Der Artikel über das Starship ist da
Tja nun ist er da, der Artikel über das Starship auf der Website. Daran habe ich in den letzten Tagen gearbeitet. Nachdem nun ja der Jungfernflug stattfand wurde es Zeit dafür und ich hoffte das die technischen daten nun nicht mehr so fluktuieren. Das ist die Grundvoraussetzung für einen Artikel auf der Website der ja auch in einigen Jahren noch gültig sein soll. Ich trenne ja sauber zwischen Meinung (Blog) und Beschreibung (Website), angesichts dessen das man woanders aber nicht erreichbare spezifische Impulse oder andere technische Daten findet, waren dann doch einige Anmerkungen nötig, ebenso wie ich einiges vom Teststart einfließen lies.
Viel bleibt offen, zu viel passt nicht zusammen so die Brennzeiten beim Teststart mit den Treibstoffzuladungen und den Schub. Manches habe ich zweimal durchgerechnet, weil ich nicht glauben konnte, das kein anderer vor mir drauf kommt, wie z.B. das 3.600 t Treibstoff bei den bekannten Dichten von Methan und flüssigem Sauerstoff gar nicht in die Super Heavy rein passen, zumindest wenn es noch Tankdome und Triebwerke gibt. Das kann man mit Dreisatz und der Formel für einen Zylinderinhalt berechnen, das ist keine Rocket Science.
Hier könnt ihr darüber diskutieren oder Fragen stellen, ich antworte aber prinzipbedingt nur auf technische Fragen, die mit dem Artikel zu tun haben. Ich respektiere jede andere Meinung, aber ich weiß aus Erfahrung das Diskussionen über Meinungen bei SpaceX zu nichts führen und beteilige mich wie schon bei den anderen Artikeln zu SpaceX in der letzten Zeit daran. Immerhin ist hier ja noch jede Meinung erlaubt, ich kenne auch Foren in denen Links auf mich verboten sind.
Ich konnte bis jetzt nur den Anfang des Artikel lesen. Deine Beschreibung des Raptors ist nach allem was ich bisher dazu gelesen habe falsch. Das Raptor hat zwei vollkommen unabhängige Turbopumpen, eine Sauerstoffreich und eine Methanreich.
Daher nicht nur „Staged Combustion“ sondern „Full Flow Staged Combustion“, alle Treibstoffkomponenten laufen durch die Turbinen.
Siehe z.B:
https://de.wikipedia.org/wiki/Raptor_(Raketentriebwerk)#/media/Datei:Voll-Hauptstromtriebwerk.png
Es gibt Bezeichnungen für Förderungen, die sind eingeführt und staged combustion ist der Begriff, wenn Spacex einen neuen einführt ist das ihre sache, ich verwende den den man in jedem Lehrbuch findet und der bei Unis gelehrt wird. Bei jedem Triebwerk dieser Art gibt es zwei Turbopumpen, die zweistufige Turbopumpe bezieht sich nur auf das Methan, das muss ich noch genauer formulieren.
Der Begriff kommt nicht von SpaceX, hier wird er z.B. von der NASA im Jahre 2005 verwendet.
https://science.nasa.gov/science-news/science-at-nasa/2005/14oct_betterrocket
Der Unterschied zwischen z.B. RS-25 und Raptor ist das beim RS-25 nur ein Teil der Treibstoffkomponenten durch die beiden Fuel-Rich Preburner läuft. Beim Raptor hingegen laufen 100% der Treibstoffkomponenten durch einen der beiden Preburner. Dabei gibt es einen mit Treibstoffreicher Verbrennung und einen mit Oxidatorreichen Verbrennung.
Streng genommen ist laut Wikipedia die Technik allerdings gar nicht mal so neu.
https://en.wikipedia.org/wiki/Staged_combustion_cycle
Scheinbar haben die Russen schon in den 1960ern schon mit „Full Flow“ experimentiert. Das Trriebwerk war aber anscheinend zu instabil. Ende der 90er/Anfang der 00er Jahre haben dann Rocketdyne und Aerojet einen neuen Versuch gestartet.
https://en.wikipedia.org/wiki/Integrated_Powerhead_Demonstrator
Dabei kam aber anscheinend auch nichts raus.
Man kann alles in noch mehr Teilgebiete aufteilen, es gibt auch beim Gasgeneratorprinzip Zig Teillösungen, aber worauf ich raus will und es ist ja kein Grundlagenartikel. es gibt genau vier Hauptformen mit Pumpenförderung und die haben feste Begriffe die jeder kennt. Ich habe ja schon weil es technisch relevant ist den Unterschied gemacht ob es fuel oder oxygen-rich ist, also man nicht mit einem RS-25 sondern eher mit einem RD-180 vergleichen sollte.
