{"id":15500,"date":"2021-09-03T09:36:38","date_gmt":"2021-09-03T07:36:38","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=15500"},"modified":"2021-09-06T09:27:44","modified_gmt":"2021-09-06T07:27:44","slug":"die-2021-septembernachlese-von-spacex","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2021\/09\/03\/die-2021-septembernachlese-von-spacex\/","title":{"rendered":"Die 2021 Septembernachlese von SpaceX"},"content":{"rendered":"
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Hallo, ich hinke etwas mit meinen Blogs hinterher, das liegt einfach daran, dass ich derzeit so viel privates habe, das mich beschäftigt, dass ich den Kopf nicht freibekomme für einen sauberen Blog. Ich will trotzdem heute mal die monatliche Nachlese zu SpaceX angehen, diesmal wieder mit einem Schwerpunktthema dem Starship.\"\"<\/p>\n

Aber zuerst mal zum letzten Monat. Da sahen wir, wie auch schon im Juli kleine Starlink Starts.Es gibt einige Gründe dafür. Zum einen scheint man nun auf die nächste Generation überzugehen, die auch andere Bahnen einnehmen, nämlich polare. Um Empfangsstationen nahe der Pole \u201eeinzusparen\u201c haben sie Laser-Crosslinks<\/a>. Das ist wieder die typische SpaceX-Logik. Alle anderen Betreiber von Satelliten bauen Empfangsstationen nahe der Pole, weil die als Einzige bei jedem Umlauf Kontakt haben und man so relativ wenige braucht, vergleichen mit niederen Breiten oder dem Äquator. Zudem müssen sie bei Starlink ja nur regionalen Datenverkehr weiterleiten und soweit ich informiert bin, leben relativ wenige Starlink-Nutzer nahe der Pole. Nein, der Nutzen dürfte eher sein, dass man so auch in wenige bevölkerten Gebieten Empfangsstationen einspart, was wichtig wird, wenn der Service sich nicht nur auf die USA beschränkt, sondern weltweit angeboten wird. Ein Laser-Crosslink zwischen Satelliten (die Technologie ist egal, es wäre ja auch eine Funkverbindung gegangen) spart Bodenstationen ein, dafür muss der Satellit der nahe der Bodenstation ist auch die Daten eines oder mehrere anderer Satelliten übertragen, was nur Sinn macht, wenn es in der Region wenige Benutzer gibt, so dass ein Großteil der Bandbreite dafür zur Verfügung steht.<\/p>\n

SpaceX subventioniert auch jeden Nutzer. Sie meinten ja, als es die Meldungen von Oneweb gab, das ihr Terminal 1000 Dollar kostet, ihres wäre für die Hälfte zu produzieren und das trotz komplexerer Bauweise. Nun \u2013 oh Wunder \u2013 kostet jedes Terminal auch 1000 Dollar in der Herstellung, wird aber für 499 Dollar abgegeben. Nutzer gibt es inzwischen 180.000 \u2013 ist angesichts der Investitionen und des Rummels um Starlink nicht gerade viel. Aber Musk ist optimistisch, das es bald viel mehr werden.<\/p>\n

Dann hat SpaceX auch die Versorgungskrise eingeholt, die schon bei anderen Projekten zu Verzögerungen führte \u2013 es gibt zu wenige Elektronikbausteine. Dazu noch, ebenso ein Problem für andere LSP \u2013 das flüssiger Sauerstoff wegen der medizinischen Nachfrage nach Sauerstoff knapp ist.<\/a> Ich frage mich nur wenn dem so ist, warum man dann das Starship startet, das doch so viel flüssigen Sauerstoff verbraucht, wie 10 Falcon 9. Sollte man nicht erst Starlink aufbauen, das ja Geld für das Starship in die Kasse spülen soll?<\/p>\n

Bisher gab es 21 Falcon 9 Starts dieses Jahr, da es aber letztes Jahr nur 25 Starts gab, kann SpaceX doch noch den Rekord brechen.<\/p>\n

Zum HLS will ich nicht viel schreiben, nur so viel, dass Blue Origin inzwischen gegen die NASA-entscheidung Klage eingereicht hat<\/a>. Ich sehe das auch nicht als ein SpaceX Thema als viel mehr als ein NASA-Artemis Thema, denn die NASA hat diese Entscheidung ja getroffen. Vor allem aber gibt es von keiner der beteiligten Parteien öffentlich verfügbare Dokumente in denen sie ihr System näher beschreiben, sodass man es selbst beurteilen kann und auf Tweets von Musk verlasse ich mich genauso wie auf die Wettervorhersage für die das Wetter in 30 Tagen.<\/p>\n

