{"id":17514,"date":"2024-06-20T17:18:38","date_gmt":"2024-06-20T15:18:38","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=17514"},"modified":"2024-06-20T17:25:41","modified_gmt":"2024-06-20T15:25:41","slug":"das-starship-mit-methan-propan-kerosin-und-wasserstoff","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2024\/06\/20\/das-starship-mit-methan-propan-kerosin-und-wasserstoff\/","title":{"rendered":"Das Starship mit Methan, Propan, Kerosin und Wasserstoff"},"content":{"rendered":"
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<\/path><\/svg><\/i> \"Loading\"<\/p>\n

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Ich habe ausnahmsweise \u2013 weil es kurz war, mal das Video angeschaut, das Dirk verlinkt h<\/a>atte. Ich war schockiert. Wenn das die \u201enormale\u201c Informationsquelle ist, die Blogleser haben, dann muss ich mich über Kommentare, die ein grundlegendes Verständnis der Grundlagen<\/a> vermissen lassen, nicht mehr wundern.\"\"<\/p>\n

Der Senkrechtstarter<\/h4>\n

Also ich fange mal an mit dem \u201eSenkrechtstarter\u201c. Für mich kommt er wenig kompetent rüber. Das geht los mit dem Verwenden von englischen Begriffe,n für die es auch deutsche Übersetzungen gibt. Ich verwende auch RP-1 als Begriff, spreche es aber deutsch aus und nicht als \u201eAr-Pi One\u201c. Mal davon abgesehen wissen die meisten mit Kerosin mehr anzufangen und der Unterschied zwischen RP-1 und Kerosin ist in etwa der gleiche wie zwischen Super und Super plus Benzin. Dazu kommt eine sehr unprofessionelle Sprache wie \u201efettes Gemisch\u201c.<\/p>\n

Das leitet mich zum zweiten Kritikpunkt über. Ich erwarte Kompetenz. Ich habe mal im Studium folgende Faustregel gelernt: wenn Du über Thema etwas sagst, dann solltest Du das zehnfache darüber wissen, um Fragen beantworten, und Zugriff auf die hundertfache Informationsmenge (Lehrbücher etc.) haben. Wenn Moritz Vieth etwas über Technik sagt, dann ist es meist ein Satz. Da kann man nicht viel falsch machen, trotzdem fielen mir etliche Fehler auf, so verwechselt er grundsätzlich den Siedepunkt von kryogenen Flüssigkeiten mit dem Schmelzpunkt. Meine persönliche Meinung. Er weiß selbst nicht viel mehr, versteht zumindest die Technik nicht wirklich. Ich habe versucht rauszufinden, was er von Beruf ist, aber mehr als das er CEO der Senkrechtmedia GmbH ist, habe ich nicht rausfinden können. Der Youtube-Kanal wird nämlich von der gleichnamigen Firma betrieben und das ist seine Einkommensquelle.<\/p>\n

Zusammenzucken musste ich bei dem Stichwort \u201eExcel\u201c damit hat er alle Angaben in seinem Video berechnet. Aha. Excel ist toll geeignet für Wirtschaftsberechnungen, dafür wurden Spreadsheets entworfen, man kann damit aber weder den spezifischen Impuls eines Raketentriebwerks noch die Aufstiegsverluste genau berechnen und die sind wesentlich für dass, um das es in dem Video geht \u2013 nämlich der Frage, was würde passieren, wenn man das Starship mit anderen Treibstoffen betanken würde.<\/p>\n

Bei mir steht \u201eExcel\u201c als Synonym für Leute, die sich nicht tief in die Technik einarbeiten wollen, dazu gehört natürlich auch die Benutzung von Programmen für die Raumfahrt, die frei verfügbar sind. Mit Spreadsheets kann man eben die Raketengrundgleichung lösen, Dichten und Mengen berechnen, aber genaue Ergebnisse erhält man so nicht. Er scheint auch Excel nicht zu beherrschen, wenn man die beiden Bilder aus seinem Video vergleicht:
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\n
\nAlso einmal sind es 3.600 t und einmal 3.821 t Treibstoff und Verbrennungsträger. SpaceX nennt übrigens 3.400 t für V1 als Norm, bisher wurden maximal 3.300 t zugeladen, aber solche Details, dass die realen Werte von denen, die er für die Rechnung nimmt, abweichen, stört Senkrechtstarter nicht.<\/p>\n

