Eigentlich wollte ich die Nachlese diesen Monat auslassen, gab es doch nichts wirklich Bemerkenswertes bis gestern.
Es gab nur drei Starts, alle mit Starlinksatelliten. (Der letzte gestern, eigentlich schon im März, aber ich will mal nicht so sein). Viel mehr Startabbrüche gab es, zuletzt zwei in Folge. Dann haben sie noch eine Stufe bei der Landung verloren, ein Triebwerk versagte wegen Materialermüdung. Beides – die Startabbrüche aufgrund technischer Fehler und die verlorene Stufe dürften ein Hinweis sein, wie oft SpaceX ihre erste Stufe erneut verwenden kann. Es sollen ja zehn Starts sein, die letzte Stufe versagte nach sechs Flügen. In der Praxis ist das aber relativ egal, da man die Hälfte der Produktionskosten ja schon mit einmaliger Wiederverwendung drin hat und die Bergung und Inspektion kosten auch jedes Mal und die senken die Marge auch. Wie sich zeigte war das Triebwerk schon beim Aufstieg beschädigt und schaltete sich vorzeitig ab. Da die Starlink Satelliten aber weit unterhalb der Maximalnutzlast lagen beeinflusste das nicht die Mission. Veröffentlicht hat man dies nicht, es wäre ohne den Verlust der Stufe niemals herausgekommen. Als Workaround wird es in Zukunft nun keine Videos der Landung mehr geben.
Dann haben sie aber gestern wieder mal einen Starship Prototyp hochgejagt. Diesmal klappte die Landung – wobei sie auch die Gipfelhöhe des Tests erneut abgesenkt haben (diesmal waren es noch 10 km, beim ersten Test noch 15 km). 8 Minuten Minuten später explodierte dann die Rakete. Auf dem Video wird sie richtig hochgeschleudert als hätten die Triebwerke noch mal kurz gezündet. Angedeutet hat sich das schon vorher – in dem Video, das natürlich vor der Explosion endete, sieht man nach der Landung noch ein kleines Feuer neben der Rakete brennen. Unabhängige Videoübertragungen (das Aufkaufen von Land um Boca Chica damit solche Fehlschläge nicht von anderen beobachtet werden können scheiterte ja) zeigen auch nach dem Landen das Wasser versprüht wurde, um das Feuer zu löschen.
Immerhin kann man nun den für die Ladung nötigen Treibstoffvorrat genauer beziffern. Ganz eindeutig ist es nicht weil das Video, das ich kenne (Link) am Schluss in die Seitwärtsperspektive schwenkt. Aber es scheinen bei 5:59 zwei Triebwerke zu zünden und bei 6:08 eines auszugehen das verbliebende brennt bis bei 6:29 die Ladung erfolgt. Vollen Schub von 2.500 kN und einen reklamierten Bodenimpuls von 3230 m/s angenommen, sind das bei 38 Gesamtbrennsekunden dann 29,7 t Treibstoff. Etwas oberhalb der ersten Schätzung von 23 t, bei der die Brenndauer aufgrund des Aufschlags aber auch kürzer war. Bei 100 t Nutzlast ein nicht zu verachtenden Anteil, der in den Orbit und zurück transportiert wird.
Ich habe mir überlegt, ob ich was dazu schreiben soll, aber angesichts dessen das hier bei den Kommentaren SpaceX sogar mit Wernher von Braun verglichen werden, lasse ich das. Wer solche Vergleiche anstellt, hat seine Misskenntnis eigentlich ja schon offenbart. Ich sehe nur einen langen Weg für SpaceX, denn erinnern wir uns die ersten Landeversuche der Falcon 9 auf Land mit der Grasshopper klappten besser. Die Durststrecke kam dann erst mit den Landeversuchen auf See. Ebenso dürfte die entscheidende Frage sein, ob das Starship überhaupt den Wiedereintritt überlebt und wenn ja wie viel das Fixen was an der Nutzlast verändert, denn Nachbesserungen machen es zwangsläufig schwerer. Aber lange müssen wir nicht mehr warten:
“I’m highly confident that we will have reached orbit many times with Starship before 2023, and that it will be safe enough for human transport by 2023,” Musk said. “It’s looking very promising.”