Mein Hauptthema ist heute das Starship. Zuerst mal dachte ich das man nun angesichts des heranrückenden Jungfernfluges es besser rekonstruieren könnte, zum Zweiten will ich mich mal mit der enormen Nutzlaststeigerung beschäftigen. Fangen wir mit dem Ersten an. Ich wollte das Starship genauer rekonstruieren und bin gescheitert, weil die Daten nicht zueinanderpassen. Das hat einige Gründe. Zum einen verändern sie sich laufend. Zum andern gibt es keine genauen Bezüge. Bei spezifischem Impuls und Schub ist z.B. wichtig ob diese sich auf Meereshöhe oder Vakuum beziehen. Das macht beim Schub etwa 20 % aus und beim spezifischen Impuls 10 %.<\/p>\n

Aber gemäß Musk, wiegt das Vehikel 5.200 t bei einem Startschub von 7.500 t. Gemäß Dokument bei der FAA brennt die erste Stufe 169 s lang und die zweite 345 s und es gibt 29 Triebwerke in der ersten und 6 in der Zweiten, davon drei mit Vakuumdüsen.<\/p>\n

Vorherige Angaben sprachen von 120 t Trockenmasse Starship, 1.200 t Treibstoff Starship und 3.400 \u2013 3.500 t Treibstoff. Auf der Website werden 3.400 t Treibstoff und 2 MN Schub pro Triebwerk angegeben, mithin bei 29 Triebwerken nur 5.690 t Schub. Hmm, passt irgendwie nicht zu den 7500 t. Wenn man die zweite Stufe hinzunimmt, wären es 6.867 t Schub.<\/p>\n

Bei den spezifischen Impulsen nennt man für die Superheavy einen spezifischen Impuls von 330 s Seal Level und beim Starship 380 s, wobei die Wikipedia angibt, dass dies ein Zielwert wäre, die ersten Starships hätten 365 bis 370 s spezifischen Impuls.<\/p>\n

Nun ja, rechne ich mit 73.575 kN (7500 t) Startschub x 169 s \/ 330 s Impuls \/ g0<\/sub> so komme ich auf 3,841 t Treibstoff \u2013 weitaus mehr als die 3.400 bis 3.500 t die genannt werden.<\/p>\n

Beim Starship gehe ich von drei Triebwerken aus, da sie genügend Schub haben und es dumm wäre die Triebwerke für die Landung mit kürzeren Düsen zusätzlich einzusetzen. Hier wären es also<\/p>\n

2 MN Schub x 3 x 345 s \/ 470 s (höchste spez Impulsangabe) \/ g = 570 t Treibstoff<\/p>\n

Bei sechs Triebwerken sind es dann 1.140 t \u2013 dass würde wenigstens zu den 1200 t passen. Allerdings listet die Wikipedia, die ja jeder Ankündigung Musks folgt, gleich mehrere Schubangaben entsprechend einem immer größeren Brennkammerdruck auf. Mit 29 x 2 MN Schub würde ein SuS selbst ohne Nutzlast sehr langsam mit 1,15 g starten. Rechnet man die 7500 t mit 33 Triebwerken im Endausbau herunter, so hat eines 2229 kN Schub. Damit würde man auch andere Treibstoffverbrauchswerte erhalten nämlich 3375 und 1272 t<\/p>\n

Die erste Angabe passt recht gut zur SH, die das darf man nicht vergessen auch Treibstoff zum Landen braucht, die zweite ist etwas zu hoch für das Starship, aber vielleicht drosselt man ja die Triebwerke. In jedem Fall sieht es nach voller Treibstoffbeladung aus, obwohl das Starship ja noch keine Nutzlast hat.<\/p>\n

Wie man sieht – je nachdem welche Zahlen man nimmt, kommt man zu unterschiedlichsten Ergebnissen und damit ist eine Rekonstruktion<\/a> nicht möglich.<\/p>\n

Damit komme ich zum zweiten Punkt \u2013 der Nutzlast des Starships. Auch von dieser gibt es ja etliche Angaben. Die erste von Musk war, das das erste Starship wohl nur 20 t Nutzlast hätte, die folgenden dann über 100 t. Im Users Guide und auf der Website stehen 100+ t für LEO und 21 t für GTO und mittlerweile ist von 150 t in den Leo die Rede, in der Wikipedia sogar von 250 t im Falle keiner Bergung. Das toppt noch die Steigerungen die SpaceX bei der Falcon 9 versprach.<\/p>\n