Die fehlende Kompetenz zeigt sich auch darin, dass im ganzen Video nicht einmal der Fachbegriff erscheint, um den es sich dreht, nämlich der volumenspezifische Impuls<\/a>. Das ist der spezifische Impuls nicht bezogen auf die Masse, sondern das Volumen des Treibstoffs. Ich nehme an die meisten Blogleser werden den Begriff nicht kennen. Er spielt bei Trägerraketen auch keine Rolle. Entwirft man aber Raketen, die in möglichst kleine Silos oder U-Boot-Rohre passen müssen, dann ist er sehr wichtig.<\/p>\n

Beim Starship könnte er wieder wichtig sein, denn ich vermute die Begrenzung des Durchmessers des Starships auf 9 m hat einen fertigungstechnischen Grund. Dann wird eine Rakete mit einer Treibstoffkombination geringer Dichte sehr lang. Momentan ist es ja schon 121 m hoch, das wird noch mehr werden. 153 m soll das Starship V3<\/a> lang werden, das ist nötig, weil nach dem vierten Testflug der Resttreibstoff \u2013 der bei einer Orbitmission, die Nutzlast wäre \u2013 um weitere 10 t auf 30 t gesunken ist.<\/p>\n

Aber ich greife mal die Fragestellung auf und berechne das auch richtig. Zwei Kombinationen hat Vieth gleich ausgeschlossen. Hypergole Treibstoffe und Kerosin\/LOX. Den einen Ausschluss finde ich nachvollziehbar. Hypergole Treibstoffe<\/a> stammen aus dem militärischen Bereich und wurden wegen ihrer Lagerfähigkeit gewählt. Sie sind toxisch und teuer \u2013 aber \u2013 wenn es um den volumenspezifischen Impuls geht, so sind sie besser als alles, was Vieth untersucht hat. Unfair finde ich dass, als er das sagt, das Bild einer Looping drehenden Proton einblendet wird. Das ist die Arbeit mit Suggestion – hätte er startende Titan II mit Geminimissionen<\/a> gezeigt, so wäre vielleicht der eine oder andere Zuseher ins Grübeln gekommen.<\/p>\n

Den zweiten Ausschluss tut er ebenfalls mit einem Satz weg Kerosin \u201eweil er die Einspritzung auf Treibstoffseite durch herunterbrennen Kohlenwasserstoffe verstopfen würde\u201c. Eingespritzt wird im Injektor. Dort kommt von der Treibstoff-Turbopumpe her heißes Gas an, nach dem Schaubild auf der Wikipediaseite <\/a>808 K heiß, das ist mehr als heiß genug damit das alle Kohlenwasserstoffe gasförmig sind. Daneben weiß er wohl, dass für jeden Treibstoff Anpassungen nötig sind. Zu unterschiedlich sind Ströme, Wärmeleitfähigkeit (die Brennkammer muss gekühlt werden) und fluiddynamisches Verhalten. Er erwähnt das beim Wasserstoff, der dann eine viel größere Turbopumpe braucht. Während dort aber Anpassungen möglich sind, schließt er sie mit dem Satz bei Kerosin aus.<\/p>\n

Typisches Eigentor, denn bevor ich in eine Rechnung einsteige kann ich schon vermuten das Kerosin aufgrund der rund 20 Prozent höheren Masse nicht so schlecht abschneiden wird.<\/p>\n

Meine Rechnung<\/h4>\n

Damit ihr vergleichen könnt, habe ich die Vieth-Angaben übernommen und durch SpaceX ergänzt:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
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Parameter<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

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Wert<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

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Quelle<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

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Nutzlast<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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150 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Vieth<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Starship<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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100 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Vieth<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Starship Treibstoffe und Oxidator<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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1.200 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Vieth<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Superheavy<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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180 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Vieth<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Superheavy Treibstoffe und Oxidator<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3.600 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Vieth<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Raptor spez, Impuls SL\/Vakuum kurze Düsen<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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327 \/ 347 s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Raptor spez, Impuls SL\/Vakuum lange Düsen<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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– \/ 377 s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Raptor Schub SL\/Vakuum kurze Düsen<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

216 \/ 230 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Raptor Schub SL\/Vakuum lange Düsen<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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– 258 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Länge Starship<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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50,3 m<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Länge Superheavy<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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71 m<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Durchmesser:<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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9 m<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Dichte Methan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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0,422 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Wikipedia<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Dichte LOX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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1,141 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

