{"id":14230,"date":"2019-08-15T10:27:42","date_gmt":"2019-08-15T08:27:42","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=14230"},"modified":"2019-08-16T08:28:10","modified_gmt":"2019-08-16T06:28:10","slug":"wir-konstruieren-die-super-heavy-starship-teil-2","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/08\/15\/wir-konstruieren-die-super-heavy-starship-teil-2\/","title":{"rendered":"Wir konstruieren die Super Heavy \/ Starship Teil 2"},"content":{"rendered":"<p>Heute will ich das Thema des <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/08\/14\/wir-rekonstruieren-die-super-heavy-starship\/\">letzten Blogs<\/a> fortf&uuml;hren. An den Massen will ich nicht mehr r&uuml;hren aber an den Triebwerksdaten, Spekulationen &uuml;ber eine Oberstufe anstellen. Fangen wir mit dem Raptor an. Der Wikipedia Artikel liefert gen&uuml;gend Daten f&uuml;r eine Simulation mit dem NASA-Tool <a href=\"https:\/\/web.stanford.edu\/~cantwell\/AA283_Course_Material\/CEAforIntelMac\/CEAexec\/CEA+Fortran\/CEAguiDownload-unix.html\">CEA2<\/a>:<img loading=\"lazy\" decoding=\"async\" src=\"https:\/\/vg05.met.vgwort.de\/na\/cbe6f85ad0f4428288e308bace18e9dd\" alt=\"\" width=\"1\" height=\"1\" \/><!--more--><\/p>\n<h3 class=\"western\">Raptor Daten<\/h3>\n<ul>\n<li>Treibstoff: Methan und LOX<\/li>\n<li>Mischungsverh&auml;ltnis: 3,81<\/li>\n<li>Brennkammerdruck: 30 MPa<\/li>\n<li>Expansionsverh&auml;ltnis: 40 (Bodenversion) und 220 (Vakuumversion)<\/li>\n<\/ul>\n<p>Das f&uuml;hrt zu folgender FCEA-Eingabedatei:<\/p>\n<p><span style=\"color: #ff0000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\"><span style=\"font-size: small;\"><b>problem<\/b><span style=\"color: #000000;\"> o\/f=<\/span><span style=\"color: #0000ff;\">3.81<\/span><span style=\"color: #000000;\">,<\/span><\/span><\/span><\/span><\/p>\n<p><span style=\"font-size: small;\"><span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">rocket<\/span><\/span> <span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">equilibrium<\/span><\/span> <span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">frozen<\/span><\/span> <span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">nfz<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">=<\/span><\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">1<\/span><\/span> <\/span><\/p>\n<p><span style=\"color: #000000;\"> <span style=\"font-size: small;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">p,<\/span><\/span><span style=\"color: #008080;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">bar<\/span><\/span><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">=<\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">300<\/span><\/span><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">,<\/span><\/span><\/p>\n<p><span style=\"font-size: small;\"><span style=\"color: #008080;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">sup<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">,<\/span><\/span><span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">ae<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">\/at=<\/span><\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">40<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">,<\/span><\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">200<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">,<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<p><span style=\"font-size: small;\"><span style=\"color: #ff0000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\"><b>react<\/b><\/span><\/span> <\/span><\/p>\n<p><span style=\"font-size: small;\"><span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">fuel<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">=CH4(L) t,k=<\/span><\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">110<\/span><\/span> <\/span><\/p>\n<p><span style=\"font-size: small;\"><span style=\"color: #800000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">oxid<\/span><\/span><span style=\"color: #000000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">=O2(L) t,k=<\/span><\/span><span style=\"color: #0000ff;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\">90<\/span><\/span> <\/span><\/p>\n<p><span style=\"color: #ff0000;\"><span style=\"font-family: DejaVu Sans Mono, monospace;\"><span style=\"font-size: small;\"><b>end<\/b><\/span><\/span><\/span><\/p>\n<p><a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2011\/08\/10\/fcea2\/\">FCEA kennt zwei Modi<\/a>, die sich in den Annahmen der chemischen Vorg&auml;nge unterscheiden. Vergleicht man die Ergebnisse mit den realen Triebwerksdaten so zeigt sich oft das die eine Methode zu niedrige Ergebnisse liefert, die andere aber zu hohe. Bildet man den Mittelwert, so liegt man meistens richtig. So habe ich f&uuml;r die beiden D&uuml;sen die spezifischen Impulse berechnet:<\/p>\n<table width=\"100%\" cellspacing=\"0\" cellpadding=\"4\">\n<colgroup>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/>\n<col width=\"85*\" \/> <\/colgroup>\n<thead>\n<tr valign=\"TOP\">\n<th width=\"33%\">Expansionsverh&auml;ltnis<\/th>\n<th width=\"33%\">Spez. Impuls Boden<\/th>\n<th width=\"33%\">Spez. Impuls Vakuum<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n<tbody>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">40<\/td>\n<td width=\"33%\">3329 m\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">3619 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">150<\/td>\n<td width=\"33%\">3503 m\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">3757 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr valign=\"TOP\">\n<td width=\"33%\">SpaceX<\/td>\n<td width=\"33%\">3227 m\/s<\/td>\n<td width=\"33%\">3727 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Die von SpaceX angegeben Werte von 330 \/ 380 s f&uuml;r Boden und Vakuum sind also schl&uuml;ssig. Sie stammen aber von unterschiedlichen Triebwerken optimiert f&uuml;r Bodenbetrieb und Vakuum.<\/p>\n<p>Was hat das nun mit der SuS zu tun? Nun die erste Stufe setzt nur die Meeresh&ouml;hen Version ein, die eine D&uuml;senm&uuml;ndungsdruck (je nach Modus) von 0,6 bis 0,84 bar hat \u2013 ein g&auml;ngiger Wert. Bei 220:1 Expansionsverh&auml;ltnis sind es nur 0,012 bzw. 0,07 Bar, das ergibt dann eine turbulente Str&ouml;mung, die das Triebwerk besch&auml;digen kann. Ich habe nun die Simulation von gestern um die ge&auml;nderten Werte erg&auml;nzt: 3503 m\/s als Vakuumimpuls in der Super Heavy Stufe und 3615 m\/s (Mittel aus 3727 m\/s \u2013 SpaceX Angabe &#8211; und 3503 m\/s, da es drei Triebwerke mit kurzer und drei mit Vakuumd&uuml;se sind.<\/p>\n<p>Ich nahm die Version mit 210 t Trockenmasse der Oberstufe als Basis und die erste Erkenntnis: 100 t Nutzlast hat die nicht mehr. Ich musste die Masse auf 190 t reduzieren, bis man knapp auf 100 t Nutzlast kommt. Aber auch diese Version kommt nicht auf 20 t GTO Nutzlast.