Die Differenz zwischen LEO und GTO habe ich schon mal untersucht. Auf die 21 t in den GTO bei 100+ t in den LEO kommt man nur, wenn das Starship erheblich weniger als die angegebenen 120 t wiegt. Das ist die einzig nachprüfbare Zahl, weil der Geschwindigkeitsbedarf zwischen LEO und GTO bekannt ist und der spezifische Impuls und die Nutzlasten ebenfalls. Damit gibt es nur noch eine Unbekannte und die kann man errechnen. Würden die 21 t bei 100 t in den LEO stimmen, so dürfte das Starship nur 63 t wiegen \u2013 immerhin passt dann die Differenz von 63 t zu den obigen 120 t mit den nun neu postulierten 150 t in den LEO. Nur müsste dann bei 1200 t Treibstoff das ganze Gespann eine Voll\/Trockenmasse von 21 haben, was ich nicht glaube.<\/p>\n

Aber ich will nicht so viel spekulieren und die Stellschrauben mal erläutern. Mangels belastbarer Daten von SpaceX nehme ich das Space Shuttle als Beispiel für eine Vorgehensweise.<\/p>\n

Es ist nichts Ungewöhnliches, wenn Raumschiffe (für bemannte Missionen) schwerer werden als geplant. Sowohl die Mercury wie Geminikapseln<\/a> waren schwerer als geplant und lagen schließlich an der Nutzlastgrenze der Trägerraketen. Bei Apollo war es der Mondlander der 2 t zu schwer wurde und der das Programm auch aufhielt. Das Space Shuttle sollte ursprünglich 68.040 kg wiegen und eine Nutzlast von 29.484 kg haben \u2013 wer sich über die \u201egenauen\u201c technischen Vorgaben wundert \u2013 die Angaben entstehen durch Umwandlung aus US-Einheiten,.Dort sind es 150.000 und 65.000 US-Pfund. Als die Fähren dann flogen, wogen sie trocken zwischen 78 und 82 t. Obgleich es schon während der Entwicklung Verbesserungen gab, wie Triebwerke mit mehr Schub (102, 105, 109 % Schubniveau) oder ein leichterer Tank, alleine das Weglassen der weißen Lackschicht sparte einige Hundert Kilo erreichten sie nicht die Zielnutzlast und so lag die Nutzlast bei den leichtesten Orbitern lange um 5 t niedriger als das ursprüngliche Ziel, dabei sollten die drei nachbestellten Orbiter durch neue Werkstoffe sogar eine Nutzlast von 31,7 t haben, da sie leichter werden sollten. Erst die Einführung des Super-Lightweight Tanks, der nochmals um 3 t leichter war, hob die Nutzlast fast auf die geplante Sollhöhe von 28,8 t an.<\/p>\n

Wo kann man generell ansetzen, wenn man die Nutzlast steigern will? Das offensichtlichste ist die Trockenmasse. Das Starship kann man stark vereinfacht als eine Stufe mit Flügeln und einer nicht abtrennbaren Nutzlastverkleidung ansehen. Den Großteil der Oberfläche machen die Tanks aus. Wie bei einer Rakete ist es daher das Wichtigste die Maßnahme, die Masse der Tanks zu minimieren. Der wesentliche Unterschied zu einer Rakete ist aber das die Bedingungen beim Wiedereintritt viel harscher sind als beim Aufstieg. Es muss daher vor diesen Bedingungen geschützt werden. Ein weiterer Unterschied ist, dass es vollständig wiederverwendbar ist. Unter diesen Vorgaben habe ich nie verstanden, warum SpaceX auf Stahl setzt. Kurze Zeit für etwas Geschichte. Stahl war der erste Werkstoff, der eingesetzt wurde, bei der A-4. Damals übrigens mit derselben Begründung wie bei SpaceX: Stahl hält viel höhere Temperaturen aus, bis es erweicht, als Aluminium, aus dem schon damals Flugzeuge gefertigt wurden. Die A-4 musste aber den Erdboden erreichen, da der Sprengkopf erst beim Aufschlag explodierte. Seitdem hat man Raketen aus Aluminium gefertigt, wobei es auch verschiedene Legierungen gibt, die derzeit modernste ist die 2195 die aber auch schon 30 Jahre alt ist. Die einzige Ausnahme war die Atlas. Sie nutzte aus, dass Stahl unter Druck stabiler ist also ohne. Vergleicht man aber die Trockenmasse der Atlas mit ihrer Nachfolgerin der Titan II, so erreicht diese ohne die Tricks der Atlas wie unterschiedlich dicke Wände, Integraltanks und Innendruckstabilisierung ein besseres Voll-\/Leermasseverhältnis. Seitdem war Aluminium der Werkstoff der Wahl. In einigen Stufen wurde auch Titan verwendet. Titan hat eine ähnlich hohe Zugfestigkeit wie Stahl ist aber erheblich leichter. Titan ist aber sehr teuer in der Gewinnung und Verarbeitung. So blieb es auf Oberstufen beschränkt. Ebenso wurden für Feststoffantriebe schon immer Glasfaserwerkstoffe eingesetzt. So erreichten einige Feststofftriebwerke enorme Voll-\/Leermasseverhältnisse.<\/p>\n