Wikipedia<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Mischungsverhältnis Methan\/LOX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3,6<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Da sich bei den anderen Treibstoffkombinationen auch die Endgeschwindigkeit ändert, wenn die Superheavy Brennschluss hat, das aber die Menge an Treibstoff beeinflusst, die danach für das Wendemanöver und die Landung benötigt werden, habe ich eine Nicht-Wiederverwendbare Version modelliert<\/b>. Deren Nutzlast ist natürlich höher als die 150 t die Senkrechtstarter angibt oder die 40 bis 50 t die Musk zuletzt angab. Ich errechne für diesen Fall 242 t, wohlgemerkt unter den obigen Bedingungen, die bisher nicht erreicht wird (SpaceX gibt höhere Leermassen und weniger Treibstoffzuladung an).<\/p>\n

Ich habe nun mit CEA2<\/a> ein Triebwerk modelliert, dass in etwa dem Raptor 2 entspricht. Beim Raptor 2 wird die Datenlage etwas schlechter, daher gebe ich die Kerndaten hier mal an:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
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Parameter<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

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Wert<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Quelle<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

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Brennkammerdruck:<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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300 bar<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Flächenverhältnis kurze Düse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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30,6<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Extrapoliert von Raptor 1 und Vakuumdüse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Flächenverhältnis lange Düse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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80<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

SpaceX<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Verrechnung Gleichgewicht \/ eingefrorenes Gleichgewicht für Methan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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0,66 \/ 0,34<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Berechnet aus Daten von 2019 für den Entwurf (382 s, Flächenverhältnis 150, 300 Bar)<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Verrechnung Gleichgewicht \/ eingefrorenes Gleichgewicht für Propan \/ Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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73:27<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Siehe Blog<\/a><\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Verrechnung Gleichgewicht \/ eingefrorenes Gleichgewicht für Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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68:32<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Siehe Blog<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Mischungsverhältnis LOX\/Propan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3,25<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Analoges Verhältnis wie bei LOX\/Methan = 3,6<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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Mischungsverhältnis LOX\/Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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2,8<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Übernommen von sowjetischen Hochdrucktriebwerken<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

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LOX\/Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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6,0<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

Übernommen vom SSME<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Daraus kann man folgende spezifische Impulse für Sea-Level und Vakuum berechnen:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n
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Parameter<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Spez. Impuls SL\/ Vakuum, kurze Düse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Spez. Impuls SL\/ Vakuum, lange Düse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

\n

Propan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3.273 m\/s \/ 3.470 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3.485 m\/s \/ 3.636 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

3.245 m\/s \/ 3.429 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

3.443 m\/s \/ 3.583 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4.143 m\/s \/ 4.351 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4.371 m\/s \/ 4.523 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Methan (nach SpaceX)<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3.207 m\/s \/ 3.404 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

– \/ 3.698 m\/s<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Massen und Volumen<\/h4>\n

Wir brauchen natürlich noch die Volumina und Dichten, um die Massen zu berechnen. Ich verwende die Standarddichten. Das ist bei kryptogenen Flüssigkeiten kurz vor dem Siedepunkt bei Kerosin bei 20 Grad Celsius. Man kann die Dichte durch weiteres Abkühlen steigern, aber die Daten dazu sind zum einen nicht von allen Komponenten verfügbar und zum anderen verändert dies dann wieder das Mischungsverhältnis, da die Dichterzunahme je nach Stoff unterschiedlich ist.<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
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Treibstoff \/ Oxidator<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Dichte<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

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Propan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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0,5812 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0,835 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0,0684 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Methan (nach SpaceX)<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0,422 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Sauerstoff:<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1,141 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Kerosin ist ein Gemisch, dessen Dichte je nach Zusammensetzung zwischen 0,82 und 0,85 g\/cm\u00b3 angegeben wird. Ich habe den Mittelwert genommen. Aus dem bekannten Verhältnis 3,6 zu 1 Methan\/Sauerstoff und der Treibstoffmasse von 3.600 bzw. 1.200 t kann man das Tankvolumen von Superheavy und Starship zu 4323,7 m\u00b3 und 1441,3 m\u00b3 berechnen.<\/p>\n

So fassen die Tanks folgende Mengen an Treibstoff und Oxidator:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Treibstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Masse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

