{"id":11541,"date":"2016-03-13T18:44:57","date_gmt":"2016-03-13T17:44:57","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=11541"},"modified":"2016-03-14T10:30:16","modified_gmt":"2016-03-14T09:30:16","slug":"die-falcon-9-v1-2-stufenleermassen","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2016\/03\/13\/die-falcon-9-v1-2-stufenleermassen\/","title":{"rendered":"Die Falcon 9 &#8222;v1.2&#8220; Stufenleermassen"},"content":{"rendered":"<p class=\"tm5 Normal\">Zeit sich mal wieder mit meiner &#8222;Liebingsfirma zu besch&auml;ftigen. Zuerst mal zu einer Nachlese. Gwen Shotwell hat angek&uuml;ndigt, dass SpaceX dieses Jahr 18-mal und n&auml;chstes Jahr 24-mal oder mehr starten will.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Ein anspruchsvolles Ziel, zumal fast drei Monate rum sind und vor dem 4.4.2016, der CRS-8 Mission, kein Start angek&uuml;ndigt wird, das hei&szlig;t 16 Missionen in nur neun Monaten. Bisher hat SpaceX mal in wenigen Wochen zwei Starts durchgef&uuml;hrt, dann gibt es wieder eine Pause von einigen Monaten. Sie haben also offensichtlich ein Problem bei der Fertigung und Startdurchf&uuml;hrung. Dabei m&uuml;sste die Fertigung kein Problem sein. Schon 2011 k&uuml;ndigte Elon Musk an man w&uuml;rde \u201ebald\u201c 40 Cores pro Jahr fertigen. Die m&uuml;ssten meiner Definition von \u201ebald\u201c inzwischen einige Hallen f&uuml;llen. Nachdem die Firma ja schon vor dem Fehlstart im letzten Jahr nur noch eine v1.1 hatte, alle anderen Raketen in der Pipeline also v1.2 sind, m&uuml;sste sie durch 6 Monate Pause auch gen&uuml;gend Tr&auml;ger auf Halde liegen haben. Ein Problem d&uuml;rfte wohl eher die Startvorbereitung sein. Nach Shotwells Ausf&uuml;hrungen wird man LC39A nicht f&uuml;r unbemannte Starts einsetzen. isher hat SpaceX sonst nur noch Vandenberg und LC40. Vandenberg wird kaum Starts durchf&uuml;hren. Dort finden nur polare Starts statt, das hei&szlig;t fast alle muss LC40 abwickeln. Auch wenn die Startrampe neu ist, stellt sich die Frage, ob die Infrastruktur die Starts abwickeln kann. Ich habe mal meine Statistikfunktionen im Launchlog-Converter angeworfen: Keine US-Rampe hat mehr als 10 Starts pro Jahr abgewickelt. ELA-2 schaffte mehr und russische Startrampen auch, bis zu 28 Starts pro Rampe. SpaceX meint, es gibt keine Probleme, vom zweiten Weltraumbahnhof Brownsville gibt es seit L&auml;ngerem kaum Fortschritte zu vermelden. Die beiden Startabbr&uuml;che beim letzten Start weisen aber her darauf hin, dass es noch einiges an der Startvorbereitung zu verbessern gibt. Der Fehler ist nun gefixt, doch wie viele unentdeckte Probleme gibt es noch?<!--more--><\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Dann hat man nun rausgelassen, was die Wiederverwendung wirklich einspart. Ich hatte ja nach dem ersten V1.2 Start ohne assoziierte Kosten f&uuml;r Bergung und Wiederverwendung maximal 40% <u><a href=\"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2015\/12\/27\/nachlese-zum-orbcomm-2-start\/\"><span class=\"tm6\">genannt<\/span><\/a><\/u>. Shotwell spricht bei 3 Millionen Bergungskosten und 1 Million f&uuml;r den Treibstoff von 30%, was den Startpreis auf 40 Millionen absenkt &#8211; f&uuml;r SES nicht genug. Sie wollen einen Abschlag von 50%, wenn sie einen Satelliten einer solchen Stufe anvertrauen. Neben dem, das ich wieder zu 100% richtig lag (meine 40% waren ja ohne assoziierte Kosten, subtrahiert man die genannten 4 Millionen von den 40 so ist man bei 36 Millionen &#8211; genau 40%, wie vorhergesagt) sinkt nat&uuml;rlich auch die Nutzlast ab.