Ja ich nehme SpaceX bei ihren eigenen Aussagen. Ich habe hier ja schon die Kritik gehört, dass man SpaceX zunehmend nicht mit anderen Firmen vergleicht, sondern mit ihren eigenen Aussagen. Ja mit was denn sonst? In der realen Welt misst man immer Personen an ihren Aussagen. Egal, ob das bei Firmenankündigungen über ein zu erwartendes Geschäftsjahr sind oder Politiker an ihren Aussagen. Ich denke Merkel wird ihr Satz vor der Wahl 2016 „Mit mir wird es keine Maut geben“ sehr oft vorgehalten worden sein.
Der entscheidende Punkt ist das SpaceX Kritiker meist bestrebt sind faire Vergleiche ziehen. SpaceX ist inzwischen keine horizontale Firma mehr. Sprich eine Firma, die sich in einem Marktsegment breitmacht. Stattdessen ist sie eine vertikale Firma. Eine Firma, die ausgehend vom Kerngeschäft immer mehr Teile der Wertschöpfungskette anbietet, die sonst andere Konkurrenten anbieten. Nehmen wir mal Starlink. Andere Firmen starten Kommunikationssatelliten. Die werden aber von anderen Firmen wie SES oder Eutelsat gebaut. Vermietet werden dann die Transponder und diese Firmen haben dann Verträge mit Endkunden. Starlink will diese direkt an die Endkunden vermieten, SpaceX ist daher in drei Marktsegmenten präsent. Der Vergleich mit einem Launch Service Provider ist daher irreführend. Wenn wie im letzten Jahr zwei Drittel der Starts nur auf eigene Nutzlasten entfallen, dann sollte das auch Fans klar sein, denn man kann schlecht die Kostenstruktur einer Firma vergleichen die zu 75 % auf frei ausgeschriebene Aufträge angewiesen ist mit einer, die zwei Drittel aller Starts mit eigenen Nutzlasten durchführt und beim restlichen Drittel die frei ausgeschriebenen Aufträge auch nur 50 % ausmachen.
Passend zu Starlink fand ich in der letzten ct‘ eine Meldung zu einem neuen Tarif eines geostationären Satellitenanbieters. Es ist ja nicht so, das man bisher kein Internet über Satellit buchen kann. Hier mal ein Vergleich der bisher bekannten Kosten:
| Anbieter | Eutelsat | SpaceX |
|---|---|---|
| Tarif | Konnect Max | Starlink |
| Datenrate | 100 Mbit/s | 50 – 150 Mbit/s |
| Kosten/Monat | 70 Euro | 99 Dollar |
| Einmalige Kosten | 50 Euro | 499 Dollar + 50 Dollar Versand |
| Sonstige Kosten (optional) | 99 Euro für Antennenmontage | 99 Dollar für eine Reservierung |
| Latenz | 240 ms | 20 bis 40 ms |
De Fakto kann man den potenziellen Kundenstamm in zwei Gruppen unterteilen. Die einen können zwischen beiden Anbietern wählen, die anderen benötigen zwingend ein Feature von Starlink. Bedingt durch die Höhe des GEO-Orbits sind die Latenzen bei geostationären Satelliten natürlich höher. Für kontinuierliche Datenströme spielt das keine Rolle. Egal ob dies Streamings, Up- oder Download oder der Aufbau von Webseiten ist. Nur bei jeweils neuen Anforderungen wie dem Aufruf einer neuen Seite merkt man die Verzögerung. Die Latenz ist aber von Bedeutung, wenn man etwas Interaktives hat. Egal ob dies ein Online Spiel ist oder eine Videokonferenz. Man kennt das ja von den Schalten in Nachrichtensendungen. Selbst wenn die Korrespondenten nicht in einem Drittweltland sind, gehen die Verbindungen meist über Satellit und da steht dann der Journalist nach der Frage erst mal ne Sekunde da, bis auch er die Frage gehört und geantwortet hat und das jeweils den Weg zum Satelliten und zurückgenommen hat.
Der zweite kleinere Kreis ist, der der von geostationären Satelliten gar nicht versorgt werden kann, weil die Antenne dann zu nahe an den Horizont ausgerichtet werden muss. Das betrifft höhere Breiten. Dieser Kreis ist aber klein und nicht umsonst hat SpaceX bisher mit einer Ausnahme alle Satelliten mit 53 Grad Bahnneigung gestartet. Damit decken sie die USA bis auf Alaska komplett ab. 53 Grad Breite erreichen aber auch geostationäre Satelliten. Das ist die Höhe von Kiel. Das große Geschäft wird man mit dem exklusiven Kundenstamm nicht machen, denn realistisch bleiben als potenzielle Kunden die Bewohner von Alaska, Island und Grönland und der nördlichen Gebiete von Kanada, Norwegen, Schweden und Finnland übrig. Viele sind das nicht denn auch in den Ländern sind die meisten großen Städte an der südlichen Landesgrenze. Auf jeden Fall ist SpaceX schon jetzt teurer als der etablierte Service. 99 Dollar sind heute 82,16 Euro. Zusammen mit den Fixkosten ist man im ersten Jahr 1440 Euro los, bei Eutelsat sind es 890.
