Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Kann Europa Clipper direkt zum Jupiter?

Man möge mir verzeihen, dass ich die Überschrift der Lesbarkeit halber etwas verkürzt habe. Denn genauer sollte es heißen: Kann Euro Clipper direkt zu Jupiter kommen, ohne eine SLS zu benutzen?

Die SLS ist ziemlich teuer, letzte Schätzungen (die genauen Zahlen gibt die NASA eigentlich nur raus, wenn sie vorteilhaft für sie sind) gehen von 2 Milliarden Dollar pro Start aus.

Nun ist schon vorgesehen Jupitersonde Europa Clipper mit einer Falcon Heavy zu starten, doch nicht direkt. Nach dem derzeitigen Plan wird Europa Clipper am 10. Oktober 2024 mit einer Falcon Heavy starten. Es gibt dann zwei Swing-Bys und zwar an Mars im Februar 2025 und an der Erde im Dezember 2026. Beide dürften etwa 4 km/s zusammen addieren. Die Falcon Heavy wird Europa Clipper auf ein c3 von 25 bis 28 km²/s² beschleunigen. Der Marsvorbeiflug erspart ein Deep Space Manöver das etwa 700 bis 800 m/s Geschwindigkeitsänderung erforderlich macht und damit die Treibstoffvorräte vergrößert. Am 11. April 2030, also nach fünfeinhalb Jahren, kommt Europa Clipper bei Jupiter an.

Insgesamt habe ich über die aktuelle Trajektorie nichts gefunden, nur über die vorhergehenden Planungen die aber auch von anderen Startterminen ausgingen. Ich habe daher zuerst den NASA Trajectory Browser bemüht und ihn nach den idealen Startterminen von 2024 bis 2028 suchen lassen – die Tour dauert, wenn man direkt fliegt ja nicht so lange maximal 2 ¼ Jahre, sodass man auch später starten kann und trotzdem noch 2030 ankommen kann. Daneben kann es auch Verzögerungen geben. Da die Sonde in einen Orbit einschwenken soll, habe ich als Optimierungsziel einen Rendezvouskurs angegeben. Heraus kamen folgende Bahnen:

Abflug Ankunft Dauer Injection
C3
(km2/s2)
Abs
DLA
Injection
ΔV
(km/s)
Post-
Injection
ΔV (km/s)
Total
ΔV
(km/s)
Nov-27-2027 Apr-09-2030 2.37 yrs 86.9 36° 6.64 0.26 6.91
Aug-30-2024 Jan-27-2027 2.41 yrs 90 21° 6.75 0.22 6.97
Oct-23-2026 Dec-15-2028 2.15 yrs 91.2 41° 6.79 0.34 7.13
Sep-18-2025 Oct-10-2027 2.06 yrs 91.3 37° 6.79 0.35 7.15

Zur Erklärung: Das „Injektion ΔV“ ist die Geschwindigkeitsänderung gegenüber einer niedrigen Erdumlaufbahn, also bei typisch 7,787 km/s in einer solchen sind dies maximal 14,55 km/s. Das Post-Injektion entspricht dem Unterschied zwischen Ankunftsgeschwindigkeit und Fluchtgeschwindigkeit ebenfalls in einer niedrigen Jupiterumlaufbahn von 200 km Höhe – auch hier wird eine 200 km Umlaufbahn angenommen, was natürlich bei Jupiter nicht geht. Zudem wäre dann der erste Orbit einer, der erst im Unendlichen endet. Aufgrund der Daten von früheren Raumsonden weiß ich, man wird man etwas mehr abbremsen müssen so um 600 bis 800 m/s.

Nach diesen Daten wäre der beste Abflug 2027 wobei man bis auf zwei Tage auch an dem geplanten Ankunftstermin von Europa Clipper auf der derzeitigen Tour ankommen würde.

