Das Starship mit Methan, Propan, Kerosin und Wasserstoff

Ich habe ausnahmsweise – weil es kurz war, mal das Video angeschaut, das Dirk verlinkt hatte. Ich war schockiert. Wenn das die „normale“ Informationsquelle ist, die Blogleser haben, dann muss ich mich über Kommentare, die ein grundlegendes Verständnis der Grundlagen vermissen lassen, nicht mehr wundern.

Der Senkrechtstarter

Also ich fange mal an mit dem „Senkrechtstarter“. Für mich kommt er wenig kompetent rüber. Das geht los mit dem Verwenden von englischen Begriffe,n für die es auch deutsche Übersetzungen gibt. Ich verwende auch RP-1 als Begriff, spreche es aber deutsch aus und nicht als „Ar-Pi One“. Mal davon abgesehen wissen die meisten mit Kerosin mehr anzufangen und der Unterschied zwischen RP-1 und Kerosin ist in etwa der gleiche wie zwischen Super und Super plus Benzin. Dazu kommt eine sehr unprofessionelle Sprache wie „fettes Gemisch“.

Das leitet mich zum zweiten Kritikpunkt über. Ich erwarte Kompetenz. Ich habe mal im Studium folgende Faustregel gelernt: wenn Du über Thema etwas sagst, dann solltest Du das zehnfache darüber wissen, um Fragen beantworten, und Zugriff auf die hundertfache Informationsmenge (Lehrbücher etc.) haben. Wenn Moritz Vieth etwas über Technik sagt, dann ist es meist ein Satz. Da kann man nicht viel falsch machen, trotzdem fielen mir etliche Fehler auf, so verwechselt er grundsätzlich den Siedepunkt von kryogenen Flüssigkeiten mit dem Schmelzpunkt. Meine persönliche Meinung. Er weiß selbst nicht viel mehr, versteht zumindest die Technik nicht wirklich. Ich habe versucht rauszufinden, was er von Beruf ist, aber mehr als das er CEO der Senkrechtmedia GmbH ist, habe ich nicht rausfinden können. Der Youtube-Kanal wird nämlich von der gleichnamigen Firma betrieben und das ist seine Einkommensquelle.

Zusammenzucken musste ich bei dem Stichwort „Excel“ damit hat er alle Angaben in seinem Video berechnet. Aha. Excel ist toll geeignet für Wirtschaftsberechnungen, dafür wurden Spreadsheets entworfen, man kann damit aber weder den spezifischen Impuls eines Raketentriebwerks noch die Aufstiegsverluste genau berechnen und die sind wesentlich für dass, um das es in dem Video geht – nämlich der Frage, was würde passieren, wenn man das Starship mit anderen Treibstoffen betanken würde.

Bei mir steht „Excel“ als Synonym für Leute, die sich nicht tief in die Technik einarbeiten wollen, dazu gehört natürlich auch die Benutzung von Programmen für die Raumfahrt, die frei verfügbar sind. Mit Spreadsheets kann man eben die Raketengrundgleichung lösen, Dichten und Mengen berechnen, aber genaue Ergebnisse erhält man so nicht. Er scheint auch Excel nicht zu beherrschen, wenn man die beiden Bilder aus seinem Video vergleicht:


Also einmal sind es 3.600 t und einmal 3.821 t Treibstoff und Verbrennungsträger. SpaceX nennt übrigens 3.400 t für V1 als Norm, bisher wurden maximal 3.300 t zugeladen, aber solche Details, dass die realen Werte von denen, die er für die Rechnung nimmt, abweichen, stört Senkrechtstarter nicht.

Die fehlende Kompetenz zeigt sich auch darin, dass im ganzen Video nicht einmal der Fachbegriff erscheint, um den es sich dreht, nämlich der volumenspezifische Impuls. Das ist der spezifische Impuls nicht bezogen auf die Masse, sondern das Volumen des Treibstoffs. Ich nehme an die meisten Blogleser werden den Begriff nicht kennen. Er spielt bei Trägerraketen auch keine Rolle. Entwirft man aber Raketen, die in möglichst kleine Silos oder U-Boot-Rohre passen müssen, dann ist er sehr wichtig.

