Anstatt einer Oktobernachlese, die wieder mangels Neuigkeiten ausfällt beschäftige ich mich wieder mit einem \u201eWas wäre wenn\u201c Artikel zu SpaceX.<\/p>\n
Wie bekannt möchte SpaceX ja mit seinem Starship so ziemlich alles machen \u2013 von suborbitalen schnellen Transporten bis hin zu der Kolonisierung des Mars. Das energetisch anspruchsvollste dürfte der Einsatz im Mondprogramm sein, da man auf dem Mond anders als beim Mars die gesamte Geschwindigkeit chemisch vernichten muss.<\/p>\n
Nun erreicht ein Starship 100 t in den LEO, aber in den GTO bei rund 2500 m\/s mehr sinkt die Nutzlast schon auf 20 t ab. Das liegt an der hohen Leermasse. Sie ist unbekannt und soll irgendwann mal bei 120 t liegen. Liegt derzeit aber bei 200 t. Ich verkneife mir mal den Kommentar dazu. Es ist aber logisch, dass selbst bei 120 t es schon bei einem LEO mehr wiegt als die Nutzlast selbst. Bei der Falcon 9 wiegt die Oberstufe dagegen nur etwa ein Viertel der LEO Nutzlast und daher sinkt nicht nur die Nutzlast mit siegender Geschwindigkeitsanforderung rapide ab, sondern man braucht auch eine Menge Treibstoff für die Lösung von SpaceX für dieses Problem \u2013 Auftanken im Orbit.<\/p>\n
Lassen wir mal offen, das dies bisher noch niemand in der Form gemacht hat (das Auftanken der ISS ist wie ich schon schrieb<\/a> wegen anderer Voraussetzungen nicht vergleichbar) so ergibt es doch einige offene Punkte. Beide Treibstoffe sind kryogen verdampfen schon bei riefen Temperaturen, isolieren kann man das Starship nur bedingt, da es ja wieder eintreten muss. So müsste man sehr schnell die notwendigen Starts nacheinander durchführen. Vor allem aber befördert man auch bei jedem Tankflug ein Starship von 120 bis 200 t mit in den Orbit, sodass es gar nicht mal so viel Treibstoff pro Flug sein wird.<\/p>\n Meine Lösung: Anstatt mehrerer Tankflüge durchzuführen die jeweils nur etwa 120 t Treibstoff bringen und so rund 12 Flüge erfordern, um ein Starship voll aufzutanken, baut man an die BFR nur weitere SuperHeavy als Booster an. So entsteht die RBFR (Really big Fucking Rocket). Gedacht als Glosse habe ich mir die Mühe gemacht, es durchzurechnen. Dabei habe ich die zentrale SuperHeavy, damit die Spitzenbeschleunigung nicht zu hoch wird, auf 40 % des Schubs reduziert, das geht nach Wikipedia bei den Raptors. Da alle Angaben für die BFR spekulativ sind, ist die Rechnung natürlich spekulativ. Mit den Angaben der Wikipedia komme ich bei dem 120 t trocken schweren Starship auf etwa 180 t LEO. Sodass man bei 200 t auf die 100 t Nutzlast kommen würde, nur habe ich für die ersten Flüge mit einem 200 t schweren Starship deutlich geringere Nutzlasten in der Erinnerung. Wie bei der Falcon 9 kann natürlich es so sein, dass die SuperHeavy ihren Treibstoff nur teilweise nutzt, weil sie ihn zum Landen braucht. Erhöht man die Masse der SuperHeavy bei der Abtrennung von 230 auf rund 500 t, dann kommt man bei 120 t Trockenmasse des Starships auf die 100 t angegebener Nutzlast. Bei der Falcon 9 ist das aufgrund der bekannten Brennzeiten bei der Landung der Resttreibstoff sogar berechenbar, der Treibstoff wiegt dort weitaus mehr als die Stufe selbst. Das erscheint also schlüssig. Leider passt aber selbst dann nicht die Nutzlast für die angegebenen 20 t in den GTO \u2013 ohne Nutzlast kommt bei mir die BFR nur auf ein Apogäum von 24.000 km. Daneben ist auch nicht berücksichtigt, dass das Starship auch Treibstoff für die Landung braucht \u2013 zuerst um den Orbit abzusenken, damit sie landen kann und dann für die Landung selbst die nach Videos und Tests von SpaceX ja auch mit dm Antrieb erfolgt, anstatt wie beim Space Shuttle durch eine aerodynamische Gleitphase.