Das grundsätzliche Problem ist das benötigte c3, also die Energie im Unendlichen nach Verlassen der einflissphöre der Erde, die bei der derzeitigen Tour bei 25 bis 28 km²/s² beträgt und bei diesen Bahnen bei 86,9 bis 91,3. Bezogen auf eine 200 km Bahn entsprechen 28 km²/s² einer Geschwindigkeit von 12,22 km/s, also 2,3 km/s weniger als für den direkten Flug benötigt.

Das schafft bei diesem Gewicht von 6.065 kg keine US-Trägerrakete außer der SLS. Doch wäre es mit einem Upgrade bestehender Raketen möglich?

Bei einer Delta IVH sieht es schlecht aus. Selbst mit einer Star 48B Oberstufe kommt sie nur auf ein c3 von 29 km²/s² – immerhin, das wäre eine Alternative zur Falcon Heay für die 25 bis 28 km²/s² geforderte Energie. Ohne Oberstufe wäre es ein c3 von 27 km²/s², immerhin auch noch im Bereich dessen, was gefordert wird (25 bis 28 km). Mit einer Star 37 FM wäre ein c3 von 16 km²/s² möglich mit einer Star 63 eines von 14 km²/s².

Bleibt nur die Falcon Heavy. Wie immer: da es keine verlässlichen Daten für eine umfangreiche Berechnung seitens SpaceX gibt, basiert die Simulation auf einer Rekonstruktion meinerseits.

Bei der Falcon 9 ging ich von den Angaben von Koenigsmann aus, die auch mit den realen Nutzlasten validiert werden, demnach gab es keinen Satelliten über 6,5 t Masse der einen GTO erreichte, sondern wenn er schwerer war maximal ein Sub-GTO.

Für die Falcon Heavy kann ich die 15 t Angabe ohne Wiederverwendung aber nicht übernehmen. Der springende Punkt: es passt nicht. Von den „beworbenen“ 8,3 t GTO der Falcon 9 zu den von Koenigsmann genanten 6,5 kommt man relativ einfach, indem man nur die Strukturfaktoren real annimmt und den spezifischen Impuls der letzten Stufe auf das kürzt was unabhängige Tools (FCEA2) herausspucken. Ich vermute, man hat wie bei anderen Angaben Halblügen verbreitet so eben den spezifischen Impuls nur auf die Brennkammer bezogen und die Abgase für den Gasgenerator weggelassen oder beim Merlin 1D den Strukturfaktor auch nur auf die Brennkammer ohne andere Subysteme bezogen.

Übernimmt man die Stufen der Falcon 9, addiert 5 t Trockengewicht für die zentrale Stufe, die nach Musk „tons of Equipment“ benötigt und setzt die Startbeschleunigung auf 13 m/s fest und errechnet daraus die Schubreduktion der zentralen Stufe so kommt man für die Falcon Heavy auf etwa 24 t in den GTO – das passt auch in etwa im Verhältnis zu den reklamierten 26,7 t Würde die Falcon Heavy übrigens die technischen Daten haben, die SpaceX reklamiert so wären es sogar 29 t in den GTO.

Ich vermute das die 15 t schlicht und einfach das strukturelle Limit sind, schließlich wurden auch nie mehr als 15 t bei den Starlink Satelliten befördert.

Die 6.065 kg schwere Europa Clipper Sonde würde mit einer Falcon Heavy nach meiner Modellierung maximal ein c3 von 34 km²/s² erreichen. Da noch ein Nutzlastadapter hinzukommt, real eher etwas weniger.

Mit einer Single-engine Centaur (SEC) als weiterer Oberstufe sieht es besser aus. Ich habe hier noch 1 t Trockenmasse für die Oberstufe addiert, da ein weiterer Nutzlastadapter hinzukommt. Passen Europa Clipper und die Centaur (Länge der Centaur 12,78 m) in die noch kommende 18,1 m lange Verkleidung, was ich aber eher nicht annehme, dann würde dies wegfallen). Mit der SEC kommt man auf ein c3 von 84 km²/s². Das wäre unterhalb jeder obigen Anforderung. Die SEC hat eine lange Brenndauer von über 900 Sekunden, in der Zeit steigt das Gespann bis auf 3247 km Höhe. Das erhöht die Gravitationsverluste, da während der ganzen Zeit die Gravitation wieder die Kombination verlangsamt. Als Alternative habe ich daher die Double Engine Centaur (DEC) probiert, die eine nur halb so große Brenndauer hat. Sie hat in schon 1047 km Höhe Brennschluss und obwohl sie rund 200 kg mehr wiegt, steigt das C3 auf 87 km²/s² an. Das wäre gerade noch ausreichend für den besten Termin im Jahre 2027.

