SpaceX im Technikfaktencheck

Der heutige Blog ist nicht prinzipiell neu. Die Sachverhalte findet man in älteren Artikeln. Leider liegt es in der Natur des Blogs, das dies, weil es in der Vergangenheit liegt, gerne verschütt geht, weil man nicht leicht an die Artikel kommt. Es geht wieder mal um die Blasenfirma SpassX. Wie zumindest denen die sich mehr mit ihr beschäftigen bekannt, glänzt sie vor allem durch Aussagen, die sich dann als falsch erweisen.

Bei den vielen Projektankündigungen ist das von jedem leicht zu prüfen. Man nehme nur eines der SpaceX Projekte, tippe den Namen plus „SpaceX“ in Google ein und lese einige Suchergebnisse aus unterschiedlichen Jahren durch. Wenn man das mit dem Stichwort „Red Dragon“ macht, kommt man auf folgende Schlagzeilen:

  • 28.4.2016: Die unbemannte Red Dragon Landung auf dem Mars wird angekündigt.
  • 19.2.2017: Der Start wird um zwei Jahre verschoben
  • 19.7.2017:; Sie Dragon wird nicht wich landen
  • 1.10.2017: Die Mission wird eingestellt

In meinem System sind das 1,8 Musk und 5,6 Elon. Man wird so etwas bei fast allen Projekten von SpaceX feststellen. Sie werden groß angekündigt. Dann zuerst verschoben, dann substanziell modifiziert und schließlich eingestellt. Sei es Falcon 1e, Falcon 5, Falcon 9 Block II, Falcon 9 Heavy oder Gray Dragon. Die BFR ist gerade in dem Zustand der substanziellen Modifikation, Starlink in der Phase der Terminverschiebung.

Anders sieht es bei technischen Fakten aus. Die sind persistenter und werden erst nach Jahren dementiert und sind auch meist nicht durch ausstehende direkt falsifizierbar. Zumindest benötigt man Raumfahrtwissen, um sie als falsch oder unglaubwürdig zu bewerten. In diesem Blog werde ich einige der falschen technischen Angaben beleuchten. Sie drehen sich alle um die Falcon 9.

Nimmt man die angaben auf der Website von SpaceX und andere Angaben aus Tweets, wie sie die Wikipedia wiedergegeben hat, so handelt es sich bei der Falcon 9 um ein Wunderwerk der Technik mit einer für die verwendete Technologie enormen Nutzlast. Stimmen, die Angaben, so sind sie auch erreichbar, ich habe das selbst nachgerechnet. Das Dumme nur: ich halte sie für falsch.

Rekordverdächtiger Vakuumimpuls

Fangen wir mal mit dem Rekord-Impuls der zweiten Stufe an. Sie wird mit 348 s angegeben. Die Angabe in imperialen Einheiten ist in Sekunden, weil eine Geschwindigkeit (m/s) durch die Erdbeschleunigung (m/s²) fgeteilt wird. Wenn man den Faktor 9,81 m/s² für die Erdbeschleunigung als Multiplikator nimmt, kommt man auf die SI-Einheit in m/s für eine Geschwindigkeit, nämlich die des Gases, wenn es die Düse verlässt. (Wer noch das Rechnen in Kilopond anstatt Newton gewöhnt ist, kommt so zwanglos auch auf denselben Zahlenwert).

Der spezifische Impuls ist als Größe an zwei andere Größen gekoppelt: Den Schub und den Treibstoffdurchsatz.

Da das Merlin 1D Vakuum der zweiten Stufe eine Variante des Erststufentriebwerks ist ist der Treibstoffdurchsatz gleich hoch. Der Schub aber nicht. Es ist schubstärker: 987 anstatt 914 kN. (Angabe nach aktuellem User-Manual vom Januar 2019). Das liegt an der einzigen Änderung dies es gibt: einer verlängerten Düse. Sie hat ein Flächenverhältnis von 165 anstatt 16. Dafür beträgt der spezifische Impuls 348 anstatt 311 oder 363 m/s mehr. Wer sich mit Triebwerken auskennt, staunt – 363 m/s mehr nur durch eine längere Düse? Bei anderen Triebwerken gibt es das nicht. Da erreicht man typisch 150 bis 200 m/s mehr.

Es geht noch weiter: Das Merlin ist ein Nebenstromtriebwerk mit mittlerem Brennkammerdruck von 97 Bar. Ein solches Triebwerk ist vergleichbar mit anderen LOX/Kerosintriebwerken der USA wie dem F-1 oder RS-27. Während der Impuls der Erststufe in der gleichen Größenordnung wie diese liegt, ist der Impuls des Zweitstufentriebwerks viel höher, höher als bei Hauptstromtriebwerke. Diese haben einen höheren Brennkammerdruck und nutzen den Treibstoff vollständig. Bik Nebenstromverfahren gehen typisch 2 bis 5 Prozent im Gasgenerator verloren, abhängig vom Brennkammerdruck. Sie muss man vom Gesamtimpuls abziehen. Kurzum: Wer technischen Sachverstand hat, wird diesen Wert anzweifeln. Doch mit der Abhängigkeit

Spezifischer Impuls = Schub/Treibstoffdurchsatz

kann man bei gleichem Treibstoffdurchsatz in erster und zweiter Stufe pro Triebwerk auch schreiben:

Spezifischer Impuls Zweitstufentriebwerk = spezifischer Impuls Erststufentriebwerk * Schub Zweitstufentriebwerk / Schub Erststufentriebwerk

und in Werten:

335,8 s = 311 s * 987 kN / 914 kN

Man kommt also auf einen spezifischen Impuls von 335,8 und nicht auf einen von 348. Ein wesentlich glaubhafter Wert, das sind 3294 m/s. Man kann auch mit den bekannten Daten über Brennkammerdruck (97,2 Bar), Expansionsverhältnisse (16 und 165) und Mischungsverhältnisnehmen und das NASA-Programm FCEA bemühen. Das liefert zwar nicht die realen Daten des Merlin, sondern nur Grenzen für idealisierte Bedingungen, doch man kann die Differenz dort zwischen Vakuumwert bei 16 und 165 nehmen und kommt auch nur auf 278 m/s Zugewinn und nicht 446 m/s. Das sind dann maximal 3328 m/s, nahe am wert nach der Schubberechnung.

Der Thrust-To-Weight Faktor

Für jedes Triebwerk kann man einen weiteren Kennwert angeben, den TW oder im Deutschen Schub/Gewichtsverhältnis. Er gibt an das wievielfache des Triebwerksgewichts das Triebwerk durch den eigenen Schub in der Schwebe halten kann und wird berechnet nach:

TW = Schub / g / Gewicht

mit g als Erdbeschleunigung (9,81 m/s²) und ist wenn man die Einheiten betrachtet dimensionslos:

TW = Schub [N = kg*m/s²] / [m/s²] / [kg]

Der TW ist abhängig von der Größe des Triebwerks – wie bei den meisten Maschinen werden diese effizienter, wenn sie größer werden – ein Ottomotor in einem PKW liefert auch mehr PS pro Kilogramm Masse als ein Rasenmähermotor. Daneben spielt die Treibstoffwahl eine Rolle. LOX/LH2-Triebwerke haben einen anderen Faktor als LOX/Kerosin da Temperaturen und mittlere Molmasse des Gases und damit Brennkammerdruck unterschiedlich sind und nicht zuletzt spielt auch der Druck eine Rolle: Je höher er ist desto höher der TW-Faktor.

Ab 1000 kN Schub steigt der TW kaum noch an und LOX/Kerosintriebwerke im Nebenstromverfahren erreichen einen TW von etwa 90 bis 100. Das Merlin 1C lag auch in dem Bereich: 483 kN Vakuumschub bei 522 kgh Masse, ergibt einen TW von 92,5.

Nun wird für das Merlin 1D ein TW von 180 angegeben: Das entspricht 468 kg Gewicht und 914 kN Schub. Die Frage ist, ist dies glaubwürdig? Man kann natürlich die SpaceX-Angabe glauben, was impliziert, das alle anderen Firmen die seit 60 Jahren Raketentriebwerke entwickelt haben, unfähig sind, ein leichtes Triebwerk zu bauen. Nicht nur in den USA, sondern auch Russland, China, Europa, Indien und Japan. Insbesondere pikant das, damit auch alle russischen Triebwerke geschlagen werden. Die USA haben ab Mitte der Sechziger Jahren kaum noch neue Triebwerke entwickelt: die vorhandenen reichten für die Trägerraketen aus und militärische Raketen waren nur noch Feststoff angetrieben. Russland entwickelte weiter mit flüssigen Treibstoffen angetriebene Triebwerke, setzte das Hauptstromverfahren mit Hochdruck ein. Den Rekord an TW, den ich kenne, bisher hielt das NK-33 mit 125:1. (Es gibt noch einige russische Triebwerke mit höheren TW-Faktoren, doch bei denen ist die Faktenlage relativ unpräzise, und keines erreicht einen TW von 180).

Es gibt aber einige Gründe daran zu zweifeln. Der Hauptgrund ist der, dass das Merlin 1D aus dem Merlin 1C entwickelt wurde. Das arbeitete bei 58 Bar. Das Merlin 1D aber mit 97 Bar und einer größeren Düse. Selbst wenn ich annehme, das SpaceX beim Merlin 1C eine Brennkammer verwendete, die einem viel zu hohen Brennkammerdruck standhält und diese schon auf die 97 Bar ausgelegt hat, muss das Merlin 1D durch die längere Düse (Flächenverhältnis 16 anstatt 14,5 zu 1) und das leistungsfähigere Treibstofffördersystem, das mehr Treibstoffe mit höherem Druck einspritzen muss und den Aktoren, die ja das Triebwerk bewegen, müssen schwerer als das Merlin 1C sein. Es ist aber nach SpaceX-Angaben leichter! Das ist wie wenn Porsche aus einem 300 PS Motor einen mit 600 PS entwickelt und der dann noch weniger wiegt, ein physikalischer Widerspruch.

Daneben liegt der Brennkammerdruck zwar üfr ein Nebenstromtriebwerk hoch, aber nicht auf dem Niveau des NK-33 von 146 Bar. Je höher der Druck, desto besser kann die TW werden, weil die Brennkammer kleiner wird und damit auch die Düse. Ich vermute der Wert bezieht sich auch nur auf die Brennkammer, die etwa die Hälfte des Triebwerks wiegt. Dann kämme das Gesamt-TW in einen Bereich von 90 bis 100 und damit in einen Bereich, der plausibel ist.