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Allerdings gibt die Firma ja auch an, dass die Landung an Land 30% Nutzlast kostet &#8211; nur die klappte aber bisher. Das wird also ein Nullsummenspiel. Sollte mal die Seebergung klappen die 15% Nutzlast kosten, dann bleibt ein Kostengewinn von 15%. Ob es sich daf&uuml;r lohnt? Shotwell sagt auch, man werde nichts \u201erefurbish\u201c-en, sondern oberfl&auml;chlich ansehen und neu starten. Das w&auml;re das Gesch&auml;ftsmodell. Also wenn es ein verstecktes Problem gibt, man wird&#8217;s nicht entdecken. Auch hier: Die Erfahrung wird zeigen, ob es so klappt. Bisher gab es nur einen 3 s-Test, der auch vor Ende abgebrochen wurde.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">So viel zur Nachlese. Nun aber zum heutigen Hauptthema: die Rekonstruktion der Stufenmassen der Falcon 9. Sie sind essenziell f&uuml;r die Nutzlastberechnung der Rakete. Ich will auch mal zeigen, wie ich das mache und die Methode hat sich &uuml;ber Jahrzehnte bew&auml;hrt. Die Methode ist eigentlich ganz einfach. Man braucht nur die Daten anderer Raketen entweder im Computer oder schriftlich. F&uuml;r die Trockenmasse sucht man sich Die bekannten Massen anderer Stufen mit der gleichen oder &auml;hnlichen Treibstoffkombination (von der Dichte her, die die Tankmasse bestimmt, ist LOX\/Kerosin mit NTO\/Hydrazinen vergleichbar) und etwa gleicher Masse der Stufen. SpaceX nennt Faktor 30 bei den Erststufen und \u201enearly 25\u201c bei der Oberstufe. Sp&auml;ter galt die Zahl 30 nur f&uuml;r die Booster der Falcon Heavy. Schaut man sich im Internet um und nimmt Datenbl&auml;tter, so wird man feststellen, dass kein Autor diesen Faktoren folgt, alle setzen h&ouml;here Strukturmassen an. Warum? Nun 30 sind nicht unm&ouml;glich. Die Titan II hatten schon bei der ersten Stufe eines von fast 25. Die Falcon 9 Erststufe ist gr&ouml;&szlig;er und der Strukturfaktor sinkt bei gr&ouml;&szlig;eren Stufen ab. Dazu kommen neue Legierungen, die leichter sind und die Merlins die ein Schub\/Gewichtsverh&auml;ltnis von 150 haben &#8211; auch mehr als doppelt so hoch wie die LR87 der Titan-Erststufe. M&ouml;glich ist es also schon, warum ich es und andere nicht glauben? Weil man dann f&uuml;r diese Rakete enorm hohe Nutzlasten errechnet. Doch dazu sp&auml;ter mehr.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Das Erste ist es sich Daten zu besorgen. Bei SpaceX gibt es einiges auf der Website, dazu habe ich noch die Wikipedia f&uuml;r den spezifischen Impuls der Erststufe bem&uuml;ht. Macht man dies so kommt man auf folgende Daten:<\/p>\n<ul class=\"tm5 Normal tm7\">\n<li class=\"tm8\">Startmasse 541.300 kg<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Spezifischer Impuls: Erste Stufe 3050 m\/s<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Spezifischer Impuls: Zweite Stufe 3413 m\/s<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Brennzeit erste Stufe: 162 s<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Brennzeit zweite Stufe: 397 s<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Schub 7426 kN im Vakuum erste Stufe<\/li>\n<li class=\"tm5 Normal tm8\">Schub 913 kN im Vakuum zweite Stufe<\/li>\n<\/ul>\n<p class=\"tm5 Normal\">Das ist wenig. So hat man nicht mal das Gewicht der einzelnen Stufen. Man kann es aber absch&auml;tzen. Ich bin im Folgenden