Die Februar 2023 Nachlese zu SpaceX – Teil 1

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Lange Zeit gab in diesem Blog es keine Nachlese zu SpaceX, aus einem einfachen Grund – es gab wenige Neuigkeiten. Also für mich persönlich relevante Neuigkeiten für Fortschritte, Natürlich gibt es Neuigkeiten wenn es um Starts geht, die finden immer häufiger statt, letztes Jahr waren es 61, dieses Jahr sind 100 angepeilt. Das sind Zahlen die beeindruckend sind, aber von den 61 Starts fanden auch 34 Lift-offs nur für Starlink statt, im wesentlichen startet die Firma schon seit einigen Jahren meistens ihre eigenen Satelliten, sie hat trotz angeblicher Reduktion der Startkosten durch Wiederverwendung nicht eine neue Nachfrage, also weitergehend als anderen Firmen Aufträge wegzuschnappen, außerhalb der eigenen Firma generiert. Das hätte ich eigentlich von einem von Musk versprochenen enorm billigen Trägersystem erwartet.

Aber die Augen richten sich auf das Starship und seinen baldigen ersten Start. Da wurde nun auf der Website die Performance aktualisiert, nun sollen es 150 t im wiederverwendbaren und 250 t im Nicht wiederverwendbaren Fall sein. Vorher war von 100 t die Rede, soviel werden auch noch im Users Guide von Juli 2020 angegeben, der noch nicht aktualisiert ist. Immerhin, bei 150 t Nutzlast stimmen die 21 t in den GTO die in diesem Users Guide ohne konkrete Angaben auftauchen. Mit den vorherigen 100 t hätte das nie geklappt. Mann kommt sogar wenn man den angegeben Maximalimpuls von 380 s nimmt bei 150 t Nutzlast auf die 120 t Trockenmasse die Elon Musk schon getwittert hat. Die Nutzlast ohne Wiederverwendung ist nun auf enorme 250 t geklettert.

Ich fange mal mit den 250 t Maximalnutzlast an. Anders als die Zahlen für die Wiederverwendung kann man diese Zahl überprüfen und zwar ohne Simulation, ich tue es trotzdem noch, aber dazu später mehr. Ich will ja das meine Leser nicht einfach nur dumm mir glauben, sondern selbst aktiv werden und auch kritisch werden. Wir sind hier ja nicht bei SpaceX. Grundlage für alle Raketenbauer – auch SpaceX, ist die Physik, die man anders als Menschen nicht täuschen kann. Letztendlich ist die Grundlage für alle Raketen die Ziolkowski-Gleichung oder Raketengrundgleichung. Nach der Gleichung sind für die Endgeschwindigkeit einer Stufe nur das Verhältnis der Startmasse und Brennschlussmasse und die Anströmgeschwindigkeit relevant.

Die Endgeschwindigkeit ergibt sich durch Addition der Stufengeschwindigkeiten.

Daraus kann man zwei Dinge direkt ableiten:

  • drei Stufen sind günstiger als zwei, weil siech die vorgegebene Endgeschwindigkeit für einen Orbit auf zwei Stufen verteilt.
  • Durch den Logarithmus ist die Auströmgeschwindigkeit wichtiger als eine niedrige Endmasse, zumal diese ja nie nur die der Stufe ist, sondern bei allen Stufen bis auf die letzte auch noch die viel schwererer Oberstufen und bei der letzten immer noch die Nutzlast beinhaltet.

Machen wir nun einen Vergleich mit der einzigen Rakete dieser Größe die bisher erfolgreich flog und eine ähnliche Technologie einsetzte, der Saturn V

Saturn V Starship
Startmasse: 2.870 t 5.000 t
Nutzlast LEO 130 t 250 t
Stufen: 3 2
Masse letzte Stufe: 13 t 120 t
Masse Nutzlast: 130 t 250 t
Mittlere Ausströmgeschwindigkeit (im Vakuum) aller Stufen 3767 m/s 3.600 m/s
Gesamtmasse im LEO (letzte Stufe und Nutzlast) 143 t 370 t

Die letzte Zeile ist die interessanteste. Also das Starship wiegt 1,74-mal mehr als die Saturn V, es hat eine Stufe weniger und der mittlere spezifische Impuls ist ebenfalls leicht geringer. SpaceX reklamiert aber die 2,48-fache Masse in den LEO und das geht nicht. Man kann nicht in allen relevanten Parametern schlechter sein und dann mehr Masse in den Orbit bringen. Das ist physikalisch unmöglich. Der einzige offene Parameter ist nur noch die Trockenmasse der ersten Stufe, doch da die zweite Stufe, das Starship 1200 t Treibstoff zulädt macht diese wenig aus, wie man leicht sieht wenn man die Werte in die Ziolkowski Formel einträgt.