Strukturfaktoren

Rekordverdächtig sind auch die Strukturfaktoren der Falcon 9. Musk nennt 30 für die Erststufe und „nearly 25“ für die Oberstufe. Der Strukturfaktor ist definiert als:

Strukturfaktor=Vollmasse einer stufe/Leermasse einer Stufe

Sehr große LOX/Kerosinstufen (er ist wegen der Tankgröße vom Treibstoff abhängig) kommen auf 17 bis 18. So die Thor und die S-IC aber auch die Atlas D-F als Trägerrakete. Frühe ICBM Erststufen von Atlas und Titan kommen auf höhere Werte, doch waren diese nicht ausgelegt, schwere Oberstufen und aerodynamisch ungünstige Nutzlasten zu transportieren, so kollabierte bei MA-1 dem ersten Einsatz der Atlas fürs Mercuryprogramm die Atlas weil die aerodynamische Belastung durch die Mercury zu hoch war. Spätere Versionen der Erststufen, die größere Oberstufen aufnahmen, lagen dann auch bei 17 bis 18 Startmasse/Trockenmasse. Ein Strukturfaktor von 30 bedeutet das SpaceX die Stufen also mit der halben Trockenmasse herstellen kann, die woanders üblich ist. Dabei geht der Trend heute eher wieder zu schlechteren Strukturfaktoren und dafür preiswerter Fertigung.

Der Grund sollen neben den Merlin 1D mit dem TW-Faktor von 180 leichte Aluminium-Lithiumlegierungen sein. Nun erfindet SpaceX nichts Neues. Die Legierung gibt es wirklich, es ist die AL 2195. Wie die Nummer verrät, gehört sie zur Gruppe der Aluminium-Kupfer-Legierungen enthält aber auch ein wenig Lithium wund wird deswegen fälschlicherweise als Al-Li-Legierung bezeichnet. Wie bei vielen Legierungen ist der Gewichtsvorteil zu eingeführten, wie der 2219 und 2014 abhängig vom Einsatz und damit der Art der Kräfte die einwirken. SpaceX setzt sie für Tanks ein. Das tat auch die NASA als sie 1998 vom LWT des Space Shuttles auf den SWLT überging. Beim LH2-Tank senkte die Legierung die Masse von 13.155 auf 11.340 kg ab also, 16 %. Damit kommt man nicht auf den Strukturfaktor von 30, zumal bei der Erststufe durch die große Düse des Zweitstufentriebwerks ein sehr langer Stufenadapter hinzukommt. Die Tanks machen bei einer LOX/Kerosin-Rakete etwa die hälfte der Masse aus. So kann man, wenn man dort 16 % einspart, auf 8 % insgesamt kommen.

Es gibt einige Hinweise, dass die Werte nicht stimmen. Die Besten liefert SpaceX selbst. Als die Falcon 9 noch in der ersten Version flog, gab man an, dass der Triebwerksblock 7756 kg wog, die Hälfte der Gesamtmasse der Stufe, die nach NASA-Angaben 17.726 kg wog. Nun ist die aktuelle Falcon 550 t beim Start schwer, verglichen mit 333 t bei der ersten Version. Die Tanks sind im Durchmesser identisch, nur länger. Trotzdem müsste die aktuelle Falcon Erststufe, wenn man die Treibstoffmenge aufgrund der Angaben über Schub, Brennzeit und spezifischen Impuls berechnet, leichter sein als ihre Vorgängerin mit 60 % Treibstoffmasse. Das geht nur mit Materialien die negatives Gewicht haben.

Noch lustiger wird das, wenn man die aktuellen Daten von SpaceX nimmt. Von der SpaceX-Website der Falcon 9:

  • GLOW-Masse: 549.054 kg
  • Schub Vakuum erste Stufe: 8227 kN
  • Brennzeit erste Stufe: 162 s
  • Spezifischer Impuls Vakuum 303 s
  • Schub Vakuum zweite Stufe: 934 kN
  • Brennzeit erste Stufe: 369 s
  • Spezifischer Impuls Vakuum 348 s

Nimmt man noch g = 9,81 m/s² hinzu um die US-Impulse ins metrische System umzurechnen, so kann man die Treibstoffmenge wie folgt berechnen:

Treibstoffmenge = Schub * Brennzeit / spezifischer Impuls / g

Man kommt auf 448378,6 und 100954,3 kg. Zieht man das von der GLOW ab so kommt man auf -279 kg für die Restmasse also das Trockengewicht!. Ja sie haben richtig gelesen, die Falcon 9 hat negative Strukturmasse! Und das, obwohl die GLOW (Gross-Liftoff-Wetmass) noch die Nutzlastverkleidung und Nutzlast selbst enthält. Ein echtes Wunderwerk der Technik!

Bei anderen Anbietern von Trägerraketen könnte man nun in den Users Guide für potenzielle Kunden schauen. Da findet man die wesentlichen Daten der Rakete wie Strukturmasse, Treibstoff und spezifischer Impuls. Nicht so bei SpaceX. Dort findet man – das ist absolut einmalig – bei einem Launch Service Provider, der also Satelliten starten will – nicht mal eine einzige Angabe für typische Nutzlasten für bestimmte Orbits.

Nicht zuletzt widerlegt SpaceX die Angaben schließlich selbst. In dieser Aussage schreibt, der für Trägerraketen verantwortliche bei SpaceX das die GTO-Nutzlast maximal (ohne Bergung) bei 6500 kg liegt, nicht 8300 kg wie auf der Website angegeben. Wer sich die Liste der Starts ansieht, wird auch etliche Starts entdecken, bei denen es keine Landung gab und trotzdem nur ein subsynchroner GTO erreicht wurde, obwohl der Satellit weit unter den 8,3 t lag.