<\/p>\n<p>Warum nimmt SpaceX in der zweiten Stufe nicht sechs Raptors mit Vakuumd&uuml;se? Meine Erkl&auml;rung: der Platz reicht nicht, denn man kann die Fl&auml;che einer D&uuml;sem&uuml;ndung berechnen, wenn man Schub und Brennkammerdruck hat. F&uuml;r die D&uuml;se von<\/p>\n<p>\u20ac=40: 2,7 m\u00b2 \u2013 Kreis von 1,84 m Durchmesser<\/p>\n<p>\u20ac=220; 14,7 m\u00b2 \u2013 Kreis von 4,32 m Durchmesser.<\/p>\n<p>Man kann leicht durch Nachdenken feststellen, das in die 9 m Durchmesser nicht neun Kreise von 4,32 m Durchmesser passen. Bei der ersten Stufe w&auml;re es auch sehr knapp, aber die &auml;u&szlig;eren Triebwerke k&ouml;nnen hier nach au&szlig;en ragen, was den Durchmesser dann effektiv vergr&ouml;&szlig;ert.<\/p>\n<p>Am Schub der Raptors habe ich nichts ge&auml;ndert, obwohl man im Wikipediaartikel erw&auml;hnt wird, das man bisher nur 1687 kN Schub und einen Brennkammerdruck von 268,9 Bar erreicht hat. Bei dem Schub m&uuml;sste man in der Tat 35 Triebwerke haben, damit die Rakete mit 3065 t Treibstoff mit 1,25 g startet, das gilt f&uuml;r fl&uuml;ssige Treibstoffe als die Mindestanforderung an die Beschleunigung. Aber man ist ja noch einige Jahre vom Einsatz entfernt und bei vielen anderen Triebwerken wurden die in der Entwicklung auch in der Leistung gesteigert so die SSME und Vikings.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Oberstufen?<\/h3>\n<p>Kommen wir zu der GTO-Nutzlast. Wie im <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/08\/14\/wir-rekonstruieren-die-super-heavy-starship\/\">ersten Artikel<\/a> berechnet, passen LEO und GTO Nutzlast nicht zusammen. Ich kam nun drauf, das das Starship diese ja auch gar nicht durchf&uuml;hren muss sondern wie das Space Shuttle eine Oberstufe einsetzen kann.<\/p>\n<p>F&uuml;r reine Orbitman&ouml;ver bei hohem Schub muss man keine Simulation machen, es reicht die Anwendung der Raketengrundgleichung und der Gravitationsgesetze. F&uuml;r einen 180 km LEO &Uuml;bergang in den GTO (Apog&auml;um: 35.800 km) ben&ouml;tigt man 2462 m\/s. W&uuml;rde man den GTO ausgehend von einer Bahnneigung von 28 Grad zirkularisieren so w&auml;ren das weitere 1827 m\/s.<\/p>\n<p>W&uuml;rden Nutzlast und Stufe die 100 t LEO Nutzlast voll ausnutzen so w&auml;ren dies 80 t f&uuml;r die Stufe. Die logischste Wahl w&auml;re eine Falcon 9 Zweitstufe zu nehmen und leicht zu k&uuml;rzen bei 80 t Voll- und 4,5 t Leermasse und einem spezifischen Impuls von 3273 m\/s (die SpaceX-Angabe ist h&ouml;her, aber ich vermute es ist anders als bei anderen Raketentriebwerken nur die Angabe f&uuml;r die Brennkammer und nicht das Triebwerk, denn rechnet man die rund 5 % Treibstoff hinzu die bei einem Nebenstromtriebwerk mit diesem Brennkammerdruck keinen Impuls abgeben, weil sie f&uuml;r den Turbinenbetrieb ben&ouml;tigt werden, dann sinkt der Impuls ab, die von SpaceX angegebenen 3413 m\/s w&uuml;rden sonst unter Ber&uuml;cksichtigung dieses nicht umgesetzten Treibstoffs die theoretischen Werte &uuml;berschreiten).<\/p>\n<p><a name=\"__DdeLink__293_1160697539\"><\/a><a name=\"__DdeLink__311_1160697539\"><\/a> Also mit der Falcon Oberstufe kommt man auf ein <span style=\"font-family: Arial Narrow, sans-serif;\">\u0394<\/span>V von 4603 m\/s \u2013 weitaus mehr als die 2462 m\/s die man braucht und auch ausreichend um auch den GEO zu erreichen (4289 m\/s). Meine &Uuml;berlegung: Die Stufe wiegt leer ja erheblich weniger als die Nutzlast \u2013 k&ouml;nnte man die Nutzlast im GEO aussetzen und dann die Stufe wieder in einen Leo bringen? Eine kleine Rechnung ergibt, dass die Stufe im GEO noch 26,9 t wiegt. Ohne Nutzlast sind es dann 6,9,7 t bei 4,5 t Trockenmasse \u2013 das reicht leider nur f&uuml;r ein <span style=\"font-family: Arial Narrow, sans-serif;\">\u0394V von<\/span> 1432 m\/s. Aber ein Transfer vom LEO in den GTO und R&uuml;ckflug in den LEO w&auml;re m&ouml;glich.