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Nachlese 13-ter Teststart des Starships IFT-13

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Nach dem Startabbruch am 15.07.2026, bei dem vier Triebwerke nicht ansprangen, wurde bekannt, dass sechs Triebwerke Probleme mit ihren LOX-Turbopumpen hatten und ihre Parameter außerhalb der Toleranz waren. Die Drehrate beim Hochlaufen war „off-nominal“. Lediglich zwei der sechs Triebwerke wurden danach ausgetauscht. Die Ursache soll Feuchtigkeit aus früheren Operationen sein, die durch die kryogenen Flüssigkeiten (die Triebwerke werden vor dem Start gekühlt, um die Hitzebelastung zu reduzieren) gefror. Einige Turbopumpen hatten danach eine zu niedrige Drehzahl oder liefen gar nicht hoch. Die Turbopumpen wurden überprüft und ein Triebwerk bei McGregor auch gezündet. Wie in der Übertragung vor dem Start bekannt wurde, wurde schon am 16.3.2026 bei einem Test mit 10 Triebwerken dieser abgebrochen. Es gab dabei einen Bruch im Flammenabweiser der 2,46 Millionen Liter pro Minute freisetzt. Die V3 soll 18 Millionen Pfund Schubkraft haben und 65.000 Pfund Treibstoff pro Sekunde umsetzen, das entspricht 80010 kN Schub, einem spezifischen Impuls von 2716 m/s und bei 3650 t Treibstoff einer Brennzeit von 123 Sekunden bei vollem Schub. Reklamiert werden für Raptor 3 aber 82170 kN Startschub. Wie bei den Raptoren 2 scheinen sie also noch nicht mit voller Leistung zu laufen. Vor dem Start war das Starship mit 98,2 % CH4 und 98,9 % LOX betankt, bei der letzten Anzeige -5 Minuten vor dem Start die SuperHeavy aber nur zu 92 %. Man erfuhr weiterhin das es nun eine Abschaltregel gibt: maximal zwei Triebwerke dürfen nicht zünden, beim ersten Teststart IFT-1 fielen schon vorher mehr aus und er endete katastrophal. (mehr …)

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Wir konstruieren einen kryogenen Mondlander

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Ich habe ja schon in zwei Teilen erläutert, das SpaceX mit kleinen Upgrades einen konventionellem Mondlander mit drei Falcon Heavy Starts (zwei Tankflügen und ein Flug mit dem Lander) mit ihren SuperDracros starten könnte.

Heute will ich erneut einen hypothetischen Mondlander konstruieren, angelehnt an den Blue Moon, aber so groß das er in die Nutzlasthülle einer Ariane 6 oder Vulcan (5,4 m Durchmesser) passt. Er müsste, wenn er mit diesen Trägern gestartet wird im Erdorbit oder Mondorbit aufgetankt werden, das ist klar, aber er würde eine Alternative offerieren, da wenn wir auch von internationaler Zusammenarbeit reden, zwei Träger (Ariane und Vulcan) zur Verfügung stehen. Für den reinen Transport eines vollen Landers der dann separat gestartet wird könnte man die Falcon Heavy und/oder New Glenn nutzen. (mehr …)

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Das alternative Lunar Starship mit der Falcon Heavy: die Berechnungen

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So nun geht es weiter mit den eigentlichen Berechnungen. Da der Testflug IFT-13 sich nach dem abgebrochenem Start nochmals verschiebt, gibt mir das die Gelegenheit den zweiten Teil an den ersten anschließen zu lassen.

Bei der benötigten Geschwindigkeit um zu landen, stütze ich mich auf meine Berechnungen für das Starship: Landung: 3510 m/s, Rückstart: 2753 m/s. Die hohen Δv kommen dadurch zustande, dass der Haloorbit für den Mondlander viel ungünstiger, dafür für die Orion günstiger ist: bei Apollo betrug das Δv für das CM/SM 2.200 m/s, bei der Orion nur 840 m/s. Dafür musste der Mondlander um 2500 m/s abbremsen und 2200 m/s aufwenden, um wieder in den Orbit zu kommen. Ich habe sogar weil ich mit mehr Schub rechne, jeweils pro Richtung 200 m/s abgezogen. (mehr …)

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Das Lunar Starship – wie es mit der Falcon Heavy klappen könnte

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Den Anstoß zu meinem heutigen Blog liefert dieser Artikel auf Space Review. Es geht darin um die Auftragsvergabe der NASA an das Starship und was dabei schieflief. Ich habe ja schon nach der Auftragsvergabe (auch schon sechs Jahre her) einen Blog verfasst, in dem ich das ganze für den größten Unsinn gebrandmarkt habe. Denn schon damals stimmte ja nichts. Das SpaceX-Konzept war das riskanteste – ein 53 m hohes Starship soll auf der unebenen Mondoberfläche landen, ohne umzukippen, und nur wenn es absolut senkrecht steht, funktioniert auch der Aufzug, von dem wir übrigens bis heute nicht wissen, wie er umgesetzt wird. Vor allem aber ist das Starship kein Mondlander. Der sollte, weil wir über eine große Geschwindigkeitsänderung reden, leicht sein, muss aber nicht aerodynamisch sein. Das Starship war schon in der Planung mit 100 t Trockenmasse nicht leicht (der Apollo Mondlander hatte eine kombinierte Trockenmasse von beiden Stufen zusammen von 4,4 t) es war nicht als Mondlander konzipiert und es wäre ohne aufzutanken nie zum Mond gekommen. Für die NASA wichtig wäre, das das Gefährt zahlreiche Komponenten beinhaltet, die, wenn sie ausfallen, zu einer Katastrophe führen. Solche gibt es in jedem Raumfahrzeug, sonst wäre es zu schwer, aber beim Starship sind es sehr viele, wie schon die gescheiterten Flüge in der Vergangenheit zeigten. Was nutzt eine Engine-Out-Capaility wenn als Folge z.B. bei Flug 7+8 die anderen -triebwerke auch ausfallen? Der Aufzug ist auch so eine Single-Point-of-Failure Angelegenheit. Wenn er nicht senkrecht steht, wird er nicht funktionieren. (mehr …)

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