{"id":17419,"date":"2024-05-05T08:07:39","date_gmt":"2024-05-05T06:07:39","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=17419"},"modified":"2024-05-05T08:07:39","modified_gmt":"2024-05-05T06:07:39","slug":"die-designmaengel-im-starship","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2024\/05\/05\/die-designmaengel-im-starship\/","title":{"rendered":"Die Designmängel im Starship"},"content":{"rendered":"
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Als ich den letzten Artikel über das Starship schrieb, fielen mir einige Dinge ein, die ich in diesem separaten Artikel zusammenfassen will. Es ist offensichtlich das bei 40 bis 50 t Nutzlast beim letzten Testflug das Starship weit hinter den Vorgaben hinterher schranmmt. Diese Nutzlast ist wirklich schlecht. Das Space Shuttle<\/a> hatte rund 28 t Nutzlast bei 2.000 t Startmasse. Wäre das Starship also (bezogen auf den Nutzlastanteil) nur so gut wie das vor nunmehr 50 Jahren entwickelte<\/a> Space Shuttle, so müsste es bei 5000 t Startmasse rund 70 t Nutzlast erreichen, und dabei ist es nicht mal bemannt (alleine die Crewkabinen und notwendigen Änderungen für einen bemannten Einsatz beim Space Shuttle machten es um 10 bis 15 t schwerer, sodass es unbemannt und auf 5000 t Masse skaliert mehr Nutzlast gehabt hätte<\/a> als die 100 t Zielvorgabe für das Starship). Man sieht es auch im Vergleich mit der Falcon Heavy, die wiegt 30 % eines Starships, hat aber \u2013 selbst wenn man nicht die Website-Wunschvorgaben, sondern die reale Nutzlast nimmt \u2013 eine höhere Nutzlast als das Starship.\"\"\/<\/p>\n

Materialien<\/h4>\n

Elon Musk präsentierte die ersten konkreten Pläne für ein Starship \u2013 Ankündigungen für einen Mars Conolny Transporter oder ähnliches gab es schon früher \u2013 2016<\/a>. Damals stellte er auch ein Mockup eines CFK-Tanks vor, sodass man annehmen konnte, dass das Starship dieses Material für die Tanks einsetzt.<\/p>\n

2019 als das heutige Starship<\/a> dann Gestalt annahm, hatte Musk seine Meinung geändert und alle Teile die Strukturen sind, also jetzt nicht Triebwerke oder Avionik, bestehen aus Stahl. Stahl ist nun nicht gerade ein moderner Werkstoff. Schon die A-4<\/a> verwandte für die Tanks Aluminium, weil sie nicht hoch erhitzt wurden. Die Atlas bestand aus Stahl, aber damit das Gewicht nicht zu hoch wurde, in einer besonderen Technik: Stahl ist sehr Widerstandsfähig gegen Zugkräfte. So wurde die Hülle so dünn gefertigt das sie ohne Gegeninnendruck kollabiert wäre. Das klappte aber nicht immer, einige Atlas sind kollabiert, weil die Druckbeaufschlagung versagte. Bei den Raumfahrtversionen der Atlas wurde die Materialdicke erhöht, sodass diese Gefahr reduziert wurde. Diese Raketen waren dann auch deutlich schwerer als die Atlas-ICBM<\/a>.<\/p>\n

Schon das Nachfolgemodell Titan<\/a> zeigte, dass es auch anders geht \u2013 sie erreichte den gleichen Strukturfaktor (das ist das Verhältnis der Massen vollbetankt \/ leerbetankt) mit Aluminium als Werkstoff \u2013 ohne Innendruckstabilisierung und mit getrennten Tanks anstatt einem gewichtssparenden Integraltank.<\/p>\n

Die damals eingesetzte Aluminiumlegierung ist inzwischen auch durch neuere Legierungen ersetzt worden, die vor allem bei tiefen Temperaturen eine höhere Stabilität haben. Die neueste \u2013 Al 2195 \u2013 setzt SpaceX sogar selbst in der Falcon 9<\/a> ein und reklamiert bei ihr einen Strukturfaktor von 30, also die Leermasse soll nur 1\/30-stel der voll betankten Rakete wiegen.<\/p>\n

