist mit den 50 m Höhe (32,76 m ohne Nutzlastspitze) wesentlich verträglicher als bei der SuperHeavy.

Für die Oberstufe ist es nicht so wesentlich, ob es Raptor 1 oder 2 sind, da der spezifische Impuls da kaum noch steigerbar ist und bei sechs Triebwerken der Schub ausreichend ist. Anders als bei der Super Heavy, die so Gravitationsverluste senken kann.

Mittels der kleinen Flügel hat das Starship einen leichten Auftrieb und kann so über einen langen Pfad wie das Space Shuttle tiefer sinken, was die thermische Spitzenbelastung senkt. Sobald es die dichtere Atmosphäre erreicht, sorgen dieselben Flügel für einen stabilen Flug und senken die Geschwindigkeit, die am Schluss abgebaut werden muss. Dazu muss sich das Starship drehen und direkt über dem Startturm die Geschwindigkeit auf Null senken. Das klappte bei den Tests erst nach mehreren Versuchen.

Start

Anbei die Beschreibung eines geplanten Starts. Die Zeiten und Höhen stammen vom Jungfernflug. Die Raptors werden 3 Sekunden vor dem Abheben gezündet. Das Gespann sollte senkrecht bis zum Passieren des Towers aufsteigen, dann wird ein Neigeprogramm gestartet. Aufgrund des schweren Starships gibt es keine Notwendigkeit, den Schub der Raptors kurz vor Brennschluss wie bei der Falcon 9 zu drosseln. Nach 169 Sekunden erreicht die Super Heavy in 64 km Höhe den Brennschluss. Die Spitzenbeschleunigung beträgt rund 43 m/s, deutlich weniger als bei anderen Trägern.

Die Super Heavy zündet dann die innersten 13 beweglichen Triebwerke, um zum Startplatz zurückzukehren. Dies dauert 55 Sekunden. Alleine dafür werden rund 470 t Treibstoff benötigt, also erheblich mehr als die Stufe selbst wiegt, was eine Reduktion der Trockenmasse wichtig macht.

Nach einer aerodynamischen Abbremsung findet über dem Startturm die Landung statt. Dabei brennen nur noch die drei innersten Triebwerke für 23 Sekunden. Zwei Arme am Startturm sollen dann die Super Heavy einfangen, bevor sie aufsetzt. Dieses „Mechzilla“ genannte System ist ebenfalls eine Neuerung.

Vier Sekunden nach der Abtrennung zünden die sechs Raptors des Starships. Sie brennen 383 Sekunden lang und bringen das Starship in einen Orbit. Für das Verlassen des Orbits bleiben 14 t Treibstoff an Bord.

ITS KostenabschätzungKostenabschätzungen

Elon Musk hat eine große Streubreite an Kosten für einen Starship-Start angegeben, die von 2 Millionen bis 1 Milliarde Dollar pro Flug reichen. 2023 wird SpaceX seinen Angaben nach 2 Milliarden Dollar für das Starship ausgeben, was bei fünf bis sechs geplanten Starts 333 bis 400 Millionen Dollar pro Einheit ist, da eine Wiederverwendung bei den ersten Flügen noch nicht möglich ist. Diese Zahl ist auch deswegen wahrscheinlich weil der einfache nur für Landeversuche geeignete Prototyp SN8 viermal so viel wie eine Falcon 9 kostete, die in der Produktion 28 Millionen Dollar kostet und dies ist nur eine der beiden Stufen.

2016 gab SpaceX die Herstellungskosten der ersten Stufe mit 230 Millionen Dollar, die eines unbemannten Starships mit 130 Millionen Dollar und die eines bemannten Starships mit 200 Millionen Dollar an. Sehr optimistisch waren die Schätzungen für die Wiederverwendung, also die Inspektion nach dem Start, nämlich 0,2 Millionen Dollar für eine Super Heavy und 0,5 bzw. 10 Millionen für ein unbemanntes/bemanntes Starship. Damit würde aber ein SHS-Start ohne Wiederverwendung rund 462 Millionen Dollar kosten. Damals war schon von 10 Milliarden Entwicklungskosten die Rede, eine Zahl die angesichts dessen das seit sieben Jahren intensiv am Starship und seit zehn Jahren an den Raptors gearbeitet wurde eher niedrig angesetzt ist.