Der moderne Nachfolger von Glasfaserverbundwerkstoffen sind Kohlefaserverbundwerkstoffe. Sie sind noch leichter und noch beanspruchbarer. Als \u201eComposites\u201c im englischen tituliert, wurden sie zuerst in Satelliten eingesetzt, dann nach und nach auch bei Raketen, so erhielt Ariane 4 in den späten Achtzigern neue Stufenadapter aus CFK-Werkstoffen. Bei den Hauptbestandteilen, den Tanks und Triebwerken wurden sie bisher noch nicht eingesetzt. Bei Tanks war lange Zeit ungeklärt, wie es bei den tiefen Temperaturen aussieht, denn dann verändern viele Werkstoffe ihre Eigenschaften. Bei Metallen fand man immer Legierungen, die auch für tiefe Temperaturen geeignet sind, teilweise dort sogar bessere Festigkeitskennwerte haben als bei Zimmertemperatur. Bei Wasserstoff gibt es zudem die Problematik, dass die Moleküle so klein sind, dass viele Werkstoffe keine gute Barriere darstellen, man dies durch eine stärkere Wand ausgleichen muss. Doch inzwischen gibt es erste Tanks aus CFK-Werkstoffen. Boeing und die NASA haben einen Tank mit 5,5 m Durchmesser für LH2 gefertigt, der 30 % leichter als die besten Aluminiumtanks ist und zudem 25 % weniger wiegt. Das wurde nicht weiter verfolgt, anders in Europa. MT Aerospace entwickelt derzeit eine neue Oberstufe für die Ariane 6. Auch sie setzt einen CFK-Tank ein, der 2 t mehr Nutzlast bringt und zudem billiger als die Aluminiumtanks sein soll. Das Letztere erstaunt mich auch etwas, ist CFK im täglichen Leben doch deutlich teurer. Aber es liegt wohl an der besonderen Verarbeitung der Legierungen, welche die Kosten bestimmt, nicht der Materialpreis.<\/p>\n

Um so erstaunlicher war ich das die Begründung von Musk für die Wahl von Stahl auch der niedrige Preis des Materials ist. Das macht nicht mal bei einer nicht wiederverwendbaren Rakete Sinn, erst recht nicht bei einer vollständig wiederverwendbaren, bei der diese Mehrkosten sich ja dann auf viele Flüge umlegen und so bald viel geringer sind als die Fixkosten für Treibstoff, Startdurchführung, Landung und Wartung. Zumal das ursprüngliche Konzept der Schutz vor der Energie des Wiedereintritts durch hohe Erhitzung des Stahls ja nicht Bestand hatte, inzwischen ist man auf die konventionelle Technik mit Kacheln übergegangen. So geschützt hätte man viel Gewicht durch CFK-Werkstoffe einsparen können. Vielleicht ist das eine Option für die Nutzlaststeigerung, ich frage mich allerdings nur, warum man jetzt mit Stahl testet, denn beide Werkstoffe haben unterschiedliche Eigenschaften und werden anders verarbeitet und das ist wichtig, wenn es um die Befestigung der Kacheln geht, da sich die Materialen ja durch Erwärmung unterschiedlich ausdehnen. Eine Option wäre es auch die derzeit feste Nutzlastverkleidung durch eine abwerfbare zu ersetzen und dann eine Kuppel nach Abtrennung des Satelliten auszufahren, um die Aerodynamik zu verbessern. Die Kappe die immerhin 9 m Durchmesser hat und 17 m lang ist gelangt so gar nicht erst in einen Orbit und erhöht so die Nutzlast direkt.<\/p>\n