Ich habe daher bei New Horizons nochmals die Bahnsuche angeschmissen, diesmal aber mit Ziel Fly-By, das hießt es soll nur die Startgeschwindigkeit minimiert werden. Das Ergebnis ist nicht viel besser, aber ein bisschen:

Earth_Departure Dest_Flyby Duration (days) C3 (km2/s2) Abs DLA (degs) Injection DV (km/s) Total DV (km/s)
Nov-27-2027 Mar-24-2030 848 86.8 35 6.64 6.64
Aug-14-2024 Aug-20-2026 736 87.0 21 6.64 6.64
Sep-18-2025 Sep-08-2027 720 90.8 34 6.77 6.78
Oct-23-2026 Nov-13-2028 752 90.8 39 6.78 6.78

Nun erfüllen zwei Startfenster die Nebenbedingung. Schafft man es, die Zusatzmasse um Europa Clipper auf der Oberstufe zu befestigen auf 500 kg zu drücken, dann erreicht die Kombination auch ein c3 von 91, allerdings wirklich sehr knapp und dann müsste in den 6065 kg schon der Nutzlastadapter dabei sein.

Kurzum: Wahrscheinlich klappt es nicht. Andererseits benötigen Raumsonden bei mehrfachen Swing-By durchaus nennenswerten Treibstoff für Deep Space Manöver zwischen den Vorbeiflügen. Das war so bei Galileo, Cassini und Juno. Kann man denn bei einem direkten Flug einsparen so würde es gehen und wir reden hier von nicht viel, einige Hundert Kilogramm, weniger als 10 Prozent der Startmasse würden ausreichen.

Auf der anderen Seite würde eine Centaur die Rakete um 13 m verlängern und die scheint schon jetzt ein Längenproblem zu haben, sprich die aerodynamischen Kräfte beim Aufstieg werden um so größer, je länger die Rakete ist. Weshalb bisher die Falcon Heavy ja auch mit der für ihre Nutzlastkapazität viel zu kurzen Nutzlastverkleidung der Falcon 9 mit 13 m fliegt. Eine Ariane 5 mit weniger Nutzlast hat eine von 20 m Länge und Atlas und Delta verfügen ebenfalls über 18 bis 20 m lange Modelle. Für die kommende 18 m Verkleidung musste SpaceX ja auf den Spezialisten Contraves zurückgreifen. So glaube ich nicht das es technisch gehen würde.

Würde die Falcon Heavy übrigens die von Musk/SpaceX reklamierten Spezifikationen aufweisen so würde sie immerhin ein c3 von 64 km²/s² erreichen. Aerodynamisch möglich, aber auch nicht ausreichend wäre eine Falcon heavy bei der die SEC die Oberstufe ersetzt. Sie erreicht ein C3 von 45 km²/s².

Rakete C3 (bei Nutzlast 6.065 kg)
Delta 4H 27
Delta 4H + Star 37 FM 16
Delta 4H + Star 48 29
Delta 4H + Star 63 14
Falcon Heavy SpaceX Angaben 64
Falcon Heavy mein Modell 34
Falcon Heavy + Centaur SEC 84
Falcon Heavy + Centaur DEC 90
Falcon Heavy ohne Pberstufe / Centaur SEC 45

Hier noch die Raketendaten:

Rakete: Falcon Heavy Real

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.417.066 6.065 12.696 1.106 0,43 160,00 200,00 35790,00 40,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 125.191 6.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00

 