Meiner Meinung nach ist die Website auch völlig unbrauchbar als Informationsmedium, weil SpaceX so etwas wie eine Medienabteilung nicht hat. Sie hat zwar dafür Verantwortliche, doch die dürfen keine Informationen herausgeben. So einhält sie nur die Informationen die Musk selbst schon getwittet hat. Musk aber redet wahrscheinlich nicht von realen Daten, sondern seinen Vorgaben, egal ob diese erreicht werden oder nicht. Vieles was er entscheidet macht bei näherer Betrachtung auch keinen Sinn. So hat er die Manager seines Starlink-Projekts gefeuert. Die Satelliten seien zu schwer und teuer. Da SpaceX eine Frist der FAA hat innerhalb von sechs Jahren die Hälfte der über 4400 geplanten Satelliten zu starten, ist das schon mal suboptimal, denn Verzögerungen gibt es so in jedem Fall. Da Gewicht (die beiden Prototypen wogen je 500 kg) müsste eigentlich auch kein Problem sein. Denn nun kann man ja die Falcon 9 Erststufe 100-mal verwenden. Dann muss man pro Start nur noch 1/5 der Rakete neu produzieren – die Oberstufe und ohne die vielen Starts für Starlink käme eine Erststufe ja mangels anderer Starts nicht mal auf 100 Einsätze. Zudem hat man nun ja die Falcon Heavy, die rund 100 bis 120 Satelliten auf einmal starten könnte. Mit 20 Falcon Heavy in sechs Jahren wäre so die Konstellation möglich. Also nicht logisch.

Ebenfalls nicht logisch ist der Übergang von CFK auf Stahl bei der BFR. Klar CFK ist viel teurer – Musk redet von 135 $ pro Kilogramm zu 3 $. Aber das Gefährt soll ja 100 % wiederverwendbar sein, regelmäßig sogar Flughäfen für Passagiertransporte von Kontinent zu Kontinent anfliegen. Da ist doch logisch, dass sich die einmaligen Herstellungskosten, selbst wenn sie höher sind, schnell durch mehr Nutzlast, den CFK wiegt mindestens 50% weniger als Stahl bei gleicher Beanspruchung leicht nach wenigen Flügen hereinholen lassen, weil man mehr Nutzlast oder Passagiere transportieren kann. Ich vermute Musk denkt sich, was aus was cool ist und das müssen dann andere umsetzen und wenn es nicht geht, dann gibt es eben solche Schwenks.

42 thoughts on “SpaceX im Technikfaktencheck

  1. Wahrscheinlich hat für die negative Strukturmasse Musk das Element gefunden, daß beim Film „Die erste Fahrt zum Mond“ das Raumschiff antrieb.
    Ansonsten ist das ganze aus dem Paralleluniversum gekommen…

    1. Arbeitet E.Musk eventuell heimlich bereits mit Antimaterie oder sogar „Dunkler Energie“? Wie ist das eigentlich mit Antimaterie, hat die eine positive oder eine negative Masse? Ich habe leider in Physik nicht genug aufgepasst. Wobei solche interessanten Themen auch gar nicht im „Leerplan“ standen. Physik, Biologie und Chemie könnten so interessant sein…

  2. Das mit dem Stahl bei der BFR/Starship habe ich auch erst als irre Begründung angenommen. Es gab aber mal einen Artikel, wo auf die Gründe und Unterschiede eingegangen wurde und tatsächlich hat Stahl da wohl doch Vorteile. Der Preis ist nur der angenehme Nebeneffekt. Hat man auch im Automobilbau, dass moderne Stähle teilweise leichter sind als Alu-Legierungen, wenn man gleiche Leistung (Streckgrenzen usw.) annimmt (natürlich nicht Gewicht). Soweit ich mich erinnere ist Verarbeitbarkeit, Toleranz zur Temparatur, Robustheit bei sehr tiefen Temparaturen, Toleranz zu großen Temparaturen usw. hier ein Vorteil von Stahl. Viele Angaben von SpaceX sind eher so hurra, wir sind die besten (evtl. zur Motivation eigener Mitarbeiter oder weil Amerikaner so denken), aber bei den Detaillösungen sind sie nicht so doof, wie es zuerst wirkt… nebenbei bemerkt, lief vorgestern das Raptor in Einsatzversion das erste mal…

    1. Stahl hat natürlich Vorteile. aber in der Raumfahrt, wo maximal 10 % der Startmasse in den Orbit kommen und das ist dann Nutzlast und Gefährt bleibt eben der Hauptnachteil sein Gewicht. Deswegen wurde Stahl überall wo es stark auf das Gewicht ankommt von Aluminium oder CFK ersetzt, von Rennrädern bis zu Flugzeugen. Vergleicht man z.B. die CFK-Boostergehäuse der P85FW und der Stahlhülsen der EAP, so sind diese 44 % leichter und halten den 1,57-fachen Druck aus, was da die Dicke proportional zum Druck ist etwa nur einem Drittel der Masse entspricht.