\n

Propan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4021,8 \/ 1.340,6 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4499,4 \/ 1499,8 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1522,5\/ 507,5 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Methan (nach SpaceX)<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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3.600 \/ 1.200 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Sauerstoff:<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1,141 g\/cm\u00b3<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Die Tanks werden bei SpaceX unter 4 Bar Druck gesetzt, dieser Druck dürfte ihre Masse bestimmen, so sind keines schweren Tranks bei Kerosin und Propan nötig. Bei Wasserstoff könnte man die Wandstärke verringern. Es käme aber noch eine Isolation hinzu, sodass ich es als Nullsummenspiel ansehe.<\/p>\n

Triebwerke<\/h4>\n

Maximal wiegt (bei Kerosin) ohne Nutzlast die Kombination 6.279,2 t. Den Startschub gibt SpaceX mit 7.590 t an, das ist eine Beschleunigung um 1,2 g. Ich habe noch zwei Raptoren mit Zusatzsystemen \u2013 so viel ist bei der Aufrüstung zu V3 sowieso geplant \u2013 zu je 2 t Gewicht addiert. Bei Propan bleibt es bei den 33 \/ 6 Raptoren. Bei Wasserstoff sinkt dagegen das Startgewicht ohne Nutzlast auf 2.310 t also weniger als die Hälfte. Mit 200 t Nutzlast würden 13 Raptoren in der Superheavy und die drei Vakuumraptoren im Starship ausreichen. Das senkt die Startmasse der Superheavy um 40 t und des Starships um 6 t.<\/p>\n

Die Rechnung<\/h4>\n

Nun haben wir endlich alles zusammen, um eine richtige Simulation des Starts bis zum Orbit (ich benutze kein Excel) einzusetzen. Mir müsst ihr nicht nur die Enddaten glauben, daher füge im Anhang noch die Daten meiner Raketen und die Winkel-vorgaben für die Aufstiegssimulation an.<\/p>\n

Was kommt raus<\/h5>\n

Nun ich habe die ganzen Daten aufgeführt, weil ich meine das dies zu einer seriösen Information dazugehört. Wäre ich der \u201eSenkrechtstarter\u201c (wer senkrecht startet, erreicht nie einen Orbit, eigentlich sind die einzigen Raketen, die nur senkrecht starten Feuerwerksraketen \u2026) dann würde ich euch nur noch die Endtabelle präsentieren:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n
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Treibstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Startmasse<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlast<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

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Nutzlastanteil<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

\n

Methan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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5.322 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

242 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4,5 %<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Propan<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

5.904 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

267 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4,5 %<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Kerosin<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

6.566,2 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

282 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4,3 %<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Wasserstoff<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2.412 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

150 t<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

6,2 %<\/span><\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Der Nutzlastanteil ist bei allen drei Kohlenwasserstoffen in einem ähnlichen Bereich, das ist nicht verwunderlich und wer bei Vieth Video die Energiegehalte mit Oxidator angesehen hat, weiß auch warum: die Verbrennung liefert nahezu gleich viel Energie und auch die Reaktionsprodukte sind die gleichen.<\/p>\n

Wasserstoff steht durch die niedrige Dichte schlechter da. Aaaaber, bezogen auf die Startmasse ist es deutlich mehr Nutzlast (bei allen drei Vehikeln könnte man durch Verschieben der Startmasse zwischen Starship und Superheavy noch etwas rausholen, doch das würde, da dann der hohe spezifische Impuls besser zum Tragen kommt, den Wasserstoff noch mehr begünstigen).<\/p>\n

Wasserstoff wurde in der klassischen Raketentechnik als das Optimum angesehen, weil die Triebwerke der Hauptkostenfaktor sind und da haben wir bei Wasserstoff eben insgesamt 16 Triebwerke oder eines pro 9,4 t Nutzlast, bei Methan und Propan sind es 39 oder eines pro 6,8 bzw. 7.2 t Nutzlast und bei Kerosin sind es 41 Triebwerke oder eines pro 6,9 t Nutzlast. Bei der Wiederverwendung spielen dann natürlich die Triebwerkskosten nicht mehr diese Rolle.<\/p>\n