Rakete: Falcon Heavy Real

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.417.066 6.065 12.696 1.106 0,43 160,00 200,00 35790,00 40,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 125.191 6.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00

 

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 Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 40 km2/s2
Real: 332 km 160 km 35 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
28,4 Grad 410 km 410 km 6.065 kg 6.089 kg 646,9 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 45,1 s 200,0 s 410,0 s
Winkel 50,9 Grad 9,3 Grad 6,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Zeitpunkt Höhe: Dist: v(x): v(y): v(z): v: Peri: Apo: a:
Start 0,0 s 0,01 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s -6378 km -6378 km 3,0 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,05 km 0,0 km 0 m/s 16 m/s 0 m/s 16 m/s -6370 km 0 km 3,3 m/s
Winkelvorgabe 45,1 s 3,66 km 0,0 km 203 m/s 165 m/s 18 m/s 262 m/s -6359 km 5 km 6,9 m/s
Brennschluss 1 162,0 s 58,09 km 5,7 km 3138 m/s 856 m/s 275 m/s 3265 m/s -5659 km 119 km 49,1 m/s
Winkelvorgabe 200,0 s 91,74 km 19,6 km 3816 m/s 665 m/s 334 m/s 3888 m/s -5305 km 157 km 11,6 m/s
Verkleidung 217,0 s 105,52 km 29,9 km 4183 m/s 563 m/s 366 m/s 4237 m/s -5067 km 176 km 14,4 m/s
Brennschluss 2 246,4 s 128,39 km 56,6 km 4965 m/s 406 m/s 434 m/s 5000 m/s -4426 km 228 km 22,2 m/s
Zündung 3 250,0 s 131,16 km 60,8 km 4965 m/s 373 m/s 434 m/s 4998 m/s -4424 km 229 km -9,4 m/s
Winkelvorgabe 410,0 s 217,07 km 455,8 km 6226 m/s -913 m/s 545 m/s 6316 m/s -2529 km 424 km 2,6 m/s
Orbitsim 490,8 s 258,24 km 874,5 km 7155 m/s -1513 m/s 626 m/s 7340 m/s -664 km 1470 km 7,5 m/s
Sim End 646,9 s 409,55 km 2544,3 km 11516 m/s -4363 m/s 581 m/s 12329 m/s 332 km -30064 km 71,2 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.268,6 m/s 112,2 km 258,7 km 445,6 s -5.632,0 km 120,2 km 28,3 Grad
2: 5.002,9 m/s 182,4 km 1.378,8 km 639,6 s -4.370,9 km 230,7 km 28,1 Grad

Rakete: Falcon Heavy Centaur SEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.441.139 6.065 14.324 2.536 0,42 160,00 200,00 35790,00 84,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 126.191 7.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00
4 1 23.073 2.243 4.417 99,2 99,2 927,48 650,00

 

Rakete: Falcon Heavy Centaur SEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.441.139 6.065 14.324 2.536 0,42 160,00 200,00 35790,00 84,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 126.191 7.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00
4 1 23.073 2.243 4.417 99,2 99,2 927,48 650,00

 