CFK-Werkstoffe zogen seit Anfang der Siebziger Jahre in der Raumfahrt ein. Satellitenstrukturen bestehen meist aus CFK, inzwischen auch Feststoffbioostergehäuse. Für den Einsatz bei kryogenen Flüssigkeiten gibt es noch Bedenken, aber die ESA arbeitet an einer kryogenen Oberstufe für die Ariane 6<\/a> und NASA\/Boeing haben einen Tankdemonstrator gebaut der nicht nur leichter als ein Aluminiumpendant ist, sondern auch preiswerter in der Herstellung.<\/p>\n

Für ein wiederverwendbares Gefährt ist CFK nicht in allen Bereichen sinnvoll. Man muss schließlich sowohl kontrollieren können, ob das Material noch in Ordnung ist, wie auch Teile auszuwechseln können. Bei Metallen ist die Kontrolle erheblich einfacher als mit CFK. Es gibt etablierte Verfahren wie das Durchleuchten mit Röntgenstrahlung, um Haarrisse in Metallen zu entdeckenm lange bevor sie problematisch werden. Bei CFK-Werkstoffen ist das schon alleine aufgrund der Struktur (Graphitfasern in einem Kunststoffharz, es ist kein homogenes Material) schwerer. Muss man ein Teil auswechseln, so kann man es bei Metallen verschweißen. Das geht bei CFK-Werkstoffen nicht. Für Tanks eines wiederverwendbaren Raumschiffs ist die Technologie daher eher nichts, man müsste dann den ganzen Tank auswechseln. Die gängige Herstellungsmethode ist in einem Autoklaven, bei dem dann nicht ein Teil, sondern der ganze Tank in einem Stück ausgehärtet wird. CFK wäre beim Stufenadapter und den Triebwerksrahmen und der Nutzlastspitze einsetzbar. Die Aluminiumlegierung 2195 dann in den Tanks.<\/p>\n

Damit könnte man die Leermasse entscheidend verringern. Das ist bei einem wiederverwendbaren Raumschiff noch wichtiger als bei einer \u201eWegwerfrakete\u201c. Denn das Starship muss stabiler sein, weil es ja dem Wiedereintritt überstehen muss, das macht es auch schwerer. Vor allem brauchen aber beide Stufen Treibstoff für die Landung und dieser Treibstoff steht zum einen nicht für das Erreichen des Orbits zur Verfügung und zum anderen ist die benötigte Menge natürlich proportional zur Masse.<\/p>\n

Bei der Falcon 9 gab Musk einen Strukturfaktor von 30 für die erste Stufe und \u201enahezu 25\u201c bei der Oberstufe an. Bei der Superheavy beträgt er 18 und beim Starship 11. Sprich, beide Stufen sind um den Faktor 2 schwerer als die Vorgänger bei der Falcon 9, bezogen auf die gleiche Treibstoffmenge. (Ich weiß, das diese Angaben nicht der Wirklichkeit entsprechen, aber diese Tatsache trifft nicht nur auf Angaben der Falcon 9 zu, sondern auch das Starship, sonst hätte es ja nicht diese geringe Nutzlast, so gehe ich davon aus, das man in beiden Fällen die Abweichung von der Realität gleich groß ist).<\/p>\n

Warum man bei Stahl blieb, ist wohl so ein typisches Musk-Ding. Ursprünglich gewählt wurde Stahl zum einen wegen des Preises (er ist natürlich viel billiger als die anderen Materialien) aber auch weil Musk ein Kühlungskonzept vorschwebte, bei dem sich der Stahl hoch erhitzt und die Energie, die über diesen Punkt hinausgeht, von von einem nicht näher spezifizierten regenerativen Kühlsystem abgeführt wird. Das ist im Prinzip eine Abwandlung des Wärmesenkenprinzips. Das Prinzip wird nur bei sehr kleinen Körpern mit hoher Dichte eingesetzt (Atomsprengköpfe). Bei bemannten Raumschiffen hat man es bei Mercury<\/a> untersucht und verworfen, weil der Hitzeschutzschild so 25 Prozent des Startgewichts ausgemacht hätte, der eingesetzte Schutzschild auf Basis des Ablativprinzips dagegen nur 10 Prozent.<\/p>\n