<\/p>\n<p>Gegenrechnung: Die Stufe muss ja nicht die ganze Masse ausn&uuml;tzen, das taten bis auf die Centaur Prime auch die <a href=\"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/shuttle-oberstufen.shtml\">Shuttle Oberstufen<\/a> nicht. W&uuml;rde man die Stufe bergen, so w&auml;re das Gespann bei 20 t GTO Nutzlast rund 63 t schwer. In der \u201eWegwerfversion\u201c wird es wegen der kleinen Stufenleermasse nur wenig g&uuml;nstiger: 53 t.<\/p>\n<p>Ich vermute aber SpaceX wird die Super-Dracos nehmen die ja auch schon 71 kN Schub haben. Allerdings auch einen j&auml;mmerlich niedrigen spezifischen Impuls von 235 s = 2305 m\/s. Mit denen dieselbe Rechnung durchgef&uuml;hrt (ebenfalls mit 80 t Start\/ 4,5 t Trockenmasse) und man kommt auf ein <span style=\"font-family: Arial Narrow, sans-serif;\">\u0394<\/span>V von 3241 m\/s. Das reicht aus f&uuml;r einen GTO-Transfer und die Bergung \u2013 ich errechne eine Startmasse von 96,3 t bei Bergung der Stufe \u2013 das passt ja zu den 100 t LEO-Nutzlast. So d&uuml;rfte auch dieses R&auml;tsel gel&ouml;st sein.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Systembetrachtungen<\/h3>\n<p>Schaut man sich die Rakete als Hobby- \u201eRocket Scientist\u201c an (klingt doch toll oder?) so f&auml;llt vor allem auf das die zweite Stufe ein Drittel, der ersten wiegt, das ist bei einer zweistufigen Rakete ein sehr hohes Verh&auml;ltnis. Daher bringt auch die Zuladung von mehr Treibstoff in die erste Stufe so viel mehr Nutzlast (ich errechnete im ersten Artikel eine glatte Verdoppelung bei nur <sup>1<\/sup>\/<sub>8<\/sub> mehr Treibstoff. Die Aufteilung ist physikalisch nicht begr&uuml;ndbar. Aber ich habe eine f&uuml;r mich konsistente Erkl&auml;rungsm&ouml;glichkeit gefunden. Es liegt an der Wiederverwendung der ersten Stufe.<\/p>\n<p>Als SpaceX die ersten Versuche mit der Bergung machte, noch bei der Falcon 9 v 1.0 kam die Stufe nur als Bruchteile im Ozean an. Man lernte, dass die aerodynamischen Kr&auml;fte zu stark waren. Musk sprach davon, dass die Atmosph&auml;re bei &Uuml;berschallgeschwindigkeit z&auml;h wie Melasse w&auml;re. F&uuml;r die Bergung hat man daher seitdem die Stufe aktiv abgebremst. Das ben&ouml;tigt aber Treibstoff, und zwar um so mehr je h&ouml;her die Trenngeschwindigkeit ist. Also ist man an einer m&ouml;glichst geringen Trenngeschwindigkeit interessiert, bei der die Oberstufe dann mehr leisten muss. Bei der Verl&auml;ngerung der Falcon wurde daher die Oberstufe mehr als doppelt so schwer, w&auml;rmend es bei der Erststufe nur 50 % mehr wurden. Schon diese hat ein hohes Massenverh&auml;ltnis von 4,4 zu 1. Der Nachteil des Konzepts: Durch die hohe Leermasse der gro&szlig;en Oberstufe nimmt die Nutzlast jenseits des LEO stark ab. W&auml;hrend eine Atlas V noch GEO-Missionen f&uuml;r das DoD durchf&uuml;hren kann, ben&ouml;tigt SpaceX daf&uuml;r die Falcon Heavy, obwohl Falcon 9 und Atlas V eine vergleichbare GTO-Nutzlast haben. Aber die Centaur wiegt auch nur 2,3 und nicht 5 t leer.<\/p>\n<p>Dasselbe Prinzip findet nun bei der SuS Anwendung. Auch hier erfolgt die Stufentrennung bei niedriger Geschwindigkeit statt. Da aber das Gef&auml;hrt keine Oberstufe, sondern ein Raumfahrzeug mit entsprechender Leermasse ist, senkt das massiv die Nutzlast ab.