      1. Sind die Stahlhülsen der EAP denn relativ aktueller Stahl? Soweit ich nochmal nachgeforscht habe, hat der Edelstahl bei tiefen Temparaturen (Treibstoff) erheblich mehr Zähigkeit als bei Raumtemparatur, was ihn vergleichbar mit Kohlefaser macht, wohingegen er erheblich höhere Temparaturen aushält. Diese Vorteile sollen die möglichen Nachteile beim Gewicht ausgleichen, denn um die Kohlefaser über den gesamten Temparaturbereich nutzbar zu machen, müßte sie wohl entsprechend verkleidet bzw. verdickt werden (soweit ich die Argumente verstanden habe)

        1. Die EAP bestehen aus 48 CrMoNiV 4 10 (D6AC Stahl mit Wärmebehandlung). Klar sind sie auf dem Stand der Technik Mitte der Achtziger als die Rakete entworfen wurde, zudem sind sie für Feststoffboster und nicht kryogene Tanks ausgelegt. Ich glaube aber nicht das man seitdem einen revolutionären Stahl entwickelt hat der einen Massevorteil vom Faktor 3 herausschlägt, vor allem nicht wenn ich aktuelle Aluminiumlegierungen mit den der Sechziger vergleiche und da gerade mal 20 bis 30 Prozent Gewichtsvorteil herauskommt.

      2. Der Grund für den Schwenk auf Stahl war die höhere Temperaturverträglichkeit. Man muss bei der Masse immer noch das Hitzeschild dazurechnen. Und laut Musk ist Edelstahl da insgesamt leichter.

  3. Leitenberger wie er leibt un sabbert. Was interessiert Sie Ihr Geschwätz von gestern. Darf ich fuer Sie nochmal Ihre ursprünglichen Kommentare zur F9 rauskramen? Wobei man hier nicht explizit SpaceX (nicht SpassX) rauskramen muss. Von Ihnen kommt nachweislich heisse Luft. Vermutlich ist das auch der Grund, warum Sie nicht in Fachforen genannt werden wollen, denn dort wuerde man Sie in Minuten als das entlarven, was Sie sind. Ein Spruecheklopfer. So abwertend wie Sie ueber NASA und Co sprechen, gewinnt man den Eindruck, die Firmen haben was falsch gemacht, Sie nicht zu beschäftigen. Ich frage mich nur, wenn Sie schon soviel Inkompetenz zur Schau stellen, warum probieren Sie es nicht mal mit einem Funken Anstand und Respekt. Andereseits, wo kann man besser lachen, als in Ihrem Komödienstadl? In dem Sinne, weitermachen, Herr Leitenberger. :-))))

    1. „ermutlich ist das auch der Grund, warum Sie nicht in Fachforen genannt werden wollen,“

      Stimmt nicht. Es gibt etliche Foren in denen über meine Beiträge diskutiert wird, vor allem im US-Raum. Ich sehe das ja an den Backlinks. Es gibt aber ein Forum in dem nach dem dort jeder der gegen SpaceX ist mit so beledigenden Äußerungen eindeckt wird, wie sie sich von sich geben inzwischen die Zensur sich breit gemacht hat. Nachdem ich vor Jahren einmal schrieb, man sollte hier (im Blog) nicht über Threads aus diesem Forum diskutieren, hat man dort flugs draus gemacht, dass ich angeblich wünsche das man meine Beiträge nur bei mir diskutiere, obwohl das in dem Artikel gar nicht drin stand.

      https://www.bernd-leitenberger.de/blog/2016/10/10/bananen-und-vaporraketen/

      Zuerst bekam jeder der eine URL von mir postete einen Hinweis vom Moderator

      Inzwischen wird jede URL auf mich in diesem Forum gelöscht. Seien sie doch froh das sie wenigstens hier noch ihren Hang andere Leute zu beleidigen ohne Zensur austoben dürfen. Fanals habe ich wohl mit dem Gleichgeschalteten Forum etwas übertrieben, zwei Jahre später scheint es sich aber dahin zu entwickeln.

      1. Ach Herr Leitenberger,

        altes Sprichwort, wie es in den Wald hineinruft, so schallt es wieder heraus. Lesen Sie Ihren Beitrag Korrektur, dann merken Sie, was ich meine. In Fachkreisen nennt man sowas, glaube ich, Gossenjournalismus.

        Sie haben sich schon in der Vergangenheit wiederholt im Ton vergriffen, nicht nur Richtung SpaceX. Bei Ihnen bekommt fast jeder sein Fett weg. Wenn Sie so schlau sind, warum machen Sie es nicht besser, oder besser gesagt, warum leiten Sie nicht eines der Spass- oder Blasenunternehmen. Vielleicht würde die Menschheit heute schon das Sonnensystem bereisen, wie der Normalbürger derzeit Innenstaedte mit dem oeffentlichem Nahverkehr.

        @Saturnus

        Danke der Nachfrage, aber weder trinke ich Alkohol, noch rauche ich, falls Sie Letzteres als nächstes zur Disposition stellen wollen.

          1. Herr Leitenberger,

            Und weil Herr Musk sich im Ton vergreift (die ganze Story scheint sowieso niemanden zu interessieren), meinen Sie, es ist nur legitim, wenn Sie sich auf selbiges Niveau begeben. Einen Fachbeitrag mit einer Verunglimpfung zu beginnen, das hat was. Glauben Sie ernsthaft, das steigert die Lust, Ihren Ausführungen weiter zu folgen? Hinter dieser Blassenfirma SpaceX stehen knapp 7000 hochqualifizierte Menschen, die soweit ich informiert bin, absolut real sind. Man kann sicher ueber die doch recht unorthodoxe arbeitsweise, die ich nebenbei bemerkt für durchaus interessant und bis dato auch zielführend finde, streiten, aber wenn ich niveaulosen Quatsch lesen will, greife ich zur Klatschpresse und erwarte es nicht in einem Fachblog.