So wurde diese \u201eInnovation\u201c auch bald fallen gelassen und das heutige Starship setzt Hitzeschutzkacheln<\/a> aus Keramik ein wie das Space Shuttle. So wäre der Weg frei gewesen, da dies ja früh in der Entwicklung war, auf Aluminium, zumindest beim Starship zu wechseln, denn bei dem ist das Eigengewicht viel kritischer als bei der Superheavy. Das ist insofern auch verwunderlich, weil man bei SpaceX ja schnell ein Konzept verwirft, wenn es nicht funktioniert. Beim Jungfernflug<\/a> klappte das Verfahren der Stufentrennung nicht, anstatt es zu verbessern, wurde zwischen dem ersten und zweiten Testflug<\/a> ein neues Verfahren entwickelt.<\/p>\n

Meine persönliche Ansicht ist das Elon Musk eine sehr kurzfristige \u201eUncle Scrooge\u201c Sicht hat. Er durchdenkt wirtschaftliche Entscheidungen nicht langfristig und setzt auf kurzfristige Aktionen. Stahl ist in der Entwicklung besser, man kann ihn leichter verarbeiten, spart Entwicklungskosten und in diese Phase gibt es auch viele Änderungen und Reparaturen die man mit einem verformbaren und leicht schweißbaren Werkstoff einfacher umsetzen kann. Fliegt das Starship aber so fällt dies nicht mehr so ins Gewicht, dafür senkt Stahl eben die Nutzlast massiv ab, beim Starship wenn ich nur die Tanks nehme um etwa 15 bis 20 t gegenüber Aluminium, dazu kämen noch Einsparungen an der Nutzlastspitze und den Triebwerksrahmen und der Superheavy.<\/p>\n

Nur bei der Superheavy macht Stahl Sinn. Die Erststufen heizen sich beim Eintritt in die Atmosphäre stark auf. Die Falcon 9 Erststufen haben dazu einen eigenen Landungsburn in dem sie mehr Treibstoff verbrennen, als sie selbst wiegen. Dieser Landungsburn entfällt bei der Superheavy, weil Stahl höhere Temperaturen verträgt, bevor er an Festigkeit verliert. Ob das ausreicht wird man sehen, beim letzten Test<\/a> explodierte die Stufe in geringer Höhe, allerdings klappte auch das finale Abbremsen nicht.<\/p>\n

Stufendimensionen<\/h4>\n

Was auffällig ist, ist das die Superheavy bei sehr geringer Geschwindigkeit Brennschluss hat. Bei den beiden letzten Tests waren es unter 1.800 m\/s. Das heßt von den 7.800 m\/s die für einen Orbit benötigt werden muss das Starship 6.000 m\/s plus etwa 150 Gravitationsverluste aufbringen. Bei einer Wegwerfrakete würde man darauf achten, dass beide Stufen in etwa gleich viel aufbringen, zusammen mit den Verlusten würde man also erwarten das die Superheavy bei etwa 3 bis 3,5 km\/s Brennschluss hat. Das Starship ist dadurch sehr groß und es ist sehr schwer. Gerade das ist ja die Grundproblematik des ganzen Gefährts. Nach Planungen sollte das Starship trocken 120 t wiegen bei 100 t Nutzlast. Nun beträgt die Nutzlast nur 40 bis 50 t. Um die Nutzlast so stark absinken zu lassen reichte eine Erhöhung der Trockenmasse des Starship um 40 bis 50 Prozent. Als Vergleich: Die Falcon 9 Oberstufe wird auf 6 t Leergewicht geschätzt, die Nutzlast beträgt für einen LEO etwa 18 t. Würde diese Oberstufe um 50 % schwerer, so würde die Leo-Nutzlast nur um 3 t also 16 % und nicht 50 bis 60 % sinken.<\/p>\n

Von Bedeutung ist ja das die derzeitige Nutzlast wohl die für einen niedrigen LEO ist. Schon für Starlink muss der Orbit etwas höher sein und die Bahnneigung steigt von 27 auf 53 oder über 90 Grad an. Das macht eine höhere Endgeschwindigkeit nötig und das senkt die Nutzlast weiter ab. Die Geschwindigkeitsdifferenz zu einem 53 Grad Starlink-Orbit entspricht zum Biespiel rund 10 % weniger Orbitmasse, und das wird bei der von mir modellierten Masse rund 28 t Nutzlasteinbuße bedeuten. Das heißt, es ist extrem wichtig vor allem das Starship in der Trockenmasse abzusenken. Nach den derzeitigen Plänen setzten Musk\/SpaceX aber eher darauf, das Gespann um ein Drittel in der Startmasse zu erhöhen.<\/p>\n

Gerade aufgrund dieses Umstands ist auch wichtig, dass die Raptiren einen hohen spezifischen Impuls erreichen, nur ein Absinken um 10 m\/s = 1 s würde die LEO-Nutzlast schon um 1,6 t absinken lassen. Der Zielwert von 380 s (ganz am Anfang wären sogar 383 s anvisiert) sind aber leider physikalisch unmöglich. Eine Tatsache, die Musk als \u201einspirational\u201c bezeichnet.<\/p>\n

Landung<\/h4>\n

Dass das Trockengewicht so bedeutend dem so ist, das liegt am Landungsregime. Die Falcon 9 hat zwei Landemöglichkeiten für die erste Stufe. Sie kann auf einem Dronenschiff landen, dann muss sie nur ihre Geschwindigkeit reduzieren oder sie kann zum Startplatz zurückkehren, wobei sie die Bahn, die nach Osten geht, umdrehen muss. Für einen Start zur ISS betragen die Nutzlasten einer Falcon 9 nach NASA Launch Calculator<\/a> 10.860 kg beim Rückflug zur Startbasis 14.460 kg bei der Landung auf dem Dronenschiff. Das sind also rund 40 Prozent Unterschied.<\/p>\n

Die Superheavy soll ebenfalls zum Startplatz zurückfliegen und sich dann am Startturm einhaken. Dazu wird ebenfalls die Bahn umgedreht, was Treibstoff kostet. Man kann anhand des Verbrauchs an Treibstoff beim letzten Teststart ITF3 leicht ausrechnen, dass der dafür benötigte Treibstoff bei den Norm-Angaben für die Nutzlast und das Starship alleine 33 t Nutzlast kostet, also ein Drittel der Normnutzlast von 100 t.<\/p>\n

So richtig verstanden habe ich die Fixierung auf eine reine Landlandung nicht. Klar diese Stufe ist größer und schwerer als die erste Stufe einer Falcon 9, aber eine Landeplattform müsste nicht proportional größer sein. Wenn ich davon ausgehe, dass die Größe der Landeplattform bedingt durch die Unsicherheiten der Navigation festgelegt wird, dann müsste sie nur um den Unterschied des Durchmessers größer sein \u2013 also 9 \u2013 3,6 m = 5,4 m. Hinsichtlich Höhen\/Durchmesserverhältnis und damit Lage des Schwerpunktes (Wichtig damit die Stufe nicht durch den Wind umfällt) ist die Superheavy sogar besser als die Falcon 9 Erststufe, auch weil die Raptors, die ja unten sitzen und damit den Schwerpunkt erniedrigen ein höheres Gewicht im Verhältnis zur Stufenmasse haben als die Merlins. Für die gab SpaceX ein Schub\/Massenverhältnis von 180 an, bei den Raptors sind es 120 und zudem haben sie 25 % mehr Schub, sind also schwerer.<\/p>\n

Vor allem ist das unverständlich, weil man bei SpaceX ja den iterativen Ansatz pflegt. Also warum landet man nicht erst mal auf dem Dronenschiff, hat so auch mehr Nutzlast \u2013 33 t sind ja bei der derzeitigen niedrigen Nutzlast von 40 bis 50 t fast eine Verdopplung \u2013 und wenn dann alles funktioniert und zukünftige Versionen die Sollnutzlast erreicht haben, kann man auf die auch technisch aufwendigere Landung am Tower umschwenken.<\/p>\n

Raptoren<\/h4>\n

An den Raptoren wird dauernd gewerkelt. Es gibt ja das Raptor 1 mit 250 Bar Brennkammerdruck und die Flüge sollen mit dem Raptor 2 erfolgen, dass erheblich vereinfacht ist. Ziel für die Flüge sollen 300 Bar Brennkammerdruck sein, der Treibstoffverbrauch bei den bisherigen Tests lässt aber drauf schließen das man mit niedrigerem Brennkammerdruck arbeitete und der Brennkammerdruck soll \u2013 nun ohne neue Nummer – stufenweise im Schub bis auf 350 Bar gesteigert werden. In der gleichen Weise steigt der Schub und Treibstoffverbrauch an. Es drängt sich allerdings die Frage auf ob die Raptoren ausreichend getestet wurden. Es ist klar, das es in den USA keine Teststände gibt um ein ganzes Starship oder eine SuperHeavy zu testen, aber einzelne Raptoren kann man im Stennis Testcenter der NASA testen und das erfolgte auch. Leider erfuhr man nichts darüber wie intensiv das war. Der erste Testflug mit zahlreichen Triebwerksausfällen zeigte aber das es wohl zu wenig war., Testflug 2 und 3 waren dahingehend erfolgreicher, als die Raptoren in der Launchphase alle funktionierten, aber bei Test 2 fielen 12 Triebwerke beim Drehen der Superheavy aus und bei Test 3 gelang nicht das Wiederzünden eines raptors im Starship und beim Landungsburn fielen zwei von drei Triebwerken aus. Damit gelingt dann zwar der Start, aber im Endeffekt nicht die Bergung. Besonders das Starship hat hier ein Problem: Wenn es nicht gezielt deorbitiert werden kann und stattdessen unkontrolliert wieder eintritt, dann dürfte Space sehr bald Probleme mit US-Behörden wie der FAA bekommen. Denn von der Masse her ist das nicht mit einem Satelliteneintritt zu vergleichen, der Triebwerksblock ist so massiv, das er einen Wiedereintritt überleben dürfte und der wiegt rund 80 t.<\/p>\n

Es ist zu Ende, wenn es vorbei ist<\/h4>\n

Bei allem sollte man eins vergessen: nach dem derzeitigen Stand \u2013 also ITF-3, hat SpaceX es nicht geschafft eine SuperHeavy oder ein Starship nur heil bis zur Wasseroberfläche zu bringen (eine Bergung ist bei beiden Vehikeln noch nicht vorgesehen). Das macht weitere Änderungen nötig, die nach allgemeiner Erfahrung nicht die Nutzlast erhöhen, sondern eher absenken. Ich rechne damit das die Nutzlast eher weiter absinkt. Das SpaceX inzwischen an zwei weiteren Starships V2 und V3 arbeitet, die noch größer sind ist wohl auch das inoffizielle Eingeständnis, das die Nutzlast von 100 t nicht mehr mit diesem Starship erreicht wird. Wo es am Ende landet, werden wir sehen.<\/p>\n

Interessant wird vor allem sein, ob die Kalkulation aufgeht. Elon Musks Versprechen für die Startkosten, die immer niedriger werden und inzwischen schon einstellige Millionenwerte pro Start umfassen, kann man nicht ernst nehmen. Dergleichen hat er auch mal bei der Falcon 9 gesagt und die ist seitdem nicht billiger, sondern teurer geworden. Real wird man sich an der Falcon 9 orientieren müssen. Die ist, was die Herstellungskosten angeht, zu drei Vierteln wiederverwendbar. Bei jedem Start gibt es zudem weitere fixe Kosten für den Start selbst, Kundenakquise und die Bergung. Da fällt es schwer zu glauben, dass eine zehnmal größere Rakete die nun die restlichen 25 Prozent Wiederverwendung schafft, aber nur etwa die doppelte Nutzlast offeriert einen billigeren Start offeriert. Bei der Zielmarge von 100 t Nutzlast sähe das anders aus.<\/p>\n

Elon Musk scheint selbst nicht daran zu glauben, denn warum sonst baut er eine neue Fabrik, um noch mehr Starships herzustellen, wenn die jetzige schon sechs Kombinationen pro Jahr herstellen kann und jedes 1000-mal fliegen soll?<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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Als ich den letzten Artikel über das Starship schrieb, fielen mir einige Dinge ein, die ich in diesem separaten Artikel zusammenfassen will. Es ist offensichtlich das bei 40 bis 50 t Nutzlast beim letzten Testflug das Starship weit hinter den Vorgaben hinterher schranmmt. Diese Nutzlast ist wirklich schlecht. 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