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Kommen wir nun zum Starship. Im ersten Teil habe ich beschrieben, wie Elon Musk das Dogma „Wiederverwendung“ bei der Falcon 9 durchsetzte. Die Falcon 9 war nicht für die Wiederverwendung ausgelegt. SpaceX hat auch keine Computersimulationen gemacht, um die Konstruktion auf die zu erwartenden Lasten zu optimieren, die viel höher als beim Start sind. So musste nachgebessert werden. Heraus kam eine Spargelrakete mit einer viel zu kleinen Nutzlastverkleidung und Nutzlasteinbußen von 22 bis 40 % gegenüber den Website‑Daten. Der Artikel wird etwas länger, daher konzentriere ich mich heute auf die Raptoren.

Wann die Starship‑Entwicklung startete, weiß man nicht, aber erstmals angekündigt wurde das Starship 2016 als ITS, die Abkürzung steht für Interplanetary Transport System, später auch MCT (Mars Colony Transporter). 2019 hatte SpaceX dann die endgültige Konfiguration festgelegt. Ich erwähne die Daten, weil ein grundlegender Unterschied zur Falcon 9 ist, dass SpaceX 2019 die Falcon 9 schon regelmäßig barg und einige Dutzend Male gestartet hat. Sie sind eine etablierte Raumfahrtfirma mit – so würde man es erwarten – Erfahrung und keinen Anfängern.

Für jeden Newcomer ist der Anfang schwer, das zeigen auch derzeit die ersten Raumfahrt‑Startups, und selbst bei der ESA gab es bei den ersten Ariane‑Starts mehr Fehlschläge als später bei Ariane 4 bis Ariane 6, als man entsprechende Erfahrungen gesammelt hatte. Man kann also erwarten, dass das Starship sauber konstruiert ist und es kaum Vorfälle gibt, schließlich wird das Starship von einer Firma mit umfangreicher Erfahrung in der Konstruktion von Raketen und ihrer Bergung entwickelt.

An der Kompetenz von SpaceX hatte ich schon damals Zweifel. So stellte SpaceX 2016 für das Starship noch einen Demonstratortank aus CFK‑Werkstoffen vor. Damit wir alle auf demselben Niveau sind: Tanks sind Zugspannungen ausgesetzt, und verschiedene Werkstoffe haben unterschiedliche Belastungsgrenzen. Bezieht man diese Belastungsgrenzen auf das Gewicht, so ist die beste Aluminiumlegierung 2195 um 44 % belastbarer als Stahl 301 unter kryogenen Bedingungen (bei Normaltemperatur ist der Unterschied noch höher) und CFK um 340 %. Die ESA lässt derzeit bei der Ariane 6 neue Tanks für die Oberstufe aus CFK entwickeln, die etwa ein Viertel bis ein Drittel des Oberstufengewichts einsparen könnten und so die Nutzlast um 1,5 bis 2 t steigern.

2019 war dann die Rede von Stahl. Die Begründung von Elon Musk: Stahl sei elfmal billiger als CFK. Für eine nicht wiederverwendbare Rakete hätte ich diese Begründung noch akzeptiert – auch die Ariane‑1‑Erststufe war aus Stahl, um Kosten zu sparen (die Oberstufen dann aus Aluminium). Aber bei einem Gefährt, das – ebenfalls nach Elon Musk – 1000‑mal wiederverwendet werden soll, würden sich die Materialmehrkosten auf 1000 Flüge umlegen. Das höhere Gewicht würde die Nutzlast aber 1000‑mal absenken.

Ebenso wurde ein angekündigtes regeneratives Kühlsystem gestrichen und auch konventionelle Hitzeschutzkacheln gewechselt. Die eingesetzten Hitzeschutzkacheln bestehen aus Ceramic Matrix Composite. Das ist keine SpaceX‑Entwicklung, sondern eine NASA‑Entwicklung, die auf den Kacheln des Space Shuttles beruht. Gegenüber den Shuttle‑Kacheln sind die CMC‑Kacheln leichter zu fertigen, einfacher zuschneidbar und bedeutend preiswerter. Die CMC‑Kacheln bilden auch den Hitzeschutzschild der X‑37B und werden als Schutz von Hyperschallflugzeugen vorgeschlagen.