            Vielleicht ueberdenken Sie einfach mal Ihre Wortwahl und heben Ihre Kritik auf ein dem Topic entsprechendes Level, egal ob das SpaceX (das ist der richtige Name der Firma), Blue Origin, NASA oder Ariane sind. Dann würde es viel mehr Spass machen, hier mitzulesen.

        1. Eine Blasenfirma ist für eine Firma deren Wert um ein vielfaches höher als alle Investitionen, alle Aufträge (nicht Gewinne) seit Firmengründung zusammengerechnet übersteigt gerechtfertigt. Ich habe solche Firmen noch von der Dot-com Blase in guter Erinnerung.

          Elon Musk ist übrigens wie sie gewieft im Werfen von Nebelgranaten. Sprich: Sie können den dargelegten Fakten nichts entgegensetzen. Also verlegen sie sich auf ein anderes Gebiet und beleidigen den Blogautor.

          1. Sehr geehrter Herr Leitenberger, es geht mitnichten um das werfen um Nebelkerzen, sondern um Ihre Ausdrucksweise und Umgangsformen, sowie mangelnden Respekt. Das habe ich ganz nebelfrei zum Ausdruck gebracht. Da Sie offenbar absolut nicht kritikfähig sind, können wir die Diskussion auch bleiben lassen. Kleine Anmerkung von mir, die Bezeichnung Blase, für ein nicht boersennotiertes Unternehmen, halte ich für ganz schön gewagt. Einen schönen guten Abend.

          2. Ich habe meinen Beitrag durchgelesen. Ich kann keine Beleidigung von Musk erkennen. Aber wenn sie von Ausdrucksweise und Respekt reden. Hier einige Auszüge aus ihrem ersten Kommentar:

            sabbert. …heisse Luft …Spruecheklopfer. …Inkompetenz … Komödienstadl

    2. Thomas, mit Ihrem reinem ad hominem spam sehen Sie sehr alt aus. Sie hätten die Zeit, in der Sie die zahlreichen Kommentare hier gepostet haben, auch nutzen können, um entsprechende Gegenbeweise zu formulieren. Scheinbar scheint das aber schwer zu fallen. Das könnte auch daran liegen, dass Herr Leitenberger nicht der einzige ist, dem die nicht ganz plausiblen Eckdaten der F9 bereits aufgefallen sind. Vielleicht hat Herr Musk das ja aus Tesla mitgenommen: Dort werden die Autos ja bekanntermaßen ebenfalls mit Reichweiten und Fähigkeiten vermarktet, die sie nicht wirklich besitzen.

      1. Bei Cargolifter haben letzten Endes zwei abweichende Angaben zu Masse und Tragfähigkeit in verschiedenen Prospekten gereicht, dass das Projekt vor die Wand gefahren ist. Schade, hätte was gehabt. Aber die offiziellen Angaben von E.Musk und SpaceX sind, trotz aller Sympathie, schwammiger als alles andere, was ich bislang gesehen habe…

        Zu E.Musk fällt mir immer wieder der alte Witz vom erfolglosen 8er-Ruderer-Team ein, bei dem immer mehr Ruderer durch immer mehr Steuermänner ersetzt werden. Wie kann eine Firma, die sowohl in der Menge der Produkte, als auch in der Anzahl der gefertigten Einheiten je Produkt massiv wachsen will, Personal abbauen? Egal ob die jetzt Tesla oder SpaceX heißt. Personalkostenreduktion ist leider die einzige „Kernkompetenz“, die die weltweite „Managerelite“ vorweisen kann…

  4. Mal eine andere Frage zum Thema Space. Der Erstflug des Cruw Dragons wurde ja vom Januar in den Februar verschoben. Spacex befindet sich ja mit Boeing im Wettkampf um den ersten amerikanischen bemmanten Flug ins All seit dem Ende des Space Shuttles. Boeing will ja im März erstmals unbemannt starten. Wie sehen sie hier die Chancen. Schaff es Spacex vor Boeing benannt ins All oder fliegen die ersten Astronauten mit dem Starliner? Momentan liegt ja nur ein Monat zwischen den Zeitplänen beider Firmen und Spacex hätte ja zuletzt einen Rückschlag, sollten ja schon im Januar unbemannt fliegen.

      1. Wo steht den das?
        In allen Quellen die Ich finde ist von März die Rede. Zu einer Verschiebung in den Juni finde ich nichts. Einige Artikel darüber das der Starliner im März fliegt sind gerade mal einige Tage alt.

  5. Auch wenn ich die genannte Kritik verstehe und einige der Werte mich selbst zum Stirnrunzeln bringen, so muss man doch festhalten:
    SpaceX fliegt momentan Satelliten mit über 6 Tonnen Startmasse in den GTO, und das mit nur zwei normalen Kerosinstufen. Wie ist das möglich? SeaLaunch flog auch nicht mehr, dazu noch dreistufig und mit deutlich besseren Triebwerken.