Beim Starship könnte er wieder wichtig sein, denn ich vermute die Begrenzung des Durchmessers des Starships auf 9 m hat einen fertigungstechnischen Grund. Dann wird eine Rakete mit einer Treibstoffkombination geringer Dichte sehr lang. Momentan ist es ja schon 121 m hoch, das wird noch mehr werden. 153 m soll das Starship V3 lang werden, das ist nötig, weil nach dem vierten Testflug der Resttreibstoff – der bei einer Orbitmission, die Nutzlast wäre – um weitere 10 t auf 30 t gesunken ist.

Aber ich greife mal die Fragestellung auf und berechne das auch richtig. Zwei Kombinationen hat Vieth gleich ausgeschlossen. Hypergole Treibstoffe und Kerosin/LOX. Den einen Ausschluss finde ich nachvollziehbar. Hypergole Treibstoffe stammen aus dem militärischen Bereich und wurden wegen ihrer Lagerfähigkeit gewählt. Sie sind toxisch und teuer – aber – wenn es um den volumenspezifischen Impuls geht, so sind sie besser als alles, was Vieth untersucht hat. Unfair finde ich dass, als er das sagt, das Bild einer Looping drehenden Proton einblendet wird. Das ist die Arbeit mit Suggestion – hätte er startende Titan II mit Geminimissionen gezeigt, so wäre vielleicht der eine oder andere Zuseher ins Grübeln gekommen.

Den zweiten Ausschluss tut er ebenfalls mit einem Satz weg Kerosin „weil er die Einspritzung auf Treibstoffseite durch herunterbrennen Kohlenwasserstoffe verstopfen würde“. Eingespritzt wird im Injektor. Dort kommt von der Treibstoff-Turbopumpe her heißes Gas an, nach dem Schaubild auf der Wikipediaseite 808 K heiß, das ist mehr als heiß genug damit das alle Kohlenwasserstoffe gasförmig sind. Daneben weiß er wohl, dass für jeden Treibstoff Anpassungen nötig sind. Zu unterschiedlich sind Ströme, Wärmeleitfähigkeit (die Brennkammer muss gekühlt werden) und fluiddynamisches Verhalten. Er erwähnt das beim Wasserstoff, der dann eine viel größere Turbopumpe braucht. Während dort aber Anpassungen möglich sind, schließt er sie mit dem Satz bei Kerosin aus.

Typisches Eigentor, denn bevor ich in eine Rechnung einsteige kann ich schon vermuten das Kerosin aufgrund der rund 20 Prozent höheren Masse nicht so schlecht abschneiden wird.

Meine Rechnung

Damit ihr vergleichen könnt, habe ich die Vieth-Angaben übernommen und durch SpaceX ergänzt:

Parameter	Wert	Quelle
Nutzlast	150 t	Vieth
Starship	100 t	Vieth
Starship Treibstoffe und Oxidator	1.200 t	Vieth
Superheavy	180 t	Vieth
Superheavy Treibstoffe und Oxidator	3.600 t	Vieth
Raptor spez, Impuls SL/Vakuum kurze Düsen	327 / 347 s	SpaceX
Raptor spez, Impuls SL/Vakuum lange Düsen	– / 377 s	SpaceX
Raptor Schub SL/Vakuum kurze Düsen	216 / 230 t	SpaceX
Raptor Schub SL/Vakuum lange Düsen	– 258 t	SpaceX
Länge Starship	50,3 m	SpaceX
Länge Superheavy	71 m	SpaceX
Durchmesser:	9 m	SpaceX
Dichte Methan	0,422 g/cm³	Wikipedia
Dichte LOX	1,141 g/cm³	Wikipedia
Mischungsverhältnis Methan/LOX	3,6	SpaceX