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 Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 84 km2/s2
Real: 934 km 160 km 84 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
26,2 Grad 3.247 km 3.247 km 6.065 kg 6.073 kg 1.577,1 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 63,1 s 200,0 s 406,0 s
Winkel 48,9 Grad 10,0 Grad 0,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Zeitpunkt Höhe: Dist: v(x): v(y): v(z): v: Peri: Apo: a:
Start 0,0 s 0,01 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s -6378 km -6378 km 2,8 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,05 km 0,0 km 0 m/s 14 m/s 0 m/s 14 m/s -6370 km 0 km 3,0 m/s
Winkelvorgabe 63,1 s 7,52 km 0,0 km 328 m/s 256 m/s 29 m/s 417 m/s -6350 km 10 km 8,9 m/s
Brennschluss 1 162,0 s 62,71 km 4,5 km 2891 m/s 916 m/s 253 m/s 3043 m/s -5763 km 124 km 45,3 m/s
Winkelvorgabe 200,0 s 97,83 km 16,0 km 3510 m/s 723 m/s 307 m/s 3596 m/s -5474 km 159 km 9,6 m/s
Verkleidung 217,0 s 112,01 km 24,6 km 3841 m/s 617 m/s 336 m/s 3905 m/s -5285 km 175 km 12,0 m/s
Brennschluss 2 246,4 s 134,80 km 46,7 km 4531 m/s 443 m/s 396 m/s 4570 m/s -4798 km 212 km 18,0 m/s
Zündung 3 250,0 s 137,46 km 50,2 km 4531 m/s 409 m/s 396 m/s 4566 m/s -4796 km 213 km -9,4 m/s
Winkelvorgabe 406,0 s 198,36 km 361,5 km 5511 m/s -954 m/s 482 m/s 5613 m/s -3573 km 275 km -0,2 m/s
Orbitsim 561,2 s 203,73 km 1157,9 km 6965 m/s -2340 m/s 609 m/s 7373 m/s -326 km 1096 km 6,6 m/s
Brennschluss 3 647,0 s 217,55 km 1976,4 km 8292 m/s -3714 m/s 583 m/s 9104 m/s 246 km 15302 km 17,8 m/s
Zündung 4 650,0 s 218,32 km 2012,5 km 8281 m/s -3739 m/s 582 m/s 9104 m/s 246 km 15348 km -9,2 m/s
Sim End 1577,1 s 3247,20 km 22349,0 km 6470 m/s -11177 m/s 191 m/s 12916 m/s 934 km -22042 km 7,6 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.268,6 m/s 112,2 km 258,7 km 445,6 s -5.632,0 km 120,2 km 28,3 Grad
2: 5.002,9 m/s 182,4 km 1.378,8 km 639,6 s -4.370,9 km 230,7 km 28,1 Grad
3: 9.144,5 m/s 750,3 km 10.180,4 km 1.113,7 s 169,7 km 17.031,7 km 29,0 Grad

Rakete: Falcon Heavy Centaur DEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.441.328 6.065 14.429 1.437 0,42 160,00 200,00 35790,00 87,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 126.191 7.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00
4 1 23.262 2.462 4.417 198,4 198,4 463,74 650,00

 

Rakete: Falcon Heavy Centaur DEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.441.328 6.065 14.429 1.437 0,42 160,00 200,00 35790,00 87,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 126.191 7.200 3.273 981,0 981,0 397,00 250,00
4 1 23.262 2.462 4.417 198,4 198,4 463,74 650,00

 

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 Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 87 km2/s2
Real: 512 km 160 km 87 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
28,4 Grad 1.041 km 1.041 km 6.065 kg 6.242 kg 1.109,8 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 63,1 s 200,0 s 410,0 s
Winkel 48,9 Grad 10,7 Grad -5,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Zeitpunkt Höhe: Dist: v(x): v(y): v(z): v: Peri: Apo: a:
Start 0,0 s 0,01 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s -6378 km -6378 km 2,7 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,05 km 0,0 km 0 m/s 14 m/s 0 m/s 14 m/s -6370 km 0 km 3,0 m/s
Winkelvorgabe 63,1 s 7,52 km 0,0 km 328 m/s 256 m/s 29 m/s 417 m/s -6350 km 10 km 8,9 m/s
Brennschluss 1 162,0 s 63,03 km 4,5 km 2882 m/s 930 m/s 252 m/s 3039 m/s -5766 km 126 km 45,3 m/s
Winkelvorgabe 200,0 s 98,75 km 15,9 km 3499 m/s 743 m/s 306 m/s 3590 m/s -5480 km 162 km 9,6 m/s
Verkleidung 217,0 s 113,28 km 24,4 km 3830 m/s 640 m/s 335 m/s 3897 m/s -5292 km 179 km 11,9 m/s
Brennschluss 2 246,4 s 136,70 km 46,4 km 4519 m/s 464 m/s 395 m/s 4560 m/s -4807 km 216 km 18,0 m/s
Zündung 3 250,0 s 139,43 km 49,9 km 4519 m/s 430 m/s 395 m/s 4557 m/s -4805 km 217 km -9,4 m/s
Winkelvorgabe 410,0 s 200,52 km 372,6 km 5528 m/s -1026 m/s 484 m/s 5643 m/s -3525 km 273 km -0,1 m/s
Orbitsim 559,0 s 189,02 km 1141,0 km 6915 m/s -2511 m/s 605 m/s 7382 m/s -190 km 922 km 6,4 m/s
Brennschluss 3 647,0 s 184,09 km 1984,9 km 8239 m/s -3962 m/s 578 m/s 9161 m/s 263 km 15773 km 17,6 m/s
Zündung 4 650,0 s 184,15 km 2021,5 km 8228 m/s -3988 m/s 577 m/s 9162 m/s 263 km 15824 km -9,3 m/s
Sim End 1109,8 s 1041,05 km 12560,9 km 9603 m/s -10104 m/s 368 m/s 13944 m/s 512 km -21059 km 15,6 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 3.268,6 m/s 112,2 km 258,7 km 445,6 s -5.632,0 km 120,2 km 28,3 Grad
2: 5.002,9 m/s 182,4 km 1.378,8 km 639,6 s -4.370,9 km 230,7 km 28,1 Grad
3: 9.144,5 m/s 750,3 km 10.180,4 km 1.113,7 s 169,7 km 17.031,7 km 29,0 Grad