Die Treibstoffkosten sollen bei 168 Dollar pro Tonne liegen, dürften aber inzwischen durch gestiegene Preise deutlich höher sein. Die Fixkosten der Starbase sollten nur 200.000 Dollar pro Start betragen – ein Bruchteil dessen, was die Firma für die Nutzung der Startanlagen am CCAF und VAFB zahlen muss.

Doch selbst nach dieser optimistischen Rechnung würde ein Start bei der Wiederverwendung immer noch deutlich über 100 Millionen Dollar kosten. Bei etwa 10 Einsätzen pro Rakete wie bei der Falcon 9 in der Größenordnung von 150 Millionen Dollar. Offen ist ob diese Rechnung für das aktuelle Konzept noch gilt. Neben der Änderung der Architektur liegt das Programm zeitlich zurück und es gab spektakuläre Rückschläge, die sicher die Kosten nicht gesenkt haben.

Einsatz

Ein wesentlicher Unterschied zur Falcon 9 ist, das das SHS vor dem Erststart kein nennenswertes Launch Manifest hat. Lediglich ein Start, der des Kommunikationssatelliten Superbird 9 ist für 2024 gebucht. Dies sind noch weniger Flüge als die Falcon Heavy absolviert, die heute schon zu groß für die meisten kommerziellen Satelliten aber auch Regierungsaufträge ist. Selbst wenn das Starship die Falcon 9 dafür ersetzt, so kommt SpaceX so nie auf die Anzahl an Flügen die benötigt werden um nur die Entwicklungskosten wieder hereinzuspielen.

Aufbau des Starships, künstlerisch, nicht von SpaceX authorisiertDas Starship wird intern von SpaceX benötigt. SpaceX hat 2018 begonnen, das Starlink-Netzwerk aufzubauen. Im Mai 2023, während ich diesen Artikel schreibe, nähert sich die erste Ausbaustufe, die erste „Orbit-Shell“ von rund 4.400 Satelliten ihrer Vollendung. Starlink wird aber 12.000 Satelliten umfassen und hat die Genehmigung, die Konstellation auf 42.000 Satelliten zu erweitern.

Mit der Falcon 9 ist dies nicht zu schaffen, sie transportiert 53 bis 60 Satelliten der ersten Generation, die 225 bis 306 kg pro Exemplar wiegen. Doch die zweite Generation wiegt 1,25 t pro Satellit, es sind also noch doppelt so viele Satelliten zu starten wie bisher und diese sind noch dazu viermal schwerer. Dabei hat jeder Satellit eine Lebensdauer von fünf Jahren. Selbst wenn diese Designlebensdauer übertroffen wird, so ist doch bald abzusehen, dass die ersten Satelliten in wenigen Jahren durch neue ersetzt werden müssen, lange bevor das Netz überhaupt fertiggestellt ist, wenn nur die Falcon 9 genutzt wird.

SpaceX hat zwar noch die Falcon Heavy im Portfolio, doch Abbildungen des Stacks der Starlink-Satelliten zeigen das Problem: er füllt schon jetzt die Nutzlastverkleidung fast vollständig aus und diese Hülle ist bei Falcon 9 und Heavy identisch.

Elon Musk hat in Mails an Mitarbeiter bestätigt, dass Starlink nur mit dem Starship finanziell solide ist und den erwarteten Profit einbringt. Ein Start eines Starships könnte von der Nutzlast her etwa fünf Falcon 9 Starts ersetzen und nur so ist die Konstellation überhaupt fertigzustellen.

Alle weiteren darüber hinusgehenden Ankündigungen erfordern hohe Investitionen und ein Profit ist nicht sicher. Wenn das Starship nur für kurze Einsätze bemannt wird – anders ist die Nutzlastkapazität von 100 Personen nicht deutbar – z.B. für einen suborbitalen Flug von einem Ende der Welt zu einem anderen, dann muss es um Größenordnungen sicherer sein als ein unbemanntes Gefährt. Denn anders als bei der Dragon gibt es kein System, um die Besatzung im Falle einer Havarie zu retten. Shotwell rechnet mit mindestens 100 unbemannten Flügen vor einem bemannten Einsatz. Die Nutzlastspitze muss dann zu einer sicheren Kabine mit einem Lebenserhaltungssystem umgebaut werden.