Von den bisher 1.203 Starlinksatelliten arbeiten nur noch 1.122. 63 wurden aktiv deorbitiert, der Rest fiel schon nach dem Start aus bzw. bewegt sich nicht mehr, was ein Indiz für einen Ausfall ist. Eine Ausfallrate von 6,8 % bei einer Zeitspanne von 1,5 Jahren ist nicht gerade toll. Bis zum gestrigen Start betrug die mittlere Dauer im Orbit eines Starlinksatelliten keine 403 Tage bei 1.143 Satelliten. Demnach müsste SpaceX 6,1 % aller Satelliten pro Jahr ersetzen, was bei einer 12.000 Satellitenkonstellation alleine jedes Jahr 13 Starts ausmachen dürfte,
Mein eigentliches Hauptthema für heute ist mal was für SpaceX zu tun. Es gibt ja eine nicht kleine Chance, das Starship/Superbooster scheitern. Also nach Erfolg sieht es nicht aus. Es gab bisher zehn Prototypen. Bis auf zwei die gerade Mal 150 m hoch kamen, sind alle zerstört worden. Sechs der Explosionen fanden am Boden statt. Was könnte die Firma machen, wenn sich das Projekt als nicht umsetzbar erweist. Es wäre ja nicht das erste eingestellte Space-Projekt. Wir erinnern uns an Falcon 1e, Falcon 5, Falcon 9 Block II und III und Falcon 9 Heavy, die allesamt wieder eingestellt wurden. Eine sinnvolle Möglichkeit wäre es die Raptors in die erste Stufe der Falcon 9 einzubauen. Mit 2500 kN Schub hat ein Raptor in etwa dreimal so viel Schub wie ein Merlin 1D der ersten Stufe (845 kn). Es hat aber einen höheren spezifischen Impuls. Daher sollte die Nutzlast ansteigen. Doch ganz so einfach ist es nicht. Meiner Ansicht nach ist die Falcon 9 in der Länge an der Grenze, die machbar ist. Je länger die Rakete wird, desto höher werden die aerodynamischen Belastungen beim Aufstieg. Man sieht das an der für die Nutzlast viel zu kurze Nutzlastverkleidung, was vor allem bei der Falcon Heavy mit höherer Nutzlast den Einsatz hemmt. Nun hat aber Methan weniger als die Hälfte der Dichte von Kerosin. Man wird also die Tanks nicht voller füllen können. SpaceX setzt ja schon unterkühlte Treibstoffe ein, weil man das Problem der nicht vergrößerbaren Tanks hat.
Ich bin im Folgenden davon ausgegangen dass:
- Die Tanks linear gegenüber der ersten Version der Falcon 9 gestreckt wurden
- Diese hatte ein Tankvolumen von 94.256 l Kerosin und 149.495 l (damals gab es noch diese Angaben)
- Die Treibstoffmasse beträgt aktuell 411 t
Bei den mittleren Dichten von 0,42 g/cm³ (Methan), 0,83 (RP-1) und 1,141 (LOX) komme ich auf:
- Max. 65.304 kg Methan
- Max. 281.767 kg LOX
Mithin ein LOX/Methan Verhältnis von 4,31
Es gibt nun zwei Möglichkeiten:
ich lasse die Tanks unverändert, dann kann ich, da das Raptor zur Zeit mit LOC/Methan 3,55 zu 1 arbeitet einen Teil des Methans nicht nutzen, ich müsste auf 231.820 t beim Sauerstoff kürzen um das Methan vollständig zu nutzen.