Das war der erste Hinweis, dass Elon Musk wieder einmal eine „coole“ Idee hatte, die nicht umsetzbar war. Und wie bei der Falcon 9 wurde schon lange vor dem Erstflug eine Nutzlast von 100 t genannt bei einer Masse des Starships von 120 t. Diese Masse sollte dann sogar noch auf 100 t sinken. Die Nutzlast sollte weiter auf 150 t im nicht wiederverwendbaren Betrieb und 250 t ohne Wiederverwendung steigen. Merkt euch das – ich komme noch einmal darauf im nächsten Teil zurück.

Ansonsten waren Details zu der Konfiguration spärlich, mit einer Ausnahme den Haupttriebwerken den Raptoren. Die Falcon 9 setzt Merlins ein. Das sind LOX/RP-1 Triebwerke die im Nebenstromverfahren arbeiten bei 90 Bar Brennkammerdruck in der letzten Version. Das ist eine eingeführte Technologie, nicht viel besser als die Triebwerke der alten Atlas, Thor und Saturn I sowohl im Schub wie spezifischem Impuls. Sie sind um es mal salopp zu formulieren: Technik der Sechziger Jahre. Die Raptoren nutzen Methan als Treibstoff. Es verspricht höhere spezifische Impulse als RP‑1, das reduziert die Treibstoffmenge für ein vorgegebenes Fluggewicht. Aber der Einsatz von Methan ist neu, nicht nur für die USA. Weltweit gab es nur Experimentaltriebwerke, die diese Kombination nutzen. Technisch ergeben sich Herausforderungen wie beim Wasserstoff, nur in der Größe geringer. So verdampft der Treibstoff, wenn der Treibstoff die Brennkammer kühlt – anders als bei Kerosin, das flüssig bleibt. Es ist klar, dass ein Gas viel weniger gut kühlt als eine Flüssigkeit. Seine Wärmekapazität ist um Größenordnungen kleiner. Saunagänger halten 100 Grad in der Luft aus, aber wohl kaum in flüssigem Wasser.

Für die Turbopumpen bedeutet der Einsatz von Methan, dass Methan pro Kilogramm Masse ein doppelt so hohes Fördervolumen hat wie Kerosin, aber Wasserstoff ist nochmals um den Faktor 6 schlechter. Blue Origin, die Methan ebenfalls beim BE‑4 einsetzen, haben zwar nichts über Probleme veröffentlicht, aber dass die Vulcan wegen der Qualifikation der BE‑4‑Triebwerke mehrere Jahre Verzögerung hatte, zeigt, dass Blue Origin die Aufgabe wohl ebenfalls unterschätzt hat.

Dazu kommt, dass die Raptor‑Triebwerke Hauptstromtriebwerke sind. Bei den Merlin‑Triebwerken wird ein Teil des Treibstoffs abgezwackt, bei niedrigen Temperaturen verbrannt, und dieser Teil treibt als Arbeitsgas die Turbinen an. Dieser Teil wird danach nicht mehr genutzt. Bei den Raptor‑Triebwerken wird ein Teil des Methans mit dem Sauerstoff verbrannt. So entsteht viel mehr Gas, und die Turbopumpen können einen viel höheren Brennkammerdruck entwickeln. Zudem wird nun der ganze Treibstoff genutzt.

Dieses Verfahren ist neu für die USA, in Russland aber seit 1965 der Standard für neue Triebwerke. Lediglich die SSME nutzten bisher ein Hauptstromverfahren, aber dort mit Wasserstoff im Überschuss.

SpaceX plante aufgrund des Entwicklungssprungs drei Generationen. Das Raptor 1 arbeitet mit 250 bar Brennkammerdruck. Die ersten Testflüge des Starships auf etwa 10 km Höhe, um die Landung zu testen, erfolgten mit diesen Triebwerken, die schon damals nicht gut aussahen. Erst der fünfte Landeversuch klappte, und schon vorher explodierten Starships bei Bodentests der Raptor‑Triebwerke. Nur um eine Zahl in den Raum zu werfen: Das Starship von IFT‑13 hatte die Seriennummer 40. 27 Starships hat SpaceX schon vor dem ersten Teststart verbraucht bzw. ein Starship zwischen den Teststarts in die Luft gejagt.