Rakete: Falcon Heavy zweistufig Centaur SEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.314.948 6.065 12.891 0 0,46 160,00 200,00 35790,00 45,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 23.073 2.243 4.417 99,2 99,2 927,48 250,00

 

Rakete: Falcon Heavy zweistufig Centaur SEC

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
C3
[km²/s²]
1.314.948 6.065 12.891 0 0,46 160,00 200,00 35790,00 45,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
18.081 28 85 3.000 217 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 2 425.938 22.000 3.050 6804,0 7605,0 162,00 0,00
2 1 430.934 27.000 3.050 4473,0 5000,0 246,40 0,00
3 1 23.073 2.243 4.417 99,2 99,2 927,48 250,00

 

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 Ziel-C3 überschritten
Perigäum Sattelhöhe c3
Vorgabe: 200 km 160 km 45 km2/s2
Real: 688 km 138 km 45 km²/s²
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
27,2 Grad 1.676 km 1.676 km 6.065 kg 6.082 kg 1.176,7 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 63,1 s 200,0 s 406,0 s
Winkel 48,9 Grad -10,0 Grad -20,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Zeitpunkt Höhe: Dist: v(x): v(y): v(z): v: Peri: Apo: a:
Start 0,0 s 0,01 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s -6378 km -6378 km 4,0 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,06 km 0,0 km 0 m/s 21 m/s 0 m/s 21 m/s -6370 km 0 km 4,3 m/s
Winkelvorgabe 63,1 s 10,54 km 0,0 km 372 m/s 363 m/s 33 m/s 520 m/s -6346 km 15 km 11,8 m/s
Brennschluss 1 162,0 s 79,95 km 7,1 km 3932 m/s 905 m/s 344 m/s 4049 m/s -5234 km 165 km 74,0 m/s
Winkelvorgabe 200,0 s 114,35 km 27,9 km 5070 m/s 493 m/s 444 m/s 5113 m/s -4323 km 205 km 27,5 m/s
Verkleidung 217,0 s 125,82 km 44,8 km 5750 m/s 202 m/s 503 m/s 5776 m/s -3517 km 224 km 37,2 m/s
Orbitsim 244,0 s 137,85 km 88,2 km 7373 m/s -394 m/s 645 m/s 7412 m/s -412 km 730 km 73,8 m/s
Brennschluss 2 246,4 s 138,58 km 93,4 km 7577 m/s -428 m/s 645 m/s 7617 m/s -177 km 1237 km 79,5 m/s
Zündung 3 250,0 s 139,69 km 101,7 km 7578 m/s -462 m/s 645 m/s 7619 m/s -175 km 1253 km -9,4 m/s
Winkelvorgabe 406,0 s 188,00 km 826,8 km 7858 m/s -1974 m/s 621 m/s 8126 m/s 39 km 4060 km -5,4 m/s
Sim End 1176,7 s 1676,19 km 15268,0 km 7507 m/s -9356 m/s 309 m/s 11999 m/s 688 km -27156 km 5,8 m/s