Ich habe dann eine Simulation durchgeführt wobei ich ein Voll-/Leermasseverhältnis von 21 für die erste Stufe angenommen habe, die Daten für die zweite Stufe sind ja fest. Ich komme maximal auf 215 t (ohne Wiederverwendung) in den LEO und nur dann, wenn die Zielwerte für spezifische Impulse erreicht werden. Nimmt man die 2018 auf dem IAC genanten Werte von 3490 m/s für die kürzere und 368 s für die längere Düse (nur etwa 70 bis 100 m/s weniger als die Zielwerte) so senkt das die Nutzlast schon um 15 t ab.

Hier die Daten der Raketen nach meiner Simulation:

Rakete: Super Heavy / Starship keine Wiederverwendung

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

5.105.000

215.000

7.831

1.375

4,21

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

67.130

29

90

0

210

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

3.570.000

170.000

3.560

67130,0

75900,0

159,47

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.644

12000,0

14715,0

297,17

165,00

 

Rakete: Super Heavy / Starship keine Wiederverwendung

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

5.105.000

215.000

7.831

1.375

4,21

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

67.130

29

90

0

210

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

3.570.000

170.000

3.560

67130,0

75900,0

159,47

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.644

12000,0

14715,0

297,17

165,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten
Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 160 km
Real 200 km 256 km 160 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
27,8 Grad 229 km 227 km 215.000 kg 216.002 kg 461,7 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 117,2 s 248,0 s 496,6 s
Winkel 47,6 Grad 14,0 Grad -22,5 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 3,4 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,03 km 0,0 km -1 m/s 24 m/s -24 m/s 33 m/s -6370 km 0 km 3,6 m/s
Winkelvorgabe 117,2 s 28,50 km 0,8 km 829 m/s 1022 m/s -539 m/s 1422 m/s -6250 km 51 km 19,3 m/s
Brennschluss 1 159,5 s 65,98 km 2,6 km 1930 m/s 1683 m/s -730 m/s 2663 m/s -5966 km 149 km 34,9 m/s
Zündung 2 165,0 s 72,32 km 3,1 km 1931 m/s 1638 m/s -755 m/s 2642 m/s -5965 km 149 km -9,6 m/s
Verkleidung 210,0 s 119,38 km 10,1 km 2312 m/s 1500 m/s -952 m/s 2916 m/s -5827 km 180 km 1,5 m/s
Winkelvorgabe 248,0 s 153,27 km 21,3 km 2708 m/s 1341 m/s -1114 m/s 3221 m/s -5663 km 200 km 2,9 m/s
Sim End 461,7 s 227,20 km 335,7 km 7077 m/s -740 m/s -1944 m/s 7377 m/s 200 km 256 km 0,0 m/s
Winkelvorgabe 496,6 s 0,00 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 km 0 km 0,0 m/s

Und mit realen Spezifischen Impulsen:

Rakete: Super Heavy / Starship keine Wiederverwendung 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

5.090.000

200.000

7.831

0

3,93

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

67.130

29

90

0

210

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

3.570.000

170.000

3.490

67130,0

75900,0

156,34

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.550

12000,0

14715,0

289,50

160,00

 

Rakete: Super Heavy / Starship keine Wiederverwendung 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