davon ausgegangen, dass die Brennzeiten f&uuml;r 100% Schub gelten. Wird der reduziert, so steigen die Brennzeiten an. So beim SES-9 Start brannten die Triebwerke nach dem Video 158 und 423 s. Der erste Wert l&auml;sst f&uuml;r 36 s Brennzeit eines Triebwerks Treibstoff (9,71 t) in den Tanks zur&uuml;ck. So kann man die Treibstoffmenge berechnen es gilt:<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Treibstoffmenge = Schub x Brennzeit \/ spezifischer Impuls (zumindest in SI-Einheiten)<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">So kommt man auf 394,43 und 106,2 t Treibstoffmasse in Stufe 1 und 2.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Nehmen wir nun die Strukturfaktoren von 1:30 und 1:24 (\u201enearly 25\u201c) und ziehen jeweils 1 ab (bei der Berechnung der Strukturfaktoren nimmt man die vollbetankte Stufe nicht den Treibstoff) so kommt man auf:<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Leermasse erste Stufe = 394,43 t \/ 29 = 13,60 t<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Leermasse zweite Stufe = 106,2 t \/ 23 = 4,62 t<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Addiert man alles zusammen, so ist man bei 518,85 t Startmasse. Doch selbst wenn ich noch 13,15 t f&uuml;r die Nutzlast und 2 t f&uuml;r die Nutzlastverkleidung hinzuaddiere, komme ich so nicht auf 541,3 t, sondern nur 536 t. Es fehlen also 7,3 t. Wenn die Angabe die f&uuml;r einen GTO-Start w&auml;re, dann w&auml;re die Differenz sogar noch gr&ouml;&szlig;er und ohne Nutzlast sind es schon 20,45 t die fehlen. So muss man sich immerhin keine Gedanken machen, ob die Brennzeiten f&uuml;r einen Teilbetrieb mit reduziertem Schub gelten, denn dann wird die Diskrepanz noch gr&ouml;&szlig;er, die Treibstoffmenge sinkt ab.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Ich sehe das als Indiz, dass die Strukturmassen eben h&ouml;her sind. Man kann nun die fehlenden 7,3 t auf die Stufen verteilen, Da die erste Stufe dreimal so viel wie die Zweite wiegt w&uuml;rde man Ihr drei Viertel zuschlagen oder 5,5 t und der zweiten dann 1,8 t. Im Netz findet man aber noch h&ouml;here Trockenmassen. Das h&auml;ngt eben auch ab, was man noch dazu z&auml;hlt. &Uuml;blich ist bei Raketen die Angabe von GLOW: Gross Liftoff Weight und die ist das Startgewicht <u><a href=\"http:\/\/www.oxfordreference.com\/view\/10.1093\/oi\/authority.20110803095909364\"><span class=\"tm6\">mit Nutzlast und Verkleidung<\/span><\/a><\/u>.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">N&auml;hern wir uns dem Thema von einer anderen Seite: der Nutzlastberechnung. Die ist eigentlich nach der Zilokowski Gleichung recht einfach. Die Falcon 9 ist zudem eine klassische Serienrakete ohne Booster, die die Rechnung verkomplizieren. Man addiert also einfach die Nutzlast und rechnet die Endgeschwindigkeit aus. Die wird immer gr&ouml;&szlig;er sein, als die Orbitgeschwindigkeit. Das liegt daran, dass der Orbit auch erreicht werden muss. Gr&ouml;&szlig;ter Posten sind da die Aufstiegsverluste. W&auml;hrend die Rakete die Orbith&ouml;he erreicht, brennt sie ja und verbraucht Treibstoff. Eine Kanone h&auml;tte keine Gravitationsverluste, doch das Konzept hat sich irgendwie nicht durchgesetzt. Diese k&ouml;nnen betr&auml;chtlich sein. Sie h&auml;ngen von der Aufstiegsbahn ab. Will man vergleichen, so braucht man den richtigen Vergleich, denn Gravitationsverluste k&ouml;nnen 1200 m\/s gro&szlig; sein oder 2400 m\/s. Am