Die Reduktion der Leermasse hat auch Folgeeffekte. Denn beide Stufen brauchen noch Treibstoff für sich selbst. Bei der SuperHeavy kann man davon ausgehen, dass es ähnlich ist, wie bei der Falcon 9, die rund 22 t Treibstoff zum Landen braucht. Sollte die Erste Stufe der Falcon 9 tatsächlich das Strukturverhältnis von 30 erreichen wie Musk vor Jahren behauptete (seitdem aber nicht mehr) so wäre das die eineinhalbfache Eigenmasse, entsprechend bringt eine Reduktion der Eigenmasse mehr als den doppelten Nutzen. Ebenso braucht das Starship etwas Treibstoff für das Deorbitmanöver, das ist aber vernachlässigbar. Deutlich mehr braucht es für die Landung, wenn man die Brennzeiten der Raptors bei den Versuchen zusammenrechnet und so den Treibstoffverbrauch errechnet. Das sind 20+ t, immerhin ein Sechstel der Normmasse des Starships<\/p>\n

Das Zweite, was man machen kann, ist den spezifischen Impuls erhöhen. SpaceX strebt immer höhere Brennkammerdrücke an, sie sind bei gleichem Mischungsverhältnis die wichtigste Stellschraube. Ist der Brennkammerdruck höher, so kann die Düse verlängert werden, so werden auch immer größere Expansionsverhältnisse angegeben. Bei Triebwerken der SuperHeavy kann der Düsenmündungsdruck nicht beliebig klein sein, typisch liegt bei minimal bei 0,4 bar. Ist der Brennkammerdruck dann 300 Bar, so holt man mehr der Energie heraus bei konstantem Düsenmündungsdruck aus dem Treibstoff als bei 80 Bar. Denn die Energie, die in z.B. 0,4 Bar Düsenmündungsdruck stecken ist, ja immer dieselbe. Allerdings hat das auch Grenzen, nämlich größere Düsen brauchen mehr Platz und der steht nicht in unendlichem Maße zur Verfügung, sie verlängern bei dem Starship auch den Stufenadapter, der weiteres Totgewicht bedeutet. SpaceX überlegt ob ein Teil der Triebwerke der SuperHeavy nicht Vakuumversionen sein sollen. Diese kann man dann erst zünden, wenn der Umgebungsdruck ausreichend niedrig ist, sie haben aber einen deutlich höheren spezifischen Impuls, nutzen den Treibstoff besser aus und liefern mehr Schub.<\/p>\n

Die letzte Stellschraube sind die Aufstiegsverluste. Sie entstehen bei jeder Rakete und können minimiert werden, indem die Beschleunigung der ersten Stufe höher ist und die Brennzeit sich verkürzt. Etabliert haben sich 1,25 g als Startbeschleunigung, wenn man flüssige Treibstoffe einsetzt. Feststoffraketen starten deutlich rasanter und haben so geringere Aufstiegsverluste. Das erste SuS wird 29 Triebwerke haben, später dann 33. Die vier Triebwerke mehr erhöhen, wenn mit 29 Triebwerken 1,25 g erreicht, die Beschleunigung auf 1,422 g und sie reduzieren die Brennzeit von 169 auf 148 s. Ohne Simulation ist ein Abschätzen schwierig und für eine genaue Simulation sind (wie oben geschrieben) die Vorgaben von SpaceX zu schwammig, aber ich denke, dass man sicher 100 bis 200 m\/s an den Aufstiegsverlusten einsparen kann, was bei einem spezifischen Impuls von 380 s die Gesamtmasse (also Nutzlast und Starship um 2,7 bzw. 5,5 % erhöht \u2013 5,5 % von (geschätzt) 230 t Gesamtmasse (120 t Starship und 110 t Nutzlast) sind immerhin 12,6 t mehr. Eines aber wird man sicher nicht erreichen: 250 t Nutzlast, denn ohne Wiederverwendung kann man wie bei einer normalen Rakete die Endgeschwindigkeit errechnen und ich komme bei 250 t Nutzlast auf 8.936 m\/s, was nur 1100 m\/s an Aufstiegsverlusten übrig lässt. Wirklich gute Raketen mir flüssigen Treibstoffen und kurzen Brennzeiten (alle aus der Anfangszeit der Raumfahrt wie Titan II, Atlas Agena) kommen vielleicht auf 1200 m\/s. Normal sind bei Raketen, die nicht in der Zentralstufe LH2 einsetzen. typisch 1600 bis 1800 m\/s. In dem Bereich liegt übrigens auch die Falcon 9. Das ist also illusorisch, zumindest mit den bisher publizierten Daten, doch wer weiß, die Falcon 9 wog auch mal 330 t und nun 549 t, vielleicht verlängert man einfach alles ein bisschen …<\/p>\n

P.S. schon 1976 hat Dagobert das Szarship erfunden, wie diese Abbildung aus dem LTB 39 (s.109) beweist:<\/p>\n

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