Warum beim Senkrechtstarter Propan so gut abschneidet? Ich vermute das hat mit dem im Video angesprochenen Besuch bei Isar Aerospace zu tun, die Propan einsetzen. Die haben ihm wohl die Vorteile angepriesen und er hat das eben nicht so sorgfältig nachgeprüft wie man dies tun sollte.<\/p>\n

Fazit<\/h4>\n

Ich komme auf ein ganz anderes Ergebnis als Moritz Vieth. Kerosin mag teurer sein als LNG, aber es ist nicht extrem teurer und wir reden von verflüssigtem Methan, das ist deutlich teurer als Methan aus der Gasleitung, weil viel Energie für das Verflüssigen aufgewandt wurde.<\/p>\n

Was bei einem Starship Start immer gleich bleiben wird unabhängig von dem Treibstoff, sind die mit Start und Bergung assoziierten Kosten. Daneben wird man die Hardware auch nicht ewig einsetzen können. Besonders das Starship ist ja viel höheren Belastungen ausgesetzt als die Superheavy. Das SpaceX so auf eine hohe Zahl an Raptoren und deren möglichst kostengünstige Produktion setzt \u2013 würden sie wie angekündigt 1.000-mal eingesetzt werden, so bräuchte man ja nicht viele und die Kosten würden sich über 1.000 Flüge verteilen, sowie die Erfahrungen aus den bisherigen Flügen) sprechen eher dafür das die Hardware nicht sehr oft eingesetzt werden kann und dann spielen die Treibstoffkosten gar keine Rolle, 40 t mehr Nutzlast aber schon. (Bitte nicht vergessen: für den Nicht-Wiederverwendbaren Fall und die optimistischen Angaben von Moritz Vieth, die derzeit 110 t höher liegen als die Nutzlastangabe von Elon Musk)<\/p>\n

Dass ich eine Publikation eines anderen nachgerechnet habe, war eine Ausnahme, denn wie ihr schon an den vielen Zahlen steht (und hinter den meisten Angaben stehen Berechnungen mit externen Programmen) ist das extrem arbeitsaufwendig. Wenn ihr den Ausführungen von Senkrechtstarter glaubt, dann ist das okay, verlinkt hier aber keine Videos oder erwartet weitere Stellungnahmen zu diesen.<\/p>\n

Wer den Links im Blog folgt (die nicht zufällig gesetzt wurden) der könnte bald mehr über Raketen wissen als der Senkrechtstarter.<\/p>\n

Anhang<\/h4>\n

Rakete: Starship Propan<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n<\/tr>\n
5.909.400<\/td>\n267.000<\/td>\n7.831<\/td>\n1.592<\/td>\n4,52<\/td>\n160,00<\/td>\n200,00<\/td>\n200,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
70.230<\/td>\n26<\/td>\n90<\/td>\n0<\/td>\n210<\/td>\n90<\/td>\n15<\/td>\n10<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n1<\/td>\n4.201.800<\/td>\n180.000<\/td>\n3.470<\/td>\n70230,0<\/td>\n74457,0<\/td>\n187,43<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n1.440.600<\/td>\n100.000<\/td>\n3.553<\/td>\n14016,0<\/td>\n14538,0<\/td>\n327,63<\/td>\n187,43<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimut<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n26,0 Grad<\/td>\n10 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n15,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten<\/th>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe<\/th>\n200 km<\/td>\n200 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Real<\/th>\n200 km<\/td>\n213 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination:<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
25,1 Grad<\/td>\n239 km<\/td>\n213 km<\/td>\n267.000 kg<\/td>\n267.321 kg<\/td>\n514,9 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\nNr. 3<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n153,6 s<\/td>\n288,0 s<\/td>\n431,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n43,4 Grad<\/td>\n-2,0 Grad<\/td>\n-4,7 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Bezeichnung<\/th>\nZeitpunkt<\/th>\nHöhe:<\/th>\nDistanz:<\/th>\nv(x):<\/th>\nv(y):<\/th>\nv(z):<\/th>\nv:<\/th>\nPerigäum:<\/th>\nApogäum:<\/th>\nBeschleunigung:<\/th>\n<\/tr>\n
Start<\/th>\n0,0 s<\/td>\n0,01 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n2,1 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Rollprogramm<\/th>\n15,0 s<\/td>\n0,27 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n1 m\/s<\/td>\n36 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n36 m\/s<\/td>\n-6369 km<\/td>\n0 km<\/td>\n2,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n153,6 s<\/td>\n56,14 km<\/td>\n0,5 km<\/td>\n1129 m\/s<\/td>\n935 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n1466 m\/s<\/td>\n-6244 km<\/td>\n90 km<\/td>\n18,9 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 1<\/th>\n187,4 s<\/td>\n94,27 km<\/td>\n2,3 km<\/td>\n2024 m\/s<\/td>\n1292 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2402 m\/s<\/td>\n-6037 km<\/td>\n170 km<\/td>\n29,9 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Verkleidung<\/th>\n203,5 s<\/td>\n115,03 km<\/td>\n4,2 km<\/td>\n2145 m\/s<\/td>\n1208 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2462 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-0,6 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n431,0 s<\/td>\n235,66 km<\/td>\n184,0 km<\/td>\n4944 m\/s<\/td>\n-851 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n5017 m\/s<\/td>\n-4250 km<\/td>\n219 km<\/td>\n11,3 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Sim End<\/th>\n514,9 s<\/td>\n212,81 km<\/td>\n451,6 km<\/td>\n7149 m\/s<\/td>\n-1808 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n7374 m\/s<\/td>\n200 km<\/td>\n213 km<\/td>\n30,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rakete: Starship Wasserstoff<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n<\/tr>\n
2.412.000<\/td>\n150.000<\/td>\n7.831<\/td>\n1.623<\/td>\n6,22<\/td>\n160,00<\/td>\n200,00<\/td>\n200,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
27.930<\/td>\n26<\/td>\n90<\/td>\n0<\/td>\n210<\/td>\n90<\/td>\n15<\/td>\n10<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n1<\/td>\n1.662.500<\/td>\n140.000<\/td>\n4.351<\/td>\n27930,0<\/td>\n29332,0<\/td>\n225,84<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n599.500<\/td>\n92.000<\/td>\n4.523<\/td>\n7025,0<\/td>\n7269,0<\/td>\n315,78<\/td>\n225,84<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