Mit dem Raptor 2 und 300 bar Brennkammerdruck fanden dann die Starts vom Starship V1 bis Starship V2 statt. Ursprünglich sollte schon Starship V2 die Raptor‑3‑Triebwerke bekommen, doch dann entschied SpaceX sich, eine neue Konfiguration einzuschieben, und aus Starship V2 wurde Starship V3, und die neue „Starship V2“ hatte dann nur vergrößerte Tanks.

Mit dem Raptor 3 wird nun alles viel besser (wie immer verspricht SpaceX eine goldene Zukunft, die sich völlig von den Fehlschlägen der Vergangenheit abhebt. Ich frage mich nur: Wenn SpaceX das so genau weiß, warum macht SpaceX es nicht gleich richtig?). Das Raptor 3 ist ein Wundertriebwerk. Das Raptor 3 hat mehr Schub als das Raptor 2, einen höheren Brennkammerdruck, und das Raptor 3 ist trotzdem leichter und zuverlässiger. Also zumindest, wenn man SpaceX glaubt.

Zumindest am letzten Punkt kann man zweifeln: Bei IFT‑12 fielen zwei Raptor‑Triebwerke im Flug aus und alle Raptor‑Triebwerke beim Boostback der Superheavy. Für die Starship‑Landung wurden auch nur zwei anstatt drei Raptor‑Triebwerke gezündet. Bei IFT‑13 fielen acht der 13 Raptor‑Triebwerke der Superheavy bei der Landung aus. Das war nicht besser als bei den Raptor‑2‑Triebwerken der vorherigen Testflüge.

Die Ursache zumindest bei den ersten Testflügen wurde bekannt, und die Ursache zeigt, wie sich der Einfluss des CEO und die Vorliebe des CEO für „coole“ Ideen auf die Entwicklung auswirkt: Alle Tanks müssen unter Druck gesetzt werden, das versteift die Tanks. Bei Stahl, das SpaceX wählte, ist der Effekt sogar besonders hoch. Da die Tanks sich entleeren, muss man Gas nachfüllen. Da beide Treibstoffe spätestens bei −160 Grad Celsius sieden, gäbe es eine einfache Lösung: Man zweigt vom Tank Treibstoff ab, leitet den Treibstoff um das Triebwerk herum und leitet das entstehende Gas zurück in die Tanks.

Doch das Raptor‑Triebwerk muss „cool“ aussehen, ohne viele Leitungen. Also zweigt SpaceX nach dem Vorbrenner Gas ab und leitet das Gas zurück in die Tanks. Das spart zwei Leitungen von den Tanks zum Triebwerk ein. Nur: Dieses Gas enthält nicht nur unverbrannten Treibstoff, sondern auch Wasser. Wasser gefriert bei den Temperaturen im Tank sofort, und das Eis verstopft die Leitungen zur LOX‑Turbopumpe. Das war die Ursache für die Ausfälle der Raptor‑Triebwerke.

Was würdest du tun, wenn du Ingenieur mit Berufsethos wärst? Wahrscheinlich eine Lösung suchen, die Eis vermeidet – am besten eben kein Verbrennungsgas nutzen, sondern die Treibstoffe selbst. Doch in einem Unternehmen, in dem der CEO über jedes Detail bestimmt, geht das nicht. Vielleicht – das werde ich auch noch ausführen – hat SpaceX inzwischen auch die erfahrenen Mitarbeiter verloren. Mit Erfahrung haben die erfahrenen Mitarbeiter kein Problem, in der Branche einen neuen Job zu finden, und die erfahrenen Mitarbeiter wurden von Neulingen ohne Berufserfahrung ersetzt, die eben das Problem „umgehen“, anstatt das Problem zu lösen.

Für diese Theorie sprechen nicht nur die vielen Unfälle mit Standardkomponenten in der Entwicklung (explodierende Gasflaschen, Druckventile, die sich einfach so öffnen und Starships zum Kollaps bringen), sondern auch, dass wir inzwischen von Hans Königsmann offiziell bestätigt bekommen haben, dass bei SpaceX jeder, der dem CEO widerspricht, je nach Grad seiner „Verfehlung“ entweder bis zum Lebensende den Flur wischt oder gefeuert wird. So verläuft Entwicklung nach Dogma!