Wenn man fragt ob das Raptor eher RS-25 oder RD-180 ist dann ist die Antwort beides. Der richtige Vergleich ist das RD-270 (passt dann auch wieder mit dem geplanten Einsatz in der N-1).
„It was the maximum possible power from the design: gas and gas mixture in the combustion chamber; two gas generators in the combustion chamber; one oxidizer rich and one fuel rich; closed cycle; staged burning; very high pressure in the combustion chamber “
http://astronautix.com/r/rd-270.html
Ich merke jetzt was Du meinst mit deiner Bemerkung über überkritisch. Ich lege Wert auf das Wort „eher“. Das RD-270 habe ich außen vorgelassen, weil es ein Versuchstriebwerk war, nie in den Einsatz ging und es sehr wenige Fakten über es gibt. Und bei russischen Versuchstriebwerken bin ich vorsichtig. Stichwort NK-33, es gab bei etlichen russischen Triebwerken mit der technologie Überraschungen als sie dann bei Raketen eingesetzt wurden.
Noch ein paar Minuten gehabt zum weiterlesen.
„nur noch ganz billige Fahrräder haben einen Rahmen aus Stahl“ nö, die haben mitlerweile auch Alu Rahmen. Stahlrahmen findest man nur noch als „Spezialität“ vor allem bei hochpresigen Reiserädern. Er gilt als bequerm zu fahren da der Rahmen durch den geringeren Rohrdurchmesser besser Verwindet.
„Bisher gab es Bedenken, ob CFK mit dem flüssigen Sauerstoff reagieren können, aber sowohl NASA als auch ESA arbeiten an Tanks aus CFK-Werkstoffen,“
Rocket Lab fliegt damit seit Jahren erfolgreich und landet sogar die erste Stufe am Stück.
Was willst Du damit sagen? Ich habe ein Billigrad mit Stahlrahmen ist nicht alt. Nur weil Du keine kennst heißt es nicht das es keine gibt.
Und im zweiten Satz bestätigt Du eigentlich nur was ich sage. Wenn ich in einem Artikel über SpacEx jede Rakete erwähne die etwas anders macht als SpaceX würde bestimmt wieder von anderer Seite Protest kommen. Es wird immer formulierungen geben die Dir nicht gefallen, aber warum schreibst Du nicht mals selbst was? Ich beschränke das auf Dinge wo ich den Sinn sehe. Ich warte übrigens seit 10+ Jahren auf den Pro-SpaceX Artikel denn man ja hier publizieren kann. Wenn alle es besser wissen dann verstehe ich nicht warum es keinen solchen gibt.
Der Stahlrahmen beim Fahrrad hat wohl einen anderen Hintergrund als Gewicht zu sparen. Bei einem Fahrrad ist es wohl unerheblich ob ein Rahmen 300-500 g mehr wiegt oder nicht. Da sind die Gewichtschwankungen des Fahrers schon während eines Rennens bzw. einer Fahrt höher.
Hochwertige Rennrad Rahmen haben, so meine ich gehört zu haben, deswegen Stahl weil die sich unter Krafteinwirkung weniger verziehen. Und dieses Verziehen kostet Kraft die zum Vortrieb fehlt. Da daß aber meist nur für Profis bzw. Leistungssportler relevant ist wird im Allgemeinen zumeist Aluminium für Fahrradrahmen genommen.
Gerade beim Rad geht es um Gewicht. Für 500g weniger wird viel Geld bezahlt. Daher geht der Trend ja auch zu CFK.
Stahlrahmen verziehen sich stärker als Alurahmen. Dadurch sind sie bequemer zu fahren. Der Grund ist das man bei Alurahmen Rohre mit einem größeren Durchmesser verwenden muß.
Habe mal gegoogelt, es gibt wirklich auch das ein oder andere Billigrad mit Stahlrahmen.Sind aber die absolute Ausnahme. Stahlrahmen findet man eher bei tenure Rädern und da ist der Stahlrahmen dann etwas was man als besonders Merkmal herausstellt.
Ob Stahl jetzt der richtige Baustoff für das Starship ist, keine Ahnung. Darum ging es mir auch nicht.
Den Hinweis auf die CFK Tanks (bzw. komplette Struktur) bei der Neutron habe ich nur gebracht weil eben nicht nur ESA und NASA daran entwickeln, sondern weil RocketLab nachgeweisen hat das es funktioniert. Hat mit dem Starship so wie es jetzt gebaut wird natürlich nix zu tun.
Warum ich nichts selbst was schreibe. Ganz einfach weil ich dafür viel zu klugscheißerisch und kritisch auch meinen eigenen „Arbeiten“ gegenüber bin. Dazu kann ich mich nicht lange/konzentriert genug auf ein Thema konzentrieren.
Äh Electron natürlich, nicht Neutron (wobei die natürlich auch CFK Tanks bekommen wird)
Wenn die Triebwerke im äußeren Ring nur in einer Achse nach außen geschwenkt werden, wird dafür nicht mehr Platz gebraucht. Allerdings erhöht der Schwenkmechanismus nicht nur Gewicht und Kosten, es ist dan noch mehr das ausfallen kann.
Ich schätze das die zusätzliche Steuerungsmöglichkeit, wenn man auch die äußeren Triebwerke begrenzt schwenken könnte, nur relativ selten den unterschied zwischen Fehlstart und Erfolgreicher Start machen würden. Ich kann mir nicht vorstellen das SpaceX langfristig mit drei ausgefallen Triebwerken starten wird. Die müssen die Raptoren ausreichend zuverlässig bekommen bzw. die Startprozedur entsprechend anpassen. Egal ob die die als Wegwerftriebwerke oder 1000x wiederverwendbar verwenden wollen.
BTW – das Starship soll ja auf dem Mars landen und das Methan dort aus der Atmosphäre gewonnen werden. Hat sich irgendwer einmal überlegt wie die Anlagen dazu aussehen müssen? Zwar besteht die Atmosphäre dort fast ausschließlich aus CO2 – aber der Begriff Atmosphäre ist da echt ein Euphemismus. Der „Atmosphärendruck“ beträgt da knapp 6,5 mbar – das läuft hier unter Vakuum. Und unter diesen Bedingungen ist der Stofftransport diffusionskontrolliert. D. h. man kann die Förderung des atmosphärischen Gases nicht mit einer Erhöhung der Pumpenleistung sondern hauptsächlich mit der geometrischen Vergrößerung der Anlagen erreichen.
Wer da hunderte von Tonnen CO2 fördern will muß gigantische Anlagen bauen, oder aber viel Zeit mitbringen. Davon ab ist das CO2 ja nicht, wie bei uns, regenerativ. Wenn die Atmosphäre einmal ausgedünnt ist bleibt nix mehr über. Wir haben in 200 Jahren Industrialisierung die Erdatmosphäre von 280 auf 413 ppm gebracht. Wie lange wird man wohl aus einer Atmosphäre, die 6 ppm CO2 hat, das Treibhausgas herausholen können – man wird ja nicht nur Treibstoff daraus gewinnen? Eine halbwegs autarke Kolonie auf dem Mars wird jede Menge Kohlenstoff benötigen, angefangen von der Seife über Chemikalien und Rohstoffe bis hin zu Bau-/Konstruktionsmaterialien. Eine Marskolonie wird ihren gesamten Bedarf an Kohlenstoff aus der Atmosphäre decken müssen. Oder wurden schon Marsöl, Kohle oder Nutzholz dort gefunden?
https://www.youtube.com/watch?v=GHjOXvmuZWQ
Wurde in diesem Video mal genau ausgerechnet.
Populär wurde die Idee ja in den 90ern durch Robert Zubrin gemacht. Auch wenn ich den Kerl inzwischen für einen rechtslibertären Spinner halte, hatte sein Konzept zumindestens in zweilei Hinsicht mehr Hand und Fuss.
1) Ein deutlich kleineres Rückkehrgefährt, welches lang nicht so viel Triebstoff gebraucht hätte. (Für einen Kolonisationsraumschiff in seinem Buch, welches „Starship“ übrigens frapierend ähnlich sah, wollte er ein nuklearthermisches Triebwerk verwenden.
2) Keine Solaranlagen als Energiequelle für den Sabatierreaktor, sondern ein kleiner 100 KW Nuklearreaktor.
Ob es trotzdem funktioniert hätte, kann ich nicht sagen.
„Wurde in diesem Video mal genau ausgerechnet.“
Eigentlich nicht … es wurde ausgerechnet wieviel benötigt wird und auch welche Volumina bei dem Umgebungsbedingungen umgesetzt werden müssen. Worauf ich abzielte war daß diese Volumina nicht mit einfachen Kompressoren gefördert werden können. Auf der Druckseite ist ja alles unkritisch – viel hilft viel. Auf der Saugseite ist das etwas ganz anderes. Bei diffusionsbegrenzten Vorgängen kann man nicht saugen, da muß man warten. Oder anders, bei 1 Bar kann man Luft holen, bei 0,00613 Bar diffundiert die Atmosphäre in die Luftröhre und weiter. Da hilft es nicht „tiefer“ Luft zu holen. Diese Problematik ist in dem Video nur angerissen. Und ich frage mich wirklich ob jemand einmal eine Anlage ausgelegt hat die 100.000 m3 Atmosphäre bei 6-7 mbar auf über 1 bar verdichtet? Die NASA scheint sich zumindest einmal etwas überlegt zu haben. Wobei ich mich jetzt frage ob das nur der Verdichter ist oder auch die Umsetzung in dieser Anlage – in jedem Falle ein riesiges Gerät mit enormen Energiebedarf..
https://marspedia.org/Atmospheric_processing