Ich kürze den einen Sauerstofftank und verlängere den Anderen. Dann erreiche ich beim Verhältnis 3,55 zu 1 folgende Massen:
- 73.312 kg Methan
- 250.358 kg LOX
Beides wiegt knapp 80 t weniger als die heutige Treibstoffzuladung. So sollte auch trotz leicht geringerem Schubs (7605 zu 7500 kN) der Start möglich sein. Der Vakuumimpuls des Raptors auf Sea Level Niveau ist unbekannt. Ich habe ihn zu 3400 m/s angenommen, der spez. Impuls auf Meereshöhe soll bei 3.230 sein. Alles offen, weil das alles Ankündigungen sind und SpaceX das Triebwerk noch nicht zu Ende entwickelt hat. Als Grundlage dient mein Modell der Falcon 9, die Daten für die Rakete gibt es ja seitens SpaceX nicht, das Modell passte ich so an, das es die 6,500 kg (ohne Wiederverwendung) real in den GTO erreicht, die Königsmann nennt.
Mit Option 1 komme ich auf folgende Rakete und etwa 5,9 t Nutzlast:
Rakete: Falcon 9 Raptor GTO
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 438.636 | 5.900 | 10.281 | 1.006 | 1,35 | 160,00 | 200,00 | 35790,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 7.500 | 28 | 85 | 2.000 | 217 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 319.124 | 22.000 | 3.400 | 7500,0 | 8850,0 | 114,15 | 0,00 |
| 2 | 1 | 111.612 | 6.200 | 3.273 | 934,0 | 935,0 | 369,00 | 120,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 85,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 35.790 km | 160 km | ||
| Real | 215 km | 35.854 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,7 Grad | 187 km | 161 km | 5.900 kg | 6.021 kg | 488,6 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 61,1 s | 133,0 s | 208,0 s | ||
| Winkel | 31,0 Grad | 34,0 Grad | -2,2 Grad | ||
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.827,4 m/s | 146,8 km | 204,9 km | 445,7 s | -5.866,5 km | 143,9 km | 29,0 Grad |
Diagramme
Mit der Option 2 komme ich auf folgende Rakete und etwa 6,7 t Nutzlast also noch mehr als vorher.
Rakete: Falcon 9 Raptor 2 GTO
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 465.982 | 6.700 | 10.281 | 1.005 | 1,44 | 160,00 | 200,00 | 35790,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 7.500 | 28 | 85 | 2.000 | 217 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 345.670 | 22.000 | 3.400 | 7500,0 | 8850,0 | 124,35 | 0,00 |
| 2 | 1 | 111.612 | 6.200 | 3.273 | 934,0 | 935,0 | 369,00 | 130,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 85,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 35.790 km | 160 km | ||
| Real | 215 km | 35.792 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,8 Grad | 183 km | 161 km | 6.700 kg | 6.857 kg | 498,4 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 61,1 s | 119,2 s | 208,0 s | ||
| Winkel | 31,0 Grad | 34,0 Grad | -2,2 Grad | ||
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.982,6 m/s | 149,3 km | 245,3 km | 461,2 s | -5.802,3 km | 148,7 km | 28,8 Grad |
Diagramme
Als zweiten Schritt könnte man das Raptor auch in die Oberstufe einbauen. Das hätte zwei Folgen. Zum einen steigt der Schub stark an, zum anderen kann man weniger Treibstoff zuladen. Ich habe nur noch die zweite Rakete so verändert. Der Treibstoffanteil sinkt auch hier ab. Den spezifischen Impuls des Raptor Vakuums habe ich etwas geringer angenommen als bei SpaceX, da man die Düse kürzen muss, sonst passt sie nicht mehr in den Stufenadapter. Weiterhin wiegt das Raptor mehr als das Merlin, ich habe die Stufe daher um 1 t schwerer gemacht. Die Nutzlast liegt wegen dieser Nachteile mit 6.300 kg deutlich geringer. Das liegt daran, dass ich bei nun sehr kurzen Brenndauern der Stufen eine Freiflugphase von 140 s Dauer einführen musste. Das ist suboptimal. Doch das Raptor soll ja auf 40 % Schub reduzierbar sein. Das habe ich getan, und dafür die Freiflugphase weggelassen und komme dann auf nahezu die gleiche Nutzlast.
Rakete: Falcon 9 Raptor 4 GTO
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 444.484 | 6.600 | 10.281 | 1.161 | 1,48 | 160,00 | 200,00 | 35790,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 7.500 | 28 | 85 | 2.000 | 217 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 345.670 | 22.000 | 3.400 | 7500,0 | 8850,0 | 124,35 | 0,00 |
| 2 | 1 | 90.214 | 7.200 | 3.600 | 1000,0 | 1000,0 | 298,85 | 130,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 85,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 200 km | 35.790 km | 160 km | ||
| Real | 208 km | 35.805 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,7 Grad | 178 km | 161 km | 6.500 kg | 6.712 kg | 428,1 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 61,1 s | 119,2 s | 400,0 s | ||
| Winkel | 58,9 Grad | 1,0 Grad | -8,0 Grad | ||
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 3.125,8 m/s | 167,7 km | 220,9 km | 428,8 s | -5.725,8 km | 165,3 km | 28,5 Grad |
Diagramme
Was gibt es sonst noch Neues?