5.090.000

200.000

7.831

0

3,93

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

67.130

29

90

0

210

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

3.570.000

170.000

3.490

67130,0

75900,0

156,34

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.550

12000,0

14715,0

289,50

160,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 28,8 Grad 10 m 0 m/s 90 Grad 5,0 s
Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten
Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 200 km 160 km
Real 200 km 254 km 160 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
27,8 Grad 211 km 210 km 200.000 kg 202.823 kg 448,6 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 106,4 s 246,8 s 482,6 s
Winkel 47,6 Grad 14,0 Grad -22,5 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 3,4 m/s
Rollprogramm 5,0 s 0,03 km 0,0 km -1 m/s 24 m/s -24 m/s 33 m/s -6370 km 0 km 3,7 m/s
Winkelvorgabe 106,4 s 22,00 km 0,6 km 716 m/s 870 m/s -490 m/s 1228 m/s -6275 km 37 km 17,4 m/s
Brennschluss 1 156,3 s 61,39 km 2,4 km 1989 m/s 1597 m/s -715 m/s 2650 m/s -5958 km 135 km 35,3 m/s
Zündung 2 160,0 s 65,35 km 2,7 km 1990 m/s 1568 m/s -732 m/s 2637 m/s -5958 km 135 km -9,6 m/s
Verkleidung 210,0 s 114,50 km 10,6 km 2428 m/s 1410 m/s -952 m/s 2964 m/s -5796 km 167 km 1,8 m/s
Winkelvorgabe 246,8 s 144,73 km 22,0 km 2826 m/s 1253 m/s -1109 m/s 3285 m/s -5624 km 185 km 3,3 m/s
Sim End 448,6 s 209,72 km 320,2 km 7110 m/s -724 m/s -1902 m/s 7396 m/s 200 km 254 km 0,0 m/s
Winkelvorgabe 482,6 s 0,00 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 km 0 km 0,0 m/s

Es gibt natürlich noch Möglichkeiten: wenn SpaceX das Starship nicht bergen will, kann es den Hitzeschutzschild weglassen. Die Nutzlastverkleidung durch eine leichtere die nicht den Wiedereintritt überlebt, ersetzen. Das kann man aus den Zahlen nicht ableiten.

So, das war Teil 1. Der Artikel ist so lange geworden, das ich ihn in zwei etwa gleich lange Teile aufgeteilt habe. In Teil zwei, der morgen folgt, geht es um den Testlauf des Superboosters am 8 Februar 2023 und seine Betrachtung sowie die Marktaussichten des Starships. Bleibt gespannt.

Ach ja, damit ihr wisst wie korrekt Chatgpt ist, ich habe das System aufgefordert diesen Text kurz zusammenzufassen und das kam raus:

Chatgpt:

„Der Text beschäftigt sich mit einer Vergleichsanalyse zwischen der Saturn V Rakete und dem Starship von SpaceX. Der Autor nutzt die Ziolkowski-Gleichung (Raketengrundgleichung) als Grundlage für seine Überlegungen und kommt zu dem Schluss, dass die drei Stufen der Saturn V günstiger sind als die zwei Stufen des starship, da sie die vorgegebene Endgeschwindigkeit für einen Orbit auf mehrere Stufen verteilen. Der Autor stellt auch fest, dass die Ausströmgeschwindigkeit wichtiger ist als eine niedrige Endmasse, was durch den Logarithmus in der Raketengrundgleichung reflektiert wird. Am Ende macht der Autor einen Vergleich zwischen den beiden Raketen und zeigt, wie sie im Hinblick auf ihre Startmasse, Nutzlast, Stufen und letzte Stufenmasse miteinander verglichen werden können.“

9 thoughts on “Die Februar 2023 Nachlese zu SpaceX – Teil 1

  1. Starship hat imho keine Nutzlastverkleidung. Es gibt Versionen die haben ein Tor. Andere die als Tanker funktionieren sollen nicht.
    Nutzlastverkleidungen sind nicht ideal für Wiederverwendung. Es kostet Gewicht für Fallschirme und Bergungskosten. Rocket Lab Neutron z.B. hat in der ersten Stufe Klappen die die 2. Stufe umschließen.

    Da es verschiedene Versionen für die 2. Stufe geben soll wäre es naheliegend eine eigene Version für den Wegwerfmodus zu bauen ohne Hardware für den Wiedereintritt. Klappen, Headertanks, Hitzeschutz usw. kann man sich sparen. Vielleicht kann man auch die Wandstärke der Außenwand verringern. Die Frage ist ob der Kunde solche unerprobte Änderungen akzeptiert. Das Gleiche kann man auch beim Booster machen. Das bedeutet diese Version kann leichter als die voll wiederverwendbare Version sein.

    Imho handelt es sich wie bei Falcon 9 um Maximalwerte unter idealen Bedingungen und ohne Reserven für die Sicherstellung des Erfolges.
    Kunden wünschen meist solche Reserven für den Fall von Triebwerksausfall usw.
    Deswegen erreicht SpaceX die höchsten Werte für reale Starts mit inhouse Starts und verliert auch mal eine Ladung.

    Wie Bernd selber gesagt hat könnte SpaceX die Nutzlast weiter maximieren z.B. mit Kohlenstofffaserverstärkter Kunststoff Außenhüllen. Es würde halt mehr in der Produktion kosten und wäre nicht so gut für die Wiederverwendung geeignet.
    Der Geldbeutel setzt meist engere Grenzen als die Physik für das was erreichbar ist.