unteren Ende liegen schnell beschleunigende Raketen wie die Athena oder Kosmos B-1. Am oberen Ende liegen Raketen mit mehreren Stufen und langen Brennzeiten, die Ariane 5 EPS hat z. B. Einen der h&ouml;chsten Werte. Man schaut also nach Raketen, wo die Stufen in etwa gleiche Brennzeiten haben. Im US-Arsenal w&auml;re das z. B. Die Titan 3B-Serie mit Gravitationsverlusten von 1380 bis 1590 m\/s. Dann gibt es noch die Vorl&auml;ufer von SpaceX Falcon 1 und Falcon 1e f&uuml;r die es noch genaue Stufenmassen gab, Sie liegen bei 1590 bis 1663\u00a0m\/s. Nimmt man den h&ouml;chsten Wert (1663 m\/s) als Worst-Case-Szenario so kommt eine Falcon 9 auf 21.796 kg LEO Nutzlast (7802\u00a0m\/s 186\u00a0km Standardorbit) und 7667 kg in den GTO (10255 m\/s 186 x 35887 km Standardorbit).<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">SpaceX spricht von 15% Nutzlastverlust bei Wasserbergung und 30% bei Landbergung. Doch die publizierten Werte von 13,15 und 4,85 sind geringer (jeweils 38-40 % geringer). Das deutet schon mal auf h&ouml;here Stufenmassen hin. Dann war nun ja der Start von SES-9. Man kann nun einfach die 9,7 t Treibstoff bei der Leermasse der ersten Stufe addieren und die Nutzlast f&uuml;r einen 332 x 40621\u00a0km Orbit berechnen. Der Orbit hat mit gr&ouml;&szlig;eren Aufstiegsverlusten in 332\u00a0km H&ouml;he einen Geschwindigkeitsbedarf von 10288 m\/s. Selbst wenn man noch die 9,7 Treibstoff in den Tanks hinzunimmt, kommt man auf eine Nutzlast von 6.700 kg und nicht 5.330 kg wie SES-9 wog. Sicher h&auml;tte SpaceX wenn der Satellit wirklich viel kleiner als die Nutzlastgrenze w&auml;re, mehr Treibstoff f&uuml;r ein erfolgreiches Bergungsman&ouml;ver reserviert. Das tat man aber nicht. So denke ich, wird SES-9 an der Nutzlastgrenze sein. Der naheliegende Gedanke ist es, nun die 7.3 t Differenz in der Masse zu den Stufen zu addieren. Addiert man sie zur ersten Stufe, so sinkt die Nutzlast auf 6.197 kg ab. Beim Aufteilen 3:1 auf 4.422 kg. Das zeigt schon: die Zweitstufe ist empfindlich hinsichtlich Strukturmasse. Wird sie zu schwer, so sinkt die GTO-Nutzlast stark ab. Bei 800 kg mehr f&uuml;r die zweite Stufe und 6500 kg f&uuml;r die erste kommt man auf 5400 kg GTO-Nutzlast (ein Adapter ist ja auch noch da). In den Standard-GTO w&auml;ren es dann 5510 kg (die Angabe wurde auch mal von Elon Musk f&uuml;r die v1.2 genannt) und 18200 kg f&uuml;r den LEO-Orbit &#8211; das sind 28% mehr als ausgewiesen auf der Webseite. So k&ouml;nnte es hinkommen.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Es gibt aber noch ein zweites Indiz und das steckt im Users Manual versteckt in zwei Abbildungen auf S.20 und 21. Es sind die maximalen G-Belastungen f&uuml;r Nutzlasten &uuml;ber 4000\u00a0lbs (1814 kg) und 2000 lbs. Geht man f&uuml;r diese kleinen Nutzlasten von einer maximalen Drosselung der Triebwerke 119 bzw. 81 klbf aus, so sieht man bald, dass die zweite Stufe das Limit setzt. 81 klbf sind 360 kN. Bei 6 g Beschleunigung bei 1814 kg Nutzlast d&uuml;rfen Nutzlast und Oberstufen zusammen nur 6123 kg wiegen, die Oberstufe also 4310 kg. Das passt zu der Angabe des Strukturfaktors von \u201enahezu 25\u201c (24,62). F&uuml;r 2000 lbs (914 kg) betr&auml;gt die Maximalbeschleunigung 8,5 g mithin 4322 kg Maximalmasse oder 3408 kg Oberstufenmasse. Wie passt das zusammen? Nun wir wissen nicht wie stark herunterregelt wurde. Es kann sein das selbst bei einer so geringen Masse man nicht auf das 36% Niveau