Da sich bei den anderen Treibstoffkombinationen auch die Endgeschwindigkeit ändert, wenn die Superheavy Brennschluss hat, das aber die Menge an Treibstoff beeinflusst, die danach für das Wendemanöver und die Landung benötigt werden, habe ich eine Nicht-Wiederverwendbare Version modelliert. Deren Nutzlast ist natürlich höher als die 150 t die Senkrechtstarter angibt oder die 40 bis 50 t die Musk zuletzt angab. Ich errechne für diesen Fall 242 t, wohlgemerkt unter den obigen Bedingungen, die bisher nicht erreicht wird (SpaceX gibt höhere Leermassen und weniger Treibstoffzuladung an).

Ich habe nun mit CEA2 ein Triebwerk modelliert, dass in etwa dem Raptor 2 entspricht. Beim Raptor 2 wird die Datenlage etwas schlechter, daher gebe ich die Kerndaten hier mal an:

Parameter	Wert	Quelle
Brennkammerdruck:	300 bar	SpaceX
Flächenverhältnis kurze Düse	30,6	Extrapoliert von Raptor 1 und Vakuumdüse
Flächenverhältnis lange Düse	80	SpaceX
Verrechnung Gleichgewicht / eingefrorenes Gleichgewicht für Methan	0,66 / 0,34	Berechnet aus Daten von 2019 für den Entwurf (382 s, Flächenverhältnis 150, 300 Bar)
Verrechnung Gleichgewicht / eingefrorenes Gleichgewicht für Propan / Kerosin	73:27	Siehe Blog
Verrechnung Gleichgewicht / eingefrorenes Gleichgewicht für Wasserstoff	68:32	Siehe Blog
Mischungsverhältnis LOX/Propan	3,25	Analoges Verhältnis wie bei LOX/Methan = 3,6
Mischungsverhältnis LOX/Kerosin	2,8	Übernommen von sowjetischen Hochdrucktriebwerken
LOX/Wasserstoff	6,0	Übernommen vom SSME

Daraus kann man folgende spezifische Impulse für Sea-Level und Vakuum berechnen:

Parameter	Spez. Impuls SL/ Vakuum, kurze Düse	Spez. Impuls SL/ Vakuum, lange Düse
Propan	3.273 m/s / 3.470 m/s	3.485 m/s / 3.636 m/s
Kerosin	3.245 m/s / 3.429 m/s	3.443 m/s / 3.583 m/s
Wasserstoff	4.143 m/s / 4.351 m/s	4.371 m/s / 4.523 m/s
Methan (nach SpaceX)	3.207 m/s / 3.404 m/s	– / 3.698 m/s

Massen und Volumen

Wir brauchen natürlich noch die Volumina und Dichten, um die Massen zu berechnen. Ich verwende die Standarddichten. Das ist bei kryptogenen Flüssigkeiten kurz vor dem Siedepunkt bei Kerosin bei 20 Grad Celsius. Man kann die Dichte durch weiteres Abkühlen steigern, aber die Daten dazu sind zum einen nicht von allen Komponenten verfügbar und zum anderen verändert dies dann wieder das Mischungsverhältnis, da die Dichterzunahme je nach Stoff unterschiedlich ist.

Treibstoff / Oxidator	Dichte
Propan	0,5812 g/cm³
Kerosin	0,835 g/cm³
Wasserstoff	0,0684 g/cm³
Methan (nach SpaceX)	0,422 g/cm³
Sauerstoff:	1,141 g/cm³

Kerosin ist ein Gemisch, dessen Dichte je nach Zusammensetzung zwischen 0,82 und 0,85 g/cm³ angegeben wird. Ich habe den Mittelwert genommen. Aus dem bekannten Verhältnis 3,6 zu 1 Methan/Sauerstoff und der Treibstoffmasse von 3.600 bzw. 1.200 t kann man das Tankvolumen von Superheavy und Starship zu 4323,7 m³ und 1441,3 m³ berechnen.