    Fazit: SpaceX muss nicht lügen um zu Werten zu kommen die in Realität kaum erreicht werden können. Der Erfolg der Mission ist meistens wichtiger als die Nutzlast zu maximieren. Es sei den man will es riskieren die Ladung zu verlieren wie es SpaceX bei Starlink macht.
    Der Artikel war interessant und zeigt wie man eine theoretische Nutzlast berechnen kann. Es zeigt aber auch das was hinten rauskommt davon abhängt was man an Annahmen bezüglich Masse und spezifischer Impuls verwendet. SpaceX designt Starship fortlaufend um. Deswegen dürften die realen Werte selbst SpaceX unbekannt sein.
    Ist das dann eine Lüge? Oder die Inflation der Verwendung bestimmter Wörter.

    1. „Es gibt Versionen die haben ein Tor.“ Nein gibt es noch nicht, nur Planungen. Es gibt einen noch nicht geflogen Prototypen mit einem Schlitze den man wieder zugeschweißt hat. Ist noch ein paar weitere mal im Text das du die falsche Zeitform verwendest.

      Das man das Starship jetzt auch in einer Einwegform verwenden will halte ich für einen Rückschlag. Man braucht das Starship dringend bekommt es aber wiederverwendbar noch nicht hin. Also macht man aus der Not eine Tugend und verkauft ein abgerüstetes Starship (Mindestens auf die Hitzeschutzkacheln wird man wohl verzichten) als nicht wiederverwendbar.

      1. Das Problem mit dem Hitzeschutz ist noch nicht zufriedenstellend gelöst. Die Ergebnisse des Testfluges ohne Landung steht noch aus. Das ganze kann durchaus noch zu einem Redesign der Stufen führen mit verbundenen Gewichtsveränderungen.

        Mir war nicht klar das sie die Ladebuchttore noch nicht gebaut haben sondern nur planen welche zu bauen.
        Danke für die Info.

    2. Also ich lasse mich nicht auf eine Diskussion über Bedingungen ein, nur sind meine werte korrekt simulierte Werte. Würde ich SpaceX Angaben für die Falcon 9 nehmen und entsprechend simulieren, ich käme sogar noch über den Nutzlastwert auf der Website, was zeigt das diese Angaben falsch sind, warum sollte es bei den neueren denn nun anders sein?

      Den begriff „Nutzlastverkleidung“ habe ich genommen, weil er ein eingeführter Begriff ist denn jeder kennt. SpaceX kann es auch nennen wie es will, es geht ja um die Funktion und nicht den Namen.

      Ich glaube beim Nicht-Wiederverwenbaren Teil denkst Du zu kompliziert. Ich denke das läuft wie bei der Falcon 9 Erststufe. Wenn ein Teil lange genug geflogen wird und ausgemustert werden muss, ist der letzte Flug dann einfach in der Nicht-Wiederverwenbaren Konfiguration.

      1. Die SpaceX Leute werden auch nichts anderes gemacht haben als du. Die werden die Werte durch ein Computerprogramm gejagt haben. Gehst du im Ernst davon aus das das Programm fehlerhaft ist oder ein Bedienfehler gemacht wurde das da unkorrekte Werte rauskamen? Es wäre durchaus legitim gewesen zu spekulieren welche Masse sie wohl für die 1. und 2 Stufe angesetzt haben.

        „Grundlage für alle Raketenbauer – auch SpaceX, ist die Physik, die man anders als Menschen nicht täuschen kann.“
        Da hast du dich zu weit aus dem Fenster gelehnt imho.

        Es ist die Frage ob der Kunde die ausgenudelten Stufen haben will. Für SpaceX sollen nur die wiederverwendbaren Konfigurationen zum Einsatz kommen. Ausgemusterte Stufen landen gern in Museen oder als Ausstellung zu SpaceX.

        1. Natürlich sind die Ingenieure bei SpaceX nicht doof und kennen die richtigen Werte.
          Aber dann kommt der Chef daher und sagt: „So können wir die Investoren nicht überzeugen, multiplizier das nochmal mit 1,5!“
          Wenn das Ding denen erst mal genug Geld aus den Taschen gezogen hat und irgendwann mal fliegen sollte interessiert es doch keinen ob es 50 t mehr oder weniger sind. Das wird dann als zukünftiges Optimierungspotential verkauft.

  2. Ich glaube nicht das man „ausgenudelte“ Starships für Einwegflüge verwenden wird. Zumindest nicht in großer Zahl. Man braucht das Einwegstarship so lange die Wiederverwendung noch nicht klappt, danach ist es relativ uninteressant.

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