<\/p>\n<p>Optimal bei einer Rakete (ohne Raumschiff) mit Strukturfaktor von 17 in beiden Stufen w&auml;re eine nur 462 t schwere zweite Stufe. Selbst mit den Treibstoffresten zur Landung (dann verschiebt sich das Optimum) w&auml;re die zweite Stufe dann nur 525 t schwer. Ich habe mir mal als Jux mit denselben Triebwerksdaten aber Strukturfaktoren von 17, f&uuml;r eine 600 t schwere zweite (drei Triebwerke) und 3800 t schwere erste Stufe (gleiche Startmasse) die Rechnung durchgef&uuml;hrt. Sie kommt auf 260 t Nutzlast. Die Gesamtmasse (mit Oberstufe) in den Orbit liegt mit 295 t aber nur wenig &uuml;ber den 290 t die ich mit den gleichen Triebwerksdaten f&uuml;r die SuS errechnet habe. Aber davon w&uuml;rden eben auch nur 35 t auf die Oberstufe entfallen, was der Kombination die M&ouml;glichkeit g&auml;be 80 t auf einen Mondkurs zu bef&ouml;rdern.<\/p>\n<h3 class=\"western\">Was kostet die SuS?<\/h3>\n<p>Ich habe noch keine Preisangabe f&uuml;r die SuS gefunden. Man muss kein SpaceX-Kritiker zu sein, um zu begreifen, das die Aussage, das die SuS alle Falcon Raketen ersetzen soll wirtschaftlicher Unsinn ist. Die SuS wiegt achtmal mehr als eine Falcon 9 hat 41 anstatt 11 Triebwerke mit viel h&ouml;herem Schub. Die Falcon 9 wird schon zu 75 bis 80 % (Herstellungskosten der ersten Stufe) wiederverwendet, was die Rakete nur um 25 % billiger machte. Es f&auml;llt jemanden mit gesundem Menschenverstand schwer, zu glauben, dass man dann mit weiteren 20 bis 25 % Wiederverwendung eine achtmal gr&ouml;&szlig;ere Rakete gleich teuer produzieren kann.<\/p>\n<p>Und nein, SpaceX-Fans es z&auml;hlt dabei die Nutzlast nicht. Wenn ein Kunde einen Flug zu einem bestimmten Termin oder Orbit braucht, dann n&uuml;tzt es nichts, wenn SpaceX diesen billiger anbieten k&ouml;nnte, wenn sie noch drei weitere Kunden finden, um die Nutzlast voll auszunutzen. Sie verliert den Kunden an die Konkurrenz denn auch bei Satelliten ist Zeit gleich Geld. Nicht umsonst plant sie f&uuml;r die erste Startrampe auch 24 Starts pro Jahr, so viel Nutzlast gibt es ja weltweit nicht. Parallele zur Vergangenheit: 2011 k&uuml;ndete SpaceX auch an 40 Cores zu produzieren, was schon damals mehr war als alle anderen US-Raketen zusammen. Bisher haben sie aber maximal 23 pro Jahr gestartet.<\/p>\n<p>Aus dem Grunde das man gen&uuml;gend Kunden finden muss, hatte man bei der Konzeption der Ariane 6 auch zeitweise die Idee auf die Doppelstarts zu verzichten \u2013 ist nun aber wieder der Fall. Aber mehr als zwei Kunden zu einer Zeit zu finden, wird schwer sein. Die Dreifach-Startvorrichtung f&uuml;r die Ariane 5 SPELTRA wurde ja nach den Testfl&uuml;gen eingestellt. Das hei&szlig;t: Um konkurrenzf&auml;hig zu sein, m&uuml;sste die SuS nicht mehr kosten als eine Rakete mit Doppelstartf&auml;higkeit, z.B. die Ariane 6 mit 120 Millionen Euro.<\/p>\n<p>Hier meine Sch&auml;tzung: Ich nehme die offiziellen Zahlen von SpaceX 50 Millionen Dollar bei Bergung der Stufen bei der Falcon 9 und 90 Millionen bei der Heavy. Das Verh&auml;ltnis ist 1,8 zu 1 bei den Massen liegt es bei 1421 \/ 549 t also 2,58 zu 1. Nimmt man an das sich dies fortsetzt (entspricht einer Kurve mit einer Potenz von 0,618) so m&uuml;sste das SuS 1,97-mal teurer als eine Falcon Heavy sein, also 178 Millionen Dollar kosten.