So fassen die Tanks folgende Mengen an Treibstoff und Oxidator:

Treibstoff	Masse
Propan	4021,8 / 1.340,6 t
Kerosin	4499,4 / 1499,8 t
Wasserstoff	1522,5/ 507,5 t
Methan (nach SpaceX)	3.600 / 1.200 t
Sauerstoff:	1,141 g/cm³

Die Tanks werden bei SpaceX unter 4 Bar Druck gesetzt, dieser Druck dürfte ihre Masse bestimmen, so sind keines schweren Tranks bei Kerosin und Propan nötig. Bei Wasserstoff könnte man die Wandstärke verringern. Es käme aber noch eine Isolation hinzu, sodass ich es als Nullsummenspiel ansehe.

Triebwerke

Maximal wiegt (bei Kerosin) ohne Nutzlast die Kombination 6.279,2 t. Den Startschub gibt SpaceX mit 7.590 t an, das ist eine Beschleunigung um 1,2 g. Ich habe noch zwei Raptoren mit Zusatzsystemen – so viel ist bei der Aufrüstung zu V3 sowieso geplant – zu je 2 t Gewicht addiert. Bei Propan bleibt es bei den 33 / 6 Raptoren. Bei Wasserstoff sinkt dagegen das Startgewicht ohne Nutzlast auf 2.310 t also weniger als die Hälfte. Mit 200 t Nutzlast würden 13 Raptoren in der Superheavy und die drei Vakuumraptoren im Starship ausreichen. Das senkt die Startmasse der Superheavy um 40 t und des Starships um 6 t.

Die Rechnung

Nun haben wir endlich alles zusammen, um eine richtige Simulation des Starts bis zum Orbit (ich benutze kein Excel) einzusetzen. Mir müsst ihr nicht nur die Enddaten glauben, daher füge im Anhang noch die Daten meiner Raketen und die Winkel-vorgaben für die Aufstiegssimulation an.

Was kommt raus

Nun ich habe die ganzen Daten aufgeführt, weil ich meine das dies zu einer seriösen Information dazugehört. Wäre ich der „Senkrechtstarter“ (wer senkrecht startet, erreicht nie einen Orbit, eigentlich sind die einzigen Raketen, die nur senkrecht starten Feuerwerksraketen …) dann würde ich euch nur noch die Endtabelle präsentieren:

Treibstoff	Startmasse	Nutzlast	Nutzlastanteil
Methan	5.322 t	242 t	4,5 %
Propan	5.904 t	267 t	4,5 %
Kerosin	6.566,2 t	282 t	4,3 %
Wasserstoff	2.412 t	150 t	6,2 %

Der Nutzlastanteil ist bei allen drei Kohlenwasserstoffen in einem ähnlichen Bereich, das ist nicht verwunderlich und wer bei Vieth Video die Energiegehalte mit Oxidator angesehen hat, weiß auch warum: die Verbrennung liefert nahezu gleich viel Energie und auch die Reaktionsprodukte sind die gleichen.

Wasserstoff steht durch die niedrige Dichte schlechter da. Aaaaber, bezogen auf die Startmasse ist es deutlich mehr Nutzlast (bei allen drei Vehikeln könnte man durch Verschieben der Startmasse zwischen Starship und Superheavy noch etwas rausholen, doch das würde, da dann der hohe spezifische Impuls besser zum Tragen kommt, den Wasserstoff noch mehr begünstigen).

Wasserstoff wurde in der klassischen Raketentechnik als das Optimum angesehen, weil die Triebwerke der Hauptkostenfaktor sind und da haben wir bei Wasserstoff eben insgesamt 16 Triebwerke oder eines pro 9,4 t Nutzlast, bei Methan und Propan sind es 39 oder eines pro 6,8 bzw. 7.2 t Nutzlast und bei Kerosin sind es 41 Triebwerke oder eines pro 6,9 t Nutzlast. Bei der Wiederverwendung spielen dann natürlich die Triebwerkskosten nicht mehr diese Rolle.