      1. Was mich verwundert ist die Gesamtmasse, also Satellit + Oberstufe, die da in den GTO befördert wird. Bei der Zenit sind das rund 9 Tonnen. Bei der F9 wiegt der Satellit bis zu 6,5 Tonnen, zusätzlich zur Masse der Oberstufe. Wenn wir die mit 6 Tonnen ansetzen sind das schon 12,5 Tonnen. Also 40% mehr als Zenit bei nur 15% mehr Startmasse und schlechteren Triebwerken? Wie geht das?

        Übrigens hast du bei deiner GLOW Berechnung nicht die Schubreduzierung in Betracht gezogen. Diese wird ja wahrscheinlich bei Max-Q und bei Ausbrennen der Stufe durchgeführt, senkt also den Treibstoffverbrauch etwas.

        1. Offizielle Nutzlast einer Zenit: 6.000 kg. Leermasse von Block DM-SL 3,861 kg sind zusammen 9.861 kg.

          Strukturfaktor Falcon 9 für Oberstufe nach Musk 25, daher wiegt die Oberstufe eher 4 t. Offizielle Nutzlast in GTO: 6,5 t ohne Wiederverwendung sind zusammen 10,5 t.

          Die Zenit hat sehr hohe Strukturfaktoren, das ist bei russischen Raketen fast traditionell so, selbst bei der Angara. Die Erststufe kommt nur auf 11, die zweite auf 10 und die dritte nur auf 5,5. Das egalisiert die guten Triebwerke wieder zum Teil.

    1. Der 6 Tonnen GTO von SpaceX ist kein Echter GTO. Daher kann man das nicht vergleichen.
      Wer Sub GTOs mit GTOs vergleicht kann auch gleich den LEO mit dem GTO vergleichen

      1. Wenn ich die Aussage von Koenigsmann richtig interpretiere ist es schon ein GTO, aber wahrscheinlich mit einer höheren Inklination. Für die Geschwindigkeit die zu erreichen ist (wichtig für die Nutzlast) ist es aber ohne Belang weil die Differenz zum äquatornahen Startort der Zenit nur 50 m/s beträgt. Für den Kunden bedeutet es aber 10-15 % mehr Treibstoffverbrauch sprich ein 6 5 t Satellit von SpaceX Satellit entspricht 5,7 t von den anderen Anbietern die alle GTO mit einem dV von maximal 1500 m/s anbieten.

  6. Und sofort geteilt.^^

    @Bernd: Sei froh, dass du den Blog Post nicht im angelsächsischen Raum geteilt hast. Sonst hätten sich sofort diverse Spambots darauf gestürzt. (Diverse Tesla Kritische Twitter User haben aktuell darunter zu leiden.)

      1. https://www.reddit.com/r/EnoughMuskSpam/comments/anp027/leitenberger_strikes_again_more_spacex_debunking/

        Bitte sehr.

        Die Erwiderungen, die ich gemeint habe, sind allerdings bei Tesla kritischen Twitter Feeds. Da gehts teilweise echt extrem zu. (Wie z.b. dass einige Leute Fakeaccounts mit ähnlichen Namen aufmachen ,damit der kritische eigentliche Account von Twitter gebannt wird.)

        Auf Reddit gehts, mal von einigen Trollen abgesehen, halbwegs friedlich zu.

  7. Eine klein Frage.

    Ich habe wie gesagt den Artikel mit einigem Amis geteilt, übersetzt durch DeepL. (Ein bisschen mußte ich teilweise die Grammatik korrigieren, da hat das Programm noch ein wenig Probleme.

    Ein Raketeningenieur, welcher sich ähnlich kritisch über die Falcon, BFR und Co. geäußert hat, war paar ein paar Passagen ein wenig verwirrt:

    “ Das liegt an der einzigen Änderung dies es gibt: einer verlängerten Düse. Sie hat ein Flächenverhältnis von 165 anstatt 16. Dafür beträgt der spezifische Impuls 348 anstatt 311 oder 363 m/s mehr. Wer sich mit Triebwerken auskennt, staunt – 363 m/s mehr nur durch eine längere Düse? Bei anderen Triebwerken gibt es das nicht. Da erreicht man typisch 150 bis 200 m/s mehr.“

    Kann sein ,dass hier der Übersetzer gesponnen hat, aer er meinte dazu. (Ich übersetze mal.)

    „Die Antriebsliteratur definiert eine ziemlich klare und konstante Steigerung des Vakuumwirkungsgrades mit einer größeren Düse, und der Unterschied im Expansionsverhältnis ist für diesen speziellen Satz von Nicht-Vakuum/Vakuum-Motoren recht groß. Nicht viele Motoren verwenden diese Art von Design – Meeresspiegel versus vakuumoptimiert – aber bei mindestens einem anderen (RL-10) ist der Effekt noch ausgeprägter. Der Punkt scheint zu sein, dass es sich um eine etwas aggressive Leistungseinschätzung handelt, aber ich schätze, ich sehe die Absurdität hier nicht wirklich.“

    Was den Userguide betrifft, stimmt er dir allerdings weitesgehend zu.

    „Ja, sehr ungewöhnlich. Die Frima zieht es vor, auf ihrer Website irreführende und/oder gefälschte Nummern anzugeben, die sich auf vermeintliche zukünftige Kapazitäten oder so beziehen. Ein kluger Analyst mit ein paar Online-Rechnern kann deutlich sehen, dass die Zahlen nicht wirklich stimmen.