Am 4.2. gab es die Ankündigung eines weiteren Touristenflugs – es gab ja schon einen mit Space Adventure zur ISS. Dieser ist nun von Axiom Space gebucht und alleine von Jared Isaacman gebucht. Einen Sitz will er einem Gewinner einer Geldsammelmission für das St. Jude Krankenhaus zur Verfügung stellen. Leider kommen bei der Website nicht die Mittel zusammen. Aktuell sind es etwas über 11 Millionen. Vor etwas mehr als zwei Wochen waren es noch 9, also ich glaube kaum, das er so das 100 Millionen Dollar Ziel im Juli erreicht. Eine Frau, die in dem St Jude Krankenhaus an Krebs genesen ist, soll auf jeden Fall mitfliegen. Anders als bei Space Adventures wird die Mission nicht an die ISS andocken, das heißt die vier Insassen bleiben die ganze Mission über im Orbit. Immerhin: damit sind ganz andere Bahnen möglich. Ich habe mir mal die Mühe gemacht, dass zu berechnen. Bei einer Masse von 13 t (Die Crew Dragon Demo-2 Mission wog 12,5 t beim Start) kann man durchaus ein Apogäum in 4000 km Erdferne erreichen, wenn das Perigäum niedrig bleibt, ich habe 180 km für das Perigäum angesetzt. Da hat man schon einen guten Ausblick, die Erde ist zehnmal weiter weg als bei der ISS und es wäre dreimal höher als bei der höchsten Geminimission. Also SpaceX Fans, wenn ihr mit dabei sein wollt, spendet fleißig für das St Judes Hospital. Der Gewinner wird der Dritte sein, der vierte Platz wird durch ein Panel bestimmt. Was mich bei allen Flügen wundert – egal ob zur ISS oder kommerziell ist das es immer nur vier Insassen sind. Bei einem Orbitflug ohne Andocken an die ISS noch verständlich – es wird sonst wohl zu eng. Ich vermute die vier Passagiere kennen sich nach dem Flug auch besser als sie das jemals wollten. Auch bei NASA-Transporten zur ISS ist es klar. Mehr Astronauten die dauerhaft an der Station sind benötigen auch mehr Fracht und das sind pro Person einige Tonnen im Jahr. Aber bei den Kurzzeitbesuchen zur ISS sollten doch alle sieben Plätze belegt sein. Schon alleine um die Kosten pro Person klein zu halten. Ich vermute man hat nicht genug Platz in der ISS. Schon beim Demo-2 Flug musste einer der Astronauten in der Dragon übernachten mangels Schlafquartier. Aber die sollen bzw. sind schon mit Frachtflügen unterwegs (pikanterweise mit einer Cygnus weil sie nicht in eine Dragon reinpassen….). Was mich auch verwundert ist das nach wie vor für 2023 die Mission von Maezawa, die für 2023 zum Mond geplant ist immer noch mit dem Starship erfolgen soll. Eine Falcon Heavy könnte – wenn, ja wenn die Werte auf der Website der Realität entsprechen – eine Dragon, immerhin ein nach den strengen NASA-Richtlinien zertifiziertes Gefährt auch zum Mond bringen – wenn auch nur für eine Umkreisungsmission, ohne in den Orbit einzutreten. Doch die Dauer von vier bis fünf Tagen, die für die Starship Mission genannt wird, spricht auch gegen das Eintreten in die Umlaufbahn. Traut man der Falcon Heavy den Start nicht zu? Oder einfachere Erklärung, hat sie nicht die Nutzlast, die rekalmiert wird. Allerdings nennt selbst NASAs Performance Website, die bei der Falcon 9 immer viel geringere Nutzlasten berechnet als SpaceX ausgibt und daher wohl auch die wahren Daten der Rakete kennt für eine Bahn mit einem c3 von 0 von 15 t Nutzlast aus – bei 13 t Nutzlast gäbe es also kein Problem, wenn das Raumschiff dafür geeignet ist und das soll es ja sein (habs ja schon 2010 nicht geglaubt …).