Trotzdem glaubt der Autor nicht, dass Flughäfen einen Start eines SHS erlauben werden, denn bisher bedeutet jeder Raketenstart ein mehrstündiges Flugverbot in einer großen Zone um den Startort herum, was alle Starts und Landungen verhindert. Wie viele Kunden sich dann einen Trip leisten wollen oder können ist auch offen und dürfte vom Startpreis abhängen. Selbst der niedrigste von Elon Musk genannte Preis von 2 Millionen Dollar (der 2023 nicht mal die Treibstoffkosten deckt) bedeutet einen Ticketpreis von 20.000 Dollar.

Für einen Flug zum Mars muss die Nutzlastspitze des Starships eine Raumstation beinhalten, die nochmals teurer ist. Es muss das Auftanken im Orbit funktionieren und es sind pro Flug mit Besatzung – nun eher in der Größenordnung von 10 Personen – mehrere Auftankflüge nötig. Noch bedeutender: es muss auf dem Mars bei Ankunft schon eine funktionierende Infrastruktur existieren, die Habitate, die Energieversorgung, eine funktionierende Erzeugung von Nahrungsmitteln, Trinkwasser und atembarer Atmosphäre bereitstellt. Das alles sind Herausforderungen, die noch keine Raumfahrtnation gelöst hat und gegen die die Entwicklung des SHS sowohl finanziell als auch vom technischen Aufwand her eine Kleinigkeit ist.

Datenblatt

Das folgende Typenblatt enthält die SpaceX Angaben die für den Jungfernflug am 20.4.2023 gelten. Die Triebwerksangaben sind von der Arbeit des DLR genommen und entsprechen physikalisch erreichbaren Grenzen. Ich habe beim Starship Raptor 1 verwendet, da die Brennzeit nicht mit den Raptor 2 erreichbar ist. Der Autor kann über eine Simulation die Performance von Raketen bis auf wenige Prozent genau berechnen. Dieses Starship hat (unter der Annahme das es keine Treibstoffreste im Starship gibt, was bei 20 t Resten in der Erststufe eher unwahrscheinlich ist), eine Nutzlast von 200 t für den Nicht-Wiederverwendbaren Fall für einen 200 km LEO.

Datenblatt Super Heavy / Starship

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Nutzlast:




Nutzlasthülle:

Startkosten:

20.4.2023–

1, davon ein Fehlstart

0 %

120,00 m Höhe, 9,00 m Durchmesser

541.300 kg

100.000 kg in einen 200-km-LEO-Orbit (anfangs)
150.000 kg in einen 200-km-LEO-Orbit (Zielwert)
250.000 kg in einen 200-km-LEO-Orbit (Zielwert, ohne Wiederverwendung)
21.000 kg in einen 27,9° geneigten GTO-Orbit (Zielwert)

9,00 m Durchmesser, 17,24 oder 22 m Länge

462 Millionen Dollar (2016, nicht wiederverwendbar)


Super Heavy

Starship

Länge:

70,00 m

50,00 m

Durchmesser:

9,00 m

9,00 m

Startgewicht:

3.600.000 kg

1.320.000 kg

Trockengewicht:

200.000 kg

100.000 kg

Schub Meereshöhe:

74.312 kN

9.552 kN

Schub Vakuum:

77.550 kN

11.364 kN

Triebwerke:

33 × Raptor 2

3 × Raptor 1 Vacuum
3 × Raptor 1

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

3.198 m/s

3.000 m/s

Spezifischer Impuls (Vakuum):

3.420 m/s

3.570 m/s

Brenndauer:

169 s

383 s

Treibstoff:

LOX / Methan

LOX / Methan

 

Explosion von Starship SN10Fazit

Ich bin als SpaceX-Kritiker bekannt, trenne aber streng nach persönlicher Meinung (im Blog) und fachlicher Berichterstattung, wie in diesem Artikel. Am Schluss aber noch ein persönliches Fazit über die technische Beurteilung der SHS. Es sind in dem Projekt einige Dinge erkennbar, die es schon bei früheren Entwicklungen von SpaceX gab. Das eine ist eine Reduzierung der Kosten, aber unter großen Risiken. Die Firma hat schon früher etablierte Lösungen verworfen, weil sie ihr zu teuer erschienen und musste dann nach Fehlschlägen nachbessern. Ursache des Fehlschlags bei der CRS-2 Mission war das Streben von einem Zulieferer in “Industriequalität”, anstatt der für den Einsatz angemessenen aber teureren “Aerospace Quality” geordert wurden. Mindestens eine Strebe brach, eine Heliumflasche fiel in den Tank und explodierte.