<\/p>\n Also alle Rechnungen unter Vorbehalt. Daher werde ich auch auf irgendwelche Kommentare dieses oder jenes durchzurechnen nicht eingehen, denn schon nächsten Monat kann sich wieder alles ändern \u2013 erst im September hat SpaceX die Zahl der Triebwerke für die Superheavy von 31 auf 28 reduziert<\/a>,<\/p>\n Hier meine derzeitige Modellierung der BFR, sie erfolgte, nachdem sie nun wieder geändert wurde:<\/p>\n Ich musste im Modell etwa 50 t Masse bei dem Starship addieren (170 t) um auf 100 t Nutzlast zu kommen, wenn die Superheavy und Starship keinen Treibstoff für die Landung benötigen. Lässt man diese 50 t Mehrmasse wieder weg, so kommt man auch ziemlich genau auf die 20 t GTO Nutzlast. Auf 100 t in den LEO und 20 t GTO kommt man aber auch bei 120 t beim Starship nicht, sondern wie ich schon mal vorrechnete<\/a> nur bei einem wesentlich leichteren Starship.<\/p>\n Das ganze ist daher spekulativ. Zum einen, weil sich die SpaceX Angaben laufend ändern, vor allem, aber weil dieses Konzept anders als bei der Falcon 9 überhaupt keinen Treibstoff mehr für das Landen vorsieht. So wie die Abbildungen suggerieren, wird dies ja bei beiden Stufen nötig sein. Bei der Falcon 9 wiegt der Treibstoff für das Landen mehr als die Stufe selbst. Nur ist dessen Menge aber unbekannt und daher ein Schätzen es noch spekulativer machen.<\/p>\n 5.110.000<\/p>\n<\/td>\n 100.000<\/p>\n<\/td>\n 7.831<\/p>\n<\/td>\n 2.293<\/p>\n<\/td>\n 1,96<\/p>\n<\/td>\n 160,00<\/p>\n<\/td>\n 200,00<\/p>\n<\/td>\n 200,00<\/p>\n<\/td>\n 66.600<\/p>\n<\/td>\n 29<\/p>\n<\/td>\n 90<\/p>\n<\/td>\n 0<\/p>\n<\/td>\n 210<\/p>\n<\/td>\n 90<\/p>\n<\/td>\n 5<\/p>\n<\/td>\n 10<\/p>\n<\/td>\n 0<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n 1<\/p>\n<\/td>\n 1<\/p>\n<\/td>\n 3.630.000<\/p>\n<\/td>\n 230.000<\/p>\n<\/td>\n 3.531<\/p>\n<\/td>\n 66600,0<\/p>\n<\/td>\n 71800,0<\/p>\n<\/td>\n 167,21<\/p>\n<\/td>\n 0,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n 2<\/p>\n<\/td>\n 1<\/p>\n<\/td>\n 1.380.000<\/p>\n<\/td>\n 180.000<\/p>\n<\/td>\n 3.719<\/p>\n<\/td>\n 6600,0<\/p>\n<\/td>\n 7600,0<\/p>\n<\/td>\n 587,21<\/p>\n<\/td>\n 170,00<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n <\/p>\n\n
Rakete: Super Heavy \/ Starship<\/h4>\n
\n\n
\n Startmasse
\n[kg]<\/th>\nNutzlast
\n[kg]<\/th>\nGeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\nVerluste
\n[m\/s]<\/th>\nNutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\nSattelpunkt
\n[km]<\/th>\nPerigäum
\n[km]<\/th>\nApogäum
\n[km]<\/th>\n<\/td>\n<\/tr>\n \n \n \n \n \n \n \n \n \n <\/td>\n<\/tr>\n \n Startschub
\n[kN]<\/th>\nGeographische Breite
\n[Grad]<\/th>\nAzimut
\n[Grad]<\/th>\nVerkleidung
\n[kg]<\/th>\nAbwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\nStartwinkel
\n[Grad]<\/th>\nKonstant für
\n[s]<\/th>\nStarthöhe
\n[m]<\/th>\nStartgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n\n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n Stufe<\/th>\n Anzahl<\/th>\n Vollmasse
\n[kg]<\/th>\nLeermasse
\n[kg]<\/th>\nSpez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\nSchub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\nSchub Vakuum
\n[kN]<\/th>\nBrenndauer
\n[s]<\/th>\nZündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n\n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n \n Simulationsvorgaben<\/h4>\n
\n\n
\n Azimuth<\/th>\n Geografische Breite<\/th>\n Höhe<\/th>\n Startgeschwindigkeit<\/th>\n Startwinkel<\/th>\n Winkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n \n 90,0 Grad<\/td>\n 28,8 Grad<\/td>\n 10 m<\/td>\n 0 m\/s<\/td>\n 90 Grad<\/td>\n 5,0 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht<\/th>\n<\/tr>\n \n <\/td>\n Perigäum<\/th>\n Apogäum<\/th>\n Sattelhöhe<\/th>\n <\/td>\n<\/tr>\n \n Vorgabe<\/th>\n 200 km<\/td>\n 200 km<\/td>\n 160 km<\/td>\n <\/td>\n<\/tr>\n \n Real<\/th>\n 206 km<\/td>\n 213 km<\/td>\n 160 km<\/td>\n <\/td>\n<\/tr>\n \n Inklination:<\/th>\n Maximalhöhe<\/th>\n Letzte Höhe<\/th>\n Nutzlast<\/th>\n Maximalnutzlast<\/th>\n Dauer<\/th>\n<\/tr>\n \n 27,7 Grad<\/td>\n 285 km<\/td>\n 206 km<\/td>\n 100.000 kg<\/td>\n 104.607 kg<\/td>\n 754,9 s<\/td>\n<\/tr>\n \n Umlenkpunkte<\/th>\n Nr. 1<\/th>\n Nr. 2<\/th>\n Nr. 3<\/th>\n <\/td>\n<\/tr>\n \n Zeitpunkt<\/th>\n 100,0 s<\/td>\n 250,0 s<\/td>\n 499,4 s<\/td>\n <\/td>\n<\/tr>\n \n Winkel<\/th>\n 56,7 Grad<\/td>\n 48,6 Grad<\/td>\n 0,0 Grad<\/td>\n <\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n