SpaceX hat versucht, das Problem zu umgehen. Zum Einen hat SpaceX einen Diffusor beim Einlass des Gases in die Tanks eingebaut, der verhindern soll, dass das Gas gleich auf die kalte Wand trifft. Dann wurden Siebe in die Treibstoffleitungen eingebaut. Geholfen hat es wenig: Beim Startabbruch am 15. 7. 2026 gingen zwei Raptor‑Triebwerke nicht an. Beim erfolgreichen Start am 22. 7. wurde dann in der Vorberichterstattung gesagt, dass erneut Eis aus einem früheren Test die LOX‑Turbopumpe am Hochlaufen hinderte.

Bisher sahen die Raptor‑Triebwerke nicht nur beim wiederholten Ausfallen nach der ersten Zündung schlecht aus, versprochen wurden auch 1000 Einsätze im täglichen Rhythmus, also ohne Überholung. Zum Verständnis: Jedes Raketentriebwerk hat eine längere Lebensdauer als die Lebensdauer im Betrieb beim Start. Typisch sind 4 bis 10 Einsätze. Limitierend sind oft die Turbopumpen, die schnell rotierende Rotoren haben, auf die große Fliehkräfte einwirken. Die Space‑Shuttle‑Triebwerke als Vorbild waren z. B. 55‑mal wiederverwendbar, aber die LH2‑Turbopumpe musste alle 3–4 Einsätze und die LOX‑Turbopumpe alle 5–6 Einsätze ausgetauscht werden.

So verwundert es, dass nun die Raptor‑Triebwerke 1000 Einsätze überstehen sollen. Nun ja, das ist eben wieder so eine Vorgabe vom CEO. In der Praxis hat SpaceX zwei Super‑Heavy‑Booster erneut je einmal verwendet. In beiden Fällen wurden die meisten Raptor‑Triebwerke ausgetauscht. Die Raptor‑Triebwerke scheinen also nicht einmal zwei Einsätze zu überstehen. Auch nach dem erwähnten Startabbruch wurden nicht die zwei betroffenen Triebwerke, sondern vier Triebwerke ausgetauscht, also zwei von 33 Triebwerken überstehen nicht mal eine volle Betriebszeit!

Auch an anderen Angaben kann man zweifeln. Wie sollen zum Beispiel die Raptor‑Triebwerke leichter werden, wenn SpaceX den Brennkammerdruck steigert? Dann braucht man leistungsfähigere (und schwerere) Turbopumpen, und die Brennkammer muss höheren Druck aushalten – man wird die Wandstärke erhöhen. In jedem Falle wird der spezifische Impuls sinken. Ganz einfach, weil das Gas bei höherem Mündungsdruck die Düse verlässt und so mehr Restenergie hat, wenn man an den Düsen nichts ändert. Zudem braucht man für höheren Druck auch mehr Turbopumpenleistung. Die Energie bezieht man aus dem Treibstoff selbst, sodass weniger nutzbare Energie für die eigentliche Verbrennung übrig bleibt.

Aber das spielt keine Rolle, denn die Wundertriebwerke haben ein Alleinstellungsmerkmal: Der von SpaceX publizierte Vakuumimpuls ist höher als der mit dem NASA‑Referenztool FCEA2 berechnete Vakuumimpuls. Das bedeutet, die Raptor‑Triebwerke haben einen Wirkungsgrad von über 100 %. Normal sind 95 bis 98 % je nach Treibstoff und Technologie. Die NASA reklamiert für das SSME 99,6 %, wobei ich mir sicher bin, dass die NASA den Wert nur auf die Brennkammer bezogen hat, denn FCEA2 liefert doch einen etwas höheren Wert.

Wer weiß, vielleicht hat SpaceX die 100 t Nutzlast mit den CEO‑Impulsen berechnet. Das würde die Diskrepanz zwischen der Nutzlastkapazität von Starship V1 und Starship V2 und den Vorgaben zumindest zum Teil erklären. Doch das wird Thema des nächsten Artikels sein, in dem ich auch mehr auf die grundlegenden Mängel des Konzepts eingehen werde.