Bei der SHS setzt SpaceX nun auf Stahl anstatt CFK oder Aluminium. Dies spart Materialkosten, die jedoch schon bei einem “Wegwerf”-Gefährt keine Rolle spielen, erst recht nicht bei einem wiederverwendbaren Gefährt, wo sich die Mehrkosten auf viele Flüge umlegen. Dafür senkt dieses schwere Material die Nutzlast durch das Mehrgewicht ab. Ein anderes Beispiel ist der Einsatz so vieler Triebwerke. Natürlich ist die Entwicklung eines größeren Triebwerks teuer, aber der eigene Teststand bei McGregor würde zumindest den Test einzelner Triebwerke mit viel höherem Schub zulassen. Dafür steigt das Ausfallrisiko und was viel wichtiger ist, bei dem Durchmesser von 9 m können bei so vielen Triebwerken nur die mittleren Triebwerke geschwenkt werden. An diesen 13 von 33 Triebwerken hängt die ganze Kompensation von Störungen und zu den gravierendsten Störungen gehört der Ausfall von sechs Triebwerken beim Jungfernflug, weil dann der Schub asymmetrisch wird.

Anstatt Retroraketen, die ja auch von SpaceX selbst stammen können, wie die Super-Dracos, setzt SpaceX auf ein neues Verfahren der Stufentrennung über eine Drehung. Das zeigt die zweite Tendenz, die Neigung neue und riskante Dinge einzuführen einfach weil sie “cool” sind. Manager berichten, dass in Sitzungen dies für Elon Musk das Hauptargument ist, nicht ob es riskant ist oder viel Zeit für das Testen benötigt. Ein zweites Beispiel ist, dass man von dem schon erprobten Landen auf Stelzen wegkommt zu einem Einfangen am Startturm, was eine erheblich präzisere Landung voraussetzt aber eben auch „cooler“ aussieht.

Was Sie am meisten erstaunt hat, war bei den Tests der Rückfall in die Anfangsära von SpaceX. Bei der Falcon 1 war auch erst der vierte Start erfolgreich. Die anderen drei Testflüge scheiterten an Dingen, die vermieden werden konnten, hätte man nicht an der falschen Stelle gespart. Auch die Teststarts des Starships und dann der Jungfernflug der SHS sind voll mit solchen Beispielen. Es scheint, als wäre SpaceX die gesamte Erfahrung, welche die Firma bei der Entwicklung der Falcon 9/Heavy und dem Ausarbeiten des Landungskonzeptes gesammelt hat, nicht mehr da. Triebwerke, die 1.000 mal wiederverwendbar sein sollen, fallen direkt bei der Zündung aus. Obwohl klar ist, dass diese Rakete viel mehr Schub entwickelt, als jede Rakete zuvor, meint man auf einen Schutz des Untergrundes vor den Flammen verzichten zu können, wie er bei allen Startanlagen der NASA aber auch anderer Weltraumorganisationen vorhanden ist. Zum Schluss reagiert das Flugterminierungssystem (FTS) erst nach 40 Sekunden – oder gar nicht, denn eine solche Zeitverzögerung ist viel zu lange für ein FTS.

Links / Quellen

https://www.nasaspaceflight.com/2023/04/starship-maiden-launch/

https://www.spacex.com/vehicles/starship/assets/media/Starbase%20Overview.pdf

https://everydayastronaut.com/starbase-tour-and-interview-with-elon-musk/

https://spaceflight101.com/spx/

https://elib.dlr.de/188531/1/HiSST-2022_Critical_Analysis_of_SpaceX%27s_Next_Generation_Space_Transportation_System_Starship_and_Super_Heavy.pdf

https://everydayastronaut.com/spacex-raptor-engine-comparison/

© der Bilder: SpaceX,NasaSpaceflight, Artikel verfasst am 10.5.2023

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

 


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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