<\/p>\n<p>Ist f&uuml;r 100 t Nutzlast billig, aber angesichts der hausinternen Konkurrenz und auch anderen Tr&auml;gern, die billiger sind, aber f&uuml;r aktuelle Satelliten v&ouml;llig ausreichen bin ich doch etwas skeptisch hinsichtlich der Zukunft der SuS. Ich bef&uuml;rchte es wiederholt sich das Schicksal der Falcon Heavy. Ich vermute bei SpaceX meinte man, wenn es diese Rakete g&auml;be, w&uuml;rden sich auch Kunden finden die die Nutzlast w&uuml;nschen. Aber das war nicht der Fall. Zumindest bei den kommerziellen Satelliten ist es so das diese so konzipiert sind das mit m&ouml;glichst vielen Raketen kompatibel sind, man m&ouml;chte nicht von einem Launch Service Provider abh&auml;ngig sein. So wiegen die meisten heute gestarteten Satelliten daher unter 6 t \u2013 die Nutzlast die Falcon 9, Falcon Heavy, Ariane 5 und Proton schaffen. Bei 7 t engt es sich schon auf zwei Tr&auml;ger ein.<\/p>\n<p>Das es nicht unbedingt eine Nachfrage nach etwas gr&ouml;&szlig;erem geben muss, zeigte sich ja auch in der Luftfahrt als Airbus letztes Jahr den A.-380 einstellte, weil es zu wenige K&auml;ufer des Riesenvogels gab.<\/p>\n<p>So viel zu meinem \u201eEducated Guess\u201c mit dem Informationsstand vom 15.8.2019. Mal sehen was ist, wenn in zehn Jahren jemand diesen Artikel erneut herauskramt&#8230;<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Heute will ich das Thema des letzten Blogs fortf&uuml;hren. An den Massen will ich nicht mehr r&uuml;hren aber an den Triebwerksdaten, Spekulationen &uuml;ber eine Oberstufe anstellen. Fangen wir mit dem Raptor an. Der Wikipedia Artikel liefert gen&uuml;gend Daten f&uuml;r eine Simulation mit dem NASA-Tool CEA2:<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3,4106],"tags":[4334,5,4385,4387],"class_list":["post-14230","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","category-spacex","tag-bfr","tag-spacex","tag-starship","tag-super-heavy","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":1059,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18442,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/10\/15\/das-v4-wirds-schon-richten\/","url_meta":{"origin":14230,"position":0},"title":"Das V4 wirds schon richten (1)","author":"Bernd Leitenberger","date":"15. Oktober 2025","format":false,"excerpt":"Am 27. 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Mai 2023","format":false,"excerpt":"Da immer wieder behauptet wird ich h\u00e4tte alle meine Wetten verloren, habe ich mir mal die M\u00fche gemacht alle zusammenzusuchen (nun ja alle die ich finden konnte, wer noch weitere findet bitte hier einen Kommentar mit Link bloggen: 4.10.2008: Wette das ich die Falcon 9 Nutzlast genauer berechnen kann als\u2026","rel":"","context":"In &quot;SpaceX&quot;","block_context":{"text":"SpaceX","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/category\/raumfahrt\/spacex\/"},"img":{"alt_text":"","src":"https:\/\/i0.wp.com\/www.bernd-leitenberger.de\/img\/starship-v4-tabelle.jpg?resize=350%2C200&ssl=1","width":350,"height":200,"srcset":"https:\/\/i0.wp.com\/www.bernd-leitenberger.de\/img\/starship-v4-tabelle.jpg?resize=350%2C200&ssl=1 1x, https:\/\/i0.wp.com\/www.bernd-leitenberger.de\/img\/starship-v4-tabelle.jpg?resize=525%2C300&ssl=1 1.5x, https:\/\/i0.wp.com\/www.bernd-leitenberger.de\/img\/starship-v4-tabelle.jpg?resize=700%2C400&ssl=1 2x"},"classes":[]},{"id":18385,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/09\/07\/spacex-splitter\/","url_meta":{"origin":14230,"position":5},"title":"SpaceX-Splitter","author":"Bernd Leitenberger","date":"7. 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