Parameter der Stufen

</table

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 4.054,7 m/s 151,8 km 560,3 km 511,5 s -5.195,3 km 166,8 km 28,2 Grad
2: 7.623,2 m/s 209,9 km 12.189,3 km 1.177,4 s -120,7 km 1.422,0 km 28,2 Grad

2 thoughts on “Die Lösung für ein überflüssiges Problem: Kann Europa Clipper direkt zum Jupiter?

  1. Zwischen den beworbenen 64 T Nutzlast der FH und den 15 T die durch die Struktur beschränkt sind ist schon ein gewaltiger unterschied.
    Die voulmenbeschränkung durch das Fairing ist obsolet, da SX für das DOD bereits eine große Hülle bauen muss.
    Für die 15t habe ich keine Quelle gefunden.

    Die F9 wird mit den 15t Starlinks max ausgereizt. Mit Boosterverlust wäre hier vielleicht noch etwas mehr drin.
    Das die 64t für den LEO bei der FH stimmen glauben nur die ganz hartgesottenen Fans.

    Aber, dass die Struktur der Rakete die Nutzlast auch auf genau 15t beschränkt ist vermutlich auch nicht die Wahrheit.

    Der Schwachpunkt in der Struktur kann ja nur in der Oberstufe sen. Die Booster müsen wegen der Wiederverwertung robuster als bei andern Raketen gebaut werden.

    Ob die Oberstufe für eine Nutzlat von mehr als 15t strukturell verstärkt werden muss ist nicht bekannt aber wahrscheinlich.
    Ein teil der zusätzlichen Belastung müsste auch durch die geringere Geschwindigkeit kompensiert werden. Die Belastung durch die Atmosphäre dürfte deutlich geringer ausfallen. Das wird es aber nicht zu 100% kompensieren.

    Ich gehe davon aus, das eine Verstärkung der Struktur einer Oberstufe ohne weiteres machbar ist, dass es bis heute aber kein Bedarf für mehr als 15t gegeben hat.

    Wenn aber in den nächsten Jahren ISS-Nachfolger gestartet werden sollen, dann muss sich SX mit dem Thema beschäftigen.
    Aktuell geht SX aber denke ich davon aus, das das Starship bis da hin einsatzbereit ist.

    I

    1. Es ist normal das eine Oberstufe auf die Last ausgelegt wird die sie normalerweise transportieren muss, nicht die maximale die sie transportieren kann, sowohl Atlas V wie auch Ariane 1-4 waren hier beschränkt, bei Ariane 4 mit 5 t sogar weniger als die Hälfte der Maximalnutzlast.

      SpaceX kann zwei Oberstufen für die Falcon Heavy und Falcon 9 bauen oder eine gemeinsame. Zwei sind eine teure Lösung für wenige Starts. Bei einer gemeinsamen muss man sich für die Nutzlast einer Falcon 9 oder Heavy entscheiden. Da die Trockenmasse je nach Design um 1-2 Prozent der Zusatzmasse ansteigt würden die 51 t mehr 510 bis 1020 kg mehr Trockenmasse bei einer Falcon 9 entsprechen und somit die Nutzlast für jeden Orbit um diesen Faktor erniediedrigen. Das wären im GTO Orbit immerhin 7 – 14 % der Nutzlast einer Falcon 9 bei Wiederverwendung und 15- 30 % bei Landlandung.

      Im Users Guide steht übrigens drin, das man schon ab 10,8 t die Oberstufe verstärken muss, aber das geht nur begrenzt, für 64 t kann man nicht an einigen kritischen Punkten nachbessern, sondern braucht eine komplett neue Stufe.

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