geht. Damit einher geht auch ein Nutzlastverlust durch Absinken des Brennkammerdrucks und spezifischen Impulses. Man wird den Schub dann reduzieren wenn man nur kurze Brennzeiten braucht z. B. Um eine SSO-Bahn zu synchronisieren. Bei hohem Schub hat man sonst nur Brennzeiten von wenigen Sekunden und gro&szlig;em Fehler durch das Hochlaufen und Abschalten. Ich w&uuml;rde trotzdem nicht die Stufenmasse auf 4,3 oder gar 3,4 t reduzieren. Denn sonst bekommt man nicht nur viel h&ouml;here Nutzlasten, dass selbst bei 30% Sicherheitsreserve die SpaceX Angaben zu niedrig sind, es stimmen dann auch die Angaben von Strukturfaktoren von 25 nicht.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Auf der anderen Seite verringert eine geringe Oberstufenmasse ein Problem: Die Leermasse ist bestimmend f&uuml;r die Abnahme der Nutzlast von LEO zu GTO. Modelliert man die Masse der Oberstufe f&uuml;r GTO und berechnet dann die LEO-Masse so stellt man, wenn man die GTO-Nutzlast festlegt, dass es hier gravierende Unterschiede zu den SpaceX-Angaben gibt, selbst bei 30% Nutzlastdifferenz. Die Differenz wird um so kleiner, je kleiner die Oberstufentrockenmasse ist. Bei 3,4 t Leermasse w&auml;re z. B. (mit Bergung) die theoretische Nutzlast f&uuml;r LEO 14,6 t. Doch ohne Bergung werden die Unterschiede extrem: 8886 kg zu 23.000 kg &#8211; da f&auml;llt es schwer zu glauben, dass man da die Stufe bei SES-9 nicht mehr bergen konnte, der deutlich weniger wog. Daher halte ich 20,02 t f&uuml;r die erste Stufe Leermasse und 5,52 t f&uuml;r die zweite f&uuml;r die plausibelsten Werte. Daraus leiten sich 20.100 kg \/ 6.375 kg f&uuml;r die Nutzlastmassen ohne Bergung ab.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Kommen wir zu Falcon Heavy. Nimmt man die letzten Werte f&uuml;r die Falcon Heavy, setzt Crossfeeding ein, so kommt man auf 53 t Nutzlast in LEO, 21,7 t in GTO. Das passt also &#8211; allerdings &#8211; nur ohne Bergung. Setzt man hier dieselben Reserven an wie bei der Falcon 9 (um die Nutzlast so weit abzusenken, muss man die Abtrennmasse der ersten Stufe von 20,02 auf &uuml;ber 70 t erh&ouml;hen) so sinkt die GTO-Nutzlast auf 10,6 t und die LEO auf 30,3 t. Dies ist jedoch noch unsicherer, weil die Booster bei geringerer Geschwindigkeit, die Zentralstufe aber bei h&ouml;herer Geschwindigkeit abgetrennt werden als bei der Falcon 9. Die einfachere Prognose w&auml;re aber, das bei der Falcon Heavy derzeit keine Bergung mit der angegeben Nutzlastenmasse vorgesehen ist. Es gibt zu wenige Fl&uuml;ge und der logistische Aufwand ist bei drei Boostern gr&ouml;&szlig;er. SpaceX hat inzwischen ja auch die Preispolitik ge&auml;ndert, von dem Preis f&uuml;r die ganze Rakete auf den f&uuml;r einen 6,4 t Satelliten. Daher wird man, wenn man die Bergung betreibt, wohl die Nutzlast nicht aussch&ouml;pfen. Wenn man hier niedrigere Strukturmassen f&uuml;r die Booster ansetzt, (der Wert von 30 soll ja f&uuml;r die Booster gelten die wegen der Abtrennung nach nur 108 s geringeren Belastungen ausgesetzt sind) &auml;ndert das aber kaum was an der Nutzlast. Es sind nur 1 t mehr in GTO, 3 t in LEO- der Grund: die Zentralstufe, die ja auch geborgen wird, bestimmt nun den Nutzlastverlust.