    Letztendlich scheint es, als ob sie einige riskante und/oder fragwürdige Designentscheidungen treffen, um mehr aus ihrem Design herauszuholen, als es Sinn macht, für ein Ergebnis, das sichtbar ist, aber bei weitem nicht in der Nähe der optimistischen Schätzungen. Viele der angesprochenen Dinge sind aber meineserachtens weniger absurd, sondern nur unkluges Engineering.“

    1. Wie schon gesagt, ich habe auch FCEA2 bemüht um das Ergebnis abzusichern. Das RL10 ist nicht als Vergleich geeignet, weil auch die gekürzte Version für DC-X Bodentests noch eine Düse hatte bei der der Düsenmündungsdruck recht klein ist, dann sinkt der spezifische Impuls am Boden stark ab. Ein anderes gutes Beispiel ist das Vulcain/Vulcain 2. Aber das ist eine andere Baustelle. Wir haben hier zwei Triebwerke jeweils für Boden und Vakuumschub optimiert durch die entsprechende Düsenlänge,

      Man kann aber auch das Merlin mit der Vakuumoptimierten Version des NK-33 vergleichen:

                            NK-43             Merlin1D Vac
      Brennkammerdruck;     146,7 bar          97,2 bar
      Expansionsverhältnis:     70             165
      spezifischer impuls:  3404 m/s           3431 m/s
      Typ:                  Hauptstrom        Nebenstrom
      Gewinn zur bodenvariante:  4,7 % Schub  7,9 % Schub
                                 4,8 % Impuls 12,5 % Impuls
      
      1. Vielen Dank.

        Und wie schon gesagt, was den User Guide betrifft, scheint es wenn ich den Amerikaner richtig verstanden habe eher richtig „Überoptimismus“ zu gehen.

        Macht durch aus Sinn, wenn man die unterschiedlichen Denkkulturen einbezieht.

        Die etablierten Raketenhersteller sind aus erfahrung eher konservativer was ihre Zahlen betrifft. Bei einem „Silicon Valley Unternehmen“, wie es SpaceX im Prinzip ist, siehtes da schon anders aus. Da muß man mit Optimismus kommen um „Inn“ zu sein. Und wenns nicht klappt, dann „Fake it, till you make it“.

        1. Die neue Version des Users Guide ist noch sparsamer als die letzte. Die enthielt sogar noch eine wichtige technische Angabe: Der Nutzlastadapter war nur für maximal 10,8 t ausgelegt. Etwas komisch bei 22,5 t Nutzlast einer Falcon 9 oder gar 72 t einer Falcon Heavy.

          1. Der User Guide bereitet dir ja schon seit Jahren Kopfzerbrechen.

            Finds übrigens lustig wie ein Ami Musk Jünger die falschen Zahlen dort zu rechtfertigen versucht.

            „Ist halt PR“. „Die meiste Zeit schreibt einer von Wikipedia ab“.

          2. Das beisst sich etwas mit Ihrer Aussage, die Falcon 9 wäre für einen LEO optimimiert. Selbst die „staatliche“ Raumfahrt in der UdSSR war einiges leistungsfähiger als 11 t mit der Zenit in den 1980ern, oder der Proton in den 1960ern.

  8. Mal was anderes.

    https://www.youtube.com/watch?v=3K43XC9J82Q

    Zu meiner großen Enttäuschung, war der Titel des Videos nichts anderes als Clickbait. Mason lästert hier allgemein über Elektroautos und nicht über Tesla. (Wobei sein Argument, dass das Model 3 aktuell das „beste Elektroauto verfügbar“ ist, leider schlecht recherchiert ist.)

    Im Prinzip geht es nur in den ersten 5 Min. über Musk/Tesla bzw. seine Fans.

    Hier muß ich allerdings sagen ,dass solche Fandomreaktionen aktuell absolut nichts ungewöhnliches sind und Downvoteaktionen auch bei Themen die absolut nichts mit Elon Musk zu tun haben vorkommen. (Siehe Star Trek Discovery, Doctor Who,…)

    Amiland spinnt leider aktuell total.

    1. Das beisst sich etwas mit Ihrer Aussage, die Falcon 9 wäre für einen LEO optimimiert. Selbst die „staatliche“ Raumfahrt in der UdSSR war einiges leistungsfähiger als 11 t mit der Zenit in den 1980ern, oder der Proton in den 1960ern.

      1. Ich vermute Du beziehst dich auf den für 10,8 t ausgelegten Nutzlastadapter. Es ist normal dass man eine Rakete auf die Lasten auslegt die bei den Starts üblich sind. Ariane 1-4 waren nie auf die Maximalnutzlast ausgelegt, bei der Atlas V ist es genauso. Wenn SpaceX die Rakete auf die 22,7 bzw. 72 t Nutzlast auslegt, dann werden die stufen schwerer und die Nutzlast sinkt.Ist auch logisch sie müssen ja mehr Gewicht x Beschleunigung = Kraft aushalten.

    2. Ich kenne das Video von Thunderf00t. Und sein Argument ist, dass elektrochemische Batteriespeicher aus physikalischen Gründen niemals annähernd die Energiedichte von Benzin (ca. 10 kWh/l) erreichen können, egal ob von sie von Tesla, Samsung, oder wem auch immer stammen.
      Es sind die Space-X, Hyperloop etc.- Jünger, die sagen: Elon Musk, und wenn der etwas will, dann geht es

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