Warum beim Senkrechtstarter Propan so gut abschneidet? Ich vermute das hat mit dem im Video angesprochenen Besuch bei Isar Aerospace zu tun, die Propan einsetzen. Die haben ihm wohl die Vorteile angepriesen und er hat das eben nicht so sorgfältig nachgeprüft wie man dies tun sollte.

Fazit

Ich komme auf ein ganz anderes Ergebnis als Moritz Vieth. Kerosin mag teurer sein als LNG, aber es ist nicht extrem teurer und wir reden von verflüssigtem Methan, das ist deutlich teurer als Methan aus der Gasleitung, weil viel Energie für das Verflüssigen aufgewandt wurde.

Was bei einem Starship Start immer gleich bleiben wird unabhängig von dem Treibstoff, sind die mit Start und Bergung assoziierten Kosten. Daneben wird man die Hardware auch nicht ewig einsetzen können. Besonders das Starship ist ja viel höheren Belastungen ausgesetzt als die Superheavy. Das SpaceX so auf eine hohe Zahl an Raptoren und deren möglichst kostengünstige Produktion setzt – würden sie wie angekündigt 1.000-mal eingesetzt werden, so bräuchte man ja nicht viele und die Kosten würden sich über 1.000 Flüge verteilen, sowie die Erfahrungen aus den bisherigen Flügen) sprechen eher dafür das die Hardware nicht sehr oft eingesetzt werden kann und dann spielen die Treibstoffkosten gar keine Rolle, 40 t mehr Nutzlast aber schon. (Bitte nicht vergessen: für den Nicht-Wiederverwendbaren Fall und die optimistischen Angaben von Moritz Vieth, die derzeit 110 t höher liegen als die Nutzlastangabe von Elon Musk)

Dass ich eine Publikation eines anderen nachgerechnet habe, war eine Ausnahme, denn wie ihr schon an den vielen Zahlen steht (und hinter den meisten Angaben stehen Berechnungen mit externen Programmen) ist das extrem arbeitsaufwendig. Wenn ihr den Ausführungen von Senkrechtstarter glaubt, dann ist das okay, verlinkt hier aber keine Videos oder erwartet weitere Stellungnahmen zu diesen.

Wer den Links im Blog folgt (die nicht zufällig gesetzt wurden) der könnte bald mehr über Raketen wissen als der Senkrechtstarter.

Anhang

Rakete: Starship Propan

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
5.909.400	267.000	7.831	1.592	4,52	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]
70.230	26	90	0	210	90	15	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	4.201.800	180.000	3.470	70230,0	74457,0	187,43	0,00
2	1	1.440.600	100.000	3.553	14016,0	14538,0	327,63	187,43

 

Simulationsvorgaben

Azimut	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	26,0 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	15,0 s
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	160 km
Real	200 km	213 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,1 Grad	239 km	213 km	267.000 kg	267.321 kg	514,9 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	153,6 s	288,0 s	431,0 s
Winkel	43,4 Grad	-2,0 Grad	-4,7 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
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	2,1 m/s
Rollprogramm	15,0 s	0,27 km	0,0 km	1 m/s	36 m/s	0 m/s	36 m/s	-6369 km	0 km	2,8 m/s
Winkelvorgabe	153,6 s	56,14 km	0,5 km	1129 m/s	935 m/s	0 m/s	1466 m/s	-6244 km	90 km	18,9 m/s
Brennschluss 1	187,4 s	94,27 km	2,3 km	2024 m/s	1292 m/s	0 m/s	2402 m/s	-6037 km	170 km	29,9 m/s
Verkleidung	203,5 s	115,03 km	4,2 km	2145 m/s	1208 m/s	0 m/s	2462 m/s	-6378 km	-6378 km	-0,6 m/s
Winkelvorgabe	431,0 s	235,66 km	184,0 km	4944 m/s	-851 m/s	0 m/s	5017 m/s	-4250 km	219 km	11,3 m/s
Sim End	514,9 s	212,81 km	451,6 km	7149 m/s	-1808 m/s	0 m/s	7374 m/s	200 km	213 km	30,4 m/s