<\/p>\n<p class=\"tm5 Normal\">Insgesamt gibt es viele Unstimmigkeiten, das war schon immer bei SpaceX so, weil die angegebenen Zahlen oft f&uuml;r zuk&uuml;nftige Versionen galten oder Annahmen enthielten, die nicht stimmten. Die Falcon 1 verlor z.B. Ein Drittel ihrer Nutzlast, als man nach drei Fehlstarts nachbessern musste und vor allem die zweite Stufe schwerer wurde. Trotzdem: Das ist meine bisher beste Sch&auml;tzung der Falcon 9:<\/p>\n<table class=\"Normal tm9 tm10 tm11\" border=\"0\" rules=\"all\">\n<tbody class=\"tm12\">\n<tr>\n<th class=\"auto-style1\">\n<p class=\"Normal\">Vollmasse<\/p>\n<\/th>\n<th class=\"auto-style1\">\n<p class=\"Normal\">Leermasse<\/p>\n<\/th>\n<th class=\"auto-style1\">\n<p class=\"Normal\">Spezifischer Impuls<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">414.450 kg<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">20.020 kg<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">3050 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">111.720 kg<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">5.520 kg<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">3413 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">Nutzlastverkleidung:<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">2.000 kg<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">Nutzlast ohne Bergung:<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">20.100 kg LEO<\/p>\n<\/td>\n<td class=\"tm13 tm14 tm15\">\n<p class=\"Normal\">6.350 kg GTO<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p class=\"tm5 Normal\">Auch diese Annahme ist nicht unproblematisch. Modelliert man die Rakete z. B. Auf eine GTO-Nutzlast von 4850 kg, indem man die erste Stufe schwerer macht (Resttreibstoff f&uuml;r die Bergung auf den Tanks) so muss die Abtrennmasse bei 42 t liegen. Dann aber betr&auml;gt die LEO-Nutzlast immer noch 16,9 und nicht 13,15 t. Modelliert man auf 13,15 t Nutzlast bei LEO (77 t Abtrennmasse der ersten Stufe) so kommt man auf nur 3,1 t GTO-Nutzlast. Die Differenz bleibt, auch wenn man geringere Oberstufenmassen ansetzt.<\/p>\n<p><img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"http:\/\/vg07.met.vgwort.de\/na\/5319c13008074fb99f2924340d0e3b96\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Zeit sich mal wieder mit meiner &#8222;Liebingsfirma zu besch&auml;ftigen. Zuerst mal zu einer Nachlese. Gwen Shotwell hat angek&uuml;ndigt, dass SpaceX dieses Jahr 18-mal und n&auml;chstes Jahr 24-mal oder mehr starten will. 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April 2021","format":false,"excerpt":"\ufeffWie bereits bekannt und hier auch schon kommentiert, hat die NASA am Wochenende SpaceX den Vertrag \u00fcber das HLS in einer H\u00f6he von 2,89 Milliarden Dollar vergeben. Ich habe zuerst \u00fcberlegt, ob ich das in der Aprilnachlese zu SpaceX thematisieren sollte, aber da die Kritik daran eigentlich nur teilweise mit\u2026","rel":"","context":"In &quot;Raumfahrt&quot;","block_context":{"text":"Raumfahrt","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/vg01.met.vgwort.de\/na\/352f2778c491440a9f73c731c5880d09","width":350,"height":200},"classes":[]},{"id":13740,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/02\/17\/die-2019-er-spacex-wette\/","url_meta":{"origin":11541,"position":5},"title":"Die 2019-er SpaceX Wette","author":"Bernd Leitenberger","date":"17. Februar 2019","format":false,"excerpt":"Wer mich kennt, wei\u00df, dass ich jedes Jahr eine Wette mit SpaceX eingehe. Das System ist eigentlich sehr einfach: Ich nehme nur eine SpaceX-Aussage und wette dagegen, also, dass sie nicht stimmt oder nicht erreicht wird. 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