<\/h4>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimut<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n26,0 Grad<\/td>\n10 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n15,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten<\/th>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe<\/th>\n200 km<\/td>\n200 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Real<\/th>\n200 km<\/td>\n225 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination:<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
25,2 Grad<\/td>\n226 km<\/td>\n203 km<\/td>\n150.000 kg<\/td>\n149.855 kg<\/td>\n541,6 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\nNr. 3<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n153,6 s<\/td>\n288,0 s<\/td>\n431,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n47,0 Grad<\/td>\n9,7 Grad<\/td>\n-7,9 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Bezeichnung<\/th>\nZeitpunkt<\/th>\nHöhe:<\/th>\nDistanz:<\/th>\nv(x):<\/th>\nv(y):<\/th>\nv(z):<\/th>\nv:<\/th>\nPerigäum:<\/th>\nApogäum:<\/th>\nBeschleunigung:<\/th>\n<\/tr>\n
Start<\/th>\n0,0 s<\/td>\n0,01 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n1,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Rollprogramm<\/th>\n15,0 s<\/td>\n0,23 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n1 m\/s<\/td>\n30 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n30 m\/s<\/td>\n-6369 km<\/td>\n0 km<\/td>\n2,3 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n153,6 s<\/td>\n41,30 km<\/td>\n0,3 km<\/td>\n862 m\/s<\/td>\n647 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n1077 m\/s<\/td>\n-6289 km<\/td>\n56 km<\/td>\n11,6 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 1<\/th>\n225,8 s<\/td>\n104,91 km<\/td>\n5,2 km<\/td>\n2381 m\/s<\/td>\n1066 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2609 m\/s<\/td>\n-5933 km<\/td>\n159 km<\/td>\n23,5 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Verkleidung<\/th>\n235,0 s<\/td>\n115,00 km<\/td>\n6,9 km<\/td>\n2462 m\/s<\/td>\n1019 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2665 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n0,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n431,0 s<\/td>\n225,67 km<\/td>\n171,9 km<\/td>\n4832 m\/s<\/td>\n-627 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n4872 m\/s<\/td>\n-4401 km<\/td>\n211 km<\/td>\n8,2 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Sim End<\/th>\n541,6 s<\/td>\n202,93 km<\/td>\n536,3 km<\/td>\n7118 m\/s<\/td>\n-1976 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n7388 m\/s<\/td>\n200 km<\/td>\n225 km<\/td>\n20,8 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rakete: Starship Kerosin<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n<\/tr>\n
6.566.200<\/td>\n283.000<\/td>\n7.831<\/td>\n1.716<\/td>\n4,31<\/td>\n160,00<\/td>\n200,00<\/td>\n200,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
74.732<\/td>\n26<\/td>\n90<\/td>\n0<\/td>\n210<\/td>\n90<\/td>\n15<\/td>\n10<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n1<\/td>\n4.683.400<\/td>\n184.000<\/td>\n3.429<\/td>\n74732,0<\/td>\n78970,0<\/td>\n195,37<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n1.599.800<\/td>\n100.000<\/td>\n3.506<\/td>\n13866,0<\/td>\n14538,0<\/td>\n361,69<\/td>\n195,37<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimut<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n26,0 Grad<\/td>\n10 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n15,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten<\/th>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe<\/th>\n200 km<\/td>\n200 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Real<\/th>\n198 km<\/td>\n224 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination:<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
25,2 Grad<\/td>\n243 km<\/td>\n203 km<\/td>\n283.000 kg<\/td>\n282.600 kg<\/td>\n557,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\nNr. 3<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n154,2 s<\/td>\n300,0 s<\/td>\n433,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n48,6 Grad<\/td>\n0,1 Grad<\/td>\n-2,8 Grad<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wichtige Aufstiegspunkte<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Bezeichnung<\/th>\nZeitpunkt<\/th>\nHöhe:<\/th>\nDistanz:<\/th>\nv(x):<\/th>\nv(y):<\/th>\nv(z):<\/th>\nv:<\/th>\nPerigäum:<\/th>\nApogäum:<\/th>\nBeschleunigung:<\/th>\n<\/tr>\n
Start<\/th>\n0,0 s<\/td>\n0,01 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n1,6 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Rollprogramm<\/th>\n15,0 s<\/td>\n0,21 km<\/td>\n0,0 km<\/td>\n1 m\/s<\/td>\n28 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n28 m\/s<\/td>\n-6369 km<\/td>\n0 km<\/td>\n2,2 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n154,2 s<\/td>\n49,25 km<\/td>\n0,4 km<\/td>\n952 m\/s<\/td>\n855 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n1280 m\/s<\/td>\n-6273 km<\/td>\n77 km<\/td>\n16,5 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Brennschluss 1<\/th>\n195,4 s<\/td>\n94,10 km<\/td>\n2,2 km<\/td>\n1923 m\/s<\/td>\n1310 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2326 m\/s<\/td>\n-6064 km<\/td>\n171 km<\/td>\n28,7 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Verkleidung<\/th>\n211,4 s<\/td>\n115,04 km<\/td>\n3,9 km<\/td>\n2029 m\/s<\/td>\n1225 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n2370 m\/s<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-6378 km<\/td>\n-1,4 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkelvorgabe<\/th>\n433,0 s<\/td>\n241,34 km<\/td>\n147,9 km<\/td>\n4338 m\/s<\/td>\n-667 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n4389 m\/s<\/td>\n-4820 km<\/td>\n223 km<\/td>\n7,1 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n
Sim End<\/th>\n557,0 s<\/td>\n202,70 km<\/td>\n519,8 km<\/td>\n7127 m\/s<\/td>\n-1941 m\/s<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n7387 m\/s<\/td>\n198 km<\/td>\n224 km<\/td>\n28,7 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"
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<\/div>\n

Ich habe ausnahmsweise \u2013 weil es kurz war, mal das Video angeschaut, das Dirk verlinkt hatte. Ich war schockiert. Wenn das die \u201enormale\u201c Informationsquelle ist, die Blogleser haben, dann muss ich mich über Kommentare, die ein grundlegendes Verständnis der Grundlagen vermissen lassen, nicht mehr wundern.<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"closed","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3,4106],"tags":[3197,3191,5072,5202,4385,258],"class_list":["post-17514","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","category-spacex","tag-kerosin","tag-methan","tag-propan","tag-senkrechtstarter","tag-starship","tag-wasserstoff","entry"],"a3_pvc":{"activated":true,"total_views":987,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18396,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/09\/19\/die-falcon-9-eine-nachlese-2\/","url_meta":{"origin":17514,"position":0},"title":"Die Falcon 9 \u2013 eine Nachlese (2)","author":"Bernd Leitenberger","date":"19. 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