Rakete: Starship Wasserstoff

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
2.412.000	150.000	7.831	1.623	6,22	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]
27.930	26	90	0	210	90	15	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	1.662.500	140.000	4.351	27930,0	29332,0	225,84	0,00
2	1	599.500	92.000	4.523	7025,0	7269,0	315,78	225,84

Simulationsvorgaben

Azimut	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	26,0 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	15,0 s
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	160 km
Real	200 km	225 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,2 Grad	226 km	203 km	150.000 kg	149.855 kg	541,6 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	153,6 s	288,0 s	431,0 s
Winkel	47,0 Grad	9,7 Grad	-7,9 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
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	1,8 m/s
Rollprogramm	15,0 s	0,23 km	0,0 km	1 m/s	30 m/s	0 m/s	30 m/s	-6369 km	0 km	2,3 m/s
Winkelvorgabe	153,6 s	41,30 km	0,3 km	862 m/s	647 m/s	0 m/s	1077 m/s	-6289 km	56 km	11,6 m/s
Brennschluss 1	225,8 s	104,91 km	5,2 km	2381 m/s	1066 m/s	0 m/s	2609 m/s	-5933 km	159 km	23,5 m/s
Verkleidung	235,0 s	115,00 km	6,9 km	2462 m/s	1019 m/s	0 m/s	2665 m/s	-6378 km	-6378 km	0,4 m/s
Winkelvorgabe	431,0 s	225,67 km	171,9 km	4832 m/s	-627 m/s	0 m/s	4872 m/s	-4401 km	211 km	8,2 m/s
Sim End	541,6 s	202,93 km	536,3 km	7118 m/s	-1976 m/s	0 m/s	7388 m/s	200 km	225 km	20,8 m/s

Rakete: Starship Kerosin

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
6.566.200	283.000	7.831	1.716	4,31	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]
74.732	26	90	0	210	90	15	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	4.683.400	184.000	3.429	74732,0	78970,0	195,37	0,00
2	1	1.599.800	100.000	3.506	13866,0	14538,0	361,69	195,37

 

Simulationsvorgaben

Azimut	Geografische Breite	Höhe	Startgeschwindigkeit	Startwinkel	Winkel konstant
90,0 Grad	26,0 Grad	10 m	0 m/s	90 Grad	15,0 s
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	160 km
Real	198 km	224 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,2 Grad	243 km	203 km	283.000 kg	282.600 kg	557,0 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	154,2 s	300,0 s	433,0 s
Winkel	48,6 Grad	0,1 Grad	-2,8 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung	Zeitpunkt	Höhe:	Distanz:	v(x):	v(y):	v(z):	v:	Perigäum:	Apogäum:	Beschleunigung:
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	1,6 m/s
Rollprogramm	15,0 s	0,21 km	0,0 km	1 m/s	28 m/s	0 m/s	28 m/s	-6369 km	0 km	2,2 m/s
Winkelvorgabe	154,2 s	49,25 km	0,4 km	952 m/s	855 m/s	0 m/s	1280 m/s	-6273 km	77 km	16,5 m/s
Brennschluss 1	195,4 s	94,10 km	2,2 km	1923 m/s	1310 m/s	0 m/s	2326 m/s	-6064 km	171 km	28,7 m/s
Verkleidung	211,4 s	115,04 km	3,9 km	2029 m/s	1225 m/s	0 m/s	2370 m/s	-6378 km	-6378 km	-1,4 m/s
Winkelvorgabe	433,0 s	241,34 km	147,9 km	4338 m/s	-667 m/s	0 m/s	4389 m/s	-4820 km	223 km	7,1 m/s
Sim End	557,0 s	202,70 km	519,8 km	7127 m/s	-1941 m/s	0 m/s	7387